RU2315939C1 - Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу - Google Patents

Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу Download PDF

Info

Publication number
RU2315939C1
RU2315939C1 RU2006110866/02A RU2006110866A RU2315939C1 RU 2315939 C1 RU2315939 C1 RU 2315939C1 RU 2006110866/02 A RU2006110866/02 A RU 2006110866/02A RU 2006110866 A RU2006110866 A RU 2006110866A RU 2315939 C1 RU2315939 C1 RU 2315939C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
missile
rocket
targets
systems
complexes
Prior art date
Application number
RU2006110866/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006110866A (ru
Inventor
Игорь Вениаминович Степаничев
Вячеслав Владимирович Лагун
Сергей Сергеевич Сальников
Игорь Александрович Матвеев
Игорь Алексеевич Недосекин
Original Assignee
Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
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 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" filed Critical Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority to RU2006110866/02A priority Critical patent/RU2315939C1/ru
Publication of RU2006110866A publication Critical patent/RU2006110866A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2315939C1 publication Critical patent/RU2315939C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового управляемого вооружения с лучевой системой телеориентирования ракеты в луче лазера. Технический результат - повышение эффективности наведения ракет при перекрестной стрельбе двумя ракетными комплексами. Согласно изобретению при перекрестной стрельбе двумя комплексами ракет по двум целям, после обнаружения и распознавания целей первого и второго комплекса, измеряют расстояние между комплексами, расстояние между целями, расстояния от комплексов до целей, определяют угол γ между осями лучей первого и второго комплекса. Если угол γ≤5.5°, то время между запусками ракет первого и второго комплексов выбирают путем решения математических уравнений, исходя из условий, чтобы для ракеты, выстреливаемой раньше, луч соседнего комплекса не ухудшал точностные характеристики аппаратуры выделения сигналов координат ракеты относительно «своего» луча, а с другой стороны ракета, выстреливаемая позже, не переходила в луч соседнего комплекса. 3 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике.
В настоящее время наиболее массовыми средствами борьбы с танками являются противотанковые ракетные комплексы (ПТРК).
Известные ПТРК имеют, как правило, системы наведения, основанные на телеориентировании ракеты в луче лазера.
Известен способ наведения управляемой ракеты на основе телеориентирования (Ангельский Р.Д. Отечественные противотанковые комплексы, Москва, ACT, Астрель, 2002 г.), включающий обнаружение и распознавание цели, формирование модулированного поля управления лазерного луча, наведение управляющего луча на цель, определение координат отклонений ракеты от оси луча и выработку сигналов коррекции положения ракеты.
Данный способ наведения управляемой ракеты принимается в качестве прототипа. Он реализован в системе управления известных комплексов противотанкового управляемого вооружения "Кастет", "Бастион", "Шексна", "Рефлекс", в которой аппаратура управления, размещенная на командном пункте (например, в танке или БМП), формирует частотно модулированный луч, поперечное сечение которого представляет собой поле управления. Центр поля управления совпадает с линией визирования цели. Приемник излучения ракеты принимает и преобразует модулированный оптический сигнал в электрический, который поступает в электронную аппаратуру (ЭА). ЭА выделяет координаты отклонения ракеты относительно оси луча в вертикальной и горизонтальной плоскости, в соответствии с которыми вырабатываются сигналы управления рулевыми приводами ракеты. Управляющие силы, возникающие при отклонении рулей, удерживают ракету на оси луча до подлета ее к цели.
Опыт общевойсковых учений с применением комплексов, которые реализуют наведение управляемых ракет по рассматриваемому способу, показывает, что последний обладает существенным недостатком, снижающим эффективность наведения управляемой ракеты на цель.
В реальных условиях ведения боевых действий вследствие наличия разнообразных помех (например, пыле-дымовые помехи от разрывов осколочно-фугасных снарядов, специальные аэрозольные завесы, создаваемые бронетанковыми целями и т.д.) существует возможность, после обнаружения цели оператором, закрытия цели помехой на длительное время.
В этом случае оператор должен осуществить поиск другой цели и наведение луча на нее.
При этом стрельба по цели, закрытой помехой, может быть организована другими соседним комплексом, для которого эта цель остается видимой.
В этих условиях возможно ведение стрельбы при пересечении осей управляющих лучей соседних комплексов.
