RU2205360C2 - Способ управления ракетой - Google Patents
Способ управления ракетой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2205360C2 RU2205360C2 RU2001101567/02A RU2001101567A RU2205360C2 RU 2205360 C2 RU2205360 C2 RU 2205360C2 RU 2001101567/02 A RU2001101567/02 A RU 2001101567/02A RU 2001101567 A RU2001101567 A RU 2001101567A RU 2205360 C2 RU2205360 C2 RU 2205360C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- missile
- photodetector
- engine
- output signal
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - исключение затенения оптической линии связи "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного разгонного двигателя ракеты за счет использования в зависимости от сложившихся реальных условий наведения коррекции программной команды управления при выводе ракеты на линию визирования цели. Способ управления ракетой включает запуск ракеты под углом к линии визирования цели, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели. Новым в способе управления является то, что измеряют текущий выходной сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты, сравнивают полученный сигнал с опорным сигналом и в случае, если выходной сигнал фотоприемного устройства меньше опорного, то программную команду управления формируют равной максимально возможной команде управления, а если выходной сигнал фотоприемного устройства больше опорного, то программную команду управления корректируют обратно пропорционально величине текущего выходного сигнала фотоприемного устройства пеленгатора ракеты. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.
Известны способы управления ракетой на участке вывода ее на линию визирования цели (ЛВЦ), включающие запуск ракеты, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от требуемой траектории, и передачу команд управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели ([1], стр. 327-330).
Управление ракетами сопровождается дымообразованием собственного двигателя на разгонном участке, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе наведения, связанном с выводом ракеты на ЛВЦ ([2], стр. 29-31), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель - ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты.
Известные способы управления ракетой, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственных двигателей, основываются на разнесении траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели ([3], стр. 509-513, [4], стр. 28-29).
Известный способ управления вследствие использования на участке полета ракеты с работающим двигателем заранее назначенной программной команды управления, которая в силу этого не учитывает разброс времени работы двигателя в диапазоне температур ее боевого применения, уход параметров ракеты и системы управления в условиях эксплуатации, случайные возмущения, действующие на ракету и приводящие к эволюциям ее траектории вывода, скорость перемещения ЛВЦ и т.д., ограничен применением в комплексах вооружения, так как указанные факторы могут приводить к срыву наведения из-за возможного в условиях реального полета перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом собственного двигателя ракеты, геометрически совпадающего в пространстве с линией визирования ракеты.
Схема, поясняющая условие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты, приведена на фиг.1, где обозначено:
φ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;
r - дальность до ракеты;
V - скорость ракеты;
α - угол атаки;
ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;
θ - угол наклона траектории ракеты относительно ЛВЦ;
χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;
ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа и линией визирования ракеты.
φ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;
r - дальность до ракеты;
V - скорость ракеты;
α - угол атаки;
ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;
θ - угол наклона траектории ракеты относительно ЛВЦ;
χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;
ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа и линией визирования ракеты.
Из фиг. 1 видно, что отсутствие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты имеет место при выполнении условия
χ<ζ. (1)
Угол запуска ракеты относительно ЛВЦ и программная команда выбираются с таким расчетом, чтобы в процессе вывода ракеты обеспечить превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ. Так как стрельба управляемыми ракетами сопровождается рассеиванием траектории, связанным с действием случайных факторов, то в процессе наведения может оказаться, что условие (1) не выполняется. В этом случае ОЛС "носитель - ракета" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя, а наведение ракеты - сорвано. С другой стороны, в условиях реального полета величина априори назначенной программной команды управления может оказаться избыточно завышенной с точки зрения выполнения соотношения (1) и в то же время ее располагаемая величина вызовет колебательность переходного процесса вывода ракеты на ЛВЦ и увеличение мертвой зоны поражения.
