RU2362965C2 - Device to form time of correcting missile head separation - Google Patents
Device to form time of correcting missile head separation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2362965C2 RU2362965C2 RU2007108818/02A RU2007108818A RU2362965C2 RU 2362965 C2 RU2362965 C2 RU 2362965C2 RU 2007108818/02 A RU2007108818/02 A RU 2007108818/02A RU 2007108818 A RU2007108818 A RU 2007108818A RU 2362965 C2 RU2362965 C2 RU 2362965C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- time
- integrator
- input
- rocket
- output
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам с отделяющимися (вскрывающимися) боевыми частями, и может быть использовано при разработке устройств формирования времени коррекции отделения боевой части ракет, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.The invention relates to military equipment, namely missiles with detachable (opening) warheads, and can be used in the development of devices for forming the correction time of separation of the warhead of missiles, including rockets of multiple launch rocket systems.
Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с отделяемыми (вскрывающимися) боевыми частями. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является точность доставки боевой части к цели, в частности точность по дальности, зависящая от точности определения момента отделения боевой части. В свою очередь, точность определения момента отделения боевой части зависит в основном от разбросов массово-энергетических характеристик ракеты и разброса коэффициента ее лобового сопротивления, знание которых позволяет в принципе решить задачу нахождения требуемого момента отделения боевой части.As you know, work is currently underway to increase the effectiveness of target destruction through the use of missiles with detachable (opening) warheads. One of the main criteria for the effectiveness of such missiles is the accuracy of delivery of the warhead to the target, in particular accuracy in range, depending on the accuracy of determining the moment of separation of the warhead. In turn, the accuracy of determining the moment of separation of the warhead depends mainly on the scatter of the mass-energy characteristics of the rocket and the spread of the coefficient of its drag, the knowledge of which allows, in principle, to solve the problem of finding the required moment of separation of the warhead.
Известна ракета с разделяющейся боевой частью, механизмом ее отделения и приборным отсеком с датчиками ускорений (см., например, Ю.М. Николаев, Ю.С. Соломонов. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ. - М.: Воениздат, 1979 г., стр.19, 20).Known missile with a separable warhead, its separation mechanism and the instrument compartment with acceleration sensors (see, for example, Yu.M. Nikolaev, Yu.S. Solomonov. Engineering design of guided ballistic missiles with solid propellant rocket engines. - M.: Military Publishing, 1979 ., p. 19, 20).
Такое техническое решение позволяет обеспечить формирование времени отделения боевой части ракеты, однако точность определения момента отделения боевой части недостаточна для получения требуемых параметров огневого поражения цели.Such a technical solution allows for the formation of the separation time of the warhead of the rocket, however, the accuracy of determining the moment of separation of the warhead is insufficient to obtain the required parameters for fire destruction of the target.
Таким образом, задача данного технического решения заключалась в формировании времени отделения боевой части ракеты без обеспечения требуемых параметров огневого поражения.Thus, the objective of this technical solution was to form the time of separation of the warhead of the rocket without providing the required parameters for fire destruction.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты являются наличие акселерометра и вычислителя поправки на время отделения боевой части.Common features with the proposed device for the formation of the correction time of the separation of the warhead of the rocket are the presence of an accelerometer and a calculator of correction for the time of separation of the warhead.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является устройство формирования времени коррекции вскрытия или отделения головной части ракеты, содержащее акселерометр и вычислитель поправки на время вскрытия или отделения головной части, принятое авторами за прототип (патент РФ №2180955, кл. F42B 15/00, F42C 9/00, опубл. 27.03.2002, Бюл. №9).The closest in technical essence and the achieved technical result is a device for generating time for correcting the opening or separation of the head of a rocket, containing an accelerometer and a calculator for adjusting for the time of opening or separation of the head, adopted by the authors as a prototype (RF patent No. 2180955, class F42B 15/00 , F42C 9/00, published March 27, 2002, Bull. No. 9).
