Способ сближения движущегося объекта при самонаведении по информации о факте визирования цели

Авторы патента:

Рябов Юрий Владимирович (RU)

F41G7/22 - системы самонаведения

Владельцы патента RU 2552990:

Рябов Юрий Владимирович (RU)

Изобретение относится к способам управления движущимся объектом в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели. Достигаемый технический результат - возможность сближения при встречном самонаведении, когда линейная скорость цели превышает скорость объекта. Способ основан на использовании информации о факте визирования цели локатором, ось чувствительности которого совпадает с направлением вектора скорости объекта. Траекторию объекта формируют в виде циклов, которые начинаются и кончаются фактом визирования цели. Внутри каждого цикла дугообразное движение производят с максимально возможной, постоянной в цикле угловой скоростью, знак которой меняют по достижению значения величины среднего угла упреждения траектории объекта относительно линии визирования, который вычисляют для текущего цикла как произведение разности значения этого угла в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, умноженного на коэффициент, зависящий от условий сближения, и дроби, в числителе которой стоит разность значений среднего угла упреждения в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, а в знаменателе - сумма указанных величин. 5 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления при сближении движущегося объекта (в дальнейшем «объект») с другим движущимся объектом (в дальнейшем «цель») в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели, а именно: о факте совпадения вектора линейной скорости объекта с линией визирования цели.

Известен способ самонаведения объекта с использованием указанной информации - это «метод погони, который обеспечивает управление при самонаведении, используя информацию постоянного визирования цели, то есть вектор скорости объекта при его сближении с целью постоянно направлен на цель (В.А. Ржевкин, «Радиоэлектронные системы управления ракетами и снарядами», Госкомиздат, 1996 г., ч. 1, п. 2.3, стр. 27).

При самонаведении на цель по «методу погони», в зависимости от условий сближения могут существовать зоны на траектории сближения объектов, особенно при встречном самонаведении, где возникают недопустимые величины промахов. На фиг.1 приведен пример встречного сближения объекта и цели по методу погони, когда скорость цели превышает скорость объекта: скорость цели - 35 условных единиц (у.е.), скорость объекта - 26,4 у.е.

Траектория цели - это линия 1, траектория объекта - линия 2. Промах при «погоне» в данном случае значительно превышает допустимое значение, так как минимальный радиус разворота объекта в примере равен 15 у.е., а промах - 65 у.е.

Задачей предлагаемого способа является реализация самонаведения объекта, используя информацию о цели метода погони, даже с возможно меньшей, чем у цели, линейной скоростью при встречном самонаведении.

Для решения этой задачи предлагается перемещать объект по траектории, состоящей из дугообразных отрезков, по которым объект двигается с максимально возможной постоянной угловой скоростью ω₀. Два дугообразных отрезка объединяются в цикл, который начинается и заканчивается по факту визирования цели, фиг. 2, где:

OA₁BCDEF … - траектория объекта при самонаведении;

O₁NM - траектория цели;

OO₁, DN, FM - линии визирования цели в моменты времени «i-1», «i», «i+1» соответственно, которые параллельны линиям: OO₁ || DD₁ || E₁E₂, DN || MM₂;

ось x₀ - ось отсчета углов инерциальной системы координат;

ось x - ось чувствительности локатора цели, она же ось связанной с объектом системы координат;

V - линейная скорость объекта, совпадающая с осью чувствительности локатора;

V₁ - линейная скорость цели;

O₂O=O₂A₁=R,

где R - радиус разворота объекта,

∠O₁Ox₀=∠Е₂Е₁x₀, ∠NE₁x₀=∠N₁NE₁ - углы наклона траектории объекта относительно оси инерциальной системы координат x₀ в моменты визирования цели; , значения этих углов в моменты времени «i-1», «i» соответственно;

∠E₂E₁N=|∠NE₁x₀-∠E₂E₁ x₀|=∠N₁NE₁, откуда , значение ∠M₂MF: , так как DN параллельна М₂М;

, - количественное приращение значений углов наклона траектории относительно оси инерциальной системы координат x₀ в текущих циклах относительно предыдущих в момент визирования цели.

Знак величины от точки D или E₁ имеет положительное значение, если зафиксирован против часовой стрелки относительно линии визирования DN (направления x в связанной системе координат), отрицательное значение, если по часовой стрелке. Относительно точки N - наоборот.

