RU2548687C1 - Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления - Google Patents
Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2548687C1 RU2548687C1 RU2013159225/28A RU2013159225A RU2548687C1 RU 2548687 C1 RU2548687 C1 RU 2548687C1 RU 2013159225/28 A RU2013159225/28 A RU 2013159225/28A RU 2013159225 A RU2013159225 A RU 2013159225A RU 2548687 C1 RU2548687 C1 RU 2548687C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- input
- output
- missile
- delay time
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления
(57) Реферат
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракет при наличии в сигналах координат помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену. Для этого сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи. При этом регулировка времени запаздывания обратно пропорциональна частоте вращения по крену, обеспечивает подавление помехи переменной частоты, изменяющейся в процессе полета ракеты. В системе наведения вращающейся ракеты дополнительно введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 3ил.
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР.
Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.
Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, совмещенной с линией визирования цели (ЛВЦ), формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей /патент RU №2107879, МПК6 F41G 7/00, 7/24, 27.03.98/.
СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.
Аналогично лучевым СН осуществляется управление ракетой в командных СН с тем лишь различием, что формирование сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно ЛВЦ, производится на пусковой установке (командном пункте), и затем он передается на борт ракеты по линии связи /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.29/.
Недостатком этих способов является формирование сигналов управления пропорционально только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения сигналы управления, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты /патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, заключающийся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение рулей ракеты.
СН /патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/, реализующая этот способ, включает последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и ЛВЦ, звено с регулируемым временем запаздывания (ЗРЗ), суммирующий усилитель (СУ), модулятор и привод руля (ПР), причем второй вход СУ соединен с выходом ФСР, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала (БВСК), выход которого соединен со вторым входом модулятора, и измеритель периода (ИП), вход которого соединен с выходом БВСК, а выход соединен со вторым входом ЗРЗ, по которому осуществляется регулировка времени запаздывания τ.
В известном способе обеспечивается формирование сигнала управления, пропорционального отклонению ракеты от ЛВЦ (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат), и производной этого отклонения. Результирующий суммарный сигнал управления UΣ(t) на выходе СУ имеет вид:
где t - текущее полетное время;
U(t) - сигнал рассогласования на выходе ФСР;
U(t-τ) - сдвинутый на время запаздывания τ сигнал рассогласования U(t);
k - постоянный коэффициент (значение к выбирается 2…5).
Параметры k, τ определяют степень дифференцирования отклонения. Регулировка времени запаздывания τ от периода вращения ракеты по крену, измеряемого ИП, на вход которого поступает сигнал с БВСК, обеспечивает изменение дифференцирующих свойств в зависимости от изменения характеристик ракеты (скорость, частота собственных колебаний) по полету.
Модуляция суммарного сигнала UΣ периодическим по углу крена сигналом с БВСК преобразует сигнал управления из системы координат, связанной с ЛВЦ, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой, который преобразуется ПР в отклонение руля ракеты.
Данный способ обеспечивает снижение чувствительности СУ к высокочастотным помехам в целом по сравнению с применением традиционных дифференцирующих устройств и отсутствие «подчеркивания» помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену и частотах, кратных удвоенной частоте вращения по крену. Амплитудная частотная характеристика (АЧХ) блока, состоящего из ЗРЗ и СУ, на указанных частотах при реализации способа равна единице.
В СН рассматриваемого класса возможно наличие в сигнале рассогласования случайных помех на различных частотах, например вследствие флуктуации атмосферы. В случае появления помех на удвоенных частотах вращения по крену при определенном уровне их амплитуды возможно существенное ухудшение качества процесса наведения, в особенности для одноканальных систем с одной парой рулей.
Так, например, при наличии на выходе ФСР полезного сигнала U(t), содержащего информацию об отклонении ракеты, и сигнала помехи UП(t)=AПcos2γ на удвоенной частоте вращения ракеты по углу крена γ, команда управления рулями в связанной вращающейся системе координат UM(t), сформированная на выходе модулятора, будет иметь вид:
(с учетом того, что АЧХ блока, состоящего из ЗРЗ и СУ на частотах помехи и полезного сигнала, равна 1), а соответствующее ей отклонение рулей в одной из плоскостей земной системы координат:
После тригонометрических преобразований имеет вид:
Все гармонические составляющие команды на удвоенной и учетверенной частоте вращения подавляются ракетой как инерционным звеном и отсутствуют в отклонениях ракеты.
Результирующее отклонение ракеты от ЛВЦ запишется в виде:
где kp [м/В] - коэффициент передачи системы по цепи, включающей ПР, ракету (планер, как динамической звено) /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.104-113/ и кинематические соотношения /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с.376-379/.
Отсутствие подавления помехи на удвоенной частоте вращения в данном способе определяет наличие в отклонении ракеты составляющей, зависящей от амплитуды помехи, и может приводить к существенному искажению (вплоть до срыва) процесса наведения при помехах, сопоставимых по величине с полезным сигналом.
Недостатком данного способа и реализующей его СН является неполное подавление помех на удвоенных частотах вращения по крену.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности наведения за счет полного подавления помех на указанных частотах.
Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и ЛВЦ, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты, новым является то, что суммарный сигнал дополнительно суммируют со сдвинутым на время запаздывания τ1 суммарным сигналом, причем время запаздывания регулируют в соответствии с частотой 
вращения ракеты по углу крена согласно зависимости 
, при этом для τ1 устанавливают ограничение по максимальному значению не более 0,05 с.
В СН вращающейся ракеты, реализующей этот способ, включающей последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, звено с регулируемым временем запаздывания и суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, последовательно соединенные модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен с первым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен со вторым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода.
Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.
Структура предлагаемой СН приведена на фиг.1, где 1 - ФСР, 2 - первое ЗРЗ (ЗРЗ1), 3 - первый СУ (СУ1), 4 - модулятор (М), 5 - БВСК, 6 - ИП, 7 - ПР, 8 - второе ЗРЗ (ЗРЗ2), 9 - второй СУ (СУ2), 10 - усилитель с ограничением (УО).
На фиг.2 представлены АЧХ A(f) и фазовая частотная характеристика (ФЧХ) φ(f) блока введенных элементов, состоящего из ЗРЗ2 8 и СУ2 9.
График изменения времени запаздывания τ1 и модуля фазового запаздывания φ введенного блока в зависимости от частоты вращения ракеты
по углу крена приведен на фиг.3 (сплошной и штриховой линиями соответственно).
СН работает следующим образом.
Сигнал с выхода ФСР 1 (фиг.1) поступает на ЗРЗ1 2 и СУ1 3. Выходной сигнал СУ1 3 (с различными коэффициентами усиления по его входам, соответствующими прототипу) пропорционален текущим и предшествующим отклонениям ракеты от оси луча, создавая тем самым дифференцирующий эффект. Изменение времени запаздывания ЗРЗ1 2 осуществляется по его второму входу, соединенному с ИП 6, обеспечивая тем самым пропорциональность времени запаздывания периоду вращения ракеты по крену. Сигнал, пропорциональный текущему значению угла крена ракеты, поступает на ИП 6 с выхода БВСК 5.
Далее сигнал с выхода СУ1 3 поступает по двум цепям на СУ2 9, имеющий одинаковые коэффициенты усиления по двум своим входам, причем по одной из цепей сигнал проходит через ЗРЗ2 8 с переменным временем запаздывания 
, регулируемым при помощи сигнала с ИП 6, поступающего на второй вход ЗРЗ2 8 через УО 10. В УО 10 реализуется коэффициент передачи 
согласно зависимости 
, где 
- период вращения ракеты по углу крена, и вводится ограничение τ1max=0,05 с.
Поскольку время запаздывания 
устанавливается равным половине периода 
сигнала помехи, на выходе ЗРЗ2 8 периодический сигнал помехи сдвинут в сторону запаздывания относительно исходного сигнала помехи с выхода ФСР 1 на половину своего периода по времени (на 180° по фазе). В результате на первый и второй входы СУ2 9 поступают два сигнала помехи, находящиеся в противофазе, и на выходе СУ2 9 при одинаковых коэффициентах по входам их сумма равна нулю. В результате работы введенных новых элементов в выходном сигнале СУ2 9 содержится информация только о текущих координатах ракеты.
Регулировка времени запаздывания τ1 сигналом с ИП 6 позволяет осуществлять подавление в сигналах координат помехи на удвоенной частоте вращения по крену в соответствии с ее текущим значением в процессе полета ракеты.
Результирующий сигнал управления с выхода СУ2 9 преобразуется на модуляторе M 4 с помощью опорного сигнала с выхода БВСК 5 из системы координат, связанной с ЛВЦ, во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой, и поступает на ПР 7. Отклонения рулей возвращают ракету к ЛВЦ.
Поскольку ЗРЗ2 9 описывается передаточной функцией (ПФ) 
, введенный блок элементов имеет ПФ общего вида:
где k1, k2 - коэффициенты соответственно по первому и второму входам СУ2 9; 
- оператор дифференцирования по времени.
При реализации k1=k2=0,5 ПФ блока 
соответствует ПФ фильтра полного подавления в сигнале рассогласования помех на частотах 
, где m=0,±1,±2,…. АЧХ блока A(f), представленная на фиг.2а, на этих частотах равна нулю. При этом постоянный сигнал (на частоте f=0) передается блоком без изменения (на нулевой частоте АЧХ равна единице, а ФЧХ на фиг.2б равна нулю).
Ограничение максимального времени регулируемого запаздывания связано с необходимостью минимизации инерционности блока введенных элементов (определяющей быстроту формирования команды управления) и соответственно вносимого блоком на частоте среза СН по амплитуде fc (в Гц) фазового запаздывания (в градусах), которое согласно ПФ составляет:
Откуда следует, что
где φmax(fc) - значение φ(fc), предельно допустимое с точки зрения влияния на величину запаса устойчивости СН по фазе φз, определяемого, как известно, на частоте среза СН по амплитуде fc /Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.57-58/.
Фазовое запаздывание, вносимое блоком на этой частоте, не должно превышать 15-20% величины запаса по фазе, т.е.
Следовательно, время регулируемого запаздывания не должно превышать:
Например, для СН рассматриваемого класса ракет с частотами среза fc=0,6 Гц и запасом устойчивости по фазе φз=30° значение τ1max составляет приблизительно 0,05 с. На фиг.3 сплошной линией представлен график изменения времени запаздывания τ1 в зависимости от частоты вращения ракеты по углу крена с учетом вводимого ограничения. При этом модуль фазового запаздывания (введенного блока (штриховая линия на фиг.3) на частоте среза СН по амплитуде fc=0,6 Гц не превышает 5,4°, что существенно не уменьшает запас устойчивости СН по фазе.
Следует отметить, что при введении указанных новых операций непосредственно после формирования сигнала рассогласования (при соответствующем изменении связей в СН) технический результат не меняется.
Однако, например, в СН комплексов безгироскопных ПТУР семейства «Метис» /Ангельский Р.Д. Отечественные противотанковые комплексы. Иллюстрированный справочник. - М.: ACT, Астрель, 2002, с.103-108/ существует своя специфика: БВСК представляет собой не традиционный гироскопический датчик угла крена, а совокупность устройств в наземной аппаратуре управления, где информацию об угловом положении ракеты получают благодаря установке трассера на конце одной из консолей крыльев. Особенности формирования сигналов в такой СН требуют введения указанных новых операций перед модуляцией согласно предлагаемой формуле изобретения.
Предложенная совокупность технических решений позволяет осуществлять подавление в СН помех на удвоенных частотах вращения ракеты по крену, обеспечивая уменьшение отклонений ракеты, вызываемых этими помехами.
В качестве элементов, входящих в состав СН, могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге /патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 20.12.03/.
В качестве УО может быть использована схема /Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для ABM. - М.: Энергия, 1978, с.61/.
Применение предлагаемого способа и СН вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность их наведения.
Claims (2)
1. Способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты, отличающийся тем, что суммарный сигнал дополнительно суммируют со сдвинутым на время запаздывания τ1 суммарным сигналом, причем время запаздывания регулируют в соответствии с частотой 
вращения ракеты по углу крена согласно зависимости , при этом для τ1 устанавливают ограничение по максимальному значению не более 0,05 с.
2. Система наведения вращающейся ракеты, включающая последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, звено с регулируемым временем запаздывания и суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, последовательно соединенные модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен с первым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен со вторым входом звена с регулируемым временем запаздывания, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013159225/28A RU2548687C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013159225/28A RU2548687C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2548687C1 true RU2548687C1 (ru) | 2015-04-20 |
Family
ID=53289440
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013159225/28A RU2548687C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2548687C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114488794A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-05-13 | 北京动力机械研究所 | 一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2219473C1 (ru) * | 2002-05-13 | 2003-12-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Устройство формирования сигналов управления вращающейся ракетой |
| RU2284001C1 (ru) * | 2005-02-10 | 2006-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты |
| RU2310151C2 (ru) * | 2005-12-20 | 2007-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления |
| RU2375667C1 (ru) * | 2008-03-11 | 2009-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления |
-
2013
- 2013-12-30 RU RU2013159225/28A patent/RU2548687C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2219473C1 (ru) * | 2002-05-13 | 2003-12-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Устройство формирования сигналов управления вращающейся ракетой |
| RU2284001C1 (ru) * | 2005-02-10 | 2006-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты |
| RU2310151C2 (ru) * | 2005-12-20 | 2007-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления |
| RU2375667C1 (ru) * | 2008-03-11 | 2009-12-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| C1. * |
| КУЗОВКОВ Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). - М.: Высшая школа, 1976, с.236-239. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114488794A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-05-13 | 北京动力机械研究所 | 一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法 |
| CN114488794B (zh) * | 2021-12-30 | 2024-04-19 | 北京动力机械研究所 | 一种采用舵抑制冲压增程炮弹章动的方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101382805B (zh) | 速率陀螺稳定平台式天线随动跟踪系统 | |
| US4261537A (en) | Velocity vector control system augmented with direct lift control | |
| CN106681344A (zh) | 一种用于飞行器的高度控制方法及控制系统 | |
| US3940767A (en) | Electronic radome-error compensation system | |
| CN103076806A (zh) | 三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法 | |
| CN104266663A (zh) | 一种运动平台光电跟踪系统二级稳定扰动解耦方法 | |
| CN103713520A (zh) | 一种陀螺稳定平台的自适应复合控制方法 | |
| CN109885096A (zh) | 一种基于Lyapunov-MPC技术的自主水下机器人路径跟踪闭环控制方法 | |
| RU2548687C1 (ru) | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления | |
| RU2537124C1 (ru) | Способ телеуправления ракетой | |
| US3718293A (en) | Dynamic lead guidance system for homing navigation | |
| RU2375667C1 (ru) | Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления | |
| RU2284001C1 (ru) | Способ наведения вращающейся ракеты | |
| RU2397435C1 (ru) | Гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты | |
| KR101568143B1 (ko) | 비행체 자세 제어 장치 | |
| RU2540483C1 (ru) | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления | |
| JP3028888B2 (ja) | オートパイロット装置 | |
| RU2413918C1 (ru) | Способ формирования сигналов управления ракетой | |
| RU2647405C1 (ru) | Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом | |
| RU2435131C1 (ru) | Способ управления летательным аппаратом с автоколебательным приводом аэродинамических рулей | |
| RU2294515C1 (ru) | Способ и система наведения вращающейся ракеты | |
| RU2486428C1 (ru) | Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления | |
| RU2309446C1 (ru) | Способ управления двухканальной вращающейся ракетой и система управления для его реализации | |
| RU2344460C1 (ru) | Способ продольного управления самолетом | |
| RU2236669C1 (ru) | Автоколебательный рулевой привод вращающейся по крену управляемой ракеты |