RU2651671C1 - Missile that is fired from the launching tube - Google Patents

Missile that is fired from the launching tube Download PDF

Info

Publication number
RU2651671C1
RU2651671C1 RU2017101461A RU2017101461A RU2651671C1 RU 2651671 C1 RU2651671 C1 RU 2651671C1 RU 2017101461 A RU2017101461 A RU 2017101461A RU 2017101461 A RU2017101461 A RU 2017101461A RU 2651671 C1 RU2651671 C1 RU 2651671C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
tooth
missile
housing
composite material
Prior art date
Application number
RU2017101461A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Маркович Кузнецов
Владимир Петрович Жуков
Лев Александрович Хрипунов
Михаил Владимирович Карпов
Сергей Николаевич Еремин
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority to RU2017101461A priority Critical patent/RU2651671C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2651671C1 publication Critical patent/RU2651671C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/16—Wrap-around fins

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry.
SUBSTANCE: invention refers to the field of armaments and can be used in missile technology. Missile fired from the launch tube is proposed, which contains the stabilizing device that is installed on the rear part of the body in the form of the hull with the fin blades, each of which consists of the spring plate and of the rigid base with the tooth, which is fixed onto the inner surface of the body by the plate spring lock. Stopper is made in the form of separate, sequentially located latches, which are fixed to the tooth by the pins, each of which is provided with the threaded pin and nut at one end and with the cap on the other, the outer surface of the body is provided with the height-adjustable projections that are located under the blades in their folded position, the blade plates in the cross section are designed with the wedge thinning towards the end chord, which is made with the thickening, the front and back edges of the bases are being made with the two-sided lowering equidistant to their lateral surfaces, on which the composite material with low thermal conductivity is pressed, and the blade plates along the leading edges are covered with the layer of refractory metal. Glass fiber with a binder based on epoxy resins is used as the composite material. Chromium is used as the refractory metal.
EFFECT: ensuring the efficiency of the missile, when flying in dense layers of the atmosphere at ultra-high flight speeds and high power loads, as well as reducing the passive mass of the missile.
3 cl, 5 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике.The present invention relates to the field of weapons and can be used in rocket technology.

Широко применяются ракеты со стабилизатором в виде пружинных лопастей, упругодеформированных в пусковой трубе и раскрываемых после выхода из трубы за счет энергии деформации лопастей.Widely used are rockets with a stabilizer in the form of spring blades, elastically deformed in the launch tube and disclosed after exiting the tube due to the deformation energy of the blades.

Известна ракета [Патент РФ на изобретение №2103651, МПК F42B 10/14, 10/06 от 23.02.1995], выбранная в качестве прототипа, содержащая установленное на задней части двигателя стабилизирующее устройство в виде корпуса, к которому шарнирно закреплены раскрывающиеся после выхода из пусковой трубы лопасти. Корпус снабжен упорами, ограничивающими поворот лопастей при раскрытии. Каждая лопасть содержит жесткое основание и пружинную пластину, упруго деформируемую стенкой пусковой трубы при установке в нее ракеты. Оси шарниров снабжены эксцентриками, обеспечивающими нивелировку углового положения лопастей относительно продольной оси ракеты. Каждое основание лопасти снабжено зубом, а на корпусе зубу соответствует стопор, выполненный в виде пластинчатой пружины, установленной с упором в зуб.Known rocket [RF Patent for the invention No. 2103651, IPC F42B 10/14, 10/06 of 02/23/1995], selected as a prototype, containing a stabilizing device mounted on the rear of the engine in the form of a housing, to which are disclosed pivotally mounted after exiting launch tube blades. The housing is equipped with stops restricting the rotation of the blades during opening. Each blade contains a rigid base and a spring plate elastically deformed by the wall of the launch tube when a rocket is installed in it. The axis of the hinges are equipped with eccentrics, providing leveling of the angular position of the blades relative to the longitudinal axis of the rocket. Each base of the blade is equipped with a tooth, and on the body of the tooth there corresponds a stopper made in the form of a leaf spring installed with emphasis in the tooth.

Изобретение позволяет упростить конструкцию стабилизирующего устройства за счет использования для раскрытия лопастей стабилизатора энергии, запасенной деформированной пластиной при ее взаимодействии с пусковой трубой, кроме того, нивелировкой углов установки лопастей расширяются поля допусков на изготовление узлов и деталей.The invention allows to simplify the design of the stabilizing device due to the use of an energy stabilizer to open the blades, stored with a deformed plate during its interaction with the launch tube, in addition, by leveling the angles of installation of the blades, the tolerance fields for the manufacture of assemblies and parts are expanded.

