RU2351890C1 - Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position - Google Patents
Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position Download PDFInfo
- Publication number
- RU2351890C1 RU2351890C1 RU2007138075/02A RU2007138075A RU2351890C1 RU 2351890 C1 RU2351890 C1 RU 2351890C1 RU 2007138075/02 A RU2007138075/02 A RU 2007138075/02A RU 2007138075 A RU2007138075 A RU 2007138075A RU 2351890 C1 RU2351890 C1 RU 2351890C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- membrane
- nozzle
- sectors
- heat
- center
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Настоящее техническое решение относится к вопросу конструирования ракетных носителей с минометной схемой старта из подводного положения.This technical solution relates to the issue of designing rocket launchers with mortar launch scheme from underwater position.
Известна конструкция ракетного носителя с минометной схемой старта и разделения ступеней (см., например, патент №2239762 (RU), кл. F41B 15/10, заявка №2003101139 от 17.01.2003 г.), содержащая установленные в общем корпусе ракетные двигатели, в полости сопел которых размещены газогенераторы с расходными отверстиями, принятая за прототип.A known design of a rocket launcher with a mortar start and separation stages (see, for example, patent No. 2239762 (RU), class F41B 15/10, application No. 2003101139 from 01/17/2003), containing rocket engines installed in a common housing, in the cavity of the nozzles which are placed gas generators with consumable holes, adopted as a prototype.
Недостаток этой конструкции состоит в том, что при старте из подводного положения при выходе из воды и запуске стартового двигателя над водной поверхностью возникают значительные перегрузки из-за попадания в сопло воды, что может привести как к разрушению сопла, так и приборов оснащения ракетного носителя.The disadvantage of this design is that when starting from an underwater position when leaving the water and starting the starting engine above the water surface, significant overloads occur due to the ingress of water into the nozzle, which can lead to both destruction of the nozzle and rocket launcher equipment.
С целью устранения указанного недостатка авторами предлагается оснастить сопло стартового двигателя мембраной из термостойкой ткани, например, с угольными волокнами, при этом мембрана расположена над газогенератором в виде шатра, центр ее совпадает с продольной осью носителя, мембрана закреплена снаружи на термостойких стропах, пересекающихся в центре мембраны, а у среза сопла установлены кронштейны с направляющими приливами и отверстиями, выходящими на наружную поверхность сопла, причем свободные концы строп связаны через направляющие приливы и отверстия кронштейнов с пружинами, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте, или, как вариант, со стропами жестко закрепленными в отверстиях кронштейнов у среза сопла, при этом центр конической мембраны связан термостойкой пружиной с центром заглушки сопла.In order to eliminate this drawback, the authors propose to equip the nozzle of the starting engine with a membrane made of heat-resistant fabric, for example, with carbon fibers, while the membrane is located above the gas generator in the form of a tent, its center coincides with the longitudinal axis of the carrier, the membrane is mounted externally on heat-resistant slings intersecting in the center membranes, and at the nozzle exit there are brackets with guide tides and holes facing the outer surface of the nozzle, the free ends of the slings being connected through the guide tides and holes of the brackets with springs fixed on the annular outer frame, or, as an option, with slings rigidly fixed in the holes of the brackets at the nozzle exit, while the center of the conical membrane is connected by a heat-resistant spring with the center of the nozzle cap.
Дополнительное требование, которое необходимо выполнить при установке на сопле мембраны, - это исключить падение отделяющихся элементов вблизи места старта ракетного носителя при запуске двигателя над поверхностью воды, т.е. требуется удержание в течение некоторого времени отделяющихся элементов у торца хвостового отсека двигателя.An additional requirement that must be met when installing the membrane on the nozzle is to prevent the falling of separating elements near the launch site of the rocket carrier when the engine starts above the surface of the water, i.e. it is required to hold for some time the separating elements at the end of the tail section of the engine.
С этой целью авторы предлагают выполнить мембрану из нескольких секторов, соединенных между собой, причем каждый сектор мембраны имеет на своей наружной поверхности петлю-трос, концы которой закреплены на срезе сопла, чтобы не сорвать секторы мембраны от газодинамической нагрузки при запуске двигателя.To this end, the authors propose that the membrane be made of several sectors interconnected, each membrane sector having a loop-cable on its outer surface, the ends of which are fixed to the nozzle exit so as not to disrupt the membrane sectors from gas-dynamic loading when the engine is started.