Такая конструкция устройства формирования времени коррекции позволяет решать задачу огневого поражения цели за счет вычисления поправки на время отделения боевой части.This design of the device for forming the correction time allows you to solve the problem of fire damage to the target by calculating the correction for the time of separation of the warhead.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение огневого поражения цели за счет отделения боевой части в расчетный момент времени с поправкой на время отделения, определяемой с учетом внешних возмущений, влияющих на разброс параметров движения ракеты. В свою очередь, расчетный момент времени отделения боевой части определяется по расчетным (нормативным) параметрам движения ракеты.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase fire damage to the target due to separation of the warhead at the estimated time, adjusted for separation time, determined taking into account external disturbances that affect the dispersion of rocket motion parameters. In turn, the estimated time of separation of the warhead is determined by the calculated (normative) parameters of rocket movement.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты являются наличие акселерометра с двумя выходами, соответствующими положительной и отрицательной величине ускорения, и вычислителя поправки времени отделения боевой части.Common features with the proposed device for the formation of the correction time of separation of the warhead of a rocket are the presence of an accelerometer with two outputs corresponding to a positive and negative value of acceleration, and a calculator of the correction of time of separation of the warhead.
В отличие от прототипа устройство снабжено интегратором, обеспечивающим определение текущих значений скорости ракеты, и устройством запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, соответствующего максимальной скорости ракеты, последовательно включенными между выходами акселерометра и первым входом вычислителя поправки времени отделения боевой части ракеты, а также измерителем времени достижения сигнала интегратора максимального значения, вход которого подключен к выходу акселерометра, соответствующему положительной величине ускорения, а выход - ко второму входу вычислителя поправки, который выполнен с возможностью определения поправки на время отделения боевой части в зависимости от суммы отклонений максимальной скорости ракеты, получаемой с выхода устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, и времени ее достижения от их нормативных значений.Unlike the prototype, the device is equipped with an integrator that determines the current values of the rocket speed, and a device for storing the maximum output signal of the integrator corresponding to the maximum speed of the rocket, sequentially connected between the outputs of the accelerometer and the first input of the calculator, corrections of the separation time of the warhead of the rocket, and also a time meter for reaching the signal of the integrator of the maximum value, the input of which is connected to the output of the accelerometer, corresponding to acceleration, and the output to the second input of the correction computer, which is configured to determine the correction for the separation time of the warhead, depending on the sum of the deviations of the maximum speed of the rocket received from the output of the memory device of the maximum level of the output signal of the integrator, and the time it was reached from them normative values.
Вычислитель поправки реализует алгоритм вида:The correction calculator implements an algorithm of the form:
ΔT=K1ΔV+K2Δτ, где ΔТ - поправка на время отделения боевой части;ΔT = K 1 ΔV + K 2 Δτ, where ΔТ is the correction for the time of separation of the warhead;
ΔV, Δτ - соответственно отклонения максимальной скорости ракеты, получаемой с выхода устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, и времени ее достижения от их нормативных значений; K1, K2 - коэффициенты пропорциональности, зависящие от массово-энергетических характеристик ракеты.ΔV, Δτ - respectively, the deviation of the maximum speed of the rocket received from the output of the device for storing the maximum level of the output signal of the integrator, and the time of its achievement from their standard values; K 1 , K 2 - proportionality coefficients, depending on the mass-energy characteristics of the rocket.
Время отделения Т головной части ракеты при заданной дальности является функцией ряда параметров, включая максимальную скорость ракеты V и время ее достижения τ, т.е.The separation time T of the head of the rocket at a given range is a function of a number of parameters, including the maximum speed of the rocket V and the time it reaches τ, i.e.
T=f(V,τ).T = f (V, τ).
Полный дифференциал времени отделения может быть записан какThe full differential of the separation time can be written as
где 
Обозначив 
Коэффициенты K1, K2 по сути своей являются коэффициентами влияния отклонения максимальной скорости ракеты и времени ее достижения от нормативных (расчетных) значений.The coefficients K 1 , K 2 in essence are the coefficients of the influence of the deviation of the maximum speed of the rocket and the time of its achievement from the standard (calculated) values.
