ru hbs_cyr mk mk mk mk hbs_cyr mk mk ru hbs_cyr mk mk ru hbs_cyr mk ru mk hbs_cyr mk mk mk mk ru ru ru mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk hbs_cyr mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk hbs_cyr mk mk mk mk mk ru ru mk hbs_cyr mk mk mk mk mk ru mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk mk hbs_cyr hbs_cyr uk de mk de mk de mk mk de mk de mk de mk de mk de mk de mk mk de bg de mk de hbs_cyr de ru de mk de hbs_cyr de mk de mk de mk de mk hbs_cyr mk mk mk mk hbs_cyr mk mk ru hbs_cyr mk mk ru hbs_cyr mk ru mk mk mk mk mk mk en mk mk mk en mk mk
Мулти-режим на хиперсонично беспилотно летало „Чекан“ - Простор 2022
Во моментов, OAO NPO Molniya развива мулти-режим хиперсонично беспилотно летало на тема истражувачки и развојни работи „Чекан“. Овој беспилотно летало се смета за прототип демонстратор на технологии за хиперсоничен авион за забрзување без екипаж со електрана со комбиниран екран турбо-рамет. Клучната технологија на прототипот е употребата на мотор ramjet (ramjet) со субсонична комора за согорување и уред за внесување воздух на екранот.
Пресметани и експериментални параметри на прототипот на демонстраторот:
Позадината на ова истражување и развој беше проект на суперсонично летало без екипаж со повеќе режими (МСБЛА) развиено од АД НПО Молнија, во кое беше утврден аеродинамичниот изглед на перспективен забрзан авион без екипаж или екипаж. Клучната технологија на MSBLA е употребата на мотор ramjet (ramjet) со субсонична комора за согорување и уред за внесување воздух на екранот. Дизајн на параметри на MSBLA: крстарење со Мах броеви М = 1,8 … 4, висина на летот од ниски до H ≈ 20,000 m, тежина на лансирање до 1000 кг.
Распоредот на влезниот воздух проучен на штандот SVS-2 на TsAGI покажа ниска ефикасност на применетиот вентрален клин штит, направен „истовремено“со трупот на авионот (слика А) и правоаголен штит со распон еднаков на ширината на трупот на авионот (слика Б).
И двајцата обезбедија приближна постојаност на коефициентите на закрепнување на вкупниот притисок v и протокот f во аголот на напад, наместо да ги зголемат.
Бидејќи фронталниот екран од типот што се користеше на ракетата Х-90 не беше соодветен за MSBLA, како прототип на забрзувачки авиони, беше одлучено, врз основа на експериментални студии на ЦАГИ во раните 80-ти, да се развие вентрален екран, задржувајќи ја конфигурацијата со двостепено централно тело добиено со резултатите од тестот.
Во текот на две фази на експериментално истражување на специјален штанд SVS-2 TsAGI, декември 2008-февруари 2009 и март 2010 година, со средна фаза на нумерички студии за пребарување, уред за внесување воздух на екран (EHU) со двостепен конусен беше развиено тело со различни пресметани броеви.Мах во чекори, што овозможи да се добие прифатлив потисок во широк опсег на Махови броеви.
EVZU за првпат беше развиен и применет на хиперсоничен експериментален авион Х-90 развиен од НПО Радуга (крстосувачка ракета, според класификацијата на НАТО АС-19 Коала)
Како резултат на тоа, аеродинамичката конфигурација на прототипот беше развиена според шемата "хибрид" наречена од авторите со интеграција на ЕХУ во системот на носители.
Хибридната шема има карактеристики и на шемата „патка“(според бројот и локацијата на површините на лежиштето) и шемата „без опашка“(според видот на надолжните контроли). Типична траекторија MSBLA вклучува лансирање од фрлач на земја, забрзување со засилувач на цврсти горива до брзина на лансирање суперсоничен рамет, лет според дадена програма со хоризонтален сегмент и сопирање до мала субсонична брзина со меко слетување со падобран На
Може да се види дека хибридниот распоред, поради поголем ефект на подлога и оптимизација на аеродинамичниот распоред за минимално повлекување при a = 1,2 ° … 1,4 °, имплементира значително повисоки максимални максимални броеви на Мах M ≈ 4,3 во широк опсег опсег на надморска височина H = 11 … 21 км. Шемите "патка" и "без опашка" достигнуваат максимална вредност на бројот М = 3.72 … 3.74 на висина Н = 11 км. Во овој случај, хибридната шема има мала добивка поради поместувањето на минималниот отпор и при ниски броеви на Мах, со опсег на броеви на летови М = 1,6 … 4,25 на надморска височина од ≈ 11 км. Најмалата област на рамнотежен лет се реализира во шемата "патка".
Табелата ги прикажува пресметаните податоци за перформансите на летот за развиените распореди за типични траектории на летови.
Опсегот на летови, кои имаат исто ниво за сите верзии на MSBLA, покажаа можност за успешно создавање на забрзувачки авиони со малку зголемена релативна резерва на гориво од керозин со опсег на суперсонично летање од 1500-2000 км за враќање во домашниот аеродром. Во исто време, развиениот хибриден распоред, кој е последица на длабоката интеграција на аеродинамичката шема и внесот на воздухот на екранот на моторот Рамеџт, имаше јасна предност во однос на максималната брзина на летање и опсегот на височини во кои се реализираат максималните брзини. Апсолутните вредности на бројот Мах и висината на летот, достигнувајќи Мmax = 4,3 на Нmax Mmax = 20,500 m, укажуваат на тоа дека воздушниот систем за повеќекратна употреба со хиперсоничен засилувач на висока надморска височина е изводлив на ниво на постојните технологии во Русија. Вселенската фаза за еднократна употреба е 6-8 пати во споредба со лансирањето од земја.
Овој аеродинамичен распоред беше последната опција за разгледување на повеќекратно безуспешно летало со повеќе режими со голема суперсонична брзина на летање.
Врз основа на ова, се формираше техничкиот изглед и општиот распоред на забрзувачкиот авион за транспортниот систем за лесна класа со капацитет за дизајн од околу 1000 кг во орбита на ниска земја од 200 км. Оценка на параметрите за тежина на течна двостепена орбитална фаза базирана на мотор со кислород-керозин RD-0124 беше спроведена со метод на карактеристична брзина со интегрални загуби, врз основа на условите за лансирање од забрзувачот.
Во првата фаза, инсталиран е моторот RD-0124 (празен поттик 30.000 кг, специфичен импулс 359 с), но со намален дијаметар на рамката и затворени комори, или моторот RD-0124M (се разликува од основата една по една комора и нова млазница со поголем дијаметар); во втората фаза, мотор со една комора од РД-0124 (се претпоставува потисна сила од 7.500 кг). Врз основа на добиениот извештај за тежина на орбиталната фаза со вкупна тежина од 18,508 кг, беше развиена неговата конфигурација, а врз основа на тоа - распоред на хиперсоничен засилувачки авион со тежина на полетување од 74,000 кг со комбинирана електрана (КСУ).
Моторите TRDF и ramjet се сместени во вертикален пакет, што овозможува секој од нив да се монтира и сервисира одделно. Целата должина на возилото беше искористена за да се смести мотор на рамеџ со ЕВЦ со максимална големина и, соодветно, потисок. Максималната тежина на полетување на возилото е 74 тони.Празната тежина е 31 тон.
Делот прикажува орбитална фаза-двостепено течно лансирно возило со тежина од 18,5 тони, вбризгувајќи лансирно возило од 1000 килограми во орбита на ниска земја од 200 километри. Видливи се и 3 TRDDF AL-31FM1.
Експерименталното тестирање на моторот Рамеџ со оваа големина се претпоставува дека ќе се изврши директно во тестовите за летање, користејќи турбомотор за забрзување. При развивање унифициран систем за внесување воздух, беа усвоени основните принципи:
Имплементирано со одвојување на воздушните канали за моторот со турбо мотор и моторот Рамџет зад суперсоничниот дел од внесот на воздух и развојот на едноставен трансформаторски уред што го претвора суперсоничниот дел од ЕХУ во нерегулирани конфигурации „кружно патување“, истовремено менувајќи го снабдување со воздух помеѓу каналите. EVZU на возилото при полетување работи на мотор со турбо мотор, кога брзината е поставена на M = 2, 0, се префрла на моторот ramjet.
Товарниот простор и главните резервоари за гориво се наоѓаат зад трансформаторот EVCU во хоризонтално пакување. Употребата на резервоари за складирање е неопходна за термичко раздвојување на „жешката“структура на трупот и „ладните“резервоари со топлина изолирани со керозин. Преградата TRDF се наоѓа зад товарниот простор, кој има канали за проток за ладење на млазниците на моторот, дизајнот на преградата и горниот размавта на млазницата ramjet кога работи TRDF.
