JPH0682200A - 誘導飛しょう体 - Google Patents
誘導飛しょう体Info
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- JPH0682200A JPH0682200A JP23475492A JP23475492A JPH0682200A JP H0682200 A JPH0682200 A JP H0682200A JP 23475492 A JP23475492 A JP 23475492A JP 23475492 A JP23475492 A JP 23475492A JP H0682200 A JPH0682200 A JP H0682200A
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- JP
- Japan
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- dome
- radio
- seeker
- optical window
- cooling gas
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
- F42B10/38—Range-increasing arrangements
- F42B10/42—Streamlined projectiles
- F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 空気抵抗及び空力加熱上不利とならず、射程
距離を延伸させ、かつ誘導精度を改善するための、光波
及び電波の２種類の追尾手段を持つ誘導飛しょう体を得
る。 【構成】 光波と電波の二種類の目標追尾手段を持つ誘
導飛しょう体において、機軸方向前方に誘導装置の電波
ドーム１及び電波シーカ３を配置し、その後方に光波シ
ーカ４と光学窓２を配置する。機体内部に誘導装置から
の信号に従って前方の電波ドームと電波シーカを機体か
ら除去させるアクチュエータを設ける。
距離を延伸させ、かつ誘導精度を改善するための、光波
及び電波の２種類の追尾手段を持つ誘導飛しょう体を得
る。 【構成】 光波と電波の二種類の目標追尾手段を持つ誘
導飛しょう体において、機軸方向前方に誘導装置の電波
ドーム１及び電波シーカ３を配置し、その後方に光波シ
ーカ４と光学窓２を配置する。機体内部に誘導装置から
の信号に従って前方の電波ドームと電波シーカを機体か
ら除去させるアクチュエータを設ける。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、誘導飛しょう体の射
程距離の延伸及び誘導精度の改善に関するものである。
程距離の延伸及び誘導精度の改善に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図７は、従来の誘導飛しょう体の誘導装
置の断面図であり、１は電波ドーム、２は光学窓、３は
電波シーカ、４は光波シーカである。図７に示すような
電波と光波の二つの追尾手段を持つ従来の誘導飛しょう
体は、目標に対して遠距離にある場合は、電波シーカ３
を用いて追尾し、近距離にある場合は、光波シーカ４を
用いて追尾する。電波シーカは一般に光波シーカよりも
探知距離が長いので、長射程の誘導飛しょう体が得られ
る。一方、光波シーカは目標から放射される赤外線等を
検知して追尾するため、目標から発見されにくい誘導飛
しょう体が得られる。
置の断面図であり、１は電波ドーム、２は光学窓、３は
電波シーカ、４は光波シーカである。図７に示すような
電波と光波の二つの追尾手段を持つ従来の誘導飛しょう
体は、目標に対して遠距離にある場合は、電波シーカ３
を用いて追尾し、近距離にある場合は、光波シーカ４を
用いて追尾する。電波シーカは一般に光波シーカよりも
探知距離が長いので、長射程の誘導飛しょう体が得られ
る。一方、光波シーカは目標から放射される赤外線等を
検知して追尾するため、目標から発見されにくい誘導飛
しょう体が得られる。
【０００３】このような、電波シーカと光波シーカの両
方の特徴を活かして、長射程で且つ目標から発見されに
くい誘導飛しょう体を実現することができる。
