RU2012113333A - SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR REMOVING SEPARATE ROCKET PARTS - Google Patents

SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR REMOVING SEPARATE ROCKET PARTS Download PDF

Info

Publication number
RU2012113333A
RU2012113333A RU2012113333/06A RU2012113333A RU2012113333A RU 2012113333 A RU2012113333 A RU 2012113333A RU 2012113333/06 A RU2012113333/06 A RU 2012113333/06A RU 2012113333 A RU2012113333 A RU 2012113333A RU 2012113333 A RU2012113333 A RU 2012113333A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
igniter
pyrotechnic composition
nozzle
rocket
pyrotechnic
Prior art date
Application number
RU2012113333/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2513052C2 (en
Inventor
Виктор Сатарович Мухамедов
Петр Глебович Воронцов
Владимир Анатольевич Поляков
Александр Борисович Бобович
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ")
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 "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") filed Critical Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ")
Priority to RU2012113333/06A priority Critical patent/RU2513052C2/en
Publication of RU2012113333A publication Critical patent/RU2012113333A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2513052C2 publication Critical patent/RU2513052C2/en

Links

Landscapes

  • Air Bags (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащий корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений (d), воспламенитель с пиротехническим составом и пиропатрон, отличающийся тем, что воспламенители установлены в предсопловых объемах с каждой стороны от опорных решеток заряда и снабжены пиропатронами, при этом масса пиротехнического состава воспламенителя со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя и/или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность, при чем со стороны сопла с меньшим критическим сечением энергетическая способность пиротехнического состава больше, чем у противоположного.A solid propellant rocket engine for removing detachable rocket parts, comprising a body with a solid fuel multi-cup charge located between the support grids and two gas-connected nozzles having different diameters of critical sections (d), an igniter with a pyrotechnic composition and an igniter, characterized in that the igniters are installed in pre-nozzle volumes on each side of the support charge gratings and are equipped with pyrocartridges, while the mass of the pyrotechnic composition of the igniter on the side of the nozzle with a smaller diameter The rum of the critical cross section is greater than the mass of the pyrotechnic composition of the opposite igniter and / or the pyrotechnic compositions of igniters have different energy capacities, and the energy capacity of the pyrotechnic composition from the nozzle with a smaller critical cross section is greater than that of the opposite.

Claims (1)

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты, содержащий корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений (dкр), воспламенитель с пиротехническим составом и пиропатрон, отличающийся тем, что воспламенители установлены в предсопловых объемах с каждой стороны от опорных решеток заряда и снабжены пиропатронами, при этом масса пиротехнического состава воспламенителя со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя и/или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность, при чем со стороны сопла с меньшим критическим сечением энергетическая способность пиротехнического состава больше, чем у противоположного. A solid propellant rocket engine for removing the detachable rocket parts, comprising a housing with a multi-solid propellant charge located between the support grids and two gas-connected nozzles having different diameters of critical sections (d cr ), an igniter with a pyrotechnic composition and an igniter, characterized in that the igniters are installed in the pre-nozzle volumes on each side of the support charge gratings and are equipped with pyrocartridges, while the mass of the pyrotechnic composition of the igniter from the nozzle side with a smaller diameter a meter of the critical section is larger than the mass of the pyrotechnic composition of the opposite igniter and / or the pyrotechnic compositions of igniters have different energy capacities, and on the side of the nozzle with a smaller critical section, the energy capacity of the pyrotechnic composition is greater than that of the opposite.
RU2012113333/06A 2012-04-06 2012-04-06 Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts RU2513052C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113333/06A RU2513052C2 (en) 2012-04-06 2012-04-06 Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113333/06A RU2513052C2 (en) 2012-04-06 2012-04-06 Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012113333A true RU2012113333A (en) 2013-10-20
RU2513052C2 RU2513052C2 (en) 2014-04-20

Family

ID=49356691

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012113333/06A RU2513052C2 (en) 2012-04-06 2012-04-06 Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2513052C2 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2678602C1 (en) * 2017-12-25 2019-01-30 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated
RU2734686C1 (en) * 2019-09-02 2020-10-22 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Control method of solid-propellant propulsion system of spacecraft and device for its implementation
RU2771220C1 (en) * 2021-06-07 2022-04-28 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Solid fuel rocket engine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3035796A (en) * 1958-11-21 1962-05-22 Cecil A Glass Dual thrust rocket booster tube
RU2088784C1 (en) * 1994-01-14 1997-08-27 Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" Solid-propellant rocket engine
GB2363448B (en) * 2000-06-16 2004-02-25 Baker Martin Aircraft Co Improvements in or relating to ejection seat rocket motors
RU2211349C1 (en) * 2002-07-19 2003-08-27 Федеральный центр двойных технологий "Союз" Cartridge pressure accumulator
RU2232698C1 (en) * 2002-12-23 2004-07-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Ejection unit for emergency rescue of pilot
RU2435061C1 (en) * 2010-06-01 2011-11-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid-propellant rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2513052C2 (en) 2014-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
GB2573853B (en) Fuel injector assembly for gas turbine engine
RU2007139023A (en) SHARING-BEAM ADVERTISING GRANATE "TVERITEKA"
RU2012113333A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE FOR REMOVING SEPARATE ROCKET PARTS
WO2011085279A3 (en) Shotshell with combination load for personal defense
CN103267453A (en) Gas generator propellant grain
JP2015190740A5 (en)
RU2012121399A (en) ADCALIBER BEAM GRANATE "DREZNA" TO MANUAL Grenade Launcher
WO2014114980A3 (en) Detonation engine
ATE540284T1 (en) SWITCHABLE CYLINDRICAL CHARGE
RU2014146054A (en) The way to solve the main problem of external ballistics of uncontrolled missiles of long shelf life
RU159486U1 (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2010132033A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2013124773A (en) Solid propellant rocket engine
RU98788U1 (en) SOLID FUEL CHARGE FOR STARTING ROCKET ENGINE
CN202734688U (en) Kinetic energy projectile with multi-warhead branch
RU2010109679A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
SE0501584L (en) ammunition arrangement
RU2010149602A (en) MANUAL CASSETTE Grenade
RU2007113250A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2010138962A (en) COLD NITROGEN GENERATOR
UA115369C2 (en) DETONATION ROCKET MOTOR SOLID FUEL WITH PSEUDOSOPLAY
RU2018135384A (en) Solid propellant rocket engine
RU2015155699A (en) BALLISTIC PLANT FOR CREATING HIGH-TEMPERATURE HIGH-SPEED PARTICLE FLOWS
UA103537C2 (en) Detonation solid fuel rocket engine
TH165662B (en) Diesel fuel with improved ignition characteristics.