RU2805438C1 - Rocket launch block - Google Patents
Rocket launch block Download PDFInfo
- Publication number
- RU2805438C1 RU2805438C1 RU2023109218A RU2023109218A RU2805438C1 RU 2805438 C1 RU2805438 C1 RU 2805438C1 RU 2023109218 A RU2023109218 A RU 2023109218A RU 2023109218 A RU2023109218 A RU 2023109218A RU 2805438 C1 RU2805438 C1 RU 2805438C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial channels
- groups
- central channel
- rocket
- channel
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам запуска ракет из пускового контейнера и представляет собой отделяемый стартовый блок, предназначенный для выброса ракеты из контейнера, увода от стартовой площадки на безопасное расстояние и пространственного позиционирования ракеты, обеспечивающего его дальнейшее движение по необходимой траектории.The invention relates to rocket technology, in particular to systems for launching rockets from a launch container and is a detachable launch block designed to eject a rocket from the container, move it away from the launch pad to a safe distance and spatially position the rocket, ensuring its further movement along the required trajectory.
Известно устройство старта управляемой ракеты по патенту РФ 2240489, опубл. 20.11.2004, БИ №32, которое содержит разгонную двигательную установку ракеты и средства управления ориентацией в виде импульсных твердотопливных реактивных двигателей, смонтированных на отделяемом от ракеты корпусе. Разгонная двигательная установка выполнена в виде двух параллельно установленных ракетных двигателей большой и малой тяги. Корпус средств управления ориентацией установлен на носовой части ракеты и снабжен импульсными твердотопливными реактивными двигателями увода, ограниченное число которых снижает возможности по компенсации отклонений ракеты от требуемой траектории.A device for launching a guided missile is known according to RF patent 2240489, publ. 11/20/2004, BI No. 32, which contains the rocket’s booster propulsion system and attitude control means in the form of pulsed solid-fuel jet engines mounted on a body detachable from the rocket. The booster propulsion system is made in the form of two parallel-mounted high- and low-thrust rocket engines. The attitude control housing is installed on the nose of the rocket and is equipped with pulsed solid-propellant thrust jet engines, the limited number of which reduces the ability to compensate for deviations of the rocket from the required trajectory.
Также известна система старта и ориентации ракеты по патенту РФ 2082946, опубл. 27.06.1997 г., которая содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, включающую газогенератор, газораспределительное устройство, газодинамический исполнительный орган и систему управления. Средства ориентации размещены в кольцевом корпусе, предназначенном для жесткой связи с хвостовой частью корпуса ракеты. Внутренняя поверхность кольцевого корпуса выполнена конусообразной и покрыта теплоизоляционным материалом с образованием газовода сопла.Also known is the rocket launch and orientation system according to RF patent 2082946, publ. 06/27/1997, which contains an annular housing, a starting engine with a jet nozzle, a device for deflecting the thrust vector, an attachment point to the rocket, a correction system including a gas generator, a gas distribution device, a gas-dynamic executive body and a control system. Orientation aids are located in a ring housing designed for rigid connection with the tail part of the rocket body. The inner surface of the annular housing is made cone-shaped and covered with heat-insulating material to form a nozzle gas duct.
Однако данная система труднореализуема для ракет диаметром до 400 мм. При этом последовательные выброс из контейнера, пространственная ориентация и увод от места старта реализуются разными функционально независимыми устройствами (пороховой аккумулятор давления, система ориентации, маршевый двигатель), что при вертикальном старте снижает надежность и повышает вероятность нештатной работы такой системы старта и ориентации ракеты.However, this system is difficult to implement for missiles with a diameter of up to 400 mm. In this case, successive ejection from the container, spatial orientation and removal from the launch site are implemented by various functionally independent devices (powder pressure accumulator, orientation system, propulsion engine), which during a vertical launch reduces reliability and increases the likelihood of abnormal operation of such a launch system and rocket orientation.
Общими признаками с предлагаемым авторами стартовым блоком ракеты является наличие кольцевого корпуса, стартового двигателя с реактивным соплом, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции.Common features with the rocket launch block proposed by the authors are the presence of an annular housing, a starting engine with a jet nozzle, a thrust vector deflection device, an attachment point to the rocket, and a correction system.