Стрельба в условиях пересечения управляющих лучей может быть вызвана необходимостью поражения целей типа "ТАНК" в наиболее уязвимые места, то есть в боковые поверхности, которые в отличие от лобовой имеют меньшую защищенность.
При стрельбе двумя комплексами по двум целям в случае пересечения осей управляющих лучей и при интервале времени между пусками ракет, меньшем полетного времени до цели, каждая из ракет некоторое время находится в поле управления двух лучей ("своего" и соседнего комплекса), при этом для каждой из ракет луч соседнего комплекса представляет собой аддитивную помеху, выделяемую приемником излучения ракеты наряду с сигналами излучения луча "своего" комплекса.
Как показали результаты полевых статических испытаний лучевой системы управления, а также полунатурного моделирования динамики наведения ракеты с лучевой системой управления в условиях перекрестной стрельбы двумя комплексами, в зависимости от уровня сигналов, выделяемых приемником излучения каждой ракеты от луча "своего" и соседнего комплекса, при пролете ракеты области наложения двух лучей может произойти:
1) частичное разрушение сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча, приводящее к увеличению шумовой составляющей сигналов координат;
2) полное разрушение сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча и луча соседнего комплекса;
3) выделение сигналов координат ракеты относительно оси луча соседнего комплекса (луча "помехи").
В зависимости от этого, при полете ракеты в поле управления двух лучей, возможно одно из следующих событий:
1) продолжение полета в "своем" луче;
2) выход ракеты из обоих лучей или врезание ее в землю;
3) переход ракеты в луч соседнего комплекса (в луч "помехи").
В тоже время было установлено, что при угле между осями лучей γ>5.5° взаимное влияние лучей соседних комплексов не ухудшает их точностные характеристики и перекрестная стрельба двух комплексов может вестись без каких-либо ограничений. Это объясняется тем, что, с одной стороны, при увеличении угла пересечения лучей γ уменьшается уровень сигнала, выделяемого приемником излучения от луча соседнего комплекса вследствие наличия диаграммы угловой чувствительности приемника излучения, с другой стороны, как показывают расчеты, при углах пересечения лучей γ>5.5° расстояние, проходимое ракетой в области наложения двух лучей, становится меньше 80...100 м и столь кратковременное воздействие луча соседнего комплекса не может оказать влияние на конечный результат наведения ракеты на цель.
Для исключения отмеченных недостатков при стрельбе в условиях пересечения осей управляющих лучей комплексов при угле их пересечения γ5.5° возникает необходимость определить условия, при которых обеспечивается удержание ракет в "своих" лучах.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности наведения ракет при перекрестной стрельбе двумя ракетными комплексами.
Эта задача решается за счет того, что в способе наведения на цель ракет управляемых по лучу, включающем обнаружение и распознавание цели, формирование управляющего луча, наведение управляющего луча на цель и формирование сигналов управления ракетой, при перекрестной стрельбе двумя комплексами ракет по двум целям, после обнаружения и распознавания целей первого и второго комплекса, измеряют расстояние между комплексами l, расстояние между целями L, расстояния от комплексов до целей DСТР, определяют угол
Figure 00000002
между осями лучей первого и второго комплекса и если угол γ≤5,5°, то время ΔtР между запусками ракет первого и второго комплексов выбирают по максимальному значению интервалов времени τ1 и τ2, определяемых из соотношений:
Figure 00000003
Figure 00000004
где
Figure 00000005
V - средняя скорость полета ракеты;
h - радиус поперечного сечения управляющего луча;
n - располагаемая перегрузка ракеты;
g - ускорение свободного падения.
Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами (фиг.1, 2, 3).
На фиг.1 изображена схема стрельбы комплексов в условиях пересечения осей управляющих лучей, где использованы следующие обозначения:
К, К' - центры масс комплексов;
С, С' - центры масс целей;
КК'=l - расстояние между комплексами;
СС'=L - расстояние между целями;
ЕЕ'=DСТР - дальность до целей (дальность стрельбы);
ВВ'=Х - расстояние, проходимое ракетой в области наложения двух лучей ("длина" области наложения двух лучей);
АА' - ширина луча "помехи";
О - точка пересечения осей управляющих лучей;
КО=D0 - дальность до точки пересечения управляющих лучей;
γ - угол между осями лучей соседних комплексов.
На фиг.2 изображен примерный вид траектории ракеты при ее переходе в луч соседнего комплекса, где использованы следующие обозначения:
Δt1 - время полета ракеты под действием команд управления, формируемых лучом соседнего комплекса (лучом "помехи") в направлении к его оси;
Δt2 - время полета ракеты под действием команд управления, формируемых лучом соседнего комплекса в направлении удержания ракеты в указанном луче;
hП - радиус луча "помехи".
На фиг.3 приведены требуемые значения интервалов времени ΔtР между пусками двух ракет при перекрестной стрельбе двумя комплексами в зависимости от дальности стрельбы DСТР и расстояния между целями L.
При одинаковой мощности излучения приборов наведения двух соседних комплексов, соотношение уровней сигналов, выделяемых приемником излучения каждой ракеты от "своего" луча и луча "помехи", будет определяться только соотношением площадей поперечных сечений лучей на дальности полета ракеты или, что эквивалентно, соотношением квадратов поперечных размеров указанных лучей на дальности полета ракеты, то есть
Figure 00000006
где UС, UП - уровни сигналов, выделяемых приемником излучения от луча "своего" комплекса и луча соседнего комплекса (луча "помехи") соответственно;
hС, hП - радиус "своего" луча и луча "помехи" на дальности полета ракеты.
Исходя из геометрических соображений, поперечные размеры "своего" луча на дальности полета ракеты определяются по формуле:
Figure 00000007
где D(t) - текущая дальность до ракеты;
DПР(t) - закон изменения программной дальности панкратической системы прибора наведения, обеспечивающий сужение луча по времени;
h - радиус луча на дальности от прибора, равной программной дальности панкратической системы (номинальный радиус луча);
t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты.
Для надежного управления ракетой в лучевых системах наведения обеспечивают постоянный уровень энергии принимаемого приемником излучения по всей дальности полета ракеты.
Это достигается путем обеспечения постоянства размеров поля управления по дальности полета ракеты, то есть
Figure 00000008
В свою очередь, условие (3) технически реализуется за счет специального выбора закона изменения программной дальности прибора наведения
Figure 00000009
где V - средняя скорость полета ракеты.
Поперечные размеры луча "помехи" на дальности полета ракеты D(t) можно определить по формуле
Figure 00000010
где tП - время, отсчитываемое от момента старта ракеты соседнего комплекса.
Очевидно, что
Figure 00000011
где ΔtР - интервал времени между пусками ракет двух комплексов, оси лучей которых пересекаются (знак "+" в формуле (6) соответствует случаю, когда пуск ракеты соседнего комплекса произведен раньше, знак "-" - позже).
Таким образом, как видно из зависимостей (2), (5) и (6), соотношение поперечных размеров лучей "своего" и соседнего комплексов для каждой ракеты определяется интервалом времени между пусками ракет и, устанавливая тот или иной интервал времени ΔtР между пусками ракет, можно добиться, с одной стороны, того, чтобы для ракеты, выстреливаемой раньше, луч соседнего комплекса (луч "помехи") был шире "своего" луча и не ухудшал точностные характеристики аппаратуры выделения сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча, с другой стороны, того, чтобы для ракеты, выстреливаемой позже, луч соседнего комплекса был настолько уже "своего" луча, что протяженность области наложения двух лучей для нее был достаточно мала, тем самым обеспечивая невозможность перезахвата ракеты соседним комплексом за время пролета этой области.
Требуемый интервал времени разнесения моментов запуска ракет двух комплексов ΔtР определяется, исходя из обеспечения выполнения следующих двух условий:
1) для ракеты, выстреливаемой раньше - воздействие излучения луча соседнего комплекса, при пролете области наложения двух лучей, не ухудшает точностные характеристики аппаратуры выделения сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча;
2) для ракеты, выстреливаемой позже - за время пролета области наложения двух лучей не происходит перезахват ракеты в луч соседнего комплекса.
Для выполнения первого условия отношение уровней сигналов
Figure 00000012
, как показывают результаты полунатурного моделирования и результаты стрельбы на полигонно-войсковых испытаниях, должно быть не менее 2, то есть:
Figure 00000013
Учитывая соотношение (1), получим:
Figure 00000014
Подставляя в (8) соотношения (2) и (5), получим:
Figure 00000015
где t0 - полетное время ракеты, выстреливаемой раньше до точки пересечения управляющих лучей.
С учетом соотношения (4) неравенство (9) можно переписать в виде:
Figure 00000016
или, разрешая его относительно ΔtР, будем иметь:
Figure 00000017
Из рассмотрения ΔОКЕ и ΔOC'E' (см. фиг.1) следует:
Figure 00000018
или
Figure 00000019
откуда
Figure 00000020
Учитывая, что
Figure 00000021
выражение для определения требуемого интервала времени между пусками ракет, при котором для ракеты, выстреливаемой раньше, воздействие излучения луча соседнего комплекса, при пролете области наложения, не ухудшает точностные характеристики выделения сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча, примет вид:
Figure 00000022
