RU2522687C2 - Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose - Google Patents
Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose Download PDFInfo
- Publication number
- RU2522687C2 RU2522687C2 RU2012139686/11A RU2012139686A RU2522687C2 RU 2522687 C2 RU2522687 C2 RU 2522687C2 RU 2012139686/11 A RU2012139686/11 A RU 2012139686/11A RU 2012139686 A RU2012139686 A RU 2012139686A RU 2522687 C2 RU2522687 C2 RU 2522687C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- confuser
- additional aerodynamic
- predominantly
- missile
- Prior art date
Links
Images
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
- F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
- F42B10/38—Range-increasing arrangements
- F42B10/42—Streamlined projectiles
- F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, артиллерии, авиации, а также к иным областям техники, предусматривающим использование тел, перемещающихся в газовой и/или жидкостной среде.The present invention relates to the field of rocket science, artillery, aviation, as well as to other areas of technology involving the use of bodies moving in a gas and / or liquid medium.
Общеизвестны и широко освещены в литературе проблемы создания и преодоления сил сопротивления, улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов протяженной формы. Важным следствием улучшения (оптимизации) аэродинамических характеристик является уменьшение сил сопротивления среды при движении такого объекта. Уменьшение сил сопротивления или их компенсация представляет собой одну из главных задач, возникающих при проектировании конкретного объекта: снаряда, пули, мины, ракеты, подвесного топливного бака, торпеды, части летательного аппарата; подводного аппарата или же иного устройства. Очевидно, что помимо постоянного совершенствования конструкций подвижных средств при вводе в эксплуатацию новых образцов техники, существует проблема улучшения аэродинамических характеристик уже существующих (уже изготовленных) подвижных средств, а также проблема улучшения эксплуатационных характеристик выпускаемых образцов техники без проведения исследовательских и проектных работ, предусматривающих коренной пересмотр существующей конструкции. В качестве ближайшего аналога предлагаемого технического решения может быть выбран способ оптимизации аэродинамических характеристик и аэродинамическая поверхность, усовершенствованная таким образом, описанные в патенте RU 2186265, опубликованном 27.07.2002. Описанная в RU 2186265 технология совершенствования аэродинамических характеристик заключается в перенаправлении и оптимизации потока. То есть, очевидна излишняя сложность и небольшая надежность предложенной в RU 2186265 конструкции и технологии работы этой конструкции в реальных условиях.Well-known and widely covered in the literature are the problems of creating and overcoming resistance forces, improving the aerodynamic characteristics of extended-form aircraft. An important consequence of the improvement (optimization) of aerodynamic characteristics is a decrease in the resistance forces of the medium during the movement of such an object. Reducing the resistance forces or their compensation is one of the main tasks that arise when designing a specific object: a shell, a bullet, a mine, a rocket, an outboard fuel tank, a torpedo, or parts of an aircraft; underwater vehicle or other device. Obviously, in addition to the continuous improvement of the designs of mobile devices during the commissioning of new types of equipment, there is a problem of improving the aerodynamic characteristics of existing (already manufactured) mobile devices, as well as the problem of improving the operational characteristics of manufactured samples of equipment without conducting research and design work involving a radical review existing design. As the closest analogue of the proposed technical solution, the method of optimizing the aerodynamic characteristics and aerodynamic surface, improved in this way, described in patent RU 2186265, published on July 27, 2002, can be selected. The technology for improving aerodynamic characteristics described in RU 2186265 consists in redirecting and optimizing the flow. That is, the excessive complexity and low reliability of the design and operation technology of this design proposed in RU 2186265 in real conditions are obvious.
В свою очередь предлагаемое изобретение представляет собой дальнейшее совершенствование средств и технологий улучшения аэродинамических характеристик подвижных средств и позволит оптимизировать, то есть улучшить аэродинамические характеристики подвижного, преимущественно осесимметричного (метаемого) объекта, например, обладающего формой тела вращения, в первую очередь за счет создания дополнительной реактивной струи при одновременном снижении волнового сопротивления. То есть, для улучшения аэродинамических характеристик снаряда, пули, мины, ракеты, подвесного топливного бака, торпеды, части летательного аппарата, подводного аппарата и т.п., при сохранении общей надежности объекта. Также, предложенное изобретение позволит производить модернизацию существующих подвижных средств, выполненных в форме тела вращения без коренного изменения конструкции объекта.In turn, the present invention is a further improvement of the means and technologies for improving the aerodynamic characteristics of mobile vehicles and will optimize, that is, improve the aerodynamic characteristics of a moving, mainly axisymmetric (missile) object, for example, having the shape of a body of revolution, primarily due to the creation of an additional reactive jets while reducing wave impedance. That is, to improve the aerodynamic characteristics of a projectile, bullet, mine, rocket, outboard fuel tank, torpedo, part of an aircraft, underwater vehicle, etc., while maintaining the overall reliability of the object. Also, the proposed invention will allow for the modernization of existing mobile vehicles made in the form of a body of revolution without a fundamental change in the design of the object.
Ожидаемый технический результат достигается при использовании предложенного способа создания дополнительной реактивной струи и снижения волнового сопротивления для подвижного, например, метаемого, тела в форме снаряда с преимущественно оживальной или заостренной носовой частью и тела в форме снаряда с преимущественно оживальной или заостренной носовой частью.The expected technical result is achieved by using the proposed method of creating an additional jet stream and reducing wave impedance for a moving, for example, missile, body in the form of a shell with a predominantly lively or pointed nose and a body in the form of a shell with a predominantly lively or pointed nose.
Предложенный способ создания дополнительной реактивной струи и снижения волнового сопротивления для подвижного, например, метаемого, тела в форме снаряда с преимущественно оживальной или заостренной носовой частью предусматривает формирование с ее стороны замкнутого кольцевого конфузора. Замкнутый кольцевой конфузор формируется с использованием поверхности упомянутого тела и, по меньшей мере, одного дополнительного аэродинамического профиля. В подавляющем большинстве случаев упомянутое тело выполняют осесимметричным, например, в форме тела вращения, то есть в той форме, соответствующей форме таких метаемых протяженных объектов, как снаряды, пули, мины, торпеды, ракеты различного назначения и т.п. Дополнительный аэродинамический профиль располагают относительно упомянутого тела калиберным, подкалиберным и/или надкалиберным, то есть мидель дополнительного профиля может быть равен, быть меньшим и/или большим миделя тела. Может быть сформировано, по меньшей мере, два конфузора с последовательным расположением их «колец» вдоль тела. Также, в конфузоре может быть сформировано, по меньшей мере, два канала, распределенных по «кольцу» конфузора. При этом, дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельноповоротный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль, цельновыдвижной профиль, адаптивный профиль, также дополнительный аэродинамический профиль может быть сформирован, как сочетание, по меньшей мере, двух профилей перечисленных выше типов, комбинированных по «кольцу» (окружности и т.п.) конфузора. С использованием описанного дополнительного аэродинамического профиля за конфузором может быть сформирован замкнутый кольцевой диффузор или же замкнутый кольцевой канал с неизменным по длине сечением, за которым также может быть сформирован замкнутый кольцевой диффузор. Дополнительно может быть предусмотрен впрыск в конфузор жидкой и/или газообразной среды, например, воды. Соответственно предложенному способу предложено подвижное, например, метаемое тело в форме снаряда, пули, артиллерийской мины и т.п. с преимущественно оживальной или заостренной носовой частью. Со стороны носовой части расположен, по меньшей мере, един дополнительный аэродинамический профиль, образующий совместно с поверхностью упомянутого тела замкнутый кольцевой конфузор.The proposed method of creating an additional jet stream and reducing wave impedance for a moving, for example, missile, body in the form of a projectile with a predominantly vivid or pointed nose provides for the formation of a closed annular confuser on its side. A closed annular confuser is formed using the surface of said body and at least one additional aerodynamic profile. In the vast majority of cases, the said body is performed axisymmetric, for example, in the form of a body of revolution, that is, in the form corresponding to the form of such missile extended objects as shells, bullets, mines, torpedoes, missiles for various purposes, etc. The additional aerodynamic profile is positioned relative to the said body with a gauge, sub-caliber and / or supra-caliber, that is, the midsection of the additional profile can be equal, smaller and / or greater than the midsection of the body. At least two confusers can be formed with the sequential arrangement of their “rings” along the body. Also, at least two channels distributed along the “ring” of the confuser can be formed in the confuser. Moreover, the additional aerodynamic profile is selected from the list including: a fixed profile, an all-rotary profile, a rotary profile with different axes of rotation, a split profile, a fully extendable profile, an adaptive profile, and also an additional aerodynamic profile can be formed as a combination of at least two profiles of the types listed above, combined in a “ring” (circle, etc.) of the confuser. Using the described additional aerodynamic profile, a closed annular diffuser or a closed annular channel with a constant cross-section along the length can be formed behind the confuser, behind which a closed annular diffuser can also be formed. Additionally, injection of a liquid and / or gaseous medium, for example, water, into the confuser may be provided. According to the proposed method, a movable, for example, missile body in the form of a shell, bullet, artillery mine, etc. is proposed. with a predominantly lively or pointed nose. At least one additional aerodynamic profile is located on the side of the bow, forming together with the surface of the said body a closed annular confuser.
Предложенное изобретение поясняется чертежами.The proposed invention is illustrated by drawings.
Фиг.1, Фиг.2 - Подвижное средство с калиберным дополнительным аэродинамическим профилем.Figure 1, Figure 2 - Moving means with a caliber additional aerodynamic profile.
Фиг.3, Фиг.4 - Подвижное средство с подкалиберным дополнительным аэродинамическим профилем.Figure 3, Figure 4 - Moving means with a sub-caliber additional aerodynamic profile.
Фиг.5, Фиг.6 - Подвижное средство с надкалиберным дополнительным аэродинамическим профилем.Figure 5, Figure 6 - Movable means with nadkalibernoy additional aerodynamic profile.
Предложенная усовершенствованная аэродинамическая конструкция включает тело в форме снаряда, пули, артиллерийской мины и т.п. с заостренной или оживальной носовой частью, которое в подавляющем большинстве случаев выполнено осесимметричным и/или в форме тела вращения. То есть, предложенное тело соответствует уже изготовленной или же уже спроектированной протяженной конструкции такого подвижного объекта, как ракета, снаряд, пуля, мина, граната, торпеда, часть конструкции летательного аппарата, подводного аппарата в форме снаряда с заостренной или оживальной носовой частью. Описанное выше тело и дополнительный аэродинамический профиль образуют замкнутый кольцевой конфузор или группу последовательно расположенных конфузоров, расположенный со стороны носовой части тела в форме снаряда, то есть сужающийся кольцевой канал, сужающуюся кольцевую щель, охватывающую носовую (переднею) часть тела вращения (см. фиг.1-6), с возможным выделением конструкционными стойками внутри такого «кольца» сегментов, образующих внутренние каналы конфузора. В результате будет снижено сопротивление движению тела за счет создания значительной подсасывающей силы, дополнительной реактивной струи на дозвуковых скоростях, значительному снижению волнового сопротивления и создание реактивной струи на сверхзвуковых скоростях движения (полета) тела. Также, для увеличения реактивной струи может быть предусмотрено формирование за конфузором также и диффузора (образование сопла Лаваля и т.п.) или же канала с неизменным по длине сечением, либо комбинаций из такого канала и диффузора. В другом случае, например, при сверхзвуковом полете, для увеличения реактивной струи и изменения параметров потока, то есть давления, плотности, температуры и т.д., может быть предусмотрен впрыск в конфузор жидкой и/или газообразной среды, например впрыск воды.The proposed improved aerodynamic design includes a body in the form of a shell, bullet, artillery mine, etc. with a pointed or animated nose, which in the vast majority of cases is made axisymmetric and / or in the form of a body of revolution. That is, the proposed body corresponds to the already made or already designed long structure of such a movable object as a rocket, a shell, a bullet, a mine, a grenade, a torpedo, part of the structure of an aircraft, an underwater vehicle in the form of a shell with a pointed or animated nose. The body described above and the additional aerodynamic profile form a closed annular confuser or a group of consecutive confusers located on the side of the nose of the body in the form of a projectile, i.e. a tapering annular channel, a tapering annular gap covering the nose (front) of the body of revolution (see Fig. 1-6), with the possible allocation of structural struts inside such a "ring" of segments that form the internal channels of the confuser. As a result, the resistance to movement of the body will be reduced due to the creation of a significant suction force, an additional jet at subsonic speeds, a significant decrease in wave resistance and the creation of a jet at supersonic speeds (flight) of the body. Also, to increase the jet stream, it may be possible to form a diffuser behind the confuser (the formation of a Laval nozzle, etc.) or a channel with a constant cross-sectional length, or combinations of such a channel and a diffuser. In another case, for example, during a supersonic flight, an injection of liquid and / or gaseous medium, for example, water injection, can be provided in the confuser to increase the jet stream and change the flow parameters, i.e. pressure, density, temperature, etc.
Соответственно, способ улучшения аэродинамических характеристик подвижного объекта в форме протяженного тела с преимущественно оживальной или заостренной носовой частью заключается в дополнении ранее изготовленной либо спроектированной конструкции дополнительным аэродинамическим профилем или же совокупностью таких профилей с итоговым формированием замкнутого кольцевого конфузора или группы конфузоров. Дополнительный аэродинамический профиль (в иных случаях совокупность аэродинамических профилей), образующий замкнутый кольцевой конфузор или группу конфузоров, может быть расположен относительно ранее изготовленной конструкции, как калиберный профиль (фиг.1, фиг.2), подкалиберный (фиг.3, фиг.4), или надкалиберный (фиг.5, фиг.6) профиль, то есть мидель дополнительного аэродинамического профиля может быть равным, меньшим и/или большим миделя тела в форме снаряда, пули, артиллерийской мины и т.п. Дополнительные аэродинамические профили (единственный дополнительный профиль в предельном случае) могут быть выполнены фиксированными, разрезными, поворотным с разными осями вращения, цельноповоротными, цельновыдвижными, адаптивным профилем, профилем, комбинированным по «кольцу» конфузора из профилей перечисленной формы. Такое дополнение может быть выполнено любым приемлемым, исходя из прочностных, технологических и аэродинамических расчетов креплением дополнительного профиля на поверхность конструкции в условиях предприятия патронной, авиационной, ракетостроительной промышленности или же ремонтного завода или же быть частью усовершенствованного производственного процесса известной конструкции.Accordingly, a way to improve the aerodynamic characteristics of a moving object in the form of an extended body with a predominantly animated or pointed nose is to supplement the previously manufactured or designed structure with an additional aerodynamic profile or a combination of such profiles with the final formation of a closed annular confuser or group of confusers. Additional aerodynamic profile (in other cases, the set of aerodynamic profiles), forming a closed annular confuser or a group of confusers, can be located relative to the previously manufactured structure, as a gauge profile (figure 1, figure 2), subcaliber (figure 3, figure 4 ), or an over-caliber (Fig. 5, Fig. 6) profile, that is, the midship of the additional aerodynamic profile can be equal, smaller and / or larger than the midsection of the body in the form of a shell, bullet, artillery mine, etc. Additional aerodynamic profiles (the only additional profile in the extreme case) can be made fixed, split, rotary with different axes of rotation, all-turning, all-extendable, adaptive profile, profile combined along the “ring” of the confuser from profiles of the listed form. Such an addition can be performed by any acceptable, based on strength, technological and aerodynamic calculations, fastening an additional profile to the surface of the structure in the conditions of the cartridge, aircraft, rocket industry or repair plant, or be part of an improved production process of known design.
Эффективность использования предложенного замкнутого кольцевого конфузора может быть обоснована следующим образом.The effectiveness of the proposed closed ring confuser can be justified as follows.
Изготавливаемый конфузор имеет площадь сечения на входе (f1) и площадь сечения на выходе (f2), отношение площадей сечений f1/f2=k есть коэффициент сужения (k), показывающий во сколько раз происходит сужение конфузора (кольцевой сужающейся щели) относительно сечения на входе, и, следовательно, во сколько раз ускоряется набегающий, невозмущенный поток, в случае малых дозвуковых скоростей, когда нет сжимаемости потока. Согласно закону Бернулли и эффекту Вентури, закону сохранения массы на дозвуковых скоростях в конфузоре происходит преобразование потенциальной энергии заторможенного потока (статического давления) в кинетическую энергию (динамическое давление), то есть происходит формирование реактивной струи (реактивного импульса), сумма изменений статического и динамического давления равны нулю. В конфузоре действует только сила поверхностного трения. Общеизвестно, что скорость в конфузоре не может превышать скорости звука (критический поток), а для дальнейшего увеличения скорости необходим расширяющейся канал (дифузор, сверхзвуковое сопло) с соответствующим перепадом давлений на входе и выходе. Увеличение кинетической энергии обтекающего потока создаст реактивный импульс (физически это будет выражено в создании реактивной струи, потока), усилит эффект Коанда и увеличит критические углы атаки, обеспечит сдув пограничного слоя с подветренной стороны.The produced confuser has a cross-sectional area at the inlet (f 1 ) and a cross-sectional area at the outlet (f 2 ), the ratio of the cross-sectional areas f 1 / f 2 = k is the constriction coefficient (k), showing how many times the confuser is narrowed (annular tapering gap) relative to the inlet cross section, and therefore, how many times the incident, unperturbed flow accelerates, in the case of low subsonic speeds, when there is no flow compressibility. According to the Bernoulli law and the Venturi effect, the law of conservation of mass at subsonic speeds in the confuser, the potential energy of the inhibited flow (static pressure) is converted to kinetic energy (dynamic pressure), that is, the formation of a jet stream (reactive impulse) occurs, the sum of the changes in static and dynamic pressure equal to zero. In the confuser, only the force of surface friction acts. It is well known that the speed in the confuser cannot exceed the speed of sound (critical flow), and to further increase the speed, an expanding channel (diffuser, supersonic nozzle) with a corresponding pressure drop at the input and output is required. An increase in the kinetic energy of the flowing stream will create a reactive impulse (this will be physically expressed in the creation of a jet stream, flow), enhance the Coanda effect and increase the critical angles of attack, and provide blowing of the boundary layer from the leeward side.
На малых дозвуковых скоростях, когда сжимаемость потока еще не наступает, например, при старте или достижении верхней точки навесной (мортирной) траектории, скорость набегающего потока в конфузоре увеличивается практически кратно коэффициенту сужения Vмест=k·V. Например, если при угле атаки тела 0° ноль градусов, скорость набегающего, невозмущенного потока будет равна V=20 м/сек, а коэффициент сужения будет равен k=3, то из конфузора поток вылетает и далее движется со скоростью, равной 60 м/сек. В случае коэффициента сужения k=5 будет достигнута скорость потока, равная 100 м/сек. То есть, при установке дополнительного аэродинамического профиля и образования конфузора со стороны передней (носовой) части протяженного, осесимметричного тела: снаряда, ракеты, мины, торпеды и т.д. поток среды (воздуха, воды) ускоряется в пять раз. Таким образом, кинетическая энергия вылетающего потока возрастает в двадцать пять раз, при соответствующем 25-кратном снижении статического давления, в результате чего образуется реактивный импульс (реактивная струя). При дальнейшем увеличении скорости полета в сжимаемой среде (воздухе) пропорциональность увеличения скорости в кольцевом конфузоре будет уменьшаться, не превышая скорости звука.At low subsonic speeds, when the compressibility of the flow does not yet occur, for example, when starting or reaching the upper point of the hinged (mortar) path, the speed of the incoming flow in the confuser increases almost by a multiple of the narrowing coefficient V places = k · V. For example, if the body’s angle of attack is 0 ° zero degrees, the speed of the incident, unperturbed flow will be equal to V = 20 m / s, and the constriction coefficient will be equal to k = 3, then the flow will fly out of the confuser and then move at a speed of 60 m / sec In the case of a narrowing coefficient k = 5, a flow velocity of 100 m / s will be achieved. That is, when installing an additional aerodynamic profile and the formation of a confuser from the front (nose) part of an extended, axisymmetric body: a shell, a rocket, mines, torpedoes, etc. the flow of medium (air, water) is accelerated five times. Thus, the kinetic energy of the effluent increases twenty-five times, with a corresponding 25-fold decrease in static pressure, resulting in a reactive pulse (jet stream). With a further increase in flight speed in a compressible medium (air), the proportionality of the increase in speed in the annular confuser will decrease, not exceeding the speed of sound.