Принципот на работа на трансформаторот EVZU на забрзувачкиот авион ја исклучува, со точност од мала вредност, отпорот на силата на подвижниот дел на уредот од страната на влезниот проток. Ова ви овозможува да ја минимизирате релативната маса на системот за внесување воздух со намалување на тежината на самиот уред и неговиот погон во споредба со традиционалните прилагодливи правоаголни доводи за воздух. Моторот Рамеџет има млазница-дренажа, која во затворена форма за време на работата на турбо-моторот обезбедува непречен проток на протокот околу трупот на авионот. При отворање на млазницата за одвод при премин во режим на работа на моторот ramjet, горниот капак го затвора долниот дел од одделот за моторот со турбо мотор. Отворената млазница Рамеџ е суперсоничен конфузер и, со одреден степен на недоволно проширување на млазот млазница, што се реализира при високи броеви на Мах, обезбедува зголемување на потисот поради надолжната проекција на силите на притисок на горниот размавта.
Во споредба со прототипот, релативната површина на конзолите на крилата е значително зголемена поради потребата за полетување / слетување на авиони. Механизацијата на крилата вклучува само височини. Каилите се опремени со кормила кои можат да се користат како клапи за сопирачки при слетување. За да се обезбеди непречен проток при брзини на субсонични летови, екранот има преклоплив нос. Опремата за слетување на забрзувачкиот авион е со четири столба, со поставување долж страните за да се исклучи навлегување нечистотија и туѓи предмети во влезот на воздух. Ваквата шема беше тестирана на производот ЕПОС - аналог на орбиталниот систем на авиони „Спирала“, што овозможува, слично како и велосипедската шасија, да „сквоти“при полетување.
Поедноставен цврст модел во CAD средина беше развиен за да се одредат тежините на летот, позицијата на центарот на масата и само-моментите на инерција на засилувачкиот авион.
Структурата, електраната и опремата на засилувачкиот авион беа поделени на 28 елементи, од кои секоја беше оценета според статистички параметар (специфична тежина на намалената кожа, итн.) И беше моделирана од геометриски сличен цврст елемент. За изградба на трупот и површините на лежиште, се користеше пондерирана статистика за авионите МиГ-25 / МиГ-31. Масата на моторот АЛ-31Ф М1 се зема „по факт“. Различни проценти на полнење со керозин беа моделирани со скратени „фрлања“од цврста состојба на внатрешните шуплини на резервоарите за гориво.
Исто така, беше развиен поедноставен модел на цврста состојба на орбиталната фаза. Масите на структурните елементи беа земени врз основа на податоците за блокот I (третата фаза на лансирното возило Сојуз-2 и ветувачкото лансирно возило Ангара) со распределбата на константни и променливи компоненти во зависност од масовното гориво.
Некои карактеристики на добиените резултати од аеродинамиката на развиените авиони:
Кај авионите за гас, за да се зголеми опсегот на летање, режимот на лизгање се користи при конфигурирање на рамџет, но без снабдување со гориво до него.Во овој режим, се користи млазница за одвод, што го намалува неговото решение кога моторот Рамеџет е исклучен во областа на протокот што обезбедува проток во каналот ЕХУ, така што нафрлањето на субсоничниот дифузер на каналот станува еднаков на отпорот на млазницата:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Едноставно кажано, принципот на работа на уредот за гаснење се користи на тест-инсталации за воздух-воздух тип SVS-2 TsAGI. Подлогата за одвод на млазницата го отвора долниот дел од одделот TRDF, кој започнува да создава сопствен отпор на дното, но помал од отпорот на исклучениот рамеџ со суперсоничен проток во каналот за внесување воздух. Во тестовите на EVCU на инсталацијата SVS-2 TsAGI, беше прикажана стабилна работа на влезот на воздух со Мах број М = 1,3, затоа, може да се тврди дека режимот на планирање со употреба на млазница за одвод како задушување на EVCU во може да се тврди опсегот 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Перформанси на летот и типична патека за летање
Задачата на засилувачкиот авион е да лансира орбитална етапа од страната во летот, на надморска височина, брзина на летање и агол на траекторија што ги исполнуваат условите за максимална носивост на маса во референтната орбита. Во прелиминарната фаза на истражување на проектот Хамер, задачата е да се постигне максимална надморска височина и брзина на летање на овој авион кога се користи маневарот „слајд“за да се создадат големи позитивни вредности на аголот на траекторијата на неговата растечка гранка. Во овој случај, условот е поставен да ја минимизира брзината на глава при одвојување на етапата за соодветно намалување на масата на облините и да ги намали оптоварувањата на товарниот простор во отворена положба.
Првичните податоци за работата на моторите беа влечењето на летот и економските карактеристики на АЛ-31Ф, коригирани според податоците од клупата на моторот АЛ-31Ф М1, како и карактеристиките на прототипот на моторот Рамаџет, препрочистен во сооднос со комората за согорување и аголот на екранот.
На сл. ги покажува областите на хоризонтален стабилен лет на хиперсоничен забрзувачки авион во различни начини на работа на комбинираната електрана.
Секоја зона се пресметува за просекот преку соодветниот дел од акцелераторот на проектот „Чекан“за просечните маси долж деловите на траекторијата на масата на летот на возилото. Може да се види дека засилувачкиот авион го достигнува максималниот лет Мах број М = 4,21; кога летате со турбо -млазни мотори, бројот на Мах е ограничен на М = 2,23. Важно е да се напомене дека графиконот ја илустрира потребата да се обезбеди потребниот удар на марџет за авионите за гас во широк опсег на броеви Мах, што беше постигнато и експериментално определено за време на работата на прототипот на уредот за внесување воздух на екранот. Полетувањето се изведува при брзина на подигнување V = 360 m / s - својствата на лежиштата на крилото и екранот се доволни без употреба на механизација за полетување и слетување и лебдење на височини. По оптималното искачување на хоризонталната делница H = 10.700 m, засилувачкиот авион достигнува суперсоничен звук од субсоничниот Мах број М = 0.9, комбинираниот погонски систем се префрла на М = 2 и прелиминарното забрзување до Вопт на М = 2.46. Во процесот на качување по рамџет, засилувачкиот авион свртува кон домашниот аеродром и достигнува височина од H0pik = 20.000 m со Мах број М = 3.73.
На оваа надморска височина, започнува динамичен маневар со достигнување на максималната надморска височина на летот и аголот на траекторијата за лансирање на орбиталната фаза. Се изведува нежно навалување со нуркање со забрзување до М = 3,9 проследено со маневар со „слајд“. Рамџет моторот ја завршува својата работа на надморска височина од ≈ 25000 m и последователното искачување се случува поради кинетичката енергија на засилувачот. Лансирањето на орбиталната фаза се одвива на растечката гранка на траекторијата на надморска височина Нpusk = 44.049 m со Мах број М = 2.05 и агол на траекторија θ = 45 °. Засилувачката рамнина достигнува висина Hmax = 55.871 m на „ридот“. На опаѓачката гранка на траекторијата, по достигнување на бројот Мах М = 1.3, моторот Рамеџт → турбо мотор се вклучува за да се елиминира напливот на вшмукување на воздухот Рамеџ На
Во конфигурацијата на турбо моторот, засилувачкиот авион планира пред да влезе во патеката за лизгање, имајќи гориво на одборот Ggzt = 1000 кг.
Во нормален режим, целиот лет од моментот на исклучување на рамеџерот до слетување се случува без употреба на мотори со маргина за опсег на лизгање.
Промената на аголните параметри на движењето на чекорот е прикажана на оваа слика.
Кога се вбризгува во кружна орбита H = 200 km на надморска височина H = 114 878 m со брзина V = 3 291 m / s, акцелераторот на првата под-фаза се одвојува. Масата на втората под-фаза со оптоварување во орбитата H = 200 км е 1504 кг, од кои носивоста е mpg = 767 кг.
Шемата за примена и патека на летање на хиперсоничен забрзувачки авион на проектот Хамер има аналогија со американскиот проект „универзитет“РАСКАЛ, кој се создава со поддршка на владиниот оддел ДАРПА.
Карактеристика на проектите Молот и РАСКАЛ е употребата на динамичен маневар од типот „слајд“со пасивен пристап до височини на лансирање во орбиталната фаза Нpusk ≈ 50.000 m при ниски глави со голема брзина; за Молот, q лансирање = 24 кг / м2 Висината на лансирање овозможува да се намалат гравитационите загуби и времето на летање на скапа орбитална фаза за еднократна употреба, односно нејзината вкупна маса. Малите глави за лансирање со голема брзина овозможуваат да се минимизира масата на ферингот на товар или дури и да се одбие во некои случаи, што е од суштинско значење за системите од ултралесната класа (мпгН200 <1000 кг).
Главната предност на засилувачкиот авион на проектот „Хамер“во однос на РАСКАЛ е отсуството на резерви на течен кислород, што ги поедноставува и ги намалува трошоците за неговата работа и ја исклучува неискористената технологија на авијациско криогенски тенкови за повеќекратна употреба. Соодносот на нафрлување-тежина во режимот на работа на моторот Рамеџ му овозможува на засилувачот Молот да стигне до растечката гранка на „слајдот“на „работниците“за орбиталната фаза на аглите на траекторијата θ лансирање ≈ 45 °, додека RASCAL акцелераторот ја обезбедува својата орбитална фаза со агол на почетна траекторија само θ лансирање ≈ 20 ° со последователни загуби поради маневарот за промет на чекор.
Во однос на специфичниот носивост, воздушниот систем со хиперсоничен забрзувач „Молот“е супериорен во однос на системот РАСКАЛ: (mпгН500 / mvzl) чекан = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) раскал = 0,25%
Така, технологијата на моторот Рамеџ со субсонична комора за согорување („клучот“на проектот „Хамер“), развиена и совладана од домашната воздушна вселенска индустрија, ја надминува ветувачката американска технологија MIPCC за вбризгување кислород во каналот за внесување воздух TRDF во хиперсоничен засилувачки авиони.
Хиперсоничен авион за забрзување без екипаж тежок 74.000 килограми изведува полетување од аеродром, забрзување, искачување по оптимизирана траекторија со средно свртување до точката на полетување на височина од H = 20.000 m и M = 3.73, динамичен маневар за „лизгање“со средно забрзување во нуркање до крошна до М = 3,9. На растечката гранка на траекторијата на H = 44,047 m, M = 2, двостепена орбитална фаза со маса од 18,508 kg, дизајнирана врз основа на моторот RD-0124, е одделена.
По поминувањето на „слајдот“Hmax = 55 871 m во режим на лизгање, засилувачот лета кон аеродромот, со гарантирано снабдување со гориво од 1000 кг и тежина на слетување од 36 579 кг. Орбиталната фаза инјектира носивост со маса mpg = 767 kg во кружна орбита H = 200 km, на H = 500 km mpg = 686 kg.
1. Базата за лабораториско тестирање на НПО „Молниа“ги вклучува следните лабораториски комплекси:
2. Ова е проект за цивилни авиони со голема брзина HEXAFLY-INT
Кој е еден од најголемите проекти за меѓународна соработка. Вклучува водечки европски (ESA, ONERA, DLR, CIRA, итн.), Руски (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) и австралиски (Универзитетот во Сиднеј итн.).
3. Ростек не дозволи банкрот на компанијата што го разви вселенскиот шатл „Буран“
Забелешка: 3-Д моделот на почетокот на статијата нема никаква врска со истражувањето и развојот „Чекан“.
Популарна по тема тема
Jamемери и проектили. Електронско воено летало Шенјанг Ј-16Д (Кина)
Борец Ј-16. Фото Airwar, ru Во интерес на Народноослободителната армија на Кина, се развива голем број специјализирана авијациска опрема, вкл. авиони за електронско војување. Во последниве години, неколку такви примероци станаа познати. Еден од најновите е авионот „Шенјанг“
"Острина" и други. Хиперсонично оружје за видео конференции
МиГ -31К со проектилот „Кама“- овој комплекс е веќе на должност хиперсонични системи. Еден комплекс од ваков вид веќе е ставен на готовност, а во иднина се очекува да се појават нови
Програмата ДАРПА ДРАКО гради вселенско летало со нуклеарен погон
Бродот ДРАКО во орбита - досега само во поглед на уметникот Нејзината цел е да создаде ветувачко вселенско летало со нуклеарен ракетен мотор
Во Соединетите држави се развива хиперсонично беспилотно летало СР-72
Рендери на хиперсоничен извидувачки авион СР-72 Многу земји низ светот развиле или продолжуваат да развиваат проекти за хиперсонични авиони. ВО САД
Технички карактеристики на беспилотното летало Локхид Д-21
Д-21А на транспортна количка. Фото Воено воздухопловство на САД Во раните шеесетти години, ЦИА и американските воздухопловни сили наредија Локхид да развие и изгради ветувачко извидувачко беспилотно летало со високи карактеристики. Задачата беше успешна
Популарни во текот на денот
Рускиот воен потенцијал на сателитски снимки на Google Earth
Google Earth - откривач на воени тајни
„Царски топови“на советската авијација
Противвоздушна артилерија на Германија од среден и голем калибар во Втората светска војна
Германска противтенковска артилерија во Втората светска војна. Дел 1
Митралез од голем калибар Владимиров. Историја и модерност
Германска противтенковска артилерија во Втората светска војна. Дел 2
Оружје за противвоздушна воздушна одбрана на Црвената армија
Беспилотни разузнавачки авиони со голем дострел RQ-4 Global Hawk
Двосед тренерски авион Т-33А Shooting Star
Додаток HOWA: автомат пиштол Minebea PM-9
Полицијата! Бајонети придружете се! Гответе гасни гранати
Не е профитабилно државата повторно да опремува војници на нови модели
Како Сталин стана Генералисимо
Првите чекори кон заживување на Високата воена авијациска школа за пилоти Борисоглебск
Концептот за модернизација на главните резервоари од типовите Т64, Т72 со користење на непромислен ненаселен модул и коморно полнење на пиштолот
Војната на југоистокот на Украина се менува квалитативно
За цената на Т-34 и ефективноста на советскиот индустриски и економски систем за време на војната
Вооружувачи на Западна Европа во 16 век
Пристап за модернизација: ново оружје за авиони
Суптилна ракета воздух-воздух Have Dash (САД)
Мотори NK-32-02 и иднината на авијацијата со долг дострел
Огледален авион и ласери. Тајни прототипи на небото Мохаве
Борбени авиони. Луфтвафе губитнички орли
Азербејџан и Ерменија: беспилотна конфронтација
Враќање на Куциот Гоблин: зошто Ф-117 продолжуваат да летаат
Авионите за напад А-10С ќе претрпат нови надградби
Борците Нортроп Ф-5 во служба на бразилските воздухопловни сили
Инженерски трупи и транспорт
Артилерија на нестандардни калибри од Првата светска војна (дел од 1)
Прво, да си го поставиме прашањето што е „нестандарден калибар“? На крајот на краиштата, бидејќи има пиштол, тоа значи дека неговиот калибар е препознаен како стандарден! Да, ова е така, но историски се случи дека стандардот во армиите на светот на почетокот на дваесеттиот век се сметаше за множител од еден инч. Тоа е 3 инчи (76,2 мм)
Уште еднаш на прашањето за „резервоарот на Пороховшчиков“
Во секоја земја има луѓе кои сакаат да ја „стареат“својата историја или да „додаваат поени“на својата земја, припишувајќи it на сето тоа замисливи и незамисливи достигнувања и совршенство. За што и зошто тоа беше направено во СССР, јасно е: работниците на регионалниот комитет на КПСС добија колбаси, но во областа на балетот … Но
Revolver Colt Navy 1851 (Colt 1851 Navy)
Револверите Колт Вокер и Колт Драгунс за кои веб -страницата HistoryPistols.ru веќе кажа дека се доста масивни. Со оглед на нивната големина и тежина, тие обично беа оружје на возачите и се носеа во футроли за јавање. Револверот Colt Baby Dragoon е покомпактен, но неговиот калибар 0,31 одговара само на
Пушка Ремингтон: по земја и континент
Како што често се случува, штом пушките на Ремингтон ја видоа светлината на денот, се појавија имитатори: 17 октомври 1865 година Т.Т.С. Лејдли и С.А. Емери го доби патентот # 54.743 за болт сличен на оној на Josephозеф Рајдер, но дизајниран да избегне кршење на патентите на Рајдер. Во 1870 година
Pepperbox Remington Zig-Zag Derringer
Како и многу други големи производители на оружје, Ремингтон се обиде да ја задоволи зголемената побарувачка за компактно оружје што може лесно да се скрие во џебовите за облека или багажот. За да добие конкурентна предност на пазарот на оружје, компанијата објави неколку
© Copyright mk.military-review.com, 2022 Октомври | За страницата | Контакти | Политика за приватност.