Выражение (13) является необходимым, но не достаточным условием для определения интервала времени между пусками ракет, поскольку оно не учитывает условия, при которых не происходит перезахват ракеты, выстреливаемой позже, в луч соседнего комплекса.
Очевидно, что перезахват ракеты лучом соседнего комплекса не произойдет в том случае, если расстояние, проходимое ракетой за время Δt=Δt1+Δt2 (см. фиг2), необходимое для изменения направления траектории, приводящего к переходу ее в луч соседнего комплекса, будет больше "длины" области наложения двух лучей ВВ'=Х (см. фиг.1) и ракета не успеет перейти в указанный луч, то есть:
Figure 00000023
где Δt1 - время полета ракеты под действием команд управления, формируемых лучом соседнего комплекса в направлении к его оси;
Δt2 - время полета ракеты под действием команд управления, формируемых лучом соседнего комплекса в направлении удержания ракеты в указанном луче.
Временные параметры Δt1, Δt2 определяются через динамические характеристики ракеты.
Уравнение движения ракеты на участке времени 0tΔt1 (см. фиг.2) имеет вид:
Figure 00000024
где Y - отклонение ракеты от оси луча соседнего комплекса, ракета которого выстреливается раньше;
W - максимальное нормальное ускорение, развиваемое ракетой;
Figure 00000025
- начальная скорость изменения координаты Y (в момент входа в область наложения двух лучей);
t - время, отсчитываемое от момента входа в область наложения двух лучей.
Параметры W и
Figure 00000025
(см. фиг.2) определяются по формулам:
Figure 00000026
где n - средняя располагаемая перегрузка ракеты;
g - ускорение свободного падения.
С учетом последнего выражения уравнение движения ракеты на участке 0tΔt1 имеет вид:
Figure 00000027
Решение уравнения (17) представляется выражением:
Figure 00000028
где Y0=hП.
Таким образом, выражение (18) позволяет определить интервал времени Δt1 из условия
Figure 00000029
(см. фиг.2):
Figure 00000030
Уравнение движения ракеты на участке времени t>Δt1 имеет вид:
Figure 00000031
где
Figure 00000032
Figure 00000033
Или:
Figure 00000034
Из условия
Figure 00000035
по уравнению (21) можно определить Δt2:
Figure 00000036
С учетом (19), (22) неравенство (14) примет вид:
Figure 00000037
Принимая, для усиления неравенства (23) hП=h и обозначая через ХДОП выражение в левой части неравенства, условие отсутствия перезахвата ракеты, выстреливаемой позже, лучом соседнего комплекса запишется в виде:
Figure 00000038
где
Figure 00000039
Параметры γ и Х находятся из фиг.1.
Из Δ ОАВ:
Figure 00000040
.
Исходя из того, что ВО=Х/2 и ОА=hП, параметр Х будет равен:
Figure 00000041
или
Figure 00000042
Из Δ ОКЕ
Figure 00000043
При допущении, что sinγ≅γ,
Figure 00000044
с учетом выражения (11) параметры γ и Х определяются следующими выражениями:
Figure 00000045
Figure 00000046
Учитывая, что на участке полета ракеты ВВ' размер луча "помехи" для нее практически не изменяется и равен ее размеру в точке О, в которой (как следует из зависимости (5)):
Figure 00000047
зависимость (28) можно переписать в виде:
Figure 00000048
Подставляя выражение (29) в неравенство (24) и разрешая его относительно ΔtР с учетом зависимости (11) и (12), будем иметь:
Figure 00000049
Таким образом, совместное решение неравенств (13) и (30) позволяет математически однозначно определить допустимый интервал времени ΔtР между пусками ракет двух комплексов, при котором, с одной стороны для ракеты, выстреливаемой раньше, луч соседнего комплекса не ухудшает точностные характеристики аппаратуры выделения сигналов координат ракеты относительно оси "своего" луча, а с другой стороны ракета, выстреливаемая позже, не переходит в луч соседнего комплекса.
Математически это можно записать следующим образом:
Figure 00000050
где
Figure 00000003
Figure 00000051
На фиг.3 в качестве примера приведены требуемые значения интервала времени ΔtР между пусками двух ракет при перекрестной стрельбе двумя комплексами в зависимости от дальности стрельбы и расстояния между целями при следующих исходных характеристиках:
V=300 м/с, n=5, h=3 м, g=9.8 м/с2, l=50 м.
Предлагаемый способ наведения управляемых по лучу ракет близкорасположенных комплексов позволяет существенно повысить эффективность их перекрестной стрельбы за счет разнесения во времени моментов запуска ракет на время ΔtР, определяемого исходя из взаимного расположения комплексов и целей, обеспечивающего устойчивое наведение каждой ракеты в поле управления "своего" луча и исключающего врезание одной из ракет в землю или переход другой ракеты в поле управления луча соседнего комплекса.
Предлагаемый способ будет особенно эффективен в боевых действиях с применением комплексов, оснащенных различными типами боеприпасов (осколочно-фугасными, кумулятивными, и т.п.) против группировки противника, имеющей широкий класс объектов поражения (бронетехнику, автомобильный транспорт, инженерные сооружения).

