ES2331906T3 - Metodo y sistema de guiado para guiar un misil. - Google Patents
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Abstract
Método para guiar un misil (3) disparado por un operador (10) desde un cañón (2) de un arma (1) contra un objetivo (9), soportando el cañón (2) una mira (4), en la que la velocidad angular del objetivo (9) es determinada en función del seguimiento de la trayectoria (9) por parte del operador (10) en un primer período de tiempo antes del disparo del misil (3) durante el que se registran, por lo menos, una primera posición angular y una segunda posición angular del objetivo (9) así como el intervalo de tiempo entre éstas, y en el que, en función de la velocidad angular determinada, se predice la posición angular que se supone tiene el objetivo (9) cuando el misil (3) alcanza el objetivo (9), y el misil (3) es guiado de manera continua en una trayectoria predicha, deseada, hacia la posición angular supuesta, en función del tiempo y de la velocidad del misil, caracterizado porque el operador (10), en un segundo periodo de tiempo posterior al disparo del misil (3), sigue la posición real del misil (3) en relación con la posición angular predicha del objetivo (9), por medio de la mira (4) soportada por el cañón (2), de modo que, si es observada una desviación, puede ser transmitida una orden de corrección al misil (3) para corregir la trayectoria predicha para el misil (3).
Description
Método y sistema de guiado para guiar un
misil.
La presente invención trata de un método para
guiar un misil disparado desde el cañón de un arma contra un
objetivo por un operador, soportando el cañón una mira, en la que se
determina la velocidad angular del objetivo en función del
seguimiento del objetivo realizado por el operador en un primer
periodo de tiempo previo al disparo del misil, durante el cual se
registra, por lo menos, una primera posición angular y una segunda
posición angular del objetivo así como el intervalo de tiempo entre
éstas, y en el que, en función de la velocidad angular determinada,
se predice la posición angular que se supone tendrá el objetivo
cuando el misil le alcance, y el misil es guiado de manera continua
en una trayectoria deseada, predicha, hacia la posición angular
supuesta en función del tiempo y de la velocidad del misil. La
invención también trata de un sistema de guiado para guiar un misil
contenido en el cañón de un arma y que soporta una mira, que
comprende medios para determinar la velocidad angular del objetivo
en un primer periodo de tiempo antes del disparo del misil cuando un
operador está realizando un seguimiento del objetivo, en función de
la grabación de una primera posición angular y una segunda posición
angular y del intervalo de tiempo entre estas, medios para predecir
la posición del objetivo cuando se espera que el misil alcance el
objetivo en función de la velocidad angular determinada, y medios
para predecir la trayectoria deseada. En este texto, se entiende que
el término misil cubre todas las formas de objetos guiados de forma
interna y/o externa que son disparados contra un objetivo. Un
ejemplo de un tipo de misil adecuado es un misil antitanque.
La forma tradicional de posicionar la carga útil
de un arma portátil antitanque es dispararla en una trayectoria
balística hacia el objetivo. Los problemas que surgen al hacer esto
comprenden:
- -
- Variaciones causadas por el operador en el ajuste de la mira y en el disparo.
- -
- Dificultades en la determinación de la distancia y la velocidad del objetivo.
- -
- Condiciones atmosféricas desconocidas o difíciles.
- -
- Dispersión balística.
- -
- Cambios en los movimientos del objetivo.
Algunas de las dificultades anteriores son más
importantes cuando es necesario disparar desde espacios cerrados.
La baja velocidad en la boca reduce considerablemente el alcance
máximo del arma. Un arma moderna con exigencias de un alcance
máximo mayor debe, de alguna manera, superar las dificultades
indicadas anteriormente. Se necesita alguna forma de guiado del
misil disparado, durante su desplazamiento hasta el objetivo.
Previamente se ha propuesto, para distancias
medias, utilizar un método de guiado conocido por el término de
Línea de visión predicha (PLOS, Predicted Line of Sight). PLOS es un
sistema totalmente del tipo "disparar y olvidarse". Antes de
disparar, el operador estima la velocidad angular a la que la línea
de visión está girando en la mira hacia un objetivo en movimiento.