Для фиксирования секторов мембраны после запуска двигателя предлагается на торце хвостового отсека закрепить иглы-гарпуны, прорывающие ткань мембраны и удерживающие секторы мембраны у торца хвостового отсека двигателя.To fix the membrane sectors after starting the engine, it is proposed to attach harpoon needles that break through the membrane tissue and hold the membrane sectors at the end of the tail section of the engine at the end of the tail section.
Как вариант удержания секторов мембраны у торца хвостового отсека авторами предлагается для каждого сектора мембраны ввести механизм, установленный на торце хвостового отсека, который содержит корпус и барабан со спиральной плоской пружиной, смонтированный на осях, консольно закрепленных на боковых стенках корпуса, на барабане уложен в несколько витков термостойкий трос, один конец которого закреплен на цилиндрической поверхности барабана, а другой конец связан с центром сектора мембраны.As an option of holding the membrane sectors at the end of the tail compartment, the authors propose for each sector of the membrane to introduce a mechanism mounted on the end of the tail compartment, which contains a housing and a drum with a spiral flat spring mounted on axes cantileverly mounted on the side walls of the housing, placed on the drum in several turns a heat-resistant cable, one end of which is fixed on the cylindrical surface of the drum, and the other end is connected to the center of the membrane sector.
Следует отметить, что проблема отрицательного воздействия струи воды на сопло двигателя перед его запуском над поверхностью воды освещена в книге-монографии «Гидродинамика баллистических ракет подводных лодок», авт. В.Г.Дегтярь и В.И.Пегов, §6, с.115-118 (г.Миасс, ФГУП «ГРЦ «КБ им. академика В.П.Макеева»).It should be noted that the problem of the negative effect of a water jet on an engine nozzle before it is launched above the water surface is highlighted in the monograph book “Hydrodynamics of ballistic missiles of submarines”, ed. V.G. Degtyar and V.I. Pegov, §6, p.115-118 (Miass, Federal State Unitary Enterprise "SRC" Design Bureau named after Academician V.P. Makeev ").
При «выныривании» ракеты-носителя (до запуска стартового двигателя) со скоростью V∞ (см. фиг.6) на сопло воздействует водяная струя со скоростью V0≈1,1·V∞ за счет «схлопывания» воздушной каверны за кормой ракетного носителя, диаметр струи d составляет ≈0,25·D (где D - наружный диаметр корпуса), площадь зоны воздействия давления струи воды S0 на днище составит S0≈SМ/16 (где SM - площадь миделя корпуса), т.е. скоростной напор натекания водяной струи q0 на днище составит 
Для реальных конструкций осевая сила от водяной струи ориентировочно составляет 300-500 кг.For real structures, the axial force from the water jet is approximately 300-500 kg.
В предложенной конструкции мембраны (с количеством пересекающихся строп, равным 8) при запуске стартового двигателя на каждую стропу действует сила ≈200…500 кг. Для современного материала стропы из угольной нити (σразр≈50…100 кг/мм2, с учетом нагрева) диаметр d жгута составит d≈2…3 мм.In the proposed membrane design (with the number of intersecting lines equal to 8), when starting the starting engine, a force of ≈200 ... 500 kg acts on each line. For a modern material of carbon fiber slings (σ bit ≈50 ... 100 kg / mm 2 , taking into account heating), the diameter d of the bundle will be d≈2 ... 3 mm.
Так как максимальная температура пороховых газов от газогенератора Т=1000…1500°С в течение 1…2 с, то мембрану целесообразно выполнить из термостойкого материала, например угольной ткани, а стропы - из жгута угольных нитей.Since the maximum temperature of the powder gases from the gas generator is T = 1000 ... 1500 ° C for 1 ... 2 s, it is advisable to make the membrane made of heat-resistant material, such as carbon cloth, and the slings from a bundle of carbon filaments.
Предложенная конструкция поясняется чертежами.The proposed design is illustrated by drawings.
На фиг.1 изображена сопловая часть стартового двигателя в предстартовом состоянии с установленным в полости сопла пороховым газогенератором, закрепленным на дне корпуса-трубы, и мембрана, связанная с пружинами.Figure 1 shows the nozzle part of the starting engine in a pre-launch state with a powder gas generator mounted in the cavity of the nozzle fixed at the bottom of the pipe body, and a membrane associated with the springs.
На фиг.2 изображен момент прохождения среза сопла над газогенератором при старте ракетного носителя и показана мембрана в горизонтальном положении.Figure 2 shows the moment of passage of the nozzle exit above the gas generator at the start of the rocket carrier and the membrane is shown in a horizontal position.
На фиг.3 изображены фрагмент сопла и кронштейн с направляющим приливом и отверстием, через который проходит стропа к пружине.Figure 3 shows a fragment of the nozzle and the bracket with a guide tide and a hole through which the sling passes to the spring.
На фиг.4 изображен вид мембраны со стороны среза сопла (вид А-А фиг.2).In Fig.4 shows a view of the membrane from the cut side of the nozzle (view aa of Fig.2).
На фиг.5 изображен механизм временного удержания секторов мембраны у торца хвостового отсека: а) - фронтальный вид; б) - вид А.Figure 5 shows the mechanism of temporary retention of the membrane sectors at the end of the tail compartment: a) - front view; b) - view A.
На фиг.6 изображена схема воздействия водяной струи на сопло двигателя на некоторой высоте от поверхности воды.Figure 6 shows a diagram of the effect of a water jet on the engine nozzle at a certain height from the surface of the water.
На фиг.7 изображена схема разрыва мембраны по ослабленным сечениям на секторы в момент запуска стартового двигателя после отрыва мембраны от строп (пунктиром показано удержание секторов мембраны у торца хвостового отсека: а) - с помощью иглы-гарпуна; б) - с помощью механизма временного удержания секторов мембраны).Figure 7 shows a diagram of the membrane rupture by weakened sections into sectors at the time of starting the starting engine after the membrane is torn off the lines (the dotted line shows the retention of the membrane sectors at the end of the tail compartment: a) using a harpoon needle; b) - using the mechanism of temporary retention of membrane sectors).
На фиг.8 изображена сопловая часть стартового двигателя с заглушкой, к которой с помощью термостойкой пружины прикреплена мембрана конической формы со стропами, жестко закрепленными в отверстиях кронштейнов на наружном кольцевом шпангоуте (вариант установки мембраны).On Fig shows the nozzle part of the starting engine with a plug to which, using a heat-resistant spring, a conical-shaped membrane is attached with slings rigidly fixed in the holes of the brackets on the outer ring frame (membrane installation option).
Ракетный носитель в предложенной конструкции (см. фиг.1) содержит стартовый двигатель 1 с соплом 2, установленный в корпусе-трубе 3 через узел связи 4 и имеющий уплотнитель 5 на двигателе. Пороховой газогенератор 6, смонтированный на днище 7, имеет выходные окна для заполнения газом предсоплового объема и полости сопла. Над газогенератором расположена в виде шатра мембрана 8 из термостойкой ткани (например, из углеткани), которая снаружи прикреплена к термостойким стропам 9 отдельными стяжками 10 (см. фиг.4) из угольной нити. Стропы 9 пересекаются в центре мембраны и через кронштейны 11 (фиг.1, вид I, фиг.3) с направляющими приливами 12 и отверстиями 13, выходящими на наружную поверхность сопла, связаны с пружинами 14, закрепленными на кольцевом наружном шпангоуте 15.The rocket carrier in the proposed design (see figure 1) contains a
Мембрана 8 выполнена из отдельных секторов 16 (см. фиг.4), сшитых между собой стяжками 17 по типу «зигзаг» термостойкой нитью. На каждом секторе мембраны на наружной поверхности имеется петля-трос 18, прочно вшитая в ткань. Концы 19 петли-троса 18 закреплены на срезе сопла.The membrane 8 is made of individual sectors 16 (see figure 4), stitched together with
Пружины 14 проходят через центрующие отверстия в дополнительном шпангоуте 20, которые позволяют зафиксировать пружины в продольном направлении после вскрытия мембраны и отрыва строп (сгорания в газовой струе). К этому времени пружины находятся в сжатом состоянии.The
На торце хвостового отсека 21 напротив секторов мембраны закреплены иглы-гарпуны 22 (см. фиг.2 и 4) для фиксирования секторов мембраны после ее разрыва при задействовании двигателя.At the end of the
Как вариант удержания секторов мембраны на торце хвостового отсека напротив каждого сектора смонтирован механизм 23 (фиг.1, вид II, фиг.5), который содержит корпус 24 и барабан 25 со спиральной плоской пружиной 26, смонтированный на оси 27, консольно закрепленной на боковой стенке 28 корпуса. На барабане 25 уложен в несколько витков термостойкий трос 29, один конец которого 30 закреплен на цилиндрической поверхности барабана 25, а другой конец связан с центром сектора мембраны (с петлей-тросом 18) через поводок-трос 31.As an option of holding the membrane sectors at the end of the tail compartment opposite each sector, a
