RU2539825C1 - Система наведения управляемых ракет - Google Patents
Система наведения управляемых ракет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539825C1 RU2539825C1 RU2013149606/28A RU2013149606A RU2539825C1 RU 2539825 C1 RU2539825 C1 RU 2539825C1 RU 2013149606/28 A RU2013149606/28 A RU 2013149606/28A RU 2013149606 A RU2013149606 A RU 2013149606A RU 2539825 C1 RU2539825 C1 RU 2539825C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elements
- inputs
- outputs
- output
- air flow
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к военной технике, а именно к системам наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами. Для этого система содержит привод управления, прицел, управляемую ракету, пусковую установку, линию передачи команд, координатор, блок выработки управляющих сигналов, сумматор, блок выработки управляющих команд, ключ, блок стабилизации траектории управляемой ракеты, датчик скорости воздушного потока, квадратор, масштабирующий блок, инвертор, датчик угловой скорости воздушного потока, который состоит из n-чувствительных элементов фотоприемников, блок определения угловой скорости движения воздушного потока, который содержит n-первые элементы и n-вторые элементы НЕ, n-дешифраторы, первый, второй и третий элементы ИЛИ, n-пороговые устройства, задатчик сигналов, дифференцирующую цепь, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n-элементы И, n-счетчики. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано для наведения управляемых ракет.
Известны ручные системы наведения управляемых ракет (см., например, книгу А.Н. Латухина "Противотанковое вооружение", М., Воениздат, МО СССР, 1974, С.192-218). Они содержат привод управления, пусковую установку, прицел, блоки выработки управляющих сигналов и команд, линию передачи команд, выход которой соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.
Данная система наведения обладает следующими недостатками: маршевая скорость управляемой ракеты не превышает 80-100 м/сек, что приводит к большому времени полета (20-25 сек), малая скорострельность, наличие непоражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м.
Кроме того, обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам слишком дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов.
Известна система наведения управляемых ракет (см., например, А.Н. Латухин. "Противотанковое вооружение". М., Воениздат, МО СССР, 1974, С.208-235). Эта система содержит: привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, а также последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.
Данная система наведения обладает следующим недостатком, не учитывается воздействия на ракету внешних возмущений, например силы поперечного (вертикального и горизонтального) ветра и др., наведение происходит с ошибками, что существенно снижает его точность.
Компенсация силы поперечного ветра ни в современных, ни в перспективных системах наведения не предусмотрена. Вместе с тем известно, что на равнинной и пустынной местности точность стрельбы всеми типами снарядов (в том числе и управляемыми ракетами) может существенно изменяться. Это объясняется тем, что в указанных районах возникают мощные воздушные потоки, отклоняющие управляемую ракету в полете по высоте и направлению от точки прицеливания. Это отклонение может быть определено по выражению (см., например, Ф.К. Неупокоев "Стрельба зенитными ракетами", М., Воениздат, 1970, с.200-202):
где α cos - нормальная к траектории, составляющая ускорения силы воздушного потока,
ko - коэффициент усиления разомкнутого контура управления.
В результате действия потоков воздуха отклонение ракеты может быть существенным, а вероятность попадания уменьшаться на 10-15%.
Наиболее близким к изобретению является система наведения управляемых ракет (см., например, Анцев Г.В., Турнецкий Л.С., патент РФ на изобретение №2267318 от 27.12.2005 г.), которая содержит привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединены координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора.
Недостатком данной системы наведения управляемых ракет является отсутствие возможности наблюдения за динамикой изменения угловой скорости воздушного потока и соответственно внесение корректирующего сигнала в процесс управления ракетой.
В зависимости от погодных условий возможны резкие порывы ветра, при этом неучет динамики изменения угловой скорости воздушного потока приведет к увеличению ошибки наведения ракет.
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами путем повышения точности их наведения на цель, за счет учета направлений и угловой скорости изменения воздушного потока.