Claims (1)

  1. Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу, включающий обнаружение и распознавание цели, формирование управляющего луча, наведение управляющего луча на цель и формирование сигналов управления ракетой, отличающийся тем, что при перекрестной стрельбе двумя комплексами ракет по двум целям, после обнаружения и распознавания целей первого и второго комплекса, измеряют расстояние между комплексами 1, расстояние между целями L, расстояния от комплексов до целей DСТР, определяют угол
    Figure 00000052
    между осями лучей первого и второго комплексов и, если угол γ≤5,5°, то время между запусками ракет первого и второго комплексов выбирают по максимальному значению интервалов времени τ1 и τ2, определяемых из соотношений
    Figure 00000053
    Figure 00000054
    Figure 00000055
    V - средняя скорость полета ракеты;
    h - радиус поперечного сечения управляющего луча;
    n - располагаемая перегрузка ракеты;
    g - ускорение свободного падения.
RU2006110866/02A 2006-04-04 2006-04-04 Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу RU2315939C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006110866/02A RU2315939C1 (ru) 2006-04-04 2006-04-04 Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006110866/02A RU2315939C1 (ru) 2006-04-04 2006-04-04 Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006110866A RU2006110866A (ru) 2007-10-10
RU2315939C1 true RU2315939C1 (ru) 2008-01-27