Известен стартовый блок ракеты по патенту РФ №2752300, МПК F42B 10/66, опубл. 26.07.2021 г., бюл. №21, принятый авторами за прототип. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции. Стартовый двигатель включает в себя заряд твердого топлива с центральным каналом.The rocket launch block is known according to RF patent No. 2752300, IPC F42B 10/66, publ. July 26, 2021, bulletin. No. 21, accepted by the authors as a prototype. The rocket launch block contains an annular housing, a starting engine, a jet nozzle and a tubular asymmetrical nozzle enclosing it, a thrust vector deflection device, an attachment to the rocket, and a correction system. The starting engine includes a solid fuel charge with a central channel.
Задачей данного технического решения (прототипа) являлось упрощение конструкции, повышение надежности функционирования, безопасности и улучшение технико-экономических характеристик стартового блока ракеты.The purpose of this technical solution (prototype) was to simplify the design, increase operational reliability, safety and improve the technical and economic characteristics of the rocket launch block.
Дальнейшее совершенствование стартового блока ракеты в направлении повышения надежности функционирования приводит к необходимости поиска новых конструктивных решений, позволяющих повысить тяговые характеристики стартового двигателя в начальный момент времени, перекомпоновки составных частей стартового двигателя, например, расположение воспламенителя, позволяющего повысить надежность и быстродействие поджигания заряда твердого топлива, повысить безопасность функционирования стартового блока, упростить его конструкцию.Further improvement of the rocket launch block in the direction of increasing operational reliability leads to the need to search for new design solutions to increase the traction characteristics of the launch engine at the initial moment of time, rearrangement of the components of the launch engine, for example, the location of the igniter, which allows increasing the reliability and speed of ignition of the solid fuel charge, increase the operating safety of the starting block and simplify its design.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стартового блока ракеты являются наличие в прототипе кольцевого корпуса, стартового двигателя с воспламенителем, включающего заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивного сопла и охватывающего его трубчатого несимметричного насадка, устройства отклонения вектора тяги, узла крепления к ракете, системы коррекции.Common features with the design of the rocket launch block proposed by the authors are the presence in the prototype of a ring housing, a starting engine with an igniter, including a solid fuel charge with a central channel, a jet nozzle and an enclosing tubular asymmetrical nozzle, a thrust vector deflection device, an attachment point to the rocket, and a correction system .
В отличие от прототипа в предлагаемом стартовом блоке ракеты в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S1 боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S2 боковой поверхности центрального канала, при этом расстояние L3 между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d2 центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя,Unlike the prototype, in the proposed rocket launch block, in the front part of the solid fuel charge with a central channel perpendicular to its longitudinal axis, there are 2 or 3 groups of radial channels identical in geometric parameters and equal in number in each group, each of which is located in a plane passing through their longitudinal axes, with the total area S 1 of the lateral surfaces of the radial channels of all groups equal to (0.4...1.0) the area S 2 of the lateral surface of the central channel, while the distance L 3 between the axes of the radial channels of two adjacent groups is within ( 0.5...1.0) diameter d 2 of the central solid fuel charge channel and the number of radial channels in each group is selected within 4...8, and the igniter is mounted in the front part of the starting engine,
где S1 =πd1L1n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп;where S 1 =πd 1 L 1 n is the total area of the lateral surfaces of the radial channels of all groups;
d1 - диаметр радиального канала;d 1 - diameter of the radial channel;
L1 - длина радиального канала;L 1 - length of the radial channel;
n - общее количество радиальных каналов во всех группах;n is the total number of radial channels in all groups;
S1 = (0,4…1,0) S2;S 1 = (0.4…1.0) S 2 ;
S2 = πd2L2 - площадь боковой поверхности центрального канала;S 2 = πd 2 L 2 - area of the lateral surface of the central channel;
d2 - диаметр центрального канала;d 2 - diameter of the central channel;
L2 - длина центрального канала;L 2 - length of the central channel;
L3 = (0,5…1,0) d2 - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп.L 3 = (0.5…1.0) d 2 - the distance between the axes of the radial channels of two adjacent groups.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a cause-and-effect relationship between the set of essential features of the proposed technical solution and the achieved technical result.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования стартового блока ракеты за счет увеличения тяговых характеристик стартового двигателя в начальный момент времени, перекомпоновки составных частей стартового двигателя, повышения безопасности функционирования двигателя и стартового блока в целом за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшение технико-экономических характеристик.The objective of the proposed invention is to increase the reliability of the functioning of the rocket launch block by increasing the traction characteristics of the starting engine at the initial moment of time, rearranging the components of the starting engine, increasing the safety of the operation of the engine and the launch block as a whole by eliminating the discarding of the igniter after the end of its operation, improving the technical economic characteristics.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях достаточны.The indicated features, which are distinctive from the prototype and which are covered by the requested scope of legal protection, are sufficient in all cases.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в отличие от прототипа, содержащего кольцевой корпус, стартовый двигатель с воспламенителем, включающий заряд твердого топлива с центральным каналом, реактивное сопло и охватывающий его трубчатый несимметричный насадок, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции, согласно изобретению в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S1 боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S2 боковой поверхности центрального канала, при этом расстояние L3 между осями радиальных каналов двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) диаметра d2 центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель смонтирован в передней части стартового двигателя,The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that, in contrast to the prototype containing an annular housing, a starting engine with an igniter, including a solid fuel charge with a central channel, a jet nozzle and an enclosing tubular asymmetrical nozzle, a device for deflecting the thrust vector, and an attachment point to the rocket , correction system, according to the invention, in the front part of the solid fuel charge with a central channel perpendicular to its longitudinal axis there are 2 or 3 groups of radial channels identical in geometric parameters and equal in number in each group, each of which is located in a plane passing through their longitudinal axes , with the total area S 1 of the lateral surfaces of the radial channels of all groups equal to (0.4...1.0) the area S 2 of the lateral surface of the central channel, while the distance L 3 between the axes of the radial channels of two adjacent groups is within (0.5 ...1.0) diameter d 2 of the central solid fuel charge channel and the number of radial channels in each group is selected within 4...8, and the igniter is mounted in the front part of the starting engine,
где S1 = πd1L1n - суммарная площадь боковых поверхностей радиальных каналов всех групп;where S 1 = πd 1 L 1 n - the total area of the lateral surfaces of the radial channels of all groups;
d1 - диаметр радиального канала;d 1 - diameter of the radial channel;
L1 - длина радиального канала;L 1 - length of the radial channel;
n - общее количество радиальных каналов во всех группах;n is the total number of radial channels in all groups;
S1 = (0,4…1,0) S2;S 1 = (0.4…1.0) S 2 ;
S2 = πid2L2 - площадь боковой поверхности центрального канала;S 2 = πid 2 L 2 - area of the lateral surface of the central channel;
d2 - диаметр центрального канала;d 2 - diameter of the central channel;
L2 - длина центрального канала;L 2 - length of the central channel;
L3 = (0,51,0) d2 - расстояние между осями радиальных каналов двух соседних групп.L 3 = (0.51,0) d 2 - the distance between the axes of the radial channels of two adjacent groups.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, by performing:
- в передней части заряда твердого топлива с центральным каналом перпендикулярно его продольной оси 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов, каждая из которых расположена в плоскости, проходящей через их продольные оси, с суммарной площадью S1 боковых поверхностей радиальных каналов всех групп, равной (0,4…1,0) площади S2 боковой поверхности центрального канала, и расстояния L3 между осями радиальных каналов двух соседних групп в пределах (0,5…1,0) диаметра d2 центрального канала заряда твердого топлива и количество радиальных каналов в каждой группе выбрано в пределах 4…8 - увеличить тягу стартового двигателя в начальный момент времени и повысить тем самым надежность функционирования стартового блока ракеты. Выполнение суммарной площади S1 < 0,4 S2 не приводит к существенному изменению тяговых характеристик стартового двигателя и уменьшению времени отрыва стартового блока от пускового контейнера. Увеличение суммарной площади S1 > S2 нецелесообразно, так как это приведет к быстрому сгоранию заряда твердого топлива и для обеспечения дальнейшего функционирования стартового блока при выведении ракеты необходимо увеличивать габаритно-массовые характеристики двигателя и стартового блока в целом. Кроме того, при этом повышается давление продуктов сгорания заряда твердого топлива и необходимо увеличивать толщину стенок стартового двигателя для обеспечения прочности и надежности функционирования. При расстоянии L3 между осями радиальных каналов двух соседних групп менее 0,5 диаметра d2 происходит неравномерное распределение давления продуктов сгорания по длине заряда твердого топлива и стенок стартового двигателя, что может привести к его эрозии, снижению надежности функционирования стартового блока. Увеличение расстояния L3 между осями радиальных каналов двух соседних групп свыше диаметра d2 приводит к неравномерности изменения газодинамических параметров продуктов сгорания заряда твердого топлива по длине заряда из-за не обеспечения оптимального закона его горения, а также на выходе из реактивного сопла. Несимметричный насадок может в этом случае формировать нестационарный по времени управляющий газодинамический момент относительно центра масс ракеты со стартовым блоком;- in the front part of the solid fuel charge with a central channel perpendicular to its longitudinal axis there are 2 or 3 groups of radial channels identical in geometric parameters and equal in number in each group, each of which is located in a plane passing through their longitudinal axes, with a total area S 1 lateral surfaces of the radial channels of all groups, equal to (0.4...1.0) area S 2 of the lateral surface of the central channel, and the distance L 3 between the axes of the radial channels of two adjacent groups within (0.5...1.0) diameter d 2 the central channel of the solid fuel charge and the number of radial channels in each group are selected within the range of 4...8 - to increase the thrust of the starting engine at the initial moment of time and thereby increase the reliability of the functioning of the rocket starting block. Making the total area S 1 < 0.4 S 2 does not lead to a significant change in the traction characteristics of the starting engine and a decrease in the time of separation of the starting block from the launch container. Increasing the total area S 1 > S 2 is impractical, since this will lead to rapid combustion of the solid fuel charge and to ensure the further functioning of the launch block during rocket launch, it is necessary to increase the overall weight characteristics of the engine and the launch block as a whole. In addition, this increases the pressure of the combustion products of the solid fuel charge and it is necessary to increase the thickness of the walls of the starting engine to ensure strength and reliable operation. When the distance L 3 between the axes of the radial channels of two adjacent groups is less than 0.5 of the diameter d 2 , an uneven distribution of the pressure of the combustion products occurs along the length of the solid fuel charge and the walls of the starting engine, which can lead to its erosion and a decrease in the reliability of the starting block. An increase in the distance L 3 between the axes of the radial channels of two adjacent groups above the diameter d 2 leads to uneven changes in the gas-dynamic parameters of the combustion products of a solid fuel charge along the length of the charge due to the failure to ensure the optimal law of its combustion, as well as at the exit from the jet nozzle. An asymmetrical nozzle can in this case form a time-unsteady control gas-dynamic torque relative to the center of mass of the rocket with the launch block;
- расположения воспламенителя в передней части стартового двигателя - повысить надежность поджигания заряда твердого топлива предлагаемой конфигурации, упростить конструкцию воспламенителя и стартового двигателя, повысить безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшить технико-экономические характеристики.- location of the igniter in the front part of the starting engine - to increase the reliability of ignition of the solid fuel charge of the proposed configuration, to simplify the design of the igniter and the starting engine, to increase safety by eliminating the discarding of the igniter after the end of its operation, to improve the technical and economic characteristics.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на Фиг. 1 представлен общий вид стартового блока ракеты, на Фиг. 2, Фиг. 3 - общий вид заряда твердого топлива стартового двигателя.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where in FIG. 1 shows a general view of the rocket launch block, FIG. 2, Fig. 3 - general view of the solid fuel charge of the starting engine.
Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус 1, стартовый двигатель 2 с реактивным соплом 3, устройство отклонения вектора тяги 4, смонтированный на реактивном сопле 3 трубчатый несимметричный насадок 5, узел крепления 6 к ракете 7, систему коррекции 8, включающую газогенератор 9, газораспределительное устройство 10, газодинамический исполнительный орган 11 и систему управления 12.The rocket launch block contains an annular housing 1, a
Стартовый двигатель 2 включает в себя заряд твердого топлива 13 с центральным каналом 14, воспламенитель 15. В передней части заряда 13 твердого топлива перпендикулярно его продольной оси выполнены 2 или 3 группы одинаковых по геометрическим параметрам и равных по количеству в каждой группе радиальных каналов 16. Суммарная площадь S1 боковых поверхностей радиальных каналов 16 всех групп равна (0,4…1,0) S2.The
Расстояние L3 между осями радиальных каналов 16 двух соседних групп выполнено в пределах (0,5…1,0) d2, количество радиальных каналов 16 в каждой группе выбрано в пределах 4…8, а воспламенитель 15 смонтирован в передней части стартового двигателя 2.The distance L 3 between the axes of the
Предлагаемое устройство работает следующим образом.The proposed device works as follows.
При предстартовой подготовке посредством устройства отклонения вектора тяги 4 устанавливают и фиксируют трубчатый несимметричный насадок 5, охватывающий сопло 3, в положении, необходимом для обеспечения заданного направления стрельбы, в систему управления 12 вводят данные полетного задания. После запуска стартового двигателя 2 посредством срабатывания воспламенителя 15 происходит горение заряда 13 в центральном канале 14 и во всех радиальных каналах 16.During pre-launch preparation, by means of the thrust vector deflection device 4, a tubular
Благодаря этому происходит увеличение тяги в начальный момент времени работы стартового блока, уменьшается время выхода из пускового контейнера, повышается надежность функционирования стартового блока ракеты, что особенно важно при вертикальном старте ракеты, повышается безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы.Thanks to this, the thrust increases at the initial moment of operation of the launch block, the time of exit from the launch container decreases, the reliability of the functioning of the rocket launch block increases, which is especially important for a vertical rocket launch, and safety increases by eliminating the dropping of the igniter after the end of its operation.
Стартовый блок вместе с ракетой 7, соединенной с корпусом 1 посредство узла крепления 6, начинает движение, насадок 5 обеспечивает заданное направление траектории. Система управления 12 подает команду на запуск газогенератора 9, газораспределительное устройство 10 направляет потоки газа на исполнительный орган 10 и обеспечивает коррекцию положения ракеты 7 на траектории. После запуска маршевого двигателя системой управления 12 под действием давления продуктов сгорания срабатывает узел крепления 6 к ракете 7 и стартовый блок ракеты отделяется.The launch block, together with the rocket 7, connected to the body 1 via the
Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность функционирования стартового блока ракеты, повысить безопасность за счет исключения сбрасывания воспламенителя после окончания его работы, улучшить технико-экономические характеристики стартового блока ракеты.The proposed invention makes it possible to increase the reliability of the functioning of the rocket launch block, increase safety by eliminating the discarding of the igniter after completion of its operation, and improve the technical and economic characteristics of the rocket launch block.
Claims (10)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2805438C1 true RU2805438C1 (en) | 2023-10-17 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1534919A (en) * | 1976-03-11 | 1978-12-06 | Pains Wessex Ltd | Rocket motors |
| RU2133864C1 (en) * | 1997-09-10 | 1999-07-27 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2377431C2 (en) * | 2007-12-17 | 2009-12-27 | Пензенский артиллерийский инженерный институт им. Главного маршала артиллерии Н.Н. Воронова | Solid propellant ascent engine |
| RU159995U1 (en) * | 2014-12-15 | 2016-02-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | POWDER PRESSURE BATTERY |
| CN108869100A (en) * | 2018-07-03 | 2018-11-23 | 北京航空航天大学 | Separation pushes away solid-liquid rocket and rocket auxiliary braking system with counter |
| RU2752300C1 (en) * | 2020-11-30 | 2021-07-26 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rocket launch unit |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1534919A (en) * | 1976-03-11 | 1978-12-06 | Pains Wessex Ltd | Rocket motors |
| RU2133864C1 (en) * | 1997-09-10 | 1999-07-27 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2377431C2 (en) * | 2007-12-17 | 2009-12-27 | Пензенский артиллерийский инженерный институт им. Главного маршала артиллерии Н.Н. Воронова | Solid propellant ascent engine |
| RU159995U1 (en) * | 2014-12-15 | 2016-02-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | POWDER PRESSURE BATTERY |
| CN108869100A (en) * | 2018-07-03 | 2018-11-23 | 北京航空航天大学 | Separation pushes away solid-liquid rocket and rocket auxiliary braking system with counter |
| RU2752300C1 (en) * | 2020-11-30 | 2021-07-26 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rocket launch unit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7947938B2 (en) | Methods and apparatus for projectile guidance | |
| US6276277B1 (en) | Rocket-boosted guided hard target penetrator | |
| US4688486A (en) | Multi-head military charge | |
| US4932306A (en) | Method and apparatus for launching a projectile at hypersonic velocity | |
| CN113108654B (en) | Air water flushing combined cross-medium anti-ship anti-submarine missile | |
| JP2795537B2 (en) | Missile lateral thrust assembly | |
| US4519315A (en) | Fire and forget missiles system | |
| WO2003016849A2 (en) | Method and apparatus for testing engines | |
| US20110204177A1 (en) | Projectile diverter release and method of diverting a projectile | |
| RU2805438C1 (en) | Rocket launch block | |
| RU2158408C1 (en) | Method and device (ammunition) for destruction of ground and air targets | |
| RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
| US9169806B2 (en) | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile | |
| EP0694155B1 (en) | A method and an apparatus for imparting to an airborn warhead a desired pattern of movement | |
| US5363766A (en) | Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile | |
| US9377279B2 (en) | Rocket cluster divert and attitude control system | |
| US10030951B2 (en) | Drag reduction system | |
| RU2422760C1 (en) | Bicalibre controlled missile | |
| RU2752300C1 (en) | Rocket launch unit | |
| RU2809456C1 (en) | Cassette warhead | |
| RU2386921C1 (en) | Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment | |
| US4721042A (en) | Missiles with annular flare | |
| RU2790728C1 (en) | Cruise missile | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| RU2222771C1 (en) | Rocket |