RU2397435C1 - Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile - Google Patents
Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2397435C1 RU2397435C1 RU2009141626/02A RU2009141626A RU2397435C1 RU 2397435 C1 RU2397435 C1 RU 2397435C1 RU 2009141626/02 A RU2009141626/02 A RU 2009141626/02A RU 2009141626 A RU2009141626 A RU 2009141626A RU 2397435 C1 RU2397435 C1 RU 2397435C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blocks
- output
- inputs
- product
- gyro
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области вооружения, в частности к области самонаводящихся вращающихся по углу крена ракет, и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах.The present invention relates to the field of weapons, in particular to the field of homing missiles rotating in a roll angle, and can be used in complexes of tank and anti-tank weapons, as well as in small-sized anti-aircraft systems.
Метод пропорционального сближения, часто используемый в системах самонаведения, реализуется с помощью установленного на борту ракеты координатора, стабилизированного с помощью гироскопа и осуществляющего автоматическое сопровождение цели за счет прецессии гироскопов. Прецессия стабилизирующих гироскопов вызывается моментными датчиками, питаемыми от электронной части координатора, с которой снимаются сигналы, пропорциональные рассогласованию между линией визирования и осью координатора. Эти сигналы в установившемся состоянии аналогичны скоростным ошибкам обычной следящей системы и в данном случае пропорциональны абсолютной угловой скорости линии визирования цели. Следовательно, сигналы рассогласования между линией визирования и осью координатора могут служить мерой угловой скорости линии визирования и использоваться для управления положением вектора скорости ракеты с целью сведения к нулю угловой скорости линии визирования.The proportional approach method, often used in homing systems, is implemented using a coordinator installed on board the rocket, stabilized by a gyroscope and automatically tracking the target due to the precession of gyroscopes. The precession of stabilizing gyroscopes is caused by moment sensors powered by the electronic part of the coordinator, from which signals are proportional to the mismatch between the line of sight and the axis of the coordinator. These steady state signals are similar to the speed errors of a conventional tracking system and in this case are proportional to the absolute angular velocity of the target line of sight. Consequently, the mismatch signals between the line of sight and the axis of the coordinator can serve as a measure of the angular velocity of the line of sight and can be used to control the position of the rocket velocity vector in order to reduce to zero the angular velocity of the line of sight.
В качестве иллюстрации в книге Н.Т.Кузовкова "Системы стабилизации летательных аппаратов", М., Высшая школа, 1976 г., [1] на рис.8.4, с.278 приведена схема гиростабилизированного координатора цели, в котором слежение оси координатора за линией визирования осуществляется за счет прецессии гироскопа, вызываемой моментными датчиками на осях колец карданова подвеса. Недостатком такого гироскопического следящего за целью устройства является необходимость стабилизации ракеты по крену, что требует применения рулевого привода с управлением не только по каналам курса и тангажа, а также по каналу крена.As an illustration, in the book of N.T. Kuzovkov "Systems of stabilization of aircraft", M., Higher School, 1976, [1] in Fig. 8.4, p.278 shows a diagram of a gyrostabilized target coordinator, in which tracking the axis of the coordinator for the line of sight is carried out due to the precession of the gyroscope caused by moment sensors on the axes of the rings of the cardan suspension. The disadvantage of such a gyroscopic target-tracking device is the need to stabilize the rocket along the roll, which requires the use of a steering gear with control not only along the heading and pitch channels, but also along the roll channel.
В качестве прототипа заявленному устройству служит гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты, приведенное в книге В.И.Бабичева, В.В.Ветрова, А.В.Игнатова, А.Р.Орлова, Основы устройства и функционирования артиллерийских управляемых снарядов, изд. ТулГУ, Тула, 2003, с.115, рис.4.18, [2].As a prototype of the claimed device is a gyroscopic target-tracking device homing rotating around the longitudinal axis of the rocket, given in the book of V.I. Babichev, V.V. Vetrov, A.V. Ignatov, A.R. Orlov, Fundamentals of the design and functioning of artillery guided shells, ed. TulSU, Tula, 2003, p.115, fig. 4.18, [2].