La velocidad angular es medida por el giroscopio de velocidad del
misil y por un dispositivo de estimación. En función de la velocidad
angular estimada, se predice la posición del objetivo como una
función del tiempo posterior al disparo, y el misil es guiado hacia
la posición predicha del objetivo. Al mismo tiempo, se elimina el
efecto de la atracción terrestre. Sin embargo, hay un cierto número
de fuentes de error que limitan el método de guiado PLOS y que
significan que la posición predicha del objetivo no siempre
coincide con la posición real del objetivo. Los errores del tipo de
los listados a continuación pueden provocar que el misil se desvíe
respecto del punto de impacto deseado o que sobrevuelen el
punto.
- -
- Error al ajustar la mira tras el lanzamiento contra un objetivo,
- -
- error en la estimación de la velocidad angular de la línea de visión,
- -
- error debido a haber supuesto la velocidad angular como constante,
- -
- error en el bucle de control del misil,
- -
- error provocado por la estimación incorrecta de perturbaciones procedentes del entorno, como son el viento, etc.,
- -
- error provocado por deficiencias en el misil y en los sensores.
La desviación de la trayectoria se incrementa
normalmente con la duración del vuelo y la velocidad del objetivo.
La dirección del movimiento del objetivo es otro factor que influye
mucho en la desviación de la trayectoria.
Por lo tanto, frente al escenario anterior
existe la necesidad de incrementar la precisión del impacto a
distancias mayores que, en este contexto, pueden ser distancias del
orden de 300 a 1.000 metros, por ejemplo.
A este respecto, podría indicarse que existen
sistemas y métodos de guiado conocidos "per se" que
admiten que la trayectoria de un misil sea corregida tras el
disparo, véase, entre otros, los documentos
US-A-4 008 869,
US-A-3 233 847,
US-A-5 102 064, y
US-A-3 974 948. Todos estos ejemplos
tienen en común que la mira está separada de la parte de
lanzamiento del misil, lo que requiere en un procesamiento de señal
diferente y más complejo.
Del documento
GB-A-2 060 091 se conoce un ejemplo
de un sistema de guiado que mide la velocidad angular antes del
lanzamiento. En este sistema de guiado no hay corrección del
proyectil tras el lanzamiento.
El objetivo de la presente invención es mejorar
la precisión del impacto para los métodos de guiado basados en
PLOS. El objetivo de la invención se alcanza mediante un método
caracterizado porque el operador, en un periodo de tiempo posterior
al disparo del misil, lleva a cabo un seguimiento de la posición
real del misil en relación con la posición angular predicha del
objetivo, por medio de la mira soportada por el cañón, de manera
que si se observa una desviación, puede transmitirse al misil una
orden de corrección con el objeto de corregir la trayectoria
prevista para el misil, y además un sistema de guiado que está
caracterizado porque se dispone una conexión de comunicaciones para
transmitir cualesquiera órdenes de corrección desde el operador
hasta el misil en un segundo periodo de tiempo posterior al disparo
del misil, para la corrección de la trayectoria prevista para el
misil en función de observaciones del operador por medio de la mira
soportada por el cañón.
En principio, según la invención, el misil es
conducido de modo autónomo una vez que ha sido disparado. No es
necesario que el misil sea alimentado de manera continua desde la
mira con posiciones de error. El disparo está precedido por una
fase en la que se determina la velocidad del objetivo en función del
seguimiento del objetivo por el operador, en el periodo de tiempo
entre una primera posición angular y una segunda posición angular.
El seguimiento puede llevarse a cabo de forma óptica, por ejemplo
utilizando luz visible o luz IR (infrarroja).
Dado que el operador tiene la posibilidad de
llevar a cabo un seguimiento continuo del misil hasta el objetivo y
actuar sobre la trayectoria del misil, si el operador considera que
el misil no se encuentra dentro de una distancia aceptable desde la
línea de visión puede introducir una corrección que desplaza el
misil hacia la línea de visión. La posibilidad de que el operador
siga y corrija el recorrido del misil, significa que los errores de
la lista anterior pueden ser compensados, por lo menos,
parcialmente. La introducción de la corrección durante el
desplazamiento del misil hacia el objetivo incrementa las ocasiones
de disparar a mayores distancias y de atacar objetivos rápidos y/o
maniobrados.
Debe observarse que si el objetivo es
estacionario, el operador puede disparar el misil directamente
contra el objetivo. De nuevo en este caso, este tiene la
posibilidad de corregir desviaciones en las trayectorias del
misil.
