RU2332634C1 - Method of functioning of information computation system of missile and device therefor - Google Patents

Method of functioning of information computation system of missile and device therefor Download PDF

Info

Publication number
RU2332634C1
RU2332634C1 RU2007106616/02A RU2007106616A RU2332634C1 RU 2332634 C1 RU2332634 C1 RU 2332634C1 RU 2007106616/02 A RU2007106616/02 A RU 2007106616/02A RU 2007106616 A RU2007106616 A RU 2007106616A RU 2332634 C1 RU2332634 C1 RU 2332634C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
target
rocket
inputs
Prior art date
Application number
RU2007106616/02A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Васильевич Ефанов (RU)
Василий Васильевич Ефанов
Сергей Михайлович Мужичек (RU)
Сергей Михайлович Мужичек
Николай Витальевич Гаврилов (RU)
Николай Витальевич Гаврилов
Original Assignee
Василий Васильевич Ефанов
Сергей Михайлович Мужичек
Николай Витальевич Гаврилов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Василий Васильевич Ефанов, Сергей Михайлович Мужичек, Николай Витальевич Гаврилов filed Critical Василий Васильевич Ефанов
Priority to RU2007106616/02A priority Critical patent/RU2332634C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2332634C1 publication Critical patent/RU2332634C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: missilery.
SUBSTANCE: invention is related to the field of aviation controlled missiles. Substance of invention consists in preparation of missile on board of carrier airplane for work, measurement of target movement parameters and missile own movement, generation of assessment of necessary parameters of target relative movement and missile absolute movement, selection of method of missile homing at target of the best application by any criterion for these conditions. Parameters of mismatch are calculated for selected method, the said parameters characterising extent of mismatch of actual parameters of missile movement and their required values. Analysis of jamming environment is carried out, noise protective facilities and non-radio-radar meters being switched on depending on jamming environment. Formation of preparation and control signal is carried out for radio proximity fuse. Based on current values, angle position and target range rate of missile approaching target is determined, as well as module of missile miss, geometric dimensions and target angle. On the basis of these data commands are generated for blasting of missile warhead and for initial speed of missile warhead fragments emission.
EFFECT: increased efficiency of operational use.
21 cl, 13 dwg

Description

Текст описания приведен в факсимильном виде.

Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036
Figure 00000037
Figure 00000038
Figure 00000039
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000043
Figure 00000044
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000051
The text of the description is given in facsimile form.
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036
Figure 00000037
Figure 00000038
Figure 00000039
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000043
Figure 00000044
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000051

Claims (21)

1. Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, включающий подготовку ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерение параметров движения цели и собственного движения ракеты, формирование оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель, наилучшего по одному из критериев для данных условий применения, вычисление для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, анализ помеховой обстановки и включение в зависимости от помеховой обстановки средств помехозащиты и нерадиотехнических измерителей, формирование сигнала подготовки радиовзрывателя, формирование сигнала управления радиовзрывателем в зависимости от текущих значений углового положения и дальности до цели, скорости сближения ракеты с целью, модуля промаха ракеты, геометрических размеров и ракурса цели, а также начальной скорости разлета осколков боевой части ракеты, отличающийся тем, что при формировании сигнала управления радиовзрывателем дополнительно учитывают местонахождение цели в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, и осуществляют направленный подрыв боевой части ракеты для изменения поля поражения.1. The method of functioning of the information and computing system of the rocket, including preparing the rocket on board the carrier aircraft for operation, measuring the parameters of the target’s motion and the rocket’s own motion, forming an estimate of the necessary parameters of the relative motion of the target and the absolute motion of the rocket, choosing the method of guiding the rocket at the target, the best according to one of the criteria for the given conditions of use, the calculation for the selected method of the mismatch parameters characterizing the degree of mismatch of the actual parameters rocket movement to their required values, analysis of the interference situation and inclusion, depending on the interference situation, of anti-jamming means and non-radio measuring instruments, generation of a radio fuse preparation signal, generation of a radio fuse control signal depending on the current values of the angular position and range to the target, the speed of approach of the rocket to the target, missile missile module, geometric dimensions and angle of the target, as well as the initial velocity of the expansion of fragments of the warhead of the rocket, characterized in that when the formation of the control signal of the radio fuse additionally take into account the location of the target in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, and carry out directed undermining of the warhead of the rocket to change the field of destruction. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что подготовку ракеты к работе на борту самолета-носителя осуществляют путем подачи питающих напряжений из аппаратуры истребителя, настройки приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, тестирования работоспособности аппаратуры ракеты, определения готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по специальным сигналам контроля, поступающим в аппаратуру самолета-носителя по цепям обратной связи, подготовки измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний.2. The method according to claim 1, characterized in that the preparation of the rocket for operation on board the carrier aircraft is carried out by supplying voltage from the fighter’s equipment, tuning the synchronization receivers and the reflected signal to the target’s illumination frequency, testing the performance of the rocket’s equipment, determining the readiness of the information missile computing system to work on special control signals received in the equipment of the carrier aircraft via feedback circuits, preparation of meters and calculator for target tracking, in abusive to attack on command target designation. 3. Способ по п.2, отличающийся тем, что подготовку измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляют путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, выполнения команд целеуказания по дальности и скорости сближения.3. The method according to claim 2, characterized in that the preparation of the meters and calculator for tracking the target selected for destruction by target designation teams is carried out by rotating the homing antenna in the direction of the target, or at a pre-empted point where the target will be at the moment taking it for auto tracking, performing target designation commands for range and approach speed. 