RU2167384C1 - Missile - Google Patents
Missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2167384C1 RU2167384C1 RU2000103009A RU2000103009A RU2167384C1 RU 2167384 C1 RU2167384 C1 RU 2167384C1 RU 2000103009 A RU2000103009 A RU 2000103009A RU 2000103009 A RU2000103009 A RU 2000103009A RU 2167384 C1 RU2167384 C1 RU 2167384C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- warhead
- rocket
- control system
- wall thickness
- accuracy
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракет, и в частности ракет систем залпового огня, запускаемых из трубчатых направляющих и имеющих в своем составе блок системы управления (БСУ) с отрывным электрическим разъемом, боевую часть и ракетный двигатель с ведущими штифтами для предварительной закрутки ракеты при ее движении по винтовому пазу направляющей. The invention relates to rocket technology and can be used in the design of missiles, and in particular rockets of multiple launch rocket systems launched from tubular guides and incorporating a control system unit (BSU) with a tear-off electrical connector, a warhead and a rocket engine with leading pins for preliminary spin of the rocket during its movement along the helical groove of the guide.
Объект изобретения представляет собой ракету повышенной точности и кучности стрельбы за счет выполнения ее с минимальным разбросом динамических и жесткостно-частотных характеристик с обеспечением при этом автоматической стыковки отрывного разъема боевой машины с блоком системы управления снаряда при заряжании. The object of the invention is a missile of increased accuracy and accuracy of fire by performing it with a minimum dispersion of dynamic and frequency-frequency characteristics, while ensuring automatic docking of the detachable connector of the combat vehicle with the projectile control unit during loading.
При проектировании ракет наиболее важной задачей, требующей постоянного решения, был и остается вопрос по повышению боевой эффективности их применения, который в значительной мере зависит от кучности и точности стрельбы и оперативного выполнения боевой задачи. When designing missiles, the most important task requiring a permanent solution was and remains the question of improving the combat effectiveness of their use, which largely depends on accuracy and accuracy of firing and operational performance of the combat mission.
Для улучшения вышеуказанных характеристик в настоящее время широко используются реактивные системы залпового огня (РСЗО), в которых применяют предварительную закрутку ракеты в направляющей и вращение ее на траектории, а также различные системы управления траекторией, что дает вполне достаточный положительный эффект в решении вышеуказанной задачи. To improve the aforementioned characteristics, multiple launch rocket systems (MLRS) are currently widely used, in which preliminary rocket twisting in the guide and its rotation along the trajectory, as well as various trajectory control systems are used, which gives a quite sufficient positive effect in solving the above problem.
Так, известна противотанковая вращающаяся ракета с кассетной головной частью, ФРГ, экспресс-информация, N 12 (384), 1979 г., с.23, содержащая ракетный двигатель со стабилизатором, кассетную головную часть с боевыми элементами, переходный элемент между двигателем и головной частью. So, it is known anti-tank rotating missile with a cluster head, Germany, express information, N 12 (384), 1979, p.23, containing a rocket engine with stabilizer, cluster head with warheads, a transition element between the engine and the head part.
В данной конструкции вопрос по повышению кучности и точности стрельбы решается осреднением получаемых возмущений при старте и на траектории за счет обеспечения вращения ракеты. In this design, the issue of increasing accuracy and accuracy of fire is solved by averaging the resulting disturbances at launch and on the trajectory by ensuring the rotation of the rocket.