χ<ζ. (1)
Угол запуска ракеты относительно ЛВЦ и программная команда выбираются с таким расчетом, чтобы в процессе вывода ракеты обеспечить превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ. Так как стрельба управляемыми ракетами сопровождается рассеиванием траектории, связанным с действием случайных факторов, то в процессе наведения может оказаться, что условие (1) не выполняется. В этом случае ОЛС "носитель - ракета" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя, а наведение ракеты - сорвано. С другой стороны, в условиях реального полета величина априори назначенной программной команды управления может оказаться избыточно завышенной с точки зрения выполнения соотношения (1) и в то же время ее располагаемая величина вызовет колебательность переходного процесса вывода ракеты на ЛВЦ и увеличение мертвой зоны поражения.
Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты, срыва наведения ракеты и уменьшение дальности ее вывода на ЛВЦ.
Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели, измеряют текущий выходной сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты, сравнивают полученный сигнал с опорным сигналом, формируемым пропорционально ожидаемому выходному сигналу фотоприемного устройства от фонового излучения, и в случае, если выходной сигнал фотоприемного устройства меньше опорного, то программную команду управления формируют равной максимально возможной команде управления, а если выходной сигнал фотоприемного устройства больше опорного, то программную команду управления корректируют обратно пропорционально величине текущего выходного сигнала фотоприемного устройства пеленгатора ракеты.
В данном способе управления решение задачи основывается на сочетании операций программного телеуправления ракетой и дополнительных операций, корректирующих команду управления в соответствии с измеренным текущим уровнем оптического сигнала, принимаемого пеленгатором от ракеты, который определяется реальной угловой ориентацией ракеты и ее дымового шлейфа относительно ЛВЦ, а также и условиями своего прохождения по ОЛС. Наличие коррекции программной команды в зависимости от сложившегося реального уровня оптического сигнала от ракеты, который определяет возможность ее индикации, позволяет обеспечить выполнение условия (1) и исключить перекрывание ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты.
Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".
Управление ракетой осуществляется следующим образом. На ракету, запущенную под углом к ЛВЦ, передается программная команда управления δ0, равная максимальной команде управления для данной ракеты. Ракета, отрабатывая команду δ0, разворачивается с установившимися угловой скоростью тангажа 
(продольной оси ракеты и дымового шлейфа, связанного с ней) и угловой скоростью касательной к траектории 
(вектора скорости ракеты), определяемыми соотношением ([1], стр. 105)
где К - известный передаточный коэффициент ракеты.
где К - известный передаточный коэффициент ракеты.
Углы ориентации ракеты ϑ,θ относительно ЛВЦ определяются (с точностью до угла атаки α, который обеспечивается используемым методом наведения) соотношением ([1], стр. 345-346)
Угол ζ, определяющий угловую ориентацию дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно ее линии визирования, равен (фиг.1)
ζ = ϑ-φ. (4)
Таким образом, соотношения (2), (3), (4) и (1) связывают для известной ракеты текущее угловое положение продольной оси дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно ее линии визирования с командой управления δ0 и условием незатенения ОЛС "носитель - ракета". Если условие (1) не выполняется, то ОЛС попадает в зону затенения дымовым шлейфом, при этом оптический сигнал от факела ракеты ослабляется, определяя тем самым уровень электрического сигнала U (например, фототока) на выходе фотоприемного устройства пеленгатора ракеты ([6], стр. 100-101, 106)
где kфп - крутизна преобразования сигнала;
Е(х, у) - облученность фотоприемника в точке с координатами (х, у);
S - площадь засвеченной области фотоприемника.
Угол ζ, определяющий угловую ориентацию дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно ее линии визирования, равен (фиг.1)
ζ = ϑ-φ. (4)
Таким образом, соотношения (2), (3), (4) и (1) связывают для известной ракеты текущее угловое положение продольной оси дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно ее линии визирования с командой управления δ0 и условием незатенения ОЛС "носитель - ракета". Если условие (1) не выполняется, то ОЛС попадает в зону затенения дымовым шлейфом, при этом оптический сигнал от факела ракеты ослабляется, определяя тем самым уровень электрического сигнала U (например, фототока) на выходе фотоприемного устройства пеленгатора ракеты ([6], стр. 100-101, 106)
где kфп - крутизна преобразования сигнала;
Е(х, у) - облученность фотоприемника в точке с координатами (х, у);
S - площадь засвеченной области фотоприемника.