Недостатком устройства является то, что на сверхвысоких скоростях полета в плотных слоях атмосферы конструкция подвержена интенсивному кинетическому нагреву от действия набегающего потока воздуха, интенсивность которого пропорциональна квадрату скорости ракеты. Особенно интенсивно нагреваются выступающие элементы оперения. Пружинные стали не обладают достаточной жаропрочностью и в полете на сверхвысокой скорости в плотных слоях атмосферы передние кромки оперения оплавляются, взаимодействие жидкого металла с кислородом воздуха приводит к возгоранию металла и происходит катастрофическое разрушение. При установке стопора с упором в зуб существует погрешность установки в виде перекоса контактных поверхностей относительно друг друга. Место контакта образует пятно на одном из краев поверхностей и образуется зазор в форме клина, при нивелировке он увеличивается. На месте контакта на краю зуба концентрируется силовая нагрузка, если напряжение в нем превысит допустимое, произойдет косой срез (по принципу ножниц) зуба. По этим причинам устройство неработоспособно на сверхвысоких скоростях полета в условиях кинетического нагрева и высоких силовых нагрузок.The disadvantage of this device is that at ultra-high flight speeds in dense layers of the atmosphere, the structure is subject to intense kinetic heating from the action of an incoming air stream, the intensity of which is proportional to the square of the rocket speed. The protruding feathering elements are heated especially intensely. Spring steels do not have sufficient heat resistance and in flight at ultrahigh speed in dense layers of the atmosphere, the leading edges of the plumage melt, the interaction of liquid metal with atmospheric oxygen leads to ignition of the metal and catastrophic destruction occurs. When installing the stopper with emphasis in the tooth, there is an installation error in the form of a skew of the contact surfaces relative to each other. The contact point forms a spot on one of the edges of the surfaces and a gap forms in the form of a wedge, when leveling it increases. At the point of contact on the edge of the tooth, the load is concentrated, if the voltage in it exceeds the permissible, an oblique cut (according to the principle of scissors) of the tooth will occur. For these reasons, the device is inoperative at ultra-high flight speeds under conditions of kinetic heating and high power loads.

Задачей, решаемой данным предлагаемым изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.The problem solved by this proposed invention is to ensure the health of the rocket when flying in dense layers of the atmosphere at ultra-high flight speeds and high power loads, as well as reducing the passive mass of the rocket.

Поставленная задача решается тем, что в известной выстреливаемой из пусковой трубы ракете, содержащей на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, пластинчатый пружинный стопор, закрепленный на внутренней поверхности корпуса винтом, и устройство нивелирования углового положения лопастей, новым является то, что каждый стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, причем наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, причем пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, при этом передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла.The problem is solved in that in the known rocket fired from the launch tube, containing on the rear of the housing a stabilizing device in the form of a housing with plumage blades pivotally mounted on it, each of which consists of a spring plate and a rigid base with a tooth, a plate spring stopper fixed on the inner surface of the housing with a screw, and the device for leveling the angular position of the blades, new is that each stopper is made in the form of separate, sequentially located ok, fixed with respect to the tooth by pins, each of which is equipped with a threaded pin and a nut at one end and a hat at the other, the outer surface of the housing equipped with height-adjustable protrusions located under the blades in their folded position, and the blade plates in the cross section are made wedge-shaped with thinning towards the end chord, which is made with thickening, while the front and rear edges of the bases are made with two-sided lowering, equidistant to their lateral surfaces, on which A composite material with low thermal conductivity was pressed, and the blade plates along the leading edges were covered with a layer of refractory metal.

В частном случае в качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол, а в качестве тугоплавкого металла - хром.In the particular case, fiberglass with a binder based on epoxy resins is used as a composite material, and chromium is used as a refractory metal.

