RU2686550C1 - Self-guided electric rocket - Google Patents
Self-guided electric rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686550C1 RU2686550C1 RU2018108398A RU2018108398A RU2686550C1 RU 2686550 C1 RU2686550 C1 RU 2686550C1 RU 2018108398 A RU2018108398 A RU 2018108398A RU 2018108398 A RU2018108398 A RU 2018108398A RU 2686550 C1 RU2686550 C1 RU 2686550C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electric
- self
- electric rocket
- ejp
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000008685 targeting Effects 0.000 abstract description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 4
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 3
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 2
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетам, использующим для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии.The invention relates to rockets using to create air jet thrust and flight electrical energy of the onboard source of electricity.
Изобретение может быть использовано в системах противовоздушной обороны (ПВО) точечных объектов типа электростанций, командных пунктов, зенитно-ракетных комплексов и радиолокационных станций ближнего действия для перехвата ракет и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в непосредственной близости от объектов обороны.The invention can be used in air defense systems (AD) of point-type objects such as power stations, command posts, anti-aircraft missile systems and short-range radar stations to intercept missiles and unmanned aerial vehicles (UAVs) in the immediate vicinity of the objects of defense.
Известна самонаводящаяся ракета /RU 2015151254 A/, использующая для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии, далее самонаводящаяся электроракета, выполненная по аэродинамической схеме «Утка».Known homing missile / RU 2015151254 A /, using to create air jet thrust and flight electrical energy onboard source of electricity, then homing electric rocket, made by aerodynamic scheme "Duck".
Указанная самонаводящаяся электроракета /RU 2015151254 A/ - прототип изобретения, содержит пустотелый корпус, с головной стороны которого установлена головка самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД), содержащий многолопастную крыльчатку. Внутри корпуса электроракеты установлен управляющий вычислительный модуль, регулятор хода и вентильный электродвигатель. На валу вентильного электродвигателя закреплена многолопастная крыльчатка ЭРД, создающая воздушно-реактивной струю и тягу ЭРД электроракеты.The specified homing electric rocket / RU 2015151254 A / is a prototype of the invention, contains a hollow body, with a homing head installed on its head, and an electric propulsion propulsion (ERE) containing a multi-blade impeller in the tail end. A control computer module, a stroke regulator and a valve motor are installed inside the housing of the electroracket. A multi-blade ERD impeller is mounted on the shaft of the valve electric motor, creating an air-jet jet and thrust of the electric propulsion ERD.
При этом для управления полетом электроракеты используется ее переднее оперение (схема «Утка»), соединенное через управляющий вычислительный модуль с выходом головки самонаведения.At the same time, to control the flight of the electric missile, its forward tail (“Duck” scheme) is used, which is connected through a control computer module to the homing head output.
Недостатком известной самонаводящейся электроракеты является пониженная маневренность, связанная с трудностью управления электроракетой ее передним оперением из-за недостаточного и изменяющегося в процессе полета величины скоростного напора воздуха на оперение электроракеты и из-за изменяющихся углов атаки каждого руля переднего оперения.A disadvantage of the known self-guided electric rocket is the reduced maneuverability associated with the difficulty of controlling the electric rocket with its front tail because of the insufficient and variable velocity of the electric rocket during the flight and due to the varying angles of attack of each front rudder.
Для повышения управляемости электроракеты в процессе ее полета требовалось измерять:To improve the controllability of the electric rocket during its flight it was necessary to measure:
- величину скоростного напора воздуха на корпус электроракеты, например трубкой «Пито»;- the magnitude of the velocity head of air on the body of the electric rocket, for example, a pitot tube;
- текущие углы атаки для каждого руля переднего горизонтального оперения посредством дополнительного измерения шарнирных моментов каждого руля горизонтального оперения.- the current angles of attack for each rudder of the front horizontal tail through the additional measurement of the pivot points of each rudder of the horizontal tail.