Для измерения угловой скорости линии снаряд-цель используется двухканальная гироскопическая полуактивная головка самонаведения. Она представляет собой гироскопическое следящее устройство, которое совмещает оптическую ось объектива координатора, воспринимающего импульсы лазерного излучения, отраженного от цели, с направлением на цель. В процессе слежения за целью ГСН вырабатывает управляющий сигнал, пропорциональный угловой скорости линии визирования.To measure the angular velocity of the projectile-target line, a two-channel gyroscopic semi-active homing head is used. It is a gyroscopic tracking device that combines the optical axis of the lens of a coordinator that receives pulses of laser radiation reflected from a target with a direction to the target. In the process of tracking the target, the GOS generates a control signal proportional to the angular velocity of the line of sight.
Структурно гироскопическое устройство состоит из обтекателя с фильтром, гирокоординатора цели, включающего в себя гироскоп с системой коррекции и объектив с фотоприемным устройством, и электронного блока. Электронный блок обеспечивает селекцию и обработку принятых импульсов, отраженных от цели, для получения координатной информации о ее местоположении в поле зрения ГСН, формирование соответствующих сигналов коррекции.Structurally, the gyroscopic device consists of a fairing with a filter, a target gyro-coordinator, including a gyroscope with a correction system and a lens with a photodetector, and an electronic unit. The electronic unit provides selection and processing of received pulses reflected from the target to obtain coordinate information about its location in the field of view of the GOS, the formation of the corresponding correction signals.
Схема для двух каналов управления представлена на фиг.1. Устройство включает трехстепенной астатический гироскоп 1, последовательно соединенные приемник излучения 2, оптическая ось которого совпадает с осью собственного вращения ротора гироскопа, и аппаратуру выделения угловых координат цели 5 (в прототипе блок электронный), первый и второй экстраполяторы нулевого порядка 6, 7, первый и второй электромагнитные двигатели коррекции углового положения оси собственного вращения ротора гироскопа 3, 4. Приемник излучения состоит из объектива и фотоприемного устройства (ФПУ), он может отклоняться относительно продольной оси головки самонаведения. При расположении цели в пределах поля зрения приемника отраженное от цели лазерное излучение фокусируется оптической системой в пятно рассеяния. Если направление на цель совпадает с оптической осью объектива, то изображение цели в виде пятна рассеяния фокусируется в центре ФПУ. При появлении углового рассогласования между осью объектива и линией визирования пятно рассеяния смещается относительно центра чувствительных площадок, с каждой из которой снимается электрический сигнал, пропорциональный энергии части пятна, попадающей на чувствительную площадку.The circuit for two control channels is presented in figure 1. The device includes a three-stage astatic gyroscope 1, a radiation detector 2 connected in series, the optical axis of which coincides with the axis of proper rotation of the gyroscope rotor, and equipment for selecting the angular coordinates of target 5 (in the prototype, the unit is electronic), the first and second extrapolators of zero
ГСП вырабатывает на каждый импульс подсветки управляющий сигнал, пропорциональный смещению энергетического центра пятна рассеяния относительно центра площадок ФПУ. Под действием управляющих сигналов ГСН создает корректирующий момент, вызывающий прецессию гироскопа (поворот оси ротора головки) в сторону цели и сводящий угол рассогласования к нулю. В процессе наведения управляющий сигнал представляет собой серию прямоугольных импульсов с частотой подсветки, изображенных на фиг.2. Амплитуда импульсов пропорциональна смещению пятна рассеяния и промодулирована частотой вращения снаряда по крену. Длительность импульсов фиксирована и равна τИ=40 мс.The GSP generates a control signal for each backlight pulse proportional to the displacement of the energy center of the scattering spot relative to the center of the FPU sites. Under the influence of control signals, the GOS creates a correction moment that causes the gyroscope to precess (turn the axis of the head rotor) towards the target and reduce the mismatch angle to zero. In the process of guidance, the control signal is a series of rectangular pulses with a frequency of illumination, depicted in figure 2. The amplitude of the pulses is proportional to the displacement of the scattering spot and is modulated by the roll rotation frequency of the projectile. The pulse duration is fixed and equal to And = 40 ms.
Коррекция углового положения оси собственного вращения ротора ГСН производится импульсами тока, формируемыми в электронном блоке на каждый импульс подсвета цели, воспринятый ФПУ посредством взаимодействия магнитного поля магнита ротора с полем обмоток электромагнитных двигателей коррекции. Обмотки коррекции включены попарно. Каждая пара обмоток предназначена для коррекции углового положения оси собственного вращения ротора в одной из плоскостей снаряда - хОу или xOz.Correction of the angular position of the axis of proper rotation of the rotor of the seeker is performed by current pulses generated in the electronic unit for each target illumination pulse received by the FPU through the interaction of the magnetic field of the rotor magnet with the field of the windings of the electromagnetic correction motors. Correction windings are included in pairs. Each pair of windings is designed to correct the angular position of the axis of proper rotation of the rotor in one of the planes of the projectile - xOy or xOz.
Сигналы, поступающие в обмотки электромагнитных двигателей коррекции при слежении гироскопического устройства за целью, представляют собой амплитудно-модулированные прямоугольные импульсы постоянной длительности с периодом, соответствующим частоте импульсов подсвета цели.The signals entering the windings of the electromagnetic correction motors during tracking of the gyroscopic device for the target are amplitude-modulated rectangular pulses of constant duration with a period corresponding to the frequency of the target illumination pulses.
Для управления снарядом гироскопическое устройство вырабатывает сигналы, поступающие в автопилотный блок снаряда. Это импульсы напряжения прямоугольной формы и переменной ширины. Ширина импульсов зависит от амплитуды сигналов коррекции гироскопа. Середина выходного импульса совпадает по времени с серединой сигнала коррекции, а его расширение происходит симметрично в обе стороны относительно середины. Таким образом, управление рулевым приводом снаряда осуществляется широтно-модулированными импульсами постоянной амплитуды.To control the projectile, the gyroscopic device generates signals entering the autopilot unit of the projectile. These are voltage pulses of rectangular shape and variable width. The pulse width depends on the amplitude of the gyro correction signals. The middle of the output pulse coincides in time with the middle of the correction signal, and its expansion occurs symmetrically in both directions relative to the middle. Thus, the steering gear of the projectile is controlled by pulse-width modulated pulses of constant amplitude.
Недостатком такой схемы гироскопического устройства является зависимость его добротности и фазовой ошибки сигналов управления от изменения частоты вращения снаряда. Для достижения стабильности характеристик устройства необходимо стабилизировать частоту вращения снаряда на участке самонаведения в диапазоне от 4 до 8 Гц. Наиболее рациональным способом уменьшения влияния на точность ГСН и системы управления снарядом в целом импульсного характера подсвета цели в широком диапазоне изменения частоты вращения снаряда является введение промежуточной демодуляции и модуляции сигналов управления ГСН и рулевым приводом частотой вращения снаряда так, чтобы экстраполяция сигналов управления проводилась в канале постоянного тока, т.е. вектор рассогласования предварительно раскладывают на координатные составляющие, запоминают их до прихода следующего импульса подсвета и формируют сигналы управления двигателями коррекции во вращающейся системе координат.The disadvantage of such a scheme of a gyroscopic device is the dependence of its quality factor and phase error of control signals on changes in the rotational speed of the projectile. To achieve stability characteristics of the device, it is necessary to stabilize the frequency of rotation of the projectile in the homing area in the range from 4 to 8 Hz. The most rational way to reduce the impact on the accuracy of the seeker and the projectile control system as a whole of the pulsed nature of target illumination over a wide range of changes in projectile speed is to introduce intermediate demodulation and modulate the control signals of the seeker and the steering gear with the projectile speed so that the control signals are extrapolated in the constant channel current, i.e. the mismatch vector is preliminarily decomposed into the coordinate components, stored until the next illumination pulse arrives, and control signals of the correction motors in the rotating coordinate system are generated.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель на участке самонаведения при отклонениях частоты вращения ракеты относительно номинальной величины.The objective of the invention is to increase the accuracy of pointing the missile at the target in the homing area with deviations of the frequency of rotation of the rocket relative to the nominal value.