Según una realización ventajosa del método, la
trayectoria del misil es corregida durante el segundo periodo de
tiempo por escalones en el sentido contrario a la desviación
observada tras la recepción de una orden de corrección activada por
el operador. En relación con esto, una realización ventajosa está
caracterizada porque la corrección de la trayectoria del misil
durante el segundo período de tiempo en el sentido contrario a la
desviación observada, se lleva a cabo en uno o dos escalones. Una
corrección en uno o dos escalones es lo que se considera capaz que
realice un operador cualificado, bajo la tensión del fuego enemigo y
las fuerzas que se desarrollan durante el procedimiento de
lanzamiento.
De acuerdo con otra realización ventajosa, una
velocidad angular del objetivo estimada en el primer periodo de
tiempo es corregida en el segundo periodo de tiempo, siendo
corregida la trayectoria del misil en proporción a la distancia de
disparo, lo que tiene como resultado una corrección por escalones en
sentido contrario a la desviación observada tras la recepción de
una orden de corrección activada por el operador.
La corrección de la trayectoria del misil se
basa ventajosamente en órdenes de corrección transmitidas por el
operador para distancias al objetivo mayores de 300 metros.
Una realización ventajosa del sistema de guiado,
según la invención, está caracterizada porque la conexión de
comunicaciones en el lado de transmisión está conectada al mecanismo
de disparo del misil mediante un descodificador que, en función de
órdenes de corrección en forma de pulsaciones del mecanismo de
disparo por el operador, identifica las órdenes de corrección y,
mediante un transmisor, envía la información al misil. El sistema
de guiado no necesita ningún elemento de entrada adicional en el
lado de transmisión de la conexión de comunicaciones y, por el
contrario, las órdenes de corrección pueden ser suministradas a
través del mismo gatillo que se utiliza para determinar la
velocidad angular y para el disparo. Esto simplifica el manejo del
arma por parte del operador, y significa que muy poco después del
disparo el operador puede seguir la trayectoria del misil con el
objeto de efectuar una posible corrección.
Ubicada en el lado de recepción del misil, la
conexión de comunicaciones, en una realización ventajosa, comprende
un receptor para recibir las órdenes de corrección y una unidad
informática conectada al receptor. La unidad informática está
dispuesta preferentemente para utilizar algoritmos corrientes con el
objeto de guiar el misil en la trayectoria prevista deseada,
mediante un dispositivo de control incorporado en el misil,
preferentemente con propulsión con gas caliente a través de
válvulas controladas o con superficies de control aerodinámicas, en
función a las órdenes de corrección recibidas y de la información
procedente de los sensores de inercia del misil.
En una realización ventajosa, la conexión de
comunicaciones del sistema de guiado funciona con luz láser.
La invención se describirá en mayor detalle a
continuación, a modo de ejemplo, y con referencia a los dibujos
anexos, en los cuales:
La figura 1 es una representación esquemática de
un arma portátil antitanque dotada de un sistema de guiado, según
la invención.
La figura 2 es una representación esquemática
que muestra un misil siendo guiado con corrección de la trayectoria
hacia un tanque enemigo, según la invención.
Las figuras 3a a 3c muestran tres posiciones
diferentes del misil en relación con un tanque enemigo.
La figura 4 muestra las zonas de corrección
respecto a un tanque enemigo en el caso en que la corrección puede
ser realizada en dos escalones.
La figura 5 es una representación esquemática
del lado de transmisión de una conexión de comunicaciones
incorporada en un sistema de guiado, según la invención.
La figura 6 es una representación esquemática
del lado de recepción de una conexión de comunicaciones incorporada
en un sistema de guiado, según la invención.
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El arma (1) antitanque mostrada en la figura 1
comprende, entre otras cosas, un cañón (2) con una pieza (3) de
misil indicada por líneas de trazos. Sobre el cañón hay una mira (4)
y una empuñadura (5) con un gatillo (6). También pueden verse un
soporte (7) para el hombro y un soporte (8) de extracción.
En relación con la figura 2, ésta muestra el
disparo contra un objetivo móvil utilizando el método de guiado
PLOS, con corrección añadida controlada por el operador.
Cuando se dispara contra un objetivo (9) móvil,
en este caso en forma de un tanque, el operador (10) realiza un
seguimiento del objetivo durante varios segundos antes del disparo.
Un giroscopio de guiñada y cabeceo (no mostrado) en el misil, mide
la velocidad angular del arma con el fin de estimar la velocidad
angular del objetivo utilizando un dispositivo de estimación basado
en la tecnología Kalman. Alternativamente, pueden utilizarse un
giroscopio de guiñada y un acelerómetro de cabeceo para la medición.