Измеренные данные использовались далее в управляющем вычислительном модуле для выработки согласованных команд управления передним оперением и скоростью вращения крыльчатки ЭРД.The measured data were used further in the control computing module to generate coordinated commands for controlling the front tail and the speed of rotation of the ERD impeller.
Это в свою очередь приводило к усложнению алгоритма управления в вычислительном модуле электроракеты и, как следствие, к дополнительному снижению устойчивости и управляемости известной электроракеты во всем диапазоне скоростей полета.This in turn led to the complication of the control algorithm in the computational module of the electric rocket and, as a result, to an additional decrease in the stability and controllability of the known electric rocket in the entire range of flight speeds.
При этом повышались риски автоколебания ракеты и дополнительное снижение ее маневренности и точности наведения на воздушный объект.At the same time, the risks of rocket self-oscillation and an additional decrease in its maneuverability and pointing accuracy on an air object increased.
Задачей изобретения является устранение недостатков известной электроракеты, а техническим результатом - повышение маневренности электроракеты и точности ее наведения на воздушный объект.The objective of the invention is to eliminate the disadvantages of the known electric rocket, and the technical result is to increase the maneuverability of the electric rocket and the accuracy of its guidance on an air object.
Сущность изобретения.The essence of the invention.
Решение поставленной технической задачи и достижение заявленного технического результата обеспечивается тем, что самонаводящаяся электроракета содержит пустотелый корпус. С головной стороны корпуса установлена головка самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД), содержащий многолопастную крыльчатку. Внутри корпуса электроракеты последовательно установлены блок электрических аккумуляторов, управляющий вычислительный модуль, регулятор хода и вентильный электродвигатель. На валу вентильного электродвигателя закреплена многолопастная крыльчатка ЭРД. В реактивном воздушном потоке ЭРД установлены струйные рули управления. Струйные рули связанны через рулевые приводы с управляющим вычислительным модулем электроракеты. Для измерения углового отклонения оси электроракеты по крену относительно направления на объект атаки на головной части корпуса электроракеты установлены флюгарки с цифровыми датчиками углов отклонения флюгарок от оси электроракеты за счет набегающего на них потока воздуха. Датчики углов соединены по цифровому интерфейсу с головкой самонаведения и управляющим вычислительным модулем для выработки команд управления струйными рулями электроракеты.The solution of the technical problem and the achievement of the stated technical result is ensured by the fact that the self-guided electric rocket contains a hollow body. A homing head is installed on the head side of the body, and an electric propulsion propulsion (ERE) is installed in the tail side, which contains a multi-blade impeller. Inside the body of the electric rocket there are successively installed an electric battery unit, a control computing module, a stroke controller and a valve motor. A multi-blade ERD impeller is attached to the shaft of the valve motor. In the jet air flow ERD installed jet steering control. Jet rudders are connected through steering gears with the control computer module of the electric rocket. To measure the angular deviation of the axis of the electric rocket roll relative to the object of attack on the head part of the electric rocket body, fly-flaps are installed with digital sensors of the angles of deflection of the fly-arches from the axis of the electric rocket due to air flow incident on them. Angle sensors are connected via a digital interface with a homing head and a control computational module for developing commands for controlling the electric rocket jet rudders.
Такое исполнение электроракеты в отличие от прототипа позволяет:Such a performance of electric rocket, unlike the prototype, allows:
- исключить необходимости корректировки управления электроракетой по скорости ее полета за счет постоянства высокоскоростного напора обдува струйных рулей, установленных в воздушно- реактивной струе ЭРД, независящего от скорости полета электроракеты;- eliminate the need to adjust the control of electric rocket at the speed of its flight due to the constancy of high-speed pressure blowing jet rudders installed in the jet propulsion of electric propulsion, independent of the speed of flight of the electric rocket;
- возможность управления вектором тяги и моментом по крену на околонулевых скоростях электроракеты, характерных для старта и разворота электроракеты, за счет указанной выше особенности установки струйных рулей;- the ability to control the thrust vector and torque on the roll at the near-zero speeds of the electric rocket, characteristic of the start and turn of the electric rocket, due to the above installation features of the jet rudders;
- возможность экстренного торможения реверсом и направлением тяги за счет возможности изменения направления вращения многолопастной крыльчатки и углового положения струйных рулей, установленных в сопле ЭРД электроракеты, для безопасного применения электроракеты в зоне жилых построек, повторного захода на цель, выброса парашюта и последующего спасения ракеты.- the possibility of emergency braking by reverse and direction of thrust due to the possibility of changing the direction of rotation of the multi-blade impeller and the angular position of the jet rudders installed in the electric propulsion nozzle of the electric propulsion system, for the safe use of the electric launch vehicle in the area of residential buildings, re-entry of the parachute and subsequent salvage of the rocket.
Указанные технические преимущества предложенной электроракеты позволяют упростить алгоритм управления электроракетой, снизить флуктуационные ошибки наведения и, как следствие, повысить маневренность электроракеты и одновременно повысить надежность работы и точность ее наведения на воздушный объект.These technical advantages of the proposed electric rocket allow us to simplify the algorithm for controlling electric rocket, reduce the fluctuation guidance errors and, as a result, increase the maneuverability of the electric rocket and at the same time improve the reliability of operation and the accuracy of its guidance on an air object.
Сущность изобретения поясняется рисунками, представленными на фиг. 1 - фиг. 6.The invention is illustrated by the drawings shown in FIG. 1 - FIG. 6
На фиг. 1 представлен рисунок, поясняющий конструкцию самонаводящейся электроракеты, на фиг. 2 - сечение Е-Е электрореактивного движителя (ЭРД) электроракеты в месте расположения флюгарок, на фиг. 3 - сечение «В-В» ЭРД электроракеты в зоне расположения дельтовидных крыльев и направляющих лопаток, на фиг. 4 - сечение С-С ЭРД электроракеты в месте расположения многолопастной крыльчатки, на фиг. 5 - сечение «D-D» ЭРД электроракеты в месте расположения спрямляющих лопаток, на фиг. 6 - сечение «Е-Е» ЭРД электроракеты в месте расположения струйных рулей.FIG. 1 is a drawing explaining the construction of a self-guided electric rocket; FIG. 2 is a section EE of an electrojet propulsion (ERE) electric rocket at the location of the flyagarok; FIG. 3 is a section "b-B" of the electric propulsion of electric rocket in the area of the deltoid wings and guide vanes, in fig. 4 - section C-C ERD electric rocket at the location of the multi-blade impeller; FIG. 5 is a section of the “D-D” electric propulsion of the electric rocket at the location of the rectifying vanes; FIG. 6 - section "Е-Е" of electric propulsion for electric rocket at the location of jet rudders.
На фиг. 1-6 позициями обозначены:FIG. 1-6 positions marked:
1 - корпус самонаводящейся электроракеты;1 - body of the homing electric launch vehicle;
2 - головка самонаведения;2 - homing head;
3 - электрический реактивный движитель (ЭРД);3 - electric jet propulsion (ERE);
4 - многолопастная крыльчатка;4 - multi-blade impeller;
5 - управляющий вычислительный модуль;5 - control computing module;
6 - регулятор хода;6 - stroke control;
7 - вентильный электродвигатель;7 - valve motor;
8 - флюгарки;8 - flyogarki;
9 - цифровые датчики углов;9 - digital angle sensors;
10 - струйные рули управления;10 - jet rudders;
11 - рулевые приводы;11 - steering gears;
12 - дельтовидные крылья;12 - deltoid wings;
13 - направляющие лопатки;13 - guide vanes;
14 - воздухозаборник;14 - air intake;
15 - сопло;15 - nozzle;
16 - центральное тело;16 - the central body;
17 - спрямляющие лопатки;17 - straightening vanes;
18 - блок силовых аккумуляторных батарей;18 - power battery pack;
19 - контейнер.19 - container.
Согласно фиг. 1 фиг. 6 самонаводящаяся электроракета содержит пустотелый корпус 1. С головной стороны корпуса 1 установлена головка 2 самонаведения, а в хвостовой - электрический реактивный движитель (ЭРД) 3, содержащий многолопастную крыльчатку 4. Внутри корпуса 1 электроракеты последовательно установлены блок 18 силовых аккумуляторных батарей, управляющий вычислительный модуль 5, регулятор хода 6 и вентильный электродвигатель 7. На валу вентильного электродвигателя 7 закреплена многолопастная крыльчатка 4 ЭРД 3. В реактивном воздушном потоке ЭРД 3 установлены струйные рули 10 управления. Струйные рули 10 связанны через рулевые приводы 11 с управляющим вычислительным модулем 5 электроракеты. Для измерения углового отклонения оси электроракеты по крену относительно направления на объект атаки на головной части корпуса 1 электроракеты установлены флюгарки 8 с цифровыми датчиками 9 углов отклонения флюгарок от оси электроракеты за счет набегающего на них потока воздуха. Датчики 9 углов соединены по цифровому интерфейсу с головкой 2 самонаведения и управляющим вычислительным модулем 5 для выработки команд управления струйными рулями 10 электроракеты.According to FIG. 1 of FIG. 6, the self-guided electric rocket contains a
При этом ЭРД 3 закреплен на наружной поверхности хвостовой части пустотелого корпуса 1 электроракеты дельтовидными крыльями 12 и направляющими лопатками 13. Конструктивно ЭРД 3 содержит последовательно и соосно установленные по течению воздушного потока дельтовидные крылья 12, воздухозаборник 14, направляющие лопатки 13, многолопастную крыльчатку 4 с приводом от вентильного электродвигателя 7, а также сопло 15. Внутри сопла 15 установлено центральное тело 16. На внешней поверхности тела 16 установлены струйные рули 10 управления электроракетой. Центральное тело 16 закреплено внутри сопла 15 спрямляющими лопатками 17. Дельтовидные крылья 12 и направляющие лопатки 13 выполнены с равномерным угловым шагом, а их задние кромки разнесены вдоль продольной оси ЭРД на величину, не меньшую чем размер хорды профиля направляющей лопатки 13. Для компенсации углового вращения воздушно-реактивной струи ЭРД дельтовидные крылья 12 выполнены с загибом задней кромки против направления вращения многолопастной крыльчатки 4. Струйные рули 10 установлены на внешней поверхности центрального конического тела 16 за срезом сопла 15 соплового аппарата. Многолопастная крыльчатка 4 установлена на валу вентильного электродвигателя 7 между направляющими 12 и спрямляющими 17 лопатками. Последовательно соединенные блок 18 силовых аккумуляторных батарей, регулятор 6 хода двигателя и вентильный электродвигатель 7 образуют электрическую силовую установку электроракеты. Головка 2 самонаведения электроракеты может быть выполнена активной, полуактивной или пассивной. Активная головка 2 самонаведения содержит излучающий и приемный тракты инфракрасного диапазона (на фигурах не показано). Приемный тракт соединен с сигнальным выходом блока флюгарок 8 и сигнальным входом вычислительным модуля 5 электроракеты через цифровые каналы связи. Приемный тракт головки самонаведения 2 соединен по управляющему выходу с излучающим трактом по параметрам формы излучаемого импульса. Флюгарки 8 выполнены в виде трапециевидных крыльев, свободно ориентирующихся по набегающему воздушному потоку.When this
Самонаводящаяся электроракета работает следующим образом.Homing electric rocket works as follows.
В зависимости от оснащения ГСН 2 (активная, пассивная или полуактивная) в память управляющего вычислительного модуля 5 вводится соответствующие программа и алгоритм наведения электроракеты на воздушный объект. По данным внешнего целеуказания и/или при автономном обнаружении воздушного объекта ГСН 2 включается электрическая зарядка блока 18 силовых аккумуляторных батарей электроракеты (ЭР) от внешнего источника электропитания. Одновременно в управляющий вычислительный модуль (УВМ) 5 электроракеты производится загрузка полетного задания (ПЗ), включающего данные об оптимальной траектории полета электроракеты в зону захвата летательного аппарата (ЛА) головкой самонаведения 2 электроракеты (ЭР). Полетное задание (ПЗ) включает последовательность скоростных, временных и пространственных параметров ЭР, а также параметров цели, подлежащей перехвату. После зарядки аккумуляторов автоматически производится включение электрического вентильного электродвигателя 7 и раскрутка многолопастной крыльчатки, При сравнении тягового усилия электрического ЭРД 3 с пороговым значением удержания ЭР в пусковой установке (ПУ) электроракета вылетает из ПУ и разворачивается в заданном направлении полета. В процессе полета производится измерение блоком флюгарок 8 углового рассогласования Δα оси ЭР с заданным (полетным заданием) направлением траектории ее движения. УВМ 5 отрабатывает указанное рассогласование и выдает корректирующий сигнал на рули 10 управления для сведения величины Δα → 0 и поддержание оси ЭР с направлением траектории ее движения. При выводе ЭР в зону видимости ГСН 2 опасного ЛА, например террористического «дрона», ГСН 2 обнаруживает его и берет на автосопровождение. Сигнал о захвате ЛА передается с ГСН 2 на УВМ 5. При этом УВМ 5 отключает контур инерциального наведения от рулей 10 и подключает их через себя к сигнальному выходу ГСН 2. Образованный контур самонаведения далее используется далее для автоматического наведения ЭР на «дрон». При подлете к «дрону» по командному сигналу с УВМ 5 из контейнера 19 ЭР выбрасывается привязной сетчатый парашют (на фигурах не показан) для захвата «дрона». При этом происходит торможение ЛА и далее его увод и посадка в безопасное (для охраняемого объекта ПВО) место с использованием тяговой силы ЭРД 3 электроракеты.Depending on the equipment of the GOS 2 (active, passive or semi-active), the corresponding program and algorithm for aiming the electric launch rocket at the air object is introduced into the memory of the
Данное изобретение не ограничивается указанным выше примером его осуществления.This invention is not limited to the above example of its implementation.
В рамках данного изобретения возможны и другие варианты реализации и применения предложенной электроракеты, не выходящие за пределы представленных материалов заявки.In the framework of this invention, other options for the implementation and application of the proposed electric rocket, not beyond the submitted application materials.
Так для перехвата крупногабаритных ЛА, например вертолетов, в корпусе 1 и/или контейнере 19 электроракеты может размещаться фугасная, осколочно-фугасная или термобарическая боевая часть.So for the interception of large aircraft, such as helicopters, a high-explosive, high-explosive or thermobaric warhead can be placed in
В качестве устройств захвата малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) может использоваться перфорированный кольцевой парашют, радиально раскрывающаяся сетка или блок радиально выбрасываемых нитей с гарпунами на концах.As devices for capturing small-sized unmanned aerial vehicles (UAVs), a perforated ring parachute, a radially opening mesh or a block of radially ejected filaments with harpoons at the ends can be used.
В случае промаха ЭР возможна повторная атака на ЛА за счет повышенной ее маневренности и разворота на 180° .In case of an ER miss, a repeated attack on an aircraft is possible due to its increased maneuverability and a 180 ° turn.
Для само спасения электроракеты в случае полного разряда ее силовых электрических батарей в контейнере 19 ЭР может быть размещен спасательный парашют.In order to save the electric missile itself, in the event of the complete discharge of its power electric batteries, a rescue parachute can be placed in the
Для увеличения дальности действия электроракеты в качестве бортового источника электроэнергии могут использоваться химические и/или водородные источники электричества.To increase the range of the electric rocket, chemical and / or hydrogen sources of electricity can be used as an onboard source of electricity.
