RU2151317C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2151317C1 RU2151317C1 RU99108574A RU99108574A RU2151317C1 RU 2151317 C1 RU2151317 C1 RU 2151317C1 RU 99108574 A RU99108574 A RU 99108574A RU 99108574 A RU99108574 A RU 99108574A RU 2151317 C1 RU2151317 C1 RU 2151317C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- supersonic nozzle
- solid
- housing
- piston
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и может быть использовано для автоматической стабилизации тяги в условиях различных начальных температур и разброса параметров топлива. Например, для уменьшения рассеяния попаданий по дальности неуправляемых ракет и уменьшения рассеяния попаданий ручных гранатометов. The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines), and can be used to automatically stabilize thrust under various initial temperatures and dispersion of fuel parameters. For example, to reduce the dispersion of hits over the range of unguided missiles and to reduce the dispersion of hits by hand grenade launchers.
Известно регулируемое сопло, содержащее кинематически связанную с приводом, установленную на направляющих центрального тела тарель для изменения проходного сечения, причем для повышения надежности направляющие тарели выполнены винтовыми, а привод в виде поршня помещен в цилиндр, выполненный в тарели, и установлен на винтовых направляющих центрального тела, противоположных по закрутке направляющим тарели, а последняя и поршень связаны между собой с возможностью осевого относительного перемещения (Авторское свидетельство СССР N 560077, МКИ F 02 K 1/8, 30.03.77 г., БИ N 20, 1977 г.). Known adjustable nozzle containing kinematically connected with the drive mounted on the guides of the Central body of the plate to change the bore, and to increase the reliability of the guide plates made of screw, and the drive in the form of a piston is placed in a cylinder made in the plate, and mounted on screw guides of the Central body opposed to the twist guide plates, and the last and the piston are interconnected with the possibility of axial relative movement (USSR Author's Certificate N 560077, M And F 02
В связи с тем, что поршень и тарель совмещены, габариты и вес регулировочного сопла значительно уменьшены, а виброустойчивость и нечувствительность к ударным нагрузкам обеспечиваются тем, что связь между поршнем и тарелью выполнена в виде винтовых направляющих противоположной закрутки, а массы поршня и тарели выбраны равными. Due to the fact that the piston and the plate are combined, the dimensions and weight of the adjustment nozzle are significantly reduced, and vibration resistance and insensitivity to shock loads are ensured by the fact that the connection between the piston and the plate is made in the form of screw guides of the opposite twist, and the mass of the piston and the plate are chosen equal .
Однако это регулируемое сопло является только исполнительным элементом. Для автоматического регулирования тяги необходимо иметь сложную систему управления с датчиками начальной температуры, давления в камере горения, исполнительным приводом золотника, что делает все устройство дорогим и неконкурентоспособным. However, this adjustable nozzle is only an actuator. For automatic traction control, it is necessary to have a complex control system with sensors for the initial temperature, pressure in the combustion chamber, and an actuator for the spool, which makes the entire device expensive and uncompetitive.
Известен твердотопливный двигатель, содержащий топливный заряд, размещенный в корпусе, авторегулирующее реактивное сверхзвуковое сопло, с размещенным в нем подпружиненным центральным телом, закрепленным на пилонах в закритической части сопла (В.Ф. Присняков. Динамика ракетных двигателей твердого топлива. - М., 1984. - 320 с. См. стр. 19, рис. 1.9,6. УДК 629.015). Known solid-fuel engine containing a fuel charge placed in the housing, autoregulating reactive supersonic nozzle, with a spring-loaded central body mounted on it, mounted on pylons in the supercritical part of the nozzle (V.F. Prisnyakov. Dynamics of solid fuel rocket engines. - M., 1984 - 320 p. See
Наличие подпружиненного центрального тела, настроенного на расчетное давление в камере горения, удерживает давление в камере горения на заданном расчетном уровне и тем самым уменьшает разброс в полтора - два раза при изменениях начальной температуры горения tн от минус 50 до плюс 50oC, а также частично компенсирует разбросы химических параметров твердого топлива и механические дефекты твердого топлива. Из сказанного следует, что подпружиненное центральное тело не решает задачи стабилизации тяги твердотопливного двигателя в полной мере. Кроме того, исследования показали, что данная конструкция склонна к неустойчивому (автоколебательному) режиму работы.The presence of a spring-loaded central body, tuned to the design pressure in the combustion chamber, keeps the pressure in the combustion chamber at a predetermined design level and thereby reduces the scatter from one and a half to two times with changes in the initial combustion temperature t n from minus 50 to plus 50 o C, and partially compensates for the spread of chemical parameters of solid fuels and mechanical defects of solid fuels. From what has been said, it follows that the spring-loaded central body does not solve the problem of stabilizing the thrust of a solid fuel engine in full. In addition, studies have shown that this design is prone to unstable (self-oscillating) operation.
Прототипом настоящего изобретения является твердотопливный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде шашки твердого топлива, сверхзвуковое сопло с центральным телом, закрепленным на тонкостенной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки, и направляющую, закрепленную на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу (Я.М. Шапиро, Г.Ю. Мазинг, Н.Е. Прудников. Теория ракетного двигателя на твердом топливе. - М.: Военное издательство, 1966. - 324 с. См. стр. 174-176, рис. 5.9-5.10, УДК 629.015). The prototype of the present invention is a solid-fuel engine containing a housing with an igniter and a charge in the form of a solid fuel checker, a supersonic nozzle with a central body mounted on a thin-walled tube connected to the movable end of the fuel checker, and a guide fixed to the bottom of the housing, opposite supersonic nozzle (Ya. M. Shapiro, G.Yu. Masing, N.E. Prudnikov. Theory of a solid propellant rocket engine. - M.: Military Publishing House, 1966. - 324 p. See pages 174-176, Fig. 5.9-5.10, UDC 629.015).
Данная конструкция осуществляет автоматическую настройку сверхзвукового сопла в соответствии с начальной температурой горения твердого топлива, т.е. независимое разомкнутое регулирование по начальной температуре горения твердого топлива. This design automatically adjusts the supersonic nozzle in accordance with the initial combustion temperature of solid fuel, i.e. independent open regulation of the initial combustion temperature of solid fuels.
Недостатком данной конструкции прототипа является отсутствие стабилизации тяги при разбросе химических параметров твердого топлива и его механических дефектов в виде трещин и сколов, а также недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сверхзвукового сопла. The disadvantage of this design of the prototype is the lack of stabilization of thrust when scattering the chemical parameters of solid fuel and its mechanical defects in the form of cracks and chips, as well as insufficiently accurate installation of the central body in the critical section of a supersonic nozzle.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение устойчивой работы стабилизатора тяги с замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорению ракеты, уменьшающим разброс тяги двигателя при разбросе химических и механических параметров твердого топлива и недостаточно точной установке центрального тела в критическом сечении сверхзвукового сопла. The objective of the present invention is to ensure the stable operation of the thrust stabilizer with closed control of the pressure in the combustion chamber and acceleration of the rocket, reducing the dispersion of the engine thrust when the chemical and mechanical parameters of solid fuel are dispersed and the central body in the critical section of the supersonic nozzle to be insufficiently accurate.
Поставленная задача достигается тем, что ракетный двигатель твердого топлива с размещенным в нем воспламенителем и зарядом в виде топливной шашки, сверхзвуковым соплом с центральным телом, закрепленным на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом шашки, и направляющей, закрепленной на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу, выполнен со сверхзвуковым соплом, подпружиненным относительно корпуса, установленным в телескопической направляющей и соединенным жестко с поршнем, расположенным в цилиндре, соединенном с корпусом. Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами с дроссельными отверстиями и образуют газовый демпфер. Дроссельный канал, соединяющий полости демпфера, выполнен в поршне. Тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе, короткое плечо опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. The problem is achieved in that the rocket engine of solid fuel with an igniter and charge in the form of a fuel checker, a supersonic nozzle with a central body mounted on a thin-walled crimp tube connected to the movable end of the checker, and a guide fixed to the bottom of the casing, opposite the supersonic nozzle, is made with a supersonic nozzle, spring-loaded relative to the housing, mounted in a telescopic guide and connected rigidly with a piston located in the cylinder, connected to the housing. The working cavity of the cylinder, separated by a piston, is connected to the combustion chamber of the engine by channels with throttle openings and form a gas damper. The throttle channel connecting the cavity of the damper is made in the piston. The thin-walled tube is connected with the movable end of the fuel checker by means of levers, the fixed stop of which is placed on the body, the short arm rests on the fuel checker, and the long arm is pivotally connected to the thin-walled tube.
Канал, соединяющий полости демпфера с камерой горения, выполнен в горловине сверхзвукового сопла. The channel connecting the cavity of the damper with the combustion chamber is made in the neck of a supersonic nozzle.
Для ускоренного торможения движущегося с поршнем сверхзвукового сопла при запуске и заполнении газом полостей газового демпфера дроссельные отверстия задней (по ходу движения ракеты) полости газового демпфера, объем которой уменьшается, выполнены большего проходного сечения, чем дроссельные отверстия передней полости газового демпфера. For accelerated braking of a supersonic nozzle moving with a piston when the gas damper cavities are started and filled with gas, the throttle openings of the rear (along the rocket) gas damper cavity, the volume of which decreases, have a larger cross section than the throttle openings of the front gas damper cavity.
Полости газового демпфера выполнены проточными и снабжены выхлопными отверстиями, которые соединены с каналом, выходящим в закритическую часть сверхзвукового сопла. The cavities of the gas damper are made flowing and equipped with exhaust openings that are connected to a channel exiting into the supercritical part of the supersonic nozzle.
На фиг. 1 приведен схематический продольный половинный разрез двигателя твердого топлива со встроенным стабилизатором тяги. In FIG. 1 shows a schematic longitudinal half section of a solid fuel engine with an integrated draft stabilizer.
На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива Uг от давления в камере горения Pк при различных начальных температурах горения твердого топлива: при плюс 50oC, при 0oC и при минус 50oC.In FIG. 2 shows graphs of the dependence of the rate of burning of solid fuel U g on pressure in the combustion chamber P k at various initial temperatures of combustion of solid fuel: at plus 50 o C, at 0 o C and at minus 50 o C.
На фиг. 3 приведена принципиальная схема газового демпфера с проточными полостями и выхлопным каналом в горловине сверхзвукового сопла, выходящим в закритическую часть сверхзвукового сопла. In FIG. 3 is a schematic diagram of a gas damper with flow cavities and an exhaust channel in the neck of a supersonic nozzle extending into the supercritical part of a supersonic nozzle.
В корпусе 1 ракетного двигателя твердого топлива (фиг. 1) расположен цилиндрический заряд твердого топлива 2 с бронировкой по торцам 3, 4. Задний конец топливной шашки бронировкой 4 упирается в колосниковую решетку 5, а передний конец бронированным торцом 3 - в опорное кольцо 6 и рычажную систему 7, которая наружной стороной закреплена на неподвижном опорном кольце 8, и внутренней стороной шарнирно соединена с обжимной трубкой 9. Центральное тело 10, жестко соединенное с обжимной трубкой, надетой по скользящей посадке на направляющий стержень 11, жестко прикрепленный к переднему дну 12 корпуса 1, постоянно отжимается назад пружиной 13, удерживая рычажную систему в напряженном состоянии. Сопловой блок состоит из неподвижного цилиндра 14, жестко связанного с корпусом двигателя. В цилиндре 14 расположен поршень 15, жестко соединенный со сверхзвуковым соплом 16, в котором имеются впускные каналы 17 для подвода газа в рабочие полости газового демпфера 18 и 19, через дроссельное отверстие передней полости демпфера 20 и дроссельное отверстие задней полости демпфера 21. Рабочие полости 19 и 18 соединены между собой дроссельным каналом 22 в поршне 15. Пружины 23 смещают сверхзвуковое сопло 16 в переднее крайнее положение перед запуском и сдерживают напор газов со стороны камеры горения. В свободном пространстве камеры горения расположен воспламенитель 24. In the
При выполнении демпфера с проточными полостями (фиг. 3) в горловине сверхзвукового сопла, аналогично впускному каналу 17, выполняется выпускной канал 25, направленный в закритическую часть сверхзвукового сопла, а выпускные окна 26 и 27 выполнены аналогично впускным дроссельным отверстиям 20 и 21. When performing a damper with flow cavities (Fig. 3) in the neck of a supersonic nozzle, similarly to the
При изменениях температуры при хранении и транспортировке вследствие разности коэффициентов теплового расширения металла корпуса 1 шашки твердого топлива 2, под воздействием рычагов 7, центральное тело 10 с обжимной трубкой-фиксатором 9 перемещается по направляющему штоку 11 вдоль продольной оси двигателя пропорционально изменению температуры топлива tн. Чем выше температура топлива, тем больше смещается центральное тело 10 вперед влево, уменьшая поджатие пружин 23 в рабочем состоянии и увеличивая площадь критического сечения сверхзвукового сопла.With changes in temperature during storage and transportation due to the difference in the coefficients of thermal expansion of the metal of the
При запуске двигателя срабатывает воспламенитель 24, давление в камере горения Pк резко возрастает и обжимает трубку-фиксатор 9 на направляющем штоке 11 и фиксирует положение центрального тела 10, пропорциональное температуре топливной шашки перед пуском tн. Под действием перепада давления в камере горения и в критическом сечении сверхзвукового сопла 16 центральное тело 10, растягивая пружины 23 и преодолевая сопротивление поршня 15 демпфера, смещается назад, критическое сечение сверхзвукового сопла сменяет свое положение относительно зафиксированного центрального тела 10. Сверхзвуковое сопло работает как предохранительный клапан, поддерживая давление в камере горения пропорционально предварительному поджатию пружин 23, т.е. обратно пропорционально начальной температуре горения топлива tн.When the engine starts, the igniter 24 is activated, the pressure in the combustion chamber P k increases sharply and compresses the retainer tube 9 on the guide rod 11 and fixes the position of the central body 10 proportional to the temperature of the fuel block before starting t n . Under the influence of the pressure drop in the combustion chamber and in the critical section of the
Основным условием стабилизации тяги твердотопливного двигателя является условие сохранения расхода газа через сверхзвуковое сопло на уровне, близком к постоянному назначению G = Uг•Sг•p ≈ const, где G - расход газа; Uг - скорость горения; Sг - площадь поверхности горения; p - плотность твердого топлива.The main condition for stabilizing the thrust of a solid fuel engine is the condition for maintaining the gas flow rate through the supersonic nozzle at a level close to the constant purpose G = U g • S g • p ≈ const, where G is the gas flow rate; U g - burning rate; S g - combustion surface area; p is the density of solid fuel.
