RU2117907C1 - Winged missile - Google Patents
Winged missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2117907C1 RU2117907C1 RU97104866/02A RU97104866A RU2117907C1 RU 2117907 C1 RU2117907 C1 RU 2117907C1 RU 97104866/02 A RU97104866/02 A RU 97104866/02A RU 97104866 A RU97104866 A RU 97104866A RU 2117907 C1 RU2117907 C1 RU 2117907C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- missile
- stage
- spvrd
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство крылатой ракеты со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). The invention relates to rocket technology and describes the design of a cruise missile with a supersonic ramjet engine (SPVRD).
Известные в настоящее время компоновки крылатых ракет с СПВРД основаны на максимальной интеграции маршевой ступени и стартово- разгонной ступени (СРС). Наличие СРС продиктовано тем, что СПВРД эффективен лишь на больших скоростях полета, когда его собственная тяга превышает аэродинамическое сопротивление ракеты. The currently known configuration of cruise missiles with SPARs is based on the maximum integration of the marching stage and the launch-booster stage (SRS). The presence of the CDS is dictated by the fact that the SPVRD is effective only at high flight speeds, when its own thrust exceeds the aerodynamic drag of the rocket.
Выполнение этого условия влечет за собой необходимость в компоновке ракеты выделять значительные объемы для размещения СРС, а при жестких габаритных ограничениях на размещение ракитного оружия на носителе рациональность компоновки будет определяться эффективностью использования располагаемого объема. Fulfillment of this condition entails the need for the layout of the rocket to allocate significant volumes for the placement of CDS, and with severe dimensional restrictions on the placement of missile weapons on the carrier, the rationality of the layout will be determined by the efficient use of the available volume.
Стремление добиться эффективного использования этого объема привело к появлению на базе прямоточного и разгонного двигателей так называемой комбинированной или интегральной установки, когда внутренний объем камеры сгорания СПВРД используется для размещения разгонного двигателя. The desire to achieve effective use of this volume has led to the emergence of so-called combined or integral installations on the basis of ramjet and acceleration engines, when the internal volume of the SPVRD combustion chamber is used to accommodate the acceleration engine.
Известны способы объединения маршевого СПВРД и стартового двигателя в единую систему, когда, например, заряд твердого топлива разгонного двигателя непосредственно отливается в камеру сгорания СПВРД. Этот тип двигателей получил обозначение IRR (Integral RocRet Pamjet - комбинированный ракетно-прямоточный двигатель или КРПД). (Техническая информация ЦАГИ N 10, 1980, с. 23-28). Known methods for combining a marching SPVRD and a starting engine into a single system, when, for example, a charge of solid fuel of an accelerating engine is directly cast into the combustion chamber of the SPVRD. This type of engine has received the designation IRR (Integral RocRet Pamjet - Combined Rocket-Propelled Rocket Engine or KRPD). (Technical Information TsAGI N 10, 1980, pp. 23-28).
СПВРД как самостоятельная часть силовой установки, так и как составная часть комбинированных двигателей, может работать на жидком или твердом топливе. SPVRD as an independent part of the power plant, and as part of combined engines, can run on liquid or solid fuel.
Возможность регулировать тягу СПВРД в широких пределах в варианте использования жидкого топлива определило более широкое использование подобных двигателей на практике, а в случае полета ракеты по сложным траекториям этот тип силовой установки находится вне конкуренции. The ability to regulate the thrust of the SPVRD over a wide range in the variant of using liquid fuel determined the wider use of such engines in practice, and in the case of a rocket flying along complex paths this type of power plant is out of competition.
Непосредственная отливка заряда твердого топлива в камеру сгорания СПВРД существенно усложняет конструкцию комбинированного двигателя и приводит к заметному увеличению массы маршевого СПВРД вследствие значительного упрочнения его камеры сгорания для обеспечения работы на стартовом участке полета при давлениях в ней свыше 100 атм, в то время как на маршевом участке полета давление не превышает 7 атм. The direct casting of the charge of solid fuel into the SPVRD combustion chamber significantly complicates the design of the combined engine and leads to a noticeable increase in the mass of the marching SPVRD due to the significant hardening of its combustion chamber to ensure operation at the launch site of the flight at pressures above 100 atm, while on the march section flight pressure does not exceed 7 atm.
