RU2257526C1 - Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization - Google Patents
Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2257526C1 RU2257526C1 RU2003132603/02A RU2003132603A RU2257526C1 RU 2257526 C1 RU2257526 C1 RU 2257526C1 RU 2003132603/02 A RU2003132603/02 A RU 2003132603/02A RU 2003132603 A RU2003132603 A RU 2003132603A RU 2257526 C1 RU2257526 C1 RU 2257526C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- pitch
- rocket
- target
- course
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке лучевых систем телеуправления, а также при их серийном изготовлении в процессе летных испытаний.The invention relates to the field of armament, namely to rocket technology, and can be used in the development of radiation remote control systems, as well as in their serial production in the process of flight tests.
Известны способ контроля аппаратуры системы управления ракетой и телеметрическая система контроля [1], его реализующая. Данное техническое решение выбрано нами в качестве прототипа. Известный способ контроля заключается в том, что на управляемой ракете размещают передающую часть телеметрической системы, измеряют, кодируют и передают рабочие характеристики аппаратуры ракеты и самой ракеты, которые в наземной приемной части телеметрической системы принимают, декодируют и обрабатывают, выделяя эти рабочие характеристики. Известная телеметрическая система контроля ракеты содержит аппаратуру управления ракетой, которая подключена к датчикам бортового телеметрического передатчика, связанного электромагнитным излучением с наземным телеметрическим приемником.A known method of monitoring the equipment of a missile control system and a telemetric monitoring system [1], which implements it. This technical solution was chosen by us as a prototype. A known control method is that the transmitting part of the telemetry system is placed on the guided missile, the performance of the equipment of the rocket and the rocket itself is measured, encoded and transmitted, which are received, decoded and processed in the ground receiving part of the telemetric system, highlighting these performance characteristics. The known telemetry missile monitoring system comprises missile control equipment, which is connected to sensors of an onboard telemetry transmitter connected by electromagnetic radiation to a terrestrial telemetry receiver.
Известный способ контроля аппаратуры системы управления ракетой и телеметрическую систему контроля широко применяют, в том числе, и для контроля лучевой системы телеуправления.The known method of controlling the equipment of a missile control system and a telemetric monitoring system are widely used, including for monitoring a beam telecontrol system.
Недостатком известных способа и устройства является необходимость размещения передающей части телеметрической системы на борту ракеты, что требует изменения конструкции, например, серийно выпускаемых ракет, т.к. в них не предусмотрены места для установки телеметрии, поскольку их параметры и характеристики оптимизированы в процессе разработки и подготовки серийного производства.A disadvantage of the known method and device is the need to place the transmitting part of the telemetry system on board the rocket, which requires a design change, for example, commercially available missiles, because they do not provide space for the installation of telemetry, since their parameters and characteristics are optimized during the development and preparation of mass production.
Задачей настоящего изобретения является контроль лучевой системы телеуправления, т.е. характеристик пункта управления и ракеты при размещении передающей части системы телеметрии вне ракеты.An object of the present invention is to control a radiation remote control system, i.e. characteristics of the control center and the rocket when placing the transmitting part of the telemetry system outside the rocket.
Поставленная задача решается в способе контроля лучевой системы за счет того, что на пункте управления создают пространственную структуру электромагнитного поля, в котором параметр поля функционально связывают с координатами соответствующих точек пространства, при этом наводят на цель либо выше цели луч с нулевыми значениями командных сообщений, а на ракете измеряют параметр электромагнитного поля, определяют величину координат и формируют команды управления по курсу и тангажу; размещают в зоне распространения луча N устройств, каждое из которых преобразует параметр поля в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты, фиксируют на траектории полета положение ракеты относительно цели, при этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизируют, по величине зарегистрированных сигналов координат и зафиксированного отклонения ракеты от цели по курсу и тангажу делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей.The problem is solved in the method of monitoring the radiation system due to the fact that at the control point create a spatial structure of the electromagnetic field, in which the field parameter is functionally associated with the coordinates of the corresponding points of space, while the beam with zero values of command messages is aimed at the target or above the target, and an electromagnetic field parameter is measured on a rocket, coordinates are determined, and control commands are formed along the course and pitch; place N devices in the beam propagation zone, each of which converts the field parameter into pitch and heading coordinate signals, and then they are recorded from the moment the rocket starts, the rocket’s position relative to the target is recorded on the flight path, and the registration and fixing process is synchronized in time, the magnitude of the recorded coordinate signals and the fixed deviation of the rocket from the target at the heading and pitch make a conclusion about the state of the radiation remote control system and its components.
Система контроля лучевой системы телеуправления ракетой, основанная на этом способе, содержит пункт управления, связанный электромагнитным излучением с ракетой, и телеметрическую систему; введено устройство фиксации траектории полета ракеты, размещенное рядом с пунктом управления, а телеметрическая система, размещенная в зоне распространения луча, выполнена в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник и блок выделения координат, выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек подключены к регистрирующему устройству, при этом приемник из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления, а устройство фиксации траектории полета ракеты оптически связано с ракетой.The control system of the radiation system of the missile telecontrol, based on this method, contains a control point associated with electromagnetic radiation from the missile, and a telemetry system; a missile flight path fixation device was introduced, located next to the control point, and a telemetry system located in the beam propagation zone was made in the form of N chains, in each of which a receiver and a coordinate extraction unit are connected in series, outputs along the course and pitch of coordinate extraction units from N chains are connected to a recording device, while a receiver from each chain is connected by electromagnetic radiation to a control point, and the device for fixing the flight path of a rocket is optically connected with Aketi.
Заявленный способ контроля лучевой системы телеуправления реализуется следующим образом. На пункте управления создают пространственную структуру электромагнитного поля, в котором параметр поля функционально связывают с координатами соответствующих точек пространства, например в системе декартовых координат “ZOY”, где Z - величина координаты по курсу, Y - величина координаты по тангажу, 0 - начало координат, совпадающее с центром поля управления и являющееся точкой прицеливания (наведения на цель), которая образует в направлении к цели линию, т.е. луч с нулевыми значениями командных сообщений по курсу и тангажу, например равносигнальную зону [2]. В общем случае формирование поля управления осуществляют сканированием диаграммы направленности в двух взаимно перпендикулярных направлениях по “Z” и “Y”, соответственно, при этом пропорционально углу сканирования изменяют величину командных сообщений.The claimed method for monitoring the radiation telecontrol system is implemented as follows. At the control point, a spatial structure of the electromagnetic field is created in which the field parameter is functionally associated with the coordinates of the corresponding points in space, for example, in the Cartesian coordinate system “ZOY”, where Z is the coordinate value along the course, Y is the coordinate value along the pitch, 0 is the origin, coinciding with the center of the control field and being the aiming point (pointing at the target), which forms a line towards the target, i.e. a beam with zero values of command messages along the course and pitch, for example, an equal-signal zone [2]. In the general case, the formation of the control field is carried out by scanning the radiation pattern in two mutually perpendicular directions along the “Z” and “Y”, respectively, while the magnitude of the command messages is proportional to the scanning angle.
Изменяемым параметром электромагнитного поля может быть, например, изменение положения импульсов при импульсном режиме излучения сигнала по закону время-импульсной модуляции (ВИМ) или кодово-импульсной (КИМ) с дополнительной амплитудной модуляцией (AM) или без [2]. Ракета измеряет параметр электромагнитного поля, определяет величины координат по “Z” и “Y” и формирует команды управления, которые выводят ее на линию с нулевыми значениями командных сообщений.A variable parameter of the electromagnetic field can be, for example, a change in the position of pulses in a pulsed mode of signal emission according to the law of time-pulse modulation (VIM) or code-pulse (CMM) with or without additional amplitude modulation (AM) [2]. The rocket measures the electromagnetic field parameter, determines the values of coordinates according to “Z” and “Y” and generates control commands that put it on a line with zero values of command messages.
Таким образом, с пункта управления направляют луч с нулевыми значениями командных сообщений на цель либо выше цели (например, при поражении цели сверху), при этом отклонение ракеты от “0” по “Z” и “Y” будет являться отклонением ракеты относительно точки прицеливания.Thus, a beam with zero values of command messages is sent from the control point to the target either above the target (for example, when the target is hit from above), while the deviation of the missile from “0” to “Z” and “Y” will be the deviation of the missile relative to the aiming point .