Таким образом, задачей данного технического решения является разработка противотанковой ракеты, у которой повышение характеристик кучности и точности обеспечивается вращением ракеты. Такое решение может быть приемлемо только для ракет с относительно небольшой дальностью стрельбы, так как на значительных дальностях предварительная закрутка ракеты не может дать желаемых результатов в связи с тем, что не в состоянии парировать главную составляющую ошибки точности стрельбы - ветровой снос. Thus, the objective of this technical solution is to develop an anti-tank missile, in which the increase in accuracy and accuracy is provided by the rotation of the rocket. Such a solution may be acceptable only for missiles with a relatively small firing range, since at significant ranges the preliminary spin of the rocket cannot give the desired results due to the fact that it is not able to fend off the main component of the accuracy error - wind drift.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты является наличие ракетного двигателя со стабилизатором, головной части и переходного элемента между ними. Common signs with the rocket design proposed by the authors is the presence of a rocket engine with a stabilizer, a warhead and a transition element between them.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату, а именно повышению кучности и точности стрельбы, является конструкция вращающейся ракеты с органами управления траекторией, патент США N 4129268, кл. F 42 B 13/30, реферативный журнал "Изобретения в СССР и за рубежом", выпуск 98 N 8, 1979 г., принятая авторами за прототип. The closest in technical essence and the achieved technical result, namely increasing accuracy and accuracy of fire, is the design of a rotating rocket with trajectory controls, US patent N 4129268, cl. F 42
Ракета содержит заднюю часть с двигателем, переднюю часть с боеголовкой, среднюю часть с органами управления траекторией полета и устройство для вращения, соединяющее органы управления с двигателем. Внутри средней части находится гироскоп, газогенератор и органы управления. The missile includes a rear part with an engine, a front part with a warhead, a middle part with flight path controls and a rotation device connecting the controls to the engine. Inside the middle part is a gyroscope, gas generator and controls.
Данная конструкция ракеты, содержащей органы управления траекторией, является более прогрессивной, по сравнению с аналогом, и может использоваться в ракетах большого калибра и дальности. This design of the rocket containing the trajectory controls is more progressive than the analogue and can be used in missiles of large caliber and range.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение повышения кучности и точности стрельбы вращающейся ракетой за счет введения в ее конструкцию системы управления траекторией. Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase the accuracy and accuracy of firing a rotating missile by introducing a trajectory control system into its design.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты являются наличие ракетного двигателя, боеголовки и системы управления траекторией. Common signs with the rocket design proposed by the authors are the presence of a rocket engine, a warhead and a trajectory control system.
В отличие от прототипа в предлагаемую авторами конструкцию ракеты дополнительно вводятся узлы и устройства, позволяющие регулировать и обеспечивать оптимальные ее динамические и жесткостно-частотные характеристики, влияющие на точность и кучность стрельбы, и осуществлять автоматическую стыковку отрывного разъема для оперативного выполнения боевой задачи. Unlike the prototype, the rocket design proposed by the authors additionally introduces units and devices that allow you to adjust and provide its optimal dynamic and stiff-frequency characteristics that affect the accuracy and accuracy of firing, and to automatically detach the detachable connector for the operational performance of a combat mission.
Установлено, что на работу системы управления и обеспечения стабильного вращения ракеты очень сильное влияние оказывает разброс ее динамических (массово-центровочных) и жесткостно-частотных (амплитуда и частота изгибных колебаний) характеристик. При значительном разбросе указанных характеристик от ракеты к ракете, в связи с уменьшением возможностей корректирующей системы противодействовать возникающим на траектории возмущениям, ухудшается точность и кучность стрельбы. It is established that the spread of its dynamic (mass-centering) and stiff-frequency (amplitude and frequency of bending vibrations) characteristics have a very strong influence on the operation of the control system and ensuring stable rocket rotation. With a significant spread of these characteristics from rocket to rocket, due to the reduction in the capabilities of the corrective system to counteract disturbances arising on the trajectory, the accuracy and accuracy of firing are deteriorated.
Проведенные специальные пуски ракет, оснащенных телеметрической аппаратурой с различными значениями вышеперечисленных характеристик, подтвердили функциональную зависимость кучности и точности стрельбы от перечисленных выше характеристик. Special launches of missiles equipped with telemetry equipment with various values of the above characteristics confirmed the functional dependence of accuracy and accuracy of firing on the above characteristics.
Таким образом, выполнение высокой стабильности уже названных характеристик является весьма актуальной задачей. Thus, the implementation of high stability of the already mentioned characteristics is a very urgent task.
Не менее важной задачей повышения боевой эффективности является оперативное решение боевой задачи РСЗО за счет упрощения условий заряжания ракет, оснащенных системой управления и имеющих электрическую связь с боевой машиной через отрывной разъем. An equally important task of increasing combat effectiveness is the operational solution of the MLRS combat mission by simplifying the loading conditions of missiles equipped with a control system and having electrical communication with the combat vehicle via a tear-off connector.
Все это достигается тем, что, в отличие от прототипа, в предлагаемой авторами ракете между ракетным двигателем и боевой частью на ее корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем. All this is achieved by the fact that, in contrast to the prototype, in the rocket proposed by the authors, between the rocket engine and the warhead, a stiffness unit is made on its body in the form of a cylinder with a wall thickness equal to 2.0-6.0 wall thickness of the rocket body and length 0.3-1.5 of its caliber with a fixed support disk, and in the cavity formed by the support disk and the bottom piston of the warhead, there is a separation powder charge and a regulator of dynamic and frequency characteristics, consisting of a set of identical in size metal and non-metal plates astin, for example, steel and polyethylene, the total number of which remains unchanged, while the control system unit is fixed to the cylindrical belt through a swivel ring fixed by a stopper, is rigidly fastened to the warhead by connecting elements closed outside by an aerodynamic fairing.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение кучности и точности стрельбы и обеспечение оперативного выполнения боевой задачи путем создания конструкции ракеты с автоматической стыковкой ее разъема с боевой машиной и с минимально возможным разбросом динамических и жесткостно-частотных характеристик. The objective of the invention is to increase the accuracy and accuracy of fire and ensure the operational fulfillment of the combat mission by creating a missile design with automatic docking of its connector with a combat vehicle and with the minimum possible spread of dynamic and frequency-frequency characteristics.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракете, содержащей боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом, согласно изобретению между ракетным двигателем и боевой частью на ее корпусе выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем. The specified technical result is achieved by the fact that in a rocket containing a warhead with a bottom piston, a rocket engine with a stabilizer and driving pins, a control system unit with a tear-off electrical connector, according to the invention, a stiffness unit in the form of a cylinder is made between the rocket engine and the warhead on its body with a wall thickness equal to 2.0-6.0 wall thickness of the rocket body, and a length of 0.3-1.5 of its caliber, and in the cavity formed by the support disk and the bottom piston of the warhead, a powder charge of separation and regulation a dynamic and frequency response generator, consisting of a set of identical in size metal and non-metal plates, for example steel and polyethylene, the total number of which remains unchanged, while the control unit is fixed to the cylindrical belt through a rotary ring fixed by a stopper, rigidly fastened to the combat part of the connecting elements, closed from the outside with an aerodynamic fairing.
Новое конструктивное исполнение отдельных узлов ракеты, а также введение новых узлов и деталей, и их взаимное расположение приводит к получению нового технического результата по сравнению с прототипом:
- выполнение узла жесткости между двигателем и боевой частью в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском позволяет обеспечить требуемые жесткостно-частотные характеристики ракеты за счет их сглаживания, причем экспериментально-теоретическими исследованиями определены оптимальные габариты цилиндра и установлено, что если толщину стенки цилиндра выполнить менее 2,0 толщин стенки корпуса ракеты и длиной менее 0,3 ее калибра, резко возрастает амплитуда изгибных колебаний, а при толщине стенки цилиндра более 6,0 толщин стенки корпуса и длиной более 1,5 ее калибра начинает возрастать частота изгибных колебаний, т. к. значительно уменьшаются демпфирующие свойства узла жесткости;
- размещение в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, регулятора динамических и частотных характеристик, выполненного в виде набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, общее количество которых остается неизменным, позволяет обеспечить требуемые динамические (массу и положение центра масс ракеты) характеристики за счет установки необходимого количества металлических и неметаллических пластин в определенном порядке;
- размещение в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, порохового заряда разделения и выполнение регулятора постоянного объема (суммарное количество пластин неизменно) позволяет обеспечить строго определенное значение свободного объема полости, в которой работает пороховой заряд, а значит, - постоянство протекания внутрибаллистического процесса разделения боевой части и ракетного двигателя, что положительно влияет на точность и кучность стрельбы;