Указанная цель достигается тем, что в систему наведения управляемых ракет, содержащую привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен с третьим входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с вторым входом сумматора, отличающуюся тем, что дополнительно введены датчик углового положения и блок определения угловой скорости воздушного потока, причем датчик углового положения выполнен в виде флюгера, чувствительные элементы датчика выполнены в виде элементов фотоприемников, которые равномерно размещены на основании флюгера, на вращающей части флюгера размещена стрелка, которая является указателем положения флюгера относительно основания, выполненного в виде круга, выходы датчика углового положения соединены с входами блока определения угловой скорости движения воздушного потока, первый и второй выходы которого соединены с четвертым и пятым входами сумматора, блок определения угловой скорости движения воздушного потока содержит n-первые элементы НЕ и b-вторые элементы НЕ, n-дешифраторы, первый, второй и третий элементы ИЛИ, n-пороговые устройства, задатчик сигналов, дифференцирующую цепь, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n-элементы И, n-счетчики, причем входами блока определения угловой скорости движения воздушного потока являются входы n-первых элементов НЕ, выходы которых соединены с входами n-дешифраторов, выходы которых соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого соединен с первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами задатчика сигналов, второй выход которого соединен с входом дифференцирующей цепи, выход которой соединен со вторым входом сдвигового регистра и вторыми входами n-счетчиков, выходы пороговых устройств соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого соединен с первым входом первого сдвигового регистра, выходы сдвигового регистра за исключении n-ого выхода соединены с первыми входами n-элементов И, вторые и третьи выходы которых соединены соответственно с выходом генератора импульсов и выходами n-вторых элементов НЕ, второй и последующие выходы сдвигового регистра соединены со входами n-вторых элементов НЕ, выходы n-элементов И соединены с первыми входами n-счетчиков, выходы которых соединены с входами третьего элемента ИЛИ, выходы первого и третьего элементов ИЛИ являются соответственно первым и вторым выходами блока определения угловой скорости движения воздушного потока.
Введение новых элементов и связей позволяет получить новую информацию об условиях стрельбы (направление и угловую скорость воздушного потока), определить и ввести необходимые компенсирующие поправки, что обеспечивает повышение точности наведения управляемой ракеты.
На фиг.1 приведена структурная схема системы наведения управляемых ракет, где 1 - цель (Ц), 2 - привод управления (ПУ), 3 - прицел (Пр), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - пусковая установка (ПУс), 6 - линия передачи команд (ЛПК), 7 - координатор (К), 8 - блок выработки управляющих сигналов (БВС), 9 - сумматор ("+"), 10 - блок выработки управляющих команд (БВК), 11 - ключ (Кл), 12 - блок стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), 13 - датчик скорости воздушного потока (ДВП), 14 - квадратор (KB), 15 - масштабирующий блок (МБ), 16 - инвертор (Ив), 17 - датчик углового положения воздушного потока, 18 - элементы фотоприемников, 19 - блок определения угловой скорости воздушного потока. На фиг.2 приведен общий вид датчика угловой скорости воздушного потока. На фиг.3 структурная схема блока 19 определения угловой скорости движения воздушного потока, где 20, 21 - n-первые и n-вторые элементы НЕ, 22 - n-дешифраторы, 23, 24, 25 - первый, второй и третий элементы ИЛИ, 26 - n-пороговые устройства, 27 - задатчик сигналов, 28 - дифференцирующая цепь, 29 - сдвиговый регистр, 30 - генератор сигналов, 31 - n-элементы И, 32 - n-счетчики.
Ключ 11 обеспечивает включение датчика скорости воздушного потока 13, который обычно состоит из крыльчатки, частота вращения которой пропорциональна скорости воздушного потока, и преобразователя вращения крыльчатки в электрический сигнал (см., например, В.В.Корнеев и др. «Основы автоматики и танковые автоматические системы», М., ВА БТВ, 1976, с.159-161). Блок 13 кинематически связан с пусковой установкой 5 так, чтобы измерительная ось прибора была перпендикулярна траектории полета управляемой ракеты. Блок стабилизации траектории управляемой ракеты 12 обеспечивает уменьшение колебательности управляемой ракеты относительно среднего значения ее траектории. Он содержит блок разрешения, срабатывающий при значительном увеличении сигнала на выходе блока 7, и блок формирования сигнала дополнительной коррекции (не показаны). Квадратор 14 обеспечивает возведение поданного на него сигнала с блока 13 (т.е. скорости воздушного потока) во вторую степень и его подачу на вход блока 15. Масштабирующий блок 15 обеспечивает получение сигнала, соответствующего аэродинамической силе, действующей на управляемую ракету в результате действия воздушного потока. Его значение определяется выражением (см., например, Неупокоев Ф.К. «Стрельба зенитными ракетами». М., Воениздат, 1970, с.99-121):
где k - коэффициент пропорциональности, определяющий уровень сигнала на выходе блока 15 от действующей силы. Cy - коэффициент сопротивления управляемой ракеты воздушному потоку в поперечной плоскости, p - плотность воздуха, S - характерная площадь управляемой ракеты.
Инвертор 16 обеспечивает изменение полярности сигнала с блока 15. Система наведения управляемых ракет содержит привод 2 управления (ПУ), прицел (Пр 3), управляемую ракету (УР)4, пусковую установку (ПУс)5, линию 6 передачи команд (ЛПК), координатор (К) 7, блок 8 выработки управляющих сигналов (БВС), сумматор ("+") 9, блок 10 выработки управляющих команд (БВК), ключ (Кл) 11, блок 12 стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), датчик 13 скорости воздушного потока (ДВП), квадратор (KB) 14, масштабирующий блок (МБ) 15, инвертор (Ив) 16, датчик 17 угловой скорости воздушного потока, который состоит из n-чувствительных элементов фотоприемников 18, блок 19 определения угловой скорости движения воздушного потока, который содержит n-первые 20 элементы и n-вторые 21 элементы НЕ, n-дешифраторы 22, первый 23, второй 24 и третий 25 элементы ИЛИ, n-пороговые устройства 26, задатчик 27 сигналов, дифференцирующая цепь 28, сдвиговый регистр 29, генератор 30 сигналов, n-элементы И 31, n-счетчики 32.
Работает предлагаемая система наведения управляемой ракеты следующим образом.
Совместив с помощью привода управления 2 прицельную марку прицела 3 с целью 1 и задав соответствующее положение пусковой установке 5 с управляемой ракетой 4, наводчик-оператор производит пуск управляемой ракеты 4. После пуска управляемая ракета 4 попадает в поле зрения прицела 3 и съюстированное с ним поле зрения координатора 7. Координатор обеспечивает выработку сигнала, соответствующего отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания, и подает его на вход блока 8 выработки сигнала управления, который производит усиление и корректировку сигнала управления и подает его через сумматор 9 на блок 10 выработки управляющих команд, где преобразуется, шифруется и в виде управляющей команды подается через линию передачи команд 6 на аппаратуру управления управляемой ракетой 4, которая под действием полученной команды перемещается к линии прицеливания, чем и устраняется рассогласование между ней и линией прицеливания.
При стрельбе в условиях равнин, степей, пустынь и др. включается блок 11 (при наличии сигнала на втором выходе координатора 7) и начинает работать блок 13 (датчик скорости воздушного потока), который вырабатывает сигнал, пропорциональный скорости воздушного потока. В блоке 14 этот сигнал возводится во вторую степень, а в блоке 15 окончательно преобразуется в соответствии с выражением (1), инвертируется в блоке 16, а затем подается на второй вход сумматора 9 в качестве сигнала компенсации силы воздушного потока. В сумматоре 9 сигнал компенсации корректирует управляющий сигнал в соответствии с действующими на управляемую ракету внешними возмущениями, вызванными воздушными потоками. При резких порывах ветра или на максимальных дальностях управления, когда отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания и уровень сигнала на выходе координатора 7 становятся чрезмерными, срабатывает блок разрешения блока 12, благодаря чему блоком формирования сигнала дополнительной коррекции (в блоке 12) вырабатывается сигнал дополнительной коррекции, который подается на третий вход сумматора и обеспечивает дополнительное увеличение управляющего сигнала.
Определение направления и угловой скорости воздушного потока происходит следующим образом.
Предварительно обеспечивается обнуление логических элементов блока 19 определения угловой скорости воздушного потока за счет поступления сигнала со второго выхода задатчика 27 сигналов через дифференцирующую цепь 28 на вторые входы сдвигового регистра 29 и вторые входы n-счетчиков 32.
Воздушный поток воздействует на датчик 17 углового положения, выполненного в виде флюгера, который меняет свое положение под действием воздушного потока.
В зависимости от углового положения воздушного потока стрелка закрывает определенные чувствительные элементы фотоприемников 18, при этом сигнал с выхода одного из датчиков 17 углового положения поступает на определенный вход блока 19 определения угловой скорости движения воздушного потока.
Сигнал, соответствующий угловому положению воздушного потока, поступает через один из n-первых 20 элементов НЕ, n-дешифраторов 22 на один из входов первого 23 элемента ИЛИ.
Сигнал с выхода первого 23 элемента ИЛИ поступает на первые входы n-пороговых устройств 26, на вторые входы которых поступают сигналы с первых выходов задатчика 27 сигналов.
В зависимости от углового положения воздушного потока сигнал с одного из выходов пороговых устройств 26 через второй 24 элемент ИЛИ, сдвиговой регистр 29 поступает на первый вход одного из n-элементов И 31, на вторые и третьи выходы которого поступают сигналы с выхода генератора 30 импульсов и выхода одного из вторых 21 n-элементов НЕ. При этом импульсы с выхода одного из элементов И 31 поступают на вход одного из счетчиков 32 до момента, когда изменится угловое положение воздушного потока. При этом сигнал, соответствующий угловой скорости воздушного потока поступает с выхода одного из счетчиков 32 на вход третьего элемента ИЛИ.
При изменении углового положения воздушного потока происходит закрытие других чувствительные элементы фотоприемников 18 и аналогично определяется текущее угловое положение и угловая скорость воздушного потока.
С выходов первого 23 и третьего 25 элементов ИЛИ, которые являются соответственно первым и вторым выходами блока определения угловой скорости движения воздушного потока, сигналы поступают на четвертый и пятый входы сумматора 9.
Введенная совокупность признаков обеспечивает измерение внешнего вредного возмущения - скорости, направления и угловой скорости воздушного потока, определение и формирование необходимой компенсирующей поправки, которая уменьшает (вплоть до устранения) отклонение управляемой ракеты от линии прицеливания, что повышает точность ее наведения.
Claims (1)
- Система наведения управляемых ракет, содержащая привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен с третьим входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с вторым входом сумматора, отличающаяся тем, что дополнительно введены датчик углового положения и блок определения угловой скорости воздушного потока, причем датчик углового положения выполнен в виде флюгера, чувствительные элементы датчика выполнены в виде элементов фотоприемников, которые равномерно размещены на основании флюгера, на вращающей части флюгера размещена стрелка, которая является указателем положения флюгера относительно основания выполненного в виде круга, выходы датчика углового положения соединены с входами блока определения угловой скорости движения воздушного потока, первый и второй выходы которого соединены с четвертым и пятым входами сумматора, блок определения угловой скорости движения воздушного потока содержит n-первые элементы НЕ и n-вторые элементы НЕ, n-дешифраторы, первый, второй и третий элементы ИЛИ, n-пороговые устройства, задатчик сигналов, дифференцирующую цепь, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n-элементы И, n-счетчики, причем входами блока определения угловой скорости движения воздушного потока являются входы n-первых элементов НЕ, выходы которых соединены с входами n-дешифраторов, выходы которых соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого соединен с первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами задатчика сигналов, второй выход которого соединен с входом дифференцирующей цепи, выход которой соединен со вторым входом сдвигового регистра и вторыми входами n-счетчиков, выходы пороговых устройств соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого соединен с первым входом первого сдвигового регистра, выходы сдвигового регистра за исключением n-ого выхода соединены с первыми входами n-элементов И, вторые и третьи выходы которых соединены соответственно с выходом генератора импульсов и выходами n-вторых элементов НЕ, второй и последующие выходы сдвигового регистра соединены со входами n-вторых элементов НЕ, выходы n-элементов И соединены с первыми входами n-счетчиков, выходы которых соединены с входами третьего элемента ИЛИ, выходы первого и третьего элементов ИЛИ являются соответственно первым и вторым выходами блока определения угловой скорости движения воздушного потока.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149606/28A RU2539825C1 (ru) | 2013-11-06 | 2013-11-06 | Система наведения управляемых ракет |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013149606/28A RU2539825C1 (ru) | 2013-11-06 | 2013-11-06 | Система наведения управляемых ракет |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2539825C1 true RU2539825C1 (ru) | 2015-01-27 |
Family
ID=53286658
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013149606/28A RU2539825C1 (ru) | 2013-11-06 | 2013-11-06 | Система наведения управляемых ракет |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2539825C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2727777C1 (ru) * | 2019-08-05 | 2020-07-23 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ наведения инерционного летательного аппарата с учетом несоответствия динамических свойств цели и перехватчика |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2474682A1 (fr) * | 1980-01-29 | 1981-07-31 | Telecommunications Sa | Systeme de guidage d'engin au moyen d'un faisceau lumineux module |
| RU2241950C1 (ru) * | 2003-06-16 | 2004-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ управления ракетой и система наведения ракеты для его осуществления |
| RU2311605C2 (ru) * | 2006-01-19 | 2007-11-27 | Василий Васильевич Ефанов | Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты при наведении на цель и устройство для его осуществления |
| RU2400690C1 (ru) * | 2009-03-19 | 2010-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Система наведения противосамолетных ракет |
-
2013
- 2013-11-06 RU RU2013149606/28A patent/RU2539825C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2474682A1 (fr) * | 1980-01-29 | 1981-07-31 | Telecommunications Sa | Systeme de guidage d'engin au moyen d'un faisceau lumineux module |
| RU2241950C1 (ru) * | 2003-06-16 | 2004-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ управления ракетой и система наведения ракеты для его осуществления |
| RU2311605C2 (ru) * | 2006-01-19 | 2007-11-27 | Василий Васильевич Ефанов | Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты при наведении на цель и устройство для его осуществления |
| RU2400690C1 (ru) * | 2009-03-19 | 2010-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Система наведения противосамолетных ракет |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| ЛАТУХИН А.Н. "ПРОТИВОТАНКОВОЕ ВООРУЖЕНИЕ". М., ВОЕНИЗДАТ, МО СССР, 1974, С.208-235. * |
| МЕРКУЛОВ В.И., ЛЕПИН В.Н. Авиационные системы радиоуправления. - М.: Радио и связь, 1997, с.201. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2727777C1 (ru) * | 2019-08-05 | 2020-07-23 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ наведения инерционного летательного аппарата с учетом несоответствия динамических свойств цели и перехватчика |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5788178A (en) | Guided bullet | |
| CN111351401B (zh) | 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法 | |
| CN114502465B (zh) | 通过脉冲信标和低成本惯性测量单元确定姿态 | |
| US8561898B2 (en) | Ratio-metric horizon sensing using an array of thermopiles | |
| RU2539825C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| Pamadi et al. | Assessment of a GPS guided spinning projectile using an accelerometer-only IMU | |
| RU2539822C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| RU2539833C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| RU2539841C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| RU2324134C1 (ru) | Автоматизированная система управления вооружением | |
| RU2401981C2 (ru) | Способ стабилизации углового положения продольной оси вращающегося по крену артиллерийского управляемого снаряда | |
| US3206143A (en) | Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions | |
| RU2421681C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| GB1056815A (en) | Fire control system for weapons | |
| RU2216708C1 (ru) | Способ управления полетом баллистического самонаводящегося реактивного снаряда "поверхность - поверхность" | |
| RU2539803C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| RU2603334C2 (ru) | Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия и реализующее устройство | |
| RU2147375C1 (ru) | Система управления | |
| RU2014154190A (ru) | Способ стрельбы реактивными снарядами реактивной системы залпового огня в условиях контрбатарейной борьбы | |
| RU2365852C1 (ru) | Способ наведения управляемой ракеты | |
| RU2582308C1 (ru) | Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, и оптический прицел системы наведения снаряда | |
| RU2539842C1 (ru) | Система наведения управляемых ракет | |
| RU2294512C1 (ru) | Способ наведения управляемой ракеты | |
| RU2513629C1 (ru) | Система управления гранатометом /варианты/ | |
| CN111290427B (zh) | 抗高过载的飞行器侧偏修正系统 |