Спиральная пружина 26 закрыта диском 32, который центруется на оси 27 и поджимается торцом барабана 25. Кожух 33 пружины и барабан в месте стыковки образуют жесткое соединение, позволяющее передавать крутящий момент барабану. Ось барабана перпендикулярна линии соединения термостойкого троса 29 с поводком-тросом 31 сектора 18 (см. фиг.4) мембраны. Трос 29 проходит через щель 34 в нижней части корпуса 35. Барабан 25 закрыт диском 36, установленным внутри барабана и закрепленным с помощью гайки 37 на оси 38, проходящей через боковую крышку 39 корпуса.The
Для варианта мембраны конической формы (см. фиг.8) к центру сопловой заглушки 40 прикреплена термостойкая пружина (например, из ниобиевого сплава) 41, которая соединена с вершиной конической мембраны у пересечения строп. Пружина 41 может находиться внутри гофрированной трубки-кожуха (например, из резины) для дополнительной термозащиты пружины от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания порохового газогенератора.For a conical-shaped membrane variant (see Fig. 8), a heat-resistant spring (for example, from a niobium alloy) 41 is attached to the center of the
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Перед установкой ракетного двигателя в корпус-трубу предварительно проводятся сборочные работы по установке мембраны на сопле двигателя с использованием геометрического макета газогенератора старта, утопленного в сопло.Before installing the rocket engine in the casing pipe, preliminary assembly work is carried out to install the membrane on the engine nozzle using a geometric model of the start gas generator recessed into the nozzle.
Сшитую из отдельных секторов мембрану 8 прикрепляют стяжками 10 из угольной нити к стропам 9, проходящим через центр мембраны. Стропы обращены внутрь сопла. Каждую стропу через приливы и отверстия кронштейнов 11 связывают с диаметрально противоположными пружинами 14, установленными снаружи сопла на наружном шпангоуте таким образом, чтобы растянутая пружина своим концом несколько не доходила до кронштейна у среза сопла (монтаж осуществляют с посадкой мембраны на макет газогенератора). Усилие натяжения пружин ~1…2 кг (без газогенератора). Концы 19 петли-троса 18 каждого сектора мембраны закрепляют на торце сопла. Для варианта конической мембраны (см. фиг.8) центр пересечения строп соединяют термостойкой пружиной 41 с центром заглушки 40, а концы строп закрепляют жестко в отверстиях 13 кронштейнов 11 у среза сопла.The membrane 8, sewn from individual sectors, is attached with
Поводок 31 от петли-троса (для связи с тросом 29 механизма временного удержания 23 секторов мембраны) подсоединяется к центру каждого сектора мембраны.The
После выполнения подготовительных сборочных работ макет стартового газогенератора снимается и мембрана под действием усилий пружин 14 выравнивается, занимая положение, параллельное срезу сопла. Конечные участки петли-троса 19 секторов мембраны «прослабляются» между заделкой на торце и внешним периметром сектора мембраны (см. фиг.2 и 4).After completing the preparatory assembly work, the model of the starting gas generator is removed and the membrane is leveled by the efforts of the
К установленному в корпусе-трубе 3 ракетному носителю подсоединяется через узел связи 4 днище 7, на котором смонтирован стартовый газогенератор, тем самым мембрана задвигается внутрь сопла. Пружины 14 растягиваются, а стропы 9 и петли-тросы 19 в натянутом состоянии находятся весь срок до момента старта.A rocket carrier is connected to the rocket carrier installed in the casing-