Значения этих коэффициентов лежат в пределах: K1=0,01-0,35, K2=0,05-5,00.The values of these coefficients lie in the range: K 1 = 0.01-0.35, K 2 = 0.05-5.00.
Первоначально перед пуском ракеты в ее бортовую систему вводится расчетное время отделения Т, соответствующее расчетным значениям максимальной скорости ракеты и времени ее достижения. На траектории полета по результатам измерения отклонения фактических значений максимальной скорости ракеты и времени ее достижения от расчетных осуществляется расчет поправки на время отделения по приведенному алгоритму.Initially, before the launch of the rocket, the estimated time of separation T corresponding to the calculated values of the maximum speed of the rocket and the time of its achievement is introduced into its on-board system. On the flight path, according to the results of measuring the deviation of the actual values of the maximum speed of the rocket and the time of its achievement from the calculated ones, the correction for the separation time is calculated using the above algorithm.
Измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения выполнен в виде последовательно соединенных схемы задержки и измерителя временного интервала, при этом вход измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения подключен к входу "Сброс" схемы задержки, выход которой подключен к входу "Стоп" измерителя временных интервалов, вход "Пуск" которой соединен с входом устройства приема сигнала начала движения ракеты, а выход - с выходом измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения, причем схема задержки выполнена с возможностью задержки в пределах 0,3-0,5 с.The time meter for reaching the integrator's maximum value signal is made in the form of a series-connected delay circuit and a time interval meter, while the input of the time meter for reaching the integrator's maximum value signal is connected to the “Reset” input of the delay circuit, the output of which is connected to the “Stop” input of the time interval meter, the “Start” input which is connected to the input of the device for receiving the signal of the beginning of the rocket’s movement, and the output - with the output of the time meter for reaching the maximum integrator signal about the values, moreover, the delay circuit is configured to delay within 0.3-0.5 s.
Эти отличия позволяют сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.These differences allow us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.The indicated features, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности огневого поражения за счет повышения точности определения момента отделения боевой части ракеты путем вычисления поправки времени отделения одновременно в функции отклонений максимальной скорости ракеты и момента ее достижения относительно их нормативных значений.The objective of the invention is to increase the effectiveness of fire destruction by increasing the accuracy of determining the moment of separation of the warhead of the rocket by calculating the correction of the separation time simultaneously as a function of the deviations of the maximum speed of the rocket and the moment of its achievement relative to their standard values.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в предлагаемом устройстве между выходом акселерометра и вычислителем поправки времени отделения боевой части последовательно включены интегратор и устройство запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора, введением в состав устройства измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения и реализацией блоком вычисления поправки приведенного выше алгоритма.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the proposed device between the output of the accelerometer and the calculator, the corrections of the separation time of the warhead are sequentially included an integrator and a device for storing the maximum level of the output signal of the integrator, introducing the integrator into the device of the time meter for reaching the signal of the maximum value and implementing corrections of the above algorithm.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемого устройства формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the inventive device for forming the time for correction of separation of the warhead of a rocket, allow, in particular, due to the following:
акселерометра с интегратором получать текущие значения скорости ракеты;an accelerometer with an integrator to receive the current values of the speed of the rocket;
устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора выделить отклонение максимальной скорости ракеты относительно нормативного значения;devices for storing the maximum level of the output signal of the integrator to highlight the deviation of the maximum velocity of the rocket relative to the standard value;
измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения выделить его отклонение относительно нормативного значения и тем самым поставить время отделения боевой части в зависимость от разброса массово-энергетических параметров ракеты.measuring the time the integrator’s signal reaches its maximum value, highlight its deviation relative to the standard value and thereby make the separation time of the warhead dependent on the dispersion of the mass-energy parameters of the rocket.
Выполнение измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения в виде схемы задержки на фиксированное время 0,3-0,5 с и измерителя временных интервалов позволяет повысить точность измерения за счет исключения влияния вибрационных нагрузок, действующих на ракету в момент окончания работы реактивного двигателя.The implementation of the time meter for reaching the integrator signal of the maximum value in the form of a delay circuit for a fixed time of 0.3-0.5 s and a time interval meter makes it possible to increase the accuracy of the measurement by eliminating the influence of vibrational loads acting on the rocket at the time the jet engine ends.