Сущность данного предлагаемого изобретения заключается в том, что обеспечивается теплоизоляция наиболее подверженных действию набегающего потока воздуха элементов ракеты за счет уноса с их поверхности разогретых слоев теплоизоляции, а также изоляция металлических поверхностей от окисляющего действия потока воздуха и более равномерное распределение силовой нагрузки на элементы конструкции.The essence of this invention lies in the fact that thermal insulation of the rocket elements most exposed to the incoming air flow is ensured due to the removal of heated layers of thermal insulation from their surface, as well as isolation of metal surfaces from the oxidizing effect of the air flow and a more uniform distribution of the power load on the structural elements.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 - фиг. 5 изображена ракета в полете.The invention is illustrated by graphic materials, where in FIG. 1 - FIG. 5 shows a rocket in flight.

Выстреливаемая из пусковой трубы ракета (фиг. 1) содержит ракету с двигателем 1, корпус стабилизирующего устройства 2, пружинные пластины лопастей 3, основания лопастей 4. Перед стартом (фиг. 2) ракета находится в трубе 5 с лопастями в упругодеформированном состоянии 6, лопасти упираются в выступы корпуса 7, которые регулируются по высоте подкладной шайбой 8 и стопорятся гайкой 9 (фиг. 3). В раскрытом положении лопасти вращаются относительно оси шарнира 10 до упора в винты 11 и стопорятся посредством зубьев 12 на основаниях лопастей и защелок 13. Защелки зафиксированы на корпусе стабилизирующего устройства относительно зуба штифтами 14 с резьбовой цапфой 15, гайкой 16 и шляпкой 17. Пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными 18 с утонением в сторону концевой хорды 19, которая выполнена с утолщением 20. Стопор выполнен в виде отдельных, последовательно расположенных защелок (фиг. 4). Передняя и задняя кромки основания лопастей (фиг. 5) выполнены с двухсторонними обнижениями 21, с напрессованным композиционным материалом 22. Передние кромки пластин лопастей покрыты слоем тугоплавкого металла 23.The rocket fired from the launch tube (Fig. 1) contains a rocket with an engine 1, a stabilizing device housing 2, spring plates of the blades 3, the base of the blades 4. Before starting (Fig. 2), the rocket is in the pipe 5 with blades in an elastically deformed state 6, the blades abut against the protrusions of the housing 7, which are height-adjustable with a washer 8 and locked with a nut 9 (Fig. 3). In the open position, the blades rotate relative to the axis of the hinge 10 until they stop in the screws 11 and are locked by means of the teeth 12 on the bases of the blades and latches 13. The latches are fixed on the housing of the stabilizing device relative to the tooth with pins 14 with a threaded pin 15, a nut 16 and a hat 17. The blade plates in the cross section is made wedge-shaped 18 with thinning towards the end chord 19, which is made with a thickening 20. The stopper is made in the form of separate, sequentially located latches (Fig. 4). The front and rear edges of the base of the blades (Fig. 5) are made with two-sided depressions 21, with pressed composite material 22. The front edges of the blades of the blades are covered with a layer of refractory metal 23.