El guiado está basado en la información obtenida antes del disparo.
Una unidad informática (21), que se describirá en mayor detalle en
relación con la figura 6, calcula la trayectoria (12) del misil. La
trayectoria es controlada mediante sensores controlados por inercia
descritos en relación con la figura 6, por algoritmos de control y
por dispositivos de control con gas caliente y válvulas
controladas. Para atacar la parte más débil del tanque, el misil
puede ser guiado en una trayectoria que queda verticalmente por
encima de la parte superior del tanque. A continuación, el tanque
puede ser atacado desde arriba cuando el misil lo sobrevuela, lo que
se denomina Ataque Superior en Sobrevuelo (OTA, Overfly top
attack). El guiado, según la invención, puede aplicarse tanto para
sobrevuelo como para ataque directo (modo de impacto), y no es
posible dar en este caso cuenta detallada de los diferentes
modos.
Cuando el objetivo está situado en [-1], el
operador comienza la medición del ángulo. En el punto [0], éste
dispara el misil. La velocidad angular estimada predice que el
objetivo estará en [1] cuando el misil alcance el objetivo, o
alternativamente cuando pase sobre éste. De este modo, el misil
sigue una trayectoria en la línea de visión, que finaliza en el
punto [1]. Cuando el objetivo está en un punto [2], el operador
detecta una desviación entre el objetivo y el misil. La estimación
de la velocidad angular fue demasiado elevada o bien el objetivo se
ha ralentizado. La situación indica que cuando el misil rebase el
objetivo, éste estará en el punto [3] en lugar de en el punto [1].
El misil estará situado por delante del objetivo. Si el operador
realiza un seguimiento de la trayectoria del misil hacia el
objetivo, tiene la posibilidad de corregir el recorrido del misil.
Una orden de corrección activada por el operador (10) es transmitida
al misil. Esto hace que el misil cambie su recorrido y lo guía
hacia una trayectoria (13) que termina en un punto [3]. La
trayectoria desde la corrección hasta el punto [3] se ha designado
mediante (14). Dado que el error en modo PLOS es muy pequeño, este
simple método de corrección es suficiente y no es comparable con el
guiado CLOS (Command to
Line-Of-Sight, orden a la línea de
visión) normal.
Las figuras 3a a 3c muestran tres ejemplos de
posiciones del misil en relación con el objetivo en forma de un
tanque (9) con el sentido de desplazamiento según la flecha (15).
Los ejemplos se refieren al método OTA. Según el ejemplo de la
figura 3a, el misil (3) está situado en el recorrido correcto para
alcanzar el objetivo. En este caso no se requiere ninguna
corrección del recorrido del misil. Por el contrario, cualquier
corrección del recorrido podría poner en peligro las posibilidades
de que el misil impacte en el tanque. Según la figura 3b, el misil
(3) está situado en un recorrido tal que el misil pasará por detrás
del tanque (9). En este caso, se requiere una corrección del
recorrido en el sentido del desplazamiento (15) del tanque. Según la
figura 3c, el misil (3) está situado en un recorrido tal que el
misil pasará por delante del tanque (9). En este caso, se requiere
una corrección del recorrido en sentido contrario al sentido de
desplazamiento (15) del tanque. Un medio sencillo de comunicar
correcciones de recorrido al misil (3) consiste en que el operador
(10) proporcione órdenes de corrección en forma de pulsaciones del
mecanismo disparador. Entonces, una pulsación puede significar que
el recorrido del misil debe corregirse en el sentido del
desplazamiento del objetivo, mientras que dos pulsaciones
significan una corrección en el sentido contrario al sentido de
desplazamiento.
Alternativamente, sería posible utilizar
gatillos dobles, en los que un gatillo corrige en el sentido del
desplazamiento del objetivo y el otro en el sentido contrario al
sentido de desplazamiento. En esta realización alternativa, también
es posible introducir varios niveles de corrección. Por ejemplo, una
pulsación puede definir un primer nivel de corrección y dos
pulsaciones pueden definir un segundo y mayor nivel de corrección.