Если на выходе фотоприемного устройства сигнал по уровню меньше порогового значения U≤Uп, то на ракету продолжает подаваться программная команда δ0. Ракета под воздействием команды разворачивается относительно ЛВЦ, увеличивая угол ориентации дымового шлейфа ζ, при этом затенение ОЛС уменьшается, а сигнал фотоприемного устройства увеличивается до уровня, достаточного для надежного формирования пеленгатором координат ракеты.
Пороговое значение выходного сигнала фотоприемного устройства пеленгатора Uп определяет уровень сигнала, при котором пеленгатор надежно выделяет сигнал и формирует координаты ракеты по оптическому излучению факела разгонного двигателя. В качестве порогового значения сигнала Uп может быть принят уровень сигнала, равный трем уровням излучения от окружающего фона Uп=3Uф, где Uф - уровень фонового излучения.
Наличие на выходе фотоприемного устройства сигнала больше порогового значения означает, что затенение ОЛС не превышает допустимого с точки зрения ослабления оптического сигнала от ракеты. Поэтому команда управления уменьшается обратно пропорционально уровню электрического сигнала фотоприемного устройства, соотнесенного к пороговому значению сигнала, например, в соответствии с соотношением
где kз - коэффициент пропорциональности, определяемый потребным запасом по уровню сигнала (kз=l...3).
где kз - коэффициент пропорциональности, определяемый потребным запасом по уровню сигнала (kз=l...3).
При этом скорость разворота ракеты относительно ЛВЦ 
уменьшается, сохраняя угол ориентации дымового шлейфа ζ достаточным для незатенения ОЛС и выполнения соотношения (1). Одновременно уменьшается по сравнению с использованием постоянной команды управления δ0 угол подхода ракеты к ЛВЦ θ, что благоприятно сказывается на уменьшении колебательности вывода и уменьшении мертвой зоны вывода ракеты.
При изменении условий вывода, приводящих к уменьшению угла ориентации дымового шлейфа факела двигателя ζ и увеличению затенения ОЛС, при которых ослабление оптического сигнала от ракеты увеличивается, а выходной сигнал U фотоприемного устройства пеленгатора ракеты уменьшается, команда управления корректируется в сторону увеличения обратно пропорционально величине сигнала фотоприемного устройства, поддерживая тем самым необходимый с точки зрения обеспечения прохождения оптического сигнала от ракеты угол ориентации ракеты и дымового шлейфа относительно ЛВЦ.
Таким образом, управление ракетой с учетом скорректированной команды позволяет обеспечить выполнение условия по незатенению ОЛС "носитель - ракета", что исключает перекрывание ее дымовым шлейфом факела собственного разгонного двигателя ракеты и срыв наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.
Функциональная схема системы управления, реализующей предлагаемый способ управления ракетой, приведена на фиг.2.
Система управления ракетой состоит из пеленгатора цели 1 и контура управления ракетой, включающего в каждом канале тангажа и курса последовательно соединенные пеленгатор ракеты 2, блок формирования команды управления, пропорциональной угловому рассогласованию между ракетой и ЛВЦ 3, второй вход которого соединен с соответствующим выходом пеленгатора цели 1, сумматор 4, устройство передачи команд управления 5 и ракету 6, а также из порогового устройства 7, первый вход которого подключен к второму выходу пеленгатора ракеты 2, а второй вход - к источнику опорного сигнала, последовательно соединенных блока формирования программной команды 8, схемы деления 9, второй вход которой подключен к второму выходу пеленгатора ракеты 2, третий вход - к источнику опорного сигнала, и управляемого коммутатора 10, второй вход которого подключен к выходу блока формирования программной команды 8, командный вход - к выходу порогового устройства 7, а выход соединен с вторым входом сумматора 4.
