RU2241950C1 - Method for control of missile and missile guidance system for its realization - Google Patents
Method for control of missile and missile guidance system for its realizationInfo
- Publication number
- RU2241950C1 RU2241950C1 RU2003118004/02A RU2003118004A RU2241950C1 RU 2241950 C1 RU2241950 C1 RU 2241950C1 RU 2003118004/02 A RU2003118004/02 A RU 2003118004/02A RU 2003118004 A RU2003118004 A RU 2003118004A RU 2241950 C1 RU2241950 C1 RU 2241950C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- pitch
- rocket
- integrator
- missile
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например с носителями на земле, в которых применяются лучевые системы теленаведения.The invention relates to the field of weapons, namely to rocket technology, and can be used in the development of missile systems, for example with carriers on the ground, in which beam television systems are used.
В системах теленаведения по лучу формируют пространственную структуру электромагнитного поля, создаваемую передающим устройством с пункта управления, при этом параметры поля управления функционально связаны с координатами соответствующих точек, например в системе декартовых координат "Z0Y", где "Z" - величина координаты по курсу, "Y" - величина координаты по тангажу, "0" - начало координат, совпадающее с центром поля управления и являющееся точкой прицеливания (наведения). Формирование поля управления осуществляют, например, сканированием диаграммы направленности в двух взаимно перпендикулярных направлениях по "Z" и "Y", соответственно, при этом пропорционально углу сканирования изменяют величину команд. Таким образом, в плоскости "Z0Y" поле имеет по краям единичные (с разными знаками, соответственно) значения команд, а в центре - нулевое. Бортовая аппаратура, расположенная на ракете, измеряет параметры электромагнитного поля, изменяемые по закону время-импульсной (ВИМ), или кодово-импульсной (КИМ), или широтно-импульсной модуляции (ШИМ) и т.д., а затем определяет свое положение относительно "0", при этом на ракете вырабатывают команды управления таким образом, чтобы заставить ее занять определенное положение относительно заданного электромагнитного поля.In tele-targeting systems, the spatial structure of the electromagnetic field is generated by the transmitting device from the control point, and the control field parameters are functionally related to the coordinates of the corresponding points, for example, in the Cartesian coordinate system "Z0Y", where "Z" is the value of the coordinate along the course, " Y "is the value of the coordinate along the pitch," 0 "is the origin, which coincides with the center of the control field and is the aiming (pointing) point. The formation of the control field is carried out, for example, by scanning the radiation pattern in two mutually perpendicular directions along "Z" and "Y", respectively, while the magnitude of the commands is changed in proportion to the scanning angle. Thus, in the “Z0Y” plane, the field has unit values (with different signs, respectively) of the command values along the edges, and zero in the center. The on-board equipment located on the rocket measures the parameters of the electromagnetic field, which can be changed according to the law of time-pulse (VIM), or code-pulse (CMM), or pulse-width modulation (PWM), etc., and then determines its position relative to "0", while on the rocket control commands are generated in such a way as to force it to occupy a certain position relative to a given electromagnetic field.
Известны способ управления ракетой и система наведения ракеты для его реализации [1]. Способ управления ракетой заключается в том, что в системе теленаведения по лучу преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу, из которых формируют команды управления ракетой по курсу и тангажу.A known method of controlling a rocket and missile guidance system for its implementation [1]. The missile control method consists in converting electromagnetic radiation from the control point into the electric signals of the missile coordinates along the course and pitch in the telecasting system along the beam, from which the missile control commands along the course and pitch are formed.