∠x₀B₁B, ∠x₀E₁E - заданные углы наклона траектории объекта относительно оси инерциальной системы координат x₀, определяющие момент смены знака разворота объекта; , - значения этих угловых величин в циклах и «i»;

∠O₁OB=∠OO₂A₁, ∠EDN - средние углы упреждения, которые определяют момент смены знака разворота объекта, то есть средние углы наклона траектории объекта относительно линии визирования после «i-1»-го и «i»-го момента времени соответственно, q_i-1, q_i - -значения этих углов;

- значение величины угла ∠CC₁D; , так как ∠CC₁D=∠N₁NE₁; знак имеет положительное значение, если относительно C₁C угол зафиксирован по часовой стрелке, если против часовой стрелки - отрицательное значение. Следует отметить, что ;

φ - угол наклона вектора скорости цели относительно линии визирования.

Процесс управления движением объекта при самонаведении осуществляется следующим образом.

После визирования цели в точке О объекту придают движение по дуговому отрезку ОВ с угловой скоростью ω_o. По достижению объектом заданного значения q_i-1 в точке В знак ω_o. меняют на противоположный, и объект, двигаясь по дуге BD, снова сменяет знак разворота после визирования цели в точке D.

Каждый раз, в момент визирования цели (например в «i»-ый, точка D траектории объекта) производят замер текущего значения величины угла наклона траектории объекта относительно инерциальной системы координат и сравнивают его с предшествующим значением в «i-1»-той точке визирования:

и с учетом полученного значения величины задают вычисленное по закону управления «i»-oe значение среднего угла упреждения q_i.

Суть изобретения состоит в том, что предлагается формировать текущее значение среднего угла упреждения q в цикле по закону управления в виде дробно-рациональной функции:

где k=1, 0 … в зависимости от условий сближения.

Таким образом, процесс сближения объекта с целью по предлагаемому методу самонаведения проводится в следующем порядке, фиг. 1:

1. Объект, находящийся в точке О, визирует цель (точка O₁), момент времени «i-1»; одновременно запоминают значение .

2. Объект перемещают в течение времени T₁ до достижения заданного значения величины угла наклона траектории объекта относительно оси инерциальной системы координат x₀ с угловой скоростью ω_o, при этом средний угол упреждения составит значение q_i-1, до точки В, где меняют знак разворота объекта. Значение запоминают.

3. После смены знака ω_o объект перемещают до момента «i» - факта визирования цели в точке D траектории объекта, которым заканчивается «i-1»-вый цикл сближения и начинается новый, «i»-тый цикл.

В этот момент:

а/ фиксируют значение ;

б/ производят сравнение и определяют его знак: в данном случае значение положительное, так как в связанной системе координат (относительно оси x) направление угла ∠Е₂Е₁x₀ зафиксировано против часовой стрелки;

в/ вычисляют значение среднего угла упреждения q_i в «i»-ом цикле, используя закон управления (3);

г/ производят смену знака разворота на противоположный;

4. Реализуют движение объекта по траектории DE с выходом на заданный в п. 3 в средний угол упреждения q_i путем:

а/ перемещения объекта в течении заданного значения T₁, которое в «i»-том цикле равно:

справедливо, так как , фиг. 2, или:

б/ достижения заданного значения на траектории объекта величины , которое в «i»-том цикле равно:

справедливо, так как ∠EE₁x₀=∠EE₁N+∠NE₁x₀, значение ∠EE₁N равно 2q_i, значение ∠NE₁x₀ равно ;

5. После смены знака ω_o в точке Е траектории объект перемещают до момента «i+1» - факта визирования цели в точке F траектории, которым заканчивается «i»-тый цикл сближения и начинается новый «i+1»-вый цикл.

Дальнейший процесс самонаведения проводят аналогичным методом по пунктам 3, 4, 5 до сближения с целью на минимальное расстояние h, значение которого находится в пределах от 0 до значения:

На фиг. 1, 3, 4 показаны частные примеры сближения объекта и цели по закону (3) при k=1, когда V<V₁ на фиг. 1, V₁<V при k=1 на фиг. 3 и при k=0 на фиг. 4.

Управление объектом при аппаратной реализации предлагаемого способа осуществляется с помощью функциональной схемы, представленной на фиг. 5, на которой введены следующие обозначения:

4 - Объект с собственной системой стабилизации;

5 - Система управления объектом, осуществляющая самонаведение;

6 - Рулевой привод - реализует управляющее воздействие на объект;

7 - Преобразователь - осуществляет управление рулевым приводом по командам СВМ;

8 - Специализированная вычислительная машина СВМ - управляет процессом наведения по заложенным алгоритмам;

9 - Устройство обмена УО - переводит поступающую информацию на язык СВМ;

10 - Измеритель значения угловой скорости объекта ω;

11 - Командный прибор - реализует инерциальную систему координат, оси которой являются началом отсчета углов наклона траектории объекта. В качестве командного прибора могут быть применены гиро-, астро- или другие устройства;

12 - Локатор цели - фиксирует факт визирования цели, когда вектор скорости объекта направлен на цель;

13 - Цель.

