RU2671262C1 - Hydrometeorological rocket shell - Google Patents
Hydrometeorological rocket shell Download PDFInfo
- Publication number
- RU2671262C1 RU2671262C1 RU2018102853A RU2018102853A RU2671262C1 RU 2671262 C1 RU2671262 C1 RU 2671262C1 RU 2018102853 A RU2018102853 A RU 2018102853A RU 2018102853 A RU2018102853 A RU 2018102853A RU 2671262 C1 RU2671262 C1 RU 2671262C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- gas generator
- shell
- projectile
- active reagent
- Prior art date
Links
- 239000012042 active reagent Substances 0.000 claims abstract description 22
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 6
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000000443 aerosol Substances 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 208000033748 Device issues Diseases 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000003153 chemical reaction reagent Substances 0.000 description 1
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000001556 precipitation Methods 0.000 description 1
- 238000009877 rendering Methods 0.000 description 1
- 238000009331 sowing Methods 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A01—AGRICULTURE; FORESTRY; ANIMAL HUSBANDRY; HUNTING; TRAPPING; FISHING
- A01G—HORTICULTURE; CULTIVATION OF VEGETABLES, FLOWERS, RICE, FRUIT, VINES, HOPS OR SEAWEED; FORESTRY; WATERING
- A01G15/00—Devices or methods for influencing weather conditions
-
- 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
- F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
- F42B10/38—Range-increasing arrangements
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Atmospheric Sciences (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к средствам активного воздействия на атмосферные явления, а именно к гидрометеорологическим реактивным снарядом (ракетам), предназначенным для предотвращения градобитий, регулирования грозовой деятельности, стимулирования или уменьшения выпадения осадков путем доставки активного реагента непосредственно в зону воздействия на атмосферные явления и сможет найти широкое применение при проведении активных воздействий на атмосферные гидрометеорологические процессы, в частности, при борьбе с градоопасными метеообразованиями.The invention relates to means of active influence on atmospheric phenomena, namely, a hydrometeorological rocket (rockets) designed to prevent hail, control thunderstorms, stimulate or reduce precipitation by delivering an active reagent directly to the zone of impact on atmospheric phenomena and can be widely used when carrying out active impacts on atmospheric hydrometeorological processes, in particular, in the fight against urban hazardous weather Brotherhoods.
Известен гидрометеорологический реактивный снаряд, содержащий снабженные устройствами их запуска стартовую, маршевую ступени двигателя и генератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента, при этом генератор активного реагента выполнен в виде дополнительной маршевой ступени с площадью миделя, равной 0,55…0,7 площади миделя маршевой ступени двигателя (патент №2090832, заявка №95118329/02 от 25.10.1995, МПК: Р42В15/00-прототип).A hydrometeorological rocket is known that contains start-up, sustainer stages of the engine and an active reagent generator equipped with devices for starting them, a temporary device with a counting mechanism for the start time of the active reagent generator, and the temporary device is additionally equipped with a counting mechanism for the launch time of the main stage and is configured to set the launch time of the march stage and the active reagent generator, while the active reagent generator is made a sustainer stage additional to the midsection area equal to the area of 0.7 ... 0.55 midsection sustainer motor stage (Patent №2090832, application №95118329 / 02 dated 25.10.1995, IPC: R42V15 / 00 prototype).
Указанный гидрометеорологический реактивный снаряд используется следующим образом.The specified hydrometeorological rocket is used as follows.
Перед стартом снаряда с пусковой установки в электронно-временное устройство устанавливают времена запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. При старте снаряда с пусковой установки, задействуется устройство запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива стартовой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд начинает движение. По факту разрыва электроцепей между снарядом и пусковой установкой, в момент начала движения реактивного снаряда, начинается отсчет времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. После выгорания шашки твердого ракетного топлива стартовой ступени во время паузы до момента запуска маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает по кабелю электрическую команду на задействование устройства запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд продолжает движение при новом угле бросания. Аналогично работает канал запуска генератора активного реагента, в результате горения шашки которого по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента. После выгорания твердого ракетного топлива шашек, под действием внутреннего остаточного давления их продуктов сгорания и аэродинамических нагрузок от набегающего потока, происходит обрушение оставшейся бронировки. Двигатель перестает существовать и снаряд продолжает полет с площадью миделя, составляющей 0,55 - 0,7 от первоначального, что резко, в 1,5…2 раза снижает лобовое сопротивление снаряда.Before starting the projectile from the launcher, the start times of the march stage and the active reagent generator are set in the electronic-temporary device. When the projectile starts from the launcher, a launching device is activated that ignites the solid rocket rocket of the launch stage, the expiration of the combustion products of which from the engine creates a jet propulsion, under the influence of which the projectile starts to move. Upon the rupture of the electrical circuits between the projectile and the launcher, at the moment of the start of the movement of the rocket, the start time of the marching stage and the active reagent generator begins. After the rocket of the solid rocket fuel of the launch stage burns out during a pause until the launch of the march stage, the duration of which is determined by the electronic-time device according to the time entered before the launch, the projectile flies like a freely thrown body, during which, under the influence of gravity, the angle decreases tilt the trajectory to the horizon. After the time determined by the flight task and entered before the start, the counting mechanism of the electronic-temporary device issues an electric command via cable to activate the launch device, which ignites the march rocket solid rocket fuel, the expiration of which combustion products from the engine creates a jet thrust, under which missile continues to move at a new throwing angle. The launch channel of the active reagent generator works in a similar way, as a result of the burning of the checkers of which an aerosol of the active reagent is released along the path of the rocket. After burning out solid rocket fuel of the checkers, under the influence of the internal residual pressure of their combustion products and aerodynamic loads from the oncoming flow, the remaining armor collapses. The engine ceases to exist and the projectile continues to fly with a midship area of 0.55 - 0.7 from the original, which dramatically reduces the drag of the projectile by 1.5 ... 2 times.
Основными недостатками является значительная сложность конструкции, значительные затраты на противоградовую защиту.The main disadvantages are the significant complexity of the design, significant costs of anti-hail protection.
Задачей предлагаемого изобретения является создание гидрометеорологического реактивного снаряда, обеспечивающего, за счет непосредственного внесения активного реагента в площадку засева, максимально возможную эффективность применения при значительном уменьшении затрат на противоградовую защиту.The objective of the invention is the creation of a hydrometeorological rocket, which, due to the direct introduction of the active reagent into the sowing area, provides the maximum possible efficiency with a significant reduction in the cost of anti-hail protection.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном гидрометеорологическом реактивном снаряде, содержащем корпус с блоком основных стабилизаторов, при этом внутри корпуса размещены снабженные устройствами их запуска маршевая, стартовая ступени двигателя твердого топлива и газогенератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и газогенератора активного реагента, согласно изобретению, в заряде твердого топлива маршевой ступени выполнены пазы для размещения в них плоскостей дополнительного стабилизатора маршевой ступени, выполненных с возможностью изменения своего положения из сложенного в развернутое, при этом стартовая ступень содержит газогенератор с топливным составом с недостатком окислителя для указанного газогенератора, состоящего из части корпуса снаряда и блока сопел, и производящего газообразные продукты с недостатком окислителя, причем часть упомянутого топливного состава газогенератора размещена в сопле маршевой ступени, при этом корпус снаряда выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, причем наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя с соплом для истечения продуктов сгорания газогенератора, при этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой по плоскости среза сопла маршевого двигателя, причем узел разъема расположен в полости маршевой ступени, при этом активный реагент введен в состав твердого топлива маршевой ступени.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed hydrometeorological rocket containing a housing with a block of main stabilizers, while inside the housing there are marching, launching stages of a solid fuel engine and an active reagent gas generator, a temporary device with a counting mechanism for starting the active generator reagent, and the temporary device is additionally equipped with a counting mechanism for the launch time of the march stage and is made with the possibility of according to the invention, grooves are made in the solid propellant charge of the sustainer stage for placing the planes of the additional stabilizer of the sustainer stage, made with the possibility of changing their position from folded to deployed, while the starting stage contains a gas generator with a fuel composition with an oxidizer deficiency for said gas generator, consisting of a part of the shell of the projectile and the nozzle block, and containing gaseous products with a lack of oxidizer, and part of the fuel composition of the gas generator is located in the march stage nozzle, while the shell of the projectile is made up of telescopically arranged outer and inner shells, and the outer shell is made with the possibility of axial movement with respect to the inner and the formation of the camera a ramjet engine with a nozzle for the expiration of the gas generator combustion products, while the shell of the projectile is made with the possibility of undocking it h between them along the cut-off plane of the nozzle of the sustainer engine, and the connector assembly is located in the cavity of the sustainer stage, while the active reagent is introduced into the solid fuel of the sustainer stage.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлена принципиальная схема гидрометеорологического реактивного снаряда; на фиг. 2 представлен поперечный разрез в области воздухозаборных устройств на фиг. 1; на фиг. 3 представлена схема снаряда после произведения первой трансформации корпуса; на фиг. 4 представлена схема снаряда после сбрасывания наружной обечайки.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 is a schematic diagram of a hydrometeorological rocket; in FIG. 2 is a cross-sectional view in the region of the air intake devices of FIG. one; in FIG. 3 shows a diagram of the projectile after the first transformation of the hull; in FIG. 4 shows a diagram of the projectile after dropping the outer shell.
Корпус снаряда выполнен из внутренней 1 и наружной 2 соосно установленных обечаек, при этом обечайка 2 выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к обечайке 1. На наружной обечайке 2 установлен блок основных стабилизаторов 3 и воздухозаборные устройства 4. Воздухозаборные устройства 4 вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5, расположенном в выходной части наружной обечайки 1, формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя, принцип работы которого заключается в том, что, образующийся при сгорании в газогенераторе 6 специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступает в камеру двигателя и, догорая, смешивается с воздушным потоком, который попадает в камеру через воздухозаборные устройства 4, при этом продуты сгорания, истекая через сопловой блок 7 и далее через сопло 5, образуют реактивную тягу. Донный газогенератор 6 с сопловым блоком 7, представляющий собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, установлен внутри внутренней обечайки 1.The shell of the projectile is made of inner 1 and outer 2 coaxially mounted shells, while the
Корпус снаряда разделен на две части: первую маршевую с зарядом твердого топлива 8 и соплом 9 и вторую с газогенератором 6 с зарядом специального твердого топлива, содержащем химически активный реагент для воздействия на градовые облака. Первая и вторая части состыкованы между собой при помощи узла разъема частей корпуса 10.The shell of the projectile is divided into two parts: the first marching one with a charge of
В первой части снаряда установлен блок дополнительных стабилизаторов 11.In the first part of the projectile installed block
Предложенный снаряд используется следующим образом.The proposed projectile is used as follows.
После запуска снаряда, наружная обечайка 2 смещается назад относительно направления движения снаряда, при этом раскрываются основные аэродинамические стабилизаторы 3 и воздухозаборные устройства 4, которые вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5 формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя.After the launch of the projectile, the
В газогенераторе 6, представляющем собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, воспламеняют топливный состав с недостатком окислителя, после чего продукты неполного сгорания топлива начинают поступать во второй контур. С помощью воздухозаборных устройств 4 производят забор атмосферного воздуха и используют его для дожигания во втором контуре газообразных продуктов, поступающих из первого контура через сопловой блок 7, которые затем истекают через сопло 5 второго контура, чем создают реактивную тягу.In the
После окончания работы газогенератора 6 потребность в наружной обечайке 2 и второй части корпуса отпадает. В этом случае, подается команда на срабатывание механизма узла разъема 10, после чего от корпуса снаряда отделяется часть корпуса второй части/ корпус второй части вместе с наружной обечайкой 2 и блоком основных стабилизаторов 3. Одновременно с этим раскрываются дополнительные стабилизаторы 11.After the operation of the
Сброс указанных частей позволит увеличить скорость снаряда, за счет уменьшения его массы, и упростить его конструкцию за счет исключения механизма возврата наружной обечайки 2 в первоначальное положение.The reset of these parts will increase the velocity of the projectile, by reducing its mass, and simplify its design by eliminating the mechanism for returning the
После выгорания заряда твердого ракетного топлива газогенератора 6 стартовой ступени, во время паузы до момента запуска первой маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает команду на воспламенение заряда твердого топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из сопла 9 создает реактивную тягу, под действием которой гидрометереологический снаряд продолжает движение при новом угле бросания, при этом, в результате горения шашки твердого топлива маршевой ступени, по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента, оказывающего влияние на градовые облака.After the charge of the solid rocket fuel of the
Использование предложенного технического решения позволит увеличить дальность полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета - с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.Using the proposed technical solution will increase the flight range of the artillery shell by optimizing the design of the projectile, reducing its weight during the flight and selecting the optimal characteristics of the stabilizer block for each flight section — with a working and non-working ramjet engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018102853A RU2671262C1 (en) | 2018-01-25 | 2018-01-25 | Hydrometeorological rocket shell |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018102853A RU2671262C1 (en) | 2018-01-25 | 2018-01-25 | Hydrometeorological rocket shell |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2671262C1 true RU2671262C1 (en) | 2018-10-30 |
Family
ID=64103458
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018102853A RU2671262C1 (en) | 2018-01-25 | 2018-01-25 | Hydrometeorological rocket shell |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2671262C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2783844C1 (en) * | 2021-10-14 | 2022-11-21 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-производственное объединение "Тайфун" (ФГБУ "НПО "Тайфун") | Pyrotechnic generator apparatus for impact on supercooled clouds |
US20230221101A1 (en) * | 2022-01-11 | 2023-07-13 | Raytheon Company | Effector having morphing airframe and method |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2083081C1 (en) * | 1995-08-29 | 1997-07-10 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Hydrometeorological missile |
RU2090832C1 (en) * | 1995-10-25 | 1997-09-20 | Олег Григорьевич Борисов | Hydrometeorological rocket projectile |
RU2251068C1 (en) * | 2003-12-08 | 2005-04-27 | Тульский государственный университет (ТулГУ) | Mode of increasing range of an artillery shell's flight and a device for its realization |
US20100224719A1 (en) * | 2007-10-19 | 2010-09-09 | Bae Systems Bofors Ab | Method of varying firing range and effect in target for shell and shell configured for this purpose |
RU2486452C1 (en) * | 2012-04-02 | 2013-06-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of increasing artillery shell range and device to this end |
RU2522699C1 (en) * | 2012-12-10 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of extending flying range of artillery shell |
-
2018
- 2018-01-25 RU RU2018102853A patent/RU2671262C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2083081C1 (en) * | 1995-08-29 | 1997-07-10 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Hydrometeorological missile |
RU2090832C1 (en) * | 1995-10-25 | 1997-09-20 | Олег Григорьевич Борисов | Hydrometeorological rocket projectile |
RU2251068C1 (en) * | 2003-12-08 | 2005-04-27 | Тульский государственный университет (ТулГУ) | Mode of increasing range of an artillery shell's flight and a device for its realization |
US20100224719A1 (en) * | 2007-10-19 | 2010-09-09 | Bae Systems Bofors Ab | Method of varying firing range and effect in target for shell and shell configured for this purpose |
RU2486452C1 (en) * | 2012-04-02 | 2013-06-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of increasing artillery shell range and device to this end |
RU2522699C1 (en) * | 2012-12-10 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of extending flying range of artillery shell |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
АБШАЕВ М.Т. и др., Методические указания по применению противоградового комплекса "Алазань" для активных воздействий на гидрометерологические процессы, Ленинград, Гидрометеоиздат, 1989, с. 8. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2783844C1 (en) * | 2021-10-14 | 2022-11-21 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-производственное объединение "Тайфун" (ФГБУ "НПО "Тайфун") | Pyrotechnic generator apparatus for impact on supercooled clouds |
US20230221101A1 (en) * | 2022-01-11 | 2023-07-13 | Raytheon Company | Effector having morphing airframe and method |
US11796291B2 (en) * | 2022-01-11 | 2023-10-24 | Raytheon Company | Effector having morphing airframe and method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9410503B2 (en) | Packaged propellant air-induced variable thrust rocket engine | |
JPH0849999A (en) | Missile by air suction type propulsion assistance | |
US4756252A (en) | Device for reducing the base resistance of airborne projectiles | |
RU2671262C1 (en) | Hydrometeorological rocket shell | |
RU2407982C1 (en) | Smoke ammunition | |
CN214620889U (en) | Omnidirectional reverse inclined plane guided missile based on thrust direction change | |
US10571227B2 (en) | Countermeasure flares | |
KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
RU2410291C1 (en) | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine | |
RU2681023C1 (en) | Anti-cloud rocket | |
JP6572007B2 (en) | Missile defense system and method | |
RU2670463C1 (en) | Artillery projectile firing range increasing method | |
US10690443B1 (en) | Rocket motor with combustion product deflector | |
RU2620694C1 (en) | Multiple-warhead rocket for impact on clouds | |
US20150323296A1 (en) | Countermeasure Flares | |
KR20220028413A (en) | Rocket for artificial rainfall using jetting hygroscopic flare | |
US20160123711A1 (en) | Drag reduction system | |
RU2705677C2 (en) | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation | |
RU2340862C1 (en) | Missile for active impact on clouds | |
RU2090832C1 (en) | Hydrometeorological rocket projectile | |
RU2670464C1 (en) | Artillery shell | |
RU2670462C1 (en) | Artillery shell | |
RU2785835C1 (en) | Method for increasing the flight range of an artillery projectile with a rocket-ramjet engine and an artillery projectile implementing it (options) | |
RU2117235C1 (en) | Pulse rocket projectile | |
RU2790728C1 (en) | Cruise missile |