RU2186332C2 - Guided missile - Google Patents
Guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2186332C2 RU2186332C2 RU2000116963A RU2000116963A RU2186332C2 RU 2186332 C2 RU2186332 C2 RU 2186332C2 RU 2000116963 A RU2000116963 A RU 2000116963A RU 2000116963 A RU2000116963 A RU 2000116963A RU 2186332 C2 RU2186332 C2 RU 2186332C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- nozzles
- steering
- self
- missile
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к управляемым ракетам, выполненным по аэродинамической схеме "утка", имеющим сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты и работающее на траектории полета в условиях задымленности продуктами сгорания реактивного двигателя ракеты каналов управления. The invention relates to rocket technology, namely to guided missiles, made according to the aerodynamic scheme "duck", having a signal receiving device located at the rear end of the rocket and working on the flight path under smoke conditions of the combustion products of the rocket engine of the control channel rocket.
Известны комплексы управляемых ракет с полуавтоматическим наведением, работающие в условиях видимости цели оператором и использующие оптическую линию связи "наземная аппаратура управления - ракета". Known complexes of guided missiles with semi-automatic guidance, operating in conditions of visibility of the target by the operator and using the optical communication line "ground control equipment - rocket."
Основным источником ослабления полезного сигнала являются продукты сгорания топлива реактивного двигателя, работающего на траектории полета ракеты. The main source of attenuation of the useful signal is the combustion products of the fuel of a jet engine operating on the flight path of the rocket.
Известен ряд мер по снижению влияния продуктов сгорания двигателя ракеты на линии связи "наземная аппаратура управления - ракета". К ним относятся:
- применение в двигательной установке баллиститных порохов с низкой мощностью дымообразования;
- введение разноски по длине ракеты между сигналопринимающим устройством и соплами двигателя;
- снижение количества сопел при переднем их расположении до минимально возможного, двух;
- введение наклона сопел к продольной оси ракеты [1].A number of measures are known to reduce the effect of the products of combustion of a rocket engine on the communication line "ground control equipment - rocket". These include:
- the use in a propulsion system of ballistic powders with low smoke generation power;
- the introduction of posting along the length of the rocket between the signal receiving device and the nozzles of the engine;
- reducing the number of nozzles at their front location to the minimum possible, two;
- the introduction of the inclination of the nozzles to the longitudinal axis of the rocket [1].
Наиболее близким техническим решением является управляемая ракета, выполненная по аэродинамической схеме "утка", содержащая двигательную установку с передним расположением сопел, автоколебательный рулевой привод перед соплами и сигналопринимающее устройство, размещенное в задней части ракеты [2]. The closest technical solution is a guided missile, made according to the aerodynamic scheme "duck", containing a propulsion system with a front nozzle arrangement, a self-oscillating steering gear in front of the nozzles and a signal receiving device located at the rear of the missile [2].
Точность стрельбы, снижение уровня дымовых помех от двигательной установки в этом случае достигается за счет введения дополнительного элемента - специального профилированного пояска, расположенного на ракете между сигналопринимающим устройством и соплами. На пояске при сверхзвуковом полете ракеты образуется ударная волна, которая дополнительно отклоняет продукты сгорания пороха двигательной установки, истекающие из наклонных сопел, и за счет этого снижает их влияние в зоне возможного расположения сигналопринимающего устройства. In this case, firing accuracy, reducing the level of smoke interference from the propulsion system is achieved by introducing an additional element - a special profiled belt located on the rocket between the signal receiving device and nozzles. A shock wave is formed on the belt during supersonic rocket flight, which additionally deflects the propellant combustion products flowing from the inclined nozzles, and thereby reduces their influence in the area of the possible location of the signal receiving device.
К недостаткам данного технического решения относятся:
- увеличение калибра ракеты за счет введения дополнительного конического пояска, который обязан выходить за пределы диаметра ракеты;
- образование на конической поверхности ударных волн при сверхзвуковом полете ракеты.The disadvantages of this technical solution include:
- increasing the caliber of the rocket due to the introduction of an additional conical belt, which must go beyond the diameter of the rocket;
- the formation on the conical surface of shock waves during supersonic rocket flight.
Указанные недостатки приводят к увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению дальности стрельбы и увеличению полетного времени, или при обеспечении заданных баллистических характеристик ракеты необходимо увеличивать мощность двигательной установки ракеты, что ведет к увеличению мощности ее дымообразования. Последнее крайне нежелательно в системах, построенных на использовании оптических линий связи. These shortcomings lead to an increase in drag and, as a result, to a reduction in firing range and an increase in flight time, or while ensuring the given ballistic characteristics of the rocket, it is necessary to increase the power of the rocket propulsion system, which leads to an increase in the power of its smoke formation. The latter is highly undesirable in systems based on the use of optical communication lines.
Технический результат предлагаемого решения - повышение точности стрельбы управляемыми ракетами за счет уменьшения задымленности оптической линии связи при работе двигательной установки на траектории полета. The technical result of the proposed solution is to increase the accuracy of firing guided missiles by reducing the smoke of the optical communication line during the operation of the propulsion system on the flight path.
Технический результат достигается тем, что в известной конструкции управляемой ракеты, выполненной по аэродинамической схеме "утка", содержащей двигатель с передним расположением сопел, автоколебательный рулевой привод, расположенный перед соплами и сигналопринимающее устройство, размещенное в плоскости заднего торца ракеты, рулевые поверхности автоколебательного рулевого привода развернуты в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, относительно сопел по направлению вращения ракеты по крену на угол φ, определяемый из соотношения
f - частота вращения ракеты по крену;
λ - расстояние от осей рулевых поверхностей рулевого привода до среза сопел двигательной установки ракеты;
vmax. - максимальная скорость полета ракеты на участке работы двигательной установки ракеты;
k - коэффициент, учитывающий канальность рулевого привода;
k=0 - при одноканальном рулевом приводе;
k = π/2 - при двухканальном рулевом приводе.The technical result is achieved by the fact that in the known design of the guided missile, made according to the aerodynamic scheme "duck", containing an engine with a front nozzle arrangement, a self-oscillating steering gear located in front of the nozzles and a signal receiving device located in the plane of the rear face of the rocket, steering surfaces of a self-oscillating steering gear deployed in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, relative to the nozzles in the direction of rotation of the rocket along the roll at an angle φ, determined from wearing
f is the roll speed of the rocket;
λ is the distance from the axes of the steering surfaces of the steering drive to the nozzle exit of the propulsion system of the rocket;
v max. - the maximum flight speed of the rocket at the site of the propulsion system of the rocket;
k is a coefficient taking into account the channelity of the steering drive;
k = 0 - with single-channel steering gear;
k = π / 2 - with two-channel steering gear.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена заявляемая конструкция ракеты; на фиг.2 - вид ракеты сзади (в картинной плоскости); на фиг. 3 - график зависимости выделения координат от энергетического запаса в оптической линии связи (ОЛС). The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the inventive design of the rocket; figure 2 is a rear view of the rocket (in the picture plane); in FIG. 3 is a graph of the dependence of the allocation of coordinates on the energy supply in the optical communication line (OLS).
Управляемая ракета 1 содержит сигналопринимающее устройство 2, размещенное на заднем торце ракеты, автоколебательный рулевой привод 3 с рулями 4 и двигатель 5 с передним расположением двух сопел 6, расположенных на расстоянии λ от рулей 4. Guided
Во время полета ракеты из сопел двигательной установки истекают струи газов 7, которые смешиваются с турбулентными следами 8, образующимися за рулевыми поверхностями 4 рулевого привода 3, работающего в автоколебательном режиме, при этом для обеспечения гарантированного попадания турбулентных струй 8 на начальный участок газовых струй 7 рулевые поверхности развернуты по направлению вращения ракеты по крену относительно сопел на угол φ. В результате, за счет предварительной турбулизации обтекающего потока в районе истечения газовых струй из сопел двигателя снижается оптическая плотность дымового облака, т. е. искусственно увеличивается область распределения продуктов сгорания, а это ведет к снижению их оптической плотности, улучшению условий прохождения управляющего оптического сигнала на сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты, и, как следствие этого, повышение точности стрельбы. During the flight of the rocket from the nozzles of the propulsion system,
На фиг.1, 2 показаны дымовой шлейф 7, истекающий из сопел 6, и турбулентный след 8, образующийся за рулями 4 в полете при работе рулевого привода в автоколебательном режиме. Figure 1, 2 shows a
На фиг.2 стрелкой показано направление вращения ракеты по крену с угловой скоростью f и указано направление угла разворота φ рулей 4 рулевого привода 3 относительно сопел 6. In figure 2, the arrow shows the direction of rotation of the rocket along the roll with an angular speed f and the direction of the angle of rotation φ of the
Заявляемое техническое решение позволяет определить необходимый угол и направление (с опережением), на который необходимо развернуть рули относительно сопел в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, при котором обеспечивается минимально возможное при всех прочих равных условиях оптическая плотность дымового шлейфа двигателя. The claimed technical solution allows you to determine the required angle and direction (ahead), which you need to rotate the rudders relative to the nozzles in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, which provides the minimum optical density of the smoke plume of the engine, ceteris paribus.