- жесткое соединение блока системы управления с боевой частью, с фиксацией на цилиндрический пояс соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем, позволяет обеспечить требуемые жесткостно-частотные характеристики ракеты и исключить возможные завихрения скоростного напора в зоне установки соединительных элементов, которые, как правило, приводят к раскачке ракеты на траектории полета;
- соединение блока системы управления с боевой частью через поворотное кольцо и фиксация его в корпусе блока системы управления стопором позволяет в процессе сборки ракеты обеспечить требуемое взаимное расположение отрывного электрического разъема и ведущего штифта, сохранить его в процессе эксплуатации, и тем самым проводить автоматическую стыковку разъема с боевой машиной при заряжании.The new design of the individual nodes of the rocket, as well as the introduction of new nodes and parts, and their relative position leads to a new technical result compared with the prototype:
- the implementation of the stiffness unit between the engine and the warhead in the form of a cylinder with a wall thickness equal to 2.0-6.0 wall thickness of the rocket body, and a length of 0.3-1.5 of its caliber with a fixed support disk allows you to provide the required frequency response rocket characteristics due to their smoothing, experimental and theoretical studies have determined the optimal dimensions of the cylinder and found that if the wall thickness of the cylinder is less than 2.0 of the wall thickness of the rocket body and the length is less than 0.3 of its caliber, the amplitude increases sharply bending vibrations, and with a cylinder wall thickness of more than 6.0 thicknesses of the body wall and a length of more than 1.5 of its caliber, the frequency of bending vibrations begins to increase, since the damping properties of the stiffening unit are significantly reduced;
- placement in the cavity formed by the support disk and the bottom piston of the warhead, the dynamic and frequency characteristics controller, made in the form of a set of identical in size metal and non-metal plates, the total number of which remains unchanged, allows you to provide the required dynamic (mass and position of the center of mass of the rocket ) characteristics due to the installation of the required number of metal and non-metal plates in a certain order;
- placement in the cavity formed by the support disk and the bottom piston of the warhead, the separation powder charge and the constant volume regulator (the total number of plates is constant) allows you to provide a strictly defined value of the free volume of the cavity in which the powder charge works, and therefore, the constancy of the flow of ballistic the process of separation of the warhead and rocket engine, which positively affects the accuracy and accuracy of fire;
- the rigid connection of the control system unit with the warhead, with the fixing elements fixed to the cylindrical belt by external aerodynamic cowling, allows to provide the required stiff-frequency characteristics of the rocket and to exclude possible turbulence of the pressure head in the installation area of the connecting elements, which, as a rule, lead to rocket rocking on the flight path;
- connecting the control system unit to the warhead through the rotary ring and fixing it in the stopper control system unit body allows the missile to provide the required relative position of the tear-off electrical connector and the drive pin, save it during operation, and thereby automatically dock the connector with combat vehicle when loading.
Таким образом, предлагаемое конструктивное выполнение ракеты позволяет повысить кучность и точность стрельбы и обеспечить оперативное выполнение боевой задачи. Thus, the proposed constructive implementation of the missile allows you to increase the accuracy and accuracy of firing and ensure the operational performance of the combat mission.
Сущность изобретения заключается в том, что ракета содержит боевую часть с донным поршнем, ракетный двигатель со стабилизатором и ведущими штифтами, блок системы управления с отрывным электрическим разъемом. The essence of the invention lies in the fact that the rocket contains a warhead with a bottom piston, a rocket engine with a stabilizer and driving pins, a control unit with a detachable electrical connector.