La figura 4 muestra la situación con dos niveles de corrección. Si
el misil (3) está situado en las zonas (R1) ó (R2), se requiere una
corrección en el sentido contrario al desplazamiento del objetivo,
mientras que si el misil está situado en las zonas (L1) ó (L2), se
requiere una corrección en el sentido del desplazamiento del
objetivo. Para la corrección en las zonas (R1) y (L1), que es una
corrección pequeña, una pulsación es suficiente, mientras que para
la corrección en las zonas (R2) y (L2), que es una corrección mayor,
se requieren dos pulsaciones. En la zona (0), el misil (3) está en
el recorrido correcto y no es necesario realizar ninguna
corrección.
La figura 5 es una representación esquemática
del lado de transmisión de una conexión de comunicaciones
incorporada en un sistema de guiado, según la invención. El gatillo
(6) está, en este caso, acoplado con un descodificador (16) que
comunica con un transmisor en la forma de un diodo láser (17) con
óptica (18). El descodificador (16) identifica las pulsaciones
realizadas por el operador a través del gatillo (6) y determina el
tipo de corrección. La información sobre el tipo de corrección
identificada se transmite a través del transmisor (17) y su óptica
(18) hasta el lado de recepción de la conexión de
comunicaciones.
Tal como puede verse en la figura 6, alojado en
el misil en el lado de recepción de la conexión de comunicaciones
existe un fotodiodo (19) que está conectado a un receptor (20). El
receptor recibe información sobre el tipo de corrección a través
del fotodiodo (19). Un dispositivo de estimación (24) estima la
velocidad angular del objetivo en función de la información
suministrada antes del disparo por medio de la plataforma (25) de
sensores del misil con giroscopio y acelerómetro, y la información
de corrección disponible. La velocidad angular estimada es
alimentada a una unidad informática (21) que predice la trayectoria
deseada del misil. La unidad informática (21) está en contacto con
la plataforma (25) de sensores y con el dispositivo (23) de control
con gas caliente y válvulas o superficies controladas, y controla
el dispositivo (23) de control en función de la información
procedente del receptor (20) y la plataforma (25) de sensores, y que
ha sido procesada por el dispositivo de estimación (24) y/o por la
unidad informática (21).
La línea (22) de trazos indica la transferencia
de los valores de medición antes del disparo. El dispositivo de
control (23) actúa sobre la aerodinámica del misil, tal como se
simboliza por el bloque de control (26), y mediante la plataforma
(25) de sensores se obtiene y detecta una trayectoria resultante
para el misil.
La invención no está limitada a las
realizaciones anteriores, y por el contrario son posibles una serie
de realizaciones alternativas dentro del ámbito de la invención tal
como ésta se define en las reivindicaciones de patente anexas a
esta descripción. Por ejemplo, es posible llevar a cabo una
corrección en la dirección vertical en lugar, o además, de en la
dirección lateral. Introduciendo una corrección en la dirección
vertical, la precisión del impacto puede mejorarse
considerablemente a distancias largas de disparo, por ejemplo por
encima de 700 metros.
Claims (10)
1. Método para guiar un misil (3) disparado por
un operador (10) desde un cañón (2) de un arma (1) contra un
objetivo (9), soportando el cañón (2) una mira (4), en la que la
velocidad angular del objetivo (9) es determinada en función del
seguimiento de la trayectoria (9) por parte del operador (10) en un
primer período de tiempo antes del disparo del misil (3) durante el
que se registran, por lo menos, una primera posición angular y una
segunda posición angular del objetivo (9) así como el intervalo de
tiempo entre éstas, y en el que, en función de la velocidad angular
determinada, se predice la posición angular que se supone tiene el
objetivo (9) cuando el misil (3) alcanza el objetivo (9), y el
misil (3) es guiado de manera continua en una trayectoria predicha,
deseada, hacia la posición angular supuesta, en función del tiempo y
de la velocidad del misil, caracterizado porque el operador
(10), en un segundo periodo de tiempo posterior al disparo del misil
(3), sigue la posición real del misil (3) en relación con la
posición angular predicha del objetivo (9), por medio de la mira
(4) soportada por el cañón (2), de modo que, si es observada una
desviación, puede ser transmitida una orden de corrección al misil
(3) para corregir la trayectoria predicha para el misil (3).
2. Método, según la reivindicación 1,
caracterizado porque, en el segundo periodo de tiempo, la
trayectoria del misil (3) es corregida por escalones, en el sentido
contrario a la desviación observada, tras la recepción de una orden
de corrección activado por el operador.
3. Método, según la reivindicación 2,
caracterizado porque la corrección de la trayectoria del
misil (3) en el segundo período de tiempo, en el sentido contrario
a la desviación observada, se lleva a cabo en uno o dos
escalones.
4. Método, según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la
velocidad angular del objetivo, estimada en el primer periodo de
tiempo, es corregida en el segundo periodo de tiempo, siendo
corregida la trayectoria del misil (3) en proporción a la distancia
de disparo, lo que tiene como resultado una corrección por
escalones, en el sentido contrario a la desviación observada, tras
la recepción de una orden de corrección activada por el operador
(10).
5. Método, según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la
corrección de la trayectoria del misil (3), basada en órdenes
enviadas por el operador (10), se lleva a cabo para distancias de
objetivo mayores que 300 metros.
6. Sistema de guiado para guiar un misil
disparado por un operador (10) desde un cañón (2) de un arma (1)
contra un objetivo (9) y que consta de un cañón (2) del arma (1)
soportando una mira (4), que comprende medios para determinar (24,
25) la velocidad angular del objetivo (9) en un primer periodo de
tiempo antes del disparo del misil (3) cuando un operador (10) hace
un seguimiento del misil, en función del registro de una primera
posición angular y de una segunda posición angular y del intervalo
de tiempo entre éstas, medios para predecir (21) la posición del
objetivo (9) cuando se espera que el misil (3) alcance el objetivo
(9), en función de la velocidad angular determinada, y medios para
predecir (21) la trayectoria deseada, caracterizado porque
se dispone una conexión (17, 19) de comunicaciones para transmitir
cualesquiera órdenes de corrección desde el operador (10) hasta el
misil (3) en un segundo periodo de tiempo posterior al disparo del
misil (3) para la corrección de la trayectoria predicha para el
misil (3) en función de las observaciones del operador (10) por
medio de la mira (4) soportada por el cañón (2).
7. Sistema de guiado, según la reivindicación 6,
caracterizado porque la conexión (17, 19) de comunicaciones
en el lado de transmisión está conectada al mecanismo de disparo del
misil mediante un descodificador (16) que, en función de órdenes de
corrección en forma de pulsaciones del mecanismo (6) de disparo,
identifica las órdenes de corrección y, a través de un transmisor
(17), envía la información al misil (3).
8. Sistema de guiado, según la reivindicación 6,
caracterizado porque la conexión (17, 19) de comunicaciones
en el lado de recepción, situada en el misil (3), consiste en un
receptor (20) para recibir las órdenes de corrección procedentes
del operador y en una unidad informática (21) conectada al
receptor.
9. Sistema de guiado, según la reivindicación 8,
caracterizado porque la unidad informática (21) está
dispuesta para utilizar algoritmos comunes de control con el fin de
guiar el misil en la trayectoria deseada, predicha, a través de un
dispositivo de control (23) incorporado en el misil, preferentemente
con propulsión por gas caliente a través de válvulas o con
superficies aerodinámicas de control, en función de órdenes de
corrección recibidas y de información procedente de los sensores de
inercia del misil.
10. Sistema de guiado, según cualquiera de las
reivindicaciones precedentes 6 a 9, caracterizado porque la
conexión (17, 19) de comunicaciones funciona con luz láser.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE9902924 | 1999-08-18 | ||
| SE9902924A SE517023C2 (sv) | 1999-08-18 | 1999-08-18 | Förfarande för styrning av en robot och ett styrsystem för styrning av en robot |
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ID=20416684
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES00952120T Expired - Lifetime ES2331906T3 (es) | 1999-08-18 | 2000-08-09 | Metodo y sistema de guiado para guiar un misil. |
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| US (1) | US6672533B1 (es) |
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| ES (1) | ES2331906T3 (es) |
| SE (1) | SE517023C2 (es) |
| WO (1) | WO2001014820A1 (es) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2435797R1 (es) * | 2012-05-30 | 2014-04-11 | Electrónica Falcón, S.A. | Equipo de seguridad de caza, y procedimiento de funcionamiento de dicho equipo |
| CN117663914A (zh) * | 2023-11-23 | 2024-03-08 | 西安现代控制技术研究所 | 一种360°全方位攻击目标的制导方法 |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7604206B2 (en) | 2001-11-19 | 2009-10-20 | Samsung Electronics Co., Ltd. | Monitor improved in a tilting and combining structure |
| KR100520060B1 (ko) * | 2002-05-28 | 2005-10-11 | 삼성전자주식회사 | 모니터장치 |
| US6676071B1 (en) * | 2002-06-21 | 2004-01-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Gliding vehicle guidance |
| KR100465792B1 (ko) * | 2002-07-06 | 2005-01-13 | 삼성전자주식회사 | 디스플레이장치 |
| KR100512718B1 (ko) * | 2002-07-16 | 2005-09-07 | 삼성전자주식회사 | 모니터장치 |
| KR100630969B1 (ko) | 2002-08-24 | 2006-10-02 | 삼성전자주식회사 | 디스플레이장치 |
| KR100476090B1 (ko) * | 2002-09-27 | 2005-03-11 | 삼성전자주식회사 | 모니터장치 |
| KR100482007B1 (ko) * | 2002-09-28 | 2005-04-13 | 삼성전자주식회사 | 모니터장치 |
| KR100770981B1 (ko) * | 2002-10-30 | 2007-10-30 | 삼성전자주식회사 | 디스플레이의 스탠드 |
| KR100500234B1 (ko) * | 2002-11-05 | 2005-07-11 | 삼성전자주식회사 | 디스플레이장치 |
| KR100826605B1 (ko) * | 2002-11-11 | 2008-04-30 | 삼성전자주식회사 | 모니터장치 |
| KR100770984B1 (ko) * | 2003-05-23 | 2007-10-30 | 삼성전자주식회사 | 디스플레이 장치 |
| US6889934B1 (en) * | 2004-06-18 | 2005-05-10 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for guiding munitions |
| US7249730B1 (en) * | 2004-09-23 | 2007-07-31 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | System and method for in-flight trajectory path synthesis using the time sampled output of onboard sensors |
| US7755011B2 (en) * | 2006-06-23 | 2010-07-13 | Lockheed Martin Corporation | Target maneuver detection |
| JP4709101B2 (ja) * | 2006-09-01 | 2011-06-22 | キヤノン株式会社 | 自動追尾カメラ装置 |
| US8686326B1 (en) * | 2008-03-26 | 2014-04-01 | Arete Associates | Optical-flow techniques for improved terminal homing and control |
| US9127908B2 (en) | 2009-02-02 | 2015-09-08 | Aero Vironment, Inc. | Multimode unmanned aerial vehicle |
| RU2413918C1 (ru) * | 2009-07-29 | 2011-03-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ формирования сигналов управления ракетой |
| JP5865247B2 (ja) | 2009-09-09 | 2016-02-17 | エアロバイロメント, インコーポレイテッドAerovironment, Inc. | 可搬型ｒｆ透過性発射筒を有する遠隔操作無人航空機レポート抑制発射機のためのシステムおよび装置 |
| US8237095B2 (en) * | 2010-02-24 | 2012-08-07 | Lockheed Martin Corporation | Spot leading target laser guidance for engaging moving targets |
| US8849483B2 (en) * | 2011-04-13 | 2014-09-30 | California Institute Of Technology | Target trailing with safe navigation with colregs for maritime autonomous surface vehicles |
| JP5634355B2 (ja) * | 2011-08-29 | 2014-12-03 | 株式会社東芝 | 目標追跡システムとそのプログラム及び方法、角度追跡装置とそのプログラム及び方法、目標追跡装置とそのプログラム及び方法 |
| US9170070B2 (en) | 2012-03-02 | 2015-10-27 | Orbital Atk, Inc. | Methods and apparatuses for active protection from aerial threats |
| US11947349B2 (en) | 2012-03-02 | 2024-04-02 | Northrop Grumman Systems Corporation | Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats |
| US9501055B2 (en) | 2012-03-02 | 2016-11-22 | Orbital Atk, Inc. | Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats |
| US11313650B2 (en) | 2012-03-02 | 2022-04-26 | Northrop Grumman Systems Corporation | Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats |
| CN103591416B (zh) * | 2012-08-17 | 2015-12-09 | 深圳迈瑞生物医疗电子股份有限公司 | 一种锁定器及其支撑臂和超声成像系统 |
| RU2544281C1 (ru) * | 2013-11-06 | 2015-03-20 | Василий Васильевич Ефанов | Самолетная прицельная система для ближнего воздушного боя |
| RU2564051C1 (ru) * | 2014-06-25 | 2015-09-27 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ стрельбы по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой |
| RU2657356C1 (ru) * | 2017-05-23 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ одновременного наведения управляемых ракет с лазерными полуактивными головками самонаведения и устройство для его осуществления |