При задействовании газогенератора пороховые газы из выходных окон поступают в предсопловой объем корпуса-трубы с днищем и в полость сопла. Уплотнитель 5 замыкает область высокого давления ≈10 кг/см2 в корпусе-трубе, обеспечивая равноускоренное движение ракетного носителя. Как только срез сопла стартового двигателя оказывается над газогенератором, мембрана принимает положение, параллельное срезу сопла (см. фиг.2) под действием усилия пружин на стропы. Давление газов над мембраной в полости сопла практически совпадает с давлением газа в предсопловом объеме. Процесс движения ракетного носителя в корпусе-трубе длится ≈1…2 с, т.е. это время действует температура 1000…1500°С. При выходе ракетного носителя за срез корпуса-трубы давление в полости сопла сбрасывается через кольцевой зазор между периметром мембраны и внутренним диаметром среза сопла, и по мере продвижения к поверхности воды давление в полости сопла равно гидростатическому давлению на данный момент. Картина меняется, когда нижний срез ракетного носителя оказывается над водой, а водяная струя может попадать в мембрану, вдавливая ее внутрь сопла и обеспечивая ей вогнутую поверхность. При этом пружины упираются в кронштейны, а стропы натягиваются и не позволяют мембране занять более «вдвинутое» в сопло положение, чем в статике перед стартом (см. фиг.1). Поток струи воды разворачивается на мембране и отбрасывается в сторону (см. фиг.6), тем самым обеспечивается изоляция сопла от попадания внутрь воды. Это создает необходимые условия для нормального запуска стартового двигателя.When the gas generator is activated, the powder gases from the outlet windows enter the pre-nozzle volume of the pipe body with the bottom and into the nozzle cavity. The sealant 5 closes the high-pressure region ≈10 kg / cm 2 in the casing-pipe, providing uniformly accelerated movement of the rocket carrier. As soon as the nozzle section of the starting engine is above the gas generator, the membrane assumes a position parallel to the nozzle section (see figure 2) under the action of the spring force on the slings. The gas pressure above the membrane in the nozzle cavity practically coincides with the gas pressure in the pre-nozzle volume. The process of movement of a rocket launcher in a casing-tube lasts ≈1 ... 2 s, i.e. this time the temperature is 1000 ... 1500 ° C. When the rocket carrier leaves the pipe-shell section, the pressure in the nozzle cavity is released through the annular gap between the membrane perimeter and the nozzle section inner diameter, and as it moves toward the water surface, the pressure in the nozzle cavity is equal to the hydrostatic pressure at the moment. The picture changes when the lower section of the rocket carrier is above the water, and the water jet can enter the membrane, pushing it into the nozzle and providing it with a concave surface. In this case, the springs abut against the brackets, and the slings are stretched and do not allow the membrane to take a more “retracted” position in the nozzle than in the static before starting (see figure 1). The stream of water stream unfolds on the membrane and is thrown to the side (see Fig.6), thereby ensuring the isolation of the nozzle from ingress of water. This creates the necessary conditions for the normal start of the starting engine.
При запуске двигателя газовый поток воздействует на мембрану, срывает ее со строп (см. фиг.7) и разрывает ее на секторы, которые на своих петлях-тросах разворачиваются вокруг точек закрепления на срезе сопла и накалываются (показано пунктиром, фиг.7, а) на иглы-гарпуны 22 на торце хвостового отсека двигателя, тем самым временно удерживаются от срыва как газовой струей, так и внешним воздушным набегающим потоком.When the engine starts, the gas flow acts on the membrane, breaks it off the slings (see Fig. 7) and breaks it into sectors, which on their loop-cables unfold around the attachment points on the nozzle exit and are punctured (shown by a dotted line, Fig. 7, a ) on the needles-harpoons 22 at the end of the tail section of the engine, thereby being temporarily kept from disruption by both a gas stream and an external air flow.
Для варианта задействования механизмов временного удержания секторов мембраны подпружиненный скручиванием на барабане трос обеспечивает подтягивание сектора мембраны (показано пунктиром, фиг.7, б) к торцу хвостового отсека двигателя и временно удерживает его на носителе. Через 3…5 с после запуска двигателя под действием воздушного набегающего потока и газовой струи из сопла секторы мембраны могут отрываться и падать в безопасную зону от старта ракетного носителя.For the option of activating the mechanisms of temporarily holding the membrane sectors, a spring-loaded cable by twisting on the drum provides a pull-up of the membrane sector (shown by the dotted line, Fig. 7, b) to the end of the engine tail section and temporarily holds it on the carrier. In 3 ... 5 s after starting the engine under the influence of an air flow and a gas stream from the nozzle, the membrane sectors can come off and fall into the safe zone from the launch of the rocket launcher.
