RU2106078C1 - Cloud rocket - Google Patents
Cloud rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2106078C1 RU2106078C1 RU95114177A RU95114177A RU2106078C1 RU 2106078 C1 RU2106078 C1 RU 2106078C1 RU 95114177 A RU95114177 A RU 95114177A RU 95114177 A RU95114177 A RU 95114177A RU 2106078 C1 RU2106078 C1 RU 2106078C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- rocket
- diameter
- cumulative
- lining
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Paper (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к метеорологическим ракетам для воздействия на облака с целью защиты сельхозкультур от градобитий и вызывания осадков. The invention relates to meteorological rockets for influencing clouds in order to protect crops from hail and cause precipitation.
Одной из важнейших проблем, возникающих при разработке средств для активного воздействия на облака, является проблема их безопасного использования в густонаселенной местности. One of the most important problems arising in the development of tools for active exposure to clouds is the problem of their safe use in densely populated areas.
Перспективные противоградовые средства должны иметь вероятность безопасного использования не менее P - 0,99999, при доверительной вероятности γ = 0,9, повышенную эффективность и дальность действия до 12 - 16 км. Promising anti-hail agents should have a probability of safe use of at least P - 0.99999, with a confidence level of γ = 0.9, increased efficiency and range of up to 12 - 16 km.
Известна противоградовая ракета с зарядом взрывчатого вещества для разрушения полой цилиндрической конструкции, в частности для самоликвидации топливных отсеков ракет (См. патент Франции N 2097895, кл. F 42 D 3/00, 1972 г.). Known anti-hail rocket with a charge of explosives to destroy a hollow cylindrical structure, in particular for the self-liquidation of the fuel compartments of missiles (See French patent N 2097895, CL F 42
Наиболее близким по технической сущности устройством является противоградовая ракета "Алазань-2М" (см. прототип). Ракета "Алазань-2М" содержит двухрежимный двигатель, состоящий из двух корпусов, каждый из которых содержит пороховую шашку и пиротехническую шашку, соединенных между собой переходником, сопловой блок со стабилизатором, головную часть с шашкой активного дыма и корпусом с дымовыходными отверстиями, головной и донный дистанционные механизма, и разрывной заряд взрывчатого вещества цилиндрической формы, размещенный между двигателем и донным дистанционным механизмом. The device closest in technical essence is the Alazan-2M anti-hail rocket (see prototype). The Alazan-2M rocket contains a two-mode engine, consisting of two bodies, each of which contains a powder checker and a pyrotechnic checker, interconnected by an adapter, a nozzle block with a stabilizer, a head part with an active smoke block and a body with smoke exhaust openings, a head and a bottom remote mechanism, and a explosive explosive charge of a cylindrical shape, placed between the engine and the bottom remote mechanism.
Недостатком известного устройства является недостаточная эффективность цилиндрического разрывного заряда, что делает невозможным его использование в противоградовых ракетах нового поколения, имеющих большую дальность и, следовательно, двигатель увеличенной длины и более эффективную и, более сложную по конструкции, в частности кассетную, головную часть (например, аналогичную головной части ракеты "Метка", описанный в журнале "Гидрология и метеорология", N 1 за 1987 стр. 118 - 120, рис. а). A disadvantage of the known device is the insufficient efficiency of the cylindrical explosive charge, which makes it impossible to use it in new generation anti-hail missiles having a longer range and, therefore, an extended engine and more efficient and more complex in design, in particular cluster, head part (for example, similar to the head part of the Label rocket, described in the journal Hydrology and Meteorology,
