Активная лазерная головка самонаведения



Активная лазерная головка самонаведения
Активная лазерная головка самонаведения

Владельцы патента RU 2573709:

Акционерное общество "Государственный оптический институт им. С.И. Вавилова" (АО "ГОИ им. С.И. Вавилова") (RU)

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.

 

Изобретение относится к военной технике, а именно к системам управления и самонаведения летательных аппаратов, например ракет, на крупноразмерные морские и наземные цели на фоне местности произвольной формы в любое время суток, в условиях плохой видимости и организованного противодействия.

Известны система наведения ракеты, состоящая из головки совмещения изображений и самонастраивающегося автопилота, а также системы полуактивного самонаведения и оптико-лазерные системы для прицеливания и дальнометрирования, например патенты №1840806, кл. F41G 7/00 от 24.08.1960 г., №2122699, кл. F41G 3/22 от 17.06.1998 г., №2231734, кл. F41G 7/22 от 16.09.2003 г., №2333449, кл. F42G 1/54, F41G 7/22 от 04.12.2006. Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является патент №1840806, кл. F41G 7/00 от 24.08.1960 г. «Система наведения управляемой ракеты, состоящей из головки совмещения изображений и самонастраивающегося автопилота». Она состоит из головки самонаведения (ГС), включающей визир, устройство памяти, анализирующее устройство, и самонастраивающегося автопилота, состоящего, в свою очередь, из блока формирования управляющего сигнала, где формируется управляющий сигнал в зависимости от метода наведения, блока самонастройки и основной части автопилота, в которую входят чувствительные элементы, усилители, коммутационные устройства и т.п.

Работа ГС основана на запоминании и сопровождении информации от всего участка местности, содержащей также изображение цели, полученное телевизионным или тепловизионным устройством. Система самонаведения, имея запомненное изображение, соответствующее точному направлению вектора скорости ракеты на цель, и текущее изображение, полученное с выхода устройства наведения, решает задачу максимального совмещения двух изображений. Величина смещения двух изображений (запомненного и текущего) является сигналом ошибки, управляющим положением ракеты в пространстве, которая поступает в блок формирования управляющего сигнала автопилота. Таким образом, головка самонаведения надежно выдает сигнал управления при визировании малоконтрастных целей на фоне мешающей местности, а также в присутствии ложных целей.

Автопилот является самонастраивающимся, т.е. автопилотом, параметры которого при изменении внешних условий преобразуются в соответствии с законом самонастройки. Он работает в режиме самонастройки как в процессе стабилизации полета ракеты, так и в режиме самонаведения.

Но прототип не лишен недостатков и ограничений. Так, основными факторами, влияющими на дальность обнаружения и распознавания цели телевизионными (ТВ) средствами, кроме уровня освещения наблюдаемой сцены естественными источниками (Солнце, Луна, звезды), является поглощение и рассеяние света в атмосфере. Так, телевизионная ГС при плохих погодных условиях или при неблагоприятных условиях подсвета цели в ряде часто встречающихся ситуаций может полностью терять контраст ее изображения. При применении в ГС тепловизионных (ТПВ) средств к негативным атмосферным факторам добавляются помехи, обусловленные аэродинамическим нагревом входных окон (оптического обтекателя) приемной оптической системы.

Для обеспечения работы в любое время суток ТВ- и ТПВ-каналы должны быть комплексированными. Однако создание единого приемного объектива высокого разрешения для таких комплексированных систем приводит к существенным сложностям в его реализации, а использование независимых каналов приводит к проблеме габаритных ограничений. Последние усугубляются тем, что для распознавания цели в условиях быстрого приближения к ней летательного аппарата пассивные ТВ- И ТПВ-каналы следует дополнять, например, лазерным дальномером.

Все эти отмеченные недостатки приводят к тому, что системы управления и самонаведения летательных аппаратов с использованием пассивных ТВ- или ТПВ-средств не могут обеспечить надежного и высокоточного функционирования в любое время суток при снижении уровней освещенности, при плохой видимости в различных погодных условиях и при организованном противодействии.

Предлагаемая активная лазерная головка самонаведения (ГСН), использующая импульсный метод наблюдения, оптическая и функциональная схемы которой приведены на фиг. 1 и фиг. 2 соответственно, свободна от указанных недостатков. Узел приемно-излучающей системы 1 (см. фиг. 1) стабилизирован в двухосном кардановом подвесе, наружная ось которого установлена в корпусе ГСН. На внутренней оси карданова подвеса, в стабилизированном узле, установлены двухзеркальная телескопическая насадка 2 и первый приемный объектив 11, лазерный излучатель 3 для подсвета цели, оптически сопряженный с первым наклонным дихроичным зеркалом 4, лазерный излучатель дальномера 13, оптически сопряженный со вторым наклонным зеркалом 5. Отраженное целью излучение лазерного излучателя 3 подсвета цели и лазерного излучателя дальномера 13 улавливается двухзеркальной телескопической насадкой 2 и направляется на спектроделитель 9, выполненный в виде дихроичного зеркала. Отраженное им излучение с помощью третьего плоского зеркала 6, первого узкополосного оптического фильтра 7 и второго объектива 8 фокусируется на приемную площадку фотоприемного устройства (ФПУ) дальномера 13. Прошедшее через спектроделитель 9 излучение с помощью второго узкополосного оптического фильтра 10 и первого объектива 11 фокусируется на приемную площадку ФПУ канала изображения 12. На осях карданова подвеса установлены роторы двигателей, датчики угла и угловой скорости системы стабилизации и слежения.

Фотоприемное устройство 12 канала изображения, в отличие от упомянутых выше пассивных (телевизионных и тепловизионных) систем, формирует изображение объектов, находящихся только на определенной дальности, которая задается дальномерным каналом. Пассивные же системы формируют изображение пространства, попадающего в поле зрения со всех дальностей, и поэтому принимают помехи (отражения, рассеивания) со всей трассы визирования цели. Поэтому качество изображения у активных (с подсветом) лазерных систем со стробированием сигнала по дальности существенно выше, чем у пассивных, где такое стробирование невозможно.

Стробирование принимаемых сигналов - одна из функций предлагаемой ГСН, осуществляемая с помощью блока синхронизации и стробирования, работа которого строится на основе обработки сигналов, полученных от лазерного дальномера, и управления лазером подсветки и фотоприемным устройством канала изображения. Именно эта функция отличает предлагаемую ГСН от описанных выше и известных ранее, а также имеет следствием указанные выше конструктивные отличия предлагаемой ГСН от известных: наличие лазерного излучателя подсветки, дальномера, узкополосных лазерных фильтров, зеркал, включая дихроичные, блока синхронизации и стробирования.

На фиг. 2 показана функциональная схема предлагаемой ГСН, где отражено взаимодействие ее основных компонентов. В ней приемно-излучающая оптическая система 1 управляется по углу двухосевым блоком стабилизации и слежения 20. Лазерный излучатель подсвета цели 3 и фотоприемное устройство 12 канала изображения по времени управляются блоком синхронизации и стробирования 14, который формирует временные стробы для ФПУ 12 по сигналам дальномерного канала. Узкополосные оптические фильтры 7 и 10 (см. фиг. 1) перед ФПУ 12 и ФПУ дальномера 13 необходимы для минимизации фоновых засветок (и шумов) в фотоприемных каналах. Сигнальная информация с выхода ФПУ 12 поступает на первый вход блока обнаружения и распознавания 15, на второй вход которого поступает сигнал эталонного изображения цели с первого выхода блока памяти эталонного изображения 16. Сигнал изображения обнаруженной цели поступает на первый вход блока выделения координат заданной точки цели 17, на второй вход которого поступает сигнал эталонного изображения точки прицеливания со второго выхода блока памяти эталонного изображения 16.

Полученные координаты точки прицеливания блока управления слежением 18 по первому выходу подаются на вход блока наведения носителя 19, а по второму выходу - на вход двухосевой системы стабилизации и слежения 20.

Приемно-излучающая оптическая система может быть реализована на зеркальных (металлооптических элементах) в сочетании с линзовыми. Узкополосные оптические фильтры могут быть интерференционными (как и дихроичные зеркала).

Электронные блоки (блок синхронизации и стробирования, блок обнаружения и распознавания, блок памяти эталонного изображения, блок выделения координат заданной точки цели, узлы дальномера) могут быть реализованы на элементной базе фирм Xilinx (ПЛИС) и Texas Instruments (ЦПОС).

Основными компонентами блока стабилизации и слежения могут быть моментные двигатели типа ДБ773.031 разработки ОАО «НПК Карат», инерциальная система типа ADIS 16383 фирмы Analog Device и датчики угла типа DS-58-32 фирмы Netser, а также электронная схема управления двигателями, которая может быть реализована на элементной базе фирмы Texas Instruments, в том числе с применением процессорных микросхем серии TMS.

Фотоприемное устройство канала изображения может быть реализовано, например, на основе полноформатного матричного фотоприемника фирмы «Силар», г. Санкт-Петербург с наличием в схеме его управления цепей синхронизации принимаемых сигналов.

Малогабаритные лазерные излучатели могут быть использованы в классе твердотельных лазеров разработки ОАО «Государственный оптический институт» им. С.И. Вавилова.

Активная лазерная головка самонаведения, содержащая оптическую систему, в фокусе которой установлено фотоприемное устройство канала изображения, и 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, при этом выход фотоприемного устройства соединен со входом блока обнаружения и распознавания, выход блока памяти и хранения эталонного изображения соединен со вторым входом блока обнаружения и распознавания цели, первый выход блока управления слежением подключен к входу двухосевой системы стабилизации и слежения, а его второй выход соединен со входом системы управления носителем, отличающая тем, что в нее введены лазерный излучатель подсвета цели, первое, второе и третье плоское наклонное зеркало, спектроделитель, первый и второй узкополосный оптический фильтр, первый и второй объектив, лазерный дальномер, блок синхронизации и стробирования, при этом первое плоское наклонное зеркало выполнено дихроичным и оптически сопряжено с лазерным излучателем подсвета цели, спектроделитель установлен внутри приемной оптической системы и оптически сопряжен с последовательно установленными третьим плоским наклонным зеркалом, первым узкополосным оптическим фильтром и первым объективом, в фокусе которого установлено фотоприемное устройство лазерного дальномера, а также с последовательно установленными вторым узкополосным оптическим фильтром и вторым объективом, в фокусе которого установлено фотоприемное устройство канала изображения, выход лазерного дальномера соединен со входом блока синхронизации и стробирования, первый выход которого соединен со входом дальномера, второй выход - со входом лазерного излучателя подсвета цели, а третий выход - со вторым входом фотоприемного устройства канала изображения.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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).

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.

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

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области автоматического управления при самонаведении движущегося объекта (в дальнейшем «объект») на другой движущийся объект (в дальнейшем «цель»). Многофункциональный способ самонаведения с дискретными коррекциями траектории движущегося объекта отличается тем, что траекторию объекта формируют в виде сменяющих друг друга дуговых отрезков-полуциклов, по которым объект перемещается с постоянной по модулю, но противоположной по знаку действующей (максимально возможной) угловой скоростью. Два полуцикла объединяют в цикл, начинающийся и заканчивающийся фактом совпадения вектора линейной скорости объекта и линии визирования цели, а смену знака угловой скорости в конце начального полуцикла (то есть в середине цикла) делают по факту наступившей параллельности линий, соединяющей одномоментное нахождение объекта и цели в начальный и текущий моменты времени при условии равенства углов наклона линии максимальной чувствительности локатора и вектора линейной скорости объекта относительно инерциальной систем координат. При этом для реализации нулевого промаха проводят измерения расстояния до цели в начале и в конце каждого цикла или полуцикла траектории объекта, после чего, в текущий момент времени, производят корректирующее воздействие в виде очередного разворота с меньшей величиной угловой скорости. Технический результат данного способа заключается, при условии совпадения в момент визирования цели вектора скорости объекта и линии визирования, в следующих свойствах:- постоянный средний угол упреждения траектории объекта в случае неизменности условий сближения,- минимальный кинематический промах (при постоянстве условий сближения - нулевой),- отсутствие недопустимых перегрузок на объект в процессе самонаведения;- возможность сближения с целью на конечном участке в положениях «больше навстречу» или «больше вдогон»;- обеспечение гарантированного промаха при нештатной ситуации в положениях сближения «сверху» или «снизу»;- обход материального препятствия (преграды) в процессе самонаведения;- сближение с целью одним откорректированным дуговым отрезком с нулевым промахом в случае постоянства условий процесса самонаведения. 4 з.п. ф-лы, 15 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники. Способ парного пуска противосамолетных ракет включает запуск первой противорадиолокационной ракеты, нацеленной на радиолокатор самолета противника или на его сигнатуру от постороннего радиолокатора, летящей по упреждающей пересекающейся траектории, а затем с перерывом вслед ей запуск второй ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, нацеленной на сопло противорадиолокационной ракеты. Скорость противорадиолокационной ракеты равна или больше, чем у ракеты с инфракрасным самонаведением. Противорадиолокационная ракета снабжена автопилотом, автоматически включающимся при потере цели. В топливо противорадиолокационной ракеты добавлен порошок лития или меди, и/или соединение лития или меди, например нитрат лития, боргидрид лития. Противорадиолокационная ракета имеет приемник радиоизлучения с измерителем уровня принимаемого сигнала, причем данные об этом уровне перед пуском выводятся на пусковое устройство оператора или на автоматическое пусковое устройство. Ракета с инфракрасным самонаведением имеет гироскоп для сохранения горизонтали, а головка самонаведения этой ракеты размещена с наклоном вниз. Изобретение позволяет увеличить вероятность поражения цели. 5 з.п. ф-лы.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-01-27 2016-01-27T15:23:13
Наверх