RU2509975C1 - Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа - Google Patents

Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа Download PDF

Info

Publication number
RU2509975C1
RU2509975C1 RU2012134788/28A RU2012134788A RU2509975C1 RU 2509975 C1 RU2509975 C1 RU 2509975C1 RU 2012134788/28 A RU2012134788/28 A RU 2012134788/28A RU 2012134788 A RU2012134788 A RU 2012134788A RU 2509975 C1 RU2509975 C1 RU 2509975C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
projectile
laser beam
narrows
relative
shell
Prior art date
Application number
RU2012134788/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012134788A (ru
Inventor
Йенс ЗАЙДЕНСТИКЕР
Original Assignee
Рейнметалл Эйр Дифенс Аг
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 Рейнметалл Эйр Дифенс Аг filed Critical Рейнметалл Эйр Дифенс Аг
Publication of RU2012134788A publication Critical patent/RU2012134788A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2509975C1 publication Critical patent/RU2509975C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/24—Beam riding guidance systems
    • F41G7/26—Optical guidance systems
    • F41G7/263—Means for producing guidance beams
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/24—Beam riding guidance systems
    • F41G7/26—Optical guidance systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/24—Beam riding guidance systems
    • F41G7/26—Optical guidance systems
    • F41G7/266—Optical guidance systems for spin-stabilized missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
  • Laser Surgery Devices (AREA)
  • Lasers (AREA)

Abstract

Использование: в способах корректировки траектории полета управляемого снаряда. Сущность: предложено направлять или вращать пучок (12) лазерных лучей относительно центра (13) текущего заданного курса снаряда (1), чтобы снаряд (1) сам определял массив данных и затем выполнял автоматическое корректирование. Для этого первый лазерный луч (11) посылается через определенную область (15) относительно заданного курса снаряда (1), который одновременно может вызвать начало отсчета времени. Например, одновременно другой вращающийся лазерный луч (12) с постоянной частотой вращения (Ω) находится вокруг области (15). Посредством данного второго лазерного луча (12) снаряд определяет массив данных относительно заданного курса и инициирует корректирование на основе установленного массива данных. Размер установленного массива данных используется для того, чтобы начать выполнение корректирования. Для этого в снаряде (1) реализованы задержки. Технический результат: повышение эффективности корректировки траектории полета. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится в первую очередь к кодированию зависимого от дальности действия, в частности, управляемого среднекалиберного снаряда и касается предпочтительно способа управления по ведущему лучу в качестве метода определения массива данных снаряда.
Именно управляемые снаряды должны менять, как правило, свою траекторию полета или они сами могут изменяться. Это происходит либо посредством аэродинамических, либо генерирующих импульс сервоприводов. Информацию для управления определяют автономно в снаряде соответственно посредством головки самонаведения или альтернативно вслед посылаются с земли (способ управления по ведущему лучу).
Публикация DE 44 16 210 А1 относится к способу и устройству для определения углового положения на основе лазерного излучения. С помощью голографического оптического элемента генерируется лазерное излучение с модуляцией фаз. Излучение декодируется посредством другого голографического элемента на летательном аппарате. При этом сгенерированный сигнал служит для корректирования.
Из публикации DE 44 16 211 А1 известны способ и устройство корректирования траектории полета снарядов. Для корректирования как одиночных снарядов, так и нескольких выходящих плотно по времени друг за другом снарядов с разными массивами данных предложено разделять ведущий луч - лазер - по меньшей мере, на пять частичных лучей или сегментов, которые расположены вокруг центрального направленного на место столкновения сегмента ведущего луча. При этом каждый сегмент ведущего луча модулируется по-разному. С помощью приемного устройства в снаряде из модуляции сегмента ведущего луча он определяет необходимое для корректирования угловое положение относительно места столкновения.
Публикация ЕР 2 083 243 А2 предлагает способ определения углового положения летательного аппарата. Способ включает создание подвижного образца лазерного излучения в пространственном углу лазерного излучения, в пределах которого находится летательный аппарат. К этому этапу добавляется регистрация лазерного излучения на летательном аппарате посредством находящейся сбоку относительно его оси вращения зоны регистрации, а также съем образца лазерного излучения к соответствующему положению месту определения и получению мгновенного углового положения на основе допплеровского смещения. Образец лазерного луча генерируется лентами, которые перемещаются с заданной частотой в пространственном углу лазерного излучения.
Публикация ЕР 2 128 555 описывает способ определения углового положения вращающегося снаряда или летательного аппарата. Стационарная станция посылает принимаемый летательным аппаратом световой луч, который фокусирует в задней части летательного аппарата с помощью оптического элемента световой луч на датчике. Фокусировка зависит от углового положения летательного аппарата в пространстве.
Из публикации WO 2009/085064 А2 известен способ, при котором программирование осуществляется посыланием вслед световых лучей. Для этого снаряд снабжен по периметру оптическими датчиками.
Неопубликованная ранее публикация DE 10 2009 024 508.1 относится к способу корректирования траектории полета управляемого снаряда, специально посредством калибрования снаряда соответственно среднекалиберного снаряда. При этом предложено каждым снарядом в отдельности вести огонь (непрерывный огонь, быстрый одиночный огонь), а дополнительную информацию по отдельному снаряду передавать в направлении магнитного поля Земли. Калибрование снаряда осуществляется по принципу управления снарядами по ведущему лучу. Каждый снаряд считывает только определенный для снаряда ведущий луч и посредством дополнительной информации может определять свое абсолютное положение в пространстве, чтобы таким образом добиться правильного корректирующего импульса. Информация передается, например, применительно к процессу AHED посредством индукционной катушки в дульном срезе ствола (СН 691 143-А5). Альтернативные возможности передачи, например, посредством микроволнового генератора, известны, в том числе из публикации ЕР 1 726 911 А1.
Задача изобретения состоит в создании простого и эффективного способа корректирования траектории полета.
Задача решается посредством признаков пункта 1 формулы изобретения. Предпочтительные формы осуществления изобретения представлены в дополнительных пунктах формулы изобретения.
В основе изобретение лежит основная идея метода управления по ведущему лучу для каждого снаряда - направлять пучок лазерных лучей таким образом относительно центра временного заданного курса снаряда или вращать так, чтобы снаряд сам опознавал свой массив данных и выполнял автоматическое корректирование. На практике комбинируется известный способ с головкой самонаведения со способом управления по ведущему лучу без головки самонаведения. В достаточно сконцентрированном и направленном виде могут использоваться и другие электромагнитные формы сигналов, например световое излучение, радиолокация, микроволновое излучение, а также в комбинации друг с другом. Далее в качестве примера направленной передачи информации используется лазер.
Для этого снаряд после покидания ствола на его траектории сопровождается сенсорами, например, радиолокатором или оптроном, и непрерывно текущая траектория полета сравнивается с заданной траекторией полета. Корректирование может потребоваться вследствие того, что цель изменяет свою прогнозируемую траекторию полета, в этом случае заданная траектория полета снаряда сопровождается изменением траектории на заданную цель. Если снаряд находится в центральной круговой области, то он на заданном курсе. У установленного массива данных заданного курса, если снаряд находится вне этой области, траектория полета должна корректироваться. Для корректирования при методе управления по ведущему лучу вслед снаряду посылается опционально модулированный пучок лазерных лучей вокруг центра снаряда.
Для крупноразмерных целей достаточно стандартного корректирования. Для меньших целей, напротив, требуется более точное и дозируемое корректирование. Для этого либо могла бы быть рассчитана переменная сила воздействия импульсного (-ых) двигателя (-ей), либо импульсный двигатель (-и) срабатывает с постоянной импульсной мощностью для разного времени относительно ожидаемой точки встречи на цель. Возможна также комбинация этих опций. Если необходима меньшая корректировка массива данных, импульсный двигатель (-и) срабатывает незадолго до расчетной точки встречи на цель, при большем корректировании двигатель срабатывает раньше при более коротком или более длительном оставшемся времени полета.
Для начала процедуры запускается первая лазерная вспышка через определенную область, которая предпочтительно одновременно запускает отсчет времени. Второй лазер вращается предпочтительно с постоянной частотой относительно центрального круга. Снаряд определяет второй лазер по истечении определенного времени. Это время соответствует положению или углу относительно центрального круга. После определения его геостационарного положения в пространстве посредством датчика запускается по меньшей мере один импульсный двигатель (если подключены несколько, то и они) таким образом, что он находится в цели на заданный курс и таким образом попадает в цель.
Для расчета правильного момента срабатывания относительно точки встречи снаряд определяет не только величину его массива данных, но и более ранний или более поздний запуск импульсного двигателя.
Для этого лазерный луч кодируется согласно изобретению в зависимости от массива данных. В самом простом варианте это может осуществляться делением лазерного луча в виде решетки в светлых и темных зонах. Если снаряд находится вне центральной области, а поблизости, работает снаряд при помощи его датчика (предпочтительно задний датчик), например, меньшее количество темных линий, чем во внешней области. Это интерпретируется как увеличенный массив данных. В соответствии с данным кодированием или законом излучения устанавливается величина массива данных. При большом массиве данных корректировка начинается сразу, при небольшом - позже. Для задачи определения массива данных и начала корректировки снаряд снабжен соответствующим процессором, в котором запрограммированы и хранятся соответствующие задержки.
Альтернативные способы кодирования известны специалисту, так что у образца лазерной картины речь идет не только о ленте, но могли бы оцениваться и толщины линий. Принципиально известны способы, например изменяющееся во времени кодирование, поляризация или модулированные до несущей частоты сигналы. Кроме разрывного снаряда этот способ применяется и в кумулятивных снарядах и т.п. При этом обусловливается высокой пробивной силой и высокой температурой также поражение минометными минами.
В итоге предложено направлять пучок лазерных лучей таким образом относительно центра временного заданного курса снаряда или вращать так, чтобы снаряд сам определял свой массив данных и выполнял автоматическое корректирование. Для этого первый лазерный луч посылается через определенный интервал вокруг заданного курса снаряда, который одновременно может запустить отсчет времени.
Например, синхронно наводится следующий вращающийся лазерный луч с постоянной частотой вращения относительно области. Посредством второго лазерного луча снаряд определяет массив данных по сравнению с заданным курсом и инициирует корректировку на основе установленного массива данных. Величина установленного массива данных используется для того, чтобы начать выполнение корректирования. Для этого в снаряде установлены задержки срабатывания.
Более подробно изобретение поясняется с помощью примера выполнения и фигур чертежей.
Показано:
на фиг.1 - принципиальное устройство снаряда для способа;
на фиг.2 - реализация способа со стороны оружия;
на фиг.3 - принципиальная схема способа;
на фиг.4 - отображение вариантов способа.
На фиг.1 показан снаряд или летательный аппарат 1 с задним приемным окном и задним датчиком 2, датчиком 3, взрывчатым веществом 4, а также элементом 5 выпуска в качестве корректирующего импульсного двигателя 6. Находящийся на борту процессор 7 поддерживает функциональную связь с другими блоками.
В процессоре 7 для кодирования сохранены соответствующие временные задержки для запуска привода импульсного двигателя 6. В качестве датчика 3 предпочтительно используется датчик магнитного поля.
Сенсор 10 (радиолокатор, оптический и т.д.) соединен, например, со стороны оружия 100 с двумя лазерными лучами 11 и 12, которые генерируются, например, двумя лазерными установками 13, 14 (фиг.2).
Принцип действия указан ниже:
С одной стороны, датчик 3 магнитного поля определяет число оборотов снаряда 1 и, с другой стороны, направление магнитного поля Земли относительно снаряда 1. Снаряд 1 после покидания не представленного здесь ствола на своей траектории снабжен, по меньшей мере, одним датчиком 10, и непрерывно текущая траектория полета сравнивается с заданной траекторией полета. Если определяется отклонение, то осуществляется посылка опционально модулированного в пространстве пучка 12 лазерных лучей таким образом вокруг центра текущего заданного курса, чтобы снаряд 1 определял свой массив данных и выполнял корректирование путем запуска импульсного двигателя 6. Пучок 12 обнаруживается задним датчиком 2.
На фиг.3 показан снаряд 1 относительно различных зон 15, которые образуются лазерным пучком 11 в плоскости, перпендикулярной к траектории полета снаряда. Если снаряд находится в центральной, на фигуре заштрихованной вертикально, окружности 13, то он на заданном курсе. Если он находится, напротив, вне данной области 13, необходимо корректировать траекторию полета.
На первом этапе выполняется первая лазерная вспышка 11 через установленную область 15, которая одновременно может запустить отсчет времени. Предпочтительно второй лазер передает вращающийся лазерный луч 12, начиная со времени t=0 с постоянной частотой вращения Ω, относительно области 15 вокруг (по направлению стрелки) в виде области 16. Снаряд 1, который останавливается в примере исполнения в правой нижней области 17, определяет второй лазерный луч 12 по истечении времени t=t1. Данное время соответствует положению относительно центрального круга (13) в пространстве относительно угла α1. Снаряд 1 может запустить после определения его геостационарного положения в пространстве посредством датчика 3 магнитного поля импульсный двигатель 6 таким образом, что он на цели (подробно не представлено) находится снова на заданном курсе и попадает в цель.
В варианте предусмотрено, чтобы для меньших целей проводилось точное и дозируемое корректирование. Это можно реализовать в самом простом исполнении посредством переменной силы воздействия импульсного двигателя 6. Другая возможность заключается в том, что импульсный двигатель с постоянной импульсной мощностью запускается в разное время относительно ожидаемого места попадания снаряда в цель.
Поэтому конструктивно на данный вариант при меньшем массиве данных импульсный двигатель 6 запускается только незадолго до расчетного места попадания. Напротив, крупный массив данных вызывает более ранний запуск при более коротком или длительном оставшемся времени полета.
Для этого лазерный луч 12 дополнительно кодируется. Кодирование может осуществляться штрихами (фиг.4), точками (фиг.3), а также их комбинацией в лазерном луче 12 и т.д.
На фиг.4 показано следующее, зависимое от массива данных определение позиции. Вращающийся лазерный луч 12 (в массиве данных) несимметричен (то есть в радиальном направлении отчетливо меняется относительно заданной траектории полета, например, сужается к верхней кромке или, как представлено, сужается к центру) и делится решеткой на светлые и темные зоны 19, 20 соответственно. Если снаряд 1 находится вне центральной части 13, а поблизости, то при помощи своего заднего датчика 2 снаряд 1 посылает, например, от 2 до 3 темных линий. Если снаряд 1 находится во внешней области, то передается большее количество темных линий (например, 5), что интерпретируется в процессоре 7 как увеличенный массив данных. Поэтому в соответствии с кодированием снаряд 1 при большом массиве данных должен начинать корректировку раньше или даже сразу, в то время как при небольшом массиве данных по времени может происходить позже. Эта информация, например, по сравнению с более ранней такой же ситуацией, хранится в процессоре 7, то есть в процессоре 7 соответствующим образом запрограммированы задержки.
Применение способа не ограничено среднекалиберными снарядами или боеприпасами, напротив использование не зависит от калибра.

Claims (16)

1. Способ корректирования траектории полета в частности управляемого снаряда (1), в частности, после определения массива данных снаряда (1) посредством расположенного со стороны орудия датчика (10) с этапами:
- подача первого лазерного луча (11) через определенную область (15) вокруг заданного курса снаряда (1), который одновременно может вызывать начало отсчета,
- посылка следующего, вращающегося лазерного луча (12) с постоянной частотой вращения (Ω) относительно области (15),
- идентификация второго лазерного луча (12) снарядом (1),
- определение местоположения снаряда (1) относительно его заданного курса,
- проведение корректирования на основе полученного местоположения.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что вращающийся лазерный луч (12) возникает с момента времени t=0, причем снаряд (1) идентифицируют с помощью второго лазерного луча (12) по истечении t=t1.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что при большом массиве данных корректирование начинают раньше или даже сразу, в то время как при меньшем массиве данных корректирование могут начать позднее.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что для начала корректирования в зависимости от полученного массива данных в снаряде (1) сохраняют задержки.
5. Способ по любому из пп.1-2, 4, отличающийся тем, что лазерный луч (12) закодирован.
6. Способ по п.3, отличающийся тем, что лазерный луч (12) закодирован.
7. Способ по любому из пп.1-2, 4, 6, отличающийся тем, что кодирование можно осуществлять штрихами (19, 20), точками, их комбинацией и т.п.
8. Способ по п.3, отличающийся тем, что кодирование можно осуществлять штрихами (19, 20), точками, их комбинацией и т.п.
9. Способ по п.5, отличающийся тем, что кодирование можно осуществлять штрихами (19, 20), точками, их комбинацией и т.п.
10. Способ по любому из пп.1-2, 4, 6, 8, 9, отличающийся тем, что вращающийся лазерный луч (12) несимметричен в радиальном направлении, отчетливо меняется относительно заданной траектории полета, например сужается к верхней кромке или сужается к центру (13).
11. Способ по п.3, отличающийся тем, что вращающийся лазерный луч (12) несимметричен в радиальном направлении, отчетливо меняется относительно заданной траектории полета, например сужается к верхней кромке или сужается к центру (13).
12. Способ по п.5, отличающийся тем, что вращающийся лазерный луч (12) несимметричен в радиальном направлении, отчетливо меняется относительно заданной траектории полета, например сужается к верхней кромке или сужается к центру (13).
13. Способ по п.7, отличающийся тем, что вращающийся лазерный луч (12) несимметричен в радиальном направлении, отчетливо меняется относительно заданной траектории полета, например сужается к верхней кромке или сужается к центру (13).
14. Снаряд (1) для осуществления способа по любому из пп.1-13, отличающийся тем, что он снабжен, по меньшей мере, одним задним датчиком (2), зарядом (4), элементом (5) выпуска в качестве импульсного двигателя (6) корректирования и процессором (7) для получения массива данных снаряда (1) о заданном курсе, причем задний датчик (2) выполнен с возможностью приема лазерных лучей (11, 12).
15. Снаряд по п.14, отличающийся тем, что предусмотрен другой датчик (3) магнитного поля, который выполнен с возможностью определения, с одной стороны, числа оборотов снаряда (1), а с другой стороны, направления магнитного поля относительно снаряда (1).
16. Снаряд по п.14 или 15, отличающийся тем, что в процессоре (7) запрограммированы и хранятся задержки, посредством которых в зависимости от размера полученного массива данных в соответствующее время начинается корректирование.
RU2012134788/28A 2010-01-15 2010-12-07 Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа RU2509975C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102010004820A DE102010004820A1 (de) 2010-01-15 2010-01-15 Verfahren zur Flugbahnkorrektur eines insbesondere endphasengelenkten Geschosses sowie Geschoss zur Durchführung des Verfahrens
DE102010004820.8 2010-01-15
PCT/EP2010/007428 WO2011085758A1 (de) 2010-01-15 2010-12-07 Verfahren zur flugbahnkorrektur eines insbesondere endphasengelenkten geschosses sowie geschoss zur durchführung des verfahrens

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012134788A RU2012134788A (ru) 2014-02-20
RU2509975C1 true RU2509975C1 (ru) 2014-03-20

Family

ID=44303844

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012134788/28A RU2509975C1 (ru) 2010-01-15 2010-12-07 Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8558151B2 (ru)
EP (1) EP2524189B1 (ru)
JP (1) JP2013517443A (ru)
KR (1) KR20120115280A (ru)
CN (1) CN102656417A (ru)
BR (1) BR112012017296A2 (ru)
CA (1) CA2785693C (ru)
DE (1) DE102010004820A1 (ru)
RU (1) RU2509975C1 (ru)
SG (1) SG182381A1 (ru)
WO (1) WO2011085758A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2612054C1 (ru) * 2015-11-20 2017-03-02 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера (варианты)
RU2616963C1 (ru) * 2015-10-13 2017-04-18 Юрий Дмитриевич Рысков Лазерный патрон
RU2826067C1 (ru) * 2023-06-28 2024-09-03 Василий Васильевич Ефанов Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103759589B (zh) * 2013-10-02 2015-04-22 魏伯卿 钟表旋针强电助力旋转自动回位方向控制仪
CN103604316B (zh) * 2013-11-22 2015-06-10 北京机械设备研究所 一种用于多弹发射的弹道校正方法
US9279651B1 (en) 2014-09-09 2016-03-08 Marshall Phillip Goldberg Laser-guided projectile system
CN105043171B (zh) * 2015-06-30 2017-08-29 北京航天长征飞行器研究所 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法
US11555679B1 (en) 2017-07-07 2023-01-17 Northrop Grumman Systems Corporation Active spin control
US10345087B2 (en) * 2017-08-01 2019-07-09 BAE Systems Informaticn and Electronic Systems Integration Inc. Mid body seeker payload
US11578956B1 (en) 2017-11-01 2023-02-14 Northrop Grumman Systems Corporation Detecting body spin on a projectile
RU189190U1 (ru) * 2018-04-05 2019-05-15 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" Патрон для стрелкового оружия
RU189193U1 (ru) * 2018-04-05 2019-05-15 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" Патрон для стрелкового оружия
US11573069B1 (en) 2020-07-02 2023-02-07 Northrop Grumman Systems Corporation Axial flux machine for use with projectiles

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3782667A (en) * 1972-07-25 1974-01-01 Us Army Beamrider missile guidance method
US4020339A (en) * 1975-05-19 1977-04-26 Aktiebolaget Bofars System for determining the deviation of an object from a sight line
US4516743A (en) * 1983-04-18 1985-05-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Scanning beam beamrider missile guidance system
US5102065A (en) * 1988-02-17 1992-04-07 Thomson - Csf System to correct the trajectory of a projectile
US5601255A (en) * 1994-05-07 1997-02-11 Rheinmetall Industrie Gmbh Method and apparatus for flight path correction of projectiles
RU2300726C1 (ru) * 2005-09-05 2007-06-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения
WO2009085064A2 (en) * 2007-09-21 2009-07-09 Kevin Michael Sullivan Method and apparatus for optically programming a projectile

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3098933A (en) * 1957-10-23 1963-07-23 Republic Aviat Corp Photosensitive electronic tracking head
US3143654A (en) * 1958-08-25 1964-08-04 Bunker Ramo Radiant energy detecting device using disc shaped reticle
GB1164272A (en) * 1963-12-12 1969-09-17 British Aircraft Corp Ltd Improvements in Guidance Systems for Projectiles or Missiles.
US3513315A (en) * 1966-11-14 1970-05-19 Bofors Ab System for determining the displacement of an object from a line of sight
US3698811A (en) * 1970-12-18 1972-10-17 Ltv Aerospace Corp Distance ranging system
US3860199A (en) * 1972-01-03 1975-01-14 Ship Systems Inc Laser-guided projectile system
US3746280A (en) * 1972-01-28 1973-07-17 Northrop Corp Vehicle guidance system utilizing conical scan control beam
US4014482A (en) * 1975-04-18 1977-03-29 Mcdonnell Douglas Corporation Missile director
JPS5842431B2 (ja) * 1975-12-29 1983-09-20 富士重工業株式会社 飛翔体の光ビ−ム誘導装置
SE429064B (sv) * 1976-04-02 1983-08-08 Bofors Ab Slutfaskorrigering av roterande projektil
US4243187A (en) * 1978-05-01 1981-01-06 Mcdonnell Douglas Corporation Missile director with beam axis shift capability
US4299360A (en) * 1979-01-30 1981-11-10 Martin Marietta Corporation Beamrider guidance technique using digital FM coding
US4300736A (en) * 1979-08-17 1981-11-17 Raytheon Company Fire control system
FR2469345A1 (fr) * 1979-11-09 1981-05-22 Thomson Brandt Procede de pilotage et de guidage de projectiles en phase terminale et projectiles comportant les moyens de mise en oeuvre de ce procede
DE2951941C2 (de) * 1979-12-22 1988-01-21 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Optische Fernlenkvorrichtung für ein Geschoß
FR2474681A1 (fr) * 1980-01-29 1981-07-31 Telecommunications Sa Systeme de guidage d'engin par faisceau lumineux
US4424944A (en) * 1980-02-07 1984-01-10 Northrop Corporation Device to spatially encode a beam of light
DE3117685C2 (de) * 1981-05-05 1983-08-18 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Einrichtung zur Erzeugung eines Lenkstrahls
US4432511A (en) * 1981-05-11 1984-02-21 Northrop Corporation Beam-rider guidance using two overlapping reticle discs
US5427328A (en) * 1985-02-12 1995-06-27 Northrop Grumman Corporation Laser beam rider guidance utilizing beam quadrature detection
US4657208A (en) * 1985-06-10 1987-04-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Rotating warhead
ES2019870B3 (es) * 1986-01-30 1991-07-16 Werkzeugmaschinenfabrik Oerlikon-Buhrle Ag Dispositivo para guiar una particula volatil.
GB2186760B (en) * 1986-02-14 1990-01-04 Philips Electronic Associated Information transmission system
US4732349A (en) * 1986-10-08 1988-03-22 Hughes Aircraft Company Beamrider guidance system
US5344099A (en) * 1993-04-12 1994-09-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Missile beamrider guidance using polarization-agile beams
FR2706205B1 (fr) * 1993-06-08 1995-07-21 Thomson Csf Dispositif optique de mesure sans ambiguité de l'angle de roulis d'un projectile.
DE4416210C2 (de) 1994-05-07 1997-05-22 Rheinmetall Ind Ag Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung der Rollwinkellage eines rotierenden Flugkörpers
DE4425285C2 (de) * 1994-07-16 1997-04-17 Rheinmetall Ind Ag Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von drallstabilisierten Geschossen
CH691143A5 (de) 1995-03-17 2001-04-30 Contraves Ag Vorrichtung zur Messung der Geschossgeschwindigkeit an der Mündung eines Waffenrohres eines Geschützes hoher Kadenz.
FR2733326B1 (fr) * 1995-04-24 1997-06-06 Aerospatiale Systeme pour determiner la position et l'angle de roulis d'un mobile
US5695152A (en) * 1996-09-18 1997-12-09 Israel Aircraft Industries Ltd. System for correcting flight trajectory of a projectile
US5932833A (en) * 1997-03-03 1999-08-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fly over homing guidance for fire and forget missile systems
AUPQ776300A0 (en) * 2000-05-25 2000-08-10 Metal Storm Limited Missile control
DE102005024179A1 (de) 2005-05-23 2006-11-30 Oerlikon Contraves Ag Verfahren und Vorrichtung zur Tempierung und/oder Korrektur des Zündzeitpunktes eines Geschosses
NL1031288C2 (nl) * 2006-03-03 2007-09-04 Thales Nederland Bv Apparaat en werkwijze voor geleiding van een projectiel.
DE102006057229B9 (de) * 2006-12-05 2009-03-19 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Drallstabilisierte bahnkorrigierbare Artilleriemunition
DE102008005100A1 (de) 2008-01-18 2009-07-30 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zur Ermittlung der Rollwinkellage eines rotierenden Flugkörpers
DE102008005585B4 (de) 2008-01-22 2010-04-15 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Vorrichtung und Verfahren zur Ermittlung der Rollwinkellage eines Flugkörpers
DE102009024508A1 (de) 2009-06-08 2011-07-28 Rheinmetall Air Defence Ag Verfahren zur Korrektur der Flugbahn einer endphasengelenkten Munition

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3782667A (en) * 1972-07-25 1974-01-01 Us Army Beamrider missile guidance method
US4020339A (en) * 1975-05-19 1977-04-26 Aktiebolaget Bofars System for determining the deviation of an object from a sight line
US4516743A (en) * 1983-04-18 1985-05-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Scanning beam beamrider missile guidance system
US5102065A (en) * 1988-02-17 1992-04-07 Thomson - Csf System to correct the trajectory of a projectile
US5601255A (en) * 1994-05-07 1997-02-11 Rheinmetall Industrie Gmbh Method and apparatus for flight path correction of projectiles
RU2300726C1 (ru) * 2005-09-05 2007-06-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения
WO2009085064A2 (en) * 2007-09-21 2009-07-09 Kevin Michael Sullivan Method and apparatus for optically programming a projectile

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2616963C1 (ru) * 2015-10-13 2017-04-18 Юрий Дмитриевич Рысков Лазерный патрон
RU2612054C1 (ru) * 2015-11-20 2017-03-02 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера (варианты)
RU2826067C1 (ru) * 2023-06-28 2024-09-03 Василий Васильевич Ефанов Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления

Also Published As

Publication number Publication date
BR112012017296A2 (pt) 2016-04-19
EP2524189B1 (de) 2016-03-02
EP2524189A1 (de) 2012-11-21
SG182381A1 (en) 2012-08-30
CN102656417A (zh) 2012-09-05
CA2785693A1 (en) 2011-07-21
DE102010004820A1 (de) 2011-07-21
US8558151B2 (en) 2013-10-15
US20120292432A1 (en) 2012-11-22
KR20120115280A (ko) 2012-10-17
CA2785693C (en) 2015-02-10
JP2013517443A (ja) 2013-05-16
RU2012134788A (ru) 2014-02-20
WO2011085758A1 (de) 2011-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2509975C1 (ru) Способ корректирования траектории полета управляемого снаряда и снаряд для осуществления способа
US3995792A (en) Laser missile guidance system
EP3372946B1 (en) Coordinating multiple ordnance targeting via optical inter-ordnance communications
US5601255A (en) Method and apparatus for flight path correction of projectiles
US7745767B2 (en) Method of control of an ammunition or submunition, attack system, ammunition and designator implementing such a method
EP2529174B1 (en) A system and method for tracking and guiding multiple objects
EP0354608B1 (en) Course-correction system for course-correctable objects
US20160216075A1 (en) Gun-launched ballistically-stable spinning laser-guided munition
US20020109039A1 (en) Guidance seeker system with optically triggered diverter elements
US11740055B1 (en) Radio frequency/orthogonal interferometry projectile flight management to terminal guidance with electro-optical handoff
GB2073382A (en) Method of compensation for target location changes when firing ballistic missiles
JP2017101870A (ja) レーザセミアクティブ誘導方法と装置
WO2021124330A1 (en) System for precision guidance of munitions
RU2219483C2 (ru) Способ стрельбы управляемым снарядом и система наведения управляемого снаряда
EP1196733B1 (en) Ring array projectile steering with optically-triggered diverter elements
NL1001556C2 (nl) Fragmenteerbaar projectiel, wapensysteem en werkwijze.
EP3205973B1 (en) A missile for use in a laser beam riding missile guidance system
RU2582308C1 (ru) Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, и оптический прицел системы наведения снаряда
US11287222B2 (en) Apparatus and method for remotely selecting the fuse mode of a laser guided munition
US11906271B2 (en) Method to combat a target
RU2702458C1 (ru) Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера
RU2814323C1 (ru) Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления
RU2805094C1 (ru) Способ лазерной защиты воздушного судна
RU2212619C2 (ru) Оптический прицел системы наведения управляемого снаряда
GB2302224A (en) Gun-launched guided projectile system

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20151208