Задачей изобретения является повышение безопасности применения противоградовой ракеты в густонаселенной местности путем улучшения ее дробимости. The objective of the invention is to increase the safety of anti-hail rockets in densely populated areas by improving its crushability.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в известной ракете, включающей последовательно расположенные и размещенные в корпусах головную часть с обтекателем и дистанционным механизмом, донный дистанционный механизм (ликвидатор) с разрывным зарядом, двурежимный двигатель с сопловым блоком, составленный из двигателей первого и второго режимов и отделенный дном от разрывного заряда, и стабилизатор, причем корпуса двигателей двух режимов изготовлены из бумажно-бакелитовых труб, обтекатель и корпуса головной части и дистанционного механизма - из ударопрочного полистирола, а сопловый блок, муфта (переходник), дно двигателя и корпус ликвидатора - из реактопласта, в ней кумулятивный заряд длиной 1,14 - 1,71 калибра ракеты ограничен с двух торцов соосно расположенными кумулятивными выемками с облицовками, при этом обращенный к ликвидатору торец заряда выполнен с осевыми отверстием в облицовке и заряде диаметром 0,083 - 0,5,глубиной 0,6 - 0,92 диаметра заряда, а часть поверхности этого отверстия, прилегающая к облицовке на глубину 0,1 - 0,24 диаметра заряда, покрыта инертным материалом, например бумажной трубкой, толщиной 0,006 - 0,02 диаметра заряда, а обтекатель выполнен со ступенчатой внутренней поверхностью с высотой ступенек 0,1 - 0,025 и толщиной стенки в месте расположения ступеньки 0,03 - 0,06 калибра ракеты, и с расстоянием между ступеньками, равным 0,36 - 0,62 калибра ракеты. The solution of this problem is achieved by the fact that in the known rocket, including a warhead with a radome and a remote mechanism, a bottom remote mechanism (liquidator) with a bursting charge, a two-mode engine with a nozzle block made up of engines of the first and second modes, and separated by the bottom from the bursting charge, and a stabilizer, and the engine housings of two modes are made of paper-bakelite pipes, a fairing and the body of the head and remote the mechanism is made of impact-resistant polystyrene, and the nozzle block, coupling (adapter), the bottom of the engine and the body of the liquidator are made of a thermoset, in which the cumulative charge of 1.14 - 1.71 caliber rockets is limited from two ends by coaxially shaped cumulative recesses with lining, when In this case, the end of the charge facing the liquidator is made with an axial hole in the lining and a charge with a diameter of 0.083 - 0.5, a depth of 0.6 - 0.92 of the diameter of the charge, and a part of the surface of this hole adjacent to the lining to a depth of 0.1 - 0.24 charge diameter, covered with an inert material, n an example is a paper tube with a thickness of 0.006-0.02 of the diameter of the charge, and the fairing is made with a stepped inner surface with a step height of 0.1-0.025 and a wall thickness at the location of the step of 0.03-0.06 caliber rockets, and with the distance between the steps equal to 0.36 - 0.62 caliber rocket.
При таком сочетании размеров кумулятивного заряда и элементов конструкции, при использовании для изготовления ракеты вышеперечисленных материалов, достигается оптимальное для обеспечения дробимости сочетания разрушающих факторов кумулятивного заряда, размеров элементов конструкции и свойств применяемых материалов. With this combination of the dimensions of the cumulative charge and structural elements, when using the above materials for the manufacture of the rocket, the optimal one is achieved to ensure crushability of the combination of destructive factors of the cumulative charge, dimensions of the structural elements and properties of the materials used.
К числу основных факторов, влияющих на дробление ракеты, относятся:
ударная волна в корпусе двигателя и в головной части;
действие продуктов детонации;
баллистические волны от кумулятивных струй;
давление от сгорания материала кумулятивных струй - алюминия.Among the main factors affecting rocket crushing include:
shock wave in the engine housing and in the head part;
action of detonation products;
ballistic waves from cumulative jets;
pressure from the combustion of the material of the cumulative jets - aluminum.
В предлагаемой ракете указанные факторы действуют как в направлении двигателя (от облицовки без отверстия), так и в направлении головной части (от облицовки с отверстием). In the proposed rocket, these factors act both in the direction of the engine (from the cladding without a hole) and in the direction of the warhead (from the cladding with a hole).
