Способ испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров и устройство для его осуществления

Авторы патента:

Кушников Дмитрий Вячеславович (RU)

Образумов Владимир Иванович (RU)

Овсенев Сергей Сергеевич (RU)

Фимушкин Валерий Сергеевич (RU)

Семашкина Раиса Михайловна (RU)

F42B15/00 - Реактивные снаряды, например ракеты; управляемые снаряды (F42B 10/00,F42B 12/00,F42B 14/00 имеют преимущество; тренировочные или учебные снаряды F42B 8/12; ракеты-торпеды F42B 17/00; морские торпеды F42B 19/00; космические транспортные средства B64G; реактивные двигатели F02K)

Владельцы патента RU 2560170:

Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике и может быть использована в комплексах полигонной отработки летательных аппаратов (ЛА) (управляемых ракет или снарядов).

Испытания современных летательных аппаратов - процесс дорогостоящий, требующий значительных материальных, временных затрат. Для оценки применяемых при конструировании ЛА технических решений необходимо получать достоверные и наиболее полные данные о функционировании ЛА и его блоков на всех этапах испытаний ЛА.

Известен способ испытаний ракеты с телеметрической системой регистрации ее основных параметров, в котором с функциональных блоков ракеты считывается телеметрическая информация, поступает в бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), где преобразуется в цифровой двоичный код, из которого формируются информационные пакеты в двоичном коде о каждом регистрируемом параметре. В процессе полета ракеты БТПМ излучает информационные пакеты в двоичном коде о каждом регистрируемом параметре. Цифровая последовательность кодов поступает через БТПМ, антенную систему по радиоканалу в наземный приемный пункт (НПП) наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, в котором производится прием информации, ее обработка в режиме реального времени, патент РФ №2373486, публикация 2009 г., 20 ноября, кл. МПК F42B 15/00 /1/.

При реализации данного способа используют наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации, содержащую НПП с антенной, и ракету с телеметрической системой регистрации ее основных параметров, содержащую функциональные блоки, аппаратуру управления, БТПМ, состоящий из последовательно соединенных аналого-цифрового преобразователя, сигнального контроллера и многолитерного радиопередатчика, соединенного через устройство коммутации с антенной БТПМ, при этом входы аналого-цифрового преобразователя соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, а управляющий вход многолитерного радиопередатчика соединен с одним из выходов аппаратуры управления /1/.

Данные известные способ испытаний ракеты с телеметрической системой регистрации ее основных параметров и ракета с телеметрической системой регистрации ее основных параметров обеспечивают в режиме реального времени многоканальную передачу информации о параметрах функционирования блоков ракеты в процессе их испытаний и отработки. Однако при запусках ЛА на большую дальность при сложном профиле траектории из-за ограниченного раскрыва диаграммы направленности антенны НПП не обеспечивается радиовидимость ЛА на всей траектории полета, что приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициента передачи антенны НПП относительно антенны БТПМ. Эти факторы обуславливают многократное уменьшение энергетики принимаемого НПП сигнала и искажение телеметрической информации до ее полной потери на некоторых участках траектории ЛА, а также затрудняют, а порой делают невозможным обоснованный анализ функционирования основных боков и узлов ЛА в процессе его полета.

Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно обеспечение НПП телеметрической системы регистрации основных параметров надежной бесперебойной связью с ЛА на всей траектории полета при больших дальностях полета и сложных профилях траектории, устойчивого приема телеметрической информации с борта ЛА на НПП, повышение точности и достоверности результатов испытаний ЛА и проведения анализа функционирования блоков ЛА.

В способе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, включающем считывание с функциональных блоков ЛА телеметрической информации, преобразование ее в двоичный код, из которого формируют информационные пакеты о каждом регистрируемом параметре, излучение информационных пакетов в направлении HПП наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, прием и обработку в НПП информации в режиме реального времени, поставленная задача достигается тем, что перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации исходные данные: координаты положения антенны НПП и зависимость траекторных параметров ЛА от времени полета, с момента пуска и в процессе полета ЛА считывают текущие расчетные траекторные параметры ЛА в реальном масштабе времени, начало отсчета которого синхронизируют с моментом пуска ЛА, рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП, совмещают ось диаграммы направленности антенны НИИ с направлением на ЛА.

В системе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, содержащей установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, БТПМ с антенной, а в наземной аппаратуре телеметрической системы регистрации - наземный приемный пункт с антенной, при этом входы БТПМ соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, поставленная задача достигается тем, что наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом второй вход вычислителя в момент запуска ЛА параллельно с ЛА соединен со вторым выходом пульта управления.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации исходные данные: координаты положения антенны НИИ и зависимость траекторных параметров ЛА от времени полета, с момента пуска и в процессе полета ЛА считывают текущие расчетные траекторные параметры ЛА в реальном масштабе времени, начало отсчета которого синхронизируют с моментом пуска ЛА, рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП, совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП с направлением на ЛА.

Для этого наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом второй вход вычислителя в момент запуска ЛА параллельно с ЛА соединен со вторым выходом пульта управления.

Результатом всех операций является следящая диаграмма направленности антенны НПП, которая в течение полета ЛА направлена на антенну БТПМ, что обеспечивает повышенный энергетический запас радиоканала и устойчивую связь ЛА с НПП на всей траектории полета.

Данное техническое решение поясняется графическими материалами.

На фиг. схематически приведена блок-схема системы испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, с помощью которой реализуют предлагаемый способ испытаний ЛА, где

1 - летательный аппарат;

2 - функциональные блоки;

3 - аппаратура управления;

4 - БТПМ;

5 - антенна БТПМ;

6 - наземная аппаратура телеметрической системы регистрации;

7 - НПП;

8 - антенна НПП;

9 - привод наведения;

10 - вычислитель;

11 - пульт управления.

Перед пуском на заданную дальность в наземной аппаратуре телеметрической системы регистрации (6) в пульте управления (11), например, с аппаратуры спутниковой навигации, определяют координаты положения антенны НПП (8). С клавиатуры блока (11) вводят баллистические, программные данные и производят расчет траекторных параметров ЛА (1).

На основании расчетов в пульте управления (11) формируют исходные данные: координаты положения антенны НПП и зависимость траекторных параметров ЛА от времени полета и вводят их в оперативное запоминающее устройство (ОЗУ) вычислителя (10).

При запуске ЛА (1) с пульта управления (11) посредством кнопки «Выстрел» по кабелю пуска подают команду на запускающие цепи ЛА (1) и на синхронизирующий (второй) вход вычислителя (10). В блоке (10) начинается отсчет текущего времени полета ЛА t_i и считывание введенных в ОЗУ текущих расчетных траекторных параметров ЛА (1), соответствующих t_i.

При испытаниях ЛА с выходов функциональных блоков (2) телеметрические сигналы, содержащие информацию об основных параметрах ЛА (1), и управляющие сигналы аппаратуры управления (3) поступают на входы БТПМ (4). В блоке (4) по сигналам аппаратуры управления (3) согласно алгоритму управления ЛА телеметрические сигналы с выходов функциональных блоков (2) преобразуются в двоичный код и формируются в информационные пакеты о каждом регистрируемом параметре, которые излучаются посредством антенны БТПМ (4) в направлении НПП (7).

В вычислителе (10) в моменты t_i по координатам положения антенны НПП (8) и текущим траекторным параметрам ЛА (1) рассчитывают направление на ЛА (1) относительно положения антенны НПП (8). На выходе вычислителя (10) формируют пропорциональный данному направлению сигнал и подают его на вход привода наведения (9), соединенного с антенной НПП (8). Привод наведения (9) по поступившему сигналу разворачивает антенну НПП (8) таким образом, чтобы ось диаграммы направленности антенны НПП (8) совместилась с рассчитанным направлением на ЛА (1). Результатом всех операций является следящая диаграмма направленности антенны НПП, ось которой направлена на ЛА (1). При этом шаг отсчета времени At_i выбирают из необходимой точности слежения диаграммы направленности антенны НПП (8) за ЛА (1).

НПП (7) посредством антенны НПП (8) принимает сигналы с борта ЛА (1), расшифровывает поступившие данные о параметрах функциональных блоков (2) и обрабатывает телеметрическую информацию. Ось диаграммы направленности антенны НПП (8) направлена на ЛА (1), что обеспечивает работу антенны НПП с коэффициентом направленного действия, близким к максимальному, следовательно, и устойчивость связи между НПП (7) и БТПМ (4) на всей траектории полета ЛА.

В предлагаемом устройстве функциональные блоки (2), аппаратура управления (3), БТПМ (4), антенна БТПМ (5), НПП (7), антенна НПП (8) могут быть выполнены, например, аналогично блокам прототипа /1/. Привод наведения (10) может быть выполнен, например, как следящий привод постоянного тока, Л.В. Рабинович, Б.И. Петров, В.Г. Терсков и др. Проектирование следящих систем, под ред. Л.В. Рабиновича. М., Машиностроение, 1969, стр.86-87, /2/. В качестве вычислителя (10) и пульта управления (11) может быть применена, например, малогабаритная ЭВМ типа «Багет» аналогично пульту управления орудием, патент РФ №2247297, публикация 27.02.2005 г., кл. МПК F41G 5/00, 7/22 /3/.

Таким образом, использование предлагаемых способа испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров и устройства для его осуществления позволяет обеспечить НПП надежной бесперебойной связью с ЛА на всей траектории полета и устойчивым приемом телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях траектории, повысить точность и достоверность результатов испытаний ЛА и проведения анализа функционирования блоков ЛА.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, содержащая установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной, а в наземной аппаратуре телеметрической системы регистрации - наземный приемный пункт с антенной, при этом входы БТПМ соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, отличающаяся тем, что наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом второй вход вычислителя в момент запуска ЛА параллельно с ЛА соединен со вторым выходом пульта управления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута.

Ракета в транспортно-пусковом контейнере // 2554917

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках.

Способ испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров и устройство для его осуществления // 2550870

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП).

Ракета // 2548957

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок.

Способ старта летательного аппарата (варианты) // 2547963

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Управляемая ракета // 2546740

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Вращающаяся крылатая ракета // 2544446

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Управляемый снаряд // 2542692

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Управляемая ракета // 2542679

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Блок системы управления реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей // 2541552

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета // 2561319

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

Космическая головная часть // 2564458

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Корректируемая минометная мина // 2566707

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания. При этом мина снабжена датчиком обнаружения и распознавания танкоопасной живой силы, расположенным в обтекателе корпуса и выполненным с возможностью работы на длине волны 3-5 мкм, причем выход датчика соединен со входом системы наведения на цель, и выдвижной штангой с приводом, установленной в обтекателе корпуса и выполненной с возможностью механического воздействия на взрыватель для приведения его в действие при соприкосновении штанги с целью или поверхностью земли. Обеспечивается повышение эффективности поражения танкоопасной живой силы противника. 1 ил.

Космическая головная часть // 2567981

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения. Изобретение позволяет сократить цикл сборки космической головной части. 2 ил.

Управляемая пуля в пусковом контейнере // 2568823

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель. Между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере. Маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка. Достигается повышение эффективности управляемой пули. 5 ил.

Бикалиберная управляемая ракета // 2569995

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель. Двигатель телескопически соединен с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Двигатель снабжен кольцевым насадком с конической наружной поверхностью. Насадок установлен на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. Насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей. Вкладыши установлены с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом. Достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ управления движением аэробаллистического летательного аппарата по заданной пространственной траектории // 2571567

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов. Техническим результатом является повышение статической и динамической точности системы управления траекторией движения летательного аппарата по заданной программной траектории. В способе управления движением аэробаллистического летательного аппарата (ЛА) по заданной пространственной траектории в ходе предполетной подготовки из всего массива опорных точек производят выбор нескольких узловых точек, параметры которых до начала движения вводят в память бортового вычислительного устройства ЛА в форме матрицы М. После начала движения участки заданной траектории между узловыми точками аппроксимируют с помощью кубического сплайна Эрмита, а управление движением ЛА осуществляют при помощи метода пропорционального сближения, пользуясь матрицей М. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов с релейным рулевым приводом и устройство для его осуществления // 2574500

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели. Формируют сигнал управления на рулевой привод руль-машинки (РМ). Формируют опорный сигнал по определенному закону, вращают фазу опорного сигнала или сигнала РМ, перемножают опорный сигнал и сигнал РМ, заполняют полученный после перемножения сигнал счетными импульсами. Формируют сигнал свертки определенным образом. Определяют модуль коэффициента команды фиксацией экстремума сигнала свертки, а фазу - фиксацией угла фазового сдвига между опорным сигналом и сигналом сверки в момент пересечения им нулевого уровня. Устройство для определения коэффициента команды содержит приводы вращения ракеты вокруг оси крена, датчик опорного сигнала и последовательности счетных импульсов, фазовращатель, блок свертки с перемножителем, усилитель-ограничитель, фазометр, блок фиксации экстремума сигнала свертки, соединенные определенным образом. Обеспечивается упрощение измерений коэффициента команды и фазовой ошибки ракеты или снаряда. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ полета ракеты // 2577739

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Переносной тактический боеприпас // 2577831

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели. На корпусе боеприпаса размещены система автономного наведения и устройство перемещения, обеспечивающее управляемое перемещение боеприпаса в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включая режим зависания в воздухе. Система автономного наведения включает соединенные между собой контроллер управления перемещением, навигационную систему, приемник навигационной системы, блок ввода и хранения параметров цели. Кумулятивный боевой элемент установлен таким образом, что его продольная ось располагается вертикально при горизонтальном полете боеприпаса. Достигается повышение эффективности боеприпаса. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.