RU2743420C1 - Compartment of controlled missile steering drive - Google Patents

Compartment of controlled missile steering drive Download PDF

Info

Publication number
RU2743420C1
RU2743420C1 RU2020117518A RU2020117518A RU2743420C1 RU 2743420 C1 RU2743420 C1 RU 2743420C1 RU 2020117518 A RU2020117518 A RU 2020117518A RU 2020117518 A RU2020117518 A RU 2020117518A RU 2743420 C1 RU2743420 C1 RU 2743420C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cores
coils
compartment
steering drive
rudders
Prior art date
Application number
RU2020117518A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Васильевич Овчелупов
Аркадий Аркадьевич Заславский
Валерий Сергеевич Фимушкин
Николай Алексеевич Александров
Original Assignee
Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ
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 Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ filed Critical Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ
Priority to RU2020117518A priority Critical patent/RU2743420C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2743420C1 publication Critical patent/RU2743420C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: weapons.
SUBSTANCE: invention relates to weapons and specifically to power elements of control systems and can be used in guided missiles with aerodynamic rudders. Device contains frames. Anchor is installed on it. It is located perpendicular to longitudinal axis of missile and is connected with rudders and cores with coils connected with frame by fasteners. Frames are equipped with side posts with a transverse bar between them. On the crossbar shunts in the form of planks are installed. Besides, two cores with coils are additionally introduced into compartment of steering drive. Their longitudinal axes are located in plane parallel to longitudinal axis of missile. Cores with coils are installed in pairs on planks of magnetically soft material, with possibility of position adjustment, under each armature arm, symmetrically to axis of its rotation, on both sides relative to central window, without overlapping it. Each pair of single-pole cores with coils forms working gaps with anchor, through which magnetic flux is closed.
EFFECT: technical result is higher power of electromagnetic drive steering due to winding parameters, which increase magnetizing force without changing missile calibre and while preserving armour penetration of warhead.
5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области вооружения, конкретно к силовым элементам систем управления, и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах (снарядах и ракетах) с аэродинамическими рулями.The invention relates to the field of weapons, specifically to the power elements of control systems, and can be used in guided aircraft (shells and rockets) with aerodynamic rudders.

В управляемых ракетах (УР), выполненных по аэродинамической схеме «утка», рулевой привод (РП) располагается в носовой части. При срабатывании боевой части (БЧ) на пути прохождения кумулятивной струи могут находиться детали РП, что снижает бронепробиваемость УР. С целью исключения помех на пути прохождения кумулятивной струи БЧ в центральной части РП, в области продольной оси УР, должно обеспечиваться свободное пространство.In guided missiles (UR), made according to the aerodynamic "duck" scheme, the steering gear (RP) is located in the bow. When the warhead (warhead) is triggered, RP parts may be in the path of the cumulative jet, which reduces the armor penetration of the UR. In order to eliminate interference in the path of the cumulative jet of the warhead in the central part of the RP, in the region of the longitudinal axis of the UR, free space must be provided.

Известны устройства силовых элементов систем управления летательных аппаратов (снарядов и ракет) с аэродинамическими рулями, например блок рулевого привода (БРП) управляемого снаряда по патенту РФ №2234672 от 20.08.2004 г. [1], близкий по технической сути к предлагаемому изобретению и принятый за прототип.Known devices of the power elements of control systems of aircraft (shells and missiles) with aerodynamic rudders, for example, a steering unit (BRP) of a controlled projectile according to RF patent No. 2234672 dated 20.08.2004 [1], which is close in technical essence to the proposed invention and adopted for the prototype.

В данном прототипе описан отсек рулевого привода управляемой ракеты, который содержит шпангоут с установленными на нем якорем, расположенным перпендикулярно продольной оси ракеты и соединенным с рулями, и сердечниками с катушками, соединенными со шпангоутом крепежными элементами.This prototype describes a section of the steering drive of a guided missile, which contains a frame with an anchor mounted on it, located perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and connected to the rudders, and cores with coils connected to the frame by fasteners.

В центральной части якоря выполнено окно для прохождения кумулятивной струи боевой части. Неподвижная (статорная) часть электромагнита выполнена в виде двух двухполюсных сердечников с одной цилиндрической катушкой каждый, размещенных под якорем по обе стороны центрального окна, не перекрывая его. Два полюса каждого сердечника образуют с якорем рабочие зазоры, через которые замыкается магнитный поток. Все элементы РП установлены внутри корпуса, выполненного в виде цилиндрического шпангоута диаметром равным калибру ракеты.In the central part of the anchor, a window is made for the passage of the cumulative jet of the warhead. The stationary (stator) part of the electromagnet is made in the form of two bipolar cores with one cylindrical coil each, placed under the armature on both sides of the central window, without overlapping it. Two poles of each core form working gaps with the armature, through which the magnetic flux is closed. All RP elements are installed inside the body, made in the form of a cylindrical frame with a diameter equal to the rocket caliber.

Изобретение, по мнению авторов данного прототипа, повышает бронепробиваемость управляемого снаряда, так как детали конструкции БРП не создают препятствий на пути прохождения кумулятивной струи БЧ.The invention, according to the authors of this prototype, increases the armor penetration of the guided projectile, since the details of the design of the BRP do not create obstacles to the passage of the cumulative jet of the warhead.

Основным недостатком прототипа является то, что продольные оси катушек расположены в плоскости перпендикулярной продольной оси снаряда. Это приводит к тому, что калибр снаряда неизбежно ограничивает длину катушек, а при наличии центрального окна для прохождения кумулятивной струи, свободного пространства для размещения сердечников с катушками, обеспечивающих требуемые мощностные характеристики БРП, может быть недостаточно.The main disadvantage of the prototype is that the longitudinal axes of the coils are located in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the projectile. This leads to the fact that the caliber of the projectile inevitably limits the length of the coils, and in the presence of a central window for the passage of the cumulative jet, the free space for placing the cores with coils providing the required power characteristics of the PDU may not be enough.

Таким образом, используемое в прототипе конструктивное решение не позволяет получить развиваемый момент электромагнитного БРП больше определенного предела. Например, при необходимости повышения намагничивающей силы в связи с увеличением размеров, угла поворота рулей или скорости полета снаряда (или ракеты), требуется увеличивать число витков обмотки катушки и диаметр намоточного провода, что приводит к увеличению габаритных размеров катушки и, как следствие, невозможности ее размещения в исходном калибре снаряда (или ракеты) и частичному перекрытию центрального окна.Thus, the constructive solution used in the prototype does not allow obtaining the developed torque of the electromagnetic PDU more than a certain limit. For example, if it is necessary to increase the magnetizing force due to an increase in the dimensions, the angle of rotation of the rudders or the flight speed of the projectile (or rocket), it is required to increase the number of turns of the coil winding and the diameter of the winding wire, which leads to an increase in the overall dimensions of the coil and, as a consequence, the impossibility of its placement in the original caliber of the projectile (or rocket) and partial overlap of the central window.

Указанный недостаток накладывает ограничения на размеры и угол поворота аэродинамических рулей, а также скорость полета УР, от которых зависит величина момента аэродинамической нагрузки, которую электромагнитный РП должен преодолевать с требуемой динамикой (временем срабатывания).This drawback imposes restrictions on the size and angle of rotation of the aerodynamic control surfaces, as well as the flight speed of the UR, on which the magnitude of the moment of the aerodynamic load depends, which the electromagnetic RP must overcome with the required dynamics (response time).

Задачей предлагаемого изобретения является повышение мощности РП за счет параметров обмотки, обеспечивающих увеличение намагничивающей силы, без изменения калибра УР и при сохранении бронепробиваемости БЧ.The objective of the present invention is to increase the power of the RP due to the parameters of the winding, providing an increase in the magnetizing force, without changing the caliber of the UR and while maintaining the armor penetration of the warhead.

Решение поставленной задачи достигается конструкцией отсека рулевого привода (ОРП), который содержит шпангоут с установленными на нем якорем, расположенным перпендикулярно продольной оси ракеты и соединенным с рулями, и сердечниками с катушками, соединенные со шпангоутом крепежными элементами, при этом новым является то, что шпангоут снабжен боковыми стойками с поперечной перекладиной между ними, на которую установлены шунты в виде планок, а также в отсек рулевого привода дополнительно введены два сердечника с катушками, расположенные параллельно продольной оси ракеты и установленные парами на планках, под каждое плечо якоря, с зазором. При этом начало обмотки одной катушки в паре соединено с концом обмотки другой катушки, а рабочие поверхности плоского якоря выполнены с угловым скосом равным углу поворота рулей.The solution to this problem is achieved by the design of the steering drive compartment (RDA), which contains a frame with an anchor installed on it, located perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and connected to the rudders, and cores with coils connected to the frame by fasteners, while the new is that the frame equipped with side struts with a transverse crossbar between them, on which shunts in the form of strips are installed, and also two cores with coils are additionally introduced into the steering drive compartment, located parallel to the longitudinal axis of the rocket and installed in pairs on slats, under each arm of the armature, with a gap. In this case, the beginning of the winding of one coil in a pair is connected to the end of the winding of the other coil, and the working surfaces of the flat armature are made with an angular bevel equal to the angle of rotation of the rudders.

Также планки установлены с возможностью регулировки положения относительно якоря и выполнены из магнитомягкого материала.Also, the strips are installed with the ability to adjust the position relative to the armature and are made of soft magnetic material.

Установка пары сердечников с катушками с параметрами одной обмотки прототипа уже обеспечивает увеличение намагничивающей силы в два раза. При этом калибр УР не ограничивает длину катушек, что позволяет, без изменения центрального окна для прохождения кумулятивной струи БЧ, дополнительно повысить мощностные характеристики электромагнитного РП за счет изменения параметров обмотки (количества витков и диаметра обмоточного провода).Installing a pair of cores with coils with the parameters of one prototype winding already provides a twofold increase in the magnetizing force. At the same time, the caliber of the UR does not limit the length of the coils, which allows, without changing the central window for the passage of the cumulative jet of the warhead, to further increase the power characteristics of the electromagnetic RP by changing the parameters of the winding (the number of turns and the diameter of the winding wire).

Конструктивная схема предлагаемого отсека представлена на фиг. 1-3. На фиг. 1 вид сбоку с сечением по обтекателю отсека и катушке, на фиг. 2 сечение перпендикулярно оси якоря, на фиг. 3 вид на устройство слева с сечением по крепежу.The structural diagram of the proposed compartment is shown in Fig. 1-3. FIG. 1 is a side view with a section along the fairing of the compartment and the coil, FIG. 2 is a section perpendicular to the axis of the armature, in Fig. 3 view of the device on the left with a section along the fasteners.

Отсек рулевого привода, продольная ось которого совпадает с продольной осью УР, содержит:The compartment of the steering drive, the longitudinal axis of which coincides with the longitudinal axis of the UR, contains:

1 - рули;1 - rudders;

2 - наружный обтекатель;2 - outer fairing;

3 - поперечная силовая перекладина;3 - transverse power crossbar;

4 - боковые стойки;4 - side racks;

5 - кольцевой шпангоут;5 - annular frame;

6 - оси перпендикулярные продольной оси УР;6 - axes perpendicular to the longitudinal axis of the UR;

7 - якорь;7 - anchor;

8 - крепежные винты;8 - mounting screws;

9 - контровочные штифты;9 - locking pins;

10 - планки;10 - strips;

11 - цилиндрические сердечники;11 - cylindrical cores;

12 - рабочие полюса;12 - working poles;

13 - рабочие зазоры;13 - working clearances;

14 - цилиндрические катушки;14 - cylindrical coils;

15 - отверстие для прохождения кумулятивной струи БЧ.15 - hole for the passage of the cumulative jet of the warhead.

Наружный обтекатель 2 содержит опорный каркас, состоящий из поперечной силовой перекладины 3 на двух боковых стойках 4 на кольцевом шпангоуте 5, с установленным на нем плоским якорем 7, расположенным на осях 6 перпендикулярно продольной оси УР, в отверстиях на стойках, и соединенным с рулями 1. На перекладине с двух сторон установлены шунты в виде планок 10 из магнитомягкого материала, с возможностью регулировки их положения и фиксации относительно якоря, с помощью крепежных винтов 8 и контровочных штифтов 9. Для этого, отверстия в планках под крепежные винты выполняются прорезными. На каждой планке установлены по два цилиндрических сердечника 11 с рабочими полюсами 12 в виде торцевых шайб, образующие с якорем рабочие зазоры 13. На каждом сердечнике находится цилиндрическая катушка 14 в виде обмотки на каркасе. Рабочие поверхности якоря выполнены с угловым скосом равным углу поворота рулей. Полюса сердечников увеличивают площадь прилегания к рабочим поверхностям якоря, что снижает магнитное сопротивление в рабочих зазорах. Отверстия 15 в перекладине и якоре обеспечивают центральное сквозное окно через ОРП для прохождения кумулятивной струи БЧ.The outer fairing 2 contains a support frame consisting of a transverse load bar 3 on two side posts 4 on an annular frame 5, with a flat anchor 7 installed on it, located on axes 6 perpendicular to the longitudinal axis of the UR, in the holes on the posts, and connected to the rudders 1 Shunts in the form of strips 10 made of magnetically soft material are installed on the crossbar on both sides, with the possibility of adjusting their position and fixing relative to the anchor, using fastening screws 8 and locking pins 9. For this, holes in the strips for fastening screws are slotted. Each strip has two cylindrical cores 11 with working poles 12 in the form of end washers, forming working gaps 13 with the armature. Each core has a cylindrical coil 14 in the form of a winding on the frame. The working surfaces of the anchor are made with an angular bevel equal to the angle of rotation of the rudders. The poles of the cores increase the area of contact with the working surfaces of the armature, which reduces the magnetic resistance in the working gaps. Holes 15 in the crossbeam and anchor provide a central through window through the ODS for the cumulative jet of the warhead to pass.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. При подаче управляющего напряжения на одну пару катушек 14, расположенных по одну сторону от оси якоря 7, возникает замкнутый магнитный поток, проходящий через сердечники 11 с планкой 10 и якорем 7. Якорь 7 притягивается к обоим полюсам пары сердечников 11 до упора, поворачивая рули 1 на определенный угол, преодолевая аэродинамический шарнирный момент на рулях 1. При подаче напряжения на другую пару катушек 14 и одновременном снятии напряжения с первой пары, происходит поворот рулей в другую сторону.The proposed device works as follows. When the control voltage is applied to one pair of coils 14, located on one side of the axis of the armature 7, a closed magnetic flux arises that passes through the cores 11 with the bar 10 and the armature 7. The armature 7 is attracted to both poles of the pair of cores 11 until it stops, turning the rudders 1 at a certain angle, overcoming the aerodynamic hinge moment on the rudders 1. When voltage is applied to another pair of coils 14 and at the same time removing the voltage from the first pair, the rudders turn in the other direction.

Конструкция предлагаемого ОРП имеет дополнительные преимущества по сравнению с прототипом. Так, в отличие от прототипа, в котором в качестве опорного каркаса используется сплошной тонкостенный цилиндрический шпангоут, ограничивающий доступ к внутренним деталям РП, в предлагаемом ОРП применена перекладина на стойках, связанных кольцевым шпангоутом, что обеспечивает не только жесткость конструкции, но и технологичность операций при сборке, настройке (после которых устанавливают наружный обтекатель) с целью повышения серийнопригодности ОРП. Кроме того, в прототипе используется консольное крепление к внутренним стенкам шпангоута массивных сердечников с катушками, что приведет к низкой виброустойчивости конструкции, а значит, и к нестабильной работе и отскокам якоря от упоров, то есть к снижению надежности БРП. Этот недостаток отсутствует в предлагаемом ОРП, в котором место крепления сердечников с катушками находится ближе к их центру масс.The design of the proposed ODS has additional advantages over the prototype. So, unlike the prototype, in which a solid thin-walled cylindrical frame is used as a support frame, which restricts access to the internal parts of the RP, the proposed RR uses a crossbar on racks connected by an annular frame, which ensures not only the rigidity of the structure, but also the manufacturability of operations during assembly, tuning (after which the outer fairing is installed) in order to increase the serial suitability of the ORP. In addition, the prototype uses a cantilever mount to the inner walls of the frame of massive cores with coils, which will lead to low vibration resistance of the structure, and therefore to unstable operation and rebounds of the armature from the stops, that is, to a decrease in the reliability of the PDU. This drawback is absent in the proposed ODS, in which the attachment point of the cores with the coils is closer to their center of mass.

Предлагаемый ОРП позволяет повысить мощность РП электромагнитного типа за счет параметров обмотки, обеспечивающих увеличение намагничивающей силы, без изменения калибра УР и при сохранении бронепробиваемости БЧ, а также повысить надежность и технологичность РП. Предлагаемое изобретение позволяет создать ряд унифицированных ОРП, различных по мощности, но в одном калибре.The proposed ODS allows you to increase the power of the electromagnetic type RP due to the winding parameters that provide an increase in the magnetizing force, without changing the UR caliber and while maintaining the armor penetration of the warhead, as well as to increase the reliability and manufacturability of the RP. The proposed invention allows you to create a number of unified ODS, different in power, but in the same caliber.

Источник информацииThe source of information

1. Патент РФ №2234672 от 20.08.2004 г.1. RF patent No. 2234672 dated 20.08.2004.

Claims (5)

1. Отсек рулевого привода управляемой ракеты, содержащий шпангоут с установленными на нем якорем, расположенным перпендикулярно продольной оси ракеты и соединенным с рулями, и сердечниками с катушками, соединенными со шпангоутом крепежными элементами, отличающийся тем, что шпангоут снабжен боковыми стойками с поперечной перекладиной между ними, на которую установлены шунты в виде планок, а также в отсек рулевого привода дополнительно введены два сердечника с катушками, расположенные параллельно продольной оси ракеты и установленные парами на планках, под каждое плечо якоря, с зазором.1. The compartment of the steering drive of a guided missile, containing a frame with an anchor mounted on it, located perpendicular to the longitudinal axis of the rocket and connected to the rudders, and cores with coils connected to the frame by fasteners, characterized in that the frame is equipped with side struts with a transverse bar between them , on which shunts in the form of slats are installed, and also two cores with coils are additionally introduced into the steering drive compartment, located parallel to the longitudinal axis of the rocket and installed in pairs on slats, under each arm of the armature, with a gap. 2. Отсек рулевого привода управляемой ракеты по п. 1, отличающийся тем, что начало обмотки одной катушки в паре соединено с концом обмотки другой катушки.2. Compartment of the steering drive of a guided missile according to claim 1, characterized in that the beginning of the winding of one coil in a pair is connected to the end of the winding of the other coil. 3. Отсек рулевого привода управляемой ракеты по п. 1, отличающийся тем, что планки выполнены из магнитомягкого материала.3. Compartment of the steering drive of a guided missile according to claim 1, characterized in that the strips are made of soft magnetic material. 4. Отсек рулевого привода управляемой ракеты по п. 1, отличающийся тем, что планки установлены с возможностью регулировки положения относительно якоря.4. Compartment of the steering drive of the guided missile according to claim 1, characterized in that the strips are installed with the possibility of adjusting the position relative to the armature. 5. Отсек рулевого привода управляемой ракеты по п. 1, отличающийся тем, что рабочие поверхности плоского якоря выполнены с угловым скосом, равным углу поворота рулей.5. Compartment of the steering drive of a guided missile according to claim 1, characterized in that the working surfaces of the flat anchor are made with an angular bevel equal to the angle of rotation of the rudders.
RU2020117518A 2020-05-18 2020-05-18 Compartment of controlled missile steering drive RU2743420C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020117518A RU2743420C1 (en) 2020-05-18 2020-05-18 Compartment of controlled missile steering drive

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020117518A RU2743420C1 (en) 2020-05-18 2020-05-18 Compartment of controlled missile steering drive

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2743420C1 true RU2743420C1 (en) 2021-02-18

Family

ID=74666006

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020117518A RU2743420C1 (en) 2020-05-18 2020-05-18 Compartment of controlled missile steering drive

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2743420C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0184704A1 (en) * 1984-11-24 1986-06-18 DORNIER SYSTEM GmbH Rudder actuator
RU2224142C2 (en) * 2002-02-26 2004-02-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Double acting pneumatic motor
RU2234672C1 (en) * 2003-03-11 2004-08-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided projectile actuator unit
RU2237857C2 (en) * 2002-12-10 2004-10-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Air-dynamic unit of control actuator of guided missile
RU2283472C1 (en) * 2005-03-01 2006-09-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Electromagnetic unit of guided missile control actuator

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0184704A1 (en) * 1984-11-24 1986-06-18 DORNIER SYSTEM GmbH Rudder actuator
RU2224142C2 (en) * 2002-02-26 2004-02-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Double acting pneumatic motor
RU2237857C2 (en) * 2002-12-10 2004-10-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Air-dynamic unit of control actuator of guided missile
RU2234672C1 (en) * 2003-03-11 2004-08-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided projectile actuator unit
RU2283472C1 (en) * 2005-03-01 2006-09-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Electromagnetic unit of guided missile control actuator

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЩУЧИНСКИЙ С. Х. Электромагнитные приводы исполнительных механизмов, Москва, Энергоатомиздат, 1984, с. 34-41. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7325769B1 (en) Fast-pivot missile flight control surface
US20100282892A1 (en) Control system for an exoatmospheric kill vehicle
JP4855521B2 (en) Inductive projectile with power and control mechanism
KR101923664B1 (en) Low cost guiding device for projectile and method of operation
US20120175458A1 (en) Guidance control for spinning or rolling projectile
JP5840781B2 (en) Rolling vehicle having a collar with passively controlled ailerons
US8338768B2 (en) Actuation assembly
RU2743420C1 (en) Compartment of controlled missile steering drive
JP2012511683A (en) Steerable spin stable projectile and method
US7111619B2 (en) Magnetic field protection for the projectile of an electromagnetic coil gun system
US4922800A (en) Magnetic slingshot accelerator
US5398887A (en) Finless aerodynamic control system
KR101963894B1 (en) Folding Wing Deployment Device of Compact Unmanned Aerial and Launch System having the same
US3276367A (en) Air delivery apparatus and method
KR20130051308A (en) Decoupling bearing module for guided missile
RU2532287C1 (en) Method of stabilising movement of rocket during underwater start and device for its implementation
US20040255767A1 (en) Electromagnetic Propulsion Devices
US3690596A (en) Spin control system for reentry vehicle
US3517359A (en) Electro-magnetic actuator armature assembly
US4624185A (en) Missile ballast assembly
US4741271A (en) Projectile for round bore electromagnetic launchers with spin produced or prevented by electromagnetic means
US20210057136A1 (en) Systems and methods for multi-stable solenoid
US20230375302A1 (en) Magnetic projectile launching system
KR101581251B1 (en) Guidance system for flying object and flying object having the same
RU2243488C1 (en) Forling aerodynamic unit

Legal Events

Date Code Title Description
TC4A Change in inventorship

Effective date: 20210520