Решение данной задачи достигается за счет того, что в гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты, включающее трехстепенной астатический гироскоп, последовательно соединенные приемник излучения, оптическая ось которого совпадает с осью собственного вращения ротора гироскопа, и аппаратуру выделения угловых координат цели, первый и второй экстраполяторы нулевого порядка, взаимосвязанные с гироскопом первый и второй электромагнитные двигатели коррекции углового положения оси собственного вращения ротора гироскопа, введены гироскопический датчик угла крена ракеты, формирователь сигналов модуляции, восемь блоков произведения, два сумматора и два блока вычитания, причем первые входы первого и второго блоков произведения соединены с первым выходом аппаратуры выделения угловых координат цели, а первые входы третьего и четвертого блоков произведения - со вторым ее выходом, выходы первого и третьего блоков произведения соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, выход которого соединен со входом первого экстраполятора нулевого порядка, выходы второго и четвертого блоков произведения соединены соответственно с первым и вторым входами первого блока вычитания, выход которого соединен со входом второго экстраполятора нулевого порядка, выход первого экстраполятора нулевого порядка соединен с первыми входами пятого и шестого блоков произведения, выход второго экстраполятора соединен с первыми входами седьмого и восьмого блоков произведения, выходы пятого и седьмого блоков произведения соединены соответственно с первым и вторым входами второго блока вычитания, выход которого соединен со входом первого электромагнитного двигателя коррекции, выходы шестого и восьмого блоков произведения соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора, выход которого соединен со входом второго электромагнитного двигателя коррекции, выход гироскопического датчика угла крена соединен со входом формирователя сигналов модуляции, первый выход которого соединен со вторыми входами первого, четвертого, пятого и восьмого блоков произведения, а второй выход - со вторыми входами второго, третьего, шестого и седьмого блоков произведения.The solution to this problem is achieved due to the fact that in a gyroscopic target-tracking device of a homing rocket rotating around its longitudinal axis, including a three-stage astatic gyroscope, a radiation receiver connected in series, the optical axis of which coincides with the axis of rotation of the gyroscope rotor, and equipment for detecting the angular coordinates of the target, first and second zero-order extrapolators interconnected with a gyroscope; first and second electromagnetic axis angle correction motors the gyro rotor’s own rotation, a gyroscopic rocket angle sensor, a modulation signal generator, eight product blocks, two adders and two subtraction blocks were introduced, the first inputs of the first and second blocks of the product connected to the first output of the target angular coordinates detection equipment, and the first inputs of the third and the fourth blocks of the product - with its second output, the outputs of the first and third blocks of the product are connected respectively to the first and second inputs of the first adder, the output of which is connected with the input of the first zero-order extrapolator, the outputs of the second and fourth blocks of the product are connected respectively to the first and second inputs of the first subtraction block, the output of which is connected to the input of the second zero-order extrapolator, the output of the first zero-order extrapolator is connected to the first inputs of the fifth and sixth blocks of the product, output the second extrapolator is connected to the first inputs of the seventh and eighth blocks of the product, the outputs of the fifth and seventh blocks of the product are connected respectively to the first m and the second inputs of the second subtraction unit, the output of which is connected to the input of the first electromagnetic correction engine, the outputs of the sixth and eighth blocks of the product are connected respectively to the first and second inputs of the second adder, the output of which is connected to the input of the second electromagnetic correction engine, the output of the gyroscopic roll angle sensor is connected with the input of the modulator of the signal modulator, the first output of which is connected to the second inputs of the first, fourth, fifth and eighth blocks of the product, and the second exit - with the second inputs of the second, third, sixth and seventh blocks of the work.
Таким образом, технический результат достигается путем установки перед экстраполятором демодулятора, а перед корректирующими двигателями ГСН и рулевым приводом ракеты - модуляторов. Для получения модулирующих функций на ракете дополнительно устанавливают гироскоп крена.Thus, the technical result is achieved by installing a demodulator in front of the extrapolator, and modulators in front of the GSN correction engines and rocket steering gear. To obtain modulating functions, a roll gyro is additionally installed on the rocket.
Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 приведена схема устройства - ближайшего аналога, включающего гироскоп (Г) 1, приемник излучения (ПИ) 2, электромагнитные двигатели коррекции (ЭДК1, ЭДК2) 3, 4, аппаратуру выделения угловых координат цели (АВУКЦ) 5, два экстраполятора нулевого порядка (Э1, Э2) 6,7.The present invention is illustrated by graphic materials, where Fig. 1 shows a diagram of a device - the closest analogue, including a gyroscope (G) 1, radiation receiver (PI) 2, electromagnetic correction motors (EDK1, EDK2) 3, 4, equipment for selecting the target angular coordinates ( AHCC) 5, two extrapolators of zero order (E1, E2) 6.7.
На фиг.2 представлены эпюры сигналов управления и отклонений рулевых органов для устройства-прототипа, где UФПУ - сигнал с выхода ФПУ, UY Э, UZ Э - сигналы управления ГСН, UY, UZ - сигналы управления рулевым приводом, δY, δZ - эпюры отклонений рулевых органов, fb=1/TB - частота вращения ракеты по крену.Figure 2 presents the plot of the control signals and deviations of the steering organs for the prototype device, where U FPU - signal from the output of the FPU, U Y E , U Z E - GOS control signals, U Y , U Z - steering control signals, δ Y , δ Z are the diagrams of deviations of the steering organs, f b = 1 / T B is the roll speed of the rocket.