Составляющие элементы системы - пеленгатор цели 1, пеленгаторы ракеты 2, блок формирования команды управления, пропорциональной угловому рассогласованию между ракетой и ЛВЦ 3, устройство передачи команд управления 5 и блок формирования программной команды 8 представляют собой известные штатные элементы системы управления ракетой ([3], [4]) или могут быть выполнены:
пеленгатор цели, устройство передачи команд управления - ([5], стр. 335);
пеленгатор ракеты - ([6], стр. 20-22);
блок формирования команды управления, пропорциональной угловому рассогласованию между ракетой и ЛВЦ, и блок формирования программной команды на счетно-решающих элементах - ([1], стр. 371).
пеленгатор цели, устройство передачи команд управления - ([5], стр. 335);
пеленгатор ракеты - ([6], стр. 20-22);
блок формирования команды управления, пропорциональной угловому рассогласованию между ракетой и ЛВЦ, и блок формирования программной команды на счетно-решающих элементах - ([1], стр. 371).
Элементы - сумматор 4, пороговое устройство 7 и схема деления 9, управляемый коммутатор 10 могут быть выполнены, например, на базе операционных усилителей ([7], соответственно стр. 43, 232, 125, 236).
Опорный сигнал может задаваться, например, отмасштабированным операционным усилителем напряжением с блока питания.
Система управления ракетой работает следующим образом. Пеленгатор цели 1 осуществляет сопровождение цели и измерение ее угловых координат. До запуска ракеты 6 пеленгатор 2 направляется в ожидаемую относительно ЛВД точку появления ракеты. Далее при наличии индикации ракеты осуществляет ее захват, сопровождение и формирование угловых координат по измеренному оптическому сигналу своего фотоприемного устройства. Измеренные угловые координаты ракеты и цели поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования команды управления 3, где формируется команда управления, пропорциональная угловому рассогласованию между ЛВЦ и ракетой ([1], стр. 370-371). Сформированная команда с выхода блока 3 поступает на первый вход сумматора 4, где суммируется с программной командой управления, поступающей на его второй вход с выхода управляемого коммутатора 10, и далее устройством передачи команд управления 5 передается на ракету 6. Ракета под действием суммарной команды управления осуществляет движение относительно ЛВЦ.
Программная команда управления δ0, сформированная в блоке 8, поступает на второй вход управляемого коммутатора 10, связанного с его нормально замкнутыми контактами, и на первый вход схемы деления 9. Далее программная команда с выхода коммутатора 10 поступает на соответствующий вход сумматора 4. В процессе управления ракетой сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты 2 с его второго выхода поступает на первый вход порогового устройства 7, второй вход которого подключен к задатчику опорного сигнала, и на второй вход схемы деления 9. В устройстве 9, на третий вход которого поступает сигнал с задатчика опорного сигнала, формируется в соответствии с соотношением (5) скорректированная программная команда управления, которая поступает на первый вход управляемого коммутатора 10, связанного с его нормально разомкнутыми контактами.
Если измеренный сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты 2 по уровню не превышает опорный сигнал, то с порогового устройства 7 на командный вход управляемого коммутатора 10 поступает запирающий сигнал и тогда через нормально замкнутые контакты управляемого коммутатора 10 и далее с его выхода программная команда управления ракетой поступает на второй вход сумматора 4 и далее на ракету.
Если измеренный сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты 2 по уровню превышает опорный сигнал, то сигнал на выходе порогового устройства 7 меняет свое состояние, которое, управляя командным входом управляемого коммутатора 10, размыкает его нормально замкнутые контакты и замыкает нормально разомкнутые. При этом через замкнутые контакты коммутатора и далее с его выхода скорректированная программная команда управления (5) поступает на второй вход сумматора 4 и далее на ракету. Ракета, отрабатывая команду управления, изменяет угловую ориентацию дымового шлейфа собственного двигателя, при которой обеспечивается незатенение ОЛС.
Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе управления ракетой позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты и срыв наведения ракеты.
Предлагаемый способ управления ракетой позволяет повысить помехоустойчивость ОЛС "носитель - ракета" и эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.