Это обстоятельство приводит к снижению летно-технических характеристик ракеты, и поэтому распространение получили комбинированные двигатели с разгонными двигателями в виде стартово- разгонных ступеней, когда заряд твердого топлива размещается в собственном корпусе. This circumstance leads to a decrease in the flight performance of the rocket, and therefore combined engines with booster engines in the form of start-booster stages, when the charge of solid fuel is placed in its own casing, have spread.
Старт ракеты с комбинированной двигательной установкой происходит под действием тяги СРС. При достижении требуемой скорости разгона ракеты и выработки топлива СРС происходит отделение разгонного двигателя или его элементов и запуск прямоточного двигателя. The launch of a rocket with a combined propulsion system occurs under the influence of the CPC thrust. Upon reaching the required speed of acceleration of the rocket and the production of CPC fuel, the acceleration engine or its elements are separated and the ramjet engine is started.
Использование комбинированных двигательных установок позволило заметно (до 30 %) сократить габариты крылатых ракет с прямоточным двигателем. The use of combined propulsion systems made it possible to significantly (up to 30%) reduce the dimensions of cruise missiles with a ramjet engine.
Одной из удачных компоновок крылатой ракеты с комбинированной двигательной установкой является компоновка противокорабельной ракеты ЗМ-80 "МОСКИТ", изображенная в журнале "Техника и оружие" N 2, 1996, с.23 и описанная там же на с. 24, (издатель АО "АвиаКосм", почтовый адрес 123060, г.Москва, а/я 97). One of the successful configurations of a cruise missile with a combined propulsion system is the ZM-80 MOSKIT anti-ship missile layout depicted in the journal Technique and Weapons
В качестве прототипа взята крылатая ракета с СПВРД "МОСКИТ" (фиг.1). As a prototype, a cruise missile with a MOSKIT SPVRD was taken (Fig. 1).
Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Силовая установка комбинированная, состоит из СПВРД (1) и СРС (2). СПВРД имеет четыре воздухозаборника (3). Камера сгорания СПВРД соединена воздушным каналом с воздухозаборником с возможностью отделения и выброса через сопло СПВРД (1). The rocket is made according to the normal aerodynamic design. The power plant is combined, consists of SPVRD (1) and SRS (2). SPVRD has four air intakes (3). The SPVRD combustion chamber is connected by an air channel to the air intake with the possibility of separation and discharge through the SPVRD nozzle (1).
При достижении необходимой скорости полета, когда тяга СРС снижается, давлением воздуха, поступающего через входное устройство, создается усилие, отделяющее СРС от маршевой ступени. После отделения СРС осуществляется запуск СПВРД и начинается маршевый полет ракеты. When the required flight speed is reached, when the thrust of the CPC decreases, the pressure separating the CPC from the march stage is created by the pressure of the air entering through the input device. After the separation of the CDS, the SPVRD is launched and the marching flight of the rocket begins.
Удачное техническое решение о размещении СРС внутри камеры сгорания СПВРД позволило сохранить габариты противокорабельной ракеты ЗМ-80 "МОСКИТ" и как следствие комплекс ракетного вооружения на базе этой ракеты получил широкое распространение в системе вооружения кораблей Российского флота. A successful technical solution for the placement of a fire-fighting system inside the SPVRD combustion chamber made it possible to preserve the dimensions of the ZM-80 MOSKIT anti-ship missile and, as a result, the missile system based on this missile was widely used in the armament system of ships of the Russian Navy.
При всей своей рациональности компоновка ракеты ЗМ-80 имеет ряд недостатков. For all its rationality, the ZM-80 rocket layout has several disadvantages.
Для достижения требуемых скоростей (М ≈ 1,6) разгона ракеты необходим вполне определенный запас топлива СРС, который определяет габариты СРС. Сложившееся на практике соотношение требуемой скорости разгона и массы маршевой ступени, вызывает необходимость для размещения СРС в камере сгорания СПВРД увеличивать ее длину, делая ее неоправданно большой. To achieve the required rocket acceleration speeds (M ≈ 1.6), a well-defined supply of CPC fuel is required, which determines the dimensions of the CPC. The ratio of the required acceleration speed and the mass of the march stage that has developed in practice makes it necessary to place the SRS in the SPVRD combustion chamber to increase its length, making it unreasonably large.