Система наведения ракеты [1] содержит аппаратуру пункта управления, связанную с расположенной на ракете бортовой аппаратурой управления, выход которой подключен к автопилоту. В бортовую аппаратуру управления ракетой входят канал ошибки, опорный канал, блок поправки на угол крена и преобразователь координат, которые в целом выполняют функцию выделения координат по курсу UKz и тангажу UKy. Кроме того, в нее входят блок поправки на скорость и устройство формирования команд, которые можно отнести функционально к входной части автопилота, поскольку они выполняют функцию формирования командного сигнала [1].The missile guidance system [1] contains control center equipment associated with the onboard control equipment located on the rocket, the output of which is connected to the autopilot. The on-board missile control equipment includes an error channel, a reference channel, a roll angle correction unit and a coordinate transformer, which generally perform the function of selecting coordinates along the U Kz course and U Ky pitch. In addition, it includes a speed correction unit and a command generation device, which can be attributed functionally to the input part of the autopilot, since they perform the function of generating a command signal [1].
В процессе полета ракеты к цели помимо команд управления на ракету воздействует возмущение, обусловленное собственной массой ракеты, при этом в полете изменяются как масса ракеты (из-за выгорания топлива), так и ее скорость. Это приводит к провисанию ракеты относительно центра поля управления ("0"). Увеличение крутизны пеленгационной характеристики (зависимости величины напряжения UKy от величины отклонения ракеты от "0" по тангажу) для компенсации этого возмущения не представляется возможным, т.к. при этом ухудшаются динамические характеристики контура наведения, что может привести к выходу (выбросу) ракеты из луча (поля управления).During the flight of the rocket to the target, in addition to the control commands, the rocket is affected by perturbation due to the rocket’s own mass, while in flight both the mass of the rocket (due to fuel burnup) and its speed change. This causes the rocket to sag relative to the center of the control field (“0”). An increase in the steepness of the direction-finding characteristic (the dependence of the voltage U Ky on the deviation of the rocket from "0" in pitch) is not possible to compensate for this disturbance, because this deteriorates the dynamic characteristics of the guidance loop, which can lead to the exit (ejection) of the rocket from the beam (control field).
Таким образом, недостатком известного способа управления ракетой и системы наведения ракеты, его реализующей, является низкая точность наведения ракеты на цель за счет ошибки наведения в канале тангажа, обусловленной провисанием ракеты под действием силы тяжести.Thus, a disadvantage of the known missile control method and the missile guidance system that implements it is the low accuracy of the missile guidance on the target due to guidance errors in the pitch channel due to the missile sagging due to gravity.
Задачей настоящего изобретения (способа и устройства) является повышение точности наведения за счет коррекции на борту ракеты величины команды управления в канале тангажа.The objective of the present invention (method and device) is to increase the accuracy of guidance due to the correction on board the rocket of the magnitude of the command control in the pitch channel.
Поставленная задача решается в способе управления ракетой за счет того, что преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу, формируют команды управления ракетой по курсу и тангажу, причем команду управления по курсу формируют из электрического сигнала координаты по курсу, при котором на ракете программно вырабатывают первую дополнительную команду, пропорциональную величине провисания ракеты, вырабатывают вторую дополнительную команду, интегрируя электрический сигнал координаты по тангажу, а затем суммируют первую и вторую дополнительные команды и электрический сигнал координаты по тангажу и из суммарной величины формируют команду управления ракетой по тангажу.The problem is solved in the method of controlling the rocket due to the fact that they convert electromagnetic radiation from the control point into electrical signals of the coordinates of the rocket in course and pitch, form the command for controlling the rocket in direction and pitch, and the control command in direction form the electrical coordinates of the course, in which the first additional command proportionally to the sag of the rocket is programmed on the rocket, the second additional command is generated by integrating the electric the pitch coordinate signal, and then the first and second additional commands are summed up and the pitch coordinate electric signal and form the pitch control rocket command from the total value.