方の特徴を活かして、長射程で且つ目標から発見されに
くい誘導飛しょう体を実現することができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の誘導飛しょう体
は、光波シーカの光学的な要求から、図７に示すよう
に、電波ドーム１及び光学窓２が球形であるか、図８に
示すように、電波ドーム１及び光学窓２が角錐形状でな
ければならない。図７に示すように、球形のドームを用
いる場合、光波シーカ４に対する光波の光路差がないよ
うに光波シーカ４を誘導飛しょう体の機体の軸の中心に
配置する必要があり、電波シーカ３は中心部分にアンテ
ナを配置できないため、探知性能が悪化する。また、球
形のドームは、空気抵抗が大きいので、誘導飛しょう体
の速度が急速に失われ、射程距離が短くなると同時に、
誘導飛しょう時の旋回性能も劣化する。更に、球形のド
ームは、高速で飛しょうする際に発生する空力加熱に対
しても不利である。
は、光波シーカの光学的な要求から、図７に示すよう
に、電波ドーム１及び光学窓２が球形であるか、図８に
示すように、電波ドーム１及び光学窓２が角錐形状でな
ければならない。図７に示すように、球形のドームを用
いる場合、光波シーカ４に対する光波の光路差がないよ
うに光波シーカ４を誘導飛しょう体の機体の軸の中心に
配置する必要があり、電波シーカ３は中心部分にアンテ
ナを配置できないため、探知性能が悪化する。また、球
形のドームは、空気抵抗が大きいので、誘導飛しょう体
の速度が急速に失われ、射程距離が短くなると同時に、
誘導飛しょう時の旋回性能も劣化する。更に、球形のド
ームは、高速で飛しょうする際に発生する空力加熱に対
しても不利である。
【０００５】一方、図８に示すように、角錘形状のドー
ムを用いる場合、光波シーカ４を誘導飛しょう体の機体
の軸の中心からずらして配置できるので、電波シーカ３
は中心部分にアンテナを配置でき、探知性能は悪化しな
いが、光学窓２に対する光の入射角を大きくして、光学
性能を確保するために、角錐の角度θを大きくとる必要
がある。その結果、ドームの空気抵抗が大きくなり、球
形のドームと同様に射程距離が短くなると同時に、誘導
飛しょう時の旋回性能も劣化するとい課題が生じる。
ムを用いる場合、光波シーカ４を誘導飛しょう体の機体
の軸の中心からずらして配置できるので、電波シーカ３
は中心部分にアンテナを配置でき、探知性能は悪化しな
いが、光学窓２に対する光の入射角を大きくして、光学
性能を確保するために、角錐の角度θを大きくとる必要
がある。その結果、ドームの空気抵抗が大きくなり、球
形のドームと同様に射程距離が短くなると同時に、誘導
飛しょう時の旋回性能も劣化するとい課題が生じる。
【０００６】この発明はかかる課題を解決するためにな
されたものであり、光波シーカを使用しない遠距離にお
いては、光学窓部は電波ドーム後方に位置して空気抵抗
を低減させ、射程距離を伸ばし、光波シーカを使用でき
る近距離においては、電波ドーム部を除去し、光学窓部
を機体前面に出すことで光波シーカが作動し、目標に対
する追尾性能を向上させることができる誘導飛しょう体
を得ることを目的とする。
されたものであり、光波シーカを使用しない遠距離にお
いては、光学窓部は電波ドーム後方に位置して空気抵抗
を低減させ、射程距離を伸ばし、光波シーカを使用でき
る近距離においては、電波ドーム部を除去し、光学窓部
を機体前面に出すことで光波シーカが作動し、目標に対
する追尾性能を向上させることができる誘導飛しょう体
を得ることを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明による誘導飛し
ょう体は、電波及び光波の２種類の追尾手段を前後２段
に重ね、目標に対する距離に応じて、前段の電波ドーム
部を除去し、光波シーカを作動させることができるよう
にしたものである。
ょう体は、電波及び光波の２種類の追尾手段を前後２段
に重ね、目標に対する距離に応じて、前段の電波ドーム
部を除去し、光波シーカを作動させることができるよう
にしたものである。
【０００８】また、前段の電波ドーム部はドーム全体が
一度に分離飛散する。
一度に分離飛散する。
【０００９】また、ドームが複数に分割し分離飛散す