Отличие работы устройства с конической мембраной состоит в том, что положение этой подпружиненной мембраны как при работе порохового газогенератора, так и при движении ракетного носителя в корпусе-трубе и при движении под водой практически не меняется. Поток струи воды разворачивается на мембране и отбрасывается в строну, тем самым обеспечивается изоляция сопла от попадания внутрь воды.The difference between the operation of the device with a conical membrane is that the position of this spring-loaded membrane during the operation of the powder gas generator, and when the rocket carrier moves in the pipe body and when moving under water, does not change. The stream of water stream unfolds on the membrane and is thrown into the stron, thereby ensuring the isolation of the nozzle from ingress of water.
Предложенные конструкции мембран на сопле стартового двигателя для ракетного носителя с минометной схемой старта из подводного положения обеспечивают защиту от попадания в сопло водяной струи и нормальный запуск над водной поверхностью стартового двигателя.The proposed membrane designs on the nozzle of the starting engine for a rocket carrier with a mortar scheme of launching from an underwater position provide protection against water jets entering the nozzle and normal start-up over the water surface of the starting engine.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007138075/02A RU2351890C1 (en) | 2007-10-16 | 2007-10-16 | Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007138075/02A RU2351890C1 (en) | 2007-10-16 | 2007-10-16 | Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2351890C1 true RU2351890C1 (en) | 2009-04-10 |
Family
ID=41015030
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007138075/02A RU2351890C1 (en) | 2007-10-16 | 2007-10-16 | Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2351890C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2725129C1 (en) * | 2019-08-28 | 2020-06-29 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Device for protection against ingress of water into inner space of nozzle of solid-propellant engine of rocket carrier with mortar start circuit from underwater position and check valve |
-
2007
- 2007-10-16 RU RU2007138075/02A patent/RU2351890C1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2725129C1 (en) * | 2019-08-28 | 2020-06-29 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Device for protection against ingress of water into inner space of nozzle of solid-propellant engine of rocket carrier with mortar start circuit from underwater position and check valve |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7041218B2 (en) | A system that detachably connects unmanned aerial vehicles in the launch tube | |
| CN101954163B (en) | Intelligent forest fire fighting bomb | |
| RU2005137053A (en) | AIRCRAFT AND METHOD OF STARTING IT | |
| RU2351890C1 (en) | Rocker carrier with mortor-type launching from underwater position | |
| RU2338659C1 (en) | Sea platform to launch rockets | |
| US9371801B2 (en) | Ignition device for two-pulse rocket motor with thermal barrier membrane | |
| CA1052177A (en) | Rocket catapult with direct mechanically actuated ignition of rocket motor | |
| US5056406A (en) | Fiber optic mortar projectile | |
| KR101298614B1 (en) | Projection apparatus and missile launching system having the same | |
| US4430942A (en) | Missile/canister lateral support pad flyout control system | |
| JP3203272U (en) | Restraint screen projection device | |
| JP2013040744A (en) | Missile | |
| US5012991A (en) | Projectile with an obturator incorporating a motor | |
| RU2128816C1 (en) | Device for separation of ballistic missile section | |
| CN205957828U (en) | Aircraft interstage separator | |
| RU2372513C1 (en) | Rocket engine nozzle plug | |
| RU2422329C1 (en) | Device for missile liftoff from aircraft and method for its implementation | |
| RU2133005C1 (en) | Nose section of rocket | |
| RU2633973C1 (en) | Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector | |
| RU2195628C1 (en) | Device for sealing of jet engine nozzle | |
| RU2547963C1 (en) | Method of aircraft start (versions) | |
| RU166294U1 (en) | SOLID ROCKET FUEL CHARGE | |
| RU2807767C1 (en) | Aircraft high-speed parachute rescue system | |
| RU2190116C1 (en) | Rocket engine nozzle cover | |
| US3259344A (en) | Aircraft seat ejection |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20110331 |