Система наведения ракеты, основанная на этом способе, содержит аппаратуру пункта управления, а на ракете - последовательно включенные приемник и блок выделения координат, выход по курсу которого соединен с первым входом автопилота, при этом вход приемника связан с аппаратурой пункта управления, введены сумматор, блок компенсации, интегратор и блок включения интегратора, связанный с управляющим входом интегратора, сигнальный вход интегратора соединен с выходом блока выделения координат по тангажу, подключенного к первому входу сумматора, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а третий - с блоком компенсации, при этом выход сумматора соединен со вторым входом автопилота.The missile guidance system based on this method contains control center equipment, and on the rocket there is a receiver and a coordinate allocation unit connected in series, the output at the rate of which is connected to the first input of the autopilot, while the receiver input is connected to the control center equipment, an adder, a block are introduced compensation, the integrator and the integrator switching unit, connected to the integrator control input, the integrator signal input is connected to the output of the pitch coordinate block connected to the first input of the adder , A second input coupled to an output of the integrator, and the third - a compensation unit, wherein the output of the adder is connected to the second input of the autopilot.
Заявленный способ реализуется следующим образом. После старта ракеты и встреливания ее в луч, на борту ракеты преобразуют электромагнитное излучение поля управления, в котором находится ракета, в электрические сигналы координат ракеты по курсу UKz и по тангажу UKy. Поскольку ракета под действием силы тяжести по тангажу провисает вниз относительно центра поля управления, т.е. "0", то на ракете вырабатывают дополнительные команды. Первая дополнительная команда, например, изменяется дискретно во времени, при этом она задается, например, с момента старта ракеты и предназначена для компенсации постоянной составляющей провисания ракеты, т.е. компенсации большей части ошибки наведения. Эту команду формируют заранее программно на борту ракеты, например, по анализу статистических данных траекторных измерений.The claimed method is implemented as follows. After starting the rocket and shooting it into a beam, the electromagnetic radiation of the control field in which the rocket is located is converted on board the rocket into electrical signals of the coordinates of the rocket in the direction of U Kz and pitch U Ky . Since the rocket sags downward relative to the center of the control field under the influence of gravity, i.e. “0”, then additional commands are generated on the rocket. The first additional command, for example, changes discretely in time, while it is set, for example, from the moment the rocket starts and is intended to compensate for the constant component of the rocket sag, i.e. compensate for most of the pointing errors. This command is formed in advance programmatically on board the rocket, for example, by analyzing statistical data of trajectory measurements.
Вторую дополнительную команду получают путем интегрирования электрического сигнала координаты по тангажу и выставления соответствующего коэффициента передачи по отношению к величине координаты (при их суммировании). При интегрировании выделяют ошибку, т.е. величину отклонения ракеты от "0" в вертикальной плоскости. Вторую дополнительную команду формируют, например, после окончания переходного процесса, т.е. после встреливания ракеты в луч. Эта команда учитывает меньшую часть ошибки, обусловленную медленным изменением ошибки вокруг среднего значения.The second additional command is obtained by integrating the electric signal of the coordinate along the pitch and setting the corresponding transmission coefficient with respect to the coordinate value (when summing them). When integrating, an error is generated, i.e. the deviation of the rocket from "0" in the vertical plane. The second additional command is formed, for example, after the end of the transition process, i.e. after shooting a rocket into a beam. This command takes into account the smaller part of the error due to the slow change of error around the average value.
Таким образом, в канале тангажа суммируют первую дополнительную команду, вторую дополнительную команду и величину координаты, при этом первая и вторая дополнительные команды компенсируют как внутренние возмущения, так и внешние, возникающие в полете и обусловленные изменением веса и скорости полета ракеты, причем данная коррекция не ухудшает динамические характеристики контура наведения.Thus, in the pitch channel, the first additional command, the second additional command and the coordinate value are summarized, while the first and second additional commands compensate both internal disturbances and external ones arising in flight and due to changes in the weight and speed of the rocket, and this correction is not affects the dynamic characteristics of the guidance loop.
Из курсовой координаты и суммарной команды из канала тангажа формируют (в автопилоте) команды управления ракетой, соответственно, по курсу и тангажу.From the course coordinate and the total command from the pitch channel, rocket control commands are formed (in autopilot), respectively, according to the course and pitch.
Предлагаемое изобретение поясняется структурной электрической схемой, приведенной на чертеже, где представлены: 1 - аппаратура пункта управления, 2 - ракета, 3 - приемник, 4 - интегратор, 5 - блок включения интегратора, 6 - блок выделения координат, 7 - сумматор, 8 - блок компенсации, 9 - автопилот.The invention is illustrated by the structural electric circuit shown in the drawing, which shows: 1 - control room equipment, 2 - rocket, 3 - receiver, 4 - integrator, 5 - integrator switching unit, 6 - coordinate allocation unit, 7 - adder, 8 - compensation unit, 9 - autopilot.
Приемник 3 (после ввода ракеты в луч) электромагнитным излучением связан с аппаратурой пункта управления 1. Выход приемника 3 подключен ко входу блока выделения координат 6, выход по курсу которого соединен с первым входом автопилота 9. Блок включения интегратора 5 связан с управляющим входом интегратора 4, сигнальный вход которого соединен с выходом блока выделения координат 6 по тангажу, подключенного к первому входу сумматора 7. Второй вход сумматора 7 соединен с выходом интегратора 4, а третий вход - с блоком компенсации 8, при этом выход сумматора соединен со вторым входом автопилота 9.The receiver 3 (after introducing the rocket into the beam) is connected by electromagnetic radiation to the equipment of control center 1. The output of the receiver 3 is connected to the input of the coordinate allocation unit 6, the output of which is connected to the first input of the autopilot 9. The integrator 5 is connected to the control input of the integrator 4 the signal input of which is connected to the output of the coordinate allocation unit 6 by pitch, connected to the first input of the adder 7. The second input of the adder 7 is connected to the output of the integrator 4, and the third input is connected to the compensation unit 8, while the output of the sums Ator is connected to the second input of autopilot 9.
Аппаратура пункта управления 1 может быть выполнена как в известной системе наведения при сканировании диаграммы направленности, например, поочередно в двух взаимно перпендикулярных направлениях (по курсу и тангажу). Приемник 3 и блок выделения координат 6 могут быть выполнены по схеме приемного тракта, например, с времяимпульсной модуляцией (ВИМ) при оптической связи или с дополнительной амплитудной модуляцией (ВИМ-АМ) при радиосвязи [1]. Соответственно с данным видом модуляции, должна быть выполнена и аппаратура пункта управления 1.The equipment of the control point 1 can be performed as in the known guidance system when scanning the radiation pattern, for example, alternately in two mutually perpendicular directions (heading and pitch). The receiver 3 and the coordinate allocation unit 6 can be performed according to the receive path scheme, for example, with time-pulse modulation (VIM) for optical communication or with additional amplitude modulation (VIM-AM) for radio communication [1]. Accordingly, with this type of modulation, the equipment of control point 1 must also be performed.
Автопилот 9 можно выполнить как автопилот для ракеты, стабилизированной по углу крена [1], либо как автопилот для ракеты, вращающейся по углу крена [2]. Интегратор 4 можно выполнить, например, на операционном усилителе с электронным ключом "Кл" [3]. Блок включения интегратора 5 можно выполнить, например, как реле времени [4], на вход которого подается, например, импульс запуска двигательной установки, а выход реле подключен к управляющему входу электронного ключа "Кл". Блок компенсации 8 можно выполнить в виде резисторных делителей напряжения, входы которых подключены к бортовому источнику питания, а выходы через электронный коммутатор, например мультиплексор на микросхеме 564КП2, - к третьему входу сумматора 7. При этом управляющий вход коммутатора подключен к выходу преобразователя время-код, выполненного, например, в виде счетчика импульсов, счетный вход которого подключен к генератору импульсов. На вход обнуления (установка в исходное состояние) счетчика импульсов подают, например, импульс, запускающий двигательную установку. Блоки 4, 5 и 8 можно выполнить целиком в цифровом виде.Autopilot 9 can be performed as an autopilot for a rocket stabilized in roll angle [1], or as an autopilot for a rocket rotating in roll angle [2]. Integrator 4 can be performed, for example, on an operational amplifier with an electronic key "C" [3]. The integrator 5 switching unit can be performed, for example, as a time relay [4], to the input of which, for example, a start-up impulse of the propulsion system is supplied, and the relay output is connected to the control input of the Kl electronic key. Compensation block 8 can be made in the form of resistor voltage dividers, the inputs of which are connected to the on-board power supply, and the outputs through an electronic switch, for example a multiplexer on a 564KP2 chip, to the third input of the adder 7. In this case, the control input of the switch is connected to the output of the time-code converter , made, for example, in the form of a pulse counter, the counting input of which is connected to a pulse generator. At the input of zeroing (initialization) the pulse counter serves, for example, a pulse that starts the propulsion system. Blocks 4, 5 and 8 can be performed in whole digital form.
Заявленная система наведения ракеты работает следующим образом. Аппаратура пункта управления 1, расположенная, например, на земле, формирует поле управления, например по закону ВИМ, при этом при изменении плоскости сканирования "Z" на "Y" меняют рабочие сигналы РС1 на РС2 [1].The claimed missile guidance system works as follows. The equipment of control point 1, located, for example, on the ground, forms a control field, for example, according to the VIM law, while changing the scanning plane “Z” to “Y” changes the operating signals PC1 to PC2 [1].
С момента старта ракеты 2 и до момента попадания ее в поле управления на выходах блока выделения координат 6 по обоим каналам формируются нулевые значения координат (величины напряжений равны нулю), при этом по каналу курса "Z" сигнал поступает на первый вход автопилота 9. На второй вход автопилота 9 по каналу тангажа "Y" поступает команда в виде напряжения (отличного от нуля) только с блока компенсации 8 через сумматор 7. Эта команда компенсирует вес ракеты.From the moment of the launch of rocket 2 and until it enters the control field at the outputs of the coordinate allocation unit 6, zero coordinates are formed on both channels (the stress values are zero), while the signal goes to the first input of the autopilot 9 through the channel “Z” the second input of the autopilot 9 through the pitch channel "Y" receives a command in the form of voltage (non-zero) only from the compensation unit 8 through the adder 7. This command compensates for the weight of the rocket.
В момент попадания ракеты в поле управления приемник 3 преобразует электромагнитное излучение в электрические импульсы, которые поступают на вход блока выделения координат 6. Этот блок выделяет по курсу "Z" и тангажу "Y" координаты (их электрические сигналы), при этом координата по тангажу "Y" поступает на первый вход сумматора 7 и сигнальный вход интегратора 4. В сумматоре 7 координата со своим знаком суммируется с командой с выхода блока компенсации 8. Этот суммарный сигнал поступает на второй вход автопилота 9 и облегчает встреливание ракеты в луч в канале тангажа, например, при траектории полета ракеты, параллельной поверхности земли.At the moment the rocket hits the control field, the receiver 3 converts the electromagnetic radiation into electrical impulses, which are fed to the input of the coordinate allocation unit 6. This unit selects the coordinates (their electrical signals) at the “Z” course and “Y” pitch, with the pitch coordinate "Y" is fed to the first input of adder 7 and the signal input of integrator 4. In adder 7, the coordinate with its sign is added to the command from the output of compensation unit 8. This total signal is fed to the second input of autopilot 9 and facilitates the shooting of missiles at a beam in the pitch channel, for example, during a flight path of a rocket parallel to the surface of the earth.
По окончании переходного процесса встреливания ракеты в луч (в поле управления), блок включения интегратора 5, например, включает интегратор 4, который интегрирует величину координаты "Y" и выделяет ошибку, т.е. величину отклонения ракеты от точки прицеливания "0" и подает ее на второй вход сумматора 7. Таким образом, на выходе сумматора 7 до конца полета формируют по тангажу команду, которая обеспечивает управление ракетой 2 от пространственной структуры электромагнитного поля с выхода аппаратуры пункта управления 1, при этом на борту ракеты дополнительно формируют добавочные команды, компенсирующие ошибку наведения из-за изменения веса ракеты и скорости полета, т.е. в заявленном устройстве корректируют величину команды управления ракетой в канале тангажа при сохранении крутизны пеленгационной характеристики, что обеспечивает повышение точности наведения при сохранении динамических характеристик контура управления.At the end of the transition process of shooting a rocket into a beam (in the control field), the integrator 5 switching unit, for example, includes an integrator 4, which integrates the value of the "Y" coordinate and emits an error, i.e. the deviation of the rocket from the aiming point "0" and feeds it to the second input of the adder 7. Thus, at the output of the adder 7 until the end of the flight, a command is formed that controls the rocket 2 from the spatial structure of the electromagnetic field from the output of the equipment of control center 1 at the same time, additional commands are additionally formed on board the rocket that compensate for the guidance error due to changes in the weight of the rocket and flight speed, i.e. in the claimed device, the magnitude of the rocket command is adjusted in the pitch channel while maintaining the steepness of the direction-finding characteristic, which provides improved pointing accuracy while maintaining the dynamic characteristics of the control loop.
Следовательно, в способе управления ракетой за счет того, что на ракете программно вырабатывают первую дополнительную команду, пропорциональную величине провисания ракеты, вырабатывают вторую дополнительную команду, интегрируя электрический сигнал координаты по тангажу, а затем суммируют первую и вторую дополнительные команды и электрический сигнал координаты по тангажу и из суммарной величины формируют команду управления ракетой по тангажу, повышена точность наведения за счет коррекции на борту ракеты команды управления по тангажу.Therefore, in the missile control method, due to the fact that the first additional command proportionally to the sag of the rocket is programmed on the rocket, the second additional command is generated by integrating the electric coordinate coordinate along the pitch, and then the first and second additional commands and the electric coordinate coordinate signal are summed and from the total value, the pitch control command is formed, the guidance accuracy is improved due to the correction of the pitch control command on board the missile .
Введение в систему наведения ракеты сумматора, блока компенсации, интегратора и блока включения интегратора, связанного с управляющим входом интегратора, при котором сигнальный вход интегратора соединен с выходом блока выделения координат по тангажу, подключенного к первому входу сумматора, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а третий - с блоком компенсации, при этом выход сумматора соединен со вторым входом автопилота повысило точность наведения ракеты в канале тангажа за счет коррекции на борту ракеты команд управления, учитывающих влияние как внешних возмущений, так и внутренних, возникающих в полете ракеты из-за относительного изменения веса ракеты и скорости полета.An introduction to the adder rocket guidance system, a compensation unit, an integrator, and an integrator switching unit connected to an integrator control input, in which the integrator signal input is connected to the pitch coordinate allocation unit output connected to the first adder input, the second input of which is connected to the integrator output, and the third - with the compensation unit, while the adder output connected to the second input of the autopilot increased the accuracy of the missile guidance in the pitch channel due to correction of the control commands on board the missile tions, taking into account the influence of both external disturbances and internal, arising in flight the rocket due to the relative change in weight of the rocket and the flight speed.
Источники информацииSources of information
1. Основы радиоуправления./Под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н. - М.: "Сов. радио", 1973 г., стр.276, рис.5.3, стр.49, рис.1.27, стр.247, рис.4.28, стр.246.1. Fundamentals of radio control. / Ed. Vejcela V.A. and Tipugina V.N. - M .: "Sov. Radio", 1973, p. 276, fig. 5.3, p. 49, fig. 1.27, p. 247, fig. 4.28, p. 246.
2. В.А.Павлов, С.А.Понырко, Ю.М.Хованский. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. - М.: "Высшая школа", 1964 г., стр.209, рис.6.11.2. V.A. Pavlov, S. A. Ponyrko, Yu.M. Khovansky. Aircraft stabilization and autopilots. - M .: "Higher School", 1964, p. 209, Fig. 6.11.
3. Л.Фолкенберри. Применение операционных усилителей и линейных ИС. - М.: "Мир", 1985 г., стр. 127, рис.6.2, стр.132, рис.6.63. L. Falkenberry. The use of operational amplifiers and linear ICs. - M.: “Mir”, 1985, p. 127, fig. 6.2, p. 132, fig.6.6
4. У.Титце, К.Шенк. Полупроводниковая схемотехника. - М.: "Мир", 1982 г., стр.313, рис.18.36.4. W. Titze, K. Schenk. Semiconductor circuitry. - M .: "Mir", 1982, p. 313, Fig. 18.36.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003118004/02A RU2241950C1 (en) | 2003-06-16 | 2003-06-16 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003118004/02A RU2241950C1 (en) | 2003-06-16 | 2003-06-16 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2241950C1 true RU2241950C1 (en) | 2004-12-10 |
| RU2003118004A RU2003118004A (en) | 2005-01-10 |
Family
ID=34388229
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003118004/02A RU2241950C1 (en) | 2003-06-16 | 2003-06-16 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2241950C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2539833C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539841C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539822C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539823C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Method of self-guidance of small-sized missiles to target and system for its implementation |
| RU2539842C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of controlled missiles |
| RU2539825C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Controlled missile guidance system |
-
2003
- 2003-06-16 RU RU2003118004/02A patent/RU2241950C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Основы радиоуправления. / Под ред. В.А. ВЕЙЦЕЛЯ, В.Н. ТИПУГИНА. - М.: Советское радио, 1973, с.276 и 277. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2539833C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539841C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539822C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of guided missiles |
| RU2539823C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Method of self-guidance of small-sized missiles to target and system for its implementation |
| RU2539842C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Guidance system of controlled missiles |
| RU2539825C1 (en) * | 2013-11-06 | 2015-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Controlled missile guidance system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003118004A (en) | 2005-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2381524C1 (en) | Tracking system for mobile objects | |
| US3940767A (en) | Electronic radome-error compensation system | |
| US3883091A (en) | Guided missile control systems | |
| RU2241950C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
| RU2388010C1 (en) | System for tracking mobile objects | |
| JPH09170900A (en) | Missile tracking system | |
| RU2207613C1 (en) | Airborne equipment of control systems of drone | |
| US3998406A (en) | Guided missile system | |
| US4830311A (en) | Guidance systems | |
| US4501399A (en) | Hybrid monopulse/sequential lobing beamrider guidance | |
| US5052637A (en) | Electronically stabilized tracking system | |
| US3677500A (en) | Scanning interferometer-beam rider guidance system | |
| US3156435A (en) | Command system of missile guidance | |
| US3718293A (en) | Dynamic lead guidance system for homing navigation | |
| US5474255A (en) | Upgrading fire control systems | |
| US4590476A (en) | Tracking servo compensator with rate aiding | |
| CN112066801B (en) | Infrared/radar composite seeker wire harness interference torque testing and inhibiting method | |
| US4021007A (en) | Pitch-yaw stabilization system | |
| RU2284001C1 (en) | Method for guidance of spin-stabilized missile | |
| US3414215A (en) | Automatic seeker gain calibrator | |
| US2952014A (en) | Object detecting and locating system | |
| RU2241951C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
| RU2289086C1 (en) | Method for missile control and missile guidance system | |
| US3739152A (en) | Ballistic elevation angle generator | |
| Jyothi et al. | Concept of active electronically scanned array (AESA) seeker beam control and stabilization |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20150903 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180913 Effective date: 20180913 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180914 Effective date: 20180914 |