RU2213318C1 - Method of aiming of guided rocket - Google Patents
Method of aiming of guided rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2213318C1 RU2213318C1 RU2002112258/02A RU2002112258A RU2213318C1 RU 2213318 C1 RU2213318 C1 RU 2213318C1 RU 2002112258/02 A RU2002112258/02 A RU 2002112258/02A RU 2002112258 A RU2002112258 A RU 2002112258A RU 2213318 C1 RU2213318 C1 RU 2213318C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aiming
- rocket
- target
- missile
- aiming line
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных пусковых установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др. The invention relates to military equipment, and more specifically to methods for guiding guided missiles, in particular, installed as part of guided missile systems both on land launchers and at various objects, such as, for example, tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers installation, etc.
Наведение снарядов и управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения сухопутных войск, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных объектах: танках, боевых машинах пехоты, самоходных пусковых установках и др. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемым ракетным вооружением. Aiming shells and guided missiles during their flight can significantly improve the accuracy of weapons systems of the ground forces, installed both on the ground and in various moving objects: tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers, etc. The firepower of such vehicles increases significantly. due to the addition of conventional weapons (artillery or small arms) with guided missile weapons.
В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет и снарядов. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения в целом. Currently, various methods of guiding guided missiles and shells are known. The effectiveness of the guidance method also determines the effectiveness of the weapons complex as a whole.
Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с эти отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (например, А.Н. Латухин. Противотанковое вооружение. - М. : Воениздат, 1974, с. 192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения: французские SS-10, SS-11, SS-12, "Энтаю", английские "Виджилент", "Малкара", западногерманская "Кобра", шведская "Бантам", швейцарская "Москито-64", отечественные "Шмель", "Фаланга", "Малютка" и др. There is a method of pointing guided missiles of the first generation, which consists in pointing the aiming line at the target by the gunner (operator), eye-measuring the deviation of the guided missile from it, acting on the missile control organs in accordance with these deviations before combining the guided missile with the target (for example, A.N. Latukhin. Anti-tank weapons. - M.: Military Publishing House, 1974, p. 192-236). The first generation includes guided (anti-tank) missiles with manual guidance systems: French SS-10, SS-11, SS-12, Entai, English Vigilent, Malkara, West German Cobra, Swedish Bantam, Swiss "Mosquito-64", domestic "Bumblebee", "Phalanx", "Baby" and others.
ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траттории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. The first-generation ATGMs and their guidance methods have obvious drawbacks: the low speed of the missile’s movement, realized in them, and, consequently, a very long flight time (20-25 s), the presence of an unaffected zone in front of the firing position 300-600 m deep, low rate of fire compared with other anti-tank weapons and others. Training personnel in shooting rules and practical skills is very expensive and difficult, as manual control requires rigorous selection and thorough training of operators. A low missile flight speed requires the operator to continuously monitor the missile and the target and control the missile throughout the trattoria. Therefore, gunners (operators) ATGM are subject to strict requirements.
Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты. Отсутствует объективная информация о текущем управляемой ракеты от цели и моменте достижения управляемой ракетой плоскости цели, что вызывает напряженность оператора. Оператор испытывает также значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона, размеры которой достигают 600-700 м. For training and periodic training of guided missile gunners with a manual guidance system, sophisticated electron-optical simulators are required. In addition, with this control method it is practically impossible to eliminate one of the main disadvantages: the low flight speed of the guided missile. The fact is that with an increase in the flight speed of the rocket, the work of the gunner is greatly complicated, since control is usually carried out using commands based on the relative position of the rocket and the target. The gunner physically does not have time to respond in a timely manner to changes in the direction of flight of a high-speed rocket. There is no objective information about the current guided missile from the target and when the guided missile reached the target plane, which causes tension to the operator. The operator also experiences significant difficulties in bringing the rocket to the line of sight. In order to avoid pecking the rocket on the ground near the launcher (firing object), the latter gives a significant elevation angle. As a result, an unfired zone is formed (see above), the dimensions of which reach 600-700 m.
Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружены 9K112-1 "Кобра" (например, Комплекс вооружения танка - Т-64 Б. Материалы учебного пособия. - М.: ВАБТВ, 1977, с. 8-51). Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9K112-1 "Кобра" заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде. There is also a known method of guiding a guided missile of a guided missile complex armed with 9K112-1 "Cobra" (for example, the Tank Armament Complex - T-64 B. Materials of the training manual. - M .: VABTV, 1977, p. 8-51). This method according to the technical essence and essential features is the closest to the claimed and adopted for its prototype. At the same time, it is also the basic object of the proposed method. The guidance method of the guided missile of the 9K112-1 Cobra complex consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring the deviation of the guided missile during its flight from the aiming line by the guidance system, automatically generating and transmitting to the missile a control command corresponding to this deviation, automatic generating and applying to the rocket controls a signal corresponding to this command.
Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонения от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):
увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с;
уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;
уменьшение "мертвой зоны" до 75 м и менее от огневой полиции;
более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразные ситуациях противотанкового боя;
упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически), что повыше точность стрельбы и уменьшает влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;
облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.This method differs from the previous one in that the gunner (operator) conducts continuous tracking of the target, combining the aiming line with it, and tracking the missile, measuring its deviation from the aiming line, generating and transmitting commands on board the flying rocket, and then on it controls are made automatically by the guidance system. This method in comparison with the previous one provides (see ibid.):
increase in missile flight speed up to 220-500 m / s;
reducing the flight time of the rocket to the maximum range;
reduction of the "dead zone" to 75 m or less from the fire police;
higher efficiency and stability of firing results in various situations of anti-tank combat;
simplification of the operator’s work (its functions are reduced only to combining the aiming line with the target, and control commands are generated and transmitted to the rocket automatically), which increases the accuracy of shooting and reduces the impact on its results of individual operator data;
facilitating the selection of operators, simplifying the process and reducing the cost of training.
Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняют наводчику слежение за целью, создавая ему световую помеху. В результате всего этого остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, что приводит к промаху или потере ракеты и постоянной напряженности оператора. Если же передача команд управления на борт ракеты происходит по радиоканалу, то со стороны противника возможно противодействие путем применения по стреляющему комплексу противорадиолокационных управляемых ракет, что еще больше увеличивает напряженность оператора. However, this method also has disadvantages. The need for a long-term retention of the aiming line on the target, the lack of objective information about the moment of approaching the guided missile to it leads to operator tension and the danger of losing the guided missile, especially when light or dust interference appears in the operator’s field of vision. The presence on board the rocket of the radiation source necessary for the formation of light feedback and a closed control loop make it difficult for the gunner to track the target, creating him light interference. As a result of all this, significant errors in combining the aiming line with the target remain, which leads to miss or missile loss and constant operator tension. If control commands are transferred to the missile aboard via a radio channel, then the enemy can counteract the use of anti-radar guided missiles at the firing complex, which further increases the operator’s tension.
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты, защищенности ее и стреляющего объекта. The aim of the present invention is to increase the guidance efficiency of a guided missile, its security and firing object.
Указанная цель достигается тем, что формируют и совмещают с целью вторую линию прицеливания, измеряют отклонение ракеты от второй линии прицеливания, формируют в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания вторую команду управления, а сигнал на органы управления ракетой вырабатывают в соответствии с суммой первой и второй команд управления. При этом вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой, значение которого определяется выражением:
где lmin - минимальное расстояние между стреляющими объектами в плоскости, перпендикулярной к плоскости стрельбы,
Дmax - максимальная дальность стрельбы управляемой ракетой,
γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания,
Дmin - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты (удаление пересечения границ полей (лучей) управления ракетой от стреляющих объектов),
Дц - дальность до цели,
Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10o<Ψ<90o.This goal is achieved by the fact that they form and combine a second aiming line with the target, measure the deviation of the rocket from the second aiming line, form a second control command in accordance with its deviation from the second aiming line, and a signal to the rocket controls is generated in accordance with the sum of the first and second management teams. In this case, the second line of sight is formed at an acute angle to the first, the value of which is determined by the expression:
where l min - the minimum distance between firing objects in a plane perpendicular to the plane of fire,
D max - the maximum firing range of a guided missile,
γ is the acute angle between the first and second aiming lines,
D min - the minimum range of the start of joint guidance of the guided missile (removal of the intersection of the boundaries of the fields (rays) of the missile control from firing objects),
D c - the distance to the target,
Ψ is the divergence angle of the field (beam) of the control of the guided missile guidance system, the value of which is determined by the expression 10 o <Ψ <90 o .
Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны принцип формирования двух линий прицеливания, траектория полета управляемой ракеты и приняты следующие обозначения: 1 - цель (Ц), 2 - первая линия прицеливания (ЛП1), 3 - вторая линия прицеливания (ЛП2), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - траектория управляемой ракеты, 6 - первый стреляющий объект, 7 - второй стреляющий объект, γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания, Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10o<Ψ<90o, с - пересечение границ поле (лучей) управления ракетой.The invention is illustrated by the drawing, which shows the principle of the formation of two aiming lines, the guided missile flight path and the following notation: 1 - target (C), 2 - first aiming line (PL 1 ), 3 - second aiming line (PL 2 ), 4 - guided missile (UR), 5 - trajectory of a guided missile, 6 - first firing target, 7 - second firing target, γ - sharp angle between the first and second aiming lines, Ψ - divergence angle of the field (beam) of control of the guided missile guidance system, whose value is determined by you Agen 10 o <Ψ <90 o, c - the intersection of the field boundaries (rays) missile control.
Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. Оба стреляющих объекта устанавливаются таким образом относительно цели и друг относительно друга, чтобы в соответствии с их техническими характеристиками при одновременном визировании цели и запуске управляемой ракеты одним из них был возможен захват управляемой ракеты и ее дальнейшее наведение вторым комплексом. Это достигается при выполнении условия (1). Например, для комплексов, реализующих прототип, расстояние между объектами lmin должно быть около 50 м (при стрельбе на максимальную дальность - 4000 м), что обеспечивает, с одной стороны, рациональное значение Дmin, а с другой - уменьшает вероятность поражения стреляющих объектов со стороны противника.Implementation (work) of the proposed method is as follows. Both firing objects are set in such a way relative to the target and relative to each other, so that in accordance with their technical characteristics while sighting the target and launching the guided missile, one of them could capture the guided missile and its further guidance by the second complex. This is achieved if condition (1) is satisfied. For example, for complexes that implement the prototype, the distance between objects l min should be about 50 m (when shooting at a maximum range of 4000 m), which ensures, on the one hand, a rational value of D min , and on the other, reduces the likelihood of hitting shooting objects from the enemy.
Получив команду на поражение цели (при подготовленной к работе аппаратуре комплексов вооружения), наводчики стреляющих объектов совмещают линии прицеливания своих прицелов с целью 1 (см. чертеж) и один из них (например, стреляющий объект 6) производит запуск управляемой ракеты. После запуска управляемой ракеты 4 системы наведения обоих стреляющих комплексов 6 и 7 производят ее захват. Информация об отклонении управляемой ракеты от первой линии прицеливания 2 воспринимается и измеряется системой наведения первого стреляющего объекта 6, а информация об отклонении управляемой ракеты от второй линии прицеливания 3 воспринимается и измеряется системой наведения второго стреляющего объекта 7. В соответствии с измеренными отклонениями станции наведения обоих комплексов формируют команды управления К1 и К2 и по линии связи передают их на управляемую ракету 4, где они суммируются (с учетом знака) и передаются на органы управления ракеты. Сигнал управления в этом случае будет определяться выражением
Иу = К(К1 + К2), где Иу - сигнал управления, подаваемый на органы управления ракеты, К - передаточный коэффициент, К1 - команда управления, формируемая системой наведения первого стреляющего объекта 6, К2 - команда управления, формируемая системой наведения второго стреляющего объекта 7. В результате такого формирования сигнала управления ракета в процессе полета будет находиться между линиями прицеливания и, если характеристики систем наведения будут идентичными, то на равном удалении от каждой из линий прицеливания.Having received a command to hit the target (with the equipment of the weapon systems prepared for operation), the gunners of the firing objects combine the aiming lines of their sights with target 1 (see drawing) and one of them (for example, firing object 6) launches a guided missile. After launching a guided missile 4 guidance systems of both firing complexes 6 and 7 produce its capture. Information about the deviation of the guided missile from the first aiming line 2 is perceived and measured by the guidance system of the first firing object 6, and information about the deviation of the guided missile from the second aiming line 3 is perceived and measured by the guidance system of the second firing object 7. In accordance with the measured deviations of the guidance station of both complexes form control commands K 1 and K 2 and transfer them to a guided missile 4 via a communication line, where they are summed up (taking into account the sign) and transmitted to control bodies missile rocket. The control signal in this case will be determined by the expression
And y = K (K 1 + K 2 ), where And y is the control signal supplied to the rocket controls, K is the gear ratio, K 1 is the control command generated by the guidance system of the first shooting object 6, K 2 is the control command, formed by the guidance system of the second firing object 7. As a result of such formation of the control signal, the missile during the flight will be between the aiming lines and, if the characteristics of the guidance systems are identical, then at an equal distance from each of the aiming lines.
Согласование совместной работы систем наведения обоих стреляющих объектов происходит (при необходимости) с помощью согласующего устройства, обеспечивающего при подаче команды на запуск одной из ракет подачу соответствующей команды на систему второго стреляющего объекта 7, переводящей ее в режим управления ракетой (без ее пуска), слежения за нею и ее наведения на цель. При появлении трудностей в одновременной передаче команд управления с двух стреляющих объектов на одну и ту же ракету (например, если канал передачи команд выполнен на основе радиоканала), синхронизирующее устройство обеспечивает поочередную передачу команд для предотвращения взаимных помех. Coordination of the joint operation of the guidance systems of both firing objects occurs (if necessary) with the help of a matching device, which, when a command is sent to launch one of the missiles, provides the appropriate command to the system of the second firing object 7, which transfers it to the missile control mode (without launching it), tracking after her and her guidance on the target. If difficulties arise in the simultaneous transmission of control commands from two firing objects to the same missile (for example, if the command transmission channel is based on a radio channel), the synchronizing device provides alternate transmission of commands to prevent mutual interference.
Динамика процесса управления при движении управляемой ракеты между первой и второй линиями прицеливания (в треугольнике, образованном целью 1 и стреляющими объектами 6, 7) определяется разностью команд управления, а при движении вне треугольника - их суммой. Это обеспечивает увеличение коэффициента усиления объединенной системы наведения при неизменных характеристиках каждой из самостоятельных систем наведения. Если управление происходит на линейных участках каждой из идентичных по характеристикам систем наведения, то коэффициент усиления удваивается. Благодаря этому достигается качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы может обеспечить повышение и точности, и быстродействия. The dynamics of the control process when a guided missile moves between the first and second aiming lines (in a triangle formed by target 1 and shooting objects 6, 7) is determined by the difference in control commands, and when moving outside the triangle, by their sum. This provides an increase in the gain of the integrated guidance system with the same characteristics of each of the independent guidance systems. If control occurs on the linear sections of each of the guidance systems, identical in characteristics, then the gain doubles. Due to this, a qualitatively new result is achieved (increase in gain) without changing the characteristics of the systems, which, with satisfactory stability of the combined system, can provide an increase in both accuracy and speed.
Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет достичь и ряд других положительных результатов. Совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения позволяет повысить надежность захвата и наведения в случае выхода из стоя одной из систем, повысить помехоустойчивость системы, так как при потере управления одной системой из-за световых или пыледымовых помех, наведение продолжает вторая. Повышается также и защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиолокационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга (в одном случае около 50 м), приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами (6 и 7). Using the proposed method of guided missile guidance allows you to achieve a number of other positive results. Joint guidance of a guided missile by two guidance systems allows to increase the reliability of capture and guidance in the event of a failure of one of the systems, to increase the noise immunity of the system, since in case of loss of control of one system due to light or dust interference, guidance continues to the second. The security of both firing complexes against anti-radar missiles of the enemy also increases, since the GOS of the enemy’s missiles, summing up the signals about the location of the firing complexes located at a certain distance from each other (in one case about 50 m), leads to a miss (the enemy’s missile passes as usually between shooting objects (6 and 7).
Выше в качестве примера рассмотрены системы наведения с радиоуправляемыми ракетами. Однако все вышесказанное справедливо и для систем наведения с другими каналами формирования и передачи команд управления (например, для лучевых систем наведения). Above, as an example, guidance systems with radio-controlled missiles are considered. However, all of the above is true for guidance systems with other channels for the formation and transmission of control commands (for example, for beam guidance systems).
Claims (1)
где lmin - минимальное расстояние между стреляющими объектами в плоскости, перпендикулярной к плоскости стрельбы;
Дmax - максимальная дальность стрельбы управляемой ракетой;
γ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания;
Дmin - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты (удаление пересечения границ полей (лучей) управления ракетой от стреляющих объектов);
Дц - дальность до цели;
Ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты, значение которого определяется выражением 10o<Ψ<90o.A method of guiding a guided missile at a target, which consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring the guidance system for the deviation of a guided missile from the aiming line during its flight, automatically generating and transmitting to the missile a control command corresponding to this deviation, automatic generation and transmission to rocket controls for the signal corresponding to this command, characterized in that they form and combine for the purpose a second line of sight, measure the deviation of the rocket from W A second aiming line is formed in accordance with its deviation from the second aiming line, and a signal to the rocket controls is generated in accordance with the sum of the first and second control commands, while the second aiming line is formed at an acute angle to the first, the value of which is determined expression
where l min - the minimum distance between shooting objects in a plane perpendicular to the plane of fire;
D max - the maximum firing range of a guided missile;
γ is the acute angle between the first and second aiming lines;
D min - the minimum range of the start of joint guidance of the guided missile (removal of the intersection of the boundaries of the fields (rays) of the missile control from firing objects);
D c - range to the target;
Ψ is the divergence angle of the field (beam) of the control of the guided missile guidance system, the value of which is determined by the expression 10 o <Ψ <90 o .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002112258/02A RU2213318C1 (en) | 2002-05-13 | 2002-05-13 | Method of aiming of guided rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002112258/02A RU2213318C1 (en) | 2002-05-13 | 2002-05-13 | Method of aiming of guided rocket |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2213318C1 true RU2213318C1 (en) | 2003-09-27 |
Family
ID=29777726
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002112258/02A RU2213318C1 (en) | 2002-05-13 | 2002-05-13 | Method of aiming of guided rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2213318C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2473934C1 (en) * | 2011-10-19 | 2013-01-27 | Алексей Вячеславович Бытьев | Method of tracking mobile object |
| CN112556494A (en) * | 2020-11-16 | 2021-03-26 | 中国运载火箭技术研究院 | Horizontal aiming method and system, storage medium and electronic device |
-
2002
- 2002-05-13 RU RU2002112258/02A patent/RU2213318C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Комплекс вооружения танка-Т-64Б. Материалы учебного пособия. - М.: ВАБТВ, 1977, с.8-51. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2473934C1 (en) * | 2011-10-19 | 2013-01-27 | Алексей Вячеславович Бытьев | Method of tracking mobile object |
| CN112556494A (en) * | 2020-11-16 | 2021-03-26 | 中国运载火箭技术研究院 | Horizontal aiming method and system, storage medium and electronic device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3955292A (en) | Apparatus for antiaircraft gunnery practice with laser emissions | |
| US5036748A (en) | Weapon system | |
| US11105589B1 (en) | Handheld automatic weapon subsystem with inhibit and sensor logic | |
| US20040033472A1 (en) | All-optical precision gunnery simulation (PGS) method and system | |
| Bousquet | Lethal visions: the eye as function of the weapon | |
| RU2542691C1 (en) | Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) | |
| RU2213318C1 (en) | Method of aiming of guided rocket | |
| RU2436032C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2439462C1 (en) | Method of precision weapons control | |
| RU2426055C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2192603C2 (en) | Way to guide guided rocket | |
| RU2213926C1 (en) | Method for missile guidance | |
| RU2496081C1 (en) | Method of control over aircraft flight | |
| RU2728292C1 (en) | Weapon automatic aiming method for target | |
| RU2240486C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2390717C1 (en) | Method of guiding guided missile | |
| RU2393415C1 (en) | Method for homing of controlled missile | |
| RU2435127C1 (en) | Method to control cannon firing by controlled projectile | |
| RU2343392C1 (en) | Method of control of shooting from gun with guided missile | |
| RU2207490C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2294512C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2297588C1 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch | |
| RU2701629C1 (en) | Arming system for firing from the shoulder | |
| RU2481541C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2301392C1 (en) | Method for guidance of guided missile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040514 |