Движение кумулятивных струй в корпусе головной части, обтекателе и двигателе сопровождается их диспергированием и горением, что в сочетании с баллистической волной и другими разрушающими факторами приводит к скачку давления и обеспечивает дробление ракеты на безопасные осколки. The movement of the cumulative jets in the body of the head part, the fairing and the engine is accompanied by their dispersion and combustion, which in combination with a ballistic wave and other destructive factors leads to a pressure jump and ensures rocket fragmentation into safe fragments.
В результате отработки установлено, что дробление ракеты на безопасные осколки обеспечивает заряд длиной 1,14 - 1,71 калибра ракеты. При длине менее 1,14 калибра активные массы заряда, направленные как в сторону двигателя, так и в сторону головной части, становятся недостаточными для дробления ракеты, при этом появляются крупные осколки. As a result of mining, it was found that crushing a rocket into safe fragments provides a charge 1.14-1.71 caliber long. With a length of less than 1.14 gauge, the active masses of the charge directed both towards the engine and towards the warhead become insufficient to crush the rocket, while large fragments appear.
Использование зарядов длиной более 1,71 калибра не приводит к дальнейшему улучшению ее дробимости, максимальная масса осколков практически не изменяется. The use of charges longer than 1.71 caliber does not lead to a further improvement in its crushability; the maximum mass of fragments remains practically unchanged.
Диаметр заряда - 0,7 - 0,8 калибра ракеты, толщина и наружный диаметр облицовок, соответственно 0,025 - 0,075 и 0,75 - 0,8 диаметра заряда, материал облицовок - алюминий или другой легкогорючий металл - магний, цинк. The diameter of the charge is 0.7 - 0.8 caliber rockets, the thickness and outer diameter of the lining, respectively 0.025 - 0.075 and 0.75 - 0.8 of the diameter of the charge, the material of the lining is aluminum or other low-combustible metal - magnesium, zinc.
Обращенный к ликвидатору торец заряда выполнен с осевым отверстием в облицовке и заряде диаметром 0,083 - 0,5 и глубиной - 0,6 - 0,92 диаметра заряда. The end of the charge facing the liquidator is made with an axial hole in the lining and charge with a diameter of 0.083-0.5 and a depth of 0.6-0.92 of the diameter of the charge.
В этом отверстии размещается содержатель - элемент ликвидатора, в котором находится детонатор, инициирующий заряд. In this hole is placed the holder - the liquidator element, in which the detonator, which initiates the charge, is located.
Минимальная величина отверстия ограничена минимально возможными размерами детонатора, что с учетом толщины корпуса содержателя составит не менее 0,083 диаметра заряда (на практике не менее 5 мм). The minimum size of the hole is limited by the minimum possible dimensions of the detonator, which, taking into account the thickness of the housing of the holder, will be at least 0.083 of the diameter of the charge (in practice, at least 5 mm).
При диаметре отверстия более 0,5 диаметра заряда нарушаются условия обжатия облицовки, уменьшается активная масса заряда и он по существу перестает быть кумулятивным в этом направлении. When the diameter of the hole is more than 0.5 of the diameter of the charge, the crimping conditions of the cladding are violated, the active mass of the charge decreases and it essentially ceases to be cumulative in this direction.
Заряд с отверстием, глубиной менее 0,6 его диаметра, становится малоэффективным из-за уменьшения активной массы, обеспечивающей обжатие облицовки с отверстием и формирование кумулятивной струи, направленной в сторону головной части. A charge with a hole with a depth of less than 0.6 of its diameter becomes ineffective due to a decrease in the active mass, which provides compression of the lining with the hole and the formation of a cumulative jet directed towards the head.
Максимальной глубине отверстия, равной 0,92 диаметра заряда, соответствует активная масса, достаточная для дробления головной части. Дальнейшее увеличение глубины не приводит к существенному уменьшению максимальной массы осколков. The maximum hole depth equal to 0.92 of the diameter of the charge corresponds to an active mass sufficient for crushing the head part. A further increase in depth does not lead to a significant decrease in the maximum mass of fragments.