После получения сигнала Δ о факте визирования цели 13, зафиксированного локатором 12, который воспринимается СВМ 8 после его преобразования УО 9, СВМ по записанной программе организует колебательно-поступательное движение объекта 4 путем выдачи команды через преобразовательное устройство 7 на рулевой привод 6, который, в свою очередь, выдает управляющее воздействие δ для разворота объекта 1 с заданной угловой скоростью ω₀ - зарегистрированную устройством 10. Одновременно, по сигналу Δ СВМ запоминает текущее значение , полученное от командного прибора 8, естественно, после преобразования УО.

По истечении времени T₁ или при достижении объектом значения угла СВМ организует обратный разворот объекта с угловой скоростью -ω₀, который заканчивается визированием цели (получением сигнал Δ от локатора). Тогда СВМ считывает через УО с командного прибора 8 значение текущего угла , производит сравнение его со значением в предыдущем цикле, получая значение (положительное или отрицательное), и с использованием этого значения и значения величины среднего угла упреждения предыдущего цикла формирует по закону управления новые текущие значения угла упреждения и времени T₁ или угла наклона траектории Θ₁.

Данный способ самонаведения может быть использован при сближении объектов в условиях космического пространства и в других случаях, например, в сочетании с методом погони или другими способами самонаведения.

Разъяснение чертежей, приведенных в описании.

Приведенные графические построения являются уменьшенными копиями чертежей, исполненных на миллиметровой бумаге A3. Промахи h определялись как минимальное расстояние между траекториями объекта и цели при разделении их в критической области на мелкие временные отрезки.

Фиг. 1

На чертеже приведен пример встречного сближения цели, которая перемещается со скоростью V₁, превышающей скорость объекта V, по траектории 1, и:

- самонаведения объекта по методу погони (траектория 2);

- самонаведения по данному методу (траектория 3, рассчитанная по алгоритму (3) при к=1).

Графически определялись промахи h: для траектории 2 - это «ав», для траектории 3 - это «св».

Фиг. 2

На чертеже обозначены параметры объекта и цели для рассмотрения угловых соотношений и формирования траектории сближения; после проведения анализа закон управления объектом выбран как тренд уменьшения значения на предварительных участках сближения.

Фиг. 3

На чертеже представлен произвольный пример сближении объекта и цели при самонаведении в соответствии с алгоритмом (3) при к=1.

Фиг. 4

На чертеже представлен произвольный пример сближении объекта и цели при самонаведении в соответствии с алгоритмом (3) при к=0.

Фиг. 5

На чертеже показана функциональная схема аппаратной реализации данного способа.

Способ сближения движущегося объекта при самонаведении по информации о факте визирования цели локатором, ось чувствительности которого совпадает с направлением вектора скорости объекта, отличающийся тем, что траекторию объекта формируют в виде циклически повторяющихся дугообразных отрезков, каждые два отрезка объединяют в цикл, который начинается и кончается фактом визирования цели, причем конечный момент визирования предыдущего цикла является начальным моментом текущего, а внутри каждого цикла дугообразное движение производят с максимально возможной, постоянной в цикле угловой скоростью, знак которой меняют по достижению значения величины среднего угла упреждения траектории объекта относительно линии визирования, вычисленного по закону управления для текущего цикла как произведение разности значения этого угла в предыдущем цикле и приращения, положительного или отрицательного, угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, умноженного на коэффициент, зависящий от условий сближения, и дроби, в числителе которой стоит разность значений среднего угла упреждения в предыдущем цикле и приращения, положительного или отрицательного, угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, а в знаменателе - сумма указанных величин.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА.

Способ приведения летательного аппарата к наземному объекту // 2521890

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО).

Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления // 2498193

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой.

Способ управления движением летательного аппарата // 2496081

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования.

Способ и устройство поражения низколетящих целей // 2490583

Комплексная головка самонаведения (варианты) // 2483273

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух». .

Способ формирования сигналов управления вращающимся по углу крена самонаводящимся снарядом // 2482426

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.

Способ поражения цели-постановщика когерентных помех ракетами с активными радиолокационными головками самонаведения // 2468381

Изобретение относится к области авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков.

Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения // 2468327

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Оптико-электронная система зенитного ракетного комплекса // 2433370

Изобретение относится к области систем вооружения, в частности к оптико-электронным системам, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных воздушных, преимущественно низколетящих целей, а также наведение на эти цели средства вооружения зенитных ракетных комплексов ближнего действия.

Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель // 2570115

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ) основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров. Сущность способа состоит в том, что значения угловых координат цели подвергаются адаптивной фильтрации методом α-β-γ сглаживания и алгоритму коррекции. Полученные таким образом значения будут соответствовать угловым координатам реальной цели из состава групповой, а не кажущемуся центру, который может находиться за пределами геометрических размеров объектов локации. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты в условиях негативного воздействия угловых шумов. 4 ил.

Активная лазерная головка самонаведения // 2573709

Изобретение может быть использовано в системах управления и самонаведения летательных аппаратов, например ракет. Головка самонаведения содержит оптическую систему, выполненную с возможностью угловых отклонений относительно двух ортогональных осей подвеса по команде от двухосевой системы стабилизации и слежения, последовательно соединенные блок обнаружения и распознавания, блок выделения координат заданной точки цели и блок управления слежением, а также блок памяти и хранения эталонного изображения цели, задаваемого в виде предстартового полетного задания. Введены лазерный излучатель подсвета цели, плоские наклонные зеркала, спектроделитель, первый и второй узкополосные оптические фильтры, первый и второй объективы, лазерный дальномер, блок синхронизации и стробирования. Технический результат - обеспечение надежного и высокоточного функционирования в любое время суток при снижении уровней освещенности, плохой видимости в различных погодных условиях и при организованном противодействии. 2 ил.

Способ захвата цели лазерной головкой самонаведения беспилотного летательного аппарата // 2583868

Предлагаемое техническое решение относится к беспилотным летательным аппаратам с лазерными головками самонаведения и может быть использовано в ракетах, размещенных на внешних подвесках авиационных носителей. Захват цели лазерной головкой самонаведения беспилотного летательного аппарата производят следующим образом: подсвечивают цель световым импульсом станции подсвета, размещенной на авиационном носителе, фотоприемным устройством, размещенным в лазерной головке самонаведения беспилотного летательного аппарата фиксируют свечение атмосферы и преобразуют в электрический ток. В устройстве формирования стробирующих импульсов формируют стробирующий импульс, открывающий усилитель лазерной головки самонаведения беспилотного летательного аппарата на время ожидаемого прихода отраженного от цели сигнала. Технический результат - использование разных авиационных носителей с разными типами БПЛА без дополнительной доработки станции подсвета цели носителя. 5 ил.

Способ поражения цели-поставщика когерентных помех ракетами с активными радиолокационными головками самонаведения // 2586819

Изобретение относится к области авиационной техники и может использоваться при разработке авиационных и зенитных управляемых ракет. Предложенный способ поражения цели-постановщика когерентных помех заключается в пространственном разнесении излучателя зондирующего сигнала и приемника отраженного от цели сигнала, которое достигается путем одновременного пуска функционально связанной группы как минимум из двух ракет, передатчики которых излучают на разных частотах, а приемники воспринимают частоты передатчиков соседних ракет. Это практически исключает взаимные помехи, т.к. приемники прицельно настроены на частоту излучаемого сигнала своего передатчика и находятся вне полосы частот приемника. При этом обеспечивается высокоточное наведение ракет, которые необходимо пускать по максимально расходящимся траекториям типа «клещи». Технический результат - повышение эффективности поражения цели-постановщика когерентных помех путем пуска и наведения ракет с активными радиолокационными головками самонаведения, излучающими зондирующие сигналы на разных частотах, с приемниками, настроенными на частоту передатчиков соседних ракет. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель // 2593911

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую, упрежденную точку встречи, на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны. Технический результат - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель (ГВЦ) в наивыгоднейшую упреждающую точку встречи создать условия для обеспечения в его бортовой радиолокационной системе (БРЛС) требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтеза апертуры (РСА). 4 ил.

Способ автоматического управления головкой самонаведения, установленной на реактивном снаряде, в частности на ракете // 2595309

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления реактивными снарядами. Технический результат - повышение эффективности систем самонаведения. Для этого реактивный снаряд (1) оснащен головкой (2) самонаведения с системой самонаведения на базе бесплатформенной навигационной системы, характеризующейся стадией захвата цели, в ходе которой она пытается обнаружить цель (C), и которая характеризуется направлением (3) визирования, причем указанное направление (3) визирования является фиксированным по отношению к реактивному снаряду (1) и направлено вдоль продольной оси (4) последнего, и указанный реактивный снаряд (1) дополнительно содержит средства (8) управления для осуществления автоматического управления указанным реактивным снарядом (1) таким образом, чтобы его продольная ось (4) во время полета в ходе стадии захвата головкой (2) самонаведения описывала окружность, радиус которой увеличивается во времени, пока цель (C) не будет обнаружена. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ формирования траектории полета информационного летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2597309

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования траектории летательного аппарата. Для формирования траектории летательного аппарата в блок памяти передают сигналы, пропорциональные координатам, курсу и горизонтальной скорости цели, запоминают их на момент поступления, передают или вводят заданную величину промаха, сравнивают полученные сигналы, оценивают отклонения ЛА по курсу и дальности, получают поправку к текущему курсу и запоминают ее в выходном буфере, передают из буфера в систему автоматического управления курсом ЛА для отработки, обеспечивают движения ЛА по заданному радиусу вокруг цели, формируют новую траекторию при движении цели. Устройство для формирования траектории содержит коммутатор, блок памяти, два вычитающих устройства, выходной буфер, блок дальности, блок фиктивной цели, блок углового смещения, логический блок, соединенные определенным образом. Блок фиктивной цели содержит два делителя, вычислитель арксинуса, вычислитель арктангенса, устройство сравнения, умножитель, два арифметических устройства. Блок углового смещения содержит два вычислителя синуса, два умножителя, вычитающее устройство. Логический блок содержит два блока сравнения с заданной величиной, усилитель, два вычитающих устройства, пять умножителей, два делителя, два инвертора, вычислитель арктангенса, два сумматора. Обеспечивается автоматическое формирование траектории ЛА при движении цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ высокоточного поражения радиоэлектронных объектов // 2598687

Изобретение относится к вооружению, в частности к системам огневого поражения радиоэлектронных объектов. Для поражения РЭС, функционирующих в СЧ, ВЧ и ОВЧ, на одном управляемом боеприпасе (УБП) используется два метода самонаведения: на начальных участках полета для поиска и грубого наведения на РЭС - радиосистема самонаведения; на конечном участке, после отключения наведения по РЭС, для более точного наведения - оптико-электронная система. Это позволяет существенно повысить устойчивость наведения на РЭС, увеличить дальность поражения и сократить время подготовительного периода пуска УБП. Технический результат - повышение эффективности поражения РЭС, функционирующих СЧ, ВЧ и ОВЧ диапазонах. 2 ил.

Способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели и устройство для его реализации (варианты) // 2607758

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта. При этом траекторию объекта формируют в виде циклически повторяющихся дугообразных отрезков, по которым объект движется с заданной (максимальной) угловой скоростью, одинаковой по модулю, но противоположной по знаку. Каждые два отрезка объединяют в цикл, который начинается и заканчивается фактом совпадения направления вектора скорости объекта с линией визирования цели, а смену знака угловой скорости внутри цикла производят по факту совпадения углов наклона относительно инерциальной системы координат линий, соединяющих объект и цель в начале цикла и в данный момент. Также предложены устройства, реализующие указанный выше способ. 4 н.п. ф-лы, 4 ил.

Антенное устройство с бикардановым подвесом // 2613344

Изобретение относится к системам самонаведения, в частности к антеннам с механическим сканированием зеркала антенны, и может быть использовано на подвижных объектах, например, в активных радиолокационных головках самонаведения сверхзвуковых ракет на конечном участке выхода на цель. Антенное устройство с бикардановым подвесом, выполненным в виде двух кардановых подвесов, состоящих из внешней и внутренней рамок, содержит приводы поворота внешней и внутренней рамок, расположенные на неподвижном основании, сверхвысокочастотный тракт, зеркало, закрепленное на внутренней рамке первого карданова подвеса, и подвижно и консольно установленный шток, на котором закреплена вилка, кинематически связанная с бугелем (дугой), концы которого закреплены на приводе внутренней рамки. При этом ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса проходит параллельно плоскости основания, отличающееся тем, что внутренние и внешние рамки кардановых подвесов соединены соответственно двумя тягами, установленными симметрично оси вращения штока, закрепленного на валу внешней рамки второго карданова подвеса на внешней ее стороне и по оси симметрии внешней рамки, при этом ось привода бугеля (внутренней рамки) пересекает ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса перпендикулярно плоскости основания, а вал вилки бугеля установлен подвижно в плоскости симметрии штока под углом к оси симметрии внешней рамки второго карданова подвеса, причем вилка выполнена с возможностью ее поворота относительно оси поперечного сечения бугеля, а на валу вилки установлена пружина кручения, один конец которой закреплен на штоке, а другой на вилке. Техническим результатом является повышение плотности компоновки антенного устройства симметрично строительной оси ракеты, улучшение балансировки и увеличение поля «зрения» подвижного зеркала антенны. 8 ил.