Источники информации
1. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965.
1. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965.
2. Ф.К. Heупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.
3. International Defense Review, 1972, v. 5,015.
4. Aircraft, 1972, v. 5, N12.
5. Под ред. В.В. Григорина-Рябова. Радиолокационные устройства. - М.: Советское радио, 1970.
6. Ю.М. Астапов, Д.В. Васильев, Ю.И. Заложнев. Теория оптико-электронных следящих систем. - М.: Наука, 1988.
7. И.М. Тетельбаум, Ю.Р. Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. М.: Энергоатомиздат, 1987.
Claims (1)
- Способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к линии визирования цели, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели, отличающийся тем, что измеряют текущий выходной сигнал фотоприемного устройства пеленгатора ракеты, сравнивают полученный сигнал с опорным сигналом, формируемым пропорционально ожидаемому выходному сигналу фотоприемного устройства от фонового излучения, и в случае, если выходной сигнал фотоприемного устройства меньше опорного, то программную команду управления формируют равной максимально возможной команде управления, а если выходной сигнал фотоприемного устройства больше опорного, то программную команду управления корректируют обратно пропорционально величине текущего выходного сигнала фотоприемного устройства пеленгатора ракеты.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001101567/02A RU2205360C2 (ru) | 2001-01-16 | 2001-01-16 | Способ управления ракетой |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001101567/02A RU2205360C2 (ru) | 2001-01-16 | 2001-01-16 | Способ управления ракетой |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001101567A RU2001101567A (ru) | 2002-12-20 |
| RU2205360C2 true RU2205360C2 (ru) | 2003-05-27 |
Family
ID=20244971
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001101567/02A RU2205360C2 (ru) | 2001-01-16 | 2001-01-16 | Способ управления ракетой |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2205360C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537124C1 (ru) * | 2013-07-11 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ телеуправления ракетой |
-
2001
- 2001-01-16 RU RU2001101567/02A patent/RU2205360C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| International Defense Review, 1972, v. 5, p. 509-513. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537124C1 (ru) * | 2013-07-11 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ телеуправления ракетой |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8450668B2 (en) | Optically guided munition control system and method | |
| US4611771A (en) | Fiber optic track/reaim system | |
| US5465212A (en) | Helicopter integrated fire and flight control having a pre-launch and post-launch maneuver director | |
| EP2843355B1 (en) | Semi-active laser seeker synchronization | |
| US4198015A (en) | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot | |
| US4383662A (en) | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via gimbal angle controller autopilot | |
| US5310135A (en) | Helicopter integrated fire and flight control having coordinated area bombing control | |
| US4705237A (en) | Launcher for an optically guided, wire-controlled missile with improved electronic circuitry | |
| RU2205360C2 (ru) | Способ управления ракетой | |
| RU2390721C1 (ru) | Способ защиты объекта от управляемых ракет | |
| RU2406067C1 (ru) | Способ управления ракетой | |
| RU2722711C1 (ru) | Способ наведения управляемого боеприпаса и устройство для его осуществления | |
| RU2192605C2 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты и система наведения для его реализации | |
| Palumbo | Guest editor’s introduction: homing missile guidance and control | |
| RU2613016C1 (ru) | Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и устройство для его осуществления | |
| USH796H (en) | Open loop seeker aiming guiding system | |
| RU2297588C1 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты с раскрываемыми после пуска рулями | |
| RU2234041C2 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты | |
| RU2122700C1 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты | |
| RU2263874C1 (ru) | Способ управления ракетой | |
| RU2292005C1 (ru) | Установка для стрельбы по скоростным низколетящим целям | |
| RU2213318C1 (ru) | Способ наведения управляемой ракеты | |
| RU2188381C2 (ru) | Способ командного телеуправления ракетой | |
| RU2219483C2 (ru) | Способ стрельбы управляемым снарядом и система наведения управляемого снаряда | |
| RU2106597C1 (ru) | Способ наведения телеуправляемой ракеты и система наведения для его реализации |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080117 |