RU2010132033A - SOLID FUEL ROCKET ENGINE - Google Patents

SOLID FUEL ROCKET ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2010132033A
RU2010132033A RU2010132033/06A RU2010132033A RU2010132033A RU 2010132033 A RU2010132033 A RU 2010132033A RU 2010132033/06 A RU2010132033/06 A RU 2010132033/06A RU 2010132033 A RU2010132033 A RU 2010132033A RU 2010132033 A RU2010132033 A RU 2010132033A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
receiver
solid propellant
charge
nozzle
housing
Prior art date
Application number
RU2010132033/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2449155C2 (en
Inventor
Михаил Иванович Соколовский (RU)
Михаил Иванович Соколовский
Юрий Семенович Соломонов (RU)
Юрий Семенович Соломонов
Юрий Валентинович Апакидзе (RU)
Юрий Валентинович Апакидзе
Ефим Исаакович Иоффе (RU)
Ефим Исаакович Иоффе
Сергей Викторович Лянгузов (RU)
Сергей Викторович Лянгузов
Михаил Алексеевич Налобин (RU)
Михаил Алексеевич Налобин
Original Assignee
Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)
Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU), Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" filed Critical Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)
Priority to RU2010132033/06A priority Critical patent/RU2449155C2/en
Publication of RU2010132033A publication Critical patent/RU2010132033A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2449155C2 publication Critical patent/RU2449155C2/en

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

1. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий корпус, сопряженный со шпангоутом, соединяющим корпус со сферическим ресивером посредством ответного шпангоута, причем ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, при этом оси сопел выполнены под углом α к продольной оси РДТТ, заряд, воспламенитель, отличающийся тем, что оси сопловых фланцев выполнены под углом (0,2…0,7)α относительно перпендикуляра к продольной оси РДТТ, при этом заряд состоит из имеющих центральные каналы двух полузарядов, прочноскрепленных с ресивером и корпусом соответственно, а величина горящего свода полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, равна разнице между внутренним радиусом R ресивера и внутренним радиусом r ответного шпангоута, при этом полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, имеет щели, соединяющие центральный канал с отверстиями в сопловых фланцах. ! 2. Ракетный двигатель твердого топлива (РДГТ) по п.1, отличающийся тем, что на ответном шпангоуте выполнены элементы крепления РДТТ. 1. A solid propellant rocket engine (RDTT) comprising a housing interfaced with a frame connecting the housing to a spherical receiver by means of a response frame, the receiver being provided with four nozzle flanges, four nozzles attached to the nozzle flanges, and the nozzle axes are angled α to longitudinal axis of solid propellant solid propellant rocket, charge, igniter, characterized in that the axis of the nozzle flanges are made at an angle (0.2 ... 0.7) α relative to the perpendicular to the longitudinal axis of solid propellant rocket motor, while the charge consists of two half-charges having central channels c, which are firmly bonded to the receiver and the housing, respectively, and the value of the burning half-charge vault, firmly bonded to the receiver, is equal to the difference between the inner radius R of the receiver and the inner radius r of the reciprocal frame, while the half-charge, firmly bonded to the receiver, has slots connecting the central channel with the holes in nozzle flanges. ! 2. The rocket engine of solid fuel (RDGT) according to claim 1, characterized in that on the reciprocal frame the fastening elements of the solid propellant are made.

Claims (2)

1. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), содержащий корпус, сопряженный со шпангоутом, соединяющим корпус со сферическим ресивером посредством ответного шпангоута, причем ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, при этом оси сопел выполнены под углом α к продольной оси РДТТ, заряд, воспламенитель, отличающийся тем, что оси сопловых фланцев выполнены под углом (0,2…0,7)α относительно перпендикуляра к продольной оси РДТТ, при этом заряд состоит из имеющих центральные каналы двух полузарядов, прочноскрепленных с ресивером и корпусом соответственно, а величина горящего свода полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, равна разнице между внутренним радиусом R ресивера и внутренним радиусом r ответного шпангоута, при этом полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, имеет щели, соединяющие центральный канал с отверстиями в сопловых фланцах.1. A solid propellant rocket engine (RDTT) comprising a housing interfaced with a frame connecting the housing to a spherical receiver by means of a response frame, the receiver being provided with four nozzle flanges, four nozzles attached to the nozzle flanges, and the nozzle axes are angled α to longitudinal axis of solid propellant solid propellant rocket, charge, igniter, characterized in that the axis of the nozzle flanges are made at an angle (0.2 ... 0.7) α relative to the perpendicular to the longitudinal axis of solid propellant rocket motor, while the charge consists of two half-charges having central channels c, which are firmly bonded to the receiver and the housing, respectively, and the value of the burning half-charge vault, firmly bonded to the receiver, is equal to the difference between the inner radius R of the receiver and the inner radius r of the reciprocal frame, while the half-charge, firmly bonded to the receiver, has slots connecting the central channel with the holes in nozzle flanges. 2. Ракетный двигатель твердого топлива (РДГТ) по п.1, отличающийся тем, что на ответном шпангоуте выполнены элементы крепления РДТТ. 2. The rocket engine of solid fuel (RDGT) according to claim 1, characterized in that on the reciprocal frame the fastening elements of the solid propellant are made.
RU2010132033/06A 2010-07-29 2010-07-29 Solid propellant rocket engine RU2449155C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010132033/06A RU2449155C2 (en) 2010-07-29 2010-07-29 Solid propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010132033/06A RU2449155C2 (en) 2010-07-29 2010-07-29 Solid propellant rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010132033A true RU2010132033A (en) 2012-02-10
RU2449155C2 RU2449155C2 (en) 2012-04-27

Family

ID=45853115

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010132033/06A RU2449155C2 (en) 2010-07-29 2010-07-29 Solid propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2449155C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107084074A (en) * 2017-05-23 2017-08-22 湖北航天技术研究院总体设计所 A kind of high-performance side jet pipe solid propellant rocket

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554685C2 (en) * 2013-05-29 2015-06-27 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Solid propellant rocket engine
CN109723572A (en) * 2018-12-20 2019-05-07 西安近代化学研究所 A kind of impulse rocket cluster engine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3196610A (en) * 1963-05-03 1965-07-27 Thiokol Chemical Corp Solid propellant rocket motor having reverse thrust generating means
US3293855A (en) * 1963-10-16 1966-12-27 Gen Motors Corp Reignitable rocket
RU2088784C1 (en) * 1994-01-14 1997-08-27 Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" Solid-propellant rocket engine
RU2211350C1 (en) * 2002-01-08 2003-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Rocket engine solid-propellant charge
RU2232698C1 (en) * 2002-12-23 2004-07-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Ejection unit for emergency rescue of pilot
RU2382222C1 (en) * 2008-06-30 2010-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" Rocket projectile pulsed micro engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107084074A (en) * 2017-05-23 2017-08-22 湖北航天技术研究院总体设计所 A kind of high-performance side jet pipe solid propellant rocket
CN107084074B (en) * 2017-05-23 2019-11-12 湖北航天技术研究院总体设计所 A kind of high-performance side jet pipe solid propellant rocket

Also Published As

Publication number Publication date
RU2449155C2 (en) 2012-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010132033A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
EP2557362A3 (en) Turbomachine combustor assembly
WO2015069383A3 (en) A combustion chamber construction with dual mixing regions for opposed-piston engines
RU2013148139A (en) RESTRICTED WEAPON BULLETS
RU2010109801A (en) GONDOLA WITH ADJUSTABLE EXHAUST SECTION
RU2013125262A (en) COMBUSTION LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
WO2014114980A3 (en) Detonation engine
RU2016116529A (en) COMBUSTION CAMERA FOR A TURBINE ENGINE WITH AN UNIFORM AIR INTAKE THROUGH A FUEL INJECTION SYSTEM
RU2525787C1 (en) Liquid-propellant engine combustion chamber atomiser head
RU2013124773A (en) Solid propellant rocket engine
JP2015036532A (en) Multi-pulse gas generator and operation method of multi-pulse gas generator
RU2008126173A (en) PULSE MISSILE MISSION MISSILE
RU2010109679A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2014130803A (en) Liquid rocket engine chamber
RU2007113250A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2011141543A (en) STAGE OF THE CARRIER ROCKET
RU2011110255A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU97115034A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2715450C1 (en) Multi-mode rocket engine
RU2018111549A (en) Rocket
RU2621588C1 (en) Compound ramjet
RU2019119175A (en) A device for laser ignition of propellant components in a combustion chamber or gas generator of a liquid propellant rocket engine
RU2010132037A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2007101446A (en) Solid propellant rocket engine
RU2013130496A (en) Solid rocket propellant charge

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190730