Из приведенной зависимости следует, что для выполнения указанного условия постоянной должна быть скорость горения топлива Uг = const, так как в этом случае плотность твердого топлива p и площадь поверхности горения Sг - величины практически постоянные.From the above dependence it follows that in order to fulfill the indicated condition, the burning rate of the fuel U g = const should be constant, since in this case the density of solid fuel p and the burning surface area S g are practically constant.
На фиг. 2 приведены графики зависимости скорости горения твердого топлива от давления в камере горения Uг = f(Pк) при различных начальных температурах горения tн: при плюс 50oC, при 0oC, при минус 50oC. Выбрав величину скорости горения, обеспечивающую устойчивое горение при максимальном разбросе температур, проведем горизонталь Uг = const (точки а, б, в, фиг. 2) и определим величины давлений в камере горения, которые нужно устанавливать в камере горения при соответствующей начальной температуре горения P(+50oC), P(0oC), P(-50oC). Вследствие того что выходное сечение сверхзвукового сопла - величина постоянная, а давления в камере горения различны, тяга двигателя зависит не только от расхода, но и от степени нерасчетности сверхзвукового сопла. Однако эти отклонения могут быть откорректированы небольшой поправкой на давление в камере горения, т.е. за счет отклонения скорости горения от расчетной величины.In FIG. Figure 2 shows graphs of the dependence of the rate of burning of solid fuel on the pressure in the combustion chamber U g = f (P k ) at various initial combustion temperatures t n : at plus 50 o C, at 0 o C, at minus 50 o C. providing stable combustion at the maximum temperature spread, draw a horizontal U g = const (points a, b, c, Fig. 2) and determine the pressure in the combustion chamber, which must be set in the combustion chamber at the corresponding initial combustion temperature P (+50 o C), P (0 o C), P (-50 o C). Due to the fact that the output section of the supersonic nozzle is constant, and the pressures in the combustion chamber are different, the engine thrust depends not only on the flow rate, but also on the degree of non-design of the supersonic nozzle. However, these deviations can be corrected by a small correction for the pressure in the combustion chamber, i.e. due to the deviation of the burning rate from the calculated value.
Пунктирными линиями, проведенными параллельно линии закона горения топлива при минус 50oC, показаны возможные отклонения закона горения и при tн, равной минус 50oC, вследствие разброса параметров топлива. Нагрузочная прямая O-A, пересекаясь с пунктирными линиями возможного отклонения закона горения, показывает, как изменяется скорость горения (диапазон Δ U1) при максимальном разбросе параметров топлива при разомкнутом управлении по начальной температуре tн у прототипа (точки г, д, фиг. 2). Нагрузочная характеристика M-N (Pк ≈ const) показывает изменение скорости горения твердого топлива Δ U2 для заявляемого ракетного двигателя твердого топлива (точки е, ж, фиг. 2) при том же разбросе параметров топлива.Dotted lines drawn parallel to the line of the law of fuel combustion at minus 50 o C show the possible deviations of the law of combustion at t n equal to minus 50 o C, due to the spread of fuel parameters. The loading line OA, intersecting with the dashed lines of the possible deviation of the combustion law, shows how the burning rate changes (range Δ U 1 ) with the maximum variation of the fuel parameters with open control over the initial temperature t n of the prototype (points g, d, Fig. 2) . The load characteristic MN (P to ≈ const) shows the change in the burning rate of solid fuel Δ U 2 for the inventive rocket engine of solid fuel (points e, g, Fig. 2) with the same variation in fuel parameters.
