RU2197707C1 - Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления - Google Patents
Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2197707C1 RU2197707C1 RU2001132017A RU2001132017A RU2197707C1 RU 2197707 C1 RU2197707 C1 RU 2197707C1 RU 2001132017 A RU2001132017 A RU 2001132017A RU 2001132017 A RU2001132017 A RU 2001132017A RU 2197707 C1 RU2197707 C1 RU 2197707C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- duration
- chamber
- pause
- acceleration
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в реактивных системах залпового огня. В способе стрельбы ракетой, включающем начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон ракеты после паузы и полет до цели по баллистической траектории, продолжительность дополнительного разгона назначают равной 0,3-0,5 времени начального разгона ракеты, а после завершения начального разгона ракеты производят измерение его длительности и достигнутой при этом скорости полета и в зависимости от их величины корректируют продолжительность паузы в работе двигателя. В ракете для осуществления данного способа, содержащей головную часть, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель с зарядами и воспламенителями, отношение полных импульсов зарядов первой и второй камер выбирают равным 5-7, в ракете размещают измеритель скорости полета, электрически связанный с воспламенителем заряда второй ступени, а заряды первой и второй камер разделяют диафрагмой с закрытыми мембраной газоводами, общая площадь которых равна площади критического сечения второй камеры. Выполнение ракеты в соответствии с изобретением и реализация предлагаемого способа позволяет повысить на 10-15% дальность стрельбы и в 3-4 раза точность попадания в цель при сохранении необходимого запаса устойчивости полета и прочности конструкции. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в реактивных системах залпового огня.
Объект изобретения представляет собой способ стрельбы ракетой и ракету для его осуществления, снабженную ракетным двигателем на твердом топливе.
Так, известен способ стрельбы ракетой (см. например. Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых реактивных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с. 208-211, 28-31), включающий разгон ракеты на активном участке траектории и полет до цели по баллистической траектории. Известна также ракета для осуществления данного способа, содержащая головную часть и твердотопливный ракетный двигатель.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение необходимой дальности полета за счет сообщения ракете заданной по соображениям устойчивости полета и прочности ее конструкции скорости в конце активного участка траектории.
Общими признаками с предлагаемым авторами способом стрельбы является разгон ракеты до заданной скорости на активном участке траектории и полет до цели по баллистической траектории. Общими признаками с предлагаемой для осуществления данного способа стрельбы ракетой является наличие в ней головной части и твердотопливного ракетного двигателя.
Известно, что рациональным с точки зрения достижения максимальной дальности стрельбы при сохранении необходимых запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты является режим работы ракетного двигателя с паузой. Поэтому наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является способ стрельбы ракетой, описанный в книге Голубев И.С., Самарин А.В. Проектирование конструкций летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1991, с. 353-357, принятый авторами за прототип. Он включает разгон ракеты на активном участке траектории с заранее выбранной паузой в работе ракетного двигателя и полет до цели по баллистической траектории.
Задачей известного технического решения - прототипа являлось повышение дальности стрельбы при сохранении необходимых запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты при сохранении характерной для неуправляемой ракеты невысокой точности стрельбы.
Общими признаками с предлагаемым способом является наличие в способе-прототипе разгона ракеты на активном участке траектории с паузой в работе ракетного двигателя и полета до цели по баллистической траектории. Общими признаками с предлагаемой для осуществления данного способа ракетой является наличие в ракете-прототипе головной части и двухкамерного твердотопливного ракетного двигателя с зарядами и воспламенителями в каждой камере.
В отличие от прототипа в предлагаемом способе после завершения начального разгона ракеты измеряют его длительность и достигнутую при этом скорость полета, определяют функционал параметров движения ракеты в виде Φ = a1ΔV+a2Δτ и продолжительность паузы между предварительным и дополнительным разгоном назначают равной t = tп+Φ, при этом продолжительность дополнительного разгона составляет 0,3...0,5 времени начального разгона, где
tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя;
ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения;
Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения;
a1, а2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба.
tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя;
ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения;
Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения;
a1, а2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба.
В отличие от прототипа в ракете, предлагаемой для осуществления данного способа, размещен электронный блок регистрации скорости полета, электрически связанный с воспламенителем заряда второй камеры, заряды первой и второй камер разделены между собой диафрагмой, в которой со стороны заряда второй камеры симметрично относительно продольной оси ракеты образованы один или несколько газоводов, закрытых со стороны первой камеры мембраной, отношение полных импульсов зарядов первой и второй ступени составляет 5...7, а общая площадь газоводов равна площади критического сечения второй камеры.
Задачей настоящего изобретения является создание способа стрельбы ракетой и ракеты для его осуществления, позволяющих существенно повысить дальность и точность стрельбы при сохранении устойчивости полета и прочности конструкции ракеты.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе, включающем начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон после паузы и полет до цели по баллистической траектории, после завершения начального разгона измеряют его длительность и достигнутую при этом скорость полета, определяют функционал параметров движения ракеты в виде Φ = a1ΔV+a2Δτ и продолжительность паузы между предварительным и дополнительным разгоном назначают равной t = tп+Φ, при этом продолжительность дополнительного разгона составляет 0,3...0,5 времени начального разгона, где
tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя;
ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения;
Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения;
a1, a2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба.
tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя;
ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения;
Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения;
a1, a2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба.
В ракете, предлагаемой для осуществления данного способа, содержащей головную часть, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель с зарядами и воспламенителями первой и второй камер, размещен электронный блок регистрации скорости полета, электрически связанный с воспламенителем заряда второй камеры, заряды первой и второй камер разделены между собой диафрагмой, в которой со стороны заряда второй камеры симметрично относительно продольной оси ракеты образованы один или несколько газоводов, закрытых со стороны первой камеры мембраной, отношение полных импульсов зарядов первой и второй ступени составляет 5. ..7, а общая площадь газоводов равна площади критического сечения второй камеры.
Новая совокупность параметров предлагаемого способа стрельбы ракетами позволяет, в частности:
- за счет измерения после завершения начального разгона ракеты его длительности и достигнутой при этом скорости полета, определения функционала параметров движения ракеты в виде Φ = a1ΔV+a2Δτ и назначения продолжительности паузы между предварительным и дополнительным разгоном, равной t = tп+Φ, где: tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя; ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения; Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения; a1, a2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба, скорректировать траекторию полета ракеты и компенсировать сформировавшиеся на участке начального разгона ракеты отклонения траекторных параметров от расчетных и тем самым повысить точность попадания в цель;
- за счет обеспечения продолжительности дополнительного разгона ракеты, составляющей 0,3...0,5 времени начального разгона получить максимальную дальность стрельбы при достижении скорости на участке дополнительного разгона, обеспечивающей допустимые аэродинамические нагрузки и сохранение запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты на баллистической траектории полета до цели. При продолжительности дополнительного разгона, меньшей 0,3 времени начального разгона, пауза в работе ракетного двигателя используется неоптимально, что ведет к существенной потере дальности стрельбы. При продолжительности дополнительного разгона, большей 0,5 времени начального разгона, скорость полета ракеты в конце работы двигателя достигает такой величины, при которой не обеспечивается устойчивый полет ракеты и возможно разрушение ее конструкции.
- за счет измерения после завершения начального разгона ракеты его длительности и достигнутой при этом скорости полета, определения функционала параметров движения ракеты в виде Φ = a1ΔV+a2Δτ и назначения продолжительности паузы между предварительным и дополнительным разгоном, равной t = tп+Φ, где: tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя; ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения; Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения; a1, a2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба, скорректировать траекторию полета ракеты и компенсировать сформировавшиеся на участке начального разгона ракеты отклонения траекторных параметров от расчетных и тем самым повысить точность попадания в цель;
- за счет обеспечения продолжительности дополнительного разгона ракеты, составляющей 0,3...0,5 времени начального разгона получить максимальную дальность стрельбы при достижении скорости на участке дополнительного разгона, обеспечивающей допустимые аэродинамические нагрузки и сохранение запасов устойчивости полета и прочности конструкции ракеты на баллистической траектории полета до цели. При продолжительности дополнительного разгона, меньшей 0,3 времени начального разгона, пауза в работе ракетного двигателя используется неоптимально, что ведет к существенной потере дальности стрельбы. При продолжительности дополнительного разгона, большей 0,5 времени начального разгона, скорость полета ракеты в конце работы двигателя достигает такой величины, при которой не обеспечивается устойчивый полет ракеты и возможно разрушение ее конструкции.
Новая совокупность признаков предлагаемой конструкции ракеты для осуществления данного способа стрельбы позволяет, в частности:
- за счет размещения электронного блока регистрации скорости полета, электрически связанного с воспламенителем заряда второй камеры, осуществлять запуск второй ступени ракетного двигателя (второй камеры) не в фиксированный момент времени, а с учетом поправки, компенсирующей сформировавшиеся на участке начального разгона ракеты отклонения траекторных параметров от расчетных, и тем самым повысить точность попадания ракеты в цель;
- за счет разделения зарядов первой и второй камер диафрагмой и выполнения в диафрагме со стороны заряда второй камеры газоводов, закрытых со стороны первой камеры мембраной, наиболее просто и надежно исключить воспламенение заряда второй камеры при горении заряда первой камеры и тем самым обеспечить необходимую для достижения максимальной дальности стрельбы паузу в работе ракетного двигателя;
- за счет выполнения в диафрагме одного или нескольких газоводов, общая площадь которых равна площади критического сечения второй камеры, обеспечить истечение продуктов сгорания заряда второй камеры после воспламенения этого заряда и достижения необходимого давления в объеме, где он размещен, и создание максимальной силы тяги на участке дополнительного разгона;
- за счет симметричного относительно продольной оси ракеты размещения газоводов в диафрагме минимизировать возмущения при работе заряда второй ступени и тем самым повысить точность попадания в цель;
- за счет выполнения зарядов первой и второй камер с отношением полных импульсов, составляющим 5...7, получить максимальную дальность стрельбы при уровне скоростного напора набегающего воздушного потока на участках как предварительного, так и дополнительного разгона, не превышающего допустимый с точки зрения обеспечения устойчивости полета и прочности конструкции уровень. При отношении полных импульсов зарядов первой и второй ступени меньшем 5 полет ракеты становится неустойчивым и возможно разрушение ее конструкции на участке дополнительного разгона. При отношении полных импульсов зарядов первой и второй ступени, большем 7, теряется эффективность дополнительного разгона и не решается задача достижения максимальной дальности стрельбы.
- за счет размещения электронного блока регистрации скорости полета, электрически связанного с воспламенителем заряда второй камеры, осуществлять запуск второй ступени ракетного двигателя (второй камеры) не в фиксированный момент времени, а с учетом поправки, компенсирующей сформировавшиеся на участке начального разгона ракеты отклонения траекторных параметров от расчетных, и тем самым повысить точность попадания ракеты в цель;
- за счет разделения зарядов первой и второй камер диафрагмой и выполнения в диафрагме со стороны заряда второй камеры газоводов, закрытых со стороны первой камеры мембраной, наиболее просто и надежно исключить воспламенение заряда второй камеры при горении заряда первой камеры и тем самым обеспечить необходимую для достижения максимальной дальности стрельбы паузу в работе ракетного двигателя;
- за счет выполнения в диафрагме одного или нескольких газоводов, общая площадь которых равна площади критического сечения второй камеры, обеспечить истечение продуктов сгорания заряда второй камеры после воспламенения этого заряда и достижения необходимого давления в объеме, где он размещен, и создание максимальной силы тяги на участке дополнительного разгона;
- за счет симметричного относительно продольной оси ракеты размещения газоводов в диафрагме минимизировать возмущения при работе заряда второй ступени и тем самым повысить точность попадания в цель;
- за счет выполнения зарядов первой и второй камер с отношением полных импульсов, составляющим 5...7, получить максимальную дальность стрельбы при уровне скоростного напора набегающего воздушного потока на участках как предварительного, так и дополнительного разгона, не превышающего допустимый с точки зрения обеспечения устойчивости полета и прочности конструкции уровень. При отношении полных импульсов зарядов первой и второй ступени меньшем 5 полет ракеты становится неустойчивым и возможно разрушение ее конструкции на участке дополнительного разгона. При отношении полных импульсов зарядов первой и второй ступени, большем 7, теряется эффективность дополнительного разгона и не решается задача достижения максимальной дальности стрельбы.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой конструкции ракеты, а на фиг. 2 ее поперечное сечение в месте установки диафрагмы. Ракета включает в себя головную часть 1, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель 2 с зарядами первой камеры 3 и второй камеры 4, воспламенение которых осуществляется воспламенителями 5 и 6. Для регистрации скорости полета на ракете размещен электронный блок 7. Блок 7 с помощью электрического кабеля 8 связан с воспламенителем заряда второй камеры 6. Заряды 3 и 4 разделены между собой диафрагмой 9. В диафрагме 9 со стороны заряда второй камеры образованы газоводы 10 (на чертеже показаны четыре таких газовода). Газоводы 10 симметричны относительно продольной оси ракеты 11 и со стороны первой камеры закрыты мембраной 12, которая выполнена как часть тела диафрагмы 9. Общая площадь газоводов S = nπd2/4 (n - количество газоводов, d - диаметр газовода) равна площади критического сечения второй камеры 4. Полный импульс Iп=m3I1 заряда первой камеры в 5...7 раз превышает полный импульс заряда второй камеры (m3 - масса заряда, I1 - единичный импульс заряда).
Реализация данного способа стрельбы с использованием предлагаемой для его осуществления ракеты осуществляется следующим образом.
При пуске ракеты на ракетный двигатель, обладающий определенным суммарным значением полного импульса, подается электрическая команда. При непрерывной работе двигателя с таким значением полного импульса ракета разогналась бы до скорости, превышающей ее конструктивные возможности, что вызывает потерю устойчивости полета и разрушение корпуса ракеты. В предлагаемом способе в начале с помощью воспламенителя 5 происходит воспламенение только заряда первой камеры 3 и начинается начальный разгон ракеты на направляющей, а затем и на траектории. В процессе горения заряда 3 заряд второй камеры 4 изолирован с помощью мембраны 12 диафрагмы 9, в результате чего горения его не происходит. Начальный разгон осуществляется в течение нормативного времени τн до нормативной скорости Vн, являющейся предельной и гарантирующей устойчивость полета и необходимый запас прочности конструкции ракеты. В результате случайного отклонения параметров ракеты и действия различных случайных возмущений фактический полный импульс заряда первой камеры, время начального разгона и скорость в конце этого участка будут отличаться от нормативных. В связи с этим в процессе начального разгона с помощью электронного блока 7 производится регистрация скорости полета ракеты. После завершения начального разгона ракеты, показателем которого может служить изменение знака производной скорости полета по времени, определяется фактически достигнутая скорость V и фактическая продолжительность начального разгона τ. В электронном блоке 7 эти значения сравниваются с нормативными значениями и вычисляется функционал параметров движения ракеты Φ = a1ΔV+a2Δτ =a1(V-Vн)+a2(τ-τн). Коэффициенты a1 и a2 рассчитываются заранее перед пуском в зависимости от выбранной дальности стрельбы. После окончания начального разгона в течение времени tп ракетный двигатель не работает. За время нормативной паузы под действием силы лобового сопротивления скорость ракеты падает до определенной величины, регламентируемой устойчивостью полета и прочностью конструкции ракеты после дополнительного разгона. При отсутствии возмущений и идеальной работе двигателя в процессе начального разгона после нормативной паузы tn происходит дополнительный разгон ракеты. Если в результате действия возмущений фактическая скорость и продолжительность начального разгона оказались меньше нормативных, то при фиксированной величине паузы в работе двигателя скорость ракеты окажется меньше необходимой, что приведет к недолету до цели. В этом случае сокращение паузы в работе двигателя на величину Φ = a1ΔV+a2Δτ позволяет повысить скорость ракеты в начале дополнительного разгона и за счет этого ликвидировать неизбежный промах. Если скорость и продолжительность начального разгона оказались выше нормативных, то величина паузы соответственно увеличивается на величину Φ. Таким образом по истечении времени t = tп+Φ электронный блок 7 посредством электрического кабеля 8 воспламеняет заряд второй камеры 4. В результате возрастающего давления продуктов сгорания разрушается мембрана 12 диафрагмы 9, открывая газоводы 10 и образуя критическое сечение второй камеры. Под действием возникающей реактивной силы ракета вторично разгоняется до скорости, являющейся граничной по соображениям устойчивости полета и прочности конструкции ракеты. В дальнейшем полет до цели осуществляется по баллистической траектории вплоть до попадания ракеты в цель.
Реализация предлагаемого способа стрельбы и конструкции ракеты гарантирует получение предельно достижимой дальности при обеспечении требований по устойчивости полета и прочности конструкции. Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями ракет, созданных на основе предлагаемого технического решения.
В настоящее время разработана конструкторская документация на ракету с двухкамерным двигателем, реализующую предлагаемый способ стрельбы.
Claims (2)
1. Способ стрельбы ракетой, включающий начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон после паузы и полет до цели по баллистической траектории, отличающийся тем, что после завершения начального разгона измеряют его длительность и достигнутую при этом скорость полета, определяют функционал параметров движения ракеты в виде Φ = a1ΔV+a2Δτ и продолжительность паузы между предварительным и дополнительным разгоном назначают равной t = tп+Φ, при этом продолжительность дополнительного разгона составляет 0,3-0,5 времени начального разгона, где tп - нормативная длительность паузы в работе двигателя; ΔV - отклонение скорости ракеты в конце начального разгона от нормативного значения; Δτ - отклонение длительности начального разгона ракеты от нормативного значения; a1, а2 - табличные коэффициенты функционала, зависящие от дальности, на которую производится стрельба.
2. Ракета, содержащая головную часть, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель с зарядами и воспламенителями первой и второй камер, отличающаяся тем, что в ней размещен электронный блок регистрации скорости полета, электрически связанный с воспламенителем заряда второй камеры, заряды первой и второй камер разделены между собой диафрагмой, в которой со стороны заряда второй камеры симметрично относительно продольной оси ракеты образованы один или несколько газоводов, закрытых со стороны первой камеры мембраной, отношение полных импульсов зарядов первой и второй ступеней составляет 5-7, а общая площадь газоводов равна площади критического сечения второй камеры.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001132017A RU2197707C1 (ru) | 2001-11-26 | 2001-11-26 | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001132017A RU2197707C1 (ru) | 2001-11-26 | 2001-11-26 | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2197707C1 true RU2197707C1 (ru) | 2003-01-27 |
Family
ID=20254479
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001132017A RU2197707C1 (ru) | 2001-11-26 | 2001-11-26 | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2197707C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2683437C1 (ru) * | 2018-06-05 | 2019-03-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе |
| CN115402526A (zh) * | 2022-10-11 | 2022-11-29 | 南昌航空大学 | 一种飞行器动力助推装置 |
-
2001
- 2001-11-26 RU RU2001132017A patent/RU2197707C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГОЛУБЕВ И.С., САМАРИН А.В. Проектирование конструкций летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1991, с.353-357. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2683437C1 (ru) * | 2018-06-05 | 2019-03-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Способ стрельбы ракетой с ракетным двигателем на твердом топливе |
| CN115402526A (zh) * | 2022-10-11 | 2022-11-29 | 南昌航空大学 | 一种飞行器动力助推装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US4930421A (en) | Partitioned, fluid supported, high efficiency traveling charge for hyper-velocity guns | |
| US3698321A (en) | Rocket assisted projectile | |
| US2524591A (en) | Rocket projectile | |
| US5353711A (en) | Extended range artillery projectile | |
| US3750979A (en) | Rocket assisted projectile | |
| RU2197707C1 (ru) | Способ стрельбы ракетой и ракета для его осуществления | |
| Corriveau et al. | Trajectory correction using impulse thrusters for conventional artillery projectiles | |
| RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
| RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
| RU2082943C1 (ru) | Осколочно-фугасный снаряд | |
| USH203H (en) | Integral rocket motor-warhead | |
| RU2647256C1 (ru) | Способ повышения дальности полета активно-реактивного снаряда | |
| EP1337750B1 (en) | Method and device for a multiple step rocket | |
| SE462540B (sv) | Saett och anordning foer att aastadkomma initiering och extra snabb oevertaendning av krut- och pyrotekniska satser av foeretraedes den typen som har stor laengd i foerhaallande till sitt tvaersnitt | |
| RU2229617C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2117235C1 (ru) | Импульсный реактивный снаряд | |
| RU2247932C1 (ru) | Способ запуска реактивного снаряда и комплекс вооружения для его реализации | |
| RU2125701C1 (ru) | Ракета | |
| RU2125175C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2331041C1 (ru) | Способ запуска противотанковой управляемой ракеты и противотанковая управляемая ракета | |
| RU2233419C2 (ru) | Реактивный снаряд | |
| RU2691801C1 (ru) | Элемент активной защиты летательного аппарата от управляемых ракет | |
| RU166170U1 (ru) | Управляемая ракета с увеличенной тягой двигательной установки на твердом топливе | |
| RU2268385C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151127 |