RU2076937C1 - Solid-propellant rocker engine - Google Patents
Solid-propellant rocker engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2076937C1 RU2076937C1 RU94039449A RU94039449A RU2076937C1 RU 2076937 C1 RU2076937 C1 RU 2076937C1 RU 94039449 A RU94039449 A RU 94039449A RU 94039449 A RU94039449 A RU 94039449A RU 2076937 C1 RU2076937 C1 RU 2076937C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- joint
- cover
- charge
- solid
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности, к двигателям твердого топлива, устанавливаемым на снарядах, запускаемых из ствола артиллерийского орудия. The invention relates to rocket technology, in particular, to solid fuel engines mounted on shells launched from the barrel of an artillery gun.
Известна конструкция ракетного двигателя твердого топлива, в котором вблизи шашки высокотемпературного топлива устанавливается топливная шашка из аминоборана, при горении которой образуется относительно холодный потоке водорода и нитрида бора (BN), защищающий стенки сопла от воздействия горячих газов. A known design of a solid fuel rocket engine, in which an aminoborane fuel bomb is mounted near a high-temperature fuel checker, burns up to produce a relatively cold stream of hydrogen and boron nitride (BN), which protects the nozzle walls from exposure to hot gases.
Недостатком данной конструкции является то, что требуется иметь в двигателе достаточно большой объем для размещения шашки из аминоборана, что не всегда приемлемо по условиям компановки: увеличивается длина двигателя и снаряда в целом. The disadvantage of this design is that it is necessary to have a sufficiently large volume in the engine to accommodate the aminoborane checkers, which is not always acceptable according to the layout conditions: the length of the engine and the projectile as a whole increases.
Известно устройство по способу изготовления изолирующего слоя для топливных зарядов, в котором между топливным зарядом и корпусом камеры сгорания ракетного двигателя на внутреннюю сторону этого корпуса или на топливный заряд наносится вспениваемая масса, затем топливный заряд вводится в корпус камеры сгорания, после чего указанная масса вспенивается. A device is known for a method of manufacturing an insulating layer for fuel charges, in which a foamable mass is applied between the fuel charge and the casing of the rocket engine combustion chamber on the inside of the casing or fuel charge, then the fuel charge is introduced into the combustion chamber casing, after which the mass is foamed.
Недостатком такой конструкции (способа) является то, что необходимо изолирующий слой выполнять достаточно толстым для компенсации тепловой деформации топлива. А это уменьшает коэффициент заполнения объема камеры топливом. Недостатком является и то, что необходимость центрировать топливный заряд в камере для получения равномерного по толщине кольцевого зазора, так как в противном случае изолирующий слой будет прогарать по тонкому месту, или отслаиваться при температурных деформациях при хранении. The disadvantage of this design (method) is that it is necessary to make the insulating layer thick enough to compensate for the thermal deformation of the fuel. And this reduces the fill factor of the chamber volume with fuel. The disadvantage is that it is necessary to center the fuel charge in the chamber to obtain an annular gap uniform in thickness, since otherwise the insulating layer will burn out in a thin place, or peel off during temperature deformations during storage.
Данный недостаток устранен в конструкции, наиболее близкой к предлагаемому техническому решению, изолирующего слоя для твердотопливного ракетного двигателя, расположенного между зарядом твердого топлива и камерой сгорания без зазора. При горении заряда по торцу, изолирующий слой, выполняющий функции бронировки (то есть ограничителя поверхности горения), на участке камеры сгорания, где порох сгорел, вспенивается и коксуется, при этом увеличиваясь по толщине. Такой утолщенный слой выполняет функцию теплозащитного покрытия камеры сгорания. This disadvantage is eliminated in the design closest to the proposed technical solution, the insulating layer for a solid rocket engine located between the charge of solid fuel and the combustion chamber without a gap. When the charge is burning at the end, the insulating layer, which serves as the armor (i.e., the limiter of the combustion surface), in the area of the combustion chamber where the powder is burnt, foams and cokes, while increasing in thickness. Such a thickened layer serves as a heat-shielding coating of the combustion chamber.
Недостатком такой конструкции является то, что при горении пороха, когда возникают пульсации давления в большом диапазоне частот, происходит откалывание коксового участка и, следовательно, доступ горячих продуктов сгорания заряда к металлической стенке камеры. Это приводит к прогарам двигателя и нарушению его работы. Кроме того, недостаточно надежно защищен стык "корпус камеры сопловая крышка", так как теплозащитное покрытие контактирует с сопловой крышкой только по толщине коксового слоя. Все это снижает надежность работы двигателя. The disadvantage of this design is that during the combustion of gunpowder, when pressure pulsations occur in a large frequency range, the coke section breaks off and, therefore, hot products of charge combustion access the metal wall of the chamber. This leads to burnout of the engine and disruption of its operation. In addition, the joint “chamber of the chamber nozzle cover” is not sufficiently protected, since the heat-shielding coating contacts the nozzle cover only in the thickness of the coke layer. All this reduces the reliability of the engine.
Целью изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя путем дополнительной герметизации стыка между корпусом и сопловой крышкой. The aim of the invention is to increase the reliability of the rocket engine by additionally sealing the joint between the housing and the nozzle cover.
Указанная цель достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива, содержащий цилиндрический корпус, скрепленный с сопловой крышкой, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом обечайки, установленной с перекрытием стыка между корпусом и крышкой, на участке которого размещено кольцевое уплотнение, снабжен дополнительным теплозащитным покрытием, выполненным в виде диска с центральным отверстием, скрепленного с сопловой крышкой, обечайка выполнена с отбортовкой, перекрывающей указанный стык, размещенной между торцевыми поверхностями диска с кольцевым зазором относительно боковой поверхности последнего, заполненным герметизирующим составом, в сопловой крышке между уплотнением и отбортовкой выполнена кольцевая канавка, а диск выполнен с наружным диаметром, составляющим 0,85 0,97 от наружного диаметра крышки на участке ее стыка с корпусом. This goal is achieved in that the rocket engine of solid fuel, containing a cylindrical body fastened with a nozzle cover, a charge of solid fuel and a heat-shielding coating in the form of a shell fastened to the body, installed with overlapping joint between the body and the cover, in the area of which an annular seal is placed, is equipped with additional heat-resistant coating, made in the form of a disk with a central hole, fastened with a nozzle cover, the shell is made with a flange overlapping the specified joint, times placed between the end surfaces of the disk with an annular gap relative to the lateral surface of the latter, filled with a sealing compound, an annular groove is made in the nozzle cap between the seal and the flange, and the disk is made with an outer diameter of 0.85 0.97 from the outer diameter of the cap at the junction with housing.
Предусмотрено снабжение ракетного двигателя твердого топлива дополнительно картонной прокладкой, размещенной на обращенной к заряда поверхности диска и выполненной с диаметром, превышающим диаметр боковой поверхности отбортовки. The rocket engine of solid fuel is provided with an additional cardboard pad placed on the surface of the disk facing the charge and made with a diameter exceeding the diameter of the flanging side surface.
Снабжение ракетного двигателя дополнительным теплозащитным покрытием (ТЗП), выполненным в виде диска, скрепленного с сопловой крышкой, позволяет защитить металл крышки от чрезмерного нагрева продуктами сгорания заряда, а также позволяет надежно приклеить и проконтролировать сборочную единицу-крышку с диском. Контроль качества приклейки может быть осуществлен по появлению клея на периферии и внутри отверстия диска. Кроме того, наличие диска обеспечивает плоскую опору для заряда, что исключает его раскалывание при воздействии осевой перегрузки при старте снаряда из ствола орудия. Providing the rocket engine with an additional heat-shielding coating (TZP) made in the form of a disk fastened with a nozzle cover helps protect the metal of the cover from excessive heating by the products of charge combustion, and also allows you to reliably glue and control the assembly unit-cover with a disk. The quality control of gluing can be carried out by the appearance of glue on the periphery and inside the hole of the disk. In addition, the presence of the disk provides a flat support for the charge, which eliminates its splitting when exposed to axial overload when the projectile starts from the gun barrel.
Выполнение диска с центральным отверстием позволяет сообщить полость цилиндрического корпуса с соплом. The implementation of the disk with a Central hole allows you to inform the cavity of the cylindrical body with the nozzle.
Выполнение обечайки с отбортовкой, выполнение наружного диаметра диска 0,85 0,97 от наружного диаметра крышки на участке крепления ее с цилиндрическим корпусом, позволяет перекрыть отбортовкой стык "корпус - сопловая крышка" и образовать Z-образный лабиринт с повышенным гидравлическим сопротивлением, затрудняющий проход газа, увеличивающий его путь к кольцевому уплотнению. Коэффициенты (0,85 0,97) получены опытным путем. Нижний предел (0,85) ограничивается вылетом отбортовки обечайки. Если коэффициент будет меньше 0,85, то отбортовка становится нежесткой, при изготовлении возникают сколы, ее трудно извлечь, не повредив, из пресс-формы, так как обечайка имеет развитую поверхность, а толщина незначительна, примерно 1 2 мм. The execution of the flange with the flange, the outer diameter of the disk 0.85 0.97 from the outer diameter of the cover in the area of its attachment to the cylindrical body, allows the flange to overlap the joint "body - nozzle cover" and form a Z-shaped labyrinth with increased hydraulic resistance, making passage difficult gas, increasing its path to the ring seal. The coefficients (0.85 0.97) were obtained experimentally. The lower limit (0.85) is limited by the flanging of the shell. If the coefficient is less than 0.85, then the flanging becomes non-rigid, chips are produced during manufacture, it is difficult to remove it without damaging the mold, since the shell has a developed surface and the thickness is insignificant, approximately 1 2 mm.
При коэффициенте более 0,97 перекрытие стыка "корпус сопловая крышка" становится минимальным, исчезает Z-образный лабиринт, и горячий газ может проходить по стыку, например, по резьбе, почти напрямую, что снижает надежность работы двигателя. With a coefficient of more than 0.97, the overlap of the joint “nozzle cover” joint becomes minimal, the Z-shaped labyrinth disappears, and hot gas can pass through the joint, for example, through a thread, almost directly, which reduces the reliability of the engine.
Расположение стенки отбортовки между торцевыми поверхностями диска также позволяет повысить надежность работы конструкции. Это объясняется следующим. The location of the flanging wall between the end surfaces of the disk also improves the reliability of the structure. This is explained by the following.
При выстреле из пушки осевая перегрузка прижимает заряд топлива к торцу диска. Так как поверхность диска, воз избежание раскалывания заряда при старте, выполняется существенно больше, чем поверхность торца отбортовки обечайки, то выступание отбортовки за опорную (для заряда) поверхность диска не допускается. С другой стороны, при сборке двигателя крышка, например, ввинчивается в корпус и однообразно стопорится, например, буртом так, что диск "выходит" вперед к заряду по отношению к торцу отбортовки. При этом торец сопловой крышки, контактирующий с диском, и перекрытый отбортовкой, не должен упираться и изгибать во избежание поломки отбортовку. Поэтому стенка отбортовки всегда должна находиться "в пределах" толщины стенки диска. When fired from a gun, axial overload presses the fuel charge to the end of the disk. Since the surface of the disk, to avoid cracking the charge at start, is substantially larger than the surface of the end of the flanging of the shell, the protrusion of the flanging beyond the supporting (for charge) surface of the disk is not allowed. On the other hand, when assembling the engine, the cover, for example, is screwed into the housing and is monotonously locked, for example, with a collar so that the disk "comes out" forward to the charge with respect to the flange end. In this case, the end face of the nozzle cover in contact with the disk, and covered by a flange, must not abut and bend to prevent damage to the flange. Therefore, the flanging wall should always be “within” the disk wall thickness.
Образование кольцевого зазора между боковой поверхностью диска и внутренней поверхностью отбортовки упрощает изготовление деталей ТЗП (допуск на размеры выбираются большие) и исключает из поломку при сборке двигателя. Наличие указанного зазора позволяет также произвести дополнительную защиту стыка путем введения в этот зазор герметизирующего состава, например, герметика УТ-34. The formation of an annular gap between the lateral surface of the disk and the inner surface of the flanging simplifies the manufacture of parts of TZP (large tolerances are chosen) and eliminates breakage during engine assembly. The presence of this gap also allows for additional protection of the joint by introducing into this gap a sealing compound, for example, UT-34 sealant.
Снабжение сопловой крышки кольцевой канавкой позволяет в случае просачивания газа метательного заряда через кольцевое уплотнение (7) в момент выстрела снаряда из ствола снизить его давление и температуру за счет расширения этого газа в объеме кольцевой канавки (ресивере) и исключить зажжение заряда твердого топлива при нахождении снаряда в стволе орудия. Выполнение кольцевой канавки перед кольцевым уплотнением позволяет при длительной работе заряда твердого топлива и в случае просачивания его газов в кольцевую канавку образовать застойную зону с относительно холодным газом и снизить тепловую нагрузку на основное кольцевое уплотнение (обычно выполняемое из резины и фторопласта). The supply of the nozzle cover with an annular groove allows in case of propellant gas leakage through the annular seal (7) at the time of the projectile firing from the barrel to reduce its pressure and temperature by expanding this gas in the volume of the annular groove (receiver) and to prevent ignition of the solid fuel charge when the projectile is located in the gun barrel. The implementation of the annular groove in front of the annular seal allows for a long operation of the charge of solid fuel and in the case of leakage of its gases into the annular groove to form a stagnant zone with relatively cold gas and reduce the heat load on the main annular seal (usually made of rubber and fluorine plastic).
Указанные меры повышают надежность работы двигателя. These measures increase the reliability of the engine.
Предусмотрен вариант конструкции, когда стык "корпус сопловая крышка" дополнительно защищается для исключения просачивания газов заряда твердого топлива. На торце диска, обращенного к заряда, закрепляется (на клее) картонная прокладка, перекрывающая кольцевой зазор между отбортовкой и диском, т. е. наружный диаметр прокладки превышает диаметр боковой поверхности отбортовки. A design variant is provided when the joint “housing nozzle cover” is additionally protected to prevent leakage of solid fuel charge gases. At the end of the disk facing the charge, a cardboard gasket is fixed (on glue), overlapping the annular gap between the flange and the disk, i.e., the outer diameter of the gasket exceeds the diameter of the side surface of the flange.
Одновременно указанная прокладка амортизирует заряд при выстреле за счет податливости картона. At the same time, this gasket dampens the charge when fired due to the flexibility of the cardboard.
Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники, признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, не были выявлены и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень". Comparison of the claimed technical solution with the prototype made it possible to establish compliance with its criterion of "novelty." When studying other well-known technical solutions in this technical field, the features that distinguish the claimed solution from the prototype were not identified and therefore they provide the claimed technical solution with the criterion of "inventive step".
На фиг. 1 показан ракетный двигатель твердого топлива в разрезе; на фиг. 2 корпус, отбортовка, диск и заряд. На фиг. 3 картонная прокладка. In FIG. 1 shows a sectional view of a solid fuel rocket engine; in FIG. 2 case, flanging, disk and charge. In FIG. 3 cardboard pad.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус 1, скрепленный с сопловой крышкой 2, например, по резьбе 3, заряд 4 твердого топлива и теплозащитное покрытие в виде скрепленной с корпусом 1 обечайки 5, установленной с перекрытием стыка 6 (резьбовой и гладкой участки) между корпусом 1 и крышкой 2, на участке которого размещено кольцевое уплотнение 7. The solid fuel rocket engine comprises a
Двигатель снабжен дополнительным ТЗП, выполненным в виде диска 8 с центральным отверстием 9, скрепленного с сопловой крышкой 2. Обечайка 5 выполнена с отбортовкой 10, перекрывающей стык 6 (резьбу 3). The engine is equipped with an additional TZP made in the form of a
Отбортовка 10 размещена между торцевыми поверхностями 11 и 12 диска 8 с кольцевым зазором 13 относительно боковой поверхности 14 последнего, заполненным герметизирующим составом 15, например герметиком УТ-34. Состав 15 находится и между торцами отбортовки 10 и крышки 2. В сопловой крышке 2, между уплотнением 7 и отбортовкой 10, выполнена кольцевая канавка 16. Диск 8 выполнен с наружным диаметром 14, составляющим 0,85 0,97 от наружного диаметра 17 крышки 2 на участке 3 ее стыка 6 с корпусом 1.
Предусмотрен вариант, когда ракетный двигатель дополнительно снабжен картонной прокладкой 18, размещенной на обращенной к заряду 4 поверхности 11 диска 8 (например, приклеена клеем 88 СА), и выполненной с диаметром 19, превышающим диаметр 20 боковой поверхности отбортовки 10, т.е. зазор 13 перекрыт. An option is provided when the rocket engine is additionally equipped with a
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
При зажжении метательного заряда 21 и движении артиллерийского снаряда по стволу, газы этого заряда стремятся пройти по стыку "корпус сопловая крышка" (его гладкой нерезьбовой части). В случае прорыва газов через кольцевое уплотнение 7, они расширяются и охлаждаются в кольцевой канавке 16, уменьшая тепловые нагрузки на стык. When a propellant charge 21 is ignited and an artillery shell moves along the barrel, the gases of this charge tend to pass through the joint “nozzle cap body” (its smooth non-threaded part). In the case of a breakthrough of gases through the O-
Длительность ствольного процесса приблизительно 20-25 миллисекунд, а давление составляет несколько сотен атмосфер. The duration of the barrel process is approximately 20-25 milliseconds, and the pressure is several hundred atmospheres.
Заряд 4 большей площадью опирается на торец 11 (или прокладку 18). После вылета снаряда из ствола и зажжения от воспламенителя 22 заряда 4, его горячие газы истекают из сопла 23 крышки 2 и одновременно воздействуют на ТЗП: обечайку 5 с отбортовкой 10 и диск 8. Так как зазор 13 и зазор между отбортовкой 10 и крышкой 2 заполнен герметизирующим составом 15, то газ к стыку 6 "корпус сопловая крышка" (поверхности 17) не проходит. Charge 4 with a larger area rests on end 11 (or gasket 18). After the projectile leaves the barrel and is ignited by the igniter 22 of
В случае разогрева состава 15, он будет, максимум, продвинут давлением к стыку, являясь пробкой и не пропуская газ к стыку. Z-образный путь растягивает во времени прохождение герметика, а также увеличивает силу сопротивления при продавливании герметика по зазору. In the case of heating of
При установке картонной прокладки 18 силовой стык 3 защищен от горячих газов заряда 4 дополнительно за счет перекрытия зазора 13. When installing a
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя твердого топлива при горении заряда в корпусе и при движении двигателя со снарядом по стволу путем дополнительной герметизации силового стыка "корпус сопловая крышка" с двух сторон от стыка. Thus, the proposed technical solution allows to increase the reliability of the solid propellant rocket engine when the charge is burning in the body and when the engine with the projectile moves along the barrel by additionally sealing the power joint “nozzle cap body” on both sides of the joint.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94039449A RU2076937C1 (en) | 1994-10-04 | 1994-10-04 | Solid-propellant rocker engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94039449A RU2076937C1 (en) | 1994-10-04 | 1994-10-04 | Solid-propellant rocker engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94039449A RU94039449A (en) | 1996-08-27 |
| RU2076937C1 true RU2076937C1 (en) | 1997-04-10 |
Family
ID=20161948
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94039449A RU2076937C1 (en) | 1994-10-04 | 1994-10-04 | Solid-propellant rocker engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2076937C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2448321C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-04-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Missile |
| CN108678871A (en) * | 2017-12-26 | 2018-10-19 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | A kind of jet pipe heat insulation structural for thrust deflexion jet engine |
| RU2698869C1 (en) * | 2018-04-24 | 2019-08-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket engine of solid fuel |
| RU2772172C2 (en) * | 2020-09-28 | 2022-05-18 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for sealing case of solid-fuel rocket engine made of composite material |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2468237C1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid fuel gas generator |
-
1994
- 1994-10-04 RU RU94039449A patent/RU2076937C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Патент США N 3521452, кл. F 02 K 9/08, 1961. 2. Заявка ФРГ N 3201746, кл. F 02 K 9/34, 1983. 3. Заявка Великобритании N 2105443, кл. F 02 K 9/34, 1983. * |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2448321C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-04-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Missile |
| CN108678871A (en) * | 2017-12-26 | 2018-10-19 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | A kind of jet pipe heat insulation structural for thrust deflexion jet engine |
| CN108678871B (en) * | 2017-12-26 | 2020-12-29 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Jet pipe heat insulation structure for thrust steering jet engine |
| RU2698869C1 (en) * | 2018-04-24 | 2019-08-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket engine of solid fuel |
| RU2781320C2 (en) * | 2019-06-06 | 2022-10-11 | Александр Александрович Горшков | Rocket engine on bulk fuel |
| RU2783575C2 (en) * | 2019-08-05 | 2022-11-14 | Александр Александрович Горшков | Working chamber of bulk fuel rocket engine |
| RU2781319C2 (en) * | 2019-09-02 | 2022-10-11 | Александр Александрович Горшков | Rocket propulsion unit |
| RU2772172C2 (en) * | 2020-09-28 | 2022-05-18 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for sealing case of solid-fuel rocket engine made of composite material |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94039449A (en) | 1996-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5590526A (en) | Burner for stirling engines | |
| US4351292A (en) | Poppet valve shield | |
| US3910036A (en) | Igniter installation for combustor with ceramic liner | |
| RU2076937C1 (en) | Solid-propellant rocker engine | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| US4150540A (en) | Rocket nozzle system | |
| RU2412369C1 (en) | Solid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2312999C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3985111A (en) | Article for defining an auxiliary compartment for an engine combustion chamber | |
| US3089418A (en) | Gas generator for guided missiles | |
| RU2339829C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2064600C1 (en) | Method of formation heat-protective coating for solid-propellant rocket engine | |
| RU2189483C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2322604C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| ES2153477T3 (en) | AMMUNITION PARTS WITH CASE. | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| US4462354A (en) | Starting aids for internal combustion engines | |
| KR101063793B1 (en) | Promotion Organization | |
| US3069845A (en) | Liner for cooling rocket motors | |
| RU2303153C2 (en) | Solid-propellant charge for rocket engine | |
| RU2021544C1 (en) | Rocket engine for artillery projectile | |
| US3057148A (en) | Means to improve adherence of lining materials to the inner surface of combustion chambers of rocket motors | |
| RU2211356C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2133369C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| CN116220944B (en) | Solid engine and rocket |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | License on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110422 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120423 |