Изобретение разработано на уровне опытного образца электроракеты и ее программного обеспечения. Испытания показали промышленную реализуемость электроракеты и возможность достижения заявленного результата в части повышения маневренности, точности наведения на цель и надежности ее работы. The invention was developed at the level of a prototype electric rocket and its software. Tests have shown industrial feasibility of the electric rocket and the possibility of achieving the stated result in terms of increasing maneuverability, targeting accuracy and reliability of its work.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018108398A RU2686550C1 (en) | 2018-03-07 | 2018-03-07 | Self-guided electric rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018108398A RU2686550C1 (en) | 2018-03-07 | 2018-03-07 | Self-guided electric rocket |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686550C1 true RU2686550C1 (en) | 2019-04-29 |
Family
ID=66430471
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018108398A RU2686550C1 (en) | 2018-03-07 | 2018-03-07 | Self-guided electric rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686550C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| RU2111445C1 (en) * | 1996-10-11 | 1998-05-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Individual-use guided anti-aircraft missile |
| RU2210727C2 (en) * | 2001-07-18 | 2003-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guided missile guidance system and gyro instrument |
| RU2216708C1 (en) * | 2002-03-25 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method controlling flight of surface-to-surface ballistic self-guided rocket missile |
| RU2216707C1 (en) * | 2002-04-19 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" | Rotating self-guided rocket |
| RU2015151254A (en) * | 2015-12-01 | 2017-06-06 | Константин Александрович Иванов | ELECTRIC ROCKET WITH AERODYNAMICALLY CARRYING ELECTRIC AIR-REACTIVE SYSTEM |
-
2018
- 2018-03-07 RU RU2018108398A patent/RU2686550C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| RU2111445C1 (en) * | 1996-10-11 | 1998-05-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Individual-use guided anti-aircraft missile |
| RU2210727C2 (en) * | 2001-07-18 | 2003-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guided missile guidance system and gyro instrument |
| RU2216708C1 (en) * | 2002-03-25 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method controlling flight of surface-to-surface ballistic self-guided rocket missile |
| RU2216707C1 (en) * | 2002-04-19 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" | Rotating self-guided rocket |
| RU2015151254A (en) * | 2015-12-01 | 2017-06-06 | Константин Александрович Иванов | ELECTRIC ROCKET WITH AERODYNAMICALLY CARRYING ELECTRIC AIR-REACTIVE SYSTEM |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10875631B2 (en) | Unmanned aerial vehicle angular reorientation | |
| US9725172B2 (en) | Surveillance system | |
| CN110065634A (en) | Unmanned flight robot based on the cold power-assisted transmitting of compressed gas | |
| WO2006086532A2 (en) | Three axis aerodynamic control of guided munitions | |
| US20210237872A1 (en) | Launch system | |
| CN104691748A (en) | Gun-launched unmanned helicopter and expansion method thereof | |
| US8104707B1 (en) | X-vane configuration in a ducted-fan aerial vehicle | |
| CN111056015A (en) | Multi-rotor flying patrol bomb | |
| WO2020222250A1 (en) | Modified re-entry vehicle design with dynamic trajectory glide control system | |
| US8975565B2 (en) | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor | |
| RU2686550C1 (en) | Self-guided electric rocket | |
| US10371495B2 (en) | Reaction control system | |
| RU2669881C1 (en) | Unmanned system of active countermeasures of the uav | |
| US10280786B2 (en) | Ground-projectile system | |
| CN110940236B (en) | Non-aiming intelligent patrol projectile | |
| RU2722609C1 (en) | Stealthy rocket and aircraft complex | |
| RU2733678C1 (en) | Unmanned impact helicopter aircraft | |
| RU2345316C1 (en) | Aviation torpedo | |
| RU2745725C2 (en) | Method of refueling aircraft in air | |
| Piancastelli et al. | Cost effectiveness and feasibility considerations on the design of mini-UAVs for balloon takedown. Part 2: Aircraft design approach selection | |
| RU2232973C1 (en) | Roll-stabilized aerial bomb | |
| CN115111973B (en) | Guided missile with at least one engine for generating forward thrust | |
| US20240110771A1 (en) | Despun wing control system for guided projectile maneuvers | |
| RU2685597C1 (en) | Method of intercepting aircraft by self-guided electric propellers | |
| CN117760269A (en) | Patrol projectile with folding rotor wing and fight method |