4. Способ по п.3, отличающийся тем, что команды целеуказаний по дальности формируют в зависимости от используемого метода наведения и сигнала подсвета цели, при этом если в радиолокационной головке самонаведения используют непрерывный сигнал подсвета цели, то формируют команду целеуказания по скорости сближения, в соответствии с которой селектируют радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания, если в радиолокационной головке самонаведения используют импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки подают команду целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала отпирают только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от самолета-носителя на дальность целеуказания, при квазинепрерывном сигнале подсвета цели формируют команды целеуказания и по дальности и по скорости, при этом команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования подают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех.4. The method according to claim 3, characterized in that the target range commands are formed depending on the guidance method and the target illumination signal, while if a continuous target illumination signal is used in the homing radar, then the target designation command is formed according to the approach speed, according to which radio signals are selected only for that target, the approximation speed with which corresponds to the target designation speed, if a pulse target illumination signal is used in the homing radar, then a range targeting command is sent to the processing module, according to which the reflected signal receiver is unlocked only for the time of arrival of signals reflected from the target, which is away from the carrier aircraft at the targeting range, with a quasi-continuous target illumination signal, targeting commands both in range and speed at the same time, target designation commands for range, approach speed and angular velocities of the line of sight are given as initial conditions to calculators that extrapolate the relative motion parameters eniya missiles and targets in stand-alone mode information and computing missile system prior to the capture of the target on the trajectory, and in the case of exposure to the radio. 5. Способ по п.1, отличающийся тем, что анализ помеховой обстановки осуществляют по энергетическим и частотным различиям сигналов, излучаемых постановщиком помех и отраженных от земли либо от цели, при принятии решения о принадлежности анализируемого сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости, и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационную головку самонаведения переводят в режим самонаведения.5. The method according to claim 1, characterized in that the analysis of the interference situation is carried out according to the energy and frequency differences of the signals emitted by the jammer and reflected from the ground or from the target, when deciding whether the analyzed signal belongs to the intercepted target, the radar homing meters go to its automatic tracking along the Doppler frequency performed by the auto-selector speed, and in the direction carried out by the goniometer, and the homing radar homing mode. 6. Способ по п.1, отличающийся тем, что, определяют величину промаха по математическому выражению:
Figure 00000052
6. The method according to claim 1, characterized in that, determine the magnitude of the miss by mathematical expression:
Figure 00000052
 где r4 - величина промаха ракеты, м;where r 4 - miss missile value, m; А, В, С - безразмерные постоянные коэффициенты, определяемые из уравнений
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
A, B, C - dimensionless constant coefficients determined from the equations
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
 r1 r2, r3 - текущие расстояния, фиксируемые при проходе целью трех заданных расстояний Z1 Z2, Z3, м.r 1 r 2 , r 3 - current distances recorded during the passage of the target three specified distances Z 1 Z 2 , Z 3 , m 7. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют скорость сближения ракеты с целью в непосредственной близости от цели в момент прохода целью второго и третьего фиксированных расстояний из математического выражения:
Figure 00000056
, 7. The method according to claim 1, characterized in that they determine the speed of approach of the rocket with the target in the immediate vicinity of the target at the moment the target passes the second and third fixed distances from the mathematical expression:
Figure 00000056
, где Vсбл - скорость сближения ракеты с целью, м/с;where V sb is the velocity of approach of the rocket with the target, m / s; Z2, Z3 - второе и третье фиксированные расстояния до цели, м;Z 2 , Z 3 - the second and third fixed distances to the target, m; τ - временной интервал при проходе данных фиксированных расстояний, с.τ is the time interval during the passage of data of fixed distances, s. 8. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют линейный размер цели в момент прохода ею второго заданного расстояния путем сканирования ее диаграммой излучения и фиксации угловых положений и дальности до начальной и конечной точек на цели соответственно в момент появления и пропадания отраженного сигнала от цели по математическому выражению:8. The method according to claim 1, characterized in that the linear size of the target is determined at the moment it passes the second predetermined distance by scanning with its radiation pattern and fixing the angular positions and the distance to the starting and ending points on the target, respectively, at the time the reflected signal appears and disappears from mathematical expression goals:
Figure 00000057
Figure 00000057
 где Lц - линейный размер цели, м;where L c - the linear size of the target, m; D1, D2 - дальность до начальной и соответственно конечной точки на теле цели;D1, D 2 - range to the start and, respectively, end point on the target’s body; Δφ=φн-φк - угловой размер цели, град.;Δφ = φ n -φ to - the angular size of the target, deg .; φн, φк - угловое положение начальной и конечной точек на теле цели, град.φ n , φ k - the angular position of the starting and ending points on the target’s body, deg. 9. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют ракурс цели по математическому выражению:9. The method according to claim 1, characterized in that they determine the angle of the goal by mathematical expression:
Figure 00000058
Figure 00000058
 где Vr, Vц - модули вектора скорости ракеты и цели, м/с;where V r , V c - modules of the velocity vector of the rocket and the target, m / s; β - угол между составляющими вектора цели, град.;β is the angle between the components of the target vector, deg .; Δφ1 - угловой размер между двумя фиксированными точками относительно ракеты, град.;Δφ 1 - angular size between two fixed points relative to the rocket, deg .; rn, rn+1 - текущие значения дальности до цели, м.r n , r n + 1 - current values of the range to the target, m 10. Способ по п.1, отличающийся тем, что на основе анализа значений ракурса цели и скорости сближения ракеты с целью формируют команду на подрыв боевой части ракеты в виде следующих алгоритмов:10. The method according to claim 1, characterized in that on the basis of the analysis of the values of the angle of the target and the speed of approach of the rocket in order to form a team to undermine the warhead of the rocket in the form of the following algorithms: если ракурс цели q>qn, то по математическому выражению:if the objective angle q> q n , then according to the mathematical expression:
