RU183918U1 - Anti-aircraft guided missile - Google Patents
Anti-aircraft guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU183918U1 RU183918U1 RU2018102170U RU2018102170U RU183918U1 RU 183918 U1 RU183918 U1 RU 183918U1 RU 2018102170 U RU2018102170 U RU 2018102170U RU 2018102170 U RU2018102170 U RU 2018102170U RU 183918 U1 RU183918 U1 RU 183918U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- marching
- fairing
- propulsion system
- engine
- speed
- Prior art date
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000008447 perception Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 4
- 230000006870 function Effects 0.000 claims abstract description 3
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 abstract description 19
- 239000013545 self-assembled monolayer Substances 0.000 abstract description 15
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 abstract description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 5
- 238000000682 scanning probe acoustic microscopy Methods 0.000 abstract description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000005474 detonation Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000013467 fragmentation Methods 0.000 description 1
- 238000006062 fragmentation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
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)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к зенитным управляемым ракетам.The utility model relates to rocket technology, in particular to anti-aircraft guided missiles.
Зенитная ракета, в виде конусообразного корпуса, с включенным в него обтекателем, стартовой двигательной установкой, маршевой двигательной установкой, переходным отсеком, приборы управления и наведения, боевую часть, стартовые и маршевые органы управления, отличающаяся тем, что обтекатель и переходной отсек выполнены из жаропрочного электропроводящего материала, на поверхность которых нанесены электропроводящие эмиссионный слой и слой восприятия электронов из материалов с низкой работой выхода электронов с образованием через посредство источника электроэнергии замкнутой цепи, при этом в качестве маршевой двигательной установки установлен высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель.Anti-aircraft missile, in the form of a cone-shaped body, with a fairing included in it, a starting propulsion system, a marching propulsion system, a transition compartment, control and guidance devices, a warhead, launch and marching controls, characterized in that the fairing and transition compartment are made of heat-resistant electrically conductive material, on the surface of which an electrically conductive emission layer and a layer of perception of electrons from materials with low electron work function are deposited with the formation through a closed-circuit electric power source, while a high-speed ramjet engine is installed as a marching propulsion system.
Технический результат заключается в увеличении эффективности поражения высокоскоростных целей за счет обеспечения поддержания движения ЗУР с высокими скоростями с сохранением ее целостности в условиях характерного для высоких скоростей аэродинамического нагрева путем установки в качестве маршевого двигателя ВПВРД и организации электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии обтекателя ЗУР. 1 ил. The technical result consists in increasing the efficiency of hitting high-speed targets by ensuring the support of the movement of SAMs at high speeds while maintaining its integrity under conditions of aerodynamic heating characteristic of high speeds by installing a VVPRD as a marching engine and organizing electronic cooling during thermionic emission of the SAM shell. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к ракетной технике, в частности к зенитным ракетам.The utility model relates to rocket technology, in particular to anti-aircraft missiles.
Известна зенитная ракета по патенту на изобретение № RU 2341762, которая содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора.Known anti-aircraft missile according to the patent for invention No. RU 2341762, which contains a housing, a propulsion system, control system equipment, combat equipment, four folding aerodynamic steering wheels and four folding stabilizers.
Недостатком указанного аналога является низкая скорость полета и неприспособленность для поражения высокоскоростных летальных аппаратов (ВЛА).The disadvantage of this analogue is the low flight speed and inability to destroy high-speed aircraft (VLA).
Известна зенитная ракета по патенту на изобретение № RU 2327949, которая содержит корпус, систему наведения с инерциальной системой управления, приемным блоком линии радиокоррекции и головкой самонаведения, боевое снаряжение и двухимпульсную двигательную установку, включающую двигатель двухрежимную двигательную установку на твердом топливе.Known anti-aircraft missile according to the patent for invention No. RU 2327949, which contains a housing, a guidance system with an inertial control system, a receiving unit of the radio correction line and a homing head, combat equipment and a dual-pulse propulsion system, including a dual-mode propulsion system based on solid fuel.
Известен патент на полезную модель №93962 «Зенитная управляемая ракета».Known patent for utility model No. 93962 "Anti-aircraft guided missile."
Полезная модель содержит корпус, внутри которого установлен маршевый реактивный двигатель, источник топлива для реактивного двигателя, боевая часть для поражения средств воздушного нападения, автопилот, бортовой источник электропитания и бортовая ЭВМ для управления бортовой аппаратурой и полетом ракеты, причем маршевый реактивный двигатель снабжен реактивным соплом и соединен по питающему входу с источником ракетного топлива, а по выходу продуктов сгорания ракетного топлива - с соплом ракеты, маршевый реактивный двигатель выполнен в виде плазменно-реактивного двигателя импульсного действия, в качестве бортового источника электропитания использован магнитогидродинамический (МГД) генератор, установленный на реактивном сопле ракеты, а источник топлива выполнен в виде бака со сжатым газом и импульсным дозатором подачи газа в двигатель или в виде бака со сжиженным топливом и распылителем жидкости.The utility model includes a housing, inside which there is a marching jet engine, a fuel source for the jet engine, a warhead for hitting air attack weapons, an autopilot, an onboard power supply and an onboard computer for controlling onboard equipment and missile flight, and the marching jet engine is equipped with a jet nozzle and connected at the supply inlet to a rocket fuel source, and at the exit of rocket fuel combustion products to a rocket nozzle, the main jet engine is made in a plasma-jet engine of pulsed action, a magnetohydrodynamic (MHD) generator mounted on the rocket jet nozzle is used as an onboard power supply, and the fuel source is made in the form of a tank with compressed gas and a pulsed gas metering device for the engine or in the form of a tank with liquefied fuel and spray liquid.
Недостатком аналогов является низкая эффективность поражения высокоскоростных целей ввиду низкой максимально достижимой и поддерживаемой скорости полета.The disadvantage of analogues is the low efficiency of hitting high-speed targets due to the low maximum achievable and supported flight speed.
Наиболее близкой к технической сущности заявляемой полезной модели является отечественная зенитная управляемая ракета (ЗУР) 9М83 войскового зенитного комплекса С-300 В («Техника и вооружение», №5-6, 1999, стр. 24), содержащая стартовую и маршевую ступени. Маршевая ступень содержит отсек управления, включающий системы наведения, стабилизации по крену и неконтактного подрыва, боевую часть, аэродинамические органы управления и стартовый и маршевый твердотопливный двигатель.Closest to the technical nature of the claimed utility model is the domestic anti-aircraft guided missile (SAM) 9M83 of the S-300 V military anti-aircraft complex ("Technique and Armament", No. 5-6, 1999, p. 24), containing the launch and march stages. The marching stage contains a control compartment, including guidance systems, roll stabilization and non-contact detonation, a warhead, aerodynamic controls and a starting and marching solid propellant engine.
Прототип работает следующим образом. После выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера при вертикальном старте начинается работа стартового двигателя на твердом топливе. После разгона ЗУР происходит отсоединение стартового двигателя и включается маршевый двигатель. Одновременно осуществляется самонаведение ЗУР и по достижении заданного расстояния до цели происходит подрыв осколочной боевой части.The prototype works as follows. After the rocket leaves the transport and launch container with a vertical launch, the operation of the starting engine on solid fuel begins. After dispersal of the missiles, the starting engine is disconnected and the main engine is switched on. At the same time, homing missiles are carried out and upon reaching a predetermined distance to the target, a fragmentation warhead is undermined.
Для обеспечения перехвата высокоскоростных воздушных целей необходимо обеспечить разгон и движение ЗУР на высоких скоростях. Двигатель на твердом топливе характеризуется большой массой и габаритами, что сдерживает возможности по разгону ЗУР тем, что необходимо разгонять большую массу из-за наличия в составе твердого топлива окислителя и горючего, существенно возрастает лобовое сопротивление, увеличивая тем самым аэродинамические потери скорости. Поэтому, движение с большими скоростями приводит к необходимости оснащения ЗУР дополнительной системой тепловой защиты от аэродинамического нагрева.To ensure the interception of high-speed air targets, it is necessary to ensure the acceleration and movement of SAMs at high speeds. A solid fuel engine is characterized by a large mass and dimensions, which hinders the ability to disperse SAMs by the fact that it is necessary to disperse a large mass due to the presence of an oxidizer and fuel in the solid fuel, the drag increases significantly, thereby increasing aerodynamic speed loss. Therefore, movement at high speeds leads to the need to equip SAM with an additional thermal protection system from aerodynamic heating.
Недостатком прототипа является низкая эффективность при перехвате высокоскоростных целей ввиду малой скорости в 1200 м/с.The disadvantage of the prototype is the low efficiency when intercepting high-speed targets due to the low speed of 1200 m / s.
Технической задачей, вытекающей из критики прототипа и аналогов является увеличение максимальной скорости полета и поддержание ее на всем маршевом участке без нарушения целостности конструкции ЗУР в условиях характерного для высоких скоростей аэродинамического нагрева.The technical problem arising from criticism of the prototype and analogues is to increase the maximum flight speed and maintain it throughout the marching section without violating the integrity of the SAM design under conditions characteristic of high-speed aerodynamic heating.
Указанная техническая задача решается тем, что в качестве маршевого двигателя применяется высокоскоростной прямоточный воздушный реактивный двигатель (ВПВРД), а обтекатель и переходный отсек выполняют из электропроводящего жаропрочного материала. При этом на поверхность обтекателя наносится эмиссионный слой (ЭС) из материала с низкой работой выхода электронов (РВЭ), а на поверхность переходного отсека нанесен слой восприятия электронов (СВЭ), электрически последовательно связанные друг с другом через источник электроэнергии.The specified technical problem is solved in that a high-speed ramjet engine is used as a mid-flight engine, and the fairing and the transition compartment are made of electrically conductive heat-resistant material. In this case, an emission layer (ES) of a material with a low electron work function (RWE) is applied to the surface of the fairing, and a layer of electron perception (SVE) is applied to the surface of the transition compartment, electrically connected in series with each other through an electric power source.
В заявляемой полезной модели для тепловой защиты на обтекатель наносится эмиссионный слой из материала с низкой РВЭ. При полете с высокими скоростями происходит нагрев обтекателя до температур, при которых начинает происходить термоэлектронная эмиссия, то есть с поверхности эмиссионного слоя начинают выходить электроны и забирать с собой большое количество тепловой энергии. Обтекатель при этом охлаждается. Вышедшие электроны по полю от источника электрической энергии направляются к СВЭ, где происходит их восприятие и перенаправление через конструкцию переходного отсека, бортовой источник электроэнергии и обтекатель к эмиссионному слою. Одновременно происходит рассеяние тепловой энергии, полученной электронами эмиссии при нагреве обтекателя и в результате в обтекатель возвращаются «остывшие» электроны и цикл охлаждения повторяется заново. Таким образом обеспечивается поддержание такой температуры обтекателя, при которых прочные свойства обтекателя сохраняются на требуемом уровне.In the claimed utility model for thermal protection, an emission layer of a material with low REE is applied to the fairing. When flying at high speeds, the fairing is heated to temperatures at which thermionic emission begins to occur, that is, electrons begin to come out from the surface of the emission layer and take a large amount of thermal energy with them. The fairing is cooled. The released electrons across the field from the source of electric energy are directed to the SHE, where they are perceived and redirected through the design of the transition compartment, the on-board source of electricity and the fairing to the emission layer. At the same time, the thermal energy received by the emission electrons is dissipated when the fairing is heated, and as a result the “cooled” electrons are returned to the fairing and the cooling cycle is repeated again. This ensures that the temperature of the fairing is maintained at which the durable properties of the fairing are maintained at the required level.
Подобным образом можно обеспечить защиту органов управления и других теплонапряженных элементов ЗУР.In a similar way, it is possible to protect controls and other heat-stressed elements of missiles.
При замене маршевого двигателя на твердом топливе (РДТТ) на ВПВРД исключается необходимость наличия окислителя на борту, что снижает массу и габариты ЗУР и способствует более длительному поддержанию высоких скоростей для обеспечения поражения высокоскоростных целей.When replacing a solid propellant solid propellant engine (solid propellant solid propellant propellant engine) with an exhaust air propellant engine, the need for an oxidizing agent on board is eliminated, which reduces the mass and dimensions of the SAM and contributes to a longer maintenance of high speeds to ensure the defeat of high-speed targets.
Заявляемая полезная модель изображена на чертеже.The inventive utility model is shown in the drawing.
ЗУР включает в своем составе стартовый ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) 1, стартовые органы управления 2, маршевый высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ВПВРД) 3, маршевые органы управления 4, эмиссионный слой 5, обтекатель 6, слой восприятия электронов 7, переходной отсек 8, корпус 9, приборы управления и наведения 10, боевая часть 11, источник электроэнергии 12.SAM includes in its composition a solid propellant rocket engine (RDTT) 1,
Стартовый РДТТ 1 предназначен для первоначального набора высокой скорости, при которой становится работоспособен маршевый ВПВРД 3, предназначенный для поддержания высокой скорости полета ЗУР. Стартовые органы управления 2 и маршевые органы управления 4 ЗУР предназначены для обеспечения управления и наведения ЗУР на высокоскоростную цель. Эмиссионный слой 5 предназначен для обеспечения высокой эмиссии электронов при нагреве обтекателя 6, предназначенного для обеспечения наименьшего лобового сопротивления при полете. Переходной отсек предназначен для механической связи корпуса 9, в котором находятся приборы управления и наведения 10 и боевая часть 11, и ВПВРД 3. Слой восприятия электронов 7 предназначен для восприятия электронов, эмитированных с эмиссионного слоя 5. Приборы управления и наведения 10 предназначены для управления и наведения ЗУР на цель. Боевая часть 11 предназначена для поражения высокоскоростной цели при подлете к ней ЗУР. Источник бортовой электроэнергии 12 предназначен для создания электрического поля между эмиссионным слоем 5 и слоем восприятия электронов 7, что позволяет организовать направленное движение электронов через обтекающий ЗУР поток от эмиссионного слоя 5 до слоя восприятия электронов 7 и через проводящие элементы (обтекатель 6 и переходной отсек 8) ЗУР от слоя восприятия электронов 7 до эмиссионного слоя 5.The starting solid propellant rocket engine 1 is intended for the initial high-speed set-up, at which the marching air-propelled
Заявляемая полезная модель работает следующим образом.The inventive utility model works as follows.
В начальный момент времени включается стартовый РДТТ 1, который разгоняет ЗУР до высоких скоростей, при которых становится работоспособным ВПВРД 3. В процессе работы РДТТ 1 ЗУР управляется посредствам стартовых органов управления 2. После прекращения работы РДТТ 1 он отделяется и в работу включается маршевый ВПВРД 3. Управление ЗУР осуществляется посредством маршевых органов управления 4. Управляющие команды на стартовые 2 и маршевые 4 органы управления подаются от приборов управления и наведения 10. Одновременно, при высоких скоростях полета с работающим маршевым ВПВРД 3 носовой обтекатель 6 и эмиссионный слой 5 нагревается до температур, при которых с поверхности ЭС 5 начинают выходить «горячие» электроны, забирая с собой тепло и охлаждая обтекатель 6 и ЭС 5. «Горячие» электроны направляются к СВЭ 7 по электрическому полю, созданному источником электроэнергии 12. При попадании «горячих» электронов на СВЭ 7 электроны направляются в конструкцию переходного отсека 8, далее через источник электроэнергии 12 и обтекатель 6 к ЭС 5. При этом происходит рассеяние тепловой энергии, полученной электронами эмиссии при нагреве обтекателя 6 и ЭС 5. В результате в ЭС 5 возвращаются «остывшие» электроны и цикл охлаждения повторяется заново. При сокращении расстояния от ЗУР до высокоскоростной цели происходит подрыв боевой части 11.At the initial moment of time, the starting solid propellant rocket launcher is activated, which accelerates the missile launcher to high speeds, at which it becomes
Таким образом, решается поставленная техническая задача и достигается технический результат, который заключается в увеличении эффективности поражения высокоскоростных целей за счет обеспечения достижения и поддержания движения ЗУР с высокими скоростями с сохранением ее целостности в условиях характерного для высоких скоростей аэродинамического нагрева путем установки маршевого ВПВРД и организации электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии обтекателя ЗУР.Thus, the stated technical problem is solved and the technical result is achieved, which consists in increasing the efficiency of hitting high-speed targets by ensuring the achievement and maintenance of the movement of SAMs at high speeds while maintaining its integrity under conditions characteristic of high-speed aerodynamic heating by installing marching VREP and organizing electronic cooling during thermionic emission of a SAM fairing.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018102170U RU183918U1 (en) | 2018-01-19 | 2018-01-19 | Anti-aircraft guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018102170U RU183918U1 (en) | 2018-01-19 | 2018-01-19 | Anti-aircraft guided missile |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU183918U1 true RU183918U1 (en) | 2018-10-09 |
Family
ID=63793805
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018102170U RU183918U1 (en) | 2018-01-19 | 2018-01-19 | Anti-aircraft guided missile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU183918U1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
RU2209494C1 (en) * | 2002-04-09 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose antenna cone |
RU2225664C2 (en) * | 2002-04-22 | 2004-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Cone |
RU2337437C1 (en) * | 2007-07-18 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Missile nose cone |
RU2410297C1 (en) * | 2009-06-04 | 2011-01-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-исследовательский институт космических и авиационных материалов" | Inner multilayer heat insulation of nose fairings |
-
2018
- 2018-01-19 RU RU2018102170U patent/RU183918U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4520364A (en) * | 1983-04-19 | 1985-05-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Attachment method-ceramic radome to metal body |
RU2209494C1 (en) * | 2002-04-09 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Rocket nose antenna cone |
RU2225664C2 (en) * | 2002-04-22 | 2004-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Cone |
RU2337437C1 (en) * | 2007-07-18 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Missile nose cone |
RU2410297C1 (en) * | 2009-06-04 | 2011-01-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-исследовательский институт космических и авиационных материалов" | Inner multilayer heat insulation of nose fairings |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ж. Техника и вооружение, 5-6, 1999, с. 24. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Naumann et al. | Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions | |
US8975565B2 (en) | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor | |
RU183918U1 (en) | Anti-aircraft guided missile | |
US9121680B2 (en) | Air vehicle with control surfaces and vectored thrust | |
RU2579409C1 (en) | Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor | |
Thomas et al. | Addressing emerging tactical missile propulsion challenges with the solid propellant air-turbo-rocket | |
RU2410291C1 (en) | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine | |
RU2352894C1 (en) | Underwater missile | |
RU2527250C2 (en) | Reduction of base drag and boundary layer suction of movable, for example, thrown bodies, said projectile or bullet of, primarily, ogival of sharpened nose part and body, said projectile or bullet of, primarily, ogival of sharpened nose part | |
US11655055B2 (en) | System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles | |
US10030951B2 (en) | Drag reduction system | |
JP6572007B2 (en) | Missile defense system and method | |
RU2619361C2 (en) | Supersonic aircraft and method for flight thereof | |
US9115964B2 (en) | Integral injection thrust vector control with booster attitude control system | |
US6684622B2 (en) | Rocket exhaust plume signature tailoring | |
JP6113545B2 (en) | Flying body | |
RU2642197C2 (en) | Altitude rocket assisted projectile and method of its functioning | |
RU181314U1 (en) | HYPERSONIC ANTI-TANK ROCKET | |
RU2240489C1 (en) | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack | |
RU93522U1 (en) | BALLISTIC MISSILE | |
RU2386921C1 (en) | Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment | |
Barrie | Trends in missile technologies | |
EP2811256A1 (en) | Drag reduction system | |
RU2623638C1 (en) | Attack aircraft (versions) | |
RU2655588C1 (en) | Attack aircraft - 2 (options) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20210120 |