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1. 发明授权

CN104620070B 安装至少一个平坦照明器，以及轴对称地形成的飞行器的前室侧壳沿着外部轮廓具有交互截面，并且在接合框有权
公开(公告)号：CN104620070B
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201380043331.7
申请日：2013-02-15
申请人： NPO马士诺斯多耶尼军工股份公司
发明人：亚历山大·杰奥尔杰维奇·列昂诺 , 夫 , 维亚切斯拉夫·伊万诺维奇·马丁 , 诺夫 , (续)
IPC分类号： F42B15/12 , F42B15/34 , H01Q1/42 , B64C1/14 , B64C1/38
CPC分类号： F42B10/46 , F42B10/62 , F42B15/34
摘要：架的平面中具有最大截面直径。本发明涉及一种可控导弹武器，并且更具体地涉及在弹道最后部分中具有自动追踪的航空弹道导弹(ABM)的设计。本发明所解决的问题在于创建飞行器(主要是ABM)的前室(FC)，可以同时将用于自动追踪和/或轨迹导航系统的多个有源和/或无源机载前置传感器装配在前室中，所述前室在控制信道之间的交叉通信的水平和阻力方面具有气动高效性，并且允许支持机载制导和/或导航系统的独立滚动的稳定性。解决所提及的问题在于在飞行器(AV)的前室中，所述室包括具有平坦照明器的前沿板和具有接合框的侧壳，该前沿板为楔形形式并且具有在AV俯仰平面中的60度至170度的楔形平面的张角，在前室中(72)发明人亚历山大·尼古拉耶维奇·拉夫列诺夫　米克歇尔·谢尔盖耶维奇·贝奇科夫　弗拉迪米尔·皮特罗维奇·伊万诺夫　穆拉德·迪尔沙托维奇·萨芬　安德雷·尼古拉耶维奇·斯特拉霍夫　米哈伊尔·瓦连京诺维奇·博尔沙科夫　弗拉迪米尔·萨穆伊洛维奇·亚特茨克　谢尔盖·杰奥尔杰维奇·米罗车恩克　伊利亚·亚历山德罗维奇·伊万诺夫　尼古拉·斯捷潘诺维奇·斯维林　罗曼·安德烈耶维奇·佩图霍夫　弗拉迪米尔·阿纳托莱维奇·奥格涅夫　德米特里·米克歇尔罗维奇·苏尔科夫

2. 发明公开

CN104620070A 飞行器的前室有权
公开(公告)号：CN104620070A
公开(公告)日：2015-05-13
申请号：CN201380043331.7
申请日：2013-02-15
申请人： NPO马士诺斯多耶尼军工股份公司
发明人：亚历山大·杰奥尔杰维奇·列昂诺夫 , 维亚切斯拉夫·伊万诺维奇·马丁诺夫 , 亚历山大·尼古拉耶维奇·拉夫列诺夫 , 米克歇尔·谢尔盖耶维奇·贝奇科夫 , 弗拉迪米尔·皮特罗维奇·伊万诺夫 , 穆拉德·迪尔沙托维奇·萨芬 , 安德雷·尼古拉耶维奇·斯特拉霍夫 , 米哈伊尔·瓦连京诺维奇·博尔沙科夫 , 弗拉迪米尔·萨穆伊洛维奇·亚特茨克 , 谢尔盖·杰奥尔杰维奇·米罗车恩克 , 伊利亚·亚历山德罗维奇·伊万诺夫 , 尼古拉·斯捷潘诺维奇·斯维林 , 罗曼·安德烈耶维奇·佩图霍夫 , 弗拉迪米尔·阿纳托莱维奇·奥格涅夫 , 德米特里·米克歇尔罗维奇·苏尔科夫
IPC分类号： F42B15/12 , F42B15/34 , H01Q1/42 , B64C1/14 , B64C1/38
CPC分类号： F42B10/46 , F42B10/62 , F42B15/34
摘要：本发明涉及一种可控导弹武器，并且更具体地涉及在弹道最后部分中具有自动追踪的航空弹道导弹(ABM)的设计。本发明所解决的问题在于创建飞行器(主要是ABM)的前室(FC)，可以同时将用于自动追踪和/或轨迹导航系统的多个有源和/或无源机载前置传感器装配在前室中，所述前室在控制信道之间的交叉通信的水平和阻力方面具有气动高效性，并且允许支持机载制导和/或导航系统的独立滚动的稳定性。解决所提及的问题在于在飞行器(AV)的前室中，所述室包括具有平坦照明器的前沿板和具有接合框的侧壳，该前沿板为楔形形式并且具有在AV俯仰平面中的60度至170度的楔形平面的张角，在前室中安装至少一个平坦照明器，以及轴对称地形成的侧壳沿着外部轮廓具有交互截面，并且在接合框架的平面中具有最大截面直径。当安装两个以上的照明器时，所述照明器可具有不同的光谱发射范围。此外，侧壳可以形成如下：圆锥形–圆锥体的母线向接合框架的平面倾斜60度至89度的角；双圆锥形–前沿圆锥体的母线向前沿圆锥体与拖尾圆锥体之间的接合平面倾斜60度至89度的角，并且拖尾圆锥体的母线向接合框架的平面倾斜15度至89度的角。侧壳的剖面的母线还可被构造成尖顶拱形、抛物线形、样条形式以及所述形式的组合。可在FC的侧壳中形成可以是光学透明或者雷达透明的棱柱或者圆柱形的插入件。AV的前室还可被构造成使前沿和侧壳的与其邻近的一部分可以相对于AV的长轴旋转。此外，可以通过密封膜分隔FC的可旋转部分与不可移动部分。轴承可以被安装在FC的可旋转部分与不可移动部分之间的隔离平面中。热绝缘件可被安装在侧壳与前沿板内侧的高速AV的FC上，不包括照明器。此外，热绝缘件可被安装在高速AV的FC的侧壳和前沿板内侧上，但不包括照明器。此外，热绝缘件可由在30摄氏度至75摄氏度的温度范围内具有相变的材料形成。此外，照明器可在内侧上被可移动的热绝缘板覆盖。高速AV的前室还可设置有气动针，并且具有可以装载后者的可能：例如，在FC内为伸缩的或者在预先点火时相对于AV长轴倾斜高达120度的角。当使用所提出的技术方案时实现的积极效果包括：-可以将包括多信道有源和/或无源系统的高精度机载制导和/或飞行弹道校正系统与高速AV上的前室进行高效地装配；-可以改变AV中用于固定几何形状的FC的自治制导/导航信道的数量；-可以借助于FC的可旋转部分的独立稳定性通过滚动控制使AV的机载制导/导航系统稳定。同时，根据所提出的技术方案的前室可包括额外的元件(部件、单元、机构等)，从而可以确保产品在极端气流压力、热流、重型负载、振动以及在现代和未来的AV的其他飞行因素特征等条件下正常运行。

3. 发明申请

WO2014027919A1 ГОЛОВНОЙ ОТСЕК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 审中-公开
标题翻译：航空母舰的前舱
公开(公告)号：WO2014027919A1
公开(公告)日：2014-02-20
申请号：PCT/RU2013/000126
申请日：2013-02-15
申请人： ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ВОЕННО-ПРОМЫШЛЕННАЯ КОРПОРАЦИЯ "НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ МАШИНОСТРОЕНИЯ"
发明人： ЛЕОНОВ, Александр Георгиевич , МАРТЫНОВ, Вячеслав Иванович , ЛАВРЕНОВ, Александр Николаевич , БЫЧКОВ, Михаил Сергеевич , ИВАНОВ, Владимир Петрович , САФИН, Мурад Дильшатович , СТРАХОВ, Андрей Николаевич , БОЛЬШАКОВ, Михаил Валентинович , ЯЦЫК, Владимир Самуилович , МИЛЮЧЕНКО, Сергей Георгиевич , ИВАНОВ, Илья Александрович , СВИРИН, Николай Степанович , ПЕТУХОВ, Роман Андреевич , ОГНЕВ, Владимир Анатольевич , СУРКОВ, Дмитрий Михайлович
IPC分类号： F42B15/12 , F42B15/34 , H01Q1/42 , B64C1/14 , B64C1/38
CPC分类号： F42B10/46 , F42B10/62 , F42B15/34
摘要： Изобретение относится к управляемому ракетному оружию, а более конкретно - к конструкции аэробаллистических ракет (АБР) с самонаведением на конечном участке траектории. Целью предлагаемого изобретения является создание головного отсека (ГО) летательного аппарата (в первую очередь, АБР) с возможностью компоновки в нем одновременно нескольких активных и/или пассивных бортовых сенсоров головки самонаведения и/или системы маршрутной навигации, аэродинамически рационального с точки зрения лобового сопротивления и уровня перекрестных связей между каналами управления, допускающего возможность независимой стабилизации по крену бортовых систем наведения и/или навигации. Указанная цель достигается тем, что в головном отсеке летательного аппарата (ЛА), включающем переднюю панель с плоскими иллюминаторами и боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, передняя панель выполнена в виде клина, с углом развала плоскостей клина 60...170 градусов в тангажной плоскости ЛА, в которых установленоне менее одного плоского иллюминатора, а боковая обечайка выполнена осесимметричной с переменным сечением по внешнему контуру, с максимальным диаметром сечения в плоскости стыковочного шпангоута. При установке двух и более иллюминаторов они могут иметь различные спектральные диапазоны пропускания. При этом боковая обечайка выполнена: коническая - с углом наклона образующей конуса к плоскости стыковочного шпангоута 60...89 градусов, биконическая - с углом наклона образующей переднего конуса к плоскости стыка переднего и заднего конусов 60...89 градуса, и углом наклона образующей заднего конуса к плоскости стыковочного шпангоута 15...89 градусов. Образующая профиля боковой обечайки может выполняться также оживальной, параболической, в виде сплайна и как комбинация этих форм. В боковой обечайке ГО может быть выполнена призматическая или цилиндрическая вставка, которая может быть оптически или радиопрозрачной. Головной отсек ЛА может также выполняться с возможностью поворота передней панели и смежной с ней части боковой обечайки относительно продольной оси ЛА. При этом поворотная часть ГО может отделяться от неподвижной части герметичной мембраной. В плоскости разделения поворотной и неподвижной частей ГО может быть установлен подшипник. На ГО скоростных ЛА с внутренней стороны боковой обечайки и передней панели, за исключением иллюминаторов, может устанавливаться теплоизоляция. При этом теплоизоляция может быть выполнена из материала с фазовым переходом в диапазоне температур 30...75 градусов Цельсия. Кроме того, иллюминаторы с внутренней стороны могут закрываться сдвигаемыми теплоизолирующими накладками. Головной отсек скоростных ЛА может также снабжаться аэродинамической иглой, в том числе с возможностью ее складывания: например, телескопического внутрь ГО либо с предстартовым склонением на угол до 120 градусов относительно продольной оси ЛА. Положительный эффект, который достигается при применении представленного технического решения, включает: - возможность рационально закомпоновать на скоростных ЛА головной отсек с высокоточными бортовыми системами наведения и/или коррекции траектории полета, в том числе многоканальными активными и/или пассивными; - возможность варьирования количеством автономных каналов наведения/навигации ЛА для ГО фиксированной геометрии; - возможность стабилизации бортовых систем наведения/навигации ЛА по каналу крена путем независимой стабилизации поворотной части ГО. Одновременно головной отсек по предлагаемому техническому решению может включать дополнительные элементы (детали, узлы, механизмы и т.п.), позволяющие обеспечить штатную работу изделия в условиях экстремальных скоростных напоров, теплопотоков, силовых нагрузок, вибраций и прочих полетных факторов, характерных для современных и перспективных ЛА.
摘要翻译：本发明涉及一种可控制的导弹武器，更具体地说，涉及在轨迹的最后部分中具有目标寻求指导的气体弹道导弹（ABM）的设计。所提出的发明所解决的问题在于，创建一个飞行器（主要是ABM）的前隔间（FC），其中可以同时在其中组装多个主动和/或无源车载前传感器，用于寻靶指导和/或路线导航系统，所述前隔室在阻力和控制通道之间的交叉通信水平方面具有空气动力学效能，并且允许车载引导和/或导航系统的独立摇摆稳定的可能性。上述问题的解决之处在于，在空中客车（AV）的前隔室中，所述隔间包括具有平坦照明器的前面板和具有接合框架的侧面外壳，所述前面板为楔形，在AV的俯仰平面中的楔形平面的喇叭角为60度至170度，其中安装了最小的一个平坦的照明器，并且侧面壳体沿着外部轮廓以交替的部分轴对称地形成，并且在接合框架的平面中具有最大截面直径。当安装两个或更多个照明器时，所述照明器可以具有不同的光谱透射范围。此外，侧壳形成如下：圆锥形 - 锥形母线与接线架的平面的倾斜角为60度至89度，双锥形 - 与母线的母线倾斜角度引导锥体到60 ... 89度的前锥和后锥之间的连接点的平面，并且后锥的母线与接合框架的平面的倾斜角为15 ... 89度。侧壳的轮廓的母线也可以被构造为椭圆形，抛物线形，以花键的形式并且作为所述形式的组合。可以在FC的侧壳中形成可以是光学透明的或雷达透明的棱柱形或圆柱形插入物。 AV的前隔室也可以被构造成具有前导面板的可能性，并且与其相邻的外壳的一部分相对于AV的纵向轴线旋转。此外，FC的可旋转部分可以通过密封膜与不可移动部分分离。轴承可以安装在FC的可旋转部分和不可移动部分之间的分离平面中。绝热可以安装在高速AV的FC上，侧面外壳和前面板的内侧，不包括照明器。此外，绝热可以由具有在30摄氏度到75摄氏度的温度范围内的相变的材料形成。此外，照明器可以通过可移动隔热板在内侧被覆盖。高速AV的前隔室还可以设置有空气动力学针，其包括可以将后者收起的可能性：例如，可伸缩地在FC内，或者预倾斜到相对于纵向的高达120度的角度 AV的轴。使用技术解决方案时所产生的积极作用包括： - 高精度车载导航和/或飞行轨迹校正系统（包括多通道主动和/或被动系统; - 改变固定几何的FC的AV的自主引导/导航通道的数量的可能性; - 通过FC的可旋转部分的独立稳定，通过滚动控制来稳定AV的车载引导/导航系统的可能性。同时，根据所提出的技术方案的前隔室可以包括附加元件（部件，单元，机构等），使得可以在极端空气速度压力，热流，重的条件下确保制品的正常操作现代和预期AV的特征的负载，振动和其他飞行因素。

4. 发明申请

WO2008143715A3 ECCENTRIC DRIVE CONTROL ACTUATION SYSTEM 审中-公开
标题翻译：偏心驱动控制执行系统
公开(公告)号：WO2008143715A3
公开(公告)日：2009-02-12
申请号：PCT/US2007088912
申请日：2007-12-27
申请人： HR TEXTRON INC , MOCK M ROBERT
发明人： MOCK M ROBERT
IPC分类号： F42B10/62 , F42B10/64
CPC分类号： F42B10/64 , F42B10/62
摘要： A control surface actuation system has the ability to move aerodynamic control surfaces using a rotational motion of a motor. In an arrangement, rotational motion of the motor enables the aerodynamic control surfaces of a rotating projectile to oscillate and thus vary the angle of the control surfaces as the projectile spins. The rotation of a motor (40) in one direction in combination with a gear (62) and a link (42) and a crank arm (72) attached to a shaft (38) of the aerodynamic control surfaces (36) allows the control surfaces to move in fluttering motion to induce the maneuvering of a projectile in the desired direction. A controller takes information regarding the current condition of the projectile and drives the motor to move the aerodynamic devices to maneuver the projectile.
摘要翻译：控制表面致动系统具有使用电动机的旋转运动来移动空气动力学控制表面的能力。在一种布置中，马达的旋转运动使得旋转的抛射体的空气动力学控制表面能够摆动并因此随着弹丸旋转而改变控制表面的角度。马达（40）沿与空气动力学控制表面（36）的轴（38）连接的齿轮（62）和连杆（42）和曲柄臂（72）组合的一个方向的旋转允许控制表面在飘动的运动中移动以引起射弹在所期望的方向上的操纵。控制器获取关于弹丸的当前状况的信息，并驱动电动机移动空气动力装置以操纵射弹。

5. 发明申请

WO2013043096A1 DETERMINATION OF ANGLE OF INCIDENCE 审中-公开
标题翻译：确定角度变化
公开(公告)号：WO2013043096A1
公开(公告)日：2013-03-28
申请号：PCT/SE2012/000134
申请日：2012-09-13
申请人： BAE SYSTEM BOFORS AB , LARSSON, Mats
发明人： LARSSON, Mats
IPC分类号： F42B10/64 , G05D1/08
CPC分类号： F42B10/62 , F42B10/60 , F42B10/64 , F42B15/01 , G01P13/025
摘要： The invention relates to a method for determining angle of incidence for a projectile in the path of the projectile from launcher to target, which projectile is guidable and substantially or partially roll-stable and comprises a control system and at least two actuators with associated control members, in which the following steps are included: determination of applied force for pitch control by evaluation of the moment upon the actuators of the projectile, determination of applied force for yaw control by evaluation of the moment upon the actuators of the projectile, calculation of the pitch component a of the angle of incidence and of the yaw component β of the angle of incidence, based on comparison between the evaluated moments and reference data for moments. The invention also relates to a GNC system.
摘要翻译：本发明涉及一种用于确定射弹在从发射器到目标的路径中的入射角的方法，该射弹是可引导的并且基本上或部分地滚动稳定，并且包括控制系统和至少两个具有相关联的控制构件的致动器，其中包括以下步骤：通过评估射弹致动器上的力矩来确定用于俯仰控制的施加力，通过评估射弹致动器上的力矩来确定用于偏航控制的施加力，计算基于评估的力矩和力矩的参考数据之间的比较，入射角和偏角成分β的俯仰分量a。本发明还涉及一种GNC系统。

6. 发明申请

WO2004097541B1 CONTROL SYSTEM FOR CRAFT AND A METHOD OF CONTROLLING CRAFT 审中-公开
标题翻译：工艺控制系统和工艺控制方法
公开(公告)号：WO2004097541B1
公开(公告)日：2004-12-23
申请号：PCT/GB2004001846
申请日：2004-04-29
申请人： MASS CONSULTANTS LTD , NEWTON JOHN WILLIAM
发明人： NEWTON JOHN WILLIAM
IPC分类号： F42B10/62 , G05D1/08 , G05D1/10
CPC分类号： F42B10/62 , G05D1/0808 , G05D1/107
摘要： A control system for a missile (11) having a moving wing (12) and moving tail (13) which have synchronised operation for automated variable displacement. The system provides improved manoeuvrability allowing enhanced look and impact. The system is also applicable to aircraft, marine craft and UAV craft.
摘要翻译：一种用于导弹（11）的控制系统，该导弹具有移动的机翼（12）和移动的尾部（13），该机翼具有用于自动化可变位移的同步操作。该系统提供改进的机动性，增强外观和影响。该系统也适用于飞机，船舶和无人机飞行器。

7. 发明申请

WO2004097541A1 CONTROL SYSTEM FOR CRAFT AND A METHOD OF CONTROLLING CRAFT 审中-公开
标题翻译： CRAFT控制系统及控制方法
公开(公告)号：WO2004097541A1
公开(公告)日：2004-11-11
申请号：PCT/GB2004/001846
申请日：2004-04-29
申请人： MASS CONSULTANTS LIMITED , NEWTON, John, William
发明人： NEWTON, John, William
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： F42B10/62 , G05D1/0808 , G05D1/107
摘要： A control system for a missile (11) having a moving wing (12) and moving tail (13) which have synchronised operation for automated variable displacement. The system provides improved manoeuvrability allowing enhanced look and impact. The system is also applicable to aircraft, marine craft and UAV craft.
摘要翻译：一种用于具有移动翼（12）和移动尾（13）的导弹（11）的控制系统，其具有用于自动可变排量的同步操作。该系统提供了改进的机动性，从而增强了外观和影响力。该系统还适用于飞机，船舶和无人机。

8. 发明申请

WO2012117217A1 CAM DRIVEN MOVEMENT MECHANISM 审中-公开
标题翻译： CAM驱动机构
公开(公告)号：WO2012117217A1
公开(公告)日：2012-09-07
申请号：PCT/GB2012/000196
申请日：2012-02-28
申请人： CORCOST LIMITED , CORCORAN, Steven
发明人： CORCORAN, Steven
IPC分类号： F16H25/00 , A61G5/10 , F41H5/007 , F41H5/013 , B60N2/02
CPC分类号： F41H5/013 , A61G5/1067 , A61G5/1075 , A61G5/14 , B60N2/0276 , B60N2/161 , B60N2/164 , B60N2/181 , B60N2/1853 , B60N2/501 , F41H5/007 , F42B10/14 , F42B10/62
摘要： A cam driven movement mechanism comprising a position adjustable surface having an associated movement mechanism operable to effect changes in the position of the surface relative to a reference plane, the movement mechanism comprising at least one cam and wherein the surface is supported by the at least one cam such that rotation of the at least one cam results in movement of the surface relative to the reference plane and a control system reactive to an external stimuli to effect movement of the cam, and so reposition the surface.
摘要翻译：一种凸轮驱动运动机构，包括位置可调节表面，该表面具有相关联的移动机构，该运动机构可操作以实现相对于参考平面的表面位置的改变，所述运动机构包括至少一个凸轮，并且其中所述表面由所述至少一个凸轮使得至少一个凸轮的旋转导致表面相对于参考平面的移动，以及与外部刺激无关的控制系统以实现凸轮的移动，并因此重新定位表面。