Figure 00000059
Figure 00000059
 где Тзад - время задержки, с;where T ass - delay time, s; qn - пороговое значение ракурса цели, град.;q n - threshold value of the target angle, deg .; V0 - начальная скорость разлета осколков, м/с;V 0 - the initial velocity of the expansion of fragments, m / s; Lц - геометрические размеры цели, м;L C - the geometric dimensions of the target, m; r4 - промах ракеты относительно цели, м,r 4 - miss missile relative to the target, m, если q<qп и Vсбл<Vп, то по математическому выражению:if q <q p and V sb <V p , then according to the mathematical expression:
Figure 00000060
Figure 00000060
 где Vn - пороговое значение скорости сближения ракеты с целью, м/с,where V n is the threshold value of the speed of approach of the rocket with the target, m / s, если q<qп и Vсбл>Vп, то по математическому выражению:if q <q p and V sb > V p , then according to the mathematical expression:
Figure 00000061
Figure 00000061
 11. Способ по п.1, отличающийся тем, что формируют команду на управление полем поражения боевой части ракеты, в зависимости от нахождения цели в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, определяют положение цели на основе сравнения полярности сигналов, поступающих с датчиков угла места и азимута привода антенны, по математическому выражению:11. The method according to claim 1, characterized in that they form a command to control the defeat field of the warhead of the rocket, depending on the location of the target in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, determine the position of the target based on a comparison of the polarity of the signals from the elevation sensors and azimuth of the antenna drive, in mathematical terms: N(a,b)=2sqn(a)+sqn(b),N (a, b) = 2sqn (a) + sqn (b), где N - сектор нахождения цели относительно продольной оси ракеты;where N is the sector of finding the target relative to the longitudinal axis of the rocket; sgn - определитель знака:
Figure 00000062
,sgn - sign identifier:
Figure 00000062
, а - сигнал от датчика угла места привода антенны;a - signal from the angle sensor of the antenna drive; b - сигнал от датчика угла азимута привода антенны,b is the signal from the sensor of the azimuth angle of the antenna drive, осуществляют формирование поля поражения боевой части ракеты в направлении на цель путем подачи сигнала в одну из точек многоточечной системы инициирования боевой части.carry out the formation of the defeat field of the warhead of the missile in the direction of the target by applying a signal to one of the points of the multipoint warhead initiation system. 12. Способ по п.1, отличающийся тем, что направленный подрыв боевой части ракеты для изменения поля поражения осуществляют за счет формирования детонационной волны по всей длине заряда в заданном секторе боевой части ракеты за счет срабатывания одного из четырех промежуточных детонаторов и формирования кумулятивной струи для одновременного подрыва заданной части взрывчатого вещества по всей длине12. The method according to claim 1, characterized in that the directed undermining of the warhead of the rocket to change the field of destruction is carried out by generating a detonation wave along the entire charge in a given sector of the warhead of the rocket due to the operation of one of four intermediate detonators and the formation of a cumulative jet for simultaneous detonation of a given part of the explosive along the entire length 13. Ракета, содержащая боевую часть с устройством для подрыва, последовательно соединенные антенну и приемник сигнала синхронизации, антенну и приемник отраженного сигнала, модуль обработки информационных сигналов и вычислитель параметров рассогласования, а также систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, причем модуль обработки информационных сигналов состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценки дальности и скорости сближения, канала управления антенной, при этом первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой входы модуля обработки информационных сигналов соответственно соединены с выходом приемника отраженного сигнала, первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом для формирования команд подготовки и целеуказания из аппаратуры самолета-носителя, которые одновременно соединены с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, вторым и третьим выходом усилителя мощности и привода антенны, первый выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, при этом первый, второй третий, выходы модуля обработки информационных сигналов соединены соответственно с входом для формирования сигналов контроля и обратной связи аппаратуры самолета-носителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, при этом второй выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, первый ключ и вычислитель для формирования команды на подрыв боевой части ракеты, первый, второй входы которого соединены соответственно со вторым и третьими выходами модуля обработки информационных сигналов, которые одновременно являются выходом канала оценивания дальности и скорости сближения и первым выходом канала управления антенной, третий вход - с выходом приемника отраженного сигнала, а четвертый вход - со вторым выходом системы автономных датчиков, первый выход соединен со вторым входом первого ключа, первый вход которого соединен со вторым выходом канала управления антенной, который одновременно является четвертым выходом модуля обработки информационных сигналов, а выход первого ключа соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, второй вход которого соединен со вторым выходом вычислителя для формирования команды на подрыв боевой части ракеты, третий выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты, отличающаяся тем, что она снабжена блоком управления полем поражения боевой части ракеты и многоточечной схемой инициирования боевой части ракеты, при этом первый второй и третий входы блока управления полем поражения боевой части ракеты соединены соответственно с выходом вычислителя для формирования команды на подрыв боевой части ракеты, вторым и третьим выходом усилителя мощности и привода антенны, первый, второй, третий и четвертые выходы блока управления полем поражения боевой части ракеты соединены с первым, вторым, третьим и четвертым входом многоточечной схемы инициирования боевой части ракеты.13. A missile containing a warhead with a device for detonating, a serially connected antenna and a receiver of a synchronization signal, an antenna and a receiver of a reflected signal, an information signal processing module and a mismatch parameters calculator, as well as a system of autonomous sensors, a power amplifier and an antenna drive, the processing module information signals consists of a device for searching, detecting, selecting and analyzing signals, a channel for assessing the range and approach speed, an antenna control channel, the first one the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth inputs of the information signal processing module are respectively connected to the output of the reflected signal receiver, the first output of the synchronization signal receiver, the first and second output of the autonomous sensor system, with the output for generating training and target designation instructions from the equipment carrier aircraft, which