RU2460963C2 - Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2460963C2 RU2460963C2 RU2010148825/11A RU2010148825A RU2460963C2 RU 2460963 C2 RU2460963 C2 RU 2460963C2 RU 2010148825/11 A RU2010148825/11 A RU 2010148825/11A RU 2010148825 A RU2010148825 A RU 2010148825A RU 2460963 C2 RU2460963 C2 RU 2460963C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- rocket
- radar
- control
- radio
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН). При наведении ракеты осуществляют: формирование команд управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник ракеты, вывод ракеты в зону захвата ГСН, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели. При формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой (βmax-βmin)<β0,5, где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", β0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности. В системе наведения ракеты используются на командном пункте РЛС и наземная аппаратура управления с блоком синхронизации и кодирования. На ракете имеются ГСН, переключатель команд, аппаратура управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик, радиоприемник и дешифратор команд управления. Ракета дополнительно оснащена узлом принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты. Оси диаграмм направленности антенн радиоответчика и радиоприемника развернуты относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2. Обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой. Группа изобретений обеспечивает надежную бесперебойную связь РЛС с ракетой на всей траектории полета и позволяет повысить вероятность безотказной работы комплекса наведения ракеты, управляемой лучом РЛС. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.
Известен способ наведения ракеты в системах многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором на начальном и среднем участках траектории полета реализовано радиокомандное телеуправление траектории полета и автономное самонаведение на участке подлета ракеты к цели. В данном способе формируют команды управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, осуществляют прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определяют координаты и формируют команды управления ракетой, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, производят передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, патент РФ №2284444, публикация 2006 г., 27 сентября, кл. МКИ F41G 7/00, F42B 15/01 /1/.
Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, и содержащей на ракете головку самонаведения, аппаратуру управления, первый выход которой соединен со входом рулевого привода, дешифратор команд управления и переключатель команд, радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП, при этом оси диаграмм направленности антенн РО и РП направлены вдоль оси ракеты, второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной головки самонаведения, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом радиоприемника /1/.
Данные известные способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и система наведения для его осуществления обеспечивают вывод в глубину боевых порядков противника высокоскоростных управляемых ракет и поражение неподвижных и движущихся малоразмерных целей.
Мощность радиосигнала максимальна, когда оси диаграммы направленности (ДН) антенн РП и РО ракеты совпадают с осью луча РЛС. Для бесперебойного действия радиолинии пеленгации и передачи команд управления угол рассогласования β между осью луча РЛС и продольной осью ракеты должен быть меньше половины ширины луча антенны ракеты (β0,5), угла между точками половинной мощности диаграммы направленности. Это условие достигается и поддерживается при стрельбе по воздушным целям, когда ракета в течение всего полета при управлении РЛС набирает высоту.
При стрельбе по наземным целям на участке траектории полета ракеты, где снижается высота, ракета разворачивается, угол тангажа меняет знак и возникает угол рассогласования β, превышающий величину β0,5/2. Причиной увеличения угла β также может быть смещение оси луча РЛС в зависимости от данных целеуказания и программной дальности.
Разворот направления оси ракеты относительно оси луча РЛС приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициентов усиления антенн. Как следствие, при пеленгации ракеты по линии «РО ракеты - РЛС» уменьшается мощность радиосигнала на входе РЛС, при передачи команд по линии «РЛС-РП ракеты» уменьшается мощность радиосигнала на входе РП ракеты. Если величина β превышает значение β0,5/2, может разрушиться связь РЛС с ракетой.
Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: обеспечение надежной бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета и за счет этого повышение вероятности безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.
В способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, включающем формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, поставленная задача достигается тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой
где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, содержащей на командном пункте РЛС и наземную аппаратуру управления (НАУ), включающую блок синхронизации и кодирования, а на ракете - последовательно соединенные головку самонаведения (ГСН), переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом блока синхронизации и кодирования наземной аппаратуры управления, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, поставленная задача достигается тем, что ракета дополнительно оснащена узлом принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2.
Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой
(βmax-βmin)<β0,5,
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2 относительно продольной оси ракеты. Условие (1) является одним из необходимых для бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета ракеты. Иначе никакое направление осей ДН антенн РП и РО не обеспечит устойчивый прием - передачу сигналов между РЛС и ракетой. Также необходимым условием является принудительное вращение ракеты по крену, которое реализуют посредством узла принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты. В этом случае в любой точке траектории полета ракеты в периоде вращения ракеты по крену существует интервал времени, когда луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты и происходит прием - передача сигналов. При этом обновление команд управления осуществляют на частоте крена, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
Данное техническое решение поясняется графическими материалами.