На фиг. 3 графически представлена зависимость выделения координат от энергетического запаса в оптической линии связи (ОЛС). Как видно из фиг.3, точность выделения координат зависит от энергетического запаса в ОЛС. Энергетический запас представляет допустимое ослабление сигнала на входе сигналопринимающего устройства, при котором осуществляется выделение координат. Ослабление оптического сигнала в ОЛС дымовым шлейфом реактивного двигателя зависит от количества и оптических свойств аэрозолей, остающихся в дымовом шлейфе, конструктивных параметров двигателя, калибра, скорости полета ракеты, ориентации шлейфа относительно оптической линии связи (траектории полета ракеты), скорости ветра, его направления, турбулентности атмосферы и определяется из эмпирического выражения (1)
где N(t) - мощность дымообразования двигательной установки;
y(t), z(t) - текущие координаты ракеты относительно оптической линии связи;
Wz - боковая скорость ветра;
Т - текущее время;
Tk=Т, при t≤tрд время работы реактивного двигателя;
Тk=tрд, при t>tрд
σo - параметр нормального закона распределения примеси в дымовом шлейфе, зависящий от степени нерасчетности сопла, количества сопел относительной плотности струи, скорости истечения газов из сопел и скорости полета ракеты;
k - коэффициент диффузии, зависящий от скорости ветра, условий стратификации атмосферы и интенсивности и интенсивности турбулентности в следе ракеты.In FIG. Figure 3 graphically shows the dependence of the allocation of coordinates on the energy supply in the optical communication line (OLS). As can be seen from figure 3, the accuracy of the allocation of coordinates depends on the energy reserve in the OLS. The energy supply represents the allowable attenuation of the signal at the input of the signal receiving device, at which coordinates are allocated. The attenuation of the optical signal in the OLS by the smoke loop of a jet engine depends on the number and optical properties of the aerosols remaining in the smoke loop, engine design parameters, caliber, rocket flight speed, loop orientation relative to the optical communication line (rocket flight path), wind speed, its direction, atmospheric turbulence and is determined from empirical expression (1)
where N (t) is the smoke generation power of the propulsion system;
y (t), z (t) - current coordinates of the rocket relative to the optical communication line;
W z - lateral wind speed;
T is the current time;
T k = T, at t≤t rd the operating time of the jet engine;
T k = t rd , at t> t rd
σ o is the parameter of the normal law of the distribution of impurities in the smoke plume, depending on the degree of off-design of the nozzle, the number of nozzles relative density of the jet, the velocity of the outflow of gases from the nozzles and the flight speed of the rocket;
k is the diffusion coefficient depending on the wind speed, the conditions of atmospheric stratification and the intensity and intensity of turbulence in the wake of the rocket.
В первом приближении можно принять
где 
ko,α - - параметры, характеризующие турбулентность в следе ракеты.As a first approximation, you can take
Where
k o , α - - parameters characterizing turbulence in the wake of the rocket.
Из формул (1) и (2) следует, что ослабление сигнала в ОЛС при всех равных условиях уменьшается с увеличением интенсивности турбулентности среды, в которую истекают продукты сгорания пороха двигательной установки, т.е. при увеличении коэффициентов k0 и α снижается ослабление сигнала в ОЛС дымовым шлейфом двигателя.From formulas (1) and (2) it follows that the attenuation of the signal in the OLS under all equal conditions decreases with increasing intensity of the turbulence of the medium into which the combustion products of propellant propellant flow out, i.e. as the coefficients k 0 and α increase, the signal attenuation in the OLS decreases with the smoke plume of the engine.
Поставленная задача может быть достигнута за счет направленного увеличения интенсивности турбулентности среды (атмосферы), в которую выбрасываются продукты сгорания двигателя ракеты. Для увеличения интенсивности турбулентности в струе газов, истекающих из сопла ракетного двигателя, необходимо осуществить направленное изменение турбулентности среды в районе начального участка среды, как наиболее уязвимого с данной точки зрения. The task can be achieved by directed increase in the intensity of turbulence of the medium (atmosphere) into which the products of combustion of the rocket engine are thrown. To increase the intensity of turbulence in a stream of gases flowing from the nozzle of a rocket engine, it is necessary to carry out a directed change in the turbulence of the medium in the region of the initial portion of the medium, as the most vulnerable from this point of view.
Начальный участок струи газов, истекающих из двигательной установки, считается равным 30...50 диаметрам критического сечения сопла. The initial section of the jet of gases flowing from the propulsion system is considered equal to 30 ... 50 diameters of the critical section of the nozzle.
Задача может быть решена постановкой специального турбулизатора перед соплом двигательной установки, обеспечивающего увеличение интенсивности турбулентности среды в области начального участка струи, и, как следствие этого, перемешиваемости продуктов сгорания двигателя с атмосферой, снижение их оптической плотности и, как следует из формул (1), (2), снижение ослабления сигнала дымовым шлейфом двигателя ракеты. Но постановка специального турбулизатора нежелательна, т.к. он обязан выступать за калибр ракеты и, как следствие этого, ухудшать ее аэродинамические характеристики. The problem can be solved by staging a special turbulator in front of the nozzle of the propulsion system, which provides an increase in the intensity of the turbulence of the medium in the region of the initial section of the jet, and, as a result, the mixing of the combustion products of the engine with the atmosphere, a decrease in their optical density and, as follows from formulas (1), (2), reducing the attenuation of the signal by the smoke plume of the rocket engine. But the setting of a special turbulator is undesirable, because he is obliged to advocate for the caliber of the rocket and, as a consequence, worsen its aerodynamic characteristics.
Роль естественных турбулизаторов среды при выполнении ракет по аэродинамической схеме "утка" выполняют рулевые поверхности рулевого привода, расположенные перед соплами двигательной установки. При этом их интенсивность как турбулизаторов повышается, когда привод выполнен автоколебательным. The role of natural turbulators of the medium when performing missiles according to the aerodynamic scheme "duck" is performed by the steering surfaces of the steering drive located in front of the nozzles of the propulsion system. Moreover, their intensity as turbulators increases when the drive is self-oscillating.
При этом задача сводится к обеспечению попадания турбулентных следов от рулей автоколебательного привода на начальный участок газовых струй, истекающих из сопел двигательной установки. The task is reduced to ensure that turbulent traces from the rudders of the self-oscillating drive get into the initial section of gas jets flowing from the nozzles of the propulsion system.
Очевидно, что при отсутствии вращения ракеты по крену рули автоколебательного рулевого привода должны располагаться строго на одной линии впереди сопел по длине ракеты, а при вращении ракеты по крену необходимо развернуть рули с опережением, чтобы их турбулентный след попадал на начальный участок струи. Величина разворота связана со скоростью этого вращения, расстоянием от рулей до сопел по длине ракеты, скоростью полета ракеты. Obviously, in the absence of rocket rotation along the roll, the rudders of the self-oscillating steering drive should be located exactly in one line in front of the nozzles along the length of the rocket, and when the rocket rotates along the roll, the rudders must be advanced ahead of time so that their turbulent trail hits the initial section of the jet. The magnitude of the turn is related to the speed of this rotation, the distance from the rudders to the nozzles along the length of the rocket, and the flight speed of the rocket.
Если расстояние от рулей до сопел и частота вращения ракеты по крену постоянны, то скорость полета ракеты на участке работы двигательной установки величина переменная, и это необходимо учитывать. If the distance from the rudders to the nozzles and the rotational speed of the rocket along the roll are constant, then the flight speed of the rocket at the site of the propulsion system is variable, and this must be taken into account.
То есть время t, за которое сопла ракеты подойдут к участку атмосферы, турбулизированному рулями, равно
где λ - расстояние от рулей до сопел по длине ракеты;
v - скорость полета ракеты.That is, the time t during which the nozzle of the rocket approaches the portion of the atmosphere turbulized by the rudders is
where λ is the distance from the rudders to the nozzles along the length of the rocket;
v is the flight speed of the rocket.
Тогда угол φ, на который повернутся рули за счет наличия вращения ракеты по крену за это время, будет
φ = 2πf, (4)
где f - скорость вращения ракеты по крену.Then the angle φ, on which the rudders will turn due to the presence of rocket rotation along the roll during this time, will be
φ = 2πf, (4)
where f is the roll rotation speed of the rocket.