Вследствие того что демпфер выполнен газовым, в виде двух непроточных полостей (фиг. 1) или с проточными полостями (фиг. 3), сразу после запуска двигателя, когда полости газового демпфера еще не заполнились газом полностью, сверхзвуковое сопло под действием перепада давлений приобретает значительную скорость. Для устранения этого недостатка в полости, где происходит уменьшение объема, дроссельные отверстия выполнены большего сечения, чем в полости, где объем увеличивается. Благодаря увеличенному сечению дроссельных отверстий, давление в полости сжатия нарастает быстрее и создает дополнительную силу торможения, что уменьшает перерегулирование, сокращает время переходного процесса и повышает устойчивость установившегося режима работы. Due to the fact that the damper is made of gas, in the form of two non-flowing cavities (Fig. 1) or with flowing cavities (Fig. 3), immediately after starting the engine, when the gas damper cavities have not yet been completely filled with gas, the supersonic nozzle undergoes a significant pressure difference speed. To eliminate this drawback in the cavity where the volume decreases, the throttle holes are made of a larger cross section than in the cavity where the volume increases. Due to the increased cross-section of the throttle openings, the pressure in the compression cavity increases faster and creates additional braking force, which reduces overshoot, shortens the transition process and increases the stability of the steady-state operation mode.
Под действием ускорения, действующего на ракету, сверхзвуковое сопло, подвешенное на пружинах 23, работает как датчик и регулятор ускорения: увеличивает площадь критического проходного сечения сверхзвукового сопла при увеличении ускорения и уменьшает его при замедлении ракеты. Кратковременное увеличение тяги при увеличении критического сечения не вызывает резкого смещения центрального тела, благодаря наличию демпфера, что предотвращает автоколебательный режим. Under the action of the acceleration acting on the rocket, the supersonic nozzle suspended on the
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99108574A RU2151317C1 (en) | 1999-04-26 | 1999-04-26 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99108574A RU2151317C1 (en) | 1999-04-26 | 1999-04-26 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2151317C1 true RU2151317C1 (en) | 2000-06-20 |
Family
ID=20218993
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99108574A RU2151317C1 (en) | 1999-04-26 | 1999-04-26 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2151317C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2970742A1 (en) * | 2011-01-20 | 2012-07-27 | Mbda France | DEVICE FOR CONTROLLING THE PASSAGE OF A GASEOUS JET IN A FLYING ENGINE TUYERE, AND FLYING ENGINE COMPRISING SUCH DEVICES |
| RU2527228C1 (en) * | 2013-02-19 | 2014-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid-propellant engine nozzle unit |
-
1999
- 1999-04-26 RU RU99108574A patent/RU2151317C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2970742A1 (en) * | 2011-01-20 | 2012-07-27 | Mbda France | DEVICE FOR CONTROLLING THE PASSAGE OF A GASEOUS JET IN A FLYING ENGINE TUYERE, AND FLYING ENGINE COMPRISING SUCH DEVICES |
| RU2527228C1 (en) * | 2013-02-19 | 2014-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid-propellant engine nozzle unit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5149907A (en) | Weapon | |
| US7845679B2 (en) | Gas generator fitted with pressure regulator means, and a safety device fitted therewith | |
| SE449401B (en) | DEVICE FOR ELECTRIC WIRE MECHANISM WITH DIRECT INJECTION OF A LIQUID FUEL OR FUEL | |
| US6732521B2 (en) | Control system for a turbo-charged diesel aircraft engine | |
| US4745841A (en) | Liquid propellant gun | |
| RU2151317C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US4143632A (en) | Fuel injection timing control device | |
| EP0250978B1 (en) | Liquid propellant gun | |
| US3483855A (en) | Control device for liquid systems operable in dependence on a physical property of the liquid | |
| RU2148726C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3722219A (en) | Variable area injector for rocket engine | |
| JPS6357613B2 (en) | ||
| JPH0557519B2 (en) | ||
| US4576086A (en) | Hydropneumatic energy-recuperating recoil brake for artillery pieces and firearms | |
| RU2237190C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| USH1010H (en) | Recoil mechanisms | |
| RU2191279C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| US3078668A (en) | Gas generator regulating system | |
| US6644168B1 (en) | System and method for active control of recoil mechanism | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| RU2191280C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocket engine | |
| RU2443895C1 (en) | Adjustable solid-propellant rocket engine | |
| US3391533A (en) | Self-adjusting rocket engine | |
| JP3842381B2 (en) | Artillery retreat equipment | |
| US5533434A (en) | Method and system for supplying a device with a volume of hydraulic fluid whose predetermined value according to operating conditions |