RU2704584C1 - Bench for measuring shooting parameters - Google Patents
Bench for measuring shooting parameters Download PDFInfo
- Publication number
- RU2704584C1 RU2704584C1 RU2018142752A RU2018142752A RU2704584C1 RU 2704584 C1 RU2704584 C1 RU 2704584C1 RU 2018142752 A RU2018142752 A RU 2018142752A RU 2018142752 A RU2018142752 A RU 2018142752A RU 2704584 C1 RU2704584 C1 RU 2704584C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- engine
- shot
- active
- measuring
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для комплексного измерения стартовых параметров активно-реактивных выстрелов для подствольных гранатометов и реактивных патронов.The invention relates to testing equipment and can be used for complex measurement of the starting parameters of active-reactive shots for under-barrel grenade launchers and rocket cartridges.
При летных испытаниях данных изделий обычно фиксируют ограниченный набор стартовых параметров: давление в стволе и дульную скорость, например с помощью скоростной видеосъемки или методом рам-мишеней. Эти и другие известные устройства для регистрации скорости описаны, например, в книге: «Баллистические установки и их применение в экспериментальных исследованиях», под редакцией Н.А. Златина и Г.И. Мишина, издательство «Наука», г. Москва, 1974 г., стр. 125.During flight tests of these products, a limited set of starting parameters is usually recorded: barrel pressure and muzzle velocity, for example, using high-speed video recording or the target frame method. These and other known devices for recording speed are described, for example, in the book: "Ballistic installations and their application in experimental research", edited by N. A. Zlatina and G.I. Mishina, Nauka Publishing House, Moscow, 1974, p. 125.
Давление и силу тяги двигателя определяют в процессе стендовых испытаний. Устройства для измерения данных параметров описаны, например, в книгах: «Основы проектирования пороховых ракетных снарядов», авторы В.Д. Куров и Ю.М. Должанский, издательство «Оборонгиз», г. Москва, 1961 г., стр. 276, «Исследование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе», авторы Волков В.Т. и Ягодников Д.А., издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва, 2007 г., стр. 51, 156.Engine pressure and traction are determined during bench tests. Devices for measuring these parameters are described, for example, in the books: "Fundamentals of the design of powder rocket shells", authors V.D. Kurov and Yu.M. Dolzhansky, Oborongiz Publishing House, Moscow, 1961, p. 276, “Research and development of solid-propellant rocket engines”, authors Volkov V.T. and Yagodnikov D.A., publishing house of MSTU. N.E. Bauman, Moscow, 2007, pp. 51, 156.
Известен также стенд для измерения силы тяги двигателя, авторское свидетельство СССР №1689777 А1, кл. G 01 L 5/13, 1979 г., принятый в качестве прототипа.There is also a stand for measuring engine traction, USSR author's certificate No. 1689777 A1, class. G 01
Стенд предназначен для измерения силы тяги малогабаритных реактивных двигателей в расширенном диапазоне измерений.The stand is designed to measure the traction force of small-sized jet engines in an extended measurement range.
Стенд состоит из станины с укрепленными на ней корпусом и стойкой. В корпусе имеется ряд гнезд для установки испытываемых двигателей. Размеры гнезд зависят от размеров и развиваемой тяги двигателя. На стойке шарнирно закреплена планка, на которой установлен ряд силовоспринимающих центров, соосных с гнездами. При подготовке к испытаниям, в одно из гнезд в корпусе устанавливают двигатель с платформой, вдвигают их в корпус до контакта платформы с силовоспринимающим центром и прижимают к сило-измерителю. Приводят в действие двигатель и замеряют силу тяги с помощью силоизмерителя, используя необходимую аппаратуру. Стенд предназначен для измерения силы тяги и не фиксирует каких-либо других параметров двигателя и выстрела.The stand consists of a bed with a body and a stand mounted on it. The housing has a number of sockets for installing the tested engines. The dimensions of the sockets depend on the size and developed thrust of the engine. A bar is pivotally mounted on the rack, on which a number of power-sensing centers are installed, coaxial with the sockets. In preparation for testing, an engine with a platform is installed in one of the sockets in the housing, they are inserted into the housing until the platform contacts the power-sensing center and pressed to the force meter. The engine is driven and the traction force is measured using a force meter using the necessary equipment. The stand is designed to measure traction and does not record any other parameters of the engine and the shot.
Вышеописанные устройства не позволяют провести одновременную регистрацию всего комплекса стартовых параметров, а именно давления в двигателе, силы тяги двигателя, скорости движения ракеты в стволе и дульной скорости, что представляет значительный интерес для исследования и отработки внутренней и внешней баллистики выстрела.The above devices do not allow simultaneous registration of the whole complex of starting parameters, namely, pressure in the engine, engine traction, rocket speed in the barrel and muzzle velocity, which is of considerable interest for the study and development of internal and external ballistics of a shot.
Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.The objective of the invention is to expand the functionality of bench test equipment by creating a stand that simulates the launch of an active rocket for an underbarrel grenade launcher or rocket cartridge and allows complex measurements of starting ballistic parameters.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известном стенде для измерения силы тяги двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты, а на станине, в плоскости проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками, так, что первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.The required technical result is achieved by the fact that in the known stand for measuring traction force the engine assembly with the platform has dimensions corresponding to the dimensions of an active-reactive shot rocket or a jet cartridge, a launch container with an igniter is installed and connected with it by a destructible connection, having a mass equal to the mass of the rocket, and on the bed, in the plane passing through the axis of the launch container with a gap guaranteed from it, two holders are installed, with clamps fixed in pairs diametrically on them otivopolozhnyh locations tensioned therebetween tearable wires, so that the first wire is adjacent to the end of the launch canister, the second located at a distance equal to the length of the rocket and the next - at a distance of the basis for measuring the muzzle velocity.
Отличительные признаки предложенного технического решения расширяют функциональные возможности стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.Distinctive features of the proposed technical solution expand the functionality of bench test equipment by creating a stand that simulates the launch of an active-jet rocket for an under-barrel grenade launcher or rocket cartridge and allows complex measurements of starting ballistic parameters.
Двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, т.е. данная сборка является стендовым габаритным макетом ракеты. Это позволяет в стендовых условиях полностью воспроизвести особенности конструкции ракеты, оказывающие влияние на давление в двигателе в процессе выстрела и на скорость ее движения в канале ствола, в частности стабилизатор.The engine assembly with the platform has dimensions corresponding to the dimensions of an active-jet rocket or a jet cartridge, i.e. This assembly is a bench-top dimensional missile layout. This makes it possible in bench conditions to fully reproduce rocket design features that affect the pressure in the engine during the shot and its speed in the barrel, in particular the stabilizer.
На габаритный макет ракеты установлен и закреплен на нем разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты. Пусковой контейнер по внутренним размерам соответствует реальному стволу, из которого производится стрельба, а разрушаемая связь обеспечивает создание при запуске давления форсирования, необходимого для выхода двигателя режим устойчивого горения топлива. Таким образом, воспроизводятся реальные условия пуска ракеты, с той разницей, что вместо ракеты движется пусковой контейнер, равный ей по массе, а габаритный макет ракеты остается на стенде, где производится измерение давления и силы тяги двигателя.A launch container with an igniter having a mass equal to the mass of the rocket is mounted and fixed on it by a destructible connection to the missile’s breadboard model. In terms of internal dimensions, the launch container corresponds to the real barrel from which the firing is being made, and the destructible connection ensures the creation of a boost pressure, which is necessary for the engine to exit, to ensure stable combustion of fuel. Thus, the actual conditions for launching the rocket are reproduced, with the difference that instead of the rocket, a launch container of equal mass is moving, and the overall layout of the rocket remains on the bench where the pressure and traction of the engine are measured.
На станине, в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором, установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.On the bed, in the plane passing through the axis of the launch container with a gap guaranteed from it, two holders are installed, with clamps pairwise mounted on them in diametrically opposite places with torn apart wires between them. The first wire is adjacent to the end of the launch container, the second is located at a distance equal to the length of the rocket, and the next is at a distance equal to the base for measuring muzzle velocity.
Расположение держателей с гарантированным зазором от контейнера исключает его соприкосновение с ними при пуске и возможное влияние держателей на скорость движения.The location of the holders with a guaranteed clearance from the container eliminates its contact with them during start-up and the possible influence of the holders on the speed of movement.
На держателях с помощью зажимов закреплены разрываемые проволоки, выполняющие в данном случае функции рам-мишеней. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, ее разрыв обозначает начало его движения. Разрыв второй проволоки происходит при сходе контейнера с макета ракеты и соответствует выходу ракеты из канала ствола при реальном пуске.Tearable wires are fixed to the holders with the help of clamps, which in this case perform the functions of target frames. The first wire is adjacent to the end of the launch container, its rupture indicates the beginning of its movement. The rupture of the second wire occurs when the container leaves the prototype of the rocket and corresponds to the exit of the rocket from the barrel channel during actual launch.
Третья проволока разрывается при пролете контейнером расстояния, равного базе Lб для измерения дульной скорости. Дульная скорость в данном случае измеряется без учета вклада двигателя в ее увеличение на длине базы Lб, что дает возможность выделить вклад воспламенителя и сгоревшей при движении ракеты в стволе части топлива.The third wire breaks when the container spans a distance equal to the base L b for measuring muzzle velocity. The muzzle velocity in this case is measured without taking into account the contribution of the engine to its increase along the length of the base L b , which makes it possible to distinguish the contribution of the igniter and part of the fuel burnt during rocket movement in the barrel.
Каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущего признакам в разобщенности, т.е. поставленная в изобретении задача решена не суммой эффектов, а новым сверхэффектом суммы признаков.Each essential sign is necessary, and their combination in a stable relationship is sufficient to achieve the novelty of quality that is not inherent in signs of disunity, i.e. The problem posed in the invention was not solved by the sum of the effects, but by a new super-effect of the sum of the attributes.
Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет чисто иллюстративный характер и не ограничивает объема притязаний совокупности признаков формулы. На чертеже фиг. 1 изображен предложенный стенд для измерения стартовых параметров выстрела.The invention is illustrated by the drawing, which is purely illustrative and does not limit the scope of the claims of the totality of the features of the formula. In the drawing of FIG. 1 shows the proposed stand for measuring the starting parameters of the shot.
Стенд включает в себя следующие основные элементы: станину 1, два держателя 18 и стендовый двигатель 10 в сборе с платформой 6. Сборка стендового двигателя 10 с платформой 6 имеет размеры и содержит конструктивные элементы, например стабилизатор, соответствующие размерам и элементам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона и представляет собой стендовый габаритный макет ракеты. На него установлен и закреплен разрушаемой связью, например срезаемым штифтом 7, пусковой контейнер, состоящий из баллистического ствола 8 в сборе с воспламенителем 14 и электровоспламенителем 15, размещенными во втулке 20. Масса груза 16, закрепленного на стволе подбирается так, чтобы масса пускового контейнера была равна массе ракеты.The stand includes the following main elements: a
Вместо электровоспламенителя могут быть использованы другие средства инициирования, например терочный капсюль-воспламенитель или ударный капсюль-воспламенитель в сборе с соответствующими устройствами для приведения их в действие.Instead of an electric igniter, other means of initiation can be used, for example, a grate igniter capsule or an impact igniter capsule assembly with appropriate devices for actuating them.
Указанная сборка с возможностью осевого перемещения с помощью хомута 5 закреплена на станине 1 и для обеспечения надежного контакта с силоизмерителем (датчиком силы тяги) 2, поджата пружиной 4 и гайкой 3. Держатели 18 разнесены между собой на расстояние, обеспечивающее гарантированный зазор между ними и пусковым контейнером при его движении. На них попарно закреплены зажимы 19 с натянутыми между ними проволоками 17, так, что первая проволока прилегает торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты Lp, следующая за ней - на расстоянии Lб, равном базе для измерения дульной скорости. Размер базы выбирают в пределах удобных для расчета скорости, например от 0,3 до 1,0 м.The specified assembly with the possibility of axial movement using the
На фиг. 1 в качестве примера приведен стендовый макет ракеты с раскрывающимся стабилизатором 13.In FIG. 1 as an example, is a bench model of a rocket with a drop-
Двигатель состоит из камеры 10, сопла 12 и заряда топлива 11. В переднем дне камеры 10 установлен датчик давления 9.The engine consists of a
Концы каждой проволоки, электровоспламенитель, датчик давления и силоизмеритель подключают к комплексу измерительно-вычислительному.The ends of each wire, an electric igniter, a pressure sensor and a force meter are connected to a measuring and computing complex.
В зависимости от цели испытаний между первой и второй парой зажимов могут быть установлены еще несколько пар зажимов с натянутыми между ними проволоками, что позволяет фиксировать динамику роста скорости пускового контейнера при сходе с макета ракеты.Depending on the purpose of the tests, several more pairs of clamps with wires stretched between them can be installed between the first and second pair of clamps, which allows you to record the dynamics of the growth rate of the launch container when leaving the missile model.
Вместо метода рам-мишеней для измерения скорости (времени движения контейнера) могут быть использованы другие методы, например перекрытие контейнером при его движении световых (лазерных) лучей. В последнем случае вместо одного из зажимов устанавливается источник света (лазер), а вместо противоположного ему - приемник светового излучения. Контейнер при пролете перекрывает луч света, что фиксируется приемником и на осциллограмме появляется соответствующая отметка.Instead of the target frame method, other methods can be used to measure the speed (time of movement of the container), for example, overlapping the container with the movement of light (laser) rays. In the latter case, a light source (laser) is installed instead of one of the clamps, and a light radiation receiver is used instead of the opposite one. When flying, the container blocks a beam of light, which is recorded by the receiver and the corresponding mark appears on the waveform.
Массу пускового контейнера, длину макета ракеты, а также двигатель, воспламенитель, способ стабилизации - оперением или вращением - выбирают исходя из конкретных вариантов испытываемого выстрела или патрона.The mass of the launch container, the length of the missile's layout, as well as the engine, igniter, stabilization method — by plumage or rotation — are selected based on the specific options for the test shot or cartridge.
Стенд работает в следующем порядке. После подачи электрического тока последовательно происходит срабатывание электровоспламенителя 15, воспламенителя 14 и заряда топлива 11. При достижении необходимого давления форсирования происходит разрушение связи (срезание штифта) 7, начинается движение пускового контейнера, разрывается первая проволока 17. В момент схода пускового контейнера с макета ракеты разрывается вторая проволока, а затем, при пролете контейнером базы Lб, - третья проволока. С момента срабатывания электровоспламенителя 15 датчиками 2 и 9 регистрируются, соответственно, сила тяги и давление в камере сгорания двигателя.The stand works in the following order. After the electric current is supplied, the
Сигналы от срабатывания электровоспламенителя, разрываемых проволок, датчика силы тяги и датчика давления выводятся на осциллограмму.The signals from the operation of the electric igniter, torn wires, traction sensor and pressure sensor are displayed on the waveform.
На осциллограмме последовательно фиксируются следующие этапы работы стенда:The following stages of the stand operation are sequentially recorded on the oscillogram:
- срабатывание электровоспламенителя;- operation of an electric igniter;
- подъем давления в двигателе и за соплом до давления форсирования;- pressure rise in the engine and behind the nozzle to the boost pressure;
- разрушение связи (срезание штифта), разрыв первой проволоки - начало движения пускового контейнера;- the destruction of communication (cutting the pin), the rupture of the first wire - the beginning of the movement of the launch container;
- разрыв второй проволоки - сход пускового контейнера с макета ракеты;- rupture of the second wire — descent of the launch container from the missile model;
- разрыв третьей проволоки - пролет пусковым контейнером базы Lб;- rupture of the third wire - span by the launch container of the base L b ;
- давление в двигателе начиная от срабатывания электровоспламенителя, в процессе движения пускового контейнера и до конца горения топлива;- pressure in the engine starting from the operation of the electric igniter, during the movement of the launch container and to the end of the fuel combustion;
- силу тяги двигателя.- engine traction.
По результатам анализа осциллограмм и расчетов определяют:According to the results of the analysis of oscillograms and calculations, it is determined:
- скорость движения ракеты в пусковом контейнере;- the speed of the rocket in the launch container;
- дульную скорость;- muzzle velocity;
Во время отработки испытывают стендовые макеты с различными взаимными сочетаниями конструктивных элементов: состава, массы и конструкции воспламенителя, состава и массы воспламенителя двигателя, вида топлива, силы форсирования и стабилизатора. Проводят анализ результатов и выбор оптимального сочетания данных элементов с целью обеспечения устойчивого выхода двигателя на рабочий режим непосредственно в пусковом контейнере или сразу за дульным срезом.During testing, bench mock-ups are tested with various mutual combinations of structural elements: composition, mass and construction of the igniter, composition and mass of the ignitor, type of fuel, boost force and stabilizer. An analysis of the results and the selection of the optimal combination of these elements in order to ensure a stable output of the engine to the operating mode directly in the launch container or immediately after the muzzle end are carried out.
В качестве примера работы стенда представлены результаты испытаний стендового образца реактивного патрона (осциллограмма давления в двигателе - см. фиг. 2).As an example of the stand operation, the test results of the reactive cartridge bench model are presented (pressure waveform in the engine - see Fig. 2).
После запуска при давлении в двигателе 2,1 МПа пусковой контейнер начал движение и произошел обрыв первой проволоки 1. При давлении 1,2 МПа контейнер полностью сошел с макета ракеты, что отмечено обрывом второй проволоки 2. Непосредственно после выхода двигателя на режим максимального давления 3 (Рmах=4,2 МПа), пусковой контейнер находился на расстоянии от среза сопла равном базе для измерения скорости (Lб=0,4 м) и имел скорость 26,3 м/с, что соответствует скорости ракеты при стрельбе. Осциллограмма давления ровная, с плавным снижением с 4,2 до 1,3 МПа и свидетельствует об устойчивой работе двигателя. В конце работы двигателя - незначительный скачок давления 4 от догорания дегрессивных остатков топлива.After starting at a pressure in the engine of 2.1 MPa, the launch container began to move and the
Предлагаемый стенд предназначен для комплексного исследования внутрибаллистических параметров активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяет существенно упростить выбор оптимального сочетания элементов снаряжения, конструктивных элементов и сократить время отработки указанных изделий.The proposed stand is designed for a comprehensive study of the ballistic parameters of an active-jet shot for a grenade launcher or rocket launcher and can significantly simplify the selection of the optimal combination of equipment elements, structural elements and reduce the time spent on developing these products.
Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами показал, что оно неизвестно, на основании чего можно сделать вывод о соответствии данного решения критериям патентоспособности.A comparative analysis of the proposed technical solution with the identified analogues showed that it is unknown, on the basis of which we can conclude that this solution meets the patentability criteria.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018142752A RU2704584C1 (en) | 2018-12-03 | 2018-12-03 | Bench for measuring shooting parameters |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018142752A RU2704584C1 (en) | 2018-12-03 | 2018-12-03 | Bench for measuring shooting parameters |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2704584C1 true RU2704584C1 (en) | 2019-10-29 |
Family
ID=68500698
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018142752A RU2704584C1 (en) | 2018-12-03 | 2018-12-03 | Bench for measuring shooting parameters |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2704584C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2794308C1 (en) * | 2022-05-04 | 2023-04-14 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining the suitability of launch units 3l-45, 4l-80m and 4l-86m with long service life for further operation |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1689777A1 (en) * | 1989-10-09 | 1991-11-07 | Научно-исследовательский институт прикладной химии | Test bed for measuring of engine tractive force |
| RU2274764C2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Stand for testing engines with skewed nozzle |
| RU2307331C2 (en) * | 2005-11-14 | 2007-09-27 | Закрытое Акционерное Общество Конструкторское Бюро "Полет" (Зао Кб "Полет") | Method and device for determining power thrust of microscopic engine |
| US7628534B2 (en) * | 2006-12-21 | 2009-12-08 | Snecma Propulsion Solide | Thermal erosion test device and method for testing thermal protection materials of solid propellant thrusters |
| RU2624928C1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-07-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of experimental determination of correction to engine thrust total impulse at stand test-firing |
-
2018
- 2018-12-03 RU RU2018142752A patent/RU2704584C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1689777A1 (en) * | 1989-10-09 | 1991-11-07 | Научно-исследовательский институт прикладной химии | Test bed for measuring of engine tractive force |
| RU2274764C2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Stand for testing engines with skewed nozzle |
| RU2307331C2 (en) * | 2005-11-14 | 2007-09-27 | Закрытое Акционерное Общество Конструкторское Бюро "Полет" (Зао Кб "Полет") | Method and device for determining power thrust of microscopic engine |
| US7628534B2 (en) * | 2006-12-21 | 2009-12-08 | Snecma Propulsion Solide | Thermal erosion test device and method for testing thermal protection materials of solid propellant thrusters |
| RU2624928C1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-07-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of experimental determination of correction to engine thrust total impulse at stand test-firing |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2794308C1 (en) * | 2022-05-04 | 2023-04-14 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining the suitability of launch units 3l-45, 4l-80m and 4l-86m with long service life for further operation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7926408B1 (en) | Velocity, internal ballistics and external ballistics detection and control for projectile devices and a reduction in device related pollution | |
| RU2704584C1 (en) | Bench for measuring shooting parameters | |
| KR100750947B1 (en) | Device and method for testing separation two cantilever type bodies | |
| US2475387A (en) | Ordnance pressure time recorder | |
| RU2285892C1 (en) | Device for experimental development of separating jet projectiles | |
| RU2388992C2 (en) | Method for testing of ammunition and their units | |
| RU2284493C1 (en) | Bench for testing separable jet projectiles | |
| RU2513052C2 (en) | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts | |
| CN213363560U (en) | Novel fire engine locking force detection device | |
| RU2279564C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3024652A (en) | Device to measure maximum acceleration and deceleration forces in small arms projectile | |
| RU2584401C1 (en) | Method of separating sustainer and device therefor | |
| RU2442122C1 (en) | Method and device for component mechanical tests | |
| RU200539U1 (en) | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL | |
| Gnemmi et al. | Pressure, temperature and free-flight projectile-displacement measurements during a plasma discharge generated on a supersonic projectile | |
| CN111256546B (en) | Ground test system for dynamic performance of towing type secondary detonation cloud blasting bomb cable-releasing device | |
| RU2087839C1 (en) | Practice-training projectile | |
| US3327518A (en) | Method of and device for measuring the wear in a gun barrel | |
| RU2352886C1 (en) | Small-arm cartridge ballistic work set | |
| RU101501U1 (en) | MISSION MODEL ENGINE FOR SUBMARINE RUNNING | |
| CN116481375B (en) | Simulation test device of gun-sled combined emission system | |
| RU2222767C1 (en) | Anti-aircraft target missile | |
| Fuller | Some highlights in the history of high-speed photography and photonics as applied to ballistics | |
| RU2617823C1 (en) | Device for experimental development of jet projectiles separation compartment with composit power sources | |
| RU2197707C1 (en) | Method of rocket firing and rocket for its realization |