| RU2726301C1 (ru) * | 2019-08-16 | 2020-07-13 | Закрытое акционерное общество "МНИТИ" (ЗАО "МНИТИ") | Вертолетный комплекс современного бортового вооружения |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1377733A (en) | 1961-03-24 | 1974-12-18 | British Aircraft Corp At Ltd | Control of guided missiles |
| NL132546C (es) * | 1961-11-06 | |||
| US3567163A (en) * | 1964-10-08 | 1971-03-02 | Martin Marietta Corp | Guidance system |
| GB1605342A (en) | 1969-11-13 | 1992-01-02 | British Aerospace | Improvements relating to missile guidance systems |
| US4288049A (en) * | 1971-01-19 | 1981-09-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Remote targeting system for guided missiles |
| US3737122A (en) | 1971-05-07 | 1973-06-05 | Singer General Precision | Tactical missile range control system |
| US3807658A (en) * | 1972-10-20 | 1974-04-30 | Us Army | Rate transmittal method for beamrider missile guidance |
| US3995792A (en) * | 1974-10-15 | 1976-12-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Laser missile guidance system |
| US4018405A (en) * | 1974-10-18 | 1977-04-19 | Northrop Corporation | Vehicle guidance control link utilizing light beam |
| US4008869A (en) | 1976-01-07 | 1977-02-22 | Litton Systems, Inc. | Predicted - corrected projectile control system |
| FR2344807A1 (fr) | 1976-03-17 | 1977-10-14 | Realisa Electroniques Et | Dispositif de visee pour poste de tir de projectiles |
| DE2650380A1 (de) * | 1976-11-03 | 1978-05-11 | Licentia Gmbh | Verfahren zur endphasenlenkung von ballistischen geschossen |
| IT1069331B (it) | 1976-11-18 | 1985-03-25 | Galileo Spa Off | Dispositivo per il calcolo der cursore angolare orizzontale per congegni ottici telemetrici di punta mento portatili con visualizzazione tramite dispositivo elettronico a stato solido |
| DE3002580C2 (de) | 1980-01-25 | 1987-07-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Optisches Zielgerät |
| DE3213235A1 (de) | 1982-04-08 | 1983-10-13 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Visiereinrichtung |
| GB2302224B (en) | 1982-07-30 | 1997-07-02 | Secr Defence | Gun-launched guided projectile system |
| US5102065A (en) * | 1988-02-17 | 1992-04-07 | Thomson - Csf | System to correct the trajectory of a projectile |
| NL8801917A (nl) * | 1988-08-02 | 1990-03-01 | Hollandse Signaalapparaten Bv | Koerscorrectiesysteem voor in baan corrigeerbare voorwerpen. |
| US5131602A (en) * | 1990-06-13 | 1992-07-21 | Linick James M | Apparatus and method for remote guidance of cannon-launched projectiles |
| DE4425285C2 (de) * | 1994-07-16 | 1997-04-17 | Rheinmetall Ind Ag | Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von drallstabilisierten Geschossen |
| FR2736146B1 (fr) | 1995-06-28 | 1997-08-22 | Aerospatiale | Systeme de guidage en alignement d'un missile sur une cible |
-
1999
- 1999-08-18 SE SE9902924A patent/SE517023C2/sv not_active IP Right Cessation
-
2000
- 2000-08-09 DE DE60043114T patent/DE60043114D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-09 AT AT00952120T patent/ATE445136T1/de not_active IP Right Cessation
- 2000-08-09 WO PCT/SE2000/001557 patent/WO2001014820A1/en not_active Ceased
- 2000-08-09 US US10/049,674 patent/US6672533B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-09 EP EP00952120A patent/EP1218685B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-09 ES ES00952120T patent/ES2331906T3/es not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2435797R1 (es) * | 2012-05-30 | 2014-04-11 | Electrónica Falcón, S.A. | Equipo de seguridad de caza, y procedimiento de funcionamiento de dicho equipo |
| CN117663914A (zh) * | 2023-11-23 | 2024-03-08 | 西安现代控制技术研究所 | 一种360°全方位攻击目标的制导方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1218685B1 (en) | 2009-10-07 |
| ATE445136T1 (de) | 2009-10-15 |
| WO2001014820A1 (en) | 2001-03-01 |
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| US6672533B1 (en) | 2004-01-06 |
| DE60043114D1 (de) | 2009-11-19 |
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| SE517023C2 (sv) | 2002-04-02 |
| EP1218685A1 (en) | 2002-07-03 |
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