Для получения высоких характеристик по полноте сгорания топлива в камере сгорания СПВРД длина ее может быть в пределах 1,0 oC 1,5 м, в то время как габариты СРС вынуждают иметь эту длину раза в 2 больше. Это приводит к увеличению массы конструкции камеры сгорания СПВРД и, как следствие, к снижению дальности полета ракеты.To obtain high characteristics of the completeness of fuel combustion in the combustion chamber of the SPVRD, its length can be in the range of 1.0 o C 1.5 m, while the dimensions of the CPC force to have this
Кроме этого, следует отметить, что размещение СРС в камере сгорания СПВРД влечет за собой неблагоприятное расположение центра масс ракеты, приводящее к росту степени статической неустойчивости ракеты на участке разгона и необходимость принятия дополнительных мер по обеспечению стабилизации ракеты на участке разгона (усложнение системы управления, установка дополнительных аэродинамических стабилизаторов и т.д.). In addition, it should be noted that the placement of SRS in the SPVRD combustion chamber entails an unfavorable location of the center of mass of the rocket, leading to an increase in the degree of static instability of the rocket in the acceleration section and the need for additional measures to ensure stabilization of the rocket in the acceleration section (complication of the control system, installation additional aerodynamic stabilizers, etc.).
Следует отметить, что усилие от тяги СРС передается через упор, установленный в конце ракеты (в районе сопла СПВРД), а величину тяги из энергетических соображений выгодно иметь по возможности больше. В этом случае прочность конструкции, в том числе, определяется напряжениями в материале, возникающими от продольного изгиба оболочки корпуса ракеты под действием тяги СРС. It should be noted that the force from the CPC thrust is transmitted through the emphasis installed at the end of the rocket (in the region of the SPVRD nozzle), and it is advantageous to have as much thrust as possible for energy reasons. In this case, the structural strength, in particular, is determined by the stresses in the material arising from the longitudinal bending of the shell of the rocket body under the action of the CPC traction.
Известно, что при этом величина критической силы, вызывающей критические напряжения в материале конструкции, существенно (в десятки раз) меньше величины той силы, что вызывает те же напряжения в случае, например, растяжения. It is known that in this case, the value of the critical force that causes critical stresses in the structural material is significantly (tens of times) less than the value of the force that causes the same stresses in the case of, for example, tension.
Таким образом, размещение СРС внутри камеры сгорания СПВРД обладает следующими недостатками:
- увеличение массы маршевой ступени за счет роста массы СПВРД из-за неоправданного увеличения длины камеры сгорания;
- неблагоприятная центровка ракеты на участке ее разгона;
- увеличение массы ракеты из-за необходимости обеспечить прочность корпуса ракеты при продольном изгибе от силы тяги СРС.Thus, the placement of the CPC inside the combustion chamber of the SPVRD has the following disadvantages:
- an increase in the mass of the march stage due to the increase in the mass of the SPJD due to the unjustified increase in the length of the combustion chamber;
- unfavorable alignment of the rocket in the area of its acceleration;
- an increase in the mass of the rocket due to the need to ensure the strength of the rocket body in longitudinal bending from the thrust of the CPC.
С целью исключения указанных недостатков и дальнейшего увеличения степени интеграции маршевой и разгонной ступеней крылатой ракеты с СПВРД для достижения минимальных габаритов ракетного оружия предлагается крылатая ракета, содержащая маршевую ступень со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем, камера сгорания которого соединена воздушным каналом с воздухозаборником, и стартово-разгонную ступень с реактивным двигателем, размешенную в камере сгорания двигателя маршевой ступени с возможностью отделения и выброса через сопло, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен лобовым с центральным телом, воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, при этом передняя часть стартово- разгонной ступени размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом. In order to eliminate these drawbacks and to further increase the degree of integration of the cruise missile marching and booster stages with the air-launched rocket engine to achieve the minimum missile size, a cruise missile is proposed that contains a cruise missile with a supersonic ramjet engine, the combustion chamber of which is connected by an air channel to the air intake, and the launch - an accelerating stage with a jet engine, placed in the combustion chamber of the marching stage engine with the possibility of separation and release of h Res nozzle, characterized in that the frontal air intake is formed with a central body, an air channel is arranged symmetrically along the longitudinal axis of the missile, the front part startovo- booster stage arranged in the air channel and fastened to the central body.
Предлагаемая крылатая ракета изображена на фиг.2. The proposed cruise missile is depicted in figure 2.
Крылатая ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Силовая установка комбинированная, состоит из СПВРД (1) и СРС (2). The cruise missile is made according to the normal aerodynamic scheme. The power plant is combined, consists of SPVRD (1) and SRS (2).