При сверхзвуковых, гиперзвуковых скоростях полета поток сжимаемой среды (воздуха) в конфузоре (сужающемся кольцевом канале) тормозится с соответствующим увеличением плотности, давлении, температуры. Вновь получаем реактивную струю. Формирование внешней, головной ударной волны не происходит, так как внешняя поверхность дополнительного аэродинамического профиля как минимум параллельна набегающему потоку или имеет отрицательный (подветренный) угол (формируется только скачок (скачки) уплотнений, уходящий внутрь конфузора). Увеличенное (большее) статическое давление, плотность и температура в конфузоре обеспечивает воздействие вперед по направлению полета, как бы предупреждая невозмущенный поток о приближении сверхзвукового (гиперзвукового) движущегося тела, тем самым появляются условия для безударного обтекания. Этот процесс несколько увеличивает сопротивление по давлению, но значительно снижает, или исключает, волновое сопротивление. То есть, при невозможности принятия кольцевым каналом всего набегающего потока воздуха лишний воздух не заходит в канал (режим слива потока), по аналогии с воздухозаборником, а проходит мимо.At supersonic, hypersonic flight speeds, the flow of a compressible medium (air) in the confuser (tapering annular channel) is inhibited with a corresponding increase in density, pressure, and temperature. Again we get a jet stream. The formation of an external head shock wave does not occur, since the external surface of the additional aerodynamic profile is at least parallel to the incoming flow or has a negative (leeward) angle (only a shock wave (s) is formed that extends into the confuser). Increased (greater) static pressure, density and temperature in the confuser provides a forward impact in the direction of flight, as if warning an undisturbed flow about the approach of a supersonic (hypersonic) moving body, thereby creating conditions for shock-free flow. This process slightly increases the pressure resistance, but significantly reduces, or eliminates, the wave resistance. That is, if it is impossible for the annular channel to accept the entire oncoming air flow, excess air does not enter the channel (flow discharge mode), by analogy with the air intake, but passes by.
Таким образом, предложена технология создания реактивной струи и устранения головной ударной волны при перемещении подвижного объекта. Конструкция, модернизированная таким способом, обеспечивает простоту модернизации и повышения эксплуатационных характеристик подвижных объектов, таких как ракеты, снаряды, пули, мины, гранаты, торпеды, части летательных аппаратов, подводных аппаратов и т.п. при сохранении их общей надежности.Thus, the technology of creating a jet stream and eliminating the head shock wave when moving a moving object is proposed. The design, modernized in this way, provides ease of modernization and increase the operational characteristics of moving objects, such as missiles, shells, bullets, mines, grenades, torpedoes, parts of aircraft, underwater vehicles, etc. while maintaining their overall reliability.
Claims (20)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012139686/11A RU2522687C2 (en) | 2012-09-18 | 2012-09-18 | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose |
| PCT/RU2013/000803 WO2014046569A1 (en) | 2012-09-18 | 2013-09-17 | Method for optimizing the aerodynamic characteristics of elongate bodies with an ogive or pointed nose |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012139686/11A RU2522687C2 (en) | 2012-09-18 | 2012-09-18 | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012139686A RU2012139686A (en) | 2014-03-27 |
| RU2522687C2 true RU2522687C2 (en) | 2014-07-20 |
Family
ID=50341748
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012139686/11A RU2522687C2 (en) | 2012-09-18 | 2012-09-18 | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2522687C2 (en) |
| WO (1) | WO2014046569A1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU183366U1 (en) * | 2018-06-13 | 2018-09-19 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" | Mortar Mine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2573517B (en) * | 2018-05-06 | 2023-01-11 | Scott Ross Alexander | Sonic boom control and super sonic flight enhancement |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3915412A (en) * | 1972-05-09 | 1975-10-28 | Robert C Tibbs | Airfoil construction |
| US5988071A (en) * | 1997-08-21 | 1999-11-23 | Lockheed Martin Corporation | Penetrator having multiple impact segments, including an explosive segment |
| RU2186265C1 (en) * | 2001-04-10 | 2002-07-27 | Бикметов Рафик Аминович | Fairing |
| US20100327107A1 (en) * | 2009-02-24 | 2010-12-30 | Blue Origin, Llc | Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
-
2012
- 2012-09-18 RU RU2012139686/11A patent/RU2522687C2/en not_active IP Right Cessation
-
2013
- 2013-09-17 WO PCT/RU2013/000803 patent/WO2014046569A1/en not_active Ceased
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3915412A (en) * | 1972-05-09 | 1975-10-28 | Robert C Tibbs | Airfoil construction |
| US5988071A (en) * | 1997-08-21 | 1999-11-23 | Lockheed Martin Corporation | Penetrator having multiple impact segments, including an explosive segment |
| RU2186265C1 (en) * | 2001-04-10 | 2002-07-27 | Бикметов Рафик Аминович | Fairing |
| US20100327107A1 (en) * | 2009-02-24 | 2010-12-30 | Blue Origin, Llc | Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU183366U1 (en) * | 2018-06-13 | 2018-09-19 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" | Mortar Mine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2014046569A1 (en) | 2014-03-27 |
| RU2012139686A (en) | 2014-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11549789B2 (en) | Optimized subsonic projectiles | |
| CN107401956B (en) | Amphibious Cruise Missile Based on Throat Offset Aerodynamic Vectoring Nozzle and Its Attitude Control Method | |
| US10190539B2 (en) | Inlet flow restrictor | |
| US4214703A (en) | Aircraft engine nozzle | |
| US2401941A (en) | Exhaust thrust augmenter | |
| RU2522687C2 (en) | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose | |
| JP6126095B2 (en) | Nozzle structure and manufacturing method of nozzle structure | |
| RU2527250C2 (en) | Reduction of base drag and boundary layer suction of movable, for example, thrown bodies, said projectile or bullet of, primarily, ogival of sharpened nose part and body, said projectile or bullet of, primarily, ogival of sharpened nose part | |
| Suliman et al. | Computational investigation of base drag reduction for a projectile at different flight regimes | |
| RU2662719C1 (en) | Direct flow kinetic projectile | |
| CN103192988A (en) | Airship | |
| CN116696519B (en) | An infrared suppressor and an infrared suppression method | |
| Shi et al. | Numerical study of a boundary layer bleed for a rocket-based combined-cycle inlet in ejector mode | |
| JP6180005B2 (en) | Nozzle structure and manufacturing method of nozzle structure | |
| RU2181849C1 (en) | Ramjet-ejector rocket carrier | |
| RU2580376C2 (en) | Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions) | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2674407C1 (en) | Direct-flow rocket projectile | |
| US20220357135A1 (en) | Very Low Drag Aerospike Projectile | |
| Kislovskiy et al. | Redistribution of pressure along the surface of axisymmetric vehicle as a result of transverse gas jet blowing | |
| Fink | Aerodynamic Properties of an Advanced Indirect Fire System (AIFS) Projectile | |
| RU2652595C2 (en) | Anti-hail rocket | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| RU2756195C1 (en) | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system | |
| US12221925B1 (en) | Passive bypass for mitigation of inlet buzz in supersonic or hypersonic air-breathing engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150919 |