Работа устройства осуществляется следующим образом: выполнение стопора в виде нескольких защелок, каждая из которых может быть установлена с упором в зуб индивидуально, увеличивает количество пятен контакта, что рассредотачивает нагрузку на зуб, а фиксация защелок штифтами исключает их перемещение относительно корпуса стабилизирующего устройства и зуба основания лопасти при силовых нагрузках. Выполнение штифта со шляпкой, резьбовой цапфой и гайкой предотвращает его выворачивание из тонкостенных деталей при знакопеременных боковых нагрузках. При этом штифт может быть установлен в сопрягаемые детали без зазора за счет совместной их обработки и запрессовки его резьбовой цапфой и гайкой. Выступы на корпусе обеспечивают увеличение стрелы прогиба пластины при складывании, что повышает энергию деформации, регулировка выступов по высоте за счет подкладных шайб устраняет скручивание пластины при необходимости расположения осей шарниров под углом относительно оси ракеты, это обеспечивает распределение уровня напряжений в пластинах. Тонкий слой тугоплавкого металла на кромке пластины не влияет на ее упругие свойства. Выполнение поперечного сечения пластины клиновидным также способствует равномерному распределению уровня напряжений и снижает общую массу. Утолщение пластины по концевой хорде контактирует со стенкой трубы и предотвращает ее повреждение при движении ракеты по трубе, что важно для стеклопластиковых труб. Наличие утолщения на концевой хорде смещает центр масс лопасти, что способствует уменьшению времени раскрытия. При воздействии высокоскоростного набегающего потока на переднюю кромку основания лопасти вследствие низкой теплопроводности композиционного материала происходит интенсивный разогрев внешних слоев композиционного материала. Эпоксидная составляющая коксуется, образуется рыхлый углеродистый слой из разогретых до высокой температуры частиц, которые уносятся потоком воздуха, а стекловолокнит способствует обеспечению механической прочности кромки. Опрессовка передней и задней кромок основания уменьшает его массу и позволяет применить в качестве материала лопасти высокопрочный алюминиевый сплав, что также существенно уменьшает массу. Выполнение стопора в виде нескольких защелок увеличивает число пятен контакта, что распределяет силовую нагрузку на зуб и позволяет выполнить его из алюминиевого сплава. Снижение массы стабилизирующего устройства смещает центр массы ракеты вперед, что в свою очередь уменьшает потребную площадь оперения стабилизатора.The operation of the device is as follows: the implementation of the stopper in the form of several latches, each of which can be individually set against the tooth, increases the number of contact spots, which distributes the load on the tooth, and fixing the latches with pins prevents them from moving relative to the housing of the stabilizing device and the tooth of the base blades under power loads. The implementation of the pin with a hat, a threaded pin and a nut prevents it from twisting out of thin-walled parts under alternating lateral loads. In this case, the pin can be installed in the mating parts without a gap due to their joint processing and pressing it with a threaded pin and nut. The protrusions on the body provide an increase in the deflection of the plate when folding, which increases the energy of deformation, the adjustment of the protrusions in height due to the washers eliminates the twisting of the plate if it is necessary to arrange the hinge axes at an angle relative to the axis of the rocket, this ensures the distribution of the stress level in the plates. A thin layer of refractory metal at the edge of the plate does not affect its elastic properties. Performing a cross section of the wedge-shaped plate also contributes to an even distribution of the stress level and reduces the total mass. Thickening of the plate along the end chord contacts the pipe wall and prevents its damage when the rocket moves along the pipe, which is important for fiberglass pipes. The presence of thickening on the end chord shifts the center of mass of the blade, which helps to reduce the opening time. Under the influence of a high-speed incident flow on the leading edge of the blade base, due to the low thermal conductivity of the composite material, the outer layers of the composite material are intensely heated. The epoxy component is coked, a loose carbon layer is formed from particles heated to a high temperature, which are carried away by the air stream, and fiberglass helps to ensure the mechanical strength of the edge. Crimping the front and rear edges of the base reduces its mass and allows the use of high-strength aluminum alloy as the material of the blade, which also significantly reduces the mass. The implementation of the stopper in the form of several latches increases the number of contact spots, which distributes the power load on the tooth and allows it to be made of aluminum alloy. Reducing the mass of the stabilizing device shifts the center of mass of the rocket forward, which in turn reduces the required area of plumage of the stabilizer.

Таким образом, предлагаемое к рассмотрению устройство обеспечивает защиту лопастей, обеспечивая высокоскоростной полет при уменьшении пассивной массы ракеты.Thus, the proposed device provides protection for the blades, providing high-speed flight while reducing the passive mass of the rocket.

Claims (3)

1. Выстреливаемая из пусковой трубы ракета, содержащая установленное на задней части корпуса стабилизирующее устройство в виде корпуса с шарнирно закрепленными на нем лопастями оперения, каждая из которых состоит из пружинной пластины и жесткого основания с зубом, закрепленный на внутренней поверхности корпуса пластинчатый пружинный стопор, отличающаяся тем, что каждый стопор выполнен в виде отдельных последовательно расположенных защелок, зафиксированных относительно зуба штифтами, каждый из которых снабжен резьбовой цапфой и гайкой на одном конце и шляпкой на другом, при этом наружная поверхность корпуса снабжена регулируемыми по высоте выступами, расположенными под лопастями в их сложенном положении, пластины лопастей в поперечном сечении выполнены клиновидными с утонением в сторону концевой хорды, которая выполнена с утолщением, причем передняя и задняя кромки оснований выполнены с двухсторонним обнижением, эквидистантным их боковым поверхностям, на которые напрессован композиционный материал с низкой теплопроводностью, а пластины лопастей по передним кромкам покрыты слоем тугоплавкого металла.1. A rocket fired from a launch tube, containing a stabilizing device mounted on the rear of the housing in the form of a housing with plumage blades pivotally mounted on it, each of which consists of a spring plate and a rigid base with a tooth, a plate spring stopper fixed on the inner surface of the housing, characterized the fact that each stopper is made in the form of separate sequentially located latches, fixed relative to the tooth by pins, each of which is equipped with a threaded pin and a nut at one end and a cap at the other, while the outer surface of the housing is provided with height-adjustable protrusions located under the blades in their folded position, the blade plates in the cross section are wedge-shaped with thinning towards the end chord, which is made with a thickening, the front and the trailing edges of the bases are made with double-sided lowering, equidistant to their lateral surfaces, onto which a composite material with low thermal conductivity is pressed, and the blade plates along the front edge It is covered with a layer of refractory metal. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве композиционного материала используют стекловолокнит со связующим на основе эпоксидных смол.2. The rocket according to claim 1, characterized in that fiberglass with a binder based on epoxy resins is used as a composite material. 3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве тугоплавкого металла используют хром.3. The rocket according to claim 1, characterized in that chromium is used as a refractory metal.
RU2017101461A 2017-01-17 2017-01-17 Missile that is fired from the launching tube RU2651671C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017101461A RU2651671C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Missile that is fired from the launching tube