Family

ID=38952646

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006110866/02A RU2315939C1 (ru) 2006-04-04 2006-04-04 Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2315939C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2463542C1 (ru) * 2011-05-19 2012-10-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ прямого наведения вооружения на цель (варианты) и устройство ориентирования пусковой установки вооружения
RU2569045C1 (ru) * 2014-09-16 2015-11-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" им. академика А.Г. Шипунова Способ наведения ракет, управляемых по лучу лазера, и ракетный комплекс для его осуществления

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
АНГЕЛЬСКИЙ Р. Отечественные противотанковые комплексы. Иллюстрированный справочник. - М.: ACT, Астрель, 2002, с.52, 112, 114. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2463542C1 (ru) * 2011-05-19 2012-10-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ прямого наведения вооружения на цель (варианты) и устройство ориентирования пусковой установки вооружения
RU2569045C1 (ru) * 2014-09-16 2015-11-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" им. академика А.Г. Шипунова Способ наведения ракет, управляемых по лучу лазера, и ракетный комплекс для его осуществления

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006110866A (ru) 2007-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2354930T3 (es) Procedimiento y dispositivo de protección contra cuerpos volantes de munición de ataque.
US8563910B2 (en) Systems and methods for targeting a projectile payload
JPS6049840B2 (ja) 模擬射撃結果の採点方法とその装置
CN102314537B (zh) 一种掠飞击顶灵巧弹药毁伤概率计算方法
KR20030005234A (ko) 정밀 포격 시뮬레이터 시스템 및 방법
US20110059421A1 (en) Apparatus and method for automated feedback and dynamic correction of a weapon system
DE102005055099A1 (de) Einrichtung zur Simulation der Wirkung von direkt und indirekt wirkenden Waffen zur Verbesserung der Ausbildung und zur Nutzung in Gefechtsübungszentren
US5322016A (en) Method for increasing the probability of success of air defense by means of a remotely fragmentable projectile
DE2264243A1 (de) Lasergesteuertes geschoss
RU2315939C1 (ru) Способ наведения на цель ракет, управляемых по лучу
RU2602162C2 (ru) Способ стрельбы реактивными снарядами реактивной системы залпового огня в условиях контрбатарейной борьбы
RU2601241C2 (ru) Способ активной защиты летательного аппарата и система для его осуществления (варианты)
DE3337873A1 (de) Geschoss fuer granatwerfersysteme
AU754674B2 (en) Shooting simulation method
RU2715466C1 (ru) Способ пристрелки цели с использованием специального реактивного снаряда
RU2705730C1 (ru) Способ защиты самолета от поражения ракетой в задней полусфере
US20220026181A1 (en) Method for protecting moving or stationary objects from approaching laser-guided threats
JPH07159095A (ja) 射撃模擬装置
RU2271510C2 (ru) Способ и комплекс защиты подвижного объекта наземной военной техники
RU2771262C1 (ru) Способ защиты подвижного объекта наземного вооружения и военной техники от управляемого оружия и комплект средств оптико-электронного противодействия для его осуществления
RU2280836C1 (ru) Способ защиты летательных аппаратов от управляемых ракет и система для его реализации
RU2784092C1 (ru) Способ активной защиты объекта со стороны верхней полусферы от множественных атак БПЛА
RU2815796C1 (ru) Способ применения роботизированных средств устройства противокрышевых минных полей
US11940249B2 (en) Method, computer program and weapons system for calculating a bursting point of a projectile
RU108591U1 (ru) Комплекс защиты подвижного объекта наземной военной техники

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20150903

QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190701

Effective date: 20190701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190701

Effective date: 20210914