На фиг.1 схематически представлен вариант траектории полета ракеты при стрельбе по наземным целям (зависимость высоты полета H от дальности D) и пространственные положения оси ракеты и луча РЛС.
На фиг.2 приведена блок-схема системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, с помощью которой реализуют предлагаемый способ наведения, где
1 - командный пункт с наземной аппаратурой управления и РЛС;
2 - ракета;
3 - ГСН;
4 - радиоответчик с анненной РО;
5 - радиоприемник с антенной РП;
6 - аппаратура управления;
7 - рулевой привод;
8 - дешифратор команд управления;
9 - переключатель команд;
10 - узел принудительного вращения по крену.
При постановке тактических задач по применению системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, рассчитывают возможные траектории полета на заданную дальность и траекторные параметры положения ракеты. На их основании для участка траектории, на котором ракета управляется лучом РЛС, определяют наибольший βmax и наименьший βmin углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью луча РЛС. Если луч РЛС находится вне угла β0,5, связь между РЛС и ракетой может быть нарушена. На фиг.1 качественно показано, как это может получиться при стрельбе по наземным целям. Учитывая характеристики антенн РО и РП, ширину их луча β0,5, в предполетных установках системы наведения задают траекторию полета ракеты, при которой выполняют условие (βmax-βmin)<β0,5.
На участке траектории, когда высота снижается, возникают ситуации, когда угол рассогласования оси ракеты относительно луча РЛС β превышает величину β0,5/2 и ось луча РЛС находится вне ширины луча антенн ракеты (фиг.1).
Для обеспечения устойчивого управления ракеты посредством РЛС до старта ракеты разворачивают оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2.
Т.к. (βmax-βmin)<β0,5, при таком положении антенн величина β будет всегда меньше β0,5/2.
Ось луча РЛС в зависимости от угла крена может находиться вне ширины луча антенн ракеты. Поэтому обеспечивают принудительное вращение ракеты по крену с частотой, достаточной для устойчивого управления, например, от 4 до 20 Гц. В этом случае всегда в некотором интервале периода вращения ракеты по крену луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты, обеспечивая бесперебойную связь РЛС с ракетой.
При поступлении информации о координатах цели наземная аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании чего в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в поле встреливания ракеты, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в наземной аппаратуре командного пункта.
С командного пункта (1) посылают запрос РО (4), а на ракете (2) РП (5) посредство антенны РП обеспечивает прием информации, передает ее в дешифратор команд управления (8), который через переключатель команд (9) и аппаратуру управления (6) запускает РО (4). Сигналы РО через РЛС командного пункта поступают в наземную аппаратуру управления командного пункта, где вырабатывают координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту, определяют линейное отклонение ракеты от направления луча РЛС, формируют команды управления ракетой, которые через РЛС излучаются в направлении ракеты.
Принятые РП (5) посредством антенны РП на ракете команды управления декодируют в дешифраторе команд управления (8), и через переключатель команд (9) поступают в аппаратуру управления (6), где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом (7), управляющим углами курса и тангажа планера ракеты.
При полете ракеты ее принудительное вращение по крену обеспечивает узел принудительного вращения по крену (10), который может быть выполнен, например, в виде крыльев, установленных под углом к продольной оси ракеты.
Программным управлением лучом РЛС по вертикали и управлением ракетой относительно луча обеспечивают необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель.
Командный пункт может быть выполнен, например, аналогично прототипу /1/ и содержать блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решеткой, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет.
На ракете блоки (4)-(10) могут быть выполнены, например, аналогично прототипу /1/.
Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройства для его осуществления позволяет обеспечить надежной бесперебойной связью РЛС с ракетой на всей траектории полета и повысить вероятность безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.
Claims (2)
1. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включающий формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси-луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, отличающийся тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которой
(βmax-βmin)<β0,5,
где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета",
β0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности,
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
(βmax-βmin)<β0,5,
где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета",
β0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности,
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.
2. Система наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, содержащая на командном пункте РЛС и наземную аппаратуру управления (НАУ), включающую блок синхронизации и кодирования, а на ракете - последовательно соединенные головку самонаведения (ГСН), переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом блока синхронизации и кодирования наземной аппаратуры управления, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, отличающаяся тем, что ракета оснащена узлом принудительного вращения по крену, установленном на планере ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148825/11A RU2460963C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148825/11A RU2460963C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010148825A RU2010148825A (ru) | 2012-06-10 |
RU2460963C2 true RU2460963C2 (ru) | 2012-09-10 |
Family
ID=46679472
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010148825/11A RU2460963C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2460963C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2484420C1 (ru) * | 2011-12-01 | 2013-06-10 | Виктор Леонидович Семенов | Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель. способы самонаведения ракеты на цель и устройства для их реализации |
RU2525650C2 (ru) * | 2012-11-02 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты |
RU2596173C1 (ru) * | 2015-07-29 | 2016-08-27 | Эдуард Владимирович Рахов | Система наведения высокоточного оружия |
RU2790339C1 (ru) * | 2021-11-19 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ пуска зенитной управляемой ракеты и система пуска зенитной управляемой ракеты |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117234070B (zh) * | 2023-11-13 | 2024-03-19 | 西安现代控制技术研究所 | 一种基于角度控制指令的btt分配方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2107879C1 (ru) * | 1994-12-27 | 1998-03-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу |
RU2114372C1 (ru) * | 1997-02-28 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, и устройство для его осуществления |
RU2118784C1 (ru) * | 1997-05-29 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ наведения |
RU2284444C2 (ru) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Система наведения высокоточного оружия дальней зоны |
-
2010
- 2010-11-29 RU RU2010148825/11A patent/RU2460963C2/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2107879C1 (ru) * | 1994-12-27 | 1998-03-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу |
RU2114372C1 (ru) * | 1997-02-28 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, и устройство для его осуществления |
RU2118784C1 (ru) * | 1997-05-29 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Способ наведения |
RU2284444C2 (ru) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Система наведения высокоточного оружия дальней зоны |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2484420C1 (ru) * | 2011-12-01 | 2013-06-10 | Виктор Леонидович Семенов | Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель. способы самонаведения ракеты на цель и устройства для их реализации |
RU2525650C2 (ru) * | 2012-11-02 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты |
RU2596173C1 (ru) * | 2015-07-29 | 2016-08-27 | Эдуард Владимирович Рахов | Система наведения высокоточного оружия |
RU2790339C1 (ru) * | 2021-11-19 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ пуска зенитной управляемой ракеты и система пуска зенитной управляемой ракеты |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010148825A (ru) | 2012-06-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5131602A (en) | Apparatus and method for remote guidance of cannon-launched projectiles | |
US4925129A (en) | Missile defence system | |
RU2399854C1 (ru) | Способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и устройство для его осуществления | |
EP0797068B1 (en) | A guidance system for air-to-air missiles | |
EP2645047B1 (en) | Low-altitude low-speed small target intercepting method based on firing table fitting | |
EP1366334B1 (en) | Precision-guided hypersonic projectile weapon system | |
US20060238403A1 (en) | Method and system for destroying rockets | |
US11199380B1 (en) | Radio frequency / orthogonal interferometry projectile flight navigation | |
RU2460963C2 (ru) | Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления | |
RU2584210C1 (ru) | Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения | |
RU2538509C1 (ru) | Способ стрельбы управляемой ракетой | |
JP2008538403A (ja) | 誘導される運動貫通装置 | |
RU2542691C1 (ru) | Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) | |
US11740055B1 (en) | Radio frequency/orthogonal interferometry projectile flight management to terminal guidance with electro-optical handoff | |
RU2473867C1 (ru) | Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления | |
RU2596173C1 (ru) | Система наведения высокоточного оружия | |
RU2657356C1 (ru) | Способ одновременного наведения управляемых ракет с лазерными полуактивными головками самонаведения и устройство для его осуществления | |
RU2583347C1 (ru) | Способ вывода дальнобойной ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система наведения дальнобойной ракеты | |
US11385024B1 (en) | Orthogonal interferometry artillery guidance and navigation | |
JP2002228399A (ja) | ロケット、及びその誘導制御装置 | |
US10429151B2 (en) | Recapture of remotely-tracked command guided vehicle into the tracker's field-of-view | |
US11859949B1 (en) | Grid munition pattern utilizing orthogonal interferometry reference frame and range radio frequency code determination | |
RU2741133C1 (ru) | Способ поражения летящего переменным курсом и высотой объекта | |
RU2771076C1 (ru) | Способ наведения противокорабельной ракеты и устройство для его осуществления | |
RU2814323C1 (ru) | Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |