Автономный корректируемый летательный аппарат, стабилизированный по крену, с телевизионной головкой самонаведения

 

Изобретение относится к авиационной технике. Автономный корректируемый летательный аппарат с телевизионной головкой самонаведения содержит головной отсек с координатором цели, блок электронной обработки информации, блок системы управления, X-образные стабилизаторы, а также последовательно соединенные отсек полезной нагрузки с механизмом задействования и приборный отсек с блоком коммуникации и источником электропитания. Между головным отсеком и отсеком полезной нагрузки размещен переходной отсек в виде тонкостенной, полой, цилиндрической оболочки длиной 0,95 - 1,05 калибра летательного аппарата с тремя размещенными в нем инерционными датчиками механизма задействования. Датчики закреплены на корпусе отсека через 100 - 140° в поперечной плоскости летательного аппарата. С приборным отсеком соединен хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации и блоком системы управления. На хвостовом отсеке установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора с длиной корневой хорды 1,85 - 2,15 и размером 2,05 - 2,35 калибра летательного аппарата. Аэродинамические рули выполнены по биплановой схеме с длиной корневой хорды 0,21 - 0,29 и высотой 0,35 - 0,45 калибра летательного аппарата. Рули установлены консольно, а ось вращения руля перпендикулярна продольной оси летательного аппарата и расположена на расстоянии 0,11 - 0,13 калибра летательного аппарата от его донного среза. Изобретение позволяет расширить зону и условия аппарата, а также увеличить точность попадания в цель. 5 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для доставки с помощью самолета-носителя на землю полезного груза с повышенной точностью Е_кво < 4 м для разрушения каких-либо преград и заторов в экстремальных ситуациях при стихийных бедствиях, а также для разрушения прочных военных преград и сооружений типа железобетонных укрытий самолетов, ангаров, взлетно-посадочных полос и т.д.

Известны автономные летательные аппараты, стабилизируемые по крену, с телевизионной головкой самонаведения (ТГСН) с последовательно соединенными отсеком носовой части с головкой самонаведения, отсеком полезной нагрузки с расположенным в его донной части механизмом задействования, а также хвостовым отсеком с установленным на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами и четырьмя аэродинамическими рулями (патент РФ N 2014559, заявка 92001864/23 от 22.10.92г., патент РФ N 2044255, заявка 93003032 от 19.01.93 г.).

Известны зарубежные корректируемые летательные аппараты, стабилизируемые по крену, состоящие из последовательно соединенных отсеков: носовой части с телевизионной головкой самонаведения, отсека базовой полезной нагрузки с механизмом задействования, хвостового приборного отсека с установленными на нем четырьмя стабилизаторами и рулями (В.Д.Дмитриев "Новые управляемые авиационные бомбы", "Зарубежное военное обозрение", N 7, 1985 г., стр. 40...45).

Наиболее близким техническим решением является созданный в РФ, успешно прошедший все испытания и изготавливаемый серийно автономный летательный аппарат с ТГСН, стабилизированный по крену (патент РФ 2014559, заявка 92001864/23 от 22.10.92 г.).

Данный летательный аппарат выбран в качестве прототипа.

Летательный аппарат, выбранный в качестве прототипа, содержит последовательно соединенные головную часть с ТГСН, включающей блок координатора цели и блок электронной обработки информации, базовую универсальную полезную нагрузку с механизмом задействования, хвостовой приборный отсек, с установленными на нем Х-образно четырьмя стабилизаторами и рулями.

Летательный аппарат (ЛА), являющийся прототипом, обеспечивает высокую точность попадания, но имеет ряд недостатков, снижающих эффективность его применения и ограничивающих зону условий его применения.

Это связано с тем, что летательный аппарат, являющийся прототипом, применяется с самолета-носителя из достаточно ограниченной области по дальности относа летательного аппарата, скорости и углу планирования.

Кроме того, летательный аппарат, являющийся прототипом, не обеспечивает весьма высокую эффективность применения при разрушении особо прочных преград при достаточно малых углах подхода летательного аппарата к этим преградам.

При углах встречи с преградой более предельных в процессе внедрения полезной нагрузки ЛА в прочные преграды происходит разворот полезной нагрузки, при котором может иметь место удар хвостовой части полезной нагрузки о преграду, из-за которого может происходить разрушение фланца, выбивание дна полезной нагрузки и, соответственно, потеря донного механизма задействования, что приводит к отказу в срабатывании полезной нагрузки.

Кроме того, наличие массы моноблока ТГСН перед полезной нагрузкой приводит к дополнительной потере кинетической энергии полезной нагрузки, затрачиваемой на разрушение ТГСН.

В ЛА-прототипе инерционные замыкатели размещены в механизме задействования, расположенном в донной части полезной нагрузки ЛА. Это увеличивает инерционность срабатывания полезной нагрузки и, соответственно, уменьшает эффективность поражения целей осколочным действием.

Наконец, большой диапазон высот применения ЛА в условиях ограниченной электроэнергетики ЛА требует уменьшения величины шарнирных моментов, возникающих при больших скоростях на аэродинамических рулях ЛА. Это требование не выполнено в ЛА-прототипе, где аэродинамические рули представляют собой часть отклоняющихся поверхностей стабилизаторов ЛА. На аэродинамических рулях данного типа шарнирные моменты при больших скоростях ЛА весьма велики.

Технической задачей изобретения является повышение эффективности корректируемого ЛА и расширение зоны и условий применения этого аппарата.

Предлагаемый в изобретении корректируемый ЛА сбрасывается из широкой зоны начальных условий по дальности относа ЛА, боковому отклонению, углу планирования и скорости. Широкая зона сброса ЛА обеспечивается благодаря резко возросшему качеству (маневренности) ЛА.

Маневренность предлагаемого ЛА увеличивается за счет того, что на нем установлены четыре несущих аэродинамических поверхности, длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4...3,1 калибра ЛА, а размах несущей поверхности составляет 1,9... 2,3 калибра ЛА.

Введение в конструкцию ЛА четырех подобных несущих аэродинамических поверхностей, установленных по Х-образной схеме, позволяет при управлении ЛА реализовать значительные перегрузки, что в условиях достаточно малого времени полета ЛА обеспечивает попадание его в цель из широкой зоны начальных условий при сбросе. Эта широкая зона сброса полностью обеспечивает экипажу самолета-носителя выбор наилучшей тактики применения в данных конкретных условиях.

Длина корневой хорды несущей аэродинамической поверхности меньшей 2,4 калибра достаточно существенно уменьшает зону сброса, особенно на малых высотах полета самолета.

Длина корневой хорды несущей аэродинамической поверхности более 3,1 калибра ЛА нецелесообразна из-за условий обтекания стоящих за несущими аэродинамическими поверхностями стабилизаторов ЛА.

Размах несущих аэродинамических поверхностей больше 2,3 калибра ЛА не может быть выполнен в ЛА из условий его подвески под самолет-носитель и безопасности отделения ЛА.

Размах несущих аэродинамических поверхностей меньший 1,9 калибров ЛА уменьшает зону сброса ЛА, особенно на малых высотах полета самолета-носителя. Реализация в ЛА несущих аэродинамических поверхностей указанного выше размера обеспечивает поражение прочных целей с более крутых траекторий и с большими скоростями подхода к цели.

В процессе отработки и испытаний ЛА-прототипа экспериментально было установлено, что масса координатора цели и блока электронной обработки информации, стоящих перед полезной нагрузкой ЛА, несколько уменьшает проникающие свойства полезной нагрузки, а следовательно, и эффективность ее при действии по особо прочным преградам.

Снижение проникающих свойств полезной нагрузки с увеличением массы (длины) отсеков, расположенных перед полезной нагрузкой, связано как с более интенсивным торможением полезной нагрузки, расходующей часть кинетической энергии на смятие и разрушение отсеков, стоящих перед полезной нагрузкой, так и с большим (по сравнению с коротким головным отсеком) разворотом полезной нагрузки ЛА в процессе внедрения ее в особо прочные преграды.

При углах встречи более предельных в процессе внедрения полезной нагрузки ЛА в особо прочные преграды может происходить разворот полезной нагрузки, при котором возникает мощный удар хвостовой части о преграду, из-за которого происходит разрушение хвостовой части полезной нагрузки, выбивание ее дна, потеря донного механизма задействования и, как следствие всего этого, отказ полезной нагрузки ЛА. Эти недостатки устранены в изобретении благодаря тому, что масса отсеков, стоящих перед полезной нагрузкой ЛА, минимальна, а хвостовая часть корпуса полезной нагрузки ЛА выполнена в виде усеченного конуса с высотой, равной 0,65...0,75 калибра ЛА и диаметром донной части, также равным 0,65...0,75 калибра ЛА. Увеличение высоты усеченного конуса хвостовой полезной нагрузки сверх 0,75 калибра ЛА уменьшает количество взрывчатого вещества полезной нагрузки и, следовательно, ее мощность. Уменьшение высоты усеченного конуса ниже 0,6 калибра ЛА не устраняет полностью разрушение цилиндрической части кормы полезной нагрузки при ее внедрении в особо прочную преграду при углах встречи ЛА более предельных.

Диаметр донной части, равный 0,65. ..0,75 калибра ЛА, также является оптимальным, максимизирующим количество ВВ полезной нагрузки и повышающим ее прочность при ударе.

Дополнительное торможение полезной нагрузки за счет смятия и разрушения отсеков, стоящих перед ней, устраняется благодаря тому, что блок электронной обработки информации, имеющий значительную массу, перемещается в хвостовую часть ЛА. При этом перед полезной нагрузкой ЛА в головном отсеке размещается только достаточно легкий координатор цели, длина которого минимальна, и дополнительный переходной отсек, на внутренней поверхности корпуса которого через 100^o. . . 140^o в поперечной плоскости ЛА установлены три инерционных датчика механизма задействования. Дополнительный переходный отсек представляет собой тонкостенную полую цилиндрическую оболочку. Значительную часть этого отсека занимает головная часть полезной нагрузки ЛА.

Введение в конструкцию предлагаемого ЛА четырех несущих аэродинамических поверхностей не снижает проникающих возможностей полезной нагрузки.

Это достигнуто благодаря тому, что крепление несущих аэродинамических поверхностей к полезной нагрузке выполнено конструктивно в виде шпонок, раскрепленных по полезной нагрузке и входящих в шпоночные пазы соответствующих несущих аэродинамических поверхностей, фиксируемых от перемещения вдоль продольной оси ЛА при помощи фиксатора, разрушаемого при смещении несущих аэродинамических поверхностей корпуса ЛА при встрече ЛА с целью.

Эффективность полезной нагрузки предлагаемого корректируемого ЛА увеличена также за счет более рационального размещения инерционных датчиков механизма задействования.

Если в ЛА-прототипе инерционные датчики механизма задействования размещены в донной части полезной нагрузки, то в предлагаемом ЛА инерционные датчики механизма задействования размещены в дополнительном переходном отсеке длиной, равной 0,95...1,05 калибра ЛА, на внутренней поверхности корпуса переходного отсека через 100...140^o в поперечной плоскости ЛА. Подобное размещение инерционных датчиков механизма задействования выбрано для того, чтобы повысить эффективность поражающего осколочного действия полезной нагрузки ЛА. Кроме того, подобное размещение инерционных датчиков повышает надежность задействования полезной нагрузки.

Это связано со следующим. При встрече ЛА с преградой в момент удара возникает волна разрушения ЛА. Опережая разрушение при выбранной схеме расположения инерционных датчиков, электроцепи механизма задействования успевают надежно сработать.

Замыкание контактов инерционных датчиков механизма задействования происходит в момент прихода на инерционный датчик перегрузки величиной более 200 g.

Это позволяет обеспечить задействование цепей раньше, чем при расположении инерционных датчиков в донной части полезной нагрузки, что гарантирует предотвращение разрыва жгутовых соединений ЛА до срабатывания полезной нагрузки.

Расположение инерционных датчиков механизма задействования под углом 100^o. . .140^o повышает надежность срабатывания датчиков механизма задействования, независимо от условий контакта ЛА с целью.

Переходный отсек является тонкостенной полой цилиндрической оболочкой. Длина переходного отсека 0,95...1,05 калибра выбрана из условий компоновки полезной нагрузки в ЛА, так чтобы носовая часть полезной нагрузки входила в переходный отсек ЛА, заполняя его.

Предлагаемое изобретение существенно расширяет условия применения ЛА по сравнению с прототипом.

Максимальная скорость сброса ЛА увеличивается в 2,1 раза. Максимальная высота сброса увеличивается в три раза. Минимальная высота сброса уменьшается в 2,5 раза.

Несмотря на расширение зоны и условий сброса, точность попадания корректируемого ЛА увеличивается на 20...30%.

Все это достигается рациональным выбором аэродинамической схемы предлагаемого ЛА. Аэродинамическое проектирование ЛА позволило выбрать оптимальную совокупность геометрических параметров несущих аэродинамических плоскостей, стабилизаторов, аэродинамических рулей и центровки ЛА с учетом заданных ограничений по условиям подвески и отделения автономного ЛА от самолета-носителя.

Оптимизация совокупности вышеупомянутых характеристик предлагаемого ЛА потребовала перемещения отсека с блоком системы управления в хвостовую часть ЛА с тем, чтобы, учитывая максимальную величину скорости сброса ЛА, применить в ЛА аэродинамические рули, выполненные по биплановой схеме, шарнирные моменты при которой минимальны.

При этом рули установлены консольно таким образом, что оси вращения аэродинамических рулей перпендикулярны продольной оси ЛА и находятся на расстоянии 0,11. . . 0,13 калибра ЛА от донного среза ЛА. Минимальное расстояние определяется условиями аэродинамического обтекания руля во всем диапазоне возникающих при полете ЛА углов атаки и скольжения. Максимальное расстояние 0,13 калибра ЛА определяется ограничениями, наложенными на общую длину ЛА с учетом условий его подвески. Длина корневой хорды биплановых рулей в ЛА-изобретении выбрана равной 0,21...0,29 калибра ЛА.

Высота аэродинамических рулей равна 0,35...0,45 калибра ЛА.

Минимальные размеры длины корневой хорды и высоты аэродинамических рулей выбраны из условия обеспечения требуемой эффективности управляющих органов на минимальных скоростях сброса ЛА. Максимальные размеры аэродинамических рулей определяются требованиями сохранения устойчивости контуров стабилизации ЛА по тангажу, курсу, крену, которые накладывают ограничения сверху на коэффициенты усиления, в том числе на максимальную эффективность рулевых органов при максимальной скорости полета ЛА.

Биплановая схема аэродинамических рулей указанного размера позволяет при сверхвысоких скоростях ЛА реализовать в ЛА электрический рулевой привод с достаточно ограниченными мощностями, т.к. величина шарнирных моментов, возникающих на аэродинамических рулях биплановой схемы даже при больших скоростях, достаточно мала при рациональном выборе оси вращения руля. При выборе аэродинамических рулей в виде поворачивающейся части стабилизатора ЛА (как в прототипе) величина шарнирных моментов на рулях, учитывая значительный диапазон изменения скоростей ЛА, будет чрезмерно велика, что потребовало бы применения рулевого привода большей мощности и существенно увеличило бы расход электроэнергетики ЛА.

Размеры стабилизаторов предлагаемого ЛА связаны с положением центра масс ЛА, определяемого положением смещенной относительно вперед полезной нагрузки ЛА по отношению к остальным отсекам ЛА, а также требованиями реализации заданного запаса устойчивости при изменении скоростей ЛА во всем диапазоне условий применения ЛА. При этом длина корневой хорды каждого стабилизатора выбрана равной 1,85...2,15 калибра ЛА, а размах стабилизаторов 2,05...2,35 калибра ЛА. Максимальный размах стабилизаторов сверху ограничен условиями подвески и отделения ЛА.

При оптимизации учитывалось, что корпус полезной нагрузки ЛА является составной частью корпуса изделия, а центр тяжести ЛА находится на расстоянии 3,72...4,01 калибров летательного аппарата от передней оконечности ТГСН.

На фиг. 1 представлен общий вид предлагаемого корректируемого ЛА.

На фиг. 2 представлена схема крепления несущих аэродинамических поверхностей к корпусу полезной нагрузки предлагаемого ЛА.

На фиг. 3 представлена консольная установка аэродинамических рулей, выполненных по биплановой схеме в предлагаемом ЛА.

В соответствии с предлагаемым изобретением в ГНПП "Регион" разработан корректируемый ЛА, стабилизированный по крену, с ТГСН, что подтверждает возможность получения конкретного технического результата.

Корректируемый ЛА, являющийся прототипом, содержит последовательно соединенные головную часть с телевизионной головкой самонаведения, включающей блок координатора цели и блок электронной обработки информации, полезную нагрузку с механизмом задействования, хвостовой приборный отсек с блоком коммутации, источником электропитания и блоком системы управления.

На головной части ЛА-прототипа установлены дестабилизаторы, а на хвостовом приборном отсеке четыре стабилизатора и аэродинамические рули.

Предлагаемый в изобретении стабилизированный по крену ЛА содержит последовательно соединенные головной отсек с координатором цели (1), дополнительный переходный отсек (2), отсек полезной нагрузки (3), приборный отсек с блоком коммутации и источниками электропитания (4), хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации (5) и блоком системы управления (6). При этом на полезной нагрузке ЛА установлены по Х-образной схеме четыре несущих аэродинамических поверхности (7), а на внутренней поверхности корпуса переходного отсека (2) закреплены через 100^o...140^o в поперечной плоскости ЛА три инерционных датчика (8) механизма задействования (9). На хвостовом отсеке с блоком электронной обработки информации (5) и с блоком системы управления (6) установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора (10). На хвостовом отсеке установлены также консольно четыре аэродинамических руля (11), выполненные по биплановой схеме. При этом оси вращения рулей (11) перпендикулярны продольной оси ЛА.

Крепления несущих аэродинамических поверхностей (7) к полезной нагрузке (3) выполнены конструктивно в виде шпонок, раскрепленных на полезной нагрузке (3) и входящих в шпоночные пазы соответствующих несущих аэродинамических поверхностей (7). От перемещения вдоль продольной оси ЛА несущие аэродинамические поверхности (7) фиксируются с помощью соединения, состоящего из тонкостенной гайки (12) и болта (13), разрушающихся при смещении аэродинамических поверхностей (7) относительно корпуса полезной нагрузки (3) при встрече ЛА с целью.

Предложенный автономный корректируемый ЛА, стабилизированный по крену, с телевизионной головкой самонаведения работает следующим образом.

После обнаружения цели летчиком (штурманом), прицеливания и захвата цели координатором цели (1) ЛА сбрасывается с самолета-носителя.

Блок коммутации (4) при отделении ЛА от самолета-носителя формирует команду па обеспечение в течение 2,5 с после сброса стабилизации ЛА. Для обеспечения безопасности отделения ЛА самонаведение ЛА на цель в течение этих 2,5 с не происходит, хотя координатор цели (1) продолжает автосопровождать цель.

В процессе дальнейшего автономного полета ЛА осуществляется измерение угловой скорости вращения линии визирования цели с помощью координатора цели (1), обработка измеренных сигналов в блоке электронной обработки информации (5), формирование управляющих сигналов на аэродинамические рули (11) ЛА с помощью блока системы управления (6).

Сброс ЛА происходит из достаточно широкой зоны сброса, начальные условия которой могут быть отработаны располагаемой перегрузкой ЛА, создаваемой, в том числе, и несущими аэродинамическими поверхностями (7).

Значительная зона сброса ЛА упрощает тактику применения ЛА.

Эффективность предлагаемого ЛА существенно повышена, особенно в части разрушения всевозможных заторов и особо прочных целей.

Донная часть полезной нагрузки ЛА (3) выполнена в виде усеченного конуса. Высота и диаметр донной части выбраны так, чтобы обеспечить требуемую прочность полезной нагрузки (3) при углах подхода ЛА к цели в весьма широком диапазоне.

При встрече ЛА с преградой возникает волна разрушения ЛА. Опережая волну разрушения, срабатывают инерционные датчики механизма задействования (8), механизм задействования (9) и полезная нагрузка (3).

Инерционные датчики механизма задействования (8) распложены на внутренней поверхности корпуса переходного отсека через 100^o...140^o в поперечной плоскости ЛА, что обеспечивает при любых углах встречи ЛА с преградой надежное срабатывание датчиков (8). При этом система инерционных датчиков позволяет обеспечить срабатывание механизма задействования полезной нагрузки и повысить эффективность осколочного действия полезной нагрузки (3) ЛА. Учитывая, что перед полезной нагрузкой стоит минимальное количество отсеков ЛА, кинетическая энергия полезной нагрузки ЛА полностью расходуется на пробивание прочных преград. Крепление несущих аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА выполнено так, что оно разрушается в момент встречи ЛА с целью.

