Управляемый боеприпас

Авторы патента:

Бальзамов Игорь Анатольевич (RU)

Елесин Владимир Павлович (RU)

Шигин Александр Викторович (RU)

Любомудров Александр Александрович (RU)

Шнейдер Анатолий Владимирович (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 2595748:

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

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе. Носовой обтекатель боеприпаса снабжен корпусом с устройством разделения. Боеприпас снабжен блоком точного наведения, например головкой самонаведения, расположенным непосредственно за носовым обтекателем так, что корпус с устройством разделения размещается между системой спутниковой навигации и блоком точного наведения. Передняя часть корпуса жестко связана с системой спутниковой навигации, задняя часть корпуса с устройством разделения закреплена на блоке точного наведения с обеспечением возможности отделения носового обтекателя на траектории. В каналах, выполненных в корпусе устройства разделения, проложены электрические транзитные цепи, соединяющие систему спутниковой навигации и электронную аппаратуру управления. Достигается повышение точности при стрельбе боеприпасом. 1 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым боеприпасам.

Известен управляемый артиллерийский снаряд 3ОФ39 (152-мм выстрел 3ВОФ64 (3ВОФ93) с осколочно-фугасным управляемым артиллерийским снарядом 3ОФ39 с зарядом №1 (уменьшенным переменным зарядом). Техническое описание и инструкция по эксплуатации 3ВОФ64.00.00.000ТО (3ВОФ93.00.00.000ТО) - М.: Военное издательство, 1990 г., с. 6-25). Снаряд 3ОФ39 содержит блок точного наведения - головку самонаведения, который позволяет получать прямые попадания в малоразмерные, как неподвижные, так и движущиеся цели на дальностях до 20 км. Стрельба снарядом 3ОФ39 на дальности свыше 20 км технически возможна, однако при увеличении дистанции стрельбы, возрастает рассеивание снарядов. Большое рассеивание резко снижает вероятность попадания снаряда в зону, в которой головка самонаведения сможет осуществить захват цели и наведение снаряда. Таким образом, применение снаряда 3ОФ39 по целям, расположенным на больших дистанциях, невозможно из-за резкого снижения вероятности прямого попадания и, соответственно, поражения цели.

Известен также боеприпас с приемной антенной системы спутниковой навигации по патенту US 6615734 ВВ (заявка 951244 с приоритетом от 13.09.2001 г.), который является прототипом данного предлагаемого изобретения.

Боеприпас содержит антенну приемника сигналов спутниковой навигационной системы. Антенна установлена в носовом обтекателе снаряда, причем диполи антенны направлены в сторону полета снаряда.

Боеприпас, содержащий систему наведения по сигналам спутниковой навигационной системы, способен корректировать траекторию своего полета, определяя свои координаты и приближая траекторию к расчетной. Наведение по сигналам спутниковой навигационной системы позволяет снизить рассеивание снарядов при стрельбе на большие дистанции, но при этом такой боеприпас не может точно попасть в малоразмерную цель, это связано с погрешностью определения наземных координат спутниковой навигационной системой (отклонение может составлять от нескольких метров до нескольких десятков метров). Также такой боеприпас неспособен обеспечить прямое попадание в цель из-за отсутствия в системе управления элементов наведения на цель. Невозможность прямого попадания значительно снижает вероятность гарантированного поражения цели.

Задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение точности при стрельбе управляемым боеприпасом на большие дистанции. Это достигается тем, что в управляемом боеприпасе, содержащем электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе, носовой обтекатель снабжен корпусом с устройством разделения. Управляемый боеприпас снабжен блоком точного наведения, например головкой самонаведения, расположенным непосредственно за носовым обтекателем, так что корпус с устройством разделения размещается между системой спутниковой навигации и блоком точного наведения. При этом передняя часть корпуса устройства разделения жестко связана с системой спутниковой навигации, а задняя часть корпуса устройства разделения закреплена на блоке точного наведения с обеспечением возможности отделения устройства на траектории. В корпусе устройства разделения выполнены каналы, в которых проложены провода, осуществляющие транзитные электрические соединения спутниковой навигационной системы с электронной аппаратурой управления, преобразующей сигналы, принимаемые системой спутниковой навигации и блоком точного наведения, в команды, исполняемые органами управления боеприпаса. Электронная аппаратура управления может располагаться как в блоке точного наведения в виде интегрированного элемента, так и в другом месте управляемого боеприпаса.

Техническая задача решается за счет того, что носовой обтекатель, снабженный корпусом с устройством разделения, размещенным между системой спутниковой навигации и блоком точного наведения, позволяет отделить систему спутниковой навигации от боеприпаса на траектории в момент завершения инерциального наведения по сигналам спутниковой навигационной системы и подключить к работе блок точного самонаведения. Отделение происходит по сигналу электронной аппаратуры управления, когда снаряд выходит в зону захвата цели, где возможно осуществить самонаведение боеприпаса на цель.

Транзитные электрические соединения спутниковой навигационной системы с электронной аппаратурой управления, проложенные в каналах, выполненных в корпусе устройства разделения, позволяют передавать информацию со спутниковой навигационной системы на электронную аппаратуру управления, а также осуществлять электрическое питание спутниковой навигационной системы.

Блок точного наведения, содержащийся в управляемом боеприпасе, осуществляет управление боеприпасом на участке самонаведения и позволяет обеспечить прямое попадание боеприпаса в малоразмерные, как неподвижные, так и движущиеся цели.

Изобретение поясняется чертежом.

На чертеже представлен общий вид носовой части боеприпаса.

Управляемый боеприпас включает в себя электронную аппаратуру управления 1, носовой обтекатель 2, содержащий систему спутниковой навигации 3 с антенной 4 и корпус 5 с устройством разделения 6. За носовым обтекателем 2 расположен блок точного наведения 7 (например, головка самонаведения). Корпус 5 размещен между системой спутниковой навигации 3 и блоком точного наведения 7 таким образом, что передняя часть корпуса 5 жестко связана с системой спутниковой навигации 3, а задняя часть закреплена на блоке точного наведения способом (например, разрывными винтами), обеспечивающим возможность отделения носового обтекателя 2 на траектории. В корпусе 5 выполнены сквозные каналы 8, в которых проложены провода 9, осуществляющие транзитные электрические соединения спутниковой навигационной системы 3 с электронной аппаратурой управления 1.

При движении управляемого боеприпаса на начальном участке траектории происходит инерциальное наведение боеприпаса по сигналам спутниковой навигационной системы 3. Информация, принятая спутниковой навигационной системой 3, через антенну 4, по транзитным проводам 9 поступает в электронную аппаратуру управления 1, которая преобразует ее в команды на органы управления боеприпаса таким образом, чтобы свести к минимуму отклонение фактической траектории движения боеприпаса от расчетной. При стрельбе на большие дистанции это позволяет гарантированно привести боеприпас в зону захвата цели, где возможно осуществить самонаведение боеприпаса на цель. Непосредственно перед входом боеприпаса в зону захвата цели по команде с электронной аппаратуры 1 срабатывает устройство разделения 6, в результате носовой обтекатель 2 отделяется от боеприпаса. После отделения носового обтекателя 2 управление движением боеприпаса переходит к блоку точного наведения 7, который осуществляет самонаведение, обеспечивая прямое попадание боеприпаса в цель.

Таким образом, использование в управляемом боеприпасе блока точного наведения, а также носового обтекателя, содержащего систему спутниковой навигации, снабженного корпусом с устройством разделения, позволяет повысить точность стрельбы управляемым боеприпасом на большие дистанции.

Управляемый боеприпас, содержащий электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе, отличающийся тем, что носовой обтекатель боеприпаса снабжен корпусом с устройством разделения, а сам боеприпас снабжен блоком точного наведения, например головкой самонаведения, расположенным непосредственно за носовым обтекателем так, что корпус с устройством разделения размещается между системой спутниковой навигации и блоком точного наведения, при этом передняя часть корпуса жестко связана с системой спутниковой навигации, задняя часть корпуса с устройством разделения закреплена на блоке точного наведения с обеспечением возможности отделения носового обтекателя на траектории, а в каналах, выполненных в корпусе устройства разделения, проложены электрические транзитные цепи, соединяющие систему спутниковой навигации и электронную аппаратуру управления.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Корпус боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором // 2593664

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Привод рулевой // 2591005

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты.

Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя // 2585395

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Способ отделения маршевой ступени летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2584401

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета.

Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда // 2581097

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом.

Крылатая ракета, в частности - противокорабельная (варианты) // 2580376

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны.

Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления // 2579409

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей.

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.

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.

Беспилотный летательный аппарат (варианты) и способ его работы // 2597740

Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель. Корпус и баки аппарата выполнены из радиопрозрачного материала. Аппарат имеет воздушно-винтовой движитель. Все радионепрозрачные элементы аппарата закрыты кожухом стелс-формы. Аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения и электродвигатели воздушного винта. Выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад. Выхлопная система имеет теплоизолирующие продольные створки выхлопа, имеющие возможность закрываться. Силовой набор корпуса аппарата выполнен из радиопрозрачного материала. Силовой набор корпуса и чехол стелс-формы имеют камуфляжную окраску. Выхлоп и воздушный поток системы охлаждения направлены вниз или вниз-назад. При обнаружении облучения радиолокатором противника аппарат выключает основной двигатель, закрывает теплоизолирующие продольные створки и включает электродвигатель, отключив муфту основного двигателя и включив муфту электродвигателя или электродвигателей. Достигается снижение заметности и повышение дальности полета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Раскладываемая аэродинамическая поверхность // 2599677

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части. Корневая часть закреплена на поворотной оси раскладываемой аэродинамической поверхности и содержит установленные и соединенные осью шатун и поршень. Шатун установлен с возможностью поворота относительно оси. Поршень установлен с возможностью возвратно-поступательного движения вдоль поворотной оси. Корневая и раскладываемая части соединены кулисами, одна из которых является центральной и соединяется с шатуном осью, а другие расположены по обе стороны от нее. Кулисы установлены с возможностью поворота на осях, расположенных перпендикулярно поворотной оси и параллельно хорде аэродинамической поверхности. Обеспечивает раскладывание при повышенных аэродинамических нагрузках за минимальное время при минимальных компоновочных характеристиках. 6 ил.

Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия и реализующее устройство // 2603334

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия. Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия включает: подключение источника питания к схеме управления полетом пули, при выстреле фиксируют отклонение пули от центра цели, подсвеченного лазером, преобразованный сигнал с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейки. Конструктивно устройство содержит оптическую систему, позиционно-чувствительную фотолинейку (ПЧФ) с зарядовой связью, усилитель-нормализатор, генератор линейно изменяющегося напряжения, датчик импульсов управления, усилитель-нормализатор пороговое устройство, датчик импульсов управления, счетчик импульсов, электронный ключ, выход которого через усилитель-формирователь подключен к входу привода аэродинамического руля. Технический результат - улучшение управляемости вращающейся пули и повышение точности нарезного стрелкового оружия за счет реализации управления пулей на всем протяжении ее полета от ствола оружия до цели. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Способ регулирования номинального тока управляющего электромагнита привода летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2606213

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования. Задачей группы изобретений является снижение энергопотребления рулевым приводом при увеличении мощности управляющего электромагнита (УЭМ) с целью повышения его быстродействия. В предлагаемом способе регулирования номинального тока управляющего электромагнита (УЭМ) широтно-импульсный модулированный сигнал (ШИМ-сигнал) управления подвергают дополнительной модуляции, при которой после срабатывания УЭМ в соответствии с указанным сигналом управления через время t0 формируют сигнал на отключение тока в возбужденной обмотке УЭМ длительностью Тотк, по истечении которого формируют сигнал на включение тока в указанной обмотке длительностью Твкл. Цикл сигналов длительностью Тотк и Твкл повторяют до момента отключения обмотки в соответствии с сигналом управления. При этом длительность t0, Тотк и Твкл подбирают таким образом, чтобы номинальный ток был больше тока срабатывания в момент прихода якоря УЭМ на упор. Устройство для осуществления указанного способа содержит источник питания, формирователь ШИМ-сигнала управления, выход которого подключен к первому входу схемы совпадения, последовательно соединенные нагрузку в виде обмотки УЭМ и электронный ключ, управляющий вход (база транзистора) которого подключен к выходу схемы совпадения, а эмиттерный вывод - к одному из выводов источника питания. В устройство введены генератор тактовых импульсов и регулятор тока, состоящий из счетчика, выходы D3, D4, D15 которого подключены соответственно ко входам элемента ИЛИ, выход которого подключен ко второму входу схемы совпадения, и двух последовательно включенных D-триггеров, выходы «О» которых через элемент ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ подключены к «RST» входу счетчика, а входы «С» D-триггеров и счетчика подключены к генератору тактовых импульсов, причем «D» вход первого D-триггера подключен к выходу формирователя ШИМ-сигнала управления, а второй вывод обмотки УЭМ подключен к другому выводу источника питания. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Адаптивный цифровой спектральный селектор цели // 2612650

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе. При этом в каждый канал введены последовательно соединенные корректоры сигналов в виде дифференцирующего устройства второго дифференцирования и бинарного квантователя, управляемые кодом делители напряжений, компараторы и анализаторы с переменными логическими переключательными функциями. Также введен задатчик коэффициентов деления делителей и логических функций анализаторов, причем первый выход задатчика подключен к входу управления делителей, а второй к входу задания логических функций анализаторов. 4 ил.

Ракета // 2613391

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

Бикалиберная ракета (варианты) // 2616206

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени. Маршевая ступень и двигатель связаны между собой разрывным винтом, усилие разрыва которого меньше усилия разрушения механической связи между двигателем и переходным обтекателем и больше усилия от перегрузок, действующих на маршевую ступень при эксплуатации, а также меньше разности аэробаллистических сил, действующих на разгонный двигатель и подкалиберную маршевую ступень в полете в конце разгона. Бикалиберная ракета (вариант 2) содержит разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью. Маршевая ступень и разгонный двигатель связаны между собой стыковочным узлом, выполненным в виде штока, закрепленного на торце маршевой ступени и установленного во втулку, закрепленную в донной части телескопического соединения двигателя. Шток и втулка зафиксированы между собой штифтом, сила срезания которого больше силы, действующей на маршевую ступень при эксплуатации, и меньше силы, действующей на маршевую ступень в процессе разгона, а между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры, величины которых не менее хода, необходимого для срезания штифта. Изобретение позволяет повысить надежность демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и упростить конструкцию ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Сверхзвуковой летательный аппарат и способ реализации его полета // 2619361

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Узел соединения отделяемых частей летательного аппарата // 2619611

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Раструб, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками, для гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом // 2620851

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм. В способе гидрогазодинамического управления усилие для приведения в действие передается по меньшей мере через один рычажно-тяговый механизм по меньшей мере одной управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления, прямо или косвенно соединенной с ним. Техническим результатом группы изобретений является минимизация динамического сопротивления, улучшение маневренности и увеличение дальности действия ракеты или снаряда. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.