9. 发明申请

WO2008118159A2 SPIN STABILIZER PROJECTILE TRAJECTORY CONTROL 审中-公开
标题翻译：旋转稳定器项目轨迹控制（SPIN STABILIZER PROJECTILE TRAJECTORY CONTROL）
公开(公告)号：WO2008118159A2
公开(公告)日：2008-10-02
申请号：PCT/US2007/025111
申请日：2007-12-07
申请人： SIMMONDS PRECISION PRODUCTS, INC. , JENKINS, Dennis Hyatt , BYRNE, Jim , CHRISTIANA, John , FRANZ, Paul , KELLY, Tom
发明人： JENKINS, Dennis Hyatt , BYRNE, Jim , CHRISTIANA, John , FRANZ, Paul , KELLY, Tom
IPC分类号： F42B10/62 , F42B10/26
CPC分类号： F42B10/62 , F41G7/346 , F41G7/36 , F42B15/01
摘要： A Reconfigurable Nose Control System (RNCS) is designed to adjust the flight path of spin-stabilized artillery projectiles. The RNCS uses the surface of a projectile nose cone as a trim tab. The nose cone may be despun by the action of aerodynamic surfaces, to zero spin relative to earth fixed coordinates using local air flow, and deflected by a simple rotary motion of a Divert Motor about the longitudinal axis of the projectile. A forward section of the nose cone having an ogive is mounted at an angle to the longitudinal axis of the projectile, forming an axial offset of an axis of the forward section with respect to the longitudinal axis of the projectile. Another section of the nose cone includes another motor, the Roll Generator Motor, that is rotationally decoupled from the forward section and rotates the deflected forward section so that its axis may be pointed in any direction within its range of motion. Accordingly, deflection and direction of the forward section may be modulated by combined action of the motors during flight of the projectile.
摘要翻译：可重构鼻子控制系统（RNCS）旨在调整旋转稳定炮弹的飞行路径。 RNCS使用弹丸鼻锥的表面作为装饰片。鼻锥可以通过空气动力学表面的作用去除，使用局部气流相对于地球固定坐标进行零旋转，并且通过转向马达围绕射弹纵轴的简单旋转运动而偏转。具有ogive的鼻锥体的前部部分以与射弹的纵向轴线成一定角度安装，形成相对于射弹的纵向轴线的前部分的轴线的轴向偏移。鼻锥的另一部分包括另一个电动机，即辊发生器电动机，其与前部旋转地解耦并使偏转的前部旋转，使得其轴线可以在其运动范围内的任何方向上指向。因此，前向部分的偏转和方向可以通过在抛射体飞行期间电机的组合作用来调节。

10. 发明申请

WO1982003453A1 DIRECTIONAL CONTROL DEVICE FOR AIRBORNE OR SEABORNE MISSILES 审中-公开
标题翻译：航空或西伯利亚航空公司的方向控制装置
公开(公告)号：WO1982003453A1
公开(公告)日：1982-10-14
申请号：PCT/AU1982000044
申请日：1982-03-30
申请人： COMMW AUSTRALIA , THOMSON KEITH DONALD
发明人： COMMW AUSTRALIA
IPC分类号： F42B15/02
CPC分类号： F42B19/01 , F42B10/62
摘要： Un missile d'utilisation aerienne et marine dans lequel la commande directionnelle autour d'un axe de vol comprend un nez (2) pouvant devier angulairement par rapport a l'axe de vol du corps (1) du missile pour former des moyens de direction en changeant l'ecoulement de fluide sur le corps (1) et des moyens (4, 5) entre le nez (2) et le corps (1) pour effectuer une deviation angulaire autour d'un point de pivotement universel (3) entre le nez (2) et le corps (1).

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