В отличие от прототипа, согласно изобретению в зоне между ракетным двигателем и боевой частью на корпусе ракеты выполнен узел жесткости в виде цилиндра с толщиной стенки, равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты, и длиной 0,3-1,5 ее калибра с закрепленным опорным диском, а в полости, образованной опорным диском и донным поршнем боевой части, размещены пороховой заряд разделения и регулятор динамических и частотных характеристик, состоящий из набора одинаковых по своим размерам металлических и неметаллических пластин, например стальных и полиэтиленовых, общее количество которых остается неизменным, при этом блок системы управления с фиксацией на цилиндрический пояс через поворотное кольцо, зафиксированное стопором, жестко скреплен с боевой частью соединительными элементами, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем. In contrast to the prototype, according to the invention, in the area between the rocket engine and the warhead, a stiffening unit is made in the form of a cylinder with a wall thickness equal to 2.0-6.0 wall thickness of the rocket body and a length of 0.3-1.5 its caliber with a fixed supporting disk, and in the cavity formed by the supporting disk and the bottom piston of the warhead, there is a separation powder charge and a regulator of dynamic and frequency characteristics, consisting of a set of identical in size metal and non-metal plates, for example steel and polyethylene, the total number of which remains unchanged, while the control system unit is fixed on a cylindrical belt through a rotary ring fixed by a stopper, is rigidly fastened to the warhead by connecting elements closed outside by an aerodynamic fairing.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид ракеты, на фиг.2 - вид сбоку, на фиг.3 представлен узел стыковки блока системы управления с боевой частью, а на фиг.4 - узел стыковки ракетного двигателя с боевой частью. The invention is illustrated in the drawing, where Fig. 1 is a general view of a rocket, Fig. 2 is a side view, Fig. 3 is a docking assembly of a control system unit with a warhead, and Fig. 4 is a docking assembly of a rocket engine with a warhead .
Ракета состоит из боевой части 1 с донным поршнем 2, ракетного двигателя 3 со стабилизатором 4 и ведущими штифтами 5, блока системы управления 6 с отрывным электрическим разъемом 7. Между ракетным двигателем 3 и боевой частью 1 выполнен узел жесткости 8 в виде цилиндра с толщиной стенки (δм), равной 2,0-6,0 толщинам стенки корпуса ракеты (δp), и длиной (Lм) 0,3 -1,5 ее калибра (Д) с закрепленным опорным диском 9.The rocket consists of a warhead 1 with a
Опорный диск 9 между ракетным двигателем 3 и боевой частью 1 образует с ее донным поршнем 2 полость А, в которой размещен пороховой заряд разделения 10 и регулятор 11, состоящий из набора стальных 12 и полиэтиленовых 13 пластин. The supporting disk 9 between the rocket engine 3 and the warhead 1 forms a cavity A with its
Блок системы управления 6 скреплен с боевой частью 1 с фиксацией на цилиндрический пояс 14 соединительными элементами 15, закрытыми снаружи аэродинамическим обтекателем 16, через поворотное кольцо 17. Поворотное кольцо 17 зафиксировано в корпусе 18 блока системы управления 6 стопором 19. The control system unit 6 is fastened to the warhead 1 with fixation to the
Для обеспечения требуемых динамических характеристик (массы и положения центра масс) ракеты при ее сборке производится взвешивание и определение центра масс основных составных частей и по результатам определяется необходимое количество и порядок установки стальных 12 и полиэтиленовых 13 пластин в регуляторе динамических и частотных характеристик, при этом общее количество пластин остается всегда постоянным. To ensure the required dynamic characteristics (mass and position of the center of mass) of the rocket during its assembly, weighing and determination of the center of mass of the main components are carried out and the required number and order of installation of
При стыковке блока системы управления с боевой частью предварительно выставляют угол α, обеспечивающий необходимое взаимное положение отрывного разъема 7 и ведущего штифта 5, с помощью поворотного кольца 17, затем затягивают соединительные элементы 15 и фиксируют поворотное кольцо 17 стопором 19. Это позволяет обеспечить автоматическую стыковку отрывного разъема при заряжании БМ. When docking the control system unit with the warhead, the angle α is preliminarily set, providing the necessary mutual position of the tear-off
Заявляемая ракета функционирует следующим образом: при запуске двигателя 3 и движении ракеты по направляющей боевой машины за счет взаимодействия ведущих штифтов 5 с винтовыми пазами направляющей, ракета получает вполне определенную раскрутку, обеспечиваемую строго подобранными ее динамическими характеристиками, которая значительно снижает начальные возмущения в момент схода ракеты с направляющей. The inventive rocket operates as follows: when the engine 3 is started and the rocket moves along the guide of the combat vehicle due to the interaction of the leading
На участке траектории, где работает блок системы управления 6, поддерживается стабильный полет ракеты за счет парирования возникающих возмущений системой управления. In the area of the trajectory where the control system unit 6 operates, a stable flight of the rocket is maintained due to the parry of arising disturbances by the control system.
В дальнейшем, после окончания работы БСУ, стабильный полет по заданной баллистической траектории осуществляется за счет уменьшения амплитуды и частоты изгибных колебаний узлом жесткости 8, в связи с обеспечением довольно-таки узких границ разброса динамических и частотных характеристик ракеты, которые выполняются регулятором 11 ее динамических и частотных характеристик. In the future, after the operation of the BSU, a stable flight along a given ballistic trajectory is carried out by reducing the amplitude and frequency of bending vibrations by the stiffness unit 8, due to the provision of rather narrow boundaries of the dispersion of the dynamic and frequency characteristics of the rocket, which are performed by the
В заданной точке траектории блок системы управления выдает команду на срабатывание порохового заряда разделения 10, который обеспечивает стабильное по скорости и времени разделение боевой части 1 и ракетного двигателя 3 за счет выполнения строго постоянного объема А между донным поршнем 2 и опорным диском 9, а следовательно повышается точность попадания боевой части в цель. At a given point in the trajectory, the control system unit gives a command to trigger the powder charge of
Таким образом, все перечисленные конструктивные особенности заявляемой ракеты позволяют без введения в нее сложных конструктивных решений повысить на 20% кучность и точность стрельбы, по сравнению с прототипом, при этом обеспечить автоматическую стыковку отрывного разъема с боевой машиной при заряжании. Thus, all of the above structural features of the inventive missiles allow without the introduction of complex structural solutions to increase accuracy and accuracy by 20% compared to the prototype, while providing automatic docking of the tear-off connector with the combat vehicle when loading.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением. The specified positive effect is confirmed by testing prototypes made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания с положительными результатами и готовится серийное производство ракеты предлагаемой авторами конструкции. At present, design documentation has been developed, state tests have been carried out with positive results, and mass production of the rocket of the design proposed by the authors is being prepared.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000103009A RU2167384C1 (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000103009A RU2167384C1 (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2167384C1 true RU2167384C1 (en) | 2001-05-20 |
Family
ID=20230337
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000103009A RU2167384C1 (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2167384C1 (en) |
-
2000
- 2000-02-10 RU RU2000103009A patent/RU2167384C1/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104089546B (en) | The variable aerodynamic arrangement structure of body | |
| SE528624C2 (en) | Increasing a range of trajectory shells for explosive substances by utilizing folding/fixed rear guide fins with specified radial extent range and folding/fixed front steerable so-called canard fins with aerodynamic bearing surfaces | |
| KR20130121671A (en) | Rolling projectile with extending and retracting canards | |
| US4520972A (en) | Spin-stabilized training missile | |
| RU2167384C1 (en) | Missile | |
| RU2611795C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2182309C1 (en) | Tail unit of spin-stabilized missile | |
| CN211012682U (en) | Laser beam-steering guided missile emitted by 40mm rocket tube | |
| RU2435130C1 (en) | Missile with cassette head part | |
| RU2295695C2 (en) | Artillery round | |
| RU2255298C1 (en) | Missile unit of jet projectile | |
| RU2496087C1 (en) | Controlled bullet | |
| RU2183817C1 (en) | Guided missile | |
| Milinovic et al. | Experimental and simulation testing of flight spin stability for small caliber cannon projectile | |
| RU2288433C1 (en) | Rocket projectile | |
| RU2790656C1 (en) | Supersonic guided missile | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2563302C1 (en) | Tail unit of controlled jet projectile launched from tubular guide | |
| US5375792A (en) | Method for reducing dispersion in gun launched projectiles | |
| Schumacher et al. | Guided Hard-Launch Munitions: Enabling Advanced Air to Ground Combat | |
| RU2726103C1 (en) | Rock-stabilized missile for launching from tubular with guide helical slot | |
| RU2248515C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2251070C2 (en) | Sub-caliber round | |
| RU2150081C1 (en) | Salvo-fire jet projectile elongated by more than 20 calibers | |
| RU2313761C1 (en) | Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile |