RU183574U1 - Propulsion Stabilization and Aircraft Control - Google Patents

Propulsion Stabilization and Aircraft Control Download PDF

Info

Publication number
RU183574U1
RU183574U1 RU2018119110U RU2018119110U RU183574U1 RU 183574 U1 RU183574 U1 RU 183574U1 RU 2018119110 U RU2018119110 U RU 2018119110U RU 2018119110 U RU2018119110 U RU 2018119110U RU 183574 U1 RU183574 U1 RU 183574U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
aerodynamic
stabilization
aircraft
shunt
Prior art date
Application number
RU2018119110U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Николаевич Левченко
Владимир Васильевич Обрезчиков
Валерий Анатольевич Щеглов
Original Assignee
Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка filed Critical Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка
Priority to RU2018119110U priority Critical patent/RU183574U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU183574U1 publication Critical patent/RU183574U1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Корпус двигательной установки реактивной стабилизации и управления летательного аппарата является ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), органы управления выполнены в виде кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и поворотных управляющих сопел, снабженных источником газообразного рабочего тепла, газогенератор имеет магистраль подачи газа к соплу, снабженную дросселем с шунтом.The body of the propulsion system for reactive stabilization and control of the aircraft is a solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine), the controls are made in the form of kinematically interconnected aerodynamic rudders and rotary control nozzles equipped with a source of gaseous working heat, the gas generator has a gas supply line to the nozzle equipped with a throttle with a shunt.

Полезная модель направлена на обеспечение стабилизации и управления летательного аппарата (ЛА) на участках баллистической траектории полета в сильно разряженном или безвоздушном пространстве как с неработающим, так и с работающим маршевым РДТТ и повышение эффективности стабилизации и управления ЛА.

Figure 00000001
The utility model is aimed at ensuring stabilization and control of the aircraft (LA) in parts of the ballistic flight path in a strongly discharged or airless space with both idle and operating marching solid propellant rocket engines and increasing the efficiency of stabilization and control of aircraft.
Figure 00000001

Description

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной и ракетной космической технике и может быть использована в космических аппаратах и беспилотных летательных аппаратах (ЛА), с участками траектории полета в сильно разреженном или безвоздушном пространстве, в том числе с выключенным маршевым ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).The proposed utility model relates to aviation and rocket space technology and can be used in spacecraft and unmanned aerial vehicles (LA), with sections of the flight path in a very rarefied or airless space, including with the solid propellant solid propellant rocket engine (RDTT) turned off.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является «Устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты» - патент RU 2315261 С2.The closest technical solution, selected as a prototype, is the "Device for stabilizing an aircraft cruise missile" - patent RU 2315261 C2.

Устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты, содержащее корпус, установленный с возможностью отделения хвостовой части ракеты, органы управления в виде рулей, смонтированных на корпусе, привода и механизмы управления рулями, корпус устройства стабилизации выполнен в виде выпуклой крышки, герметизирующей сопло твердотопливного разгонного двигателя ракеты, а органы управления - в виде четырех пар кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и газовых рулей твердотопливного разгонного двигателя, причем каждая пара рулей устройства стабилизации размещена в плоскостях установки аэродинамических рулей ракеты и связана с соответствующим приводом руля ракеты посредством тяг управления и механизма управления рулями устройства стабилизации, который выполнен с возможностью отделения звеньев, управляющих положением аэродинамического руля устройства, а также - разделения с тягами управления от привода руля ракеты.A stabilization device for an aircraft cruise missile, comprising a body mounted with the possibility of separating the tail of the rocket, controls in the form of rudders mounted on the body, actuators and rudder control mechanisms, the body of the stabilization device is made in the form of a convex cover, which seals the nozzle of the solid fuel accelerating rocket engine, and governing bodies - in the form of four pairs of kinematically connected aerodynamic rudders and gas rudders of a solid propellant booster engine, each pa and the stabilization device rudders are placed in the planes of installation of the aerodynamic rocket rudders and connected to the corresponding rocket rudder drive by means of control rods and the stabilization device rudder control mechanism, which is capable of separating the links controlling the position of the aerodynamic rudder of the device, as well as separating the steering rods from the drive rocket booster.

Особенностью данного устройства является то, что оно не может быть использовано в ЛА с участками баллистической траектории полета в сильно разреженном или безвоздушном пространстве как с включенным, так и с выключенным маршевым ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).A feature of this device is that it cannot be used in aircraft with sections of a ballistic flight path in a very rarefied or airless space with and without solid propellant rocket propulsion engine (RDTT) turned on and off.

Общими существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства, являются корпус, органы управления в виде кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и не аэродинамических органов управления, в прототипе - газовых рулей, в предлагаемом устройстве - поворотных сопел.The common essential features of the prototype, which coincide with the essential features of the proposed device, are the body, controls in the form of kinematically interconnected aerodynamic rudders and non-aerodynamic controls, in the prototype gas rudders, in the proposed device rotary nozzles.

Предлагаемой полезной моделью решается техническая задача обеспечения стабилизации и управления ЛА на участках баллистической траектории полета в сильно разряженном или безвоздушном пространстве как с неработающим, так и с работающим маршевым ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) и повышения эффективности стабилизации и управления ЛА.The proposed utility model solves the technical problem of ensuring stabilization and control of aircraft in parts of the ballistic flight path in a strongly discharged or airless space with both idle and solid propellant solid propellant rocket engines (RDTTs) and to increase the efficiency of stabilization and control of aircraft.

Для решения данной технической задачи двигательная установка реактивной стабилизации и управления ЛА, содержащая корпус, органы управления в виде кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и не аэродинамических органов управления, каждый не аэродинамический орган управления размещен в плоскости установки аэродинамического руля и связан с соответствующим приводом аэродинамического руля посредством тяги управления и качалок, при этом корпусом ЛА является РДТТ, органы управления выполнены в виде кинематически связанных между собой трех пар аэродинамических рулей и поворотных управляющих сопел, качалки сопел и качалки аэродинамических рулей имеют разную длину, а каждое сопло снабжено источником газообразного рабочего тела, например, газогенератором с твердотопливным зарядом с магистралью подачи газа.To solve this technical problem, a propulsion system for reactive stabilization and control of an aircraft containing a body, controls in the form of kinematically interconnected aerodynamic rudders and non-aerodynamic controls, each non-aerodynamic control is located in the plane of the aerodynamic steering wheel and connected to the corresponding drive of the aerodynamic steering wheel by means of a control rod and rockers, while the aircraft body is a solid propellant rocket engine, the controls are made in the form of kinematically connected s is between three pairs of aerodynamic control surfaces and control the rotary nozzles and nozzles rocking rocking aerodynamic control surfaces are of different lengths, and each nozzle is provided with a source of gaseous working medium, e.g., a solid fuel gas generator to charge the gas supply manifold.

Отличительным признаком предлагаемого устройства является то, что корпусом является РДТТ, органы управления выполнены в виде кинематически связанных между собой посредством тяг и качалок трех пар аэродинамических рулей и поворотных управляющих сопел, при этом качалки сопел и качалки аэродинамических рулей имеют разную длину, а каждое сопло снабжено источником газообразного рабочего тела, например, газогенератором. Газогенератор может иметь магистраль подачи газа к соплу, снабженную дросселем с шунтом, причем в шунт установлен импульсный регулятор расхода с электронным блоком, связанным электрической цепью с датчиком давления газообразного рабочего тела.A distinctive feature of the proposed device is that the body is a solid propellant rocket engine, the controls are made in the form of kinematically interconnected by means of rods and rockers of three pairs of aerodynamic rudders and rotary control nozzles, while the rocking nozzles and rocking aerodynamic rudders are of different lengths, and each nozzle is equipped a source of a gaseous working fluid, for example, a gas generator. The gas generator may have a gas supply line to the nozzle equipped with a throttle with a shunt, and in the shunt there is a pulse flow regulator with an electronic unit connected by an electric circuit to the pressure sensor of the gaseous working fluid.

Благодаря наличию данных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий результат - обеспечивается стабилизация и управление ЛА на участках баллистической траектории полета в сильно разряженном или безвоздушном пространстве как с неработающим, так и с работающим маршевым ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), повышается эффективность работы двигательной установки в заданном температурном диапазоне эксплуатации.Due to the presence of these distinguishing features, together with the well-known characteristics, the following result is achieved: stabilization and control of the aircraft in the areas of the ballistic flight path in a strongly discharged or airless space with both idle and solid propellant solid propellant rocket engines (RDTTs) are achieved, and the engine’s work efficiency is improved installations in a given operating temperature range.

На фиг. 1 изображено продольное сечение части хвостового отсека ЛА с двигательной установкой реактивной стабилизации и управления, состоящей из корпуса - РДТТ 1, аэродинамических рулей 2, приводов аэродинамических рулей 3, поворотных управляющих сопел 4, тяг 5 и качалок 6 (указаны на виде А), газогенераторов 7. Углы поворота аэродинамических рулей 2 и поворотных управляющих сопел 4 разные, что обеспечивается разной длиной качалок 6. Углы поворота управляющих сопел 4 больше, чем углы поворота аэродинамических рулей 2, что необходимо для обеспечения равенства управляющих моментов от аэродинамических рулей и сопел.In FIG. 1 shows a longitudinal section of part of the tail compartment of the aircraft with a propulsion system for reactive stabilization and control, consisting of a body - solid propellant rocket propeller 1, aerodynamic rudders 2, drives of aerodynamic rudders 3, rotary control nozzles 4, rods 5 and rockers 6 (shown in form A), gas generators 7. The rotation angles of the aerodynamic rudders 2 and the rotary control nozzles 4 are different, which is provided by different lengths of the rocking chairs 6. The angles of rotation of the control nozzles 4 are larger than the angles of rotation of the aerodynamic rudders 2, which is necessary to ensure equal Twa control points on the aerodynamic rudders and nozzles.

На виде А изображена двигательная установка реактивной стабилизации и управления в исходном состоянии и в процессе управления ЛА.Figure A shows the propulsion system of reactive stabilization and control in the initial state and in the process of controlling the aircraft.

На фиг. 2 изображен вид сзади на двигательную установку реактивной стабилизации и управления (вид Б).In FIG. 2 shows a rear view of a propulsion system of reactive stabilization and control (view B).

На фиг. 3 изображена принципиальная схема магистрали подачи газообразного рабочего тела. Она состоит из источника газообразного рабочего тела (ИГРТ) 7, дросселя 8 с шунтом с импульсным регулятором расхода (ИРР) 9, электронного блока (ЭБ) 10, связанного электрической цепью с датчиком давления (Д) 11.In FIG. 3 shows a schematic diagram of the supply line of a gaseous working fluid. It consists of a source of a gaseous working fluid (IGRT) 7, a throttle 8 with a shunt with a pulse flow controller (IRR) 9, an electronic unit (EB) 10 connected by an electric circuit to a pressure sensor (D) 11.

На фиг.4 изображен упрощенный вариант принципиальной схемы магистрали подачи газообразного рабочего тела. Она состоит из источника газообразного рабочего тела (ИГРТ) 7, дросселя 8 с шунтом, реле давления (РД) 12 и электропневмоклапан (ЭПК) 13.Figure 4 shows a simplified version of the circuit diagram of the supply line of a gaseous working fluid. It consists of a source of a gaseous working fluid (IGRT) 7, a throttle 8 with a shunt, a pressure switch (RD) 12 and an electro-pneumatic valve (EPC) 13.

Двигательная установка реактивной стабилизации и управления работает следующим образом.Propulsion reactive stabilization and control works as follows.

При полете ЛА на участке Траектории в плотных слоях атмосферы, стабилизация и управление ЛА осуществляется аэродинамическими рулями 2, которые поворачиваются с помощью приводов 3, получающих управляющие сигналы от системы управления. На участках траектории в сильно разряженном или безвоздушном пространстве аэродинамические рули 2 становятся неэффективными. По команде от системы управления включаются газогенераторы 7, подающие рабочее тело в поворотные управляющие сопла 4. Система управления продолжает выдавать управляющие сигналы на привода 3 аэродинамических рулей 2 и последние посредством тяг 5 и качалок 6 поворачивают управляющие сопла 4, которые обеспечивают стабилизацию и управление ЛА. При входе ЛА в плотные слои атмосферы, его стабилизация и управление вновь осуществляется аэродинамическими рулями 2.When flying an aircraft on a section of the trajectory in dense layers of the atmosphere, the aircraft is stabilized and controlled by aerodynamic rudders 2, which are rotated by means of actuators 3, which receive control signals from the control system. On sections of the trajectory in a strongly discharged or airless space, the aerodynamic rudders 2 become ineffective. At the command of the control system, gas generators 7 are turned on, supplying the working fluid to the rotary control nozzles 4. The control system continues to provide control signals to the actuators 3 of the aerodynamic rudders 2 and the control nozzles 4, which provide stabilization and control of the aircraft, are rotated by means of rods 5 and rockers 6. When the aircraft enters the dense layers of the atmosphere, its stabilization and control are again carried out by the aerodynamic rudders 2.

Для обеспечения потребной величины тяги каждого из сопел и времени работы газогенераторов в заданном температурном диапазоне эксплуатации, например, для газогенераторов с торцевым горением твердотопливного заряда, его длина определяется из условий работы при максимальной температуре заряда, а диаметр - при минимальной температуре, то есть твердотопливный заряд и газогенератор в целом переразмерены ~ в два раза. Повышение эффективности работы газогенератора и двигательной установки достигается путем обеспечения программного расхода газа в заданном температурном диапазоне эксплуатации, что позволяет улучшить габаритно-массовые параметры. Работа газогенератора с магистралью подачи происходит следующим образом: величина давления в газогенераторе 7, преобразованная датчиком давления 11 в электрический сигнал «Uс» подается в электронный блок 10, туда же поступает от системы управления ЛА управляющий сигнал «Uупр». Сигналы сравниваются в электронном блоке 10 и, при их рассогласовании, реализуется подача сигнала рассогласования в импульсный регулятор расхода 9, который осуществляет или перепуск газа через шунт, или перекрытие прохода газа через шунт в импульсном режиме, что обеспечивает изменение расхода г аза, а в конечном итоге изменение тяги, создаваемой соплами 4 двигательной установки.To ensure the required thrust of each nozzle and the operating time of gas generators in a given operating temperature range, for example, for gas generators with end-face combustion of a solid fuel charge, its length is determined from operating conditions at a maximum charge temperature, and its diameter at a minimum temperature, i.e., a solid fuel charge and the gas generator as a whole is oversized ~ twice. Improving the efficiency of the gas generator and propulsion system is achieved by providing programmed gas flow in a given temperature range of operation, which allows to improve overall mass parameters. The operation of the gas generator with the supply line is as follows: the pressure in the gas generator 7, converted by the pressure sensor 11 into an electrical signal “U с ”, is supplied to the electronic unit 10, the control signal “U control ” is also received from the control system of the aircraft. The signals are compared in the electronic unit 10 and, when they are mismatched, the mismatch signal is supplied to the pulse flow regulator 9, which either transfers the gas through the shunt or shuts off the gas passage through the shunt in the pulse mode, which ensures a change in the gas flow, and ultimately as a result, a change in the thrust created by the nozzles 4 of the propulsion system.

В упрощенном варианте исполнения магистрали подачи газа реле давления напрямую электрически связана с электропневмоклапаном 13, чем обеспечивается их совместная работа в импульсном режиме. При забросе давления в газогенераторе 7 срабатывает реле давления 12, что приводит к импульсному открытию электропневмоклапана 13, давление в газогенераторе 7 снижается, скорость горения твердотопливного заряда уменьшается, с соответствующим уменьшением расхода газа, то есть тяги, создаваемой соплами 4 двигательной установки. При снижении тяги ниже потребной величины (давления в газогенераторе 7) электропневмоклапан 13 закрывается, давление газов увеличивается, то есть происходит обратный процесс. Далее цикл повторяется.In a simplified version of the gas supply line, the pressure switch is directly electrically connected to the electro-pneumatic valve 13, which ensures their joint operation in pulsed mode. When the pressure is thrown in the gas generator 7, the pressure switch 12 is activated, which leads to a pulsed opening of the electro-pneumatic valve 13, the pressure in the gas generator 7 decreases, the burning rate of the solid fuel charge decreases, with a corresponding decrease in the gas flow rate, i.e., the thrust generated by the nozzles 4 of the engine installation. When the draft decreases below the required value (pressure in the gas generator 7), the electro-pneumatic valve 13 closes, the gas pressure increases, that is, the reverse process occurs. Next, the cycle repeats.

Claims (3)

1. Двигательная установка реактивной стабилизации и управления летательного аппарата, содержащая корпус, органы управления в виде кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и не аэродинамических органов управления, каждый не аэродинамический орган управления размещен в плоскости установки аэродинамического руля и связан с соответствующим приводом аэродинамического руля посредством тяги управления, отличающаяся тем, что корпусом является реактивный двигатель твердого топлива, органы управления выполнены в виде кинематически связанных между собой посредством тяг и качалок трех пар аэродинамических рулей и поворотных управляющих сопел, при этом качалки сопел и качалки аэродинамических рулей имеют разную длину, а каждое сопло снабжено источником газообразного рабочего тела, например газогенератором с твердотопливным зарядом.1. A propulsion system for reactive stabilization and control of an aircraft, comprising a housing, controls in the form of kinematically interconnected aerodynamic rudders and non-aerodynamic controls, each non-aerodynamic control is located in the plane of the aerodynamic rudder and is connected to the corresponding drive of the aerodynamic rudder by means of a thrust control, characterized in that the casing is a jet engine of solid fuel, the controls are made in the form of kin cally interconnected by rods and rocking three pairs of aerodynamic control surfaces and control the rotary nozzles, wherein the nozzles rocking and rocking aerodynamic control surfaces are of different lengths, and each nozzle is provided with a source of gaseous working medium, such as a gas generator with the solid charge. 2. Двигательная установка реактивной стабилизации и управления летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что газогенератор имеет магистраль подачи газа к соплу, снабженную дросселем с шунтом, причем в шунт установлен импульсный регулятор расхода с электронным блоком, связанным электрической цепью с датчиком давления в источнике газообразного рабочего тела.2. A propulsion system for reactive stabilization and control of an aircraft according to claim 1, characterized in that the gas generator has a gas supply line to the nozzle equipped with a throttle with a shunt, and a pulse flow regulator with an electronic unit connected to an electric circuit with a pressure sensor in source of gaseous working fluid. 3. Двигательная установка реактивной стабилизации и управления летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что газогенератор имеет магистраль подачи газа к соплу, снабженную дросселем с шунтом, причем в шунт установлен электропневмоклапан, связанный электрической цепью с реле давления в источнике газообразного рабочего тела.3. A propulsion system for reactive stabilization and control of an aircraft according to claim 1, characterized in that the gas generator has a gas supply line to the nozzle equipped with a throttle with a shunt, and an electro-pneumatic valve connected to the pressure switch in the source of the gaseous working fluid is installed in the shunt.
RU2018119110U 2018-05-24 2018-05-24 Propulsion Stabilization and Aircraft Control RU183574U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119110U RU183574U1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Propulsion Stabilization and Aircraft Control

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119110U RU183574U1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Propulsion Stabilization and Aircraft Control

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU183574U1 true RU183574U1 (en) 2018-09-26

Family

ID=63671496

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018119110U RU183574U1 (en) 2018-05-24 2018-05-24 Propulsion Stabilization and Aircraft Control

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU183574U1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3286956A (en) * 1965-07-19 1966-11-22 Douglas Aircraft Co Inc Missile control system
US4008869A (en) * 1976-01-07 1977-02-22 Litton Systems, Inc. Predicted - corrected projectile control system
RU2240489C1 (en) * 2003-04-24 2004-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack
RU2315261C2 (en) * 2006-01-26 2008-01-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Stabilizing device of aircraft winged missile
RU2364551C2 (en) * 2004-10-06 2009-08-20 Юрий Иванович Безруков Flying wing of vertical take off and landing (fwvtl)
RU2436715C2 (en) * 2010-02-16 2011-12-20 Владимир Владимирович Киселев Aerospace aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3286956A (en) * 1965-07-19 1966-11-22 Douglas Aircraft Co Inc Missile control system
US4008869A (en) * 1976-01-07 1977-02-22 Litton Systems, Inc. Predicted - corrected projectile control system
RU2240489C1 (en) * 2003-04-24 2004-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack
RU2364551C2 (en) * 2004-10-06 2009-08-20 Юрий Иванович Безруков Flying wing of vertical take off and landing (fwvtl)
RU2315261C2 (en) * 2006-01-26 2008-01-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Stabilizing device of aircraft winged missile
RU2436715C2 (en) * 2010-02-16 2011-12-20 Владимир Владимирович Киселев Aerospace aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3972490A (en) Trifan powered VSTOL aircraft
US6668542B2 (en) Pulse detonation bypass engine propulsion pod
US3699771A (en) Rotary wing aircraft lift and propulsion method and systems
US4938021A (en) Sustainer propulsion system
US11964750B2 (en) Propeller speed overshoot preventing logic
US3208383A (en) Ramjet vent
AU2006228511B2 (en) Steering system and method for a guided flying apparatus
RU183574U1 (en) Propulsion Stabilization and Aircraft Control
US2707372A (en) Afterburner apparatus for turbo jet engines having movable flame holder means
US5158246A (en) Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile
US8308104B2 (en) Aircraft having a rotating turbine engine
US5028014A (en) Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile
US3692258A (en) Missile configurations,controls and utilization techniques
CN103192988A (en) Airship
RU2006102052A (en) DEVICE FOR STABILIZATION OF AVIATION WINGED ROCKET
US2974902A (en) Power plant for helicopter
US3386688A (en) Aircraft provided with an engine and a retractable fairing therefor
RU2603305C1 (en) Return carrier rocket stage
EP3418670B1 (en) Parallel combustor configuration for unmanned underwater vehicle propulsion turbine
RU2380282C1 (en) Hypersonic aircraft and onboard combat laser
US2850872A (en) Pulse jet convertible to ram jet engine
US3353356A (en) Vector control system, which includes means for introducing an auxiliary exhaust stream into the primary stream of a rocket motor
RU2609549C1 (en) Return stage of rocket vehicle and method of its operation
WO2022175739A1 (en) Ramjet or scrum jet aircraft engine with the capability of mounting two fans behind the aircraft's nozzle
US2609168A (en) Jet airfoil brake

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20181023