RU2561820C2 - Staroverv's-8 rocket engine (versions) - Google Patents
Staroverv's-8 rocket engine (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2561820C2 RU2561820C2 RU2012106695/06A RU2012106695A RU2561820C2 RU 2561820 C2 RU2561820 C2 RU 2561820C2 RU 2012106695/06 A RU2012106695/06 A RU 2012106695/06A RU 2012106695 A RU2012106695 A RU 2012106695A RU 2561820 C2 RU2561820 C2 RU 2561820C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- checker
- fuel
- rocket
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к бессопловым ракетным двигателям торцевого горения и пригодно для всех видов ракет - от малокалиберных неуправляемых до стратегических и космических ракет. Особенно данный двигатель пригоден для ракет с большой конечной скоростью.The invention relates to non-nozzle end-face rocket engines and is suitable for all types of rockets - from small-caliber uncontrolled to strategic and space rockets. This engine is especially suitable for missiles with high final speed.
Известны бессопловые двигатели с канальным и торцевым горением, но они обладают низким удельным импульсом, так как в них невозможно обеспечить эффективное расширение образующихся газов. Известен мой «Бескорпусный двигатель» пат. №2398125, в котором для получения нужной достаточно высокой линейной скорости горения топлива, шашка имеет продольные отверстия на всю длину, заполненные смесью на основе черного пороха или иной. Для повышения прочности шашки она имеет продольное армирование высокомодульными волокнами.Known non-exhaust engines with channel and end combustion, but they have a low specific impulse, since it is impossible to ensure the effective expansion of the resulting gases. Known for my "Open Frame Engine" pat. No. 2398125, in which to obtain the desired sufficiently high linear burning speed of the fuel, the checker has longitudinal holes along the entire length, filled with a mixture based on black powder or otherwise. To increase the strength of the checker, it has longitudinal reinforcement with high modulus fibers.
Однако, те же самые технические решения могут обеспечить получение в задней части шашки сопловидной поверхности в виде расширяющегося конуса, обеспечивающего расширение образующихся газов с эффективностью, равной эффективности настоящего реактивного сопла.However, the same technical solutions can ensure that the nozzle surface in the form of an expanding cone is provided at the back of the checkers, which ensures the expansion of the gases formed with an efficiency equal to that of the present jet nozzle.
ВАРИАНТ 1. Итак, данный двигатель содержит шашку твердого ракетного топлива, имеющую один или несколько продольных каналов на всю длину шашки, заполненный (заполненные) более быстро горящим топливом, чем основное топливо (далее «лидер-топливо», а канал с ним - «лидер-заряд»).OPTION 1. So, this engine contains a block of solid rocket fuel, having one or more longitudinal channels for the entire length of the block, filled (filled) with faster burning fuel than the main fuel (hereinafter “leader fuel”, and the channel with it is “ leader charge ”).
Таким более быстро горящим топливом может быть смесь на основе черного пороха. Причем для изменения скорости горения этой смеси она может частично содержать нитрат аммония (безводный) вместо нитрата калия (например, 50:50%). Или может содержать мелкодисперсные взрывчатые вещества малобризантного действия (например, тринитро-м-ксилол). Для уменьшения скорости горения смесь может содержать балластные горючие или негорючие вещества, например гексаметилентетрамин.So faster burning fuel can be a mixture based on black powder. Moreover, to change the burning rate of this mixture, it may partially contain ammonium nitrate (anhydrous) instead of potassium nitrate (for example, 50: 50%). Or it may contain finely dispersed low-explosive explosives (for example, trinitro-m-xylene). To reduce the burning rate, the mixture may contain ballast combustible or non-combustible substances, for example hexamethylenetetramine.
К основному топливу предъявляется требование достаточной прочности. Основным топливом могут быть существующие твердые топлива, например перхлорат аммония или динитрамид аммония в полимеризованном эфире метакриловой кислоты (в плексигласе, радиационная полимеризация), в полиуретане, в синтетических смолах и т.п.The main fuel is required to be of sufficient strength. The main fuel can be existing solid fuels, for example ammonium perchlorate or ammonium dinitramide in polymerized methacrylic acid ester (in plexiglass, radiation polymerization), in polyurethane, in synthetic resins, etc.
При этом в процессе горения шашки точка фронта горения быстрогорящей смеси будет опережать процесс горения основного топлива, и будет как бы вершиной конуса, обращенного раструбом назад. То есть, если упомянутый канал один, то образуется расширяющееся реактивное сопло, состоящее из материала шашки, то есть из топлива (далее «сопло»). См. прилагаемый эскиз.At the same time, in the process of burning checkers, the point of combustion front of the quick-burning mixture will be ahead of the process of burning the main fuel, and will be, as it were, the top of the cone facing back the bell. That is, if the said channel is one, then an expanding jet nozzle is formed, consisting of checker material, that is, from fuel (hereinafter “nozzle”). See attached sketch.
Правда, этот двигатель нуждается в точном подборе скорости горения топлива, точнее - двух топлив. Если в обычном твердотопливном двигателе мы, зная скорость горения какого-то топлива при данном давлении, подбираем нужный диаметр сопла, то в этом двигателе надо делать наоборот - зная диаметр среза сопла, ПОДБИРАТЬ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ основного топлива и лидер-топлива, причем, при другом давлении. Зато каков выигрыш - нет ни корпуса, ни сопла, не нужно ступенирование!True, this engine needs an accurate selection of the burning rate of the fuel, or rather, two fuels. If in a conventional solid-fuel engine, knowing the burning speed of some fuel at a given pressure, we select the desired nozzle diameter, then in this engine we must do the opposite - knowing the nozzle cut-off diameter, CHOOSE THE BURNING SPEED of the main fuel and leader fuel, and, with a different pressure. But what is the gain - there is no housing or nozzle, no step-up is necessary!
Чтобы убедиться в работоспособности и эффективности такого двигателя, сравним его с обычным ракетным твердотопливным двигателем (РДТТ) с одинаковым удельным тепловыделением топлива, с одинаковой площадью среза сопла и с одинаковым давлением на срезе сопла. Допустим, в РДТТ в секунду сгорает масса топлива «М». Подбираем скорость горения основного топлива и лидер-топлива данного двигателя так, чтобы конусность фронта горения составляла 10-15 градусов на сторону (примерно как в настоящем реактивном сопле), и чтобы при этом на получившейся конусной поверхности сгорало «М» топлива в секунду. То есть расход топлива одинаковый. Удельное тепловыделение топлива и давление на срезе сопла также одинаковые, следовательно, одинаковой будет и температура газов. Если расход газа через срез сопла и параметры газа одинаковы, то значит, одинакова и скорость истечения газа. То есть работа данного двигателя полностью идентична работе обычного РДТТ.To verify the operability and efficiency of such an engine, we compare it with a conventional solid-propellant rocket engine (RDTT) with the same specific heat of fuel, with the same nozzle exit area and the same nozzle exit pressure. Suppose, in a solid propellant rocket engine, the mass of fuel “M” burns per second. We select the burning rate of the main fuel and the leader fuel of this engine so that the taper of the combustion front is 10-15 degrees to the side (approximately as in a real jet nozzle), and so that “M” of fuel burns per second on the resulting conical surface. That is, fuel consumption is the same. The specific heat of the fuel and the pressure at the nozzle exit are also the same, therefore, the temperature of the gases will be the same. If the gas flow through the nozzle exit and the gas parameters are the same, then the gas flow rate is the same. That is, the operation of this engine is completely identical to the operation of a conventional solid propellant rocket motor.
Чтобы края такого сопла не обламывались от перепада давления изнутри и снаружи (хотя этот перепад на срезе сопла невелик или даже отсутствует, если давление на срезе выбирается равным атмосферному), наружная поверхность шашки может быть армирована высокомодульными волокнами. Модуль волокон должен быть больше модуля материала топлива, чтобы именно они воспринимали на себя растягивающую нагрузку. Но, в отличие от прототипа, волокна должны быть ориентированы в основном поперечно оси шашки. Или и поперечно, и продольно. Или по объемной спирали в разных направлениях.So that the edges of such a nozzle do not break off from the pressure drop inside and out (although this difference in the nozzle exit is small or even absent if the pressure at the exit is chosen equal to atmospheric), the outer surface of the checker can be reinforced with high-modulus fibers. The fiber module must be larger than the fuel material module, so that they perceive the tensile load. But, unlike the prototype, the fibers should be oriented mainly transverse to the axis of the checker. Or both transversely and longitudinally. Or in a volumetric spiral in different directions.
Чтобы волокна не болтались за соплом по мере сгорания шашки, они должны быть или легкоплавкими (синтетические высокопрочные высокомодульные волокна типа «3айлон», «Дайнима» «Спектра», «Вектран», легкоплавкие сорта стекловолокна), или сгораемыми (те же синтетические волокна, углеволокно, сгораемые металлы, например, из алюминиево-магниевого сплава).So that the fibers do not dangle behind the nozzle as the checkers burn, they must be either fusible (synthetic high-strength high-modulus fibers such as 3ylon, Dainima Spectra, Vectran, low-melting grades of fiberglass), or combustible (the same synthetic fibers, carbon fiber, combustible metals, for example, from aluminum-magnesium alloy).
Или в качестве армирования шашка может быть заключена в тонкостенную трубу из этих материалов.Or, as a reinforcement, the checker can be enclosed in a thin-walled tube of these materials.
Если каналов несколько, то они должны быть расположены достаточно равномерно по ее поперечному сечению, например, в сотовом порядке, квадратами, а лучше - кругами. При этом в задней части шашки образуется не одно, а несколько расширяющихся сопел, находящихся в одной плоскости, то есть задний торец шашки будет иметь многоконусную форму. Такой же форма торца должна быть и изначально - при зажигании шашки. При этом уменьшится время нахождения горящих компонентов топлива в зоне реакции, однако это, как показывает опыт ракетомоделирования, не существенно - хорошо летают даже микромодели ракет величиной с полспички.If there are several channels, then they should be located fairly evenly over its cross section, for example, in a honeycomb order, in squares, or better, in circles. At the same time, not one, but several expanding nozzles located in the same plane are formed in the back of the checker, that is, the back end of the checker will have a multicone shape. The same shape of the butt should be and initially - when igniting the checkers. At the same time, the time spent by the burning fuel components in the reaction zone will be reduced, however, as the experience of rocket modeling shows, this is not significant - even micromodels of rockets the size of a half fly well.
Такая форма лучше позволяет использовать шашку до самого конца, когда конус горения становится усеченным конусом при приближении к переднему торцу шашки. А эффективность многоконусного сопла такая же, как и одноконусного.This shape allows you to better use the checker to the very end, when the combustion cone becomes a truncated cone when approaching the front end of the checker. And the efficiency of a multicone nozzle is the same as that of a single cone.
Сопло такого двигателя вследствие некоторой неточности изготовления или неравномерности горения может несколько перекоситься в процессе горения, поэтому для неуправляемых ракет с таким двигателем особенно актуальна стабилизация вращением. Особенно это актуально еще и потому, что на ракете с таким двигателем трудно установить задние аэродинамические стабилизаторы - их не к чему крепить.Due to some manufacturing inaccuracy or combustion unevenness, the nozzle of such an engine may become somewhat skewed during the combustion process, therefore, for unguided missiles with such an engine, rotation stabilization is especially relevant. This is especially true also because it is difficult to install rear aerodynamic stabilizers on a rocket with such an engine - there is nothing to fix them with.
Однако, их можно установить на скользящей обойме. Обойма при этом может сдвигаться вперед по мере обгорания шашки сама, за счет наличия расширяющегося конического участка сзади - этот участок будет частью упомянутого расширяющегося сопла и будет создавать тягу, направленную вперед, аналогично моему изобретению «Бескорпусный двигатель с самоподачей» пат. 2431052. Или обойма может сдвигаться вперед с помощью нити, соединенной с принудительным приводом, например, с турбинкой, находящейся в потоке газов или в потоке воздуха (аналогично моему вышеупомянутому изобретению пат. №2398125).However, they can be mounted on a sliding clip. In this case, the clip can shift forward as the checkers burn themselves, due to the presence of an expanding conical section at the back - this section will be part of the said expanding nozzle and will create thrust directed forward, similar to my invention “Self-feeding open-frame engine” pat. 2431052. Or, the clip can be moved forward by means of a thread connected to a forced drive, for example, a turbine in a gas stream or in an air stream (similar to my aforementioned invention, Pat. No. 2398125).
Особенно целесообразно применение таких легких и дешевых двигателей в ракетах систем залпового огня, которые принудительно стабилизируются вращением (например, «Град»).It is especially advisable to use such light and cheap engines in multiple launch rocket systems that are forcibly stabilized by rotation (for example, Grad).
Но такой двигатель может быть применен и в управляемой ракете, в которой стабилизация полета осуществляется системой ее управления, например, в ракетах «воздух-воздух», «земля-воздух», «воздух-земля», в ракетах среднего радиуса действия, в универсальных ракетах, аналогичных ракете «Стандарт-3М». Правда, устойчивый полет такой ракеты без вращения и без стабилизаторов возможен при применении только одной аэродинамической схемы - «Флюгерная утка» по моему пат. №2410286. Или же с применением газодинамического управления. Самостабилизация при этом будет осуществляться за счет того, что топливо, как правило, легче полезной нагрузки (если та хорошо скомпонована), и поэтому центр тяжести будет находиться впереди аэродинамического фокуса.But such an engine can also be used in a guided missile, in which flight stabilization is carried out by its control system, for example, in air-to-air, ground-to-air, air-to-ground missiles, in medium-range missiles, in universal missiles similar to the Standard-3M missile. True, a stable flight of such a rocket without rotation and without stabilizers is possible when using only one aerodynamic scheme - “Weathervane duck” in my stalemate. No. 2410286. Or with the use of gas-dynamic control. Self-stabilization will be carried out due to the fact that the fuel, as a rule, is lighter than the payload (if it is well arranged), and therefore the center of gravity will be in front of the aerodynamic focus.
ВАРИАНТ 2. Для начала вращения может быть использована реактивная сила самой шашки. Для этого в шашке должно быть несколько каналов (как минимум 2, оптимально - 6 и более), причем по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии (то есть везде, кроме как по продольной оси) спиральные или наклонные в одну сторону. Спиральные каналы эффективнее, но наклонные - прямолинейные, и поэтому проще в изготовлении. По всей длине шашки трудно сделать наклонные или спиральные каналы, поэтому для приобретения нужной скорости вращения достаточно, если такие каналы будут только в задней части шашки. Эта задняя часть может изготавливаться отдельно и приклеиваться к основной шашке с соблюдением совпадения каналов.
Такие каналы образуют несколько наклонных к продольной оси шашки реактивных сопел (они должны быть отформованы на шашке и изначально), которые при старте ракеты будут закручивать ее.Such channels form several jet nozzles inclined towards the longitudinal axis of the checker (they must be molded on the checker initially), which will twist it when the rocket starts.
Следует отметить особенность технологии изготовления такого двигателя: каналы могут быть просверлены или отлиты, а затем заполнены быстрогорящей смесью. Но возможен и другой вариант - участки с быстрогорящей смесью изготавливаются заранее в виде фитилей (например, нитрованная хлопчатобумажная бечевка, пропитанная затем составом черного пороха). Эти фитили натягиваются между передним и задним торцами (смазать их отливочные формы разделительной смазкой), торцы помещаются в трубу, допустим, из зайлона, и в образовавшуюся полость в вертикальном положении заливается пиротехническая смесь твердого топлива в виде эпоксидной, полиэфирной, или другой смолы с добавлением перхлората. Если будет применен плексиглас, то его термическая полимеризация невозможна, необходимо применить радиационную полимеризацию.It should be noted a feature of the manufacturing technology of such an engine: the channels can be drilled or cast, and then filled with a quick-burning mixture. But another option is also possible - sections with a quick-burning mixture are made in advance in the form of wicks (for example, nitrated cotton twine, then impregnated with the composition of black powder). These wicks are stretched between the front and rear ends (grease their casting molds with a release agent), the ends are placed in a pipe, for example, from a zylon, and a pyrotechnic mixture of solid fuel in the form of epoxy, polyester, or other resin is added in a vertical position with the addition of perchlorate. If Plexiglass will be used, then its thermal polymerization is impossible, it is necessary to apply radiation polymerization.
На прилагаемом эскизе показан данный двигатель по варианту 1 с одним каналом.The attached sketch shows this engine in option 1 with one channel.
Двигатель состоит из шашки твердого ракетного топлива 1 в виде цилиндра. По оси шашки имеется канал 2 с пороховой смесью. Снаружи шашка имеет армирующий слой в виде тонкостенной зайлоновой намотки 3 с эпоксидной смолой. Сзади имеется конусная выемка 4, образующая расширяющееся реактивное сопло.The engine consists of solid rocket checkers 1 in the form of a cylinder. On the axis of the checkers there is a
Для закрутки ракеты в полете на шашке могут иметься наклонные стабилизаторы, крепящиеся порознь или на общей обойме (для одновременности отделения), отделяющейся после обгорания конца шашки.To spin the rocket in flight, the checker can have inclined stabilizers mounted separately or on a common clip (for simultaneous separation), which separates after burning the end of the checker.
Работает двигатель так: топливо в канале 2 горит быстрее. И поэтому фронт горения основного топлива образуется в виде конуса, из которого и истекают со сверхзвуковой скоростью образующиеся газы. Создается тяга.The engine works like this: the fuel in
Следует отметить еще одно положительное качество такого двигателя - ракете для достижения высоких конечных скоростей не нужна многоступенчатая конструкция. Двух- и более - ступенчатая конструкция применяется лишь для того, чтобы сбросить ставшие слишком тяжелыми (в относительном исчислении) баки, корпус, жидкостный двигатель, сопло (в бескорпусном двигателе). Но в данном двигателе ничего этого нет. Даже если условно считать корпусом обмотку шашки в один-два слоя высокомодульными волокнами, то этот «корпус» весит всего 0,1-1% от массы двигателя и сам укорачивается по мере работы двигателя. То есть, достижение любых реальных скоростей (например, 14,1 км/сек) возможно одной ступенью. Правда, при этом в конце разгона на полезную нагрузку будет действовать большая перегрузка. И, если полезная нагрузка этого не выдерживает, то этого можно избежать, применив опять же многоступенчатую конструкцию, в которой шашка второй ступени будет иметь меньший диаметр и меньшую тягу. Но при этом не появляются недостатки обычной многоступенчатой конструкции - нет никаких баков, корпусов, сопел. Или можно применить конический двигатель.It should be noted another positive quality of such an engine - a rocket does not need a multi-stage design to achieve high final speeds. A two- or more-stage design is used only in order to dump tanks, housing, liquid engine, nozzle (in a frameless engine) that become too heavy (in relative terms). But in this engine there is none of this. Even if we conditionally consider the winding of the checker in one or two layers as high-modulus fibers with the body, this “body” weighs only 0.1-1% of the mass of the engine and is shortened as the engine runs. That is, the achievement of any real speeds (for example, 14.1 km / s) is possible in one step. True, in this case, at the end of acceleration, a large overload will act on the payload. And, if the payload does not withstand this, then this can be avoided by applying again a multi-stage design in which the second stage checker will have a smaller diameter and less traction. But at the same time, the disadvantages of the usual multi-stage design do not appear - there are no tanks, bodies, nozzles. Or you can use a cone motor.
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012106695/06A RU2561820C2 (en) | 2012-02-22 | 2012-02-22 | Staroverv's-8 rocket engine (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012106695/06A RU2561820C2 (en) | 2012-02-22 | 2012-02-22 | Staroverv's-8 rocket engine (versions) |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012106695A RU2012106695A (en) | 2013-08-27 |
RU2561820C2 true RU2561820C2 (en) | 2015-09-10 |
Family
ID=49163585
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012106695/06A RU2561820C2 (en) | 2012-02-22 | 2012-02-22 | Staroverv's-8 rocket engine (versions) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2561820C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109973245A (en) * | 2019-03-07 | 2019-07-05 | 北京灵动飞天动力科技有限公司 | A kind of embedding clad metal wire end combustion powder charge |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2933041A (en) * | 1954-04-12 | 1960-04-19 | Phillips Petroleum Co | Rocket grain |
US3253407A (en) * | 1962-10-19 | 1966-05-31 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and flow control insert therefor |
US3256819A (en) * | 1964-04-02 | 1966-06-21 | Atlantic Res Corp | Gas generator |
EP1707788A2 (en) * | 2005-03-30 | 2006-10-04 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Configuration of a solid propellant charge |
RU2398125C1 (en) * | 2009-01-27 | 2010-08-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication |
-
2012
- 2012-02-22 RU RU2012106695/06A patent/RU2561820C2/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2933041A (en) * | 1954-04-12 | 1960-04-19 | Phillips Petroleum Co | Rocket grain |
US3253407A (en) * | 1962-10-19 | 1966-05-31 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and flow control insert therefor |
US3256819A (en) * | 1964-04-02 | 1966-06-21 | Atlantic Res Corp | Gas generator |
EP1707788A2 (en) * | 2005-03-30 | 2006-10-04 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Configuration of a solid propellant charge |
RU2398125C1 (en) * | 2009-01-27 | 2010-08-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
И.ТИМНАТ, Ракетные двигатели на химическом топливе, Москва, "Мир", 1990, стр. 131-137. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109973245A (en) * | 2019-03-07 | 2019-07-05 | 北京灵动飞天动力科技有限公司 | A kind of embedding clad metal wire end combustion powder charge |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012106695A (en) | 2013-08-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4015527A (en) | Caseless ammunition round with spin stabilized metal flechette and disintegrating sabot | |
US5513571A (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
US7051659B2 (en) | Projectile structure | |
US3098447A (en) | Projectiles to be slidably fitted on the end of a gun barrel | |
RU2561820C2 (en) | Staroverv's-8 rocket engine (versions) | |
US10330446B2 (en) | Countermeasure flares | |
KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
RU2524793C1 (en) | Staroverov's conical rocket engine 8 (versions) and method of its vertical launching (versions) | |
US11162768B2 (en) | Bullet, weapon provided with such bullets, kit for assembling the same, and corresponding methods of manufacturing, operating and use associated thereto | |
CN101113882A (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
KR101987170B1 (en) | Ramjet Solid Fuel with Ignition Support for Gun-Propelled Ramjet Shell | |
US7013811B1 (en) | Sabot for reducing the parasitic weight of a kinetic energy projectile | |
RU2398125C1 (en) | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication | |
US8910576B2 (en) | Bomb for deployment from an air vehicle | |
US4170875A (en) | Caseless rocket design | |
US20210070475A1 (en) | System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles | |
CA3224418A1 (en) | Bullet system with multiple drag-reducing capabilities | |
Bruckner et al. | The ram accelerator: review of experimental research activities in the US | |
RU2711208C1 (en) | Active-jet projectile with rocket-ramjet engine for guns with a rifled barrel | |
RU64292U1 (en) | SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR ACTUAL INFLUENCE ON CLOUDS | |
FR2821420A1 (en) | Self-propelled piercing tip for long-range shell has bolt in thermopropulsive tube of solid propellant set off by pyrotechnic system | |
RU2212556C1 (en) | Rocket solid-propellant charge | |
Kaiserman et al. | An overview of the hypervelocity anti-tank missile (HATM) development program |