Устройство формирования времени коррекции отделения головной части ракеты приведено на чертеже. В состав устройства входят акселерометр 1, вычислитель поправки времени отделения боевой части ракеты 2, интегратор 3, устройство запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4, измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5. Акселерометр 1 имеет два выхода. Выход 6 соответствует положительному знаку измеряемого ускорения, выход 7 - отрицательному. Оба выхода акселерометра 1 подключены к соответствующим входам 8 и 9 интегратора 3. Выход 10 интегратора 3 подключен к входу 11 устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4, выход которого подключен к первому входу 12 вычислителя поправки времени отделения боевой части ракеты 2. Время коррекции формируется на выходе 13 устройства.The device for forming the correction time of separation of the head part of the rocket is shown in the drawing. The device includes an accelerometer 1, a calculator for adjusting the separation time of the warhead of a rocket 2, an integrator 3, a device for storing the maximum level of the output signal of the integrator 4, a time meter for reaching the signal of the integrator of the maximum value 5. Accelerometer 1 has two outputs. Output 6 corresponds to the positive sign of the measured acceleration, output 7 to the negative. Both outputs of the accelerometer 1 are connected to the corresponding inputs 8 and 9 of the integrator 3. Output 10 of the integrator 3 is connected to the input 11 of the device for storing the maximum level of the output signal of the integrator 4, the output of which is connected to the first input 12 of the calculator of the correction of the separation of the warhead of the rocket 2. The correction time is formed output 13 of the device.
Измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 своим входом 14 подключен к выходу 6 акселерометра 1, на котором формируются сигналы при положительной величине ускорения, а выходом 15 ко второму входу 16 вычислителя 2. Он состоит из схемы задержки 17 и измерителя временного интервала 18. Вход сброса R схемы задержки 17 соединен с входом 14 измерителя 5, а ее выход 19 соединен с входом "Стоп" 20 измерителя временного интервала 18. Вход "Пуск" 21 измерителя временных интервалов 18 соединен с входом 22 устройства, по которому осуществляется прием сигнала начала движения ракеты. Выход 23 измерителя временных интервалов 18 соединен с выходом 15 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5, соединенным со вторым входом 16 вычислителя 2.The time meter for reaching the integrator signal of maximum value 5 is connected by its input 14 to the output 6 of the accelerometer 1, on which the signals are generated at a positive acceleration value, and by the output 15 to the second input 16 of the calculator 2. It consists of a delay circuit 17 and a time interval meter 18. Input the reset R of the delay circuit 17 is connected to the input 14 of the meter 5, and its output 19 is connected to the input "Stop" 20 of the time interval meter 18. The input "Start" 21 of the time interval meter 18 is connected to the input 22 of the device, by which wish to set up the reception signal the start of the rocket. The output 23 of the time interval meter 18 is connected to the output 15 of the time meter for reaching the integrator signal of maximum value 5, connected to the second input 16 of the calculator 2.
Устройство функционирует следующим образом.The device operates as follows.
После запуска ракетного двигателя ракета движется с положительным ускорением, измеряемым акселерометром 1, изменяя свою скорость, определяемую интегратором 3. В начале движения ракеты на входе 22 устройства появляется сигнал, поступающий на вход "Пуск" 21 измерителя временного интервала 18, в результате чего измеритель 18 начинает отсчет времени. Положительное ускорение ракеты приводит к появлению сигналов на выходе 6 акселерометра 1. Эти сигналы, поступая на вход 14 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 и далее на вход сброса R схемы задержки 17, устанавливают ее в исходное положение. После окончания работы ракетного двигателя ракета движется с замедлением, т.е. с отрицательным ускорением, и ее скорость уменьшается. Устройство 4 запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора осуществляет запоминание максимальной скорости ракеты, информация о которой поступает на вход 12 вычислительного устройства 2. Формирование сигналов на выходе 6 акселерометра 1 прекращается, и сигналы на входе сброса R схемы задержки 17 исчезают. На выходе 19 этой схемы с некоторой задержкой появляется сигнал, по входу 20 останавливающий отсчет времени измерителя временных интервалов 18. Значение измеренного времени по выходу 23 измерителя временных интервалов 18 поступает на выход 15 измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 и далее на вход 26 вычислителя 2. Вычислитель 2 определяет отклонения полученных от устройства запоминания максимального уровня выходного сигнала интегратора 4 и измерителя времени достижения сигнала интегратора максимального значения 5 данных от нормативных значений и затем, с использованием заранее определенных коэффициентов K1, K2, вычисляет требуемую поправку на время отделения боевой части по вышеприведенному алгоритму.After starting the rocket engine, the rocket moves with positive acceleration, as measured by accelerometer 1, changing its speed determined by the integrator 3. At the beginning of the rocket’s movement, a signal appears at the input 22 of the device at the start input 21 of the time interval meter 18, as a result of which the meter 18 starts the countdown. Positive acceleration of the rocket leads to the appearance of signals at the output 6 of the accelerometer 1. These signals, arriving at the input 14 of the time meter to reach the integrator signal of maximum value 5 and then to the reset input R of the delay circuit 17, set it to its original position. After the rocket engine finishes operating, the rocket moves with deceleration, i.e. with negative acceleration, and its speed decreases. The device 4 for storing the maximum level of the output signal of the integrator stores the maximum speed of the rocket, information about which is fed to the input 12 of the computing device 2. The generation of signals at the output 6 of the accelerometer 1 is stopped, and the signals at the reset input R of the delay circuit 17 disappear. At the output 19 of this circuit, with a certain delay, a signal appears that stops the countdown of the time interval meter 18 at the input 20. The value of the measured time at the output 23 of the time interval meter 18 goes to the output 15 of the time meter to reach the integrator signal of maximum value 5 and then to the input 26 of the calculator 2. Calculator 2 determines the deviations received from the device for storing the maximum level of the output signal of the integrator 4 and the time meter for reaching the signal of the integrator maximum Achen 5 data from normative values and then using predetermined coefficients K 1, K 2, calculates the required correction for the time separation of the warhead of the above algorithm.
Выполнение устройства формирования времени коррекции отделения боевой части ракеты в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения цели за счет повышения точности определения поправки на время отделения боевой части на 15…25%.The implementation of the device for forming the correction time of separation of the warhead of the rocket in accordance with the invention has improved the efficiency of fire destruction of the target by increasing the accuracy of determining the correction for the time of separation of the warhead by 15 ... 25%.
Введение в измеритель времени достижения сигнала интегратора максимального значения схемы задержки на время 0,3-0,5 с исключает влияние вибрационных нагрузок в момент окончания работы двигателя ракеты на точность измерения.The introduction of the maximum value of the delay circuit for a time of 0.3-0.5 s into the time meter for reaching the integrator signal eliminates the influence of vibration loads at the moment the rocket engine finishes operating on the measurement accuracy.
Технический результат заявляемого изобретения подтвержден многочисленными испытаниями образцов корректируемых ракет.The technical result of the claimed invention is confirmed by numerous tests of samples of adjustable missiles.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007108818/02A RU2362965C2 (en) | 2007-03-09 | 2007-03-09 | Device to form time of correcting missile head separation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007108818/02A RU2362965C2 (en) | 2007-03-09 | 2007-03-09 | Device to form time of correcting missile head separation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007108818A RU2007108818A (en) | 2008-09-20 |
| RU2362965C2 true RU2362965C2 (en) | 2009-07-27 |
Family
ID=39867508
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007108818/02A RU2362965C2 (en) | 2007-03-09 | 2007-03-09 | Device to form time of correcting missile head separation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2362965C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509319C1 (en) * | 2012-10-10 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") | Method for radar determination of time of end of active phase of ballistic trajectory |
| RU2510861C1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Method for radar determination of time of end of active phase of ballistic trajectory |
| RU2540323C1 (en) * | 2014-01-21 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Method of determining modulus of velocity of ballistic target in ground-based radar station |
| RU2559296C2 (en) * | 2012-11-12 | 2015-08-10 | Федеральное бюджетное учреждение "3 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" | Method of determining magnitude of velocity of aerodynamic target |
| RU2607358C1 (en) * | 2015-08-05 | 2017-01-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский центр "Резонанс" (ЗАО "НИЦ "Резонанс") | Method for radar determination of ballistic object speed magnitude |
| RU171271U1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-05-29 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский центр "Резонанс" (ЗАО "НИЦ "Резонанс") | Recognition device for a non-maneuvering ballistic missile from samples of range products at radial speed |
-
2007
- 2007-03-09 RU RU2007108818/02A patent/RU2362965C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2510861C1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Method for radar determination of time of end of active phase of ballistic trajectory |
| RU2509319C1 (en) * | 2012-10-10 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") | Method for radar determination of time of end of active phase of ballistic trajectory |
| RU2559296C2 (en) * | 2012-11-12 | 2015-08-10 | Федеральное бюджетное учреждение "3 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" | Method of determining magnitude of velocity of aerodynamic target |
| RU2540323C1 (en) * | 2014-01-21 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" | Method of determining modulus of velocity of ballistic target in ground-based radar station |
| RU2607358C1 (en) * | 2015-08-05 | 2017-01-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский центр "Резонанс" (ЗАО "НИЦ "Резонанс") | Method for radar determination of ballistic object speed magnitude |
| RU171271U1 (en) * | 2015-12-09 | 2017-05-29 | Закрытое акционерное общество "Научно-исследовательский центр "Резонанс" (ЗАО "НИЦ "Резонанс") | Recognition device for a non-maneuvering ballistic missile from samples of range products at radial speed |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007108818A (en) | 2008-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2362965C2 (en) | Device to form time of correcting missile head separation | |
| US7513455B1 (en) | Ballistic missile interceptor guidance by acceleration relative to line-of-sight | |
| US8502126B2 (en) | System and method for navigating an object | |
| KR101944596B1 (en) | Method and Apparatus for compensating meterological data | |
| Pamadi et al. | Assessment of a GPS guided spinning projectile using an accelerometer-only IMU | |
| Atallah et al. | Modeling and simulation for free fall bomb dynamics in windy environment | |
| Pettersson et al. | Aerodynamics and flight stability for a course corrected artillery round | |
| RU2338236C1 (en) | Onboard angular stabilisation system for controlling flying aircraft | |
| Courtney et al. | Experimental tests of the proportionality of aerodynamic drag to air density for supersonic projectiles | |
| Dali et al. | Increasing the Range of Contemporary Artillery Projectiles | |
| Schmidt et al. | Trajectory perturbations of fin-stabilized projectiles due to muzzle blast | |
| Riyadl et al. | Study on The Development of Guidance System Technology for 122-140 mm Artillery Rocket | |
| RU2180955C1 (en) | Device for forming time of correction of opening or separation of rocket nose cone | |
| RU2400699C2 (en) | Method of setting time of correcting rocket warhead opening or separation | |
| CN103499704B (en) | A kind of bullet speed-measuring method | |
| RU2584401C1 (en) | Method of separating sustainer and device therefor | |
| US3249324A (en) | Method and system for inertial guidance | |
| CN103604324B (en) | Rocket firework quality detecting method | |
| Brochu et al. | Three-degree-of-freedom (DOF) missile trajectory simulation model and comparative study with a high fidelity 6DOF model | |
| CN110440829B (en) | High-overload testing device and method for inertial device | |
| RU2539825C1 (en) | Controlled missile guidance system | |
| Vergez | Tactical missile guidance with passive seekers under high off-boresight launch conditions | |
| RU2539823C1 (en) | Method of self-guidance of small-sized missiles to target and system for its implementation | |
| RU2687694C1 (en) | Method of determining main flight characteristics of guided sea missiles | |
| İnel | Modelling of an impact resistant navigation system for gun projectiles based on low cost MEMS sensors |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150310 |