RU2297588C1 - Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch - Google Patents
Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch Download PDFInfo
- Publication number
- RU2297588C1 RU2297588C1 RU2005126701/02A RU2005126701A RU2297588C1 RU 2297588 C1 RU2297588 C1 RU 2297588C1 RU 2005126701/02 A RU2005126701/02 A RU 2005126701/02A RU 2005126701 A RU2005126701 A RU 2005126701A RU 2297588 C1 RU2297588 C1 RU 2297588C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- rocket
- control field
- launch
- rudders
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области разработки систем телеуправления ракетами и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах.The present invention relates to the development of missile telecontrol systems and can be used in complexes of tank and anti-tank weapons, as well as in small-sized anti-aircraft systems.
В настоящее время известен способ наведения управляемой ракеты с раскрываемыми после пуска рулями, реализованный, например, в противотанковых комплексах "Конкурс", "Кастет", "Бастион", "Вихрь", "Штурм", "Кобра" (см. Ангельский Р.Д., Отечественные противотанковые комплексы, Москва, ACT, Астрель, 2002 г., стр.74-75, 84, 100, 111-114, [1]), включающий ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления, перемещение ракеты в поле управления посредством выстреливания из пускового устройства, раскрытие органов управления ракеты и последующее их отклонение пропорционально координатам ракеты в поле управления. Под полем управления здесь и далее понимается область определения координат ракеты относительно линии прицеливания и это может быть, например, поле зрения пеленгатора ракеты в командной системе управления, реализованной в комплексах "Конкурс", "Штурм", "Кобра", или же информационное поле луча (радиолуча или луча лазера) в лучевой системе управления ракетой, реализованной в комплексах "Кастет", "Бастион", "Вихрь".Currently, there is a known method of guiding a guided missile with rudders that are opened after launch, implemented, for example, in the Konkurs, Kastet, Bastion, Vortex, Sturm, Cobra anti-tank systems (see Angel R. D., Domestic anti-tank systems, Moscow, ACT, Astrel, 2002, pp. 74-75, 84, 100, 111-114, [1]), including orienting the launcher with the missile in the direction of the control field, moving the missile into control field by firing from a launch device, disclosing rocket controls and subsequent x proportional to the deviation coordinates of the missile in the control field. Hereinafter, the control field is understood as the region of determining the coordinates of the rocket relative to the aiming line, and this can be, for example, the field of view of the direction finder of the rocket in the command control system implemented in the "Competition", "Storm", "Cobra" complexes, or the information field of the beam (radio beam or laser beam) in a beam missile control system implemented in the Kastet, Bastion, and Vortex complexes.
Система наведения, реализующая известный способ, включает обычно прицел (оптическая ось которого и является линией прицеливания), пусковое устройство (ствол орудия или транспортно-пусковой контейнер), аппаратуру определения координат (нулевая ось аппаратуры определения координат совмещена с линией прицеливания), блок формирования команд (БФК) на отклонение рулей ракеты, рули, механизм раскрытия рулей.The guidance system that implements the known method usually includes a sight (the optical axis of which is the aiming line), a launching device (gun barrel or transport and launch container), coordinate determination equipment (the zero axis of the coordinate determination equipment is aligned with the aiming line), a command generation unit (BFK) on the deflection of the rudders of the rocket, rudders, the mechanism for opening the rudders.
Выполнение операций способа происходит следующим образом. Оператор наблюдает за местностью через прицел и, обнаружив цель, совмещает линию прицеливания (оптическую ось прицела) и совпадающую с ней нулевую ось аппаратуры определения координат с точкой прицеливания, выбираемой обычно в контуре цели, после чего производит пуск ракеты.The operations of the method are as follows. The operator observes the terrain through the sight and, having found the target, combines the aiming line (optical axis of the sight) and the zero axis of the coordinate determination equipment coinciding with it with the aiming point, which is usually chosen in the target’s contour, after which it launches the rocket.
Выстреливание ракеты в поле управления (поле зрения аппаратуры определения координат) осуществляется за счет соответствующей ориентации пускового устройства в направлении поля управления. Аппаратура определения координат при появлении ракеты в области определения координат определяет координаты ракеты относительно линии прицеливания.The rocket is fired in the control field (the field of view of the equipment for determining coordinates) due to the corresponding orientation of the launch device in the direction of the control field. The equipment for determining coordinates when a rocket appears in the field of determining coordinates determines the coordinates of the rocket relative to the line of sight.
БФК, на вход которого поступают выходные сигналы аппаратуры определения координат, вырабатывает в соответствии с ними команды на отклонение рулей ракеты.The BFK, at the input of which the output signals of the equipment for determining coordinates are supplied, generates commands for deflecting the rudders of the rocket in accordance with them.
Перед пуском ракеты рули находятся в закрытом состоянии, например убраны внутрь корпуса ракеты. Раскрытие рулей производится при выходе ракеты из пускового устройства механизмом раскрытия рулей.Before launching the rocket, the rudders are in a closed state, for example, they are removed inside the rocket body. Disclosure of the rudders is performed when the rocket leaves the launching device by the disclosure of the rudders.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения управляемой ракеты 9М117 комплекса "Кастет" с раскрываемыми после пуска рулями, включающий ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления (области внутри информационного луча лазера) под заданными углами θ0, φ0 соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях, перемещение ракеты в поле управления посредством выстреливания из пускового устройства (ствола орудия), раскрытие органов управления ракеты и последующее их отклонение пропорционально координатам ракеты в поле управления (см. ""Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации", М., Военное издательство, 1987 г., [2], с.13).Closest to the proposed one is a guidance method for guided missile 9M117 of the Kastet complex with rudders that are opened after launch, including orienting the launch device with the missile in the direction of the control field (the area inside the laser information beam) at given angles θ 0 , φ 0, respectively, in vertical and horizontal planes, moving the rocket into the control field by firing from a launching device (gun barrel), opening the rocket controls and their subsequent deviation was proportional about the coordinates of the rocket in the control field (see "" Shot ZUBK10 with a guided missile 9M117. Technical description and instruction manual ", M., Military Publishing House, 1987, [2], p.13).
Система наведения, реализующая этот способ, содержит прицел, оптическая ось которого совпадает с осью информационного луча, представляющего собой луч лазера, промодулированный системой растровых дисков, пусковое устройство (пушка МТ-12), аппаратуру определения координат ракеты относительно оптической оси прицела, включающую приемник излучения и электронную аппаратуру, блок формирования команд на отклонение рулей, включающий корректирующий фильтр и гирокоординатор, блок рулевых приводов, механизм раскрытия рулей, поддон и замыкатель.The guidance system that implements this method contains a sight, the optical axis of which coincides with the axis of the information beam, which is a laser beam modulated by a raster disk system, a launching device (MT-12 gun), equipment for determining the coordinates of the rocket relative to the optical axis of the sight, including a radiation receiver and electronic equipment, a rudder deflection command generation unit including a correction filter and a gyro coordinator, steering gear unit, rudder opening mechanism, a pan and a contactor.
Выполнение операций способа осуществляется следующим образом.The operations of the method are as follows.
Оператор, обнаружив цель, совмещает линию прицеливания (оптическую ось прицела) и совпадающую с ней нулевую ось аппаратуры определения координат (оптическую ось источника лазерного излучения) с точкой прицеливания и производит пуск ракеты. Перемещение ракеты в поле управления осуществляется посредством выстреливания из ствола противотанковой пушки и соответствующей ориентации ствола пушки в направлении поля управления под заданными углами θ0, φ0 соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях.The operator, having detected the target, combines the aiming line (optical axis of the sight) and the zero axis of the coordinate determination equipment (optical axis of the laser radiation source) coinciding with it with the aiming point and launches the rocket. The rocket is moved into the control field by firing an anti-tank gun from the barrel and the corresponding orientation of the gun barrel in the direction of the control field at given angles θ 0 , φ 0 in the vertical and horizontal planes, respectively.
После вылета ракеты из ствола орудия сбрасывается поддон, срабатывает замыкатель и замыкает электрические цепи подачи напряжения бортовой батареи на электровоспламенители механизма раскрытия рулевых органов. Под действием газов, выделяемых при срабатывании электровоспламенителей, поршень механизма раскрытия перемещается вперед внутри блока рулевых приводов, срезает штифты, и захваты толкателя давят на лопасти. При повороте лопастей вокруг штифтов происходит отрыв щитков, закрывающих прорези для выхода лопастей, после чего лопасти раскрываются и фиксируются в рабочем положении ([2], с.21, рис.13, с.22, 25).After the rocket takes off from the gun’s barrel, the pallet is reset, the contactor is activated and closes the electrical circuits for supplying voltage to the on-board battery to the electric igniters of the steering opening mechanism. Under the action of the gases emitted during the operation of electric igniters, the piston of the opening mechanism moves forward inside the steering gear unit, cuts off the pins, and the gripper pushers press on the blades. When the blades turn around the pins, the flaps come off, closing the slots for the blades to exit, after which the blades open and lock in the working position ([2], p.21, fig. 13, p.22, 25).
После входа ракеты в поле управления аппаратура определения координат, содержащая приемник излучения, воспринимает частотно-модулированное излучение лазера и, расшифровывая его, определяет координаты ракеты относительно оси лазерного излучателя (т.е. относительно линии прицеливания).After the rocket enters the control field, the coordinate determination equipment containing the radiation receiver receives the frequency-modulated laser radiation and, deciphering it, determines the coordinates of the rocket relative to the axis of the laser emitter (i.e., relative to the aiming line).
Сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно оси луча, поступают на вход БФК, вырабатывающего в соответствии с ним команды на отклонение рулей.Signals proportional to the coordinates of the rocket relative to the axis of the beam are fed to the input of the BFK, which generates in accordance with it the command to deflect the rudders.
Рули БРП, отклоняясь относительно своего среднего положения, создают действующий на ракету управляющий момент. Это, в свою очередь, приводит к возникновению управляющих сил, которые удерживают ракету около центра поля управления в течение всего времени полета ракеты до цели.The PDU rudders, deviating from their middle position, create a control moment acting on the rocket. This, in turn, leads to the emergence of control forces that hold the rocket near the center of the control field throughout the entire flight of the rocket to the target.
Недостатком известного способа наведения ракеты является низкая точность при стрельбе в ближней зоне возможных атак, обусловленная тем, что на участке встреливания, когда ракета находится вне области определения отклонений ракеты (т.е. вне поля управления, создаваемого частотно-модулированным излучением лазера), на приемник излучения аппаратуры определения координат поступают фоновые шумы, которые могут вызывать появление на ее выходе ложных сигналов отклонения ракеты от оси поля управления, в соответствии с которыми БФК сформирует команды на отклонение рулей. Отработка рулями ракеты ложных команд приводит к ухудшению траектории полета ракеты на начальном участке полета, увеличению ее отклонений от линии прицеливания при стрельбе в ближней зоне возможных атак и вследствие этого к снижению точности наведения ракеты.A disadvantage of the known method of guiding a rocket is its low accuracy when firing in the near zone of possible attacks, due to the fact that in the shooting area, when the rocket is outside the range of missile deflection (i.e., outside the control field created by the frequency-modulated laser radiation), the radiation receiver of the equipment for determining the coordinates receives background noise that can cause the appearance of false signals of missile deflection from the axis of the control field at its output, according to which the BFK will generate Manda on a deviation rudders. The development of missile rudders by missile teams leads to a deterioration of the flight path of the rocket in the initial section of the flight, an increase in its deviations from the aiming line when firing in the near zone of possible attacks and, as a result, to a decrease in the accuracy of missile guidance.
С увеличением участка полета ракеты вне области определения координат ракеты, например при уменьшении скорости ракеты на начальном участке полета или при увеличении расстояния между пусковым устройством и линией прицеливания, время отработки рулями ложных команд увеличивается, что может привести к недопустимому увеличению отклонений от линии прицеливания и срыву режима автоматического наведения ракеты на цель.With an increase in the missile flight area outside the missile coordinate determination area, for example, when the missile speed decreases at the initial flight site or when the distance between the launching device and the aiming line increases, the rudder training time for false commands increases, which can lead to an unacceptable increase in deviations from the aiming line and stall automatic missile guidance on the target.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения управляемой ракеты с раскрываемыми после пуска рулями.The task of the invention is to increase the accuracy of guidance of a guided missile with rudders that are opened after launch.
Поставленная задача достигается за счет того, что в известном способе наведения телеуправляемой ракеты с раскрываемыми после пуска рулями, включающем ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления под заданными углами θ0, φ0 соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях, перемещение ракеты в поле управления посредством выстреливания из пускового устройства, раскрытие органов управления ракеты и последующее их отклонение пропорционально координатам ракеты в поле управления - раскрытие органов управления производят после момента времени tp входа ракеты в поле управления, отсчитываемого от момента выстреливания и определяемого по зависимости:The problem is achieved due to the fact that in the known method of pointing a remote-controlled missile with rudders that are opened after launch, including orienting the launcher with the missile in the direction of the control field at given angles θ 0 , φ 0, respectively, in the vertical and horizontal planes, moving the rocket in the control field by firing from the launcher, the opening of the rocket controls and their subsequent deviation in proportion to the coordinates of the rocket in the control field - the opening of the body Controls are performed after the moment of time t p the rocket enters the control field, counted from the moment of firing and determined by the dependence:
где П - расстояние между осями пускового устройства и поля управления,where P is the distance between the axes of the starting device and the control field,
γло - начальный угловой размер поля управления,γ lo - the initial angular size of the control field,
vp - скорость выхода ракеты из пускового устройства.v p is the rate of exit of the rocket from the launch device.
Сущность предлагаемого способа состоит в том, что раскрытие органов управления ракетой осуществляют в момент, когда ракета гарантированно попадет в поле управления (в область определения координат ракеты относительно линии прицеливания), и команды на отклонение органов управления начинают формироваться пропорционально координатам ракеты в поле управления. В то же время на начальном участке ее полета вне поля управления, когда возможно формирование ложных команд на отклонение рулей, рули закрыты и не создают управляющего момента на ракету.The essence of the proposed method lies in the fact that the disclosure of the rocket controls is carried out at the moment when the rocket is guaranteed to fall into the control field (in the region of determining the coordinates of the rocket relative to the aiming line), and commands for deviation of the control bodies begin to be formed in proportion to the coordinates of the rocket in the control field. At the same time, at the initial section of its flight outside the control field, when it is possible to form false commands to deflect the rudders, the rudders are closed and do not create a control moment for the rocket.
Недостатки известного способа наведения телеуправляемой ракеты и преимущества предлагаемого способа проиллюстрируем на примере комплекса "Кастет", ракета 9М117 которого с раскрываемыми после пуска органами управления (рулями) выстреливается из противотанковой пушки МТ-12. Расстояние между пусковым устройством (продольной осью ствола пушки) и осью поля управления (оптической осью прицела) составляет ~2.0 м в горизонтальной плоскости и ~0.5 м в вертикальной плоскости, скорость выхода ракеты из ствола пушки составляет ~290 м/с, а начальный угловой размер поля управления составляет 1.4°, пусковое устройство ориентировано под заданными углами θ0=0.48° и φ=0.3° соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях.The disadvantages of the known method of pointing a remote-controlled missile and the advantages of the proposed method are illustrated by the Kastet complex, the 9M117 missile of which, with the controls (rudders) opened after launch, is fired from the MT-12 anti-tank gun. The distance between the launcher (the longitudinal axis of the gun barrel) and the axis of the control field (the optical axis of the sight) is ~ 2.0 m in the horizontal plane and ~ 0.5 m in the vertical plane, the rocket exit velocity from the gun barrel is ~ 290 m / s, and the initial angular the size of the control field is 1.4 °, the starting device is oriented at given angles θ 0 = 0.48 ° and φ = 0.3 °, respectively, in the vertical and horizontal planes.
На фиг.1 приведены результаты математического моделирования динамики контура управления ракетой с раскрываемыми после пуска рулями и формирования ложной команды в горизонтальном канале управления на участке ее полета вне области определения координат величиной 15° отклонения руля (величина ложной команды управления приведена к выходу рулевого привода и направлена вправо).Figure 1 shows the results of mathematical modeling of the dynamics of the missile control loop with the rudders open after launch and the formation of a false command in the horizontal control channel on the flight site outside the coordinate determination area of 15 ° steering deviation (the value of the false control command is given to the output of the steering drive and is directed to the right).
Как видно из фиг.1, при формировании ложной команды в горизонтальном канале управления величиной 15° вправо на начальном участке полета ракеты с раскрываемыми после пуска рулями ракета не попадет в поле управления, вследствие чего произойдет срыв режима наведения ракеты на цель. На фиг.2 приведены результаты математического моделирования в аналогичных условиях при раскрытии органов управления ракеты через промежуток времени от момента выстреливания, определяемый по зависимости:As can be seen from figure 1, when forming a false command in the horizontal control channel of 15 ° to the right in the initial section of the missile’s flight with the rudders open after launch, the missile will not fall into the control field, as a result of which the missile guidance regime will be disrupted. Figure 2 shows the results of mathematical modeling in similar conditions when disclosing the rocket controls after a period of time from the moment of firing, determined by the dependence:
Как видно из фиг.2, формирование ложной команды величиной 15° вправо на участке полета ракеты вне поля управления при реализации предлагаемого способа наведения не вызывает отклонения ракеты от направления стрельбы и не ухудшает точность наведения, т.к. раскрытие органов управления происходит в момент гарантированного нахождения ракеты в поле управления, когда команда на отклонение рулевых органов формируется пропорционально координатам ракеты в поле управления.As can be seen from figure 2, the formation of a false command of 15 ° to the right in the missile flight area outside the control field when implementing the proposed guidance method does not cause the missile to deviate from the direction of fire and does not impair the accuracy of the guidance, since the disclosure of the controls occurs at the moment of guaranteed location of the rocket in the control field, when the command to deviate the steering organs is formed in proportion to the coordinates of the rocket in the control field.
На фиг.3 приведена блок-схема лучевой системы управления ракетой, реализующей предлагаемый способ. Система управления содержит прицел и источник модулированного лазерного излучения, конструктивно выполненные, например, аналогично наземной аппаратуре управления 9С53 комплекса "Кастет" ([1], с.113, [4]).Figure 3 shows a block diagram of a beam missile control system that implements the proposed method. The control system comprises a sight and a source of modulated laser radiation, structurally executed, for example, similarly to the ground control equipment 9C53 of the Kastet complex ([1], p.113, [4]).
На ракете расположены: аппаратура определения координат, БФК, БРП, замыкатель, механизм раскрытия рулевых органов, выполненные аналогично реализованным в ракете 9М117 ([2], с.15-18, 16, 17, 19-26, 21, рис.13, с.22, 25, 40-41, рис.24) и блок временной задержки, выполненный, например, на основе схемы электронного реле времени, приведенной в книге Ф.Ф.Андреева, Электронные устройства автоматики, М., Машиностроение, 1978 г., с.283, рис.206, б, [3].On the rocket are located: coordinate determination equipment, BFK, PDU, contact closure, steering mechanism opening mechanism made similarly implemented in the 9M117 rocket ([2], pp. 15-18, 16, 17, 19-26, 21, Fig. 13, p. 22, 25, 40-41, Fig. 24) and a time delay unit, made, for example, on the basis of the electronic time relay circuit shown in the book by F.F.Andreev, Electronic devices of automation, M., Engineering, 1978 ., p. 283, fig. 206, b, [3].
Время задержки раскрытия рулевых органов tp рассчитывается предварительно по формуле (1) и устанавливается в блоке временной задержки. При выходе ракеты из пускового устройства (пускового контейнера или ствола орудия) срабатывает замыкатель, и напряжение с выхода бортовой батареи подается на вход блока временной задержки, который задерживает подачу напряжения на электровоспламенитель механизма раскрытия рулей на время tp, в течение которого ракета гарантированно попадает в поле управления лазерного луча.The delay time of the disclosure of the steering organs t p is calculated previously by the formula (1) and is set in the time delay block. When the rocket leaves the launcher (launch container or gun barrel), a contactor is activated, and the voltage from the output of the onboard battery is supplied to the input of the time delay unit, which delays the voltage supply to the electric igniter of the rudder opening mechanism for a time t p , during which the rocket is guaranteed to fall into laser beam control field.
Предлагаемый способ наведения управляемой ракеты позволяет повысить точность наведения на цель за счет уменьшения отклонений ракеты от линии прицеливания на участке встреливания - до входа ракеты в область определения координат.The proposed method of guiding a guided missile can improve the accuracy of aiming at the target by reducing the deviation of the missile from the aiming line at the shooting site - until the missile enters the coordinate definition area.
Эффективность предлагаемого способа подтверждена в процессе разработки комплекса управляемого вооружения "Корнет".The effectiveness of the proposed method is confirmed in the process of developing a complex of guided weapons "Cornet".
Источники информации.Information sources.
1. Ангельский Р.Д., Отечественные противотанковые комплексы, Москва, ACT, Астрель, 2002 г., с.74, 75, 84, 100, 111-114.1. Angelsky R. D., Domestic anti-tank systems, Moscow, ACT, Astrel, 2002, p. 74, 75, 84, 100, 111-114.
2. Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117.2. Shot ZUBK10 with a guided projectile 9M117.
Техническое описание и инструкция по эксплуатации, М., Военное издательство, 1987 г., с.13, 15-18, 19-26.Technical description and instruction manual, M., Military Publishing House, 1987, p.13, 15-18, 19-26.
3. Ф.Ф.Андреев, Электронные устройства автоматики, М., Машиностроение, 1978 г., с.283.3. F.F. Andreev, Electronic devices of automation, M., Mechanical Engineering, 1978, p. 283.
4. Наземная аппаратура управления 9С53.00.000.ТО4. Ground control equipment 9C53.00.000.TO
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005126701/02A RU2297588C1 (en) | 2005-08-23 | 2005-08-23 | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005126701/02A RU2297588C1 (en) | 2005-08-23 | 2005-08-23 | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2297588C1 true RU2297588C1 (en) | 2007-04-20 |
Family
ID=38036910
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005126701/02A RU2297588C1 (en) | 2005-08-23 | 2005-08-23 | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2297588C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498192C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier |
| RU2532993C1 (en) * | 2013-04-09 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of guidance of spinning missile with relay drive of steering body and system of its implementation |
-
2005
- 2005-08-23 RU RU2005126701/02A patent/RU2297588C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117, Техническое описание и инструкция по эксплуатации, М., Военное издательство, 1987, с.13. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498192C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier |
| RU2532993C1 (en) * | 2013-04-09 | 2014-11-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of guidance of spinning missile with relay drive of steering body and system of its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6209820B1 (en) | System for destroying ballistic missiles | |
| US8563910B2 (en) | Systems and methods for targeting a projectile payload | |
| US20170307334A1 (en) | Apparatus and System to Counter Drones Using a Shoulder-Launched Aerodynamically Guided Missile | |
| US5322016A (en) | Method for increasing the probability of success of air defense by means of a remotely fragmentable projectile | |
| RU2297588C1 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch | |
| CN104677191B (en) | A kind of photoelectric intelligent firearms, controlled blast ammunition and method of work | |
| RU2331036C2 (en) | Method of guided missile control | |
| RU2602162C2 (en) | Method of firing jet projectiles multiple artillery rocket system in counter-battery conditions | |
| RU2728292C1 (en) | Weapon automatic aiming method for target | |
| Koruba et al. | Programmed control of the flat track anti-tank guided missile | |
| RU2680558C1 (en) | Method of increasing the probability of overcoming zones of missile defense | |
| RU175902U1 (en) | CONTROLLED MISSILE WITH SMOKE GENERATOR BATTLE | |
| RU2796281C1 (en) | Method of hitting a target with a robotic complex | |
| RU2122700C1 (en) | Method of guidance of telecontrolled missile | |
| RU2362106C1 (en) | Method for guiding missiles | |
| RU2799000C1 (en) | Firing method of ground fire means | |
| RU2219483C2 (en) | Method for firing by guided missile and missile guidance system | |
| RU2213318C1 (en) | Method of aiming of guided rocket | |
| US11940249B2 (en) | Method, computer program and weapons system for calculating a bursting point of a projectile | |
| RU2435127C1 (en) | Method to control cannon firing by controlled projectile | |
| RU2205360C2 (en) | Method for missile control | |
| GB2132740A (en) | Weapons system | |
| RU2345310C1 (en) | Method of guided shell or missile fire control | |
| RU2343392C1 (en) | Method of control of shooting from gun with guided missile | |
| RU2649286C1 (en) | Method of shot synchronization when firing guided artillery armament system |
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 20180905 Effective date: 20180905 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905 Effective date: 20210525 |