На фиг.3 приведена структурная схема предлагаемого гироскопического устройства.Figure 3 shows the structural diagram of the proposed gyroscopic device.
Устройство включает гироскоп Г 1, приемник излучения ПИ 2, электромагнитные двигатели коррекции ЭДК1 3 и ЭДК2 4, аппаратуру выделения угловых координат цели АВУКЦ 5, демодулятор, выполненный на четырех блоках произведения 8-11, первом сумматоре 12 и первом блоке вычитания 14, два экстраполятора нулевого порядка Э1, Э2 6, 7, модулятор, выполненный на четырех блоках произведения 16-19, втором блоке вычитания 20 и втором сумматоре 21, гироскопический датчик угла крена ДУК 13 и формирователь сигналов модуляции ФСМ 15.The device includes a gyroscope G 1, a radiation detector PI 2, electromagnetic correction motors EDK1 3 and EDK2 4, equipment for selecting the angular coordinates of the target AVUKTS 5, a demodulator made on four blocks of product 8-11, the first adder 12 and the first subtraction block 14, two extrapolators zero order E1,
По сравнению с устройством-прототипом введены демодулятор, датчик угла крена ракеты, выдающий информацию о текущем угле крена ракеты, формирователь сигналов модуляции, с выхода которого снимаются сигналы, пропорциональные гармоническим функциям угла крена, сдвинутые относительно друг друга на 90 градусов, и модулятор.Compared with the prototype device, a demodulator, a rocket roll angle sensor that provides information about the current rocket roll angle, a modulator of signal modulation, from the output of which signals proportional to the harmonic functions of the roll angle are shifted 90 degrees relative to each other, and a modulator are introduced.
Предлагаемое устройство функционирует следующим образом. Демодулятор осуществляет преобразование сигналов управления из вращающейся системы координат, связанной с ракетой, в не вращающуюся систему координат, связанную с линией визирования цели. Далее сигналы управления поступают на экстраполяторы Э1 и Э2, которые осуществляют запоминание сигналов на время, равное, например, τИ=40 мс. Модулятор осуществляет преобразование сигналов управления из системы координат, не вращающейся по крену, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. После этого сигналы управления подаются на электромагнитные двигатели коррекции и рулевой привод ракеты.The proposed device operates as follows. The demodulator converts control signals from a rotating coordinate system associated with the missile into a non-rotating coordinate system associated with the line of sight of the target. Next, the control signals are fed to extrapolators E1 and E2, which store the signals for a time equal to, for example, τ И = 40 ms. The modulator converts control signals from a coordinate system that does not rotate along the roll into a coordinate system associated with a rotating missile. After that, control signals are supplied to the electromagnetic correction engines and the rocket's steering gear.
Гирокоординатор, включающий в свой состав трехстепенной астатический гироскоп, приемник излучения и два электромагнитных двигателя коррекции, а также аппаратура выделения угловых координат цели выполнены так же, как и в прототипе [2], с.116, 117. Экстраполятор нулевого порядка может быть выполнен на микросхеме К115РУ1. (В.Л.Шило, Популярные цифровые микросхемы, М., Радио и связь, 1987 г., [3]). Сумматоры и блоки вычитания выполнены по схеме рис.11.1 (У.Титце, К.Шенк, Полупроводниковая схемотехника, М., Мир, 1982 г., с.137, [3]). Блоки произведения выполнены по схеме четырехквадрантного умножения (рис.11.41, с.162, [3]).The gyrocoordinator, which includes a three-stage astatic gyroscope, a radiation receiver and two electromagnetic correction engines, as well as equipment for detecting the angular coordinates of the target, is made in the same way as in the prototype [2], p.116, 117. An extrapolator of zero order can be performed on microcircuit K115RU1. (V.L.Shilo, Popular digital microcircuits, M., Radio and communications, 1987, [3]). Adders and subtraction blocks are made according to the scheme of Fig. 11.1 (W. Titze, K. Schenk, Semiconductor circuitry, M., Mir, 1982, p.137, [3]). The blocks of the product are made according to the quadrant multiplication scheme (Fig. 11.41, p. 162, [3]).