Предлагаемый ЛА может применяться при максимальных скоростях, превышающих в 2,1 раза максимальную скорость ЛА прототипа. Большой диапазон изменения чисел М предъявляет повышение требования к тщательности выбора размера стабилизаторов с учетом центровки, реализуемой в ЛА, а также требует перехода к аэродинамическим рулям, выполненным по биплановой схеме. В данных рулях при значительном изменении чисел М мало меняется центр давления, что определяет малые шарнирные моменты и позволяет в ЛА применить рулевые машинки электрического типа малой мощности.

Корпус полезной нагрузки ЛА является составной частью корпуса изделия, а центр тяжести ЛА находится на расстоянии 3,72...4,01 калибра от передней оконечности ТГСН.

Формула изобретения

1. Автономный корректируемый летательный аппарат, стабилизированный по крену, с телевизионной головкой самонаведения, содержащий головной отсек с координатором цели, блок электронной обработки информации, блок системы управления, Х-образные стабилизаторы, а также последовательно соединенные отсек полезной нагрузки с донным механизмом задействования и приборный отсек с блоком коммутации и источником электропитания, отличающийся тем, что между головным отсеком с координатором цели и отсеком полезной нагрузки установлен переходной отсек, представляющий собой тонкостенную и полую цилиндрическую оболочку длиной, равной 0,95 - 1,05 калибра летательного аппарата с тремя размещенными в отсеке инерционными датчиками механизма задействования, закрепленными на внутренней поверхности корпуса переходного отсека через 100 - 140^o в поперечной плоскости летательного аппарата, а с приборным отсеком последовательно соединен хвостовой отсек с блоком электронной обработки информации и блоком системы управления, на которых установлены по Х-образной схеме четыре стабилизатора, длина корневой хорды каждого из которых составляет 1,85 - 2,15 калибра летательного аппарата, а размах 2,05 - 2,35 калибра летательного аппарата, при этом аэродинамические рули летательного аппарата выполнены по биплановой схеме с длиной корневой хорды, равной 0,21 - 0,29 калибра летательного аппарата и высотой, равной 0,35 - 0,45 калибра летательного аппарата, и установлены консольно таким образом, что ось вращения руля перпендикулярна продольной оси летательного аппарата и находится на расстоянии 0,11 - 0,13 калибра летательного аппарата от его донного среза.

2. Автономный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что на отсеке полезной нагрузки установлены по Х-образной схеме четыре несущие аэродинамические поверхности, длина корневой хорды каждой из которых составляет 2,4 - 3,1 калибра летательного аппарата, а размах несущей поверхности составляет 1,9 - 2,3 калибра летательного аппарата.

3. Автономный летательный аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что крепления несущих аэродинамических поверхностей к корпусу отсека полезной нагрузки выполнены конструктивно в виде шпонок, раскрепленных на корпусе отсека и входящих в шпоночные пазы соответствующих несущих аэродинамических поверхностей, застопоренных от перемещения вдоль продольной оси летательного аппарата при помощи фиксатора, разрушаемого при смещении несущих аэродинамических поверхностей относительно корпуса отсека полезной нагрузки летательного аппарата при его встрече с целью.

4. Автономный летательный аппарат по пп.1 - 3, отличающийся тем, что хвостовая часть корпуса отсека полезной нагрузки летательного аппарата выполнена в виде усеченного конуса с высотой, равной 0,65 - 0,75 калибра летательного аппарата, и диаметром донной части, равной 0,65 - 0,75 калибра летательного аппарата.

5. Автономный летательный аппарат по пп.1 - 4, отличающийся тем, что корпус отсека полезной нагрузки является составной частью корпуса летательного аппарата.

6. Автономный летательный аппарат по пп.1 - 5, отличающийся тем, что центр масс летательного аппарата находится на расстоянии 3,72 - 4,01 калибров летательного аппарата от передней оконечности координатора цели.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3