are simultaneously connected to the third input of the mismatch parameters calculator, with the output of the autonomous system calculator, the second and third output of the power amplifier and an antenna drive, the first output of which is mechanically connected to the reflected signal antenna, while the first, second third, outputs of the information signal processing module are connected respectively to the input for generating control signals and feedback of the carrier aircraft equipment, the first and second input of the mismatch parameter calculator wherein the second output of the synchronization receiver is connected to the second input of the reflected signal receiver, the first key and a computer for generating a command to undermine the cancer warhead eta, the first, second inputs of which are connected respectively to the second and third outputs of the information signal processing module, which are simultaneously the output of the channel for estimating the range and approach speed and the first output of the antenna control channel, the third input is with the output of the reflected signal receiver, and the fourth input is with the second output of the autonomous sensor system, the first output is connected to the second input of the first key, the first input of which is connected to the second output of the antenna control channel, which is simultaneously is the fourth output of the information signal processing module, and the output of the first key is connected to the first input of the power amplifier and the antenna drive, the second input of which is connected to the second output of the computer to form a command to undermine the warhead of the rocket, the third output of which is the output of the command to disrupt the warhead of the rocket characterized in that it is equipped with a control unit for the field of destruction of the warhead of the rocket and a multipoint scheme for initiating the warhead of the rocket, with the first second and third inputs of the control unit the battlefield of the missile warhead is connected respectively to the output of the computer to form a command to detonate the warhead of the rocket, the second and third output of the power amplifier and the antenna drive, the first, second, third and fourth outputs of the control unit of the battlefield of the warhead of the rocket are connected to the first, second , the third and fourth input of a multipoint scheme for initiating the warhead of a rocket. 14. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что вычислитель для формирования команды на подрыв боевой части ракеты состоит из блока фиксации текущих параметров движения цели, блока определения промаха ракеты, блока определения геометрических размеров цели, блока определения ракурса цели и блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, причем первый, второй, третий и четвертый входы вычислителя для формирования команды на подрыв боевой части ракеты являются соответственно первыми и вторыми входами блока фиксации текущих параметров движения цели, блока определения геометрических размеров цели, блока определения ракурса цели, пятым входом блока определения геометрических размеров цели и четвертым входом блока определения ракурса цели, первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой выходы блока фиксации текущих параметров цели соединены соответственно с первыми, вторыми и третьими входами блока определения промаха ракеты, вторым входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, третьим входом блока определения геометрических размеров цели, третьим входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты и одновременно четвертым входом блока определения геометрических размеров цели, выход блока определения промаха ракеты соединен с первым входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, первый, второй и третий выход блока определения геометрических размеров цели соединены соответственно со вторым входом усилителя мощности и привода антенны, четвертым и пятым входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, четвертый вход которого соединен с третьим входом блока определения ракурса цели, выход которого соединен с шестым входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, пятый выход блока фиксации текущих параметров движения цели, первый выход блока определения геометрических размеров цели и выход блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты являются соответственно первым, вторым и третьим выходом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты.14. The rocket according to item 13, wherein the calculator for forming a command to detonate the warhead of the rocket consists of a block for fixing the current parameters of the target’s movement, a block for determining miss missiles, a block for determining the geometric dimensions of the target, a block for determining the angle of the target, and a block for forming a team for undermining the warhead of the rocket, the first, second, third and fourth inputs of the calculator for forming a team to undermine the warhead of the rocket are the first and second inputs of the unit for fixing the current parameters the target, the unit for determining the geometric dimensions of the target, the unit for determining the angle of the target, the fifth input of the unit for determining the geometric dimensions of the target and the fourth input of the unit for determining the angle of the target, the first, second, third, fourth, fifth and sixth outputs of the unit for fixing the current parameters of the target are connected respectively to the first , the second and third inputs of the missile miss detection unit, the second input of the team formation unit to detonate the missile’s warhead, the third input of the target's geometric dimensions, third the input of the team formation unit to undermine the warhead of the rocket and simultaneously the fourth input of the missile defining unit of the target, the output of the missile miss detection unit is connected to the first input of the team formation unit to undermine the warhead of the missile, the first, second and third output of the target's geometrical unit are connected respectively with the second input of the power amplifier and the antenna drive, the fourth and fifth input of the team formation unit for undermining the warhead of the rocket, the fourth input of which is connected with the third input of the target angle determination unit, the output of which is connected to the sixth input of the command formation unit to detonate the warhead of the rocket, the fifth output of the fixation unit of the current target motion parameters, the first output of the target geometry determination unit and the output of the command formation of the command to detonate the warhead respectively, the first, second and third output of the calculator forming the team to undermine the warhead of the rocket. 15. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок фиксации текущих параметров движения цели состоит из первого функционального преобразователя, первого умножителя первого, второго и третьего сравнивающих устройств, первого, второго и третьего запоминающих устройств, а также задатчика постоянных сигналов, причем первый и второй вход блока фиксации текущих параметров движения цели, является соответственно входом первого функционального преобразователя и вторыми входами первого, второго третьего запоминающего устройства, первого умножителя, первый вход которого соединен с выходом первого функционального преобразователя, а выход соединен с первыми входами первого, второго и третьего сравнивающих устройств, вторые входы которых соединены соответственно с первым, вторым, третьим выходом задатчика постоянных сигналов, а выходы первого, второго и третьего сравнивающих устройств соединены с первыми входами первого, второго и третьего запоминающих устройств, выходы которых, а также выход третьего сравнивающего устройства и четвертый выход первого задатчика постоянных сигналов, являются соответственно первым, вторым, третьим, четвертым и пятым выходом блока фиксации текущих параметров движения цели.15. The rocket according to item 13, wherein the unit for fixing the current parameters of the target’s movement consists of a first functional converter, a first multiplier of the first, second and third comparators, first, second and third storage devices, as well as a constant signal generator, the first and the second input of the block fixing the current parameters of the target’s movement, is respectively the input of the first functional converter and the second inputs of the first, second third storage device, the first multiplier, the first input of which is connected to the output of the first functional converter, and the output is connected to the first inputs of the first, second, and third comparing devices, the second inputs of which are connected respectively to the first, second, third output of the constant signal generator, and the outputs of the first, second, and third comparing devices are connected with the first inputs of the first, second and third storage devices, the outputs of which, as well as the output of the third comparing device and the fourth output of the first constant signal generator are respectively the first, second, third, fourth and fifth output of the block fixing the current parameters of the movement of the target. 16. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок определения промаха ракеты состоит из первого, второго и третьего квадраторов, второго, третьего и четвертого умножителей, первого вычитающего и второго суммирующего устройства, второго функционального преобразователя, а также из второго задатчика постоянного сигнала, причем первый, второй и третий входы блока определения промаха ракеты являются соответственно входами первого, второго и третьего квадраторов, выходы которых соединены соответственно с первыми входами второго, третьего и четвертого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходом второго задатчика постоянных сигналов, выходы второго, третьего и четвертого умножителей соединены соответственно с первым и вторым входом первого вычитающего устройства и вторым входом второго суммирующего устройства, первый вход которого соединен с выходом первого вычитающего устройства, а выход с входом второго функционального преобразователя, выход которого является выходом блока определения промаха ракеты.16. The missile according to item 13, wherein the missile miss detection unit consists of the first, second and third quadrators, the second, third and fourth multipliers, the first subtracting and second summing device, the second functional converter, as well as the second constant signal master moreover, the first, second and third inputs of the missile miss definition block are respectively the inputs of the first, second and third quadrators, the outputs of which are connected respectively to the first inputs of the second, third and four the multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the first, second and third outputs of the second constant signal generator, the outputs of the second, third and fourth multipliers are connected respectively to the first and second input of the first subtractor and the second input of the second summing device, the first input of which is connected to the output the first subtracting device, and the output with the input of the second functional Converter, the output of which is the output of the missile miss detection unit. 17. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок определения геометрических размеров цели состоит из первого элемента И, первого элемента И-НЕ, первого генератора импульсов, счетчика импульсов и последовательно соединенных первого сдвигового регистра, цифроаналогового преобразователя, а также из третьего, четвертого, пятого и шестого запоминающих устройств, третьего и четвертого квадраторов, третьего сумматора, второго и третьего вычитающих устройств, третьего и четвертого функциональных преобразователей, пятого умножителя, третьего задатчика постоянных сигналов, причем первый, второй, третий, четвертый и пятый входы блока определения геометрических размеров цели являются соответственно первыми входами третьего и четвертого, пятого и шестого запоминающих устройств, вторым входом первого элемента И, вторым входом счетчика, первым входом первого элемента И и входом первого элемента И-НЕ, выход первого элемента И-НЕ соединен со вторым входом первого сдвигового регистра и одновременно со вторыми входами четвертого и шестого запоминающих устройств, выход первого элемента И соединен со входом первого генератора импульсов и одновременно со вторыми входами третьего и пятого запоминающих устройств, выход первого генератора импульсов соединен с первым входом первого сдвигового регистра и одновременно с первым входом счетчика импульсов, n выходов первого сдвигового регистра соединены с n входами цифроаналогового преобразователя, выходы третьего, четвертого, пятого и шестого запоминающих устройств соединены соответственно с входами третьего и четвертого квадраторов первым и вторым входом четвертого вычитающего устройства, выходы третьего и четвертого запоминающих устройств соединены с первым и вторым входами пятого умножителя, выходы третьего и четвертого квадраторов соединены с первым и вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен с первым входом второго вычитающего устройства, выход третьего вычитающего устройства соединен с входом третьего функционального преобразователя, выход которого соединен с третьим входом пятого умножителя, четвертый вход которого соединен с выходом третьего задатчика постоянных сигналов, а выход соединен со вторым входом второго вычитающего устройства, выход которого соединен с входом четвертого функционального преобразователя, выходы цифроаналогового преобразователя, счетчика и четвертого функционального преобразователя, являются соответственно первым, вторым и третьим выходом блока определения геометрических размеров цели.17. The rocket according to item 13, wherein the unit for determining the geometric dimensions of the target consists of the first element And, the first element AND, the first pulse generator, pulse counter and serially connected to the first shift register, digital-to-analog converter, as well as from the third, the fourth, fifth and sixth storage devices, the third and fourth quadrators, the third adder, the second and third subtracting devices, the third and fourth functional converters, the fifth multiplier, the third constant signals, the first, second, third, fourth and fifth inputs of the unit for determining the geometric dimensions of the target are respectively the first inputs of the third and fourth, fifth and sixth memory devices, the second input of the first element And, the second input of the counter, the first input of the first element And and the input of the first AND-NOT element, the output of the first AND-NOT element is connected to the second input of the first shift register and simultaneously with the second inputs of the fourth and sixth storage devices, the output of the first AND element connected to the input of the first pulse generator and simultaneously with the second inputs of the third and fifth memory devices, the output of the first pulse generator is connected to the first input of the first shift register and simultaneously with the first input of the pulse counter, n outputs of the first shift register are connected to n inputs of the digital-to-analog converter, the outputs of the third , fourth, fifth and sixth storage devices are connected respectively to the inputs of the third and fourth quadrants by the first and second input of the fourth subtracting its devices, the outputs of the third and fourth storage devices are connected to the first and second inputs of the fifth multiplier, the outputs of the third and fourth quadrators are connected to the first and second inputs of the third adder, the output of which is connected to the first input of the second subtractor, the output of the third subtractor is connected to the input of the third a functional converter, the output of which is connected to the third input of the fifth multiplier, the fourth input of which is connected to the output of the third constant signal generator, and the output One is connected to the second input of the second subtractor, the output of which is connected to the input of the fourth functional converter, the outputs of the digital-to-analog converter, counter and fourth functional converter are the first, second, and third outputs of the unit for determining the geometric dimensions of the target. 18. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок определения ракурса цели состоит из интегратора, шестого, седьмого и восьмого умножителей, первого и второго делителей, пятого, шестого, седьмого, восьмого, девятого и десятого функциональных преобразователей, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого вычитающих устройств, второго, третьего, четвертого и пятого ключей, второго сдвигового регистра и второго генератора импульсов, причем первый, второй, третий и четвертый входы блока определения ракурса цели являются соответственно первыми входами второго и третьего, четвертого и пятого ключей, первым входом шестого вычитающего устройства и входом интегратора, выход которого соединен с первыми входами шестого умножителя и вторым входом шестого вычитающего устройства, выход которого соединен со вторым входом первого делителя, первый вход которого соединен с выходом шестого умножителя, второй вход которого соединен с выходом шестого функционального преобразователя, вход которого соединен с выходом седьмого вычитающего устройства, выход первого делителя соединен с входом пятого функционального преобразователя, выход которого соединен с первым входом пятого вычитающего устройства, второй вход которого соединен с выходом восьмого функционального преобразователя, выход которого также соединен со вторым входом седьмого вычитающего устройства, выход пятого вычитающего устройства соединен с входом седьмого функционального преобразователя, выходы второго, третьего, четвертого и пятого ключей соединены соответственно с первыми входами восьмого вычитающего устройства, седьмого и одновременно восьмого умножителей, первым и вторым входом девятого вычитающего устройства, с первым входом которого одновременно соединен первый вход седьмого вычитающего устройства, выход которого соединен с входом шестого функционального преобразователя, выход седьмого и восьмого умножителей соединены соответственно со вторыми входами восьмого вычитающего устройства и второго делителя, первый вход которого соединен с выходом восьмого вычитающего устройства, а выход с входом восьмого функционального преобразователя, выход девятого вычитающего устройства соединен с входами девятого и десятого функциональных преобразователей, выходы которых соединены соответственно со вторыми входами седьмого и восьмого умножителей, выход второго генератора импульсов соединен с входом второго сдвигового регистра, первый и второй выходы которого соединены соответственно со вторыми входами четвертого и второго, пятого и третьего ключей, выход седьмого функционального преобразователя является выходом блока определения ракурса цели.18. The rocket according to item 13, wherein the unit for determining the angle of the target consists of an integrator, sixth, seventh and eighth multipliers, first and second dividers, fifth, sixth, seventh, eighth, ninth and tenth functional converters, fifth, sixth, the seventh, eighth and ninth subtracting devices, the second, third, fourth and fifth keys, the second shift register and the second pulse generator, the first, second, third and fourth inputs of the unit determining the angle of view of the target are respectively the first inputs the second, third, fourth and fifth keys, the first input of the sixth subtractor and the integrator input, the output of which is connected to the first inputs of the sixth multiplier and the second input of the sixth subtractor, the output of which is connected to the second input of the first divider, the first input of which is connected to the output of the sixth a multiplier, the second input of which is connected to the output of the sixth functional converter, the input of which is connected to the output of the seventh subtracting device, the output of the first divider is connected to the input nth functional converter, the output of which is connected to the first input of the fifth subtractor, the second input of which is connected to the output of the eighth functional converter, the output of which is also connected to the second input of the seventh subtractor, the output of the fifth subtractor is connected to the input of the seventh functional converter, the outputs of the second, third , the fourth and fifth keys are connected respectively to the first inputs of the eighth subtractor, the seventh and simultaneously the eighth multiply the first and second inputs of the ninth subtractor, the first input of which is simultaneously connected to the first input of the seventh subtractor, the output of which is connected to the input of the sixth functional converter, the output of the seventh and eighth multipliers are connected respectively to the second inputs of the eighth subtractor and the second divider, the first input which is connected to the output of the eighth subtractor, and the output with the input of the eighth functional converter, the output of the ninth subtractor with it is single with the inputs of the ninth and tenth functional converters, the outputs of which are connected respectively to the second inputs of the seventh and eighth multipliers, the output of the second pulse generator is connected to the input of the second shift register, the first and second outputs of which are connected respectively with the second inputs of the fourth and second, fifth and third keys , the output of the seventh functional converter is the output of the target angle determination unit. 19. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок формирования команды на подрыв боевой части ракеты состоит из третьего, четвертого и пятого делителей, девятого умножителя, девятого вычитающего устройства, четвертого и пятого суммирующих устройств, четвертого и пятого сравнивающих устройств, второго и третьего элементов И-НЕ, второго и третьего элементов И, шестого, седьмого и восьмого ключей, четвертого задатчика постоянных сигналов причем первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты являются соответственно первыми и вторыми входами четвертого, третьего делителей, первым входом пятого делителя, входом пятого сравнивающего устройства, кроме того, второй вход третьего делителя соединен со вторым входом пятого делителя и со вторым входом четвертого сравнивающего устройства, выходы третьего, четвертого и пятого делителей соединены соответственно с первым, вторым входами девятого вычитающего устройства и первым входом девятого умножителя, выход которого соединен с третьим входом девятого вычитающего устройства, первый, второй, третий, четвертый, пятый выходы четвертого задатчика постоянных сигналов соединены соответственно с первыми входами пятого и четвертого сравнивающих устройств, вторыми входами шестого, седьмого и восьмого ключей, выходы четвертого и пятого сравнивающих устройств соединены соответственно с первыми входом второго элемента И и входом третьего элемента И-НЕ, первым входом шестого ключа и входом второго элемента И-НЕ, выход которого соединен со вторым входом второго элемента И и первым входом третьего элемента И, выходы которых соответственно соединены с первыми входами седьмого и восьмого ключей, выходы которых соединены соответственно со вторым входом четвертого суммирующего устройства и вторым входом пятого суммирующего устройства, первый вход которого соединен с выходом шестого ключа, а выход со вторым входом девятого умножителя, выход которого соединен с третьим входом девятого вычитающего устройства, выход которого соединен с первым входом четвертого суммирующего устройства, выход которого является выходом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты.19. The rocket according to item 13, wherein the unit for forming a team to undermine the warhead of the rocket consists of a third, fourth and fifth divider, a ninth multiplier, a ninth subtractor, a fourth and fifth summing device, a fourth and fifth comparing device, a second and the third AND elements, the second and third AND elements, the sixth, seventh and eighth keys, the fourth constant signal generator, the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the command formation unit to undermine the warhead and the rockets are respectively the first and second inputs of the fourth, third dividers, the first input of the fifth divider, the input of the fifth comparison device, in addition, the second input of the third divider is connected to the second input of the fifth divider and to the second input of the fourth comparison device, the outputs of the third, fourth and fifth dividers are connected respectively to the first, second inputs of the ninth subtractor and the first input of the ninth multiplier, the output of which is connected to the third input of the ninth subtractor VA, the first, second, third, fourth, fifth outputs of the fourth constant signal generator are connected respectively to the first inputs of the fifth and fourth comparing devices, the second inputs of the sixth, seventh and eighth keys, the outputs of the fourth and fifth comparing devices are connected respectively to the first input of the second AND element and the input of the third AND-NOT element, the first input of the sixth key and the input of the second AND-NOT element, the output of which is connected to the second input of the second AND element and the first input of the third AND element, outputs to which are respectively connected to the first inputs of the seventh and eighth keys, the outputs of which are connected respectively to the second input of the fourth summing device and the second input of the fifth summing device, the first input of which is connected to the output of the sixth key, and the output to the second input of the ninth multiplier, the output of which is connected to the third the input of the ninth subtracting device, the output of which is connected to the first input of the fourth summing device, the output of which is the output of the command generation unit warhead missiles. 20. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что блок управления полем поражения боевой части ракеты состоит из первого, второго, третьего и четвертого диодов, при этом первый и третий диоды соединены по схеме прямого включения, второй и третий диоды по схеме обратного включения, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого, девятого, десятого и одиннадцатого элементов И, четвертого, пятого, шестого и седьмого элементов И-НЕ, девятого, десятого, одиннадцатого, двенадцатого ключей, пятого задатчика сигналов, причем первый, второй и третий входы блока управления полем поражения боевой части ракеты соединены соответственно с третьим выходом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты, вторым и третьими выходами усилителя мощности и привода антенны, а первый, второй, третий и четвертый выходы блока управления полем поражения боевой части ракеты соединены соответственно с первой, второй, третьей и четвертой точками инициирования многоточечной схемы инициирования боевой части ракеты, первый, второй, третий входы блока управления полем поражения боевой части ракеты являются соответственно третьими входами восьмого, девятого, десятого и одиннадцатого элементов И, входами первого и второго диодов, и входами третьего и четвертого диодов, выход первого диода соединен с первыми входами четвертого и пятого элементов И, выход второго диода соединен с первыми входами шестого и седьмого элементов И, выход третьего диода соединен со вторыми входами четвертого и седьмого элементов И, выход четвертого диода соединен со вторыми входами пятого и шестого элементов И, выход четвертого элемента И одновременно соединен с первым входом восьмого элемента И и через четвертый элемент И-НЕ со вторым входом десятого элемента И, выход пятого элемента И одновременно соединен с первым входом девятого элемента И, и через седьмой элемент И-НЕ со вторым входом одиннадцатого элемента И, выход шестого элемента И одновременно соединен с первым входом десятого элемента И и через пятый элемент И-НЕ со вторым входом восьмого элемента И, выход седьмого элемента И одновременно соединен с первым входом одиннадцатого элемента И и через шестой элемент И-НЕ со вторым входом девятого элемента И, выходы восьмого, девятого, десятого и одиннадцатого элементов И соединены соответственно первыми входами девятого, десятого, одиннадцатого и двенадцатого ключей, вторые входы которых соединены с выходом пятого задатчика сигналов, выходы девятого, десятого, одиннадцатого и двенадцатого ключей, являются соответственно первым, вторым, третьим и четвертым выходом блока управления полем поражения боевой части ракеты.20. The rocket according to item 13, wherein the control unit for the battlefield of the warhead of the rocket consists of the first, second, third and fourth diodes, with the first and third diodes connected in a direct connection circuit, the second and third diodes in a reverse connection circuit , fourth, fifth, sixth, seventh, eighth, ninth, tenth and eleventh elements AND, fourth, fifth, sixth and seventh elements AND NOT, ninth, tenth, eleventh, twelfth keys, fifth signal generator, the first, second and third block inputs and control of the battlefield of the warhead of the rocket is connected respectively to the third output of the computer forming the team to detonate the warhead of the rocket, the second and third outputs of the power amplifier and the drive of the antenna, and the first, second, third and fourth outputs of the control unit of the battlefield of the warhead of the warhead are connected respectively the first, second, third and fourth points of initiation of a multipoint scheme for initiating a warhead of a rocket, the first, second, third inputs of a control unit for a field of destruction of a warhead of a rocket are respectively the third inputs of the eighth, ninth, tenth and eleventh elements And, the inputs of the first and second diodes, and the inputs of the third and fourth diodes, the output of the first diode is connected to the first inputs of the fourth and fifth elements And, the output of the second diode is connected to the first inputs of the sixth and seventh elements And, the output of the third diode is connected to the second inputs of the fourth and seventh elements And, the output of the fourth diode is connected to the second inputs of the fifth and sixth elements And, the output of the fourth element And simultaneously inen with the first input of the eighth element AND and through the fourth element AND NOT with the second input of the tenth element AND, the output of the fifth element AND is simultaneously connected to the first input of the ninth element And, and through the seventh element AND with the second input of the eleventh element And, the output of the sixth And element is simultaneously connected to the first input of the tenth element And and through the fifth element AND NOT with the second input of the eighth element And, the output of the seventh element And is simultaneously connected to the first input of the eleventh element And through the sixth element AND NOT with the second input m of the ninth element And, the outputs of the eighth, ninth, tenth and eleventh elements And are connected respectively by the first inputs of the ninth, tenth, eleventh and twelfth keys, the second inputs of which are connected to the output of the fifth signal generator, the outputs of the ninth, tenth, eleventh and twelfth keys are respectively the first, second, third and fourth output of the missile warhead control unit. 21. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что устройство для подрыва боевой части ракеты состоит из основного заряда взрывчатого вещества (ВВ) цилиндрической формы, несущей оболочки, двух крышек и многоточечной системы инициирования, выполненной в виде четырех промежуточных детонаторов цилиндрической формы, помещенных в стаканы, вынесенных за пределы основного заряда ВВ и размещенных равномерно по окружности основного заряда, при этом стакан выполнен с кумулятивной выемкой с металлической облицовкой, а в крышке боевой части ракеты, со стороны промежуточных детонаторов, выполнены четыре отверстия для свободного прохождения кумулятивной струи.21. The rocket according to item 13, wherein the device for detonating the warhead of the rocket consists of a cylindrical main explosive charge (BB), a bearing shell, two covers and a multipoint initiation system made in the form of four cylindrical intermediate detonators placed in glasses placed outside the main explosive charge and placed uniformly around the circumference of the main charge, while the glass is made with a cumulative recess with metal lining, and in the cover of the warhead of the rocket, from intermediate detonators, four holes are made for the free passage of a cumulative jet.
RU2007106616/02A 2007-02-21 2007-02-21 Method of functioning of information computation system of missile and device therefor RU2332634C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007106616/02A RU2332634C1 (en) 2007-02-21 2007-02-21 Method of functioning of information computation system of missile and device therefor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007106616/02A RU2332634C1 (en) 2007-02-21 2007-02-21 Method of functioning of information computation system of missile and device therefor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2332634C1 true RU2332634C1 (en) 2008-08-27

Family

ID=46274599

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007106616/02A RU2332634C1 (en) 2007-02-21 2007-02-21 Method of functioning of information computation system of missile and device therefor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2332634C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2688717C1 (en) * 2018-11-19 2019-05-22 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Autodyne radar fuse
CN113959268A (en) * 2021-10-20 2022-01-21 上海工程技术大学 Rear-side missile cooperation method for intercepting and damaging hypersonic target along track

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2688717C1 (en) * 2018-11-19 2019-05-22 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Autodyne radar fuse
CN113959268A (en) * 2021-10-20 2022-01-21 上海工程技术大学 Rear-side missile cooperation method for intercepting and damaging hypersonic target along track
CN113959268B (en) * 2021-10-20 2023-03-10 上海工程技术大学 Rear-lateral guidance combat matching method for front-track interception damage of hypersonic target

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102076616B1 (en) Anti­rocket system
US8106814B2 (en) Method of estimating the elevation of a ballistic projectile
US8149156B1 (en) System and method for estimating location of projectile source or shooter location
US20060028373A1 (en) System and method for active protection of a resource
US20070052580A1 (en) Method and apparatus for improved determination of range and angle of arrival utilizing a two tone cw radar
KR20060036439A (en) Method and system for destroying rockets
US9612326B2 (en) Methods and apparatus for detection system having fusion of radar and audio data
RU2311605C2 (en) Method for functioning of missile information-computing system at guidance to target and device for its realization
US9234963B2 (en) Optically augmented weapon locating system and methods of use
KR20160019909A (en) Method of fire control for gun-based anti-aircraft defence
US8698058B1 (en) Missile with ranging bistatic RF seeker
US7400289B1 (en) Plume-to-hardbody offset compensation in boosting missiles
RU2332634C1 (en) Method of functioning of information computation system of missile and device therefor
RU2351889C2 (en) Method operating missile data processing system and device to this end
RU2553419C1 (en) Method of identification of calibre of shooting artillery piece by parameters of spectral components of precessions and nutations
RU2484419C1 (en) Method to control characteristics of effective field of high-explosive warhead of missile and device for its realisation
RU2325306C1 (en) Method of data computing system operation of missile and device for its implementation
RU2292523C2 (en) Mode of functioning of data-processing systems of rocket and arrangement for its execution
US11385024B1 (en) Orthogonal interferometry artillery guidance and navigation
RU2253825C1 (en) Method for functioning of missile information-computer system and device for its realization
RU2398183C1 (en) Method to control rocket high-explosive warhead killability field characteristics and device to this end
Qin et al. Prediction of Point of impact of anti-ship missile—An approach combining target geometic features, circular error probable (CEP) and laser fuze
RU2368857C1 (en) Method for functioning of information-computing system of rocket and device for its realisation
RU2539823C1 (en) Method of self-guidance of small-sized missiles to target and system for its implementation
RU2544281C1 (en) Aircraft sighting system for close air combat