Датчик угла крена может быть реализован на основе устройства, представленного в [1] на с.269. Формирователь сигналов модуляции может быть реализован на основе схемы, приведенной в книге И.М.Тетельбаума, Ю.Р.Шнейдера, Практика аналогового моделирования динамических систем, М., Энергоатомиздат, 1987 г., на с.211.The roll angle sensor can be implemented based on the device presented in [1] on p.269. The modulator of the modulation signals can be implemented on the basis of the scheme given in the book of I.M.Tetelbaum, Yu.R. Schneider, Practice of analog modeling of dynamic systems, M., Energoatomizdat, 1987, on p. 211.
Проведенное моделирование и пуски ракет показали, что предлагаемое гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты позволяет обеспечить необходимую точность стрельбы на участке самонаведения при частоте вращения ракеты до 15 Гц.The simulation and missile launches showed that the proposed gyroscopic target-tracking device homing rotating around the longitudinal axis of the rocket allows you to provide the necessary firing accuracy in the homing area at a rocket speed of up to 15 Hz.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009141626/02A RU2397435C1 (en) | 2009-11-10 | 2009-11-10 | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009141626/02A RU2397435C1 (en) | 2009-11-10 | 2009-11-10 | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2397435C1 true RU2397435C1 (en) | 2010-08-20 |
Family
ID=46305567
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009141626/02A RU2397435C1 (en) | 2009-11-10 | 2009-11-10 | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2397435C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2476826C1 (en) * | 2011-07-07 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственная корпорация "Государственный оптический институт им. С.И. Вавилова" | Optic-electronic tracking coordinator |
| RU2584403C1 (en) * | 2015-02-17 | 2016-05-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for inertial guidance of roll shell |
| RU2607758C2 (en) * | 2014-12-15 | 2017-01-10 | Юрий Владимирович Рябов | Method of moving object homing basing on information on fact of target sighting and device for its implementation (versions) |
| RU2623716C1 (en) * | 2016-07-13 | 2017-06-28 | Юрий Владимирович Рябов | Multifunctional method of self-homing with discrete corrections of trajectory |
-
2009
- 2009-11-10 RU RU2009141626/02A patent/RU2397435C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| БАБИЧЕВ В.И. Основы устройства и функционирования артиллерийских управляемых снарядов, изд. ТулГУ, Тула, 2003, с.115, рис.4.18. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2476826C1 (en) * | 2011-07-07 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственная корпорация "Государственный оптический институт им. С.И. Вавилова" | Optic-electronic tracking coordinator |
| RU2607758C2 (en) * | 2014-12-15 | 2017-01-10 | Юрий Владимирович Рябов | Method of moving object homing basing on information on fact of target sighting and device for its implementation (versions) |
| RU2584403C1 (en) * | 2015-02-17 | 2016-05-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for inertial guidance of roll shell |
| RU2623716C1 (en) * | 2016-07-13 | 2017-06-28 | Юрий Владимирович Рябов | Multifunctional method of self-homing with discrete corrections of trajectory |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7549367B2 (en) | Control system for a weapon mount | |
| US4128837A (en) | Prediction computation for weapon control | |
| RU2397435C1 (en) | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile | |
| RU2659622C1 (en) | Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation | |
| EP1718918A2 (en) | Rf attitude measurement system and method | |
| US3982714A (en) | Proportional lead guidance | |
| US3216674A (en) | Proportional navigation system for a spinning body in free space | |
| US4277039A (en) | Method and system for inducing and controlling nutation of a gyroscope | |
| CA1092218A (en) | Method and system for gravity compensation of guided missiles or projectiles | |
| SE467844B (en) | MANOEVRERINGSSYSTEM | |
| US3135053A (en) | Tracking predicting systems | |
| US3312423A (en) | Inertial guidance system with stellar correction | |
| RU2282816C1 (en) | Method for formation of control commands of rolling two-channel missile | |
| US3181813A (en) | Inter-ferometer homing system | |
| US3083666A (en) | Projectile aiming system | |
| RU2102785C1 (en) | Sighting line stabilizing system | |
| RU2401981C2 (en) | Method of stabilising angular position of roll-revolving controlled artillery projectile lengthwise axis | |
| US4185797A (en) | Target seeking gyro | |
| US4306691A (en) | Stellar corrector | |
| US4202516A (en) | Electronic tripod technique | |
| US4191346A (en) | Target seeking gyro | |
| RU139459U1 (en) | TARGET CONTROL DEVICE AND LAUNCHING ROCKET | |
| RU2554272C2 (en) | Device for control over target lock-on and rocket launch | |
| RU2099665C1 (en) | Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization | |
| RU2694934C1 (en) | Rotating self-guided missile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160412 |