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017101461A RU2651671C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Missile that is fired from the launching tube

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2651671C1 true RU2651671C1 (en) 2018-04-23

Family

ID=62045661

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017101461A RU2651671C1 (en) 2017-01-17 2017-01-17 Missile that is fired from the launching tube

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2651671C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3433437A (en) * 1967-01-18 1969-03-18 John E Reilly Rocket projectile
US5685503A (en) * 1994-06-28 1997-11-11 Luchaire Defense As Deployment device for the fin of a projectile
RU2103651C1 (en) * 1995-02-23 1998-01-27 Конструкторское бюро приборостроения Rocket
RU2153146C1 (en) * 1999-08-02 2000-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Stabilizing device
RU2396508C1 (en) * 2009-01-11 2010-08-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided missile fin
RU2512041C1 (en) * 2012-11-13 2014-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Projectile fin

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3433437A (en) * 1967-01-18 1969-03-18 John E Reilly Rocket projectile
US5685503A (en) * 1994-06-28 1997-11-11 Luchaire Defense As Deployment device for the fin of a projectile
RU2103651C1 (en) * 1995-02-23 1998-01-27 Конструкторское бюро приборостроения Rocket
RU2153146C1 (en) * 1999-08-02 2000-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Stabilizing device
RU2396508C1 (en) * 2009-01-11 2010-08-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided missile fin
RU2512041C1 (en) * 2012-11-13 2014-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Projectile fin

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60207054T2 (en) RESOLVABLE LEVER CONTROL PAD
US9784215B2 (en) Exhaust nozzle center body attachment
AU2002244289A1 (en) Dissolvable thrust vector control vane
US20230324155A1 (en) Low-observable projectile
RU2651671C1 (en) Missile that is fired from the launching tube
RU2654953C1 (en) Fairing
RU2464679C1 (en) Antenna dome
Liang et al. Optimal design of the aerodynamic parameters for a supersonic two-dimensional guided artillery projectile
RU2611795C1 (en) Jet projectile
RU2680949C2 (en) Aerodynamic steering wheel of a hypersonic aircraft in the conditions of its aerodynamic heating
RU2316088C1 (en) Flying vehicle antenna fairing
RU2536361C1 (en) Antenna dome
RU2451372C1 (en) Blister
RU2384725C1 (en) Nozzle mouth joint assembly
WANG et al. Experimental Investigation into Deformation and Damage Patterns of Sandwich Plates with Aluminum Foam Core Subjected toBlast Loading
Liu et al. Research on the thrust vector control via jet vane in rapid turning of vertical launch
RU2321823C1 (en) Jet-driven projectile fin
RU2651344C1 (en) Tip of a hypersonic aircraft
RU2768313C1 (en) Device for reducing temperature of elements of hypersonic apparatus
Guan et al. Identification of spinning projectile aerodynamic parameters using adaptive chaotic mutation particle swarm optimization
NL7812629A (en) PROJECTION PART.
CN204085333U (en) Backward-reflected laser guided missile system
RU2135946C1 (en) Guided missile
Majumdar First Strike with DRDO's Rudram NGARM
Deng et al. Numerical Study of Failure Modes and Crack Propagation in 2A12 Aluminum Target Against Blunt-Nosed Projectile at Low Yaw Angle