る。
る。
【００１０】また、電波ドームが除去された後の別の形
式として、分割されたドームを空気力により機体外周に
保持する。
式として、分割されたドームを空気力により機体外周に
保持する。
【００１１】また、この発明の別の発明による誘導飛し
ょう体は、さらに光波シーカ用冷却気体を光学窓の外部
前面に吹きつけて、空力加熱による光学窓の温度上昇を
抑える。
ょう体は、さらに光波シーカ用冷却気体を光学窓の外部
前面に吹きつけて、空力加熱による光学窓の温度上昇を
抑える。
【００１２】また、液体を光学窓の外部前面に吹きつけ
て、空力加熱による光学窓の温度上昇を抑える。
て、空力加熱による光学窓の温度上昇を抑える。
【００１３】また、光学窓を多孔性材質で構成し、光波
シーカ用冷却気体を光学窓表面にしみ出して、空力加熱
による光学窓の温度上昇を抑える。
シーカ用冷却気体を光学窓表面にしみ出して、空力加熱
による光学窓の温度上昇を抑える。
【００１４】また、液体を光学窓表面にしみ出して、空
力加熱による光学窓の温度上昇を抑える。
力加熱による光学窓の温度上昇を抑える。
【００１５】
【作用】この発明において、誘導飛しょう体が目標に対
して遠距離にある場合には、光学窓部は電波ドームの後
方に位置し、空気抵抗を低減して射程距離を延ばすと同
時に飛しょう速度の低下を防ぐ。目標が近距離にある場
合には、電波ドーム部を除去することで露出された光学
窓を用いた光波シーカにより、目標の運動に対する追尾
特性を向上させる。
して遠距離にある場合には、光学窓部は電波ドームの後
方に位置し、空気抵抗を低減して射程距離を延ばすと同
時に飛しょう速度の低下を防ぐ。目標が近距離にある場
合には、電波ドーム部を除去することで露出された光学
窓を用いた光波シーカにより、目標の運動に対する追尾
特性を向上させる。
【００１６】またこの発明の別の発明においては、上記
に加え、光学窓部の境界層の冷却または蒸発潜熱によ
り、空力加熱による光学窓の温度上昇を抑えて光波シー
カの性能劣化を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向
上させる。
に加え、光学窓部の境界層の冷却または蒸発潜熱によ
り、空力加熱による光学窓の温度上昇を抑えて光波シー
カの性能劣化を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向
上させる。
【００１７】
実施例１．図１は、この発明の一実施例を示す説明図で
あり、２は光学窓、５はアクチュエータである。図１
は、この発明による誘導飛しょう体が、目標に対して遠
距離にある場合の状態を、図２は、この発明による誘導
飛しょう体が、目標に対して近距離にある場合の状態を
示している。
あり、２は光学窓、５はアクチュエータである。図１
は、この発明による誘導飛しょう体が、目標に対して遠
距離にある場合の状態を、図２は、この発明による誘導
飛しょう体が、目標に対して近距離にある場合の状態を
示している。
【００１８】この発明による誘導飛しょう体が、目標に
対して遠距離にある場合、図１に示すとおり、光学窓２
は電波ドーム１の後方に保持されている。この時、誘導
飛しょう体は電波シーカ３によって目標に誘導される。
電波ドーム１の形状は、電波特性と空力特性を考慮して
最適に設計されているので、良好な電波特性即ち長い探
知距離と低い空気抵抗を得ることができる。
対して遠距離にある場合、図１に示すとおり、光学窓２
は電波ドーム１の後方に保持されている。この時、誘導
飛しょう体は電波シーカ３によって目標に誘導される。
電波ドーム１の形状は、電波特性と空力特性を考慮して
最適に設計されているので、良好な電波特性即ち長い探
知距離と低い空気抵抗を得ることができる。
【００１９】この発明による誘導飛しょう体が、目標に
接近して、光波シーカ４が使用できる程の近距離になっ
た場合、電波シーカ３からの指令がアクチュエータ５に
伝えられ、アクチュエータ５は図２に示すように電波ド
ーム１及び電波シーカ３を分離、飛散させる。その結
果、光波の透過率の高い光学窓２を用い光波シーカ４が
作動する。そのため、機体の目標追尾性能が向上し、最
終的には高い誘導精度が得られる。
接近して、光波シーカ４が使用できる程の近距離になっ
た場合、電波シーカ３からの指令がアクチュエータ５に
伝えられ、アクチュエータ５は図２に示すように電波ド
ーム１及び電波シーカ３を分離、飛散させる。その結
果、光波の透過率の高い光学窓２を用い光波シーカ４が
作動する。そのため、機体の目標追尾性能が向上し、最
終的には高い誘導精度が得られる。
【００２０】実施例２．図３は、この発明の他の実施例
を示す説明図である。上記実施例１では、電波ドーム１
は機体から一括に分離飛散するが、図３に示す通り、電
波ドーム１を複数に分割し分離飛散させても同様の動作
を期待できる。
を示す説明図である。上記実施例１では、電波ドーム１
は機体から一括に分離飛散するが、図３に示す通り、電
波ドーム１を複数に分割し分離飛散させても同様の動作
を期待できる。
【００２１】実施例３．図４は、この発明の他の実施例
を示す説明図であり、６はヒンジである。上記実施例１
及び上記実施例２では、電波ドーム１は機体から分離し
飛散するが、図４に示すとおり、光波シーカ作動時に、
分割された電波ドーム１を空気力により機体外周に保持
しても同様の動作を期待できる。この時、電波ドーム１
はヒンジ６により機体と接続されている。
を示す説明図であり、６はヒンジである。上記実施例１
及び上記実施例２では、電波ドーム１は機体から分離し
飛散するが、図４に示すとおり、光波シーカ作動時に、
分割された電波ドーム１を空気力により機体外周に保持
しても同様の動作を期待できる。この時、電波ドーム１
はヒンジ６により機体と接続されている。
【００２２】実施例４．図５は、この発明の別の発明の
一実施例を示す説明図であり、７はフレキシブル・チュ
ーブ、８はノズル、９は流体供給源である。流体供給源
９には冷却気体が充填されている。
一実施例を示す説明図であり、７はフレキシブル・チュ
ーブ、８はノズル、９は流体供給源である。流体供給源
９には冷却気体が充填されている。
【００２３】この発明の別の発明による誘導飛しょう体
が、目標に接近して、光波シーカ４が使用できる程の近
距離になった場合、電波シーカ３からの指令がアクチュ
エータ５に伝えられ、アクチュエータ５は電波ドーム１
及び電波シーカ３を、上記実施例１に示すように除去さ
せる。その結果、光波の透過率の高い光学窓２を光波シ
ーカ４が作動する。さらにこの時、流体供給源９から冷
却気体をフレキシブル・チューブ７によって光学窓２の
外部前面に導いて、フレキシブル・チューブ７の先端に
取り付けられたノズル８から噴出させる。このことによ
って、冷却気体の吹付け部及びその下流の境界層が冷却
され、光学窓２が空力加熱で熱せられ温度が上昇するこ
とを防ぎ、光学窓２が赤外線を放射するのを抑えること
ができる。そのため、光波シーカ４の目標追尾性能が向
上し、最終的には高い誘導精度が得られる。
が、目標に接近して、光波シーカ４が使用できる程の近
距離になった場合、電波シーカ３からの指令がアクチュ
エータ５に伝えられ、アクチュエータ５は電波ドーム１
及び電波シーカ３を、上記実施例１に示すように除去さ
せる。その結果、光波の透過率の高い光学窓２を光波シ
ーカ４が作動する。さらにこの時、流体供給源９から冷
却気体をフレキシブル・チューブ７によって光学窓２の
外部前面に導いて、フレキシブル・チューブ７の先端に
取り付けられたノズル８から噴出させる。このことによ
って、冷却気体の吹付け部及びその下流の境界層が冷却
され、光学窓２が空力加熱で熱せられ温度が上昇するこ
とを防ぎ、光学窓２が赤外線を放射するのを抑えること
ができる。そのため、光波シーカ４の目標追尾性能が向
上し、最終的には高い誘導精度が得られる。
【００２４】電波ドーム１の除去形式は、上記実施例２
に示すように分割し分離飛散する形式でも良いことはい
うまでもない。
に示すように分割し分離飛散する形式でも良いことはい
うまでもない。
【００２５】また、上記実施例３に示すように電波ドー
ム１が分割し空気力により機体外周に保持される形式で
も良いことはいうまでもない。
ム１が分割し空気力により機体外周に保持される形式で
も良いことはいうまでもない。
【００２６】実施例５．上記実施例４では冷却気体が流
体供給源９に充填されているが、流体供給源９に液体を