Из выражений (3), (4) имеем
Подставляя в выражение (5) значение максимальной скорости полета ракеты на участке работы двигательной установки, имеем минимальное значение угла φ, при котором даже при Vmax имеет попадание турбулентного следа на срез сопла двигателя. При значениях V<Vmax попадание турбулентного следа начального участка струи за соплом двигательной установки гарантировано.From the expressions (3), (4) we have
Substituting in expression (5) the value of the maximum flight speed of the rocket at the site of operation of the propulsion system, we have the minimum value of the angle φ at which, even at V max, the turbulent wake gets on the cut of the engine nozzle. At values of V <V max, the entry of a turbulent trace of the initial section of the jet behind the nozzle of the propulsion system is guaranteed.
Зависимость (5) справедлива при наличии на ракете двухсоплового двигателя и рулевого привода, имеющего одну пару рулей, т.е. выполненного по одноканальной схеме. При выполнении рулевого привода по двухканальной схеме, имеющего две пары взаимно перпендикулярных рулей, необходимо учесть угол между парами взаимно перпендикулярных рулей, т.е. (π/2).
Окончательное соотношение для рассматриваемого варианта примет вид
где k=0, при одноканальном исполнении рулевого привода;
k = π/2, при двухканальном исполнении рулевого привода.Dependence (5) is valid if a rocket has a two-nozzle engine and a steering gear having one pair of rudders, i.e. made according to a single-channel scheme. When performing steering gear in a two-channel scheme, having two pairs of mutually perpendicular rudders, it is necessary to take into account the angle between the pairs of mutually perpendicular rudders, i.e. (π / 2).
The final ratio for the considered option will take the form
where k = 0, with a single-channel version of the steering gear;
k = π / 2, with a two-channel version of the steering gear.
Реализуется предложенное решение следующим образом. The proposed solution is implemented as follows.
Во время полета ракеты из сопел двигательной установки истекают струи газов 7, которые смешиваются с турбулентными следами 8, образующимися за рулевыми поверхностями рулевого привода, работающего в автоколебательном режиме, при этом для обеспечения гарантированного попадания турбулентных струй 8 на начальный участок газовых струй 7 рулевые поверхности развернуты по направлению вращения ракеты по крену относительно сопел на угол φ. В результате, за счет предварительной турбулизации обтекающего потока в районе истечения газовых струй из сопел двигателя снижается оптическая плотность дымового облака, т.е. искусственно увеличивается область распределения продуктов сгорания, а это ведет к снижению их оптической плотности, улучшению условий прохождения управляющего оптического сигнала на сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты, и как следствие этого, повышение точности стрельбы. During the flight of the rocket,
Достоинством предлагаемой управляемой ракеты является ее конструктивная простота. В ней нет дополнительных конструктивных элементов, работа которых направлена только на обеспечение снижения задымленности, а роль этих элементов выполняют существующие конструктивные решения и положительный эффект достигается только за счет их определенной пространственной ориентации. Безразлично также вращается ракета по крену или нет. При отсутствии вращения ракеты по крену угол разворота φ, как следует из соотношения (6), равен нулю. The advantage of the proposed guided missile is its structural simplicity. There are no additional structural elements, the work of which is aimed only at ensuring smoke reduction, and the role of these elements is performed by existing structural solutions and a positive effect is achieved only due to their specific spatial orientation. It doesn’t matter whether the rocket rotates in a roll or not. In the absence of rocket rotation along the roll, the rotation angle φ, as follows from relation (6), is zero.
Достоинством является также то, что его можно использовать в управляемых ракетах с любыми двигателями, принцип работы которых основан на преобразовании, сопровождающемся горением, химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих из сопел двигателя продуктов сгорания топлива. An advantage is also that it can be used in guided missiles with any engines, the principle of which is based on the conversion, accompanied by combustion, of the chemical energy of the fuel into the kinetic energy of the products of fuel combustion flowing from the nozzles of the engine.
Реализуемость данного технического решения не вызывает затруднений и при выполнении блочной конструкции ракеты требует лишь учета взаимной определенной ориентации блоков при их проектировании без введения новых конструктивных элементов. The feasibility of this technical solution does not cause difficulties, and when performing a block design of a rocket, it only requires taking into account the mutual defined orientation of the blocks when designing them without introducing new structural elements.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. А.Н. Комиссаренко, В.М. Кузнецов. "Динамика полета противотанковых и зенитных ракет в турбулентной атмосфере", НТЦ "Информтехника", М., 1994 г., гл. 8.SOURCES OF INFORMATION
1. A.N. Komissarenko, V.M. Kuznetsov. "The dynamics of the flight of anti-tank and anti-aircraft missiles in a turbulent atmosphere", STC "Informtekhnika", M., 1994, Ch. 8.
2. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ПТУРС 9М113. Ордена Трудового Красного знамени Военное издательство Министерства Обороны СССР, М., 1978 г., с.168-172. 2. Technical description and instruction manual PTURS 9M113. Order of the Red Banner of Labor Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, M., 1978, p.168-172.
3. А.С. Гиневский. "Теория турбулентных струй и следов". Машиностроение, М. , 1969, гл. III, 5, с. 186. "Методы направленного изменения аэродинамических характеристик турбулентных струйных течений". 3. A.S. Ginevsky. "Theory of turbulent jets and traces." Engineering, M., 1969, Ch. III, 5, p. 186. "Methods of directional changes in the aerodynamic characteristics of turbulent jet flows."
Claims (1)
где f - частота вращения ракеты по крену;
λ - расстояние от осей рулевых поверхностей рулевого привода до среза сопел двигательной установки ракеты;
Vmax - максимальная скорость полета ракеты на участке работы двигательной установки ракеты;
k - коэффициент, учитывающий канальность рулевого привода;
k= 0 - при одноканальном рулевом приводе;
k = π/2 - при двухканальном рулевом приводе.The guided missile, made according to the aerodynamic scheme "duck", containing an engine, a self-oscillating steering gear located in front of the nozzles, and a signal receiving device located in the plane of the rear end of the rocket, characterized in that the steering surfaces of the self-oscillating steering gear are deployed ahead of the plane perpendicular to the longitudinal the axis of the rocket, relative to the nozzles in the direction of rotation of the rocket along the roll at an angle φ, determined from the ratio
where f is the roll speed of the rocket;
λ is the distance from the axes of the steering surfaces of the steering drive to the nozzle exit of the propulsion system of the rocket;
V max - the maximum flight speed of the rocket at the site of the propulsion system of the rocket;
k is a coefficient taking into account the channelity of the steering drive;
k = 0 - with single-channel steering gear;
k = π / 2 - with two-channel steering gear.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000116963A RU2186332C2 (en) | 2000-06-26 | 2000-06-26 | Guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000116963A RU2186332C2 (en) | 2000-06-26 | 2000-06-26 | Guided missile |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2186332C2 true RU2186332C2 (en) | 2002-07-27 |
| RU2000116963A RU2000116963A (en) | 2002-08-27 |
Family
ID=20236982
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000116963A RU2186332C2 (en) | 2000-06-26 | 2000-06-26 | Guided missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2186332C2 (en) |
-
2000
- 2000-06-26 RU RU2000116963A patent/RU2186332C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ПТУРС 9М113: Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1978, с.168-172. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Ashley | Warp drive underwater | |
| KR100197319B1 (en) | Infrared suppressor for a gas turbine engine | |
| CN113756957B (en) | Miniature gas turbine ejector | |
| CN100467999C (en) | Flying weapon for observing the ground | |
| Mikhail | Spike-nosed projectiles-computations and dual flow modes in supersonic flight | |
| RU2186332C2 (en) | Guided missile | |
| CA1162103A (en) | Method for reducing the base resistance of airborne projectiles and for that purpose an appropriate construction | |
| US4645139A (en) | Procedure for steering a low-speed missile, weapon system and missile for implementation of the procedure | |
| RU2586436C1 (en) | Bogdanov method for target destruction and device therefor | |
| RU2522687C2 (en) | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose | |
| US3335637A (en) | Projectile propelled by friction drag of high velocity plasma | |
| Kumar et al. | Hypersonic jet control effectiveness | |
| RU2756195C1 (en) | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| RU201021U1 (en) | VORTEX TYPE AFTERBURNER CHAMBER | |
| RU2809446C1 (en) | Supersonic spin-stabilized missile | |
| US4594933A (en) | Muzzle brake for dispersal of an aerosol from a cannon | |
| RU2071027C1 (en) | Rocket | |
| GB1605263A (en) | Amphibious long-range aerial missile | |
| RU2181849C1 (en) | Ramjet-ejector rocket carrier | |
| JP2738987B2 (en) | Ramjet engine | |
| RU2255297C1 (en) | Radio-controlled missile | |
| RU2094748C1 (en) | Rocket | |
| RU2238511C1 (en) | Method for acceleration of propelled element |