Часть поверхности отверстия в заряде, прилагающая к облицовке, на глубину 0,1 - 0,24 диаметра заряда, покрыта инертным материалом, например, бумажной трубкой, толщиной 0,006 - 0,02 диаметра заряда. The part of the surface of the hole in the charge, attached to the lining, to a depth of 0.1 - 0.24 of the diameter of the charge, is covered with an inert material, for example, a paper tube, a thickness of 0.006 - 0.02 of the diameter of the charge.
Покрытие инертным материалом необходимо для компенсации канального эффекта, проявляющегося в зазоре между взрывчатым веществом и содержателем. Этот эффект заключается в том, что фронт детонационной волны по поверхности взрывчатого вещества в канале опережает фронт детонационной волны в самом взрывчатом веществе. По этой причине фронт детонационной волны распространяется не только от дна, но и от стенок отверстия в заряде, что приводит к нарушению условий отжатия облицовки и фактическому уменьшению активной массы заряда, направленной в сторону головной части, а это в свою очередь ухудшает дробимость головной части. Inert coating is necessary to compensate for the channel effect, which is manifested in the gap between the explosive and the holder. This effect consists in the fact that the front of the detonation wave along the surface of the explosive in the channel is ahead of the front of the detonation wave in the explosive itself. For this reason, the front of the detonation wave propagates not only from the bottom, but also from the walls of the hole in the charge, which leads to a violation of the conditions for squeezing the lining and the actual decrease in the active mass of the charge directed towards the head part, and this in turn worsens the crushability of the head part.
Покрытия отверстия на глубину менее 0,1 диаметра заряда недостаточно для обеспечения нормального обжатия облицовки, т.к. при этом не образуется достаточной активной массы. Covering the hole to a depth of less than 0.1 diameter of the charge is not enough to ensure normal crimping of the lining, because this does not form a sufficient active mass.
При глубине покрытия отверстия более 0,24 диаметра заряда перекрывается часть детонатора, находящегося в содержателе, а это уменьшает надежность передачи инициирующего импульса от детонатора к заряду. With a hole coating depth of more than 0.24 charge diameters, a part of the detonator located in the holder is blocked, and this reduces the reliability of the transmission of the initiating pulse from the detonator to the charge.
Покрытия глубиной до 0,24 диаметра заряда достаточно для компенсации канального эффекта. Coatings with a depth of up to 0.24 charge diameters are sufficient to compensate for the channel effect.
Покрытия отверстия толщиной менее 0,006 диаметра заряда, например, обычное лаковое покрытие, не обеспечивает защиту от действия канального эффекта, а покрытие толщиной 0,02 диаметра заряда является достаточным для такой защиты и дальнейшее его утолщение не требуется. Coating a hole with a thickness of less than 0.006 diameter of the charge, for example, a conventional varnish coating, does not provide protection against the action of the channel effect, and a coating with a thickness of 0.02 diameter of the charge is sufficient for such protection and its further thickening is not required.
В качестве материала покрытия может быть использован любой инертный материал, химически нейтральный по отношению к взрывчатому веществу, например, бумажная трубка. As the coating material, any inert material chemically neutral with respect to the explosive, for example, a paper tube, can be used.
Отработку формы внутренней поверхности обтекателя проводили, исходя из обеспечения его стабильного дробления на безопасные осколки, при этом наружная поверхность обтекателя может быть любой обтекаемой формы: конической, параболической или оживальной, а дистанционный механизм может быть размещен, как в резьбовом очке, так и внутри обтекателя, путем крепления к корпусу головной части. The testing of the shape of the inner surface of the fairing was carried out on the basis of ensuring its stable crushing into safe fragments, while the outer surface of the fairing can be of any streamlined shape: conical, parabolic or animated, and the remote mechanism can be placed both in the threaded point and inside the fairing , by attaching to the body of the head.
Удлинение и форма обтекателя выбираются, исходя из минимизации коэффициента лобового сопротивления. Практически удлинение обтекателя может быть в пределах 1,5 - 4 калибра. The elongation and shape of the fairing are selected based on minimizing the drag coefficient. Practically, the elongation of the fairing can be in the range of 1.5 - 4 caliber.
Для обеспечения гарантированного дробления на безопасные осколки обтекатель выполнен со ступенчатой внутренней поверхностью с высотой ступенек 0,01 - 0,025, минимальной толщиной стенки 0,03 - 0,06 калибра ракеты и расстоянием между ступеньками, равным 0,36 - 0,62 калибра ракеты. To ensure guaranteed crushing into safe fragments, the fairing is made with a stepped inner surface with a step height of 0.01 - 0.025, a minimum wall thickness of 0.03 - 0.06 caliber rockets and a distance between the steps of 0.36 - 0.62 caliber rockets.
Ступеньки высотой менее 0,01 калибра ракеты при детонации заряда не создают в обтекателе отраженных ударных волн с параметрами, достаточными для его стабильного дробления, а высота ступенек свыше 0,025 калибра не требуется, т.к. ступеньки высотой до 0,025 калибра обеспечивают стабильное дробление обтекателя. The steps with a height of less than 0.01 caliber rockets during detonation of the charge do not create reflected shock waves in the fairing with parameters sufficient for its stable crushing, and the height of the steps above 0.025 caliber is not required, because steps up to a height of 0.025 caliber provide stable crushing of a fairing.
Минимальная толщина стенок обтекателя в месте расположения ступенек менее 0,03 калибра не приемлема из прочностных соображений, а толщина более 0,06 калибра не требуется, исходя из необходимой прочности, но создает предпосылки для образования крупных осколков. The minimum thickness of the walls of the fairing at the location of the steps of less than 0.03 caliber is not acceptable for strength reasons, and a thickness of more than 0.06 caliber is not required, based on the necessary strength, but creates the prerequisites for the formation of large fragments.
Расстояние между ступеньками менее 0,36 калибра не требуется, т.к. при вышеуказанных высоте ступенек и толщине стенок при дроблении обтекателя образуются безопасные осколки, а расстояние между ступеньками более 0,62 калибра не допустимо из-за возможности образования опасных осколков. The distance between the steps less than 0.36 caliber is not required, because with the above steps height and wall thickness, crushing of the fairing results in the formation of safe fragments, and the distance between the steps of more than 0.62 caliber is not permissible due to the possibility of the formation of dangerous fragments.
Сущность изобретения поясняется чертежами. The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 представлен разрез полностью снаряженной ракеты с кассетной головной частью. In FIG. 1 shows a section of a fully equipped missile with a cluster head.
На фиг. 2 - разрез той же ракеты после окончания работы двигателя (сгорания воспламенителей и топлива) и головной части (выгорания замедлителя, выброса пироэлементов). In FIG. 2 - section of the same rocket after the end of the engine (combustion of igniters and fuel) and the head part (burnout of the moderator, emission of pyroelements).
На фиг. 3 - разрез системы самоликвидации, D - калибр ракеты, d - диаметр кумулятивного заряда. In FIG. 3 - section of the self-destruction system, D - caliber rocket, d - diameter of the cumulative charge.
На фиг. 4 - разрез обтекателя; вариант конструкции с размещением дистанционного устройства в резьбовом очке обтекателя. In FIG. 4 - section of the fairing; design option with the placement of the remote device in the threaded point of the fairing.
На фиг. 5 - разрез обтекателя; вариант конструкции с размещением дистанционного устройства внутри обтекателя. In FIG. 5 - section of the fairing; design option with the placement of a remote device inside the fairing.
Ракета состоит из головной части (см. например, а. с. N 1037734, кл. F 42 В, 1982 г), двигателя (см. например, заявку N 4170782/23, кл. F 42 В, 1986 г) и системы самоликвидации. The missile consists of a warhead (see, for example, A.S. N 1037734, class F 42 V, 1982), an engine (see, for example, application N 4170782/23, class F 42 V, 1986) and a system self-destruction.
Головная часть содержит дистанционный механизм 1, обтекатель 2, корпус 3 с пироэлементами 4, замедлитель 5 и ликвидатор 6. Двигатель состоит из корпусов первого 7 и второго 8 режимов, соплового блока 9 с мембраной 10, опорных решеток 11, канальных зарядов твердого топлива 12, компенсаторов 13, соединительного узла 14, дна 15. The head part contains a
В сопловом блоке установлен электрокапсюльный воспламенитель 16. An electric capsule igniter 16 is installed in the nozzle block.
В решетке 11, расположенной у соплового блока, размещен воспламенитель двигателя первого режима 17. In the grill 11, located at the nozzle block, the igniter of the engine of the first mode 17 is placed.
Соединительный узел 14 состоит из муфты 18, пиротехнического генератор-замедлителя 19, расположенного в стакане 20 и воспламенителя двигателя второго режима 21. The connecting node 14 consists of a clutch 18, a pyrotechnic generator-moderator 19, located in the glass 20 and the igniter of the second mode engine 21.
Между ликвидатором и двигателем размещена система самоликвидации 22, состоящая из дна 15, с размещенным в нем кумулятивным зарядом 23, содержащим облицовку без отверстия 24, облицовку с отверстием 25 и инертное покрытие 26. В отверстие в заряде 23 введен содержатель 27 ликвидатора 6. Between the liquidator and the engine there is a self-liquidation system 22, consisting of a bottom 15, with a cumulative charge 23 placed therein, containing a lining without a hole 24, a lining with a hole 25 and an inert coating 26. A holder 27 of the liquidator 6 is introduced into the hole in the charge 23.
На сопловом блоке 9 установлены стабилизаторы 28. On the nozzle block 9, stabilizers 28 are installed.
Ракета работает следующим образом. The rocket works as follows.
После подачи напряжения, срабатывает электрокапсюльный воспламенитель 16, который воспламеняет воспламенитель первого режима 17 и заряд топлива первого режима 12. При достижении давления 3,0 - 4,0 МПа вскрывается мембрана соплового блока, ракета сходит с направляющей и начинает движение по траектории. Во время движения ракеты по направляющей задействуется ликвидатор 6, при достижении заданной перегрузки - дистанционный механизм 1. After applying voltage, the electrocapsule igniter 16 is activated, which ignites the first mode igniter 17 and the first mode 12 fuel charge. When the pressure reaches 3.0 - 4.0 MPa, the nozzle block membrane opens, the rocket moves off the guide and starts moving along the trajectory. During the movement of the rocket along the guide, the liquidator 6 is activated, when the specified overload is reached, the
После выгорания заряда первого режима 12, генератор - замедлитель 19 горит автономно, обеспечивая заданное время замедления и задействование воспламенителя 21 и заряда 12 второго режима. After the charge of the first mode 12 is burned out, the generator-moderator 19 burns autonomously, providing a predetermined deceleration time and the igniter 21 and the charge 12 of the second mode are activated.
После срабатывания дистанционного механизма воспламеняется замедлитель 5 головной части, начинается последовательный выброс пироэлементов 4 из корпуса 3, их горение и выделение льдообразующего аэрозоля. After the triggering of the remote mechanism, the moderator 5 of the head part is ignited, the sequential release of pyroelements 4 from the
После окончании выброса пироэлементов, замедлитель передает огневой импульс на ликвидатор, задействует его прямой канал. Параллельно действует дублирующая огневая цепь ликвидатора. Ликвидатор инициирует кумулятивный заряд 23. В процессе детонации заряда происходит схлопывание кумулятивных облицовок и формирование кумулятивных струй, направленных в двигатель и в головную часть. After the end of the release of pyroelements, the moderator transmits a fire pulse to the liquidator, activates its direct channel. A duplicating fire chain of the liquidator operates in parallel. The liquidator initiates a cumulative charge 23. In the process of detonation of the charge, the cumulative facings collapse and the cumulative jets directed to the engine and to the head form.
Движение кумулятивных струй сопровождается образованием баллистических волн диспергированием и горением струй, что в сочетании с действием ударной волны и продуктов детонации заряда приводит к скачку давления и разрушению корпусов двигателя и головной части. The movement of the cumulative jets is accompanied by the formation of ballistic waves by dispersion and combustion of the jets, which in combination with the action of the shock wave and the products of detonation of the charge leads to a pressure jump and the destruction of the engine and the head part.
Предлагаемое изобретение использовано в противоградовой ракете "Кристалл-3" и в дальнейшем введено в остальные противоградовые ракеты. The present invention was used in anti-hail rocket "Crystal-3" and subsequently introduced into other anti-hail rockets.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95114177A RU2106078C1 (en) | 1995-08-08 | 1995-08-08 | Cloud rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95114177A RU2106078C1 (en) | 1995-08-08 | 1995-08-08 | Cloud rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95114177A RU95114177A (en) | 1997-09-27 |
| RU2106078C1 true RU2106078C1 (en) | 1998-03-10 |
Family
ID=20171120
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95114177A RU2106078C1 (en) | 1995-08-08 | 1995-08-08 | Cloud rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2106078C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102524004A (en) * | 2010-12-28 | 2012-07-04 | 国营第一○四厂 | Hail suppressing and rain increasing catalyst body seeder |
| CN109696089A (en) * | 2019-02-26 | 2019-04-30 | 宜春先锋军工机械有限公司 | A kind of projectile structure of rain making bullet |
-
1995
- 1995-08-08 RU RU95114177A patent/RU2106078C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ракета Алазань-2М, журнал Наука и жизнь, N 10, 1984, с.95. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102524004A (en) * | 2010-12-28 | 2012-07-04 | 国营第一○四厂 | Hail suppressing and rain increasing catalyst body seeder |
| CN109696089A (en) * | 2019-02-26 | 2019-04-30 | 宜春先锋军工机械有限公司 | A kind of projectile structure of rain making bullet |
| CN109696089B (en) * | 2019-02-26 | 2023-11-03 | 宜春先锋军工机械有限公司 | Pellet structure of artificial rainfall bomb |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1476712B1 (en) | Device for the disruption of explosive ordnance | |
| US6105505A (en) | Hard target incendiary projectile | |
| US4499830A (en) | High lethality warheads | |
| US5107766A (en) | Follow-thru grenade for military operations in urban terrain (MOUT) | |
| US6308607B1 (en) | Neutralizing munition | |
| US4069762A (en) | Emissive decoys | |
| US4111126A (en) | Warhead for use against armored targets | |
| JPH07301499A (en) | Tandem-type warhead having piezoelectric direct action fuze | |
| US4967666A (en) | Warhead against fortified or armored targets, particularly for damaging runways, roadway pavings, bunker walls or the like | |
| US5945629A (en) | Fuseless ballistic explosive projectile | |
| RU2018779C1 (en) | High-explosive shell (its variants) | |
| RU2106078C1 (en) | Cloud rocket | |
| KR102448409B1 (en) | Projectile with Pyrotechnic Charge | |
| EP3377844B1 (en) | Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein | |
| RU2082943C1 (en) | High-explosive rocket projectile | |
| US5000094A (en) | Shotgun cartridge with explosive shell | |
| US6283032B1 (en) | Projectile with controlled decomposition and integrated charge in the area of the effective mass | |
| RU2286531C1 (en) | Jet projectile | |
| US5501153A (en) | Pyrotechnical head having improved dispersal means | |
| RU2118789C1 (en) | Active-reactive projectile | |
| RU2206862C1 (en) | Concrete-piercing ammunition | |
| RU2110040C1 (en) | Gun for active action on clouds | |
| RU2715665C1 (en) | Rocket for active action to clouds | |
| RU2194941C1 (en) | Shell | |
| RU2034444C1 (en) | Hail-destroying projectile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100809 |