Перед стартом ракеты размещают в зоне распространения луча N устройств, например, равномерно от пункта управления до цели. Это легко реализовать, например, при полете ракеты параллельно поверхности земли (для противотанковых управляемых снарядов), при этом N устройств располагают на поверхности или над поверхностью на выносных штативах, а их приемную часть направляют в сторону пункта управления, при этом, например, располагают устройства параллельно линии луча с нулевыми значениями командных сообщений. Эти устройства преобразуют параметр поля, передаваемый с пункта управления, в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты.Before the start of the rocket, N devices are placed in the beam propagation zone, for example, uniformly from the control point to the target. This is easy to implement, for example, when a rocket is flying parallel to the surface of the earth (for anti-tank guided projectiles), while N devices are placed on the surface or above the surface on external tripods, and their receiving part is directed towards the control point, while, for example, devices are placed parallel to the line of the beam with zero values of command messages. These devices convert the field parameter transmitted from the control point into pitch and heading coordinate signals, and then they are recorded from the moment the rocket starts.
Саму траекторию полета ракеты фиксируют с помощью теле- или кинокамеры (камер), расположенную (расположенных) рядом с пунктом управления и, например, вдоль траектории полета, тем самым оптически 4 фиксируют отклонение ракеты от цели, т.е. ее координаты “Z” и “Y” относительно “0”. При этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизуют.The missile flight path itself is fixed using a television or movie camera (s) located (located) near the control point and, for example, along the flight path, thereby optically 4 detect the missile deviation from the target, i.e. its coordinates are “Z” and “Y” with respect to “0”. At the same time, the process of registration and fixation in time is synchronized.
По величине зарегистрированных сигналов координат по “Z” и “Y” и зафиксированного отклонения ракеты от цели (“0”) по курсу “Z” и тангажу “Y” путем сопоставления значений координат делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей на траектории полета. При этом следует учитывать, что зафиксированное положение ракеты по курсу может не совпадать с величиной регистрируемой координаты (сигнала) “Z” в случае смещения N устройств влево или вправо относительно линии луча с нулевыми значениями командных сообщений, а по тангажу “Y” - вниз из-за высоты, например, штативов.According to the magnitude of the recorded coordinate signals along the “Z” and “Y” and the fixed deviation of the rocket from the target (“0”) at the “Z” course and the “Y” pitch, by comparing the coordinate values, a conclusion is made about the state of the radiation remote control system and its components on flight paths. It should be borne in mind that the fixed position of the rocket in the course may not coincide with the value of the registered coordinate (signal) “Z” in the case of a shift of N devices to the left or right relative to the beam line with zero values of command messages, and in the pitch “Y” - down from - for height, for example, tripods.
При одном регистрирующем устройстве (N=1), расположенном, например, сравнительно близко к пункту управления, следует учитывать изменение регистрируемой координаты по тангажу “Y”, например при уменьшении угловых размеров пространственной структуры электромагнитного поля, формируемого на пункте управления во времени с момента старта ракеты.With one recording device (N = 1), located, for example, relatively close to the control point, it is necessary to take into account the change in the registered coordinate in pitch “Y”, for example, when reducing the angular dimensions of the spatial structure of the electromagnetic field generated at the control point in time from the moment of start rockets.
Заявленный способ позволяет однозначно идентифицировать отказы: формирование, на пункте управления неверного (искаженного) командного сообщения и неисправности ракеты, например ее аппаратуры управления, а по характеру изменений регистрируемых и фиксированных значений - конкретный блок или узел.The claimed method allows you to uniquely identify failures: the formation, at the control point, of an incorrect (distorted) command message and a malfunction of the rocket, for example its control equipment, and by the nature of the changes in the recorded and fixed values - a specific unit or node.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, где: 1 - устройство фиксации траектории полета ракеты, 2 - пункт управления, 3 - ракета, 4 - телеметрическая система, 5, 5а...5n - приемник, 6, 6a...6n - блок выделения координат, 7 - автопилот, 8 - регистрирующее устройство.The invention is illustrated in the drawing, where: 1 - a device for fixing the flight path of the rocket, 2 - control point, 3 - rocket, 4 - telemetry system, 5, 5a ... 5n - receiver, 6, 6a ... 6n - block allocation , 7 - autopilot, 8 - recording device.
Пункт управления 2 связан электромагнитным излучением с ракетой 3. Телеметрическая система 4 выполнена в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник 5а...5n и блок выделения координат 6a...6n. Выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек 6a...6n подключены к регистрирующему устройству 8. Приемники 5а...5n из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления 2. Устройство фиксации траектории полета ракеты 1 оптически связано с ракетой 3.The control point 2 is connected by electromagnetic radiation to the rocket 3. The telemetry system 4 is made in the form of N chains, in each of which a receiver 5a ... 5n and a coordinate allocation unit 6a ... 6n are connected in series. The yields along the course and pitch of the coordinate allocation units from N chains 6a ... 6n are connected to the recording device 8. The receivers 5a ... 5n from each chain are connected by electromagnetic radiation to control point 2. The device for fixing the flight path of rocket 1 is optically connected to rocket 3 .
В качестве устройства фиксации траектории полета ракеты 1 можно применить теле- или кинокамеру (камеры), радиолокационные станции и т.д., которые определяют положение испытываемой ракеты по курсу “Z” и тангажу “Y” в функции времени.As a device for fixing the flight path of rocket 1, one can use a television or movie camera (cameras), radar stations, etc., which determine the position of the tested rocket at the “Z” course and “Y” pitch as a function of time.
Пункт управления 2 может быть выполнен как аппаратура пункта управления [2], либо как аппаратура кодирования и уплотнения каналов [2], выходной сигнал которой Uм(t) поступает на сканирующее, например оптическое, устройство, связанное с величинами входных командных сообщений Uкc1 и Uкc2 сканируемых, соответственно по курсу “Z” и тангажу “Y”.The control point 2 can be performed as the equipment of the control point [2], or as the coding and channelization equipment [2], the output signal of which U m (t) is supplied to a scanning, for example optical, device associated with the values of the input command messages U kc1 and U kc2 scanned, respectively, at the rate of “Z” and pitch “Y”.
Пример выполнения ракеты 3 приведен на чертеже, где она состоит из последовательно выключенных приемника 5, блока выделения координат 6 (аппаратура разделения каналов и декодирования, где, например, Uк1 - координата по “Z”, Uк2 - по “Y”) и автопилота 7 [2].An example of a rocket 3 is shown in the drawing, where it consists of a receiver 5 sequentially turned off, a coordinate allocation unit 6 (channel separation and decoding equipment, where, for example, U к1 - coordinate along “Z”, U k2 - along “Y”) and autopilot 7 [2].
В телеметрической системе 4 приемники 5а...5n и блоки выделения координат 6а...6n по выполнению аналогичны блокам, соответственно, 5 и 6. Регистрирующее устройство 8, например, многоканальный магнитофон, т.е. телеметрическая система 4 является проводной.In the telemetry system 4, the receivers 5a ... 5n and the coordinate allocation units 6a ... 6n are similar in execution to the blocks 5 and 6, respectively. The recording device 8, for example, a multi-channel tape recorder, i.e. telemetry system 4 is wired.
Заявленная система контроля лучевой системы телеуправления работает следующим образом. Пункт управления 2 формирует электромагнитное излучение в виде сканируемого луча. Это излучение попадает на приемник 5 ракеты 3, а также на приемники 5а...5n телеметрической системы 4, где оно преобразуется в электрический сигнал, например в сигнал с ВИМ.The claimed control system of the radiation remote control system operates as follows. The control point 2 generates electromagnetic radiation in the form of a scanned beam. This radiation enters the receiver 5 of the rocket 3, as well as to the receivers 5a ... 5n of the telemetry system 4, where it is converted into an electrical signal, for example, a signal with VIM.
Сигнал с выхода приемника 5 поступает на блок выделения координат 6, где в соответствии с положением ракеты в луче, выделяются электрические сигналы по курсу “Z” и тангажу “Y”, величины и знак которых соответствует отклонению ракеты от точки прицеливания, т.е. от “0”. Эти сигналы поступают на автопилот 7, который с помощью рулей отрабатывает эти сигналы и приводит ракету 3 в точку прицеливания “0”.The signal from the output of the receiver 5 is fed to the coordinate allocation unit 6, where, in accordance with the position of the rocket in the beam, electrical signals are emitted at the “Z” course and “Y” pitch, the magnitude and sign of which corresponds to the deviation of the rocket from the aiming point, i.e. from “0”. These signals are fed to the autopilot 7, which, using the handlebars, processes these signals and brings the rocket 3 to the aiming point “0”.
Аналогичным образом блоки выделения координат 6а...6n выделяют из электрических сигналов с выходов соответствующих приемников 5а...5n электрические сигналы координат “Z” и “Y”, которые записываются в регистрирующем устройстве 8.Similarly, the coordinate extraction blocks 6a ... 6n are extracted from the electrical signals from the outputs of the respective receivers 5a ... 5n the electrical signals of the coordinates “Z” and “Y”, which are recorded in the recording device 8.
Одновременно фиксируется устройством фиксации траектории полета ракеты 1 изменение положения ракеты относительно точки прицеливания “0” во времени с момента старта. Устройство фиксации траектории полета ракеты 1 и регистрирующее устройство 8 вырабатывают автономно метки времени, которые связывают (синхронизируют) временные последовательности событий в устройствах, т.е. величины координат “Z” и “Y”.At the same time, the change in the position of the rocket relative to the aiming point “0” in time from the moment of launch is recorded by the device for fixing the flight path of rocket 1. The device for fixing the flight path of the rocket 1 and the recording device 8 independently generate time stamps that link (synchronize) the time sequences of events in the devices, i.e. coordinate values “Z” and “Y”.
Таким образом, зарегистрированные к гиксиробанные временные последовательности в виде функций значений координат “Z” и “Y” во времени при их сопоставлении (с учетом разницы координат по тангажу “Y” и курсу “Z” в устройствах 1 и 8) в послеполетный период позволяет выявить причины отказов в случае их наличия.Thus, the recorded gyro-fired time sequences in the form of functions of the values of the “Z” and “Y” coordinates in time when comparing them (taking into account the difference in the coordinates of the “Y” pitch and the “Z” course in devices 1 and 8) in the post-flight period allows identify the causes of failures, if any.
Размещение в способе контроля лучевой системы телеуправления в зоне распространения луча N устройств, каждое из которых преобразует параметр поля в сигналы координат по тангажу и курсу, а затем их регистрируют с момента старта ракеты и фиксируют на траектории полета положение ракеты относительно цели, при этом процесс регистрации и фиксации во времени синхронизируют, по величине зарегистрированных сигналов координат и зафиксированного отклонения ракеты от цели по курсу и тангажу делают вывод о состоянии лучевой системы телеуправления и ее составных частей позволяет контролировать лучевую систему телеуправления.Placing N devices in the radiation control system of the beam control system in the beam propagation zone, each of which converts the field parameter into pitch and heading coordinate signals, and then they are recorded from the moment the rocket starts and the position of the rocket relative to the target is recorded on the flight path, with the registration process and fixations in time are synchronized, according to the value of the recorded coordinate signals and the fixed deviation of the rocket from the target at the heading and pitch, a conclusion is made about the state of the radiation remote control system and its components allows you to control the radiation system of telecontrol.
Введение в устройство фиксации траектории полета ракеты, размещенное рядом с пунктом управления, и выполнение телеметрической системы, размещенной в зоне распространения луча, в виде N цепочек, в каждой из которых последовательно соединены приемник и блок выделения координат, а выходы по курсу и тангажу блоков выделения координат из N цепочек подключены к регистрирующему устройству, при этом приемник из каждой цепочки связан электромагнитным излучением с пунктом управления, а устройство фиксации траектории полета ракеты оптически связано с ракетой, позволило контролировать характеристики пункта управления и ракеты при размещении передающей части системы телеметрии вне ракеты.Introduction to the device for fixing the flight path of the rocket, located next to the control point, and the implementation of the telemetry system located in the beam propagation zone, in the form of N chains, in each of which the receiver and the coordinate allocation unit are connected in series, and the outputs are aligned with the course and pitch of the allocation blocks coordinates of N chains are connected to a recording device, while a receiver from each chain is connected by electromagnetic radiation to a control point, and the device for fixing the flight path of the rocket is optically connected but with the launch, allowed to control the characteristics of the control points and rockets at the transmitting part of the telemetry system is a rocket.
Источники информации:Sources of information:
1 "Справочник по телеметрии" под ред. Э.Л.Грюнберга, издательство "Машиностроение", Москва, 1971 г., стр.7, стр.21-22 рис.1.3, 1.4.1 Telemetry Handbook, ed. E.L. Grünberg, publishing house "Engineering", Moscow, 1971, p. 7, p. 21-22 Fig. 1.3, 1.4.
2. "Основы радиоуправления" под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., Москва, "Советское радио", 1973 г., стр.35 рис.1.14, стр.246-248, рис.4.28, стр.276, рис.5.3.2. "Fundamentals of radio control", ed. Vejcela V.A. and Tipugina V.N., Moscow, “Sovetskoe Radio”, 1973, p. 35 Fig. 1.14, p. 246-248, Fig. 4.28, p. 276, Fig. 5.3.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003132603/02A RU2257526C1 (en) | 2003-11-06 | 2003-11-06 | Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003132603/02A RU2257526C1 (en) | 2003-11-06 | 2003-11-06 | Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2257526C1 true RU2257526C1 (en) | 2005-07-27 |
Family
ID=35843603
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003132603/02A RU2257526C1 (en) | 2003-11-06 | 2003-11-06 | Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2257526C1 (en) |
-
2003
- 2003-11-06 RU RU2003132603/02A patent/RU2257526C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Справочник по телеметрии. Под ред. Грюнберга Э.Л. - М.: Машиностроение, 1971, с.7, 21, 22. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3782667A (en) | Beamrider missile guidance method | |
| US6396432B2 (en) | Method and apparatus for the deception of satellite navigation | |
| US4611771A (en) | Fiber optic track/reaim system | |
| US5310134A (en) | Tethered vehicle positioning system | |
| US4738411A (en) | Method and apparatus for controlling passive projectiles | |
| EP1718918A2 (en) | Rf attitude measurement system and method | |
| CA1330585C (en) | Course-correction system for course-correctable objects | |
| US11841227B2 (en) | Polarized radio frequency (RF) angular orientation sensor with integrated communication link | |
| RU2207613C1 (en) | Airborne equipment of control systems of drone | |
| CA1041634A (en) | Radiant energy guided missile system | |
| US6469783B1 (en) | Solid state modulated beacon tracking system | |
| US3807658A (en) | Rate transmittal method for beamrider missile guidance | |
| US3053478A (en) | System for controlling and guiding missiles | |
| RU2538509C1 (en) | Guided missile firing method | |
| RU2257526C1 (en) | Method for monitoring of missile telecontrol beam system and system for its realization | |
| US3677500A (en) | Scanning interferometer-beam rider guidance system | |
| US4898340A (en) | Apparatus and method for controlling a cannon-launched projectile | |
| KR100794533B1 (en) | Method and device for magnetic guidance, especially for tracking targets | |
| RU2230278C1 (en) | Helicopter weapon guidance system | |
| RU2257522C1 (en) | Method for entry of missile into beam area and complex of missile telecontrolled in beam for its realization (modifications) | |
| US7844183B2 (en) | System and a method for transmission of information | |
| RU2241950C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
| USH796H (en) | Open loop seeker aiming guiding system | |
| RU84101U1 (en) | ACTIVE INTERFERENCE DEVICE FOR INDIVIDUAL PROTECTION OF THE AIRCRAFT AGAINST CONTROLLED ROCKETS WITH INFRARED SELF-GUIDING HEADS | |
| KR101094190B1 (en) | Method for tracking a missile by rotary multifunctional radar |
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 |