Входное, устройство для подачи воздуха в камеру сгорания СПВРД (3) содержит лобовой осесимметричный воздухозаборник (4) и воздушный канал (5). The inlet device for supplying air to the SPVRD combustion chamber (3) contains an axially symmetric frontal air intake (4) and an air channel (5).
СРС (2) расположена как в камере сгорания СПВРД (3), так и в воздушном канале (5). СРС (2) is located both in the SPVRD combustion chamber (3) and in the air channel (5).
В центральном теле (6) лобового воздухозаборника расположены приборы и оборудование ракеты, а в средней части ракеты кольцевой формы топливный бак (7), вокруг, воздушного канала (5) размещено топливо маршевой ступени. Instruments and equipment of the rocket are located in the central body (6) of the frontal air intake, and in the middle part of the ring-shaped rocket, a fuel tank (7), march stage fuel is placed around the air channel (5).
В стартовом положении СРС (2) расположена внутри ракеты и скреплена с центральным телом (6) посредством, например, цангового механизма (8). In the starting position, the CPC (2) is located inside the rocket and is fastened to the central body (6) by, for example, a collet mechanism (8).
После запуска СРС (2) возможна расфиксация цангового механизма (8), а усилием тяги разгонного двигателя СРС (2) будет скреплена с маршевой ступенью. After the launch of the CPC (2), the collet mechanism (8) can be released, and the thrust of the accelerating engine of the CPC (2) will be fastened to the marching stage.
После окончания разгона ракеты и снижения тяги разгонного двигателя СРС под действием силы давления набегающего потока воздуха отделяется от ракеты. Запускается СПВРД и начинается маршевый полет. After the acceleration of the rocket and the reduction of the thrust of the accelerating engine, the CPC is separated from the rocket by the pressure force of the incoming air flow. The SPVRD starts and the flight begins.
В отличие от компоновки, изображенной на фиг.1, предлагаемая схема позволяет иметь оптимальную длину камеры сгорания СПВРД по критерию "вес-полнота сгорания" за счет возможности размещения части топлива СРС в воздушном канале. In contrast to the layout shown in figure 1, the proposed scheme allows you to have the optimal length of the combustion chamber SPVRD according to the criterion of "weight-completeness of combustion" due to the possibility of placing part of the fuel CPC in the air channel.
Учитывая более равномерное распределение топлива СРС по длине ракеты, стартовая центровка ракеты для предлагаемого варианта компоновки более передняя, что снижает степень статической неустойчивости ракеты, допуская при этом большие величины возмущающих факторов в процессе разгона. Given the more uniform distribution of CPC fuel along the length of the rocket, the starting alignment of the rocket for the proposed layout option is more forward, which reduces the degree of static instability of the rocket, while allowing large values of disturbing factors during acceleration.
Усилие от тяги СРС передается через упор, установленный в задней части центрального тела, которое через пилоны (9) конструктивно связано с топливным баком (7) ракеты. The force from the CPC thrust is transmitted through an emphasis installed in the rear of the central body, which is structurally connected through the pylons (9) to the fuel tank (7) of the rocket.
Под действием тяги СРС в процессе разгона ракеты основная часть ракеты испытывает напряжения от деформации растяжения. К тому же, учитывая, что вес 1 м2 баковой части ракеты превышает вес 1 м2 приборной части в несколько раз (2-3 раза), передача усилия от тяги СРС в передней части ракеты позволяет существенно сократить вес ракеты за счет изменения характера нагружения конструкции ракеты в сравнении с компоновкой согласно фиг.1.Under the action of CPC traction during the acceleration of a rocket, the bulk of the rocket experiences stress from tensile strain. In addition, given that the weight of 1 m 2 of the tank part of the rocket exceeds the weight of 1 m 2 of the instrument part several times (2-3 times), the transfer of force from the CPC rod in the front of the rocket can significantly reduce the weight of the rocket by changing the nature of the load rocket design in comparison with the layout according to figure 1.
Таким образом, предлагаемая крылатая ракета с СПВРД и лобовым осесимметричным воздухозаборником с одним воздушным каналом, оснащенная СРС, расположенной как в камере сгорания СПВРД, так и в воздушном канале, и скрепленной с центральным телом воздухозаборника, обладая преимуществами известной комбинированной двигательной установки, вследствие дальнейшей интеграции не только с прямоточным двигателем, но и с ракетой в целом, позволяет добиться сокращения габаритов ракеты за счет рационального использования объема, выделенного на носителе для размещения оружия. Thus, the proposed cruise missile with SPVRD and frontal axisymmetric air intake with one air channel, equipped with a CDS located both in the combustion chamber of the SPVRD and in the air channel, and fastened to the central body of the air intake, having the advantages of the well-known combined propulsion system, due to further integration not only with a ramjet engine, but also with the rocket as a whole, can achieve a reduction in the size of the rocket due to the rational use of the volume allocated on the nose le to place weapons.
Важно отметить, что предлагаемое изобретение позволяет не только сократить габариты, но и при этом обеспечить более высокие летно-технические характеристики ракеты. It is important to note that the present invention allows not only to reduce dimensions, but also to provide higher flight performance of the rocket.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97104866/02A RU2117907C1 (en) | 1997-03-26 | 1997-03-26 | Winged missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97104866/02A RU2117907C1 (en) | 1997-03-26 | 1997-03-26 | Winged missile |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2117907C1 true RU2117907C1 (en) | 1998-08-20 |
| RU97104866A RU97104866A (en) | 1998-12-27 |
Family
ID=20191305
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU97104866/02A RU2117907C1 (en) | 1997-03-26 | 1997-03-26 | Winged missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2117907C1 (en) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
| RU2580376C2 (en) * | 2014-07-29 | 2016-04-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions) |
| RU2585211C1 (en) * | 2015-05-13 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| RU2623134C1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-06-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fueled integrated straight-jet engine |
| RU2635758C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-11-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | System for controlling supersonic ramjet engine |
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| RU2685002C2 (en) * | 2017-07-25 | 2019-04-16 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Missile with air-jet engine |
| RU2686567C2 (en) * | 2017-07-21 | 2019-04-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Supersonic missile |
| RU2724204C1 (en) * | 2019-08-27 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Body of aircraft load-carrying fuel tank and method of manufacturing thereof |
-
1997
- 1997-03-26 RU RU97104866/02A patent/RU2117907C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. техническая информация ЦАГИ. - М., N 10, 1980, с.23 - 28, КРПД. 2. техника и оружие. - М: АО "АвиаКосм", 1996, N 2, с. 23, 24, крылатая ракета "Москит". * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
| RU2580376C2 (en) * | 2014-07-29 | 2016-04-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions) |
| RU2585211C1 (en) * | 2015-05-13 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| RU2623134C1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-06-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fueled integrated straight-jet engine |
| RU2635758C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-11-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | System for controlling supersonic ramjet engine |
| RU2686567C2 (en) * | 2017-07-21 | 2019-04-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Supersonic missile |
| RU2685002C2 (en) * | 2017-07-25 | 2019-04-16 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Missile with air-jet engine |
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| RU2724204C1 (en) * | 2019-08-27 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Body of aircraft load-carrying fuel tank and method of manufacturing thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4095021B2 (en) | Rocket vehicle thrust booster in the nozzle's widest part | |
| EP1009927B1 (en) | Ejector ramjet engine | |
| US5578783A (en) | RAM accelerator system and device | |
| US4291533A (en) | Supersonic ramjet missile | |
| US2686473A (en) | Missile | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
| US9249758B2 (en) | Propulsion assembly and method | |
| RU2669220C2 (en) | Engine | |
| RU2117907C1 (en) | Winged missile | |
| RU2000102687A (en) | METHOD FOR INTRODUCING USE OF USEFUL LOAD OF A MULTIFUNCTIONAL ROCKET-CARRIER OF A COMBINED DIAGRAM WITH MARCHED LIQUID ROCKET MOTOR INSTALLATIONS (RUNNER) | |
| EP0683376B1 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
| US4841724A (en) | Rockets | |
| US4964339A (en) | Multiple stage rocket propelled missile system | |
| RU2215981C2 (en) | Cruising missile in transportation-launching container | |
| GB2235498A (en) | Starting gas turbine engines, for example in missiles | |
| US9169806B2 (en) | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile | |
| US3273334A (en) | Ramjet missile | |
| RU2175726C1 (en) | Solid-propellant engine boost unit | |
| RU2671452C2 (en) | Hypersonic aircraft | |
| RU2040702C1 (en) | Ram-jet engine | |
| US10570856B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
| RU2719801C1 (en) | Controlled bullet | |
| RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
| US3104613A (en) | Rocket projectile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |