SE446032B - skyrocket STABILIZER - Google Patents

skyrocket STABILIZER

Info

Publication number
SE446032B
SE446032B SE7903547A SE7903547A SE446032B SE 446032 B SE446032 B SE 446032B SE 7903547 A SE7903547 A SE 7903547A SE 7903547 A SE7903547 A SE 7903547A SE 446032 B SE446032 B SE 446032B
Authority
SE
Sweden
Prior art keywords
rocket
nozzle
wing profile
stabilizer according
exit
Prior art date
Application number
SE7903547A
Other languages
Swedish (sv)
Other versions
SE7903547L (en
Inventor
N H Wrobel
Original Assignee
Secr Defence Brit
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
Publication of SE7903547L publication Critical patent/SE7903547L/xx
Application filed by Secr Defence Brit filed Critical Secr Defence Brit
Publication of SE446032B publication Critical patent/SE446032B/en

Links

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
    • F42B10/12—Stabilising arrangements using fins longitudinally-slidable with respect to the projectile or missile
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Extrusion Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Description

UI lü (så Ö D.) Ln b! lrl 40 7903547-3 Z av fenorna med nödvändighet att förtränga munstyckshalsen. UI lü (so Ö D.) Ln b! lrl 40 7903547-3 Z of the fins with necessity to displace the nozzle neck.

Den uppkomna förträngningsgraden kan minskas genom använd- ning av ínvikbara fenor, vilka kommer till verkan först efter utskjutningen. Ett känt utförande av invikbara fenor är så kal- lade pennknivsfenor, där ett flertal sådana är svängbara mot munstycket vid en ände och är vikta framåt utefter munstycket när de befinner sig i utskjutningsröret. Sådana fenor är väsent- ligen smala, har ett högt sídoförhallando och kan icke åstadkomma effektiv stabilisering vid flyghastigheter över ljudhastigheten.The resulting degree of narrowing can be reduced by using foldable fins, which come into effect only after the launch. A known embodiment of fold-in fins are so-called pen-knife fins, a plurality of which are pivotable towards the nozzle at one end and are folded forward along the nozzle when they are in the ejection tube. Such fins are substantially narrow, have a high side ratio and cannot provide effective stabilization at flight speeds above the speed of sound.

Ett annat känt utförande som är mera lämpligt för överljudsflyg- ning är de mßfi omrullade fenor, vilka fjädrar ut utanför utskjut- ningsröret till fenor med lägre sidoförhallande, men även dessa fenor erfordrar ett visst förvaringsutrymme, vilket med nödvän- dighet förtränger munstvekshalsen. Vidare är sådana fenor och deras fjädrande frigöringsmekanismer relativt komplicerade och även tunga, vilket medför att raketens tyngdpunkt på olämpligt sätt förskjutes bakåt. Dessutom kan fenbladen behöva synkroni- seras för ett samtidigt öppnande.Another known design which is more suitable for supersonic flying is the mß fi rolled fins, which spring out outside the launch tube to fins with a lower lateral ratio, but these fins also require a certain storage space, which necessarily displaces the nozzle neck. Furthermore, such fins and their resilient release mechanisms are relatively complicated and also heavy, which means that the center of gravity of the rocket is inappropriately displaced backwards. In addition, the fin leaves may need to be synchronized for simultaneous opening.

Ett annat utförande av en fast stabilisator med lyftkraft är det som är känt som en "ríngstjärt", dvs en koaxíellt an- bringad cylinder vid nedströmsänden av exempelvis en bomb, men på samma sätt som i de föregående exemplen måste den del som uppbär stabilisatorn ha en mindre diameter än återstoden av raketkroppen om utskjutning ur rör avses.Another embodiment of a fixed stabilizer with lifting force is what is known as a "ring tail", ie a coaxially mounted cylinder at the downstream end of, for example, a bomb, but in the same way as in the previous examples, the part carrying the stabilizer must have a smaller diameter than the rest of the rocket body if launching from a tube is intended.

Föreliggande uppfinning har till syftemål att åstadkomma en raketstabilisator som är verksam vid alla flvghastigheter och som kommer att åstadkomma ringa eller ingen förträngning av mun- styckshalsen, och följaktligen medge att ett munstycke med väsent- ligen full kaliber användes med en ur rör utskjuten raket.The present invention has for its object to provide a rocket stabilizer which is effective at all flight speeds and which will cause little or no narrowing of the nozzle neck, and consequently allows a nozzle of substantially full caliber to be used with a rocket fired from tubes.

Enligt uppfinningen innefattar en raketstabilisator för en raket som har ett munstycke med en axialsvmmetrísk utträdesläpp en ringformíg ringprofil, vilken i flykten är sa anbragt, att den är axiellt inrättad med och belägen axiellt nedströms från utträdesläppen, så att den med denna definierar en cirkulär öpp- ning, varvid den ringformiga vingprofilen har en framkant belägen mot utträdesläppen och en inneryta, utefter vilken strömnings- vägen är längre än utefter dess y teryta. _ Lämpligen är raketmunstycket på utsidan så format intill utträdesläppen, att dess diameter något avtar inåt i nedströms- riktningen, för att i flykten underlätta tillträdet av vttre V -_..._.,-_._..__.ï___...._..,.._._.,. _ (_41 lO '_11 IJ f) u! Uw 40 7903547-3 3 luftströmningen till vingprofilens inre yta.According to the invention, a rocket stabilizer for a rocket having a nozzle with an axial symmetrical exit lip comprises an annular ring profile, which in the flight is arranged so that it is axially aligned with and located axially downstream of the exit lip, so that it defines a circular opening therewith. the annular wing profile having a leading edge located against the exit lip and an inner surface, along which the flow path is longer than along its outer surface. Preferably, the rocket nozzle on the outside is so shaped adjacent to the exit lip that its diameter decreases slightly inwards in the downstream direction, in order to facilitate the entry of the outer V -_..._. .._ .., .._._.,. _ (_41 lO '_11 IJ f) u! Uw 40 7903547-3 3 the air flow to the inner surface of the wing profile.

Vingprofilen kan vara stelt fixerad vid munstycket med ett axielltøavstand från detta medelst en på lämpligt sätt med öpp- ningar försedd bärarram.The wing profile can be rigidly fixed to the nozzle with an axial thaw distance therefrom by means of a support frame provided with openings in a suitable manner.

I en föredragen utföringsform, i vilken vingprofilen icke kommer till v-rkan förrän efter utskjutningen, är dock bärarramen anordnad att vara axiellt glidbar på raketmunstycket sä, att vingnrofilens framkant kan anslutas till utträdesläppen. I en sådan anordning är utträdesläppen och framkanten utformade till noggrann anpassning, och den aterstàende innerytan av vingprofi- len är formad till att bilda en jämn fortsättning av munstyckets inre kontur, dvs utträdeskonen. Före utskjutningen är vinšpro- filen anliggande mot utträdesläppen, sa att därigenom säkerstäl- les att inga dískontinuiteter föreligger i utträdeskonen, något som skulle kunna medföra icke önskade riktningsavvíkelser vid utskjutandet. Under raketens brinntid och medan raketmunstycket fortfarande föreligger i utskjutningsröret hàlles víngprofilen i främre läge mot utträdesläppen genom raketens avgastryck, men när röret lämnas verkar den yttre luftströmmen till att föra vingprofilen och dess bärarram bakåt till verksamt läge.In a preferred embodiment, in which the wing profile does not come into action until after the launch, however, the carrier frame is arranged to be axially slidable on the rocket nozzle so that the leading edge of the wing profile can be connected to the exit lips. In such a device, the exit lip and the leading edge are designed for precise adjustment, and the remaining inner surface of the wing profile is shaped to form a smooth continuation of the inner contour of the nozzle, i.e. the exit cone. Prior to the ejection, the winch profile abuts against the exit lip, so that it is ensured that there are no discontinuities in the exit cone, which could lead to undesired deviations in direction during the ejection. During the rocket's firing time and while the rocket nozzle is still in the launch tube, the wing profile is held in the forward position against the exit lips by the rocket's exhaust pressure, but when the tube is left, the external air flow seems to move the wing profile and its support frame back to effective position.

En utföringsform av uppfinningen beskrives som exempel i det följande, med hänvisning till den medföljande ritningen.An embodiment of the invention is described by way of example below, with reference to the accompanying drawings.

I ritningen utgör figur I en delvy i nxialsertíon av en raketstahilisater med en förskjutbar, ringformig vingprofil, visad i läge före utskjutningen. Figur I utgör en delvy i _ atialsektíon av samma raketstabilisator med vingprofílen förd -v till flygläge. Figur J utgör en vy i radialsektion av samma raketstabilisator utefter linjen lll-Ill i figur 1.In the drawing, Figure I is a partial view in the axial section of a rocket stabilizer with a displaceable, annular wing profile, shown in position before launch. Figure I is a partial view in the section of the same rocket stabilizer with the wing profile brought -v to flight position. Figure J is a radial sectional view of the same rocket stabilizer taken along line III-III in Figure 1.

Den i figurerna 1 och 3 visade raketstabilisatern inne- fattar ett raketmunstvcke 1, fäst vid en raketkropp 2 och för- sett med en halsdel 3, en utträdeskon 4 och en utträdesläpp 5.The rocket stabilizer shown in Figures 1 and 3 comprises a rocket nozzle 1, attached to a rocket body 2 and provided with a neck part 3, an exit shoe 4 and an exit lip 5.

En ringformig vingprofil 6 med låg vikt, exempelvis av alumi- niumlegering, med en framkant 7, en yttre yta 8 och en inre yra 9 uppböres nedströms från läppen S vid en ände au var och en av åtta axelparallella stavar 10, vilka är jämnt anordnade kring dess períferi och vilkas andra ändar är fästade vid en :toppring ll, vilken är glídhnrl nnhringad pà xakvikroppvn J, varvid stavarna i mellanläge är glidbara genom en gördel 13, vilken är fäst vid raketmunstycket 1 för att ge en glidpassning i utskjutningsröret, vilket ej visas. Stoppringen ll har en _. __...._...._.... .-._...-.. .._.._,..-v. _. .-_..._. . (n 10 15 L/l U1 40 7903547-3 4 mindre ytterdíameter än gördeln 12.A lightweight annular wing profile 6, for example of aluminum alloy, with a leading edge 7, an outer surface 8 and an inner rim 9 is supported downstream of the lip S at an end au each of eight axis-parallel rods 10, which are evenly spaced around its periphery and the other ends of which are attached to a top ring 11, which is slidably wound on the x-fold body J, the rods in intermediate position being slidable through a belt 13, which is attached to the rocket nozzle 1 to provide a sliding fit in the launch tube, is shown. The stop ring ll have a _. __...._...._.....-._...- .. .._.._, ..- v. _. .-_..._. . (n 10 15 L / l U1 40 7903547-3 4 smaller outer diameter than the belt 12.

Ytterytan av munstycket 1 har en inat avsmalnande bakre del l5, vilken sträcker sig nedströms till utträdesläppen 5, vil- ken själv är utformad till att passa till en del av framkanten av vingprofílen 6 i läget före utskjutning. Innerytan 9 av ving- profilen 6 är utformad till att bilda en fortsättning av ut- trädeskonen 4.The outer surface of the nozzle 1 has a slightly tapered rear part 15, which extends downstream to the exit lip 5, which itself is designed to fit a part of the front edge of the wing profile 6 in the position before ejection. The inner surface 9 of the wing profile 6 is designed to form a continuation of the exit cone 4.

Vid utskjutning (se figur 2) glider stoppringen ll nedåt till att vila mot gördeln 12, mot vilken den sedan hålles genom den yttre luftströmmen och genom ingrepp av en ringformig kil 14, anbragt vid uppströmsytan av gördeln, med en motsvarande, ring- formíg och kílformig öppning 15, nnbrugt i nedströmsytan av stoppringen ll. Yingprofilen 6 förskjutes på detta sätt ned- ströms från munstycket l till att ge en ringformig öppning 16.When projecting (see figure 2), the stop ring 11 slides downwards to rest against the belt 12, against which it is then held by the external air flow and by engagement of an annular wedge 14, arranged at the upstream surface of the belt, with a corresponding, annular and wedge-shaped opening 15, nnbrugt in the downstream surface of the stop ring ll. The ying profile 6 is displaced in this way downstream from the nozzle 1 to give an annular opening 16.

I flykten uppdelas yttre luft som strömmar utefter raket- kroppen 2 och munstycket 1 vid utträdesläppen 5, varvid en del fortsätter utefter ytterytan 8 av víngprofilen och återstoden insïrömmur 1 öppningen lo och strömmar utefter den längre inner- ytan 9 hos víngprofilen, så att därigenom uppkommer ett resulte- rande radiellt tryck som verkar genom alla punkter av det ring- formiga tryckcentrum IT hos vingprofilen 6 i riktning mot rake- tens axel 18. Tryckcentrum hos raketens totala uppbyggnad för- flyttas pâ detta sätt bakåt genom inverkan i flykten ar ving- profilen.In flight, external air flowing along the rocket body 2 and the nozzle 1 at the exit lip 5 is divided, a part continuing along the outer surface 8 of the wing profile and the rest inside the inner wall 1 opening and flowing along the longer inner surface 9 of the wing profile, so that thereby a resulting radial pressure acting through all points of the annular pressure center IT of the wing profile 6 in the direction of the axis of the rocket 18. The pressure center of the overall structure of the rocket is moved backwards in this way by influencing the flight of the wing profile .

Den ökning av den statiska stabilitetsmargínalen som kan uppnås på detta sätt är icke endast beroende av rtarean hos vingprofilen 6, utan även av den del av luftstrëmmen som bringas att strömma utefter dess ínneryta 9. Denna inre luftströmning är'i sin tur beroende av den axiella längden hos öppningen 16, den yttre konvergensvinkeln hos munstycksdelen 13, och av for- men hos vingprofilens framkant 7. Alla dessa variabler väljes inom de dimensionsbegränsníngar som fastlägges av krav vid ut- skjutningen till att optimera strömningsdelningen.The increase in the static stability margin that can be achieved in this way depends not only on the surface area of the wing profile 6, but also on the part of the air flow which is caused to flow along its inner surface 9. This internal air flow is in turn dependent on the axial the length of the opening 16, the outer convergence angle of the nozzle part 13, and of the shape of the leading edge of the wing profile 7. All these variables are selected within the dimensional limitations determined by the requirements of the projection to optimize the flow division.

Det är givetvis viktigt att upprätthålla en noggrann axiell symmetri hos alla delar av vingprofiluppbyggnaden, efter- som varje inrättningsfel kommer att medföra en liten trimvinkel och därigenom åstadkomma riktningsfel, såvida icke en raket, pá vilken stabilisatorn anbringas, bringas att långsamt rotera.It is of course important to maintain an accurate axial symmetry of all parts of the wing profile structure, as each alignment error will result in a small trim angle and thereby cause directional errors, unless a rocket on which the stabilizer is applied is caused to rotate slowly.

För fackmannen framgår klart, att olika andra utförings- former av föreliggande uppfinning är möjliga. Exempelvis kan '_11 10 15 20 (11 7903547-5 S den förskjutbara vingprofilen uppbäras av en cylíndrisk hylsa, vilken är glidbar på raketkroppen, varvid hylsan är försedd med en ring av rektangulära fönster för att driftläge ge den erfor- derliga ringformiga öppningen i kombination med en tillräcklig hallfasthet för att säkert fixera vingprofilen. Alternativt kan en sàdan hylsa vara stelt fixerad i verkansläge om de pâverkningar på utskjutníngsbetingelserna som kan uppkomma genom en sådan i förväg anbrngt vingprofil icke är kritiska.It will be apparent to those skilled in the art that various other embodiments of the present invention are possible. For example, the displaceable wing profile can be supported by a cylindrical sleeve, which is slidable on the rocket body, the sleeve being provided with a ring of rectangular windows to provide the required annular opening in combination in operation. Alternatively, such a sleeve may be rigidly fixed in the operative position if the effects on the firing conditions which may arise from such a pre-arranged wing profile are not critical.

Ett ytterligàre sätt att förbättra luftströmningen till vingprofílens inneryta är att anordna en liten, utàt böjlíg krage av klafftyp som mynnar utåt, och som med sin nedströmsände är fäst vid vingprofilens framkant, så att den i utskjutningsröret kommer att hållas mot munstycket, men vid utträdet fràn röret kommer att rikas ut och bilda en liten, konisk strömningsledare.A further way of improving the air flow to the inner surface of the wing profile is to provide a small, outwardly flexible flap-type collar which opens outwards and which with its downstream end is attached to the leading edge of the wing profile so that it will be held in the ejection tube from the nozzle. the tube will expand and form a small, conical flow conductor.

Variationer är även möjliga i sättet att intaga driftläget.Variations are also possible in the way of entering the operating mode.

Exempelvis kan en ringformig vingprofil med en lämplig bärarram vara anbragt separat i utskjutningsröret uppströms från raketen, så att vid avskjutningen raketen kommer ett skjutas genom ving- profilen och före utskjutningen iníàngn den vid munstycksgördeln.For example, an annular wing profile with a suitable support frame can be arranged separately in the launch tube upstream of the rocket, so that during the launch the rocket will be fired through the wing profile and before the launch into it at the nozzle belt.

Ett sadant arrangemang kan lämpligen användas när utsk'utninßs- röret är av teleskopisk typ.Such an arrangement can be suitably used when the ejection tube is of the telescopic type.

Samtliga dessa anordningar kan åstadkomma en raketstabilí- sator med låg vikt och som erfordrar ringa förvaringsutrïmme, som kan bríngas till arbetsläge utan fjädrar, och som är själv- läsande.All of these devices can provide a low weight rocket stabilizer which requires little storage space, which can be brought into working position without springs, and which is self-reading.

Claims (11)

7903547-s 6 Patentkrav7903547-s 6 Patent claims 1. :. Raketstabilisator för en raket som har ett munstïcke med en axialsymmetrisk dårar, att den har en ri gformíg ringprofil (6), vilken är an- ordnad att i flykten vara inrättad med och föreligga på ett axíellt avstånd nedströms från utträdesläppen, så att den med denna definierar en ríngformíg öppning (16), varvid den ring- formiga vingprofilen har en framkant som är vänd mot utträdes- läppen och en inneryta (9) med en större längd hos strömnings- vägen än den utefter dess ytteryta (S).1.:. Rocket stabilizer for a rocket having a nozzle with an axially symmetrical fool, that it has a rigid ring profile (6), which is arranged to be arranged in flight with and be at an axial distance downstream of the exit lips, so that it defines an annular opening (16), the annular wing profile having a leading edge facing the exit lip and an inner surface (9) having a greater length of the flow path than that along its outer surface (S). 2. Raketstabilisator enligt krav 1, k ä n n e t e c k - n a d därav, att munstycket och víngprofilen (6) har väsentligen lika ytterdiameter, och munstycket har en på utsidan konvergeran- de del (13) nära utträdesläppen (5), så att ytterdiametern vid utträdesläppen minskas till under den hos framkanten (7).Rocket stabilizer according to Claim 1, characterized in that the nozzle and the wing profile (6) have a substantially equal outer diameter, and the nozzle has an outwardly converging part (13) close to the exit lips (5), so that the outer diameter of the exit lips reduced to below that of the leading edge (7). 3. Raketstabilisator enligt krav 1 eller Z, k ä n n e - t c z k.n a de därav, att vingprofilen (dl är anbragt í en axial- symmetrisk härarramlRocket stabilizer according to Claim 1 or Z, characterized in that the wing profile (dl) is arranged in an axially symmetrical bearing frame. 4. 'Raketstnbilisator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - n a d därav, att bärarramen är stelt förbunden med munstycket.4. A rocket stabilizer according to claim 3, characterized in that the carrier frame is rigidly connected to the nozzle. 5. Raketstabilisator-enligt krav 3 eller 4,. k ä n n e - t e c k u a d därav, att härarramen innefattar en knaxiell cylinder, vilken sträcker sig i uppströmsriktningen'fran fram- kanten och är försedd med ett flertal radiella öppningar.Rocket stabilizer according to claim 3 or 4. characterized in that the arm frame comprises a coaxial cylinder which extends in the upstream direction from the leading edge and is provided with a plurality of radial openings. 6. Raketstabilisator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - _ n a d därav, att bärarramen är glidbart fäst vid munstycket, så att en axiell anslutning av framkanten (7) till utträdesläp- se n (S) möjliggöres när raketen icke är i flykt. fRocket stabilizer according to claim 3, characterized in that the carrier frame is slidably attached to the nozzle, so that an axial connection of the front edge (7) to the exit lip n (S) is possible when the rocket is not in flight. f 7. Raketstabílisator enligt krav V, k ä n n e t e c k - n a d cdärav, att munstycket är försett med en gördel (12), vilken har ett flertal axelparallella hål, och bärarramen inne- fattar ett flertal axelparallella stavar (10), vilka var och en är glidbart anbragt i ett av hälen och vid en ände är förbundna med vingprofílen (6) och vid den andra änden med en stoppring (11), vilken är glidbart anhragt på raketen.Rocket stabilizer according to claim V, characterized in that the nozzle is provided with a belt (12), which has a plurality of shaft-parallel holes, and the carrier frame comprises a plurality of shaft-parallel rods (10), each of which is slidably mounted in one of the heels and at one end are connected to the wing profile (6) and at the other end to a stop ring (11), which is slidably mounted on the rocket. 8. Raketstabilisator enligt något av krav 1-7, k ä n n e t e c k n a d därav, att vingprofílens ínneryta är utformad till att bilda en jämn fortsättning av munstyckets innerkontur. 7903547-3 7Rocket stabilizer according to one of Claims 1 to 7, characterized in that the inner surface of the wing profile is designed to form a smooth continuation of the inner contour of the nozzle. 7903547-3 7 9. Raketstubiljsator enligt något av krav 1-3 och 6-S, k ä n n e t e c R n a d därav, att utträflesläppen är utformad till att no¿grant passa till framkanten.9. A rocket stubbler according to any one of claims 1-3 and 6-S, characterized in that the exit tabs are designed to fit snugly to the leading edge. 10. Raketstabílísator enligt krav 3, k ä n n e t e c k - n n 1 därav, att vingprofilen och bärarramen före utskjutningen är axialsynmetriskt anbragta i ett utskjutningsrör uppstïöms från munstgcket, varxíd bärarramen under utskjutningen infángas av en munstycksgördel.10. A rocket stabilizer as claimed in Claim 3, characterized in that the wing profile and the support frame before the launch are axially symmetrically arranged in a launch tube projecting from the nozzle, wherein the support frame during the launch is captured by a nozzle part. 11. k ä n n e t e c k n a kaketstabilisator enligt något av krav 1-9, d därav, att en böjlig, komisk strömnings- ledare, vilken mynnar i uppströmsríktníngen, är anbragt vid peri- ferin av framkanten.11. A kaket stabilizer according to any one of claims 1-9, wherein a flexible, comic flow conductor, which opens in the upstream direction, is located at the periphery of the leading edge.
SE7903547A 1978-04-24 1979-04-23 skyrocket STABILIZER SE446032B (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1615778 1978-04-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
SE7903547L SE7903547L (en)
SE446032B true SE446032B (en) 1986-08-04

Family

ID=10072199

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SE7903547A SE446032B (en) 1978-04-24 1979-04-23 skyrocket STABILIZER

Country Status (7)

Country Link
BE (1) BE875802A (en)
CA (1) CA1267035A (en)
DE (1) DE2915921A1 (en)
FR (1) FR2572511B1 (en)
GB (1) GB2161588B (en)
IT (1) IT1116519B (en)
SE (1) SE446032B (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL119392A (en) * 1996-10-09 2004-01-04 Rafael Armament Dev Authority Base drag reducing device

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB573480A (en) * 1943-05-11 1945-11-22 Conrad David Schermuly Improvements in or relating to rockets
US2957416A (en) * 1952-04-14 1960-10-25 Helmut Ph G A R Von Zborowski Flying missiles
US3183664A (en) * 1963-01-28 1965-05-18 Louis V Divone Variable-area rocket nozzle

Also Published As

Publication number Publication date
DE2915921A1 (en) 1986-06-26
DE2915921C2 (en) 1987-04-30
CA1267035A (en) 1990-03-27
IT7948719A0 (en) 1979-04-12
FR2572511A1 (en) 1986-05-02
IT1116519B (en) 1986-02-10
SE7903547L (en)
FR2572511B1 (en) 1987-01-23
GB2161588A (en) 1986-01-15
GB2161588B (en) 1986-05-29
BE875802A (en) 1985-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2970431A (en) Rotating inlet for jet engines
US3063375A (en) Folding fin
US2946543A (en) Aerodynamic drag device
US3770228A (en) Air inlet flap
EP0013096A1 (en) Deployable wing mechanism
US4616554A (en) Extendable tube for vertically delivered weapons
GB2244968A (en) Fuselages
US2611317A (en) Rotating nozzle for rockets
US2835199A (en) Stabilized self-propelled missile
CN109110142A (en) For mitigating the rotating device of the unfavorable stream condition in ultrashort nacelle inlet
US3016217A (en) Aerial device having rotor for retarding descent
US20070108339A1 (en) Drogue
US3081703A (en) Spin-cone stabilized projectile
US4135686A (en) Device for starting rocket-driven missiles
SE446032B (en) skyrocket STABILIZER
SE455815B (en) WING STABLIZED GRANATE WITH DRIVE CAGE
US10618633B1 (en) Propeller outer slipstream control system for counter-rotating propellers
US2936710A (en) High mach deceleration device
US2352186A (en) Variable pitch propeller
US3532300A (en) Fin-stabilized projectile having an improved annular fin assembly
US3561679A (en) Collapsible nozzle for aircraft rocket motors
US4196585A (en) Ejector-type engine thrust augmentor
SE8100385L (en) OVNINGSPROJEKTIL
US2475022A (en) Fluid reaction propulsive device
US2898856A (en) Self-projected missiles

Legal Events

Date Code Title Description
NUG Patent has lapsed

Ref document number: 7903547-3

Effective date: 19911108

Format of ref document f/p: F