充填し、光学窓２に液体を吹き付けることで、蒸発潜熱
により、同様の動作が期待できる。
体供給源９に充填されているが、流体供給源９に液体を
充填し、光学窓２に液体を吹き付けることで、蒸発潜熱
により、同様の動作が期待できる。
【００２７】実施例６．図６は、この発明の別の発明の
一実施例を示す説明図である。電波ドーム１及び電波シ
ーカ３を除去した後に露出する光学窓２を多孔性材質で
構成し、光波シーカ４作動時に流体供給源９中に冷却気
体を充填し、フレキシブル・チューブ７によって冷却気
体を光学窓２上に導き、しみ出させる。このことによっ
て、冷却気体のしみ出した部位の境界層が冷却され、同
様の動作が期待できる。
一実施例を示す説明図である。電波ドーム１及び電波シ
ーカ３を除去した後に露出する光学窓２を多孔性材質で
構成し、光波シーカ４作動時に流体供給源９中に冷却気
体を充填し、フレキシブル・チューブ７によって冷却気
体を光学窓２上に導き、しみ出させる。このことによっ
て、冷却気体のしみ出した部位の境界層が冷却され、同
様の動作が期待できる。
【００２８】実施例７．上記実施例６では冷却気体を光
学窓２上にしみ出したが、流体供給源９中に液体を充填
し、液体をしみ出すことで蒸発潜熱により、同様の動作
が期待できる。
学窓２上にしみ出したが、流体供給源９中に液体を充填
し、液体をしみ出すことで蒸発潜熱により、同様の動作
が期待できる。
【００２９】
【発明の効果】この発明は以上説明したとおり、電波及
び光波２種類の追尾手段を機軸方向に前後２段に配置
し、目標との距離に応じて電波ドーム及び電波シーカを
除去させることによって、初中期飛しょう時において
は、誘導飛しょう体の空気抵抗を小さくして飛しょう距
離を延ばし、終末飛しょう時においては、目標が放射す
る光波の透過率の高い光学窓を用い光波シーカを作動さ
せることができるので、目標の運動に対する追尾性能を
向上させることができる。
び光波２種類の追尾手段を機軸方向に前後２段に配置
し、目標との距離に応じて電波ドーム及び電波シーカを
除去させることによって、初中期飛しょう時において
は、誘導飛しょう体の空気抵抗を小さくして飛しょう距
離を延ばし、終末飛しょう時においては、目標が放射す
る光波の透過率の高い光学窓を用い光波シーカを作動さ
せることができるので、目標の運動に対する追尾性能を
向上させることができる。
【００３０】さらに、上記に加え、冷却気体あるいは液
体を光波シーカ前面に吹き付けることによって、光学窓
部の境界層の冷却あるいは蒸発潜熱が生じ、光学窓の空
力加熱による温度上昇を抑えて、光波シーカの性能劣化
を防ぐことができるので、追尾性能を向上させ、最終的
には命中精度が高くなるという効果がある。
体を光波シーカ前面に吹き付けることによって、光学窓
部の境界層の冷却あるいは蒸発潜熱が生じ、光学窓の空
力加熱による温度上昇を抑えて、光波シーカの性能劣化
を防ぐことができるので、追尾性能を向上させ、最終的
には命中精度が高くなるという効果がある。
【００３１】また、光学窓に多孔性材質を用いること
で、冷却気体あるいは液体を光波シーカ前面にしみ出さ
せることができ、構成が簡単化される。
で、冷却気体あるいは液体を光波シーカ前面にしみ出さ
せることができ、構成が簡単化される。
【図１】この発明の実施例１を示す説明図である。
【図２】この発明の実施例１を示す説明図である。
【図３】この発明の実施例２を示す説明図である。
【図４】この発明の実施例３を示す説明図である。
【図５】この発明の実施例４を示す説明図である。
【図６】この発明の実施例６を示す説明図である。
【図７】従来の誘導飛しょう体を示す説明図である。
【図８】従来の誘導飛しょう体を示す説明図である。
１ 電波ドーム ２ 光学窓 ３ 電波シーカ ４ 光波シーカ ５ アクチュエータ ６ ヒンジ ７ フレキシブル・チューブ ８ ノズル ９ 流体供給源
Claims (6)
- 【請求項１】 光波と電波の二種類の目標追尾手段を持
つ誘導飛しょう体において、上記誘導飛しょう体の機軸
方向前方に誘導装置の電波ドームと電波シーカと、上記
電波ドームと上記電波シーカの後方に光波シーカと光学
窓と、誘導装置からの信号に従って上記電波ドームと電
波シーカを機体前部から除去させるアクチュエータとを
設けたことを特徴とする誘導飛しょう体。 - 【請求項２】 電波ドームが一度に分離飛散もしくは複
数に分割して飛散するように構成したことを特徴とする
請求項１記載の誘導飛しょう体。 - 【請求項３】 電波ドーム不要時に、上記電波ドームを
機体外周に保持されるように構成したことを特徴とする
請求項１記載の誘導飛しょう体。 - 【請求項４】 冷却気体供給源を内蔵し、上記冷却気体
を導くチューブと、上記チューブの先端に取付けられ、
上記光学窓の外部前面に上記冷却気体を吹きつけるため
のノズルを誘導装置のドームに設けたことを特徴とする
請求項１記載の誘導飛しょう体。 - 【請求項５】 液体供給源を内蔵し、上記液体を導くチ
ューブと、上記チューブの先端に取り付けられ、上記光
学窓の外部前面に上記液体を吹きつけるためのノズルを
誘導装置のドームに設けたことを特徴とする請求項１記
載の誘導飛しょう体。 - 【請求項６】 冷却気体もしくは液体供給源を内蔵し、
光学窓を多孔性の材質で構成したことを特徴とする請求
項１記載の誘導飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23475492A JPH0682200A (ja) | 1992-09-02 | 1992-09-02 | 誘導飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23475492A JPH0682200A (ja) | 1992-09-02 | 1992-09-02 | 誘導飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0682200A true JPH0682200A (ja) | 1994-03-22 |
Family
ID=16975833
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23475492A Pending JPH0682200A (ja) | 1992-09-02 | 1992-09-02 | 誘導飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0682200A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3137844A4 (en) * | 2014-04-30 | 2017-11-08 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Cover |
| CN117360764A (zh) * | 2023-12-08 | 2024-01-09 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
-
1992
- 1992-09-02 JP JP23475492A patent/JPH0682200A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3137844A4 (en) * | 2014-04-30 | 2017-11-08 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Cover |
| US9976837B2 (en) | 2014-04-30 | 2018-05-22 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Seeker head and air vehicle including same |
| CN117360764A (zh) * | 2023-12-08 | 2024-01-09 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
| CN117360764B (zh) * | 2023-12-08 | 2024-03-12 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
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