RU2179651C1 - Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit - Google Patents
Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2179651C1 RU2179651C1 RU2001106210A RU2001106210A RU2179651C1 RU 2179651 C1 RU2179651 C1 RU 2179651C1 RU 2001106210 A RU2001106210 A RU 2001106210A RU 2001106210 A RU2001106210 A RU 2001106210A RU 2179651 C1 RU2179651 C1 RU 2179651C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- liner
- nozzle block
- plates
- block
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и конкретно к ракетам реактивных систем залпового огня (РСЗО). The invention relates to the field of rocket technology, namely to rocket engines of solid fuel, and specifically to rockets of multiple launch rocket systems (MLRS).
К основным направлениям развития ракет РСЗО относится повышение точности и кучности стрельбы. Достижение этой цели обеспечивается, в первую очередь, совершенствованием конструкции блока стабилизаторов ракеты. The main directions of development of MLRS missiles include improving the accuracy and accuracy of fire. Achieving this goal is ensured, first of all, by improving the design of the rocket stabilizer block.
Известен сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива с блоком стабилизаторов ракеты М-13, включающий односопловой блок из низкоуглеродистой стали без тепловой защиты и блок стабилизаторов, установленный на обтекателе соплового блока (см., например А. А. Шишков и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1989, с. 10), принятый за аналог. Задачей данного технического решения являлось достижение требуемой точности и кучности стрельбы ракетами с двигателями, топливо зарядов которых имеет низкие энергетические характеристики, сравнительно невысокие температуры газа и малые времена работы. Однако применение подобных сопловых блоков в ракетах с большой дальностью стрельбы, а следовательно, со значительным временем работы неэффективно из-за нагрева соплового блока до высоких температур, вызывающих деформацию соплового блока и обтекателя, а следовательно, отклонение формы блока стабилизаторов от расчетной, что обусловливает снижение точности и кучности стрельбы. Known nozzle block of a rocket engine of solid fuel with a block of stabilizers of the M-13 rocket, including a single-nozzle block of low carbon steel without thermal protection and a stabilizer block mounted on the fairing of the nozzle block (see, for example, A. A. Shishkov, etc. Work processes in rocket solid fuel engines. - M.: Mechanical Engineering, 1989, p. 10), adopted as an analogue. The objective of this technical solution was to achieve the required accuracy and accuracy of firing rockets with engines whose charge fuel has low energy characteristics, relatively low gas temperatures and short operating times. However, the use of such nozzle blocks in missiles with a long firing range, and therefore, with a significant operating time, is inefficient due to the heating of the nozzle block to high temperatures causing deformation of the nozzle block and fairing, and therefore, the deviation of the stabilizer block form from the calculated one, which leads to a decrease accuracy and accuracy of fire.
Общими признаками с предлагаемым сопловым блоком с установленным на нем блоком стабилизаторов является наличие в составе аналога односоплового блока, обтекателя и блока стабилизаторов. Common features with the proposed nozzle block with the stabilizer block installed on it is the presence of a single nozzle block, a fairing and stabilizer block as part of the analogue.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является сопловой блок с установленным на нем блоком стабилизаторов ракеты М-210Ф (см., например, Боевая машина 9П138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации, часть 3. М.: Воениздат, 1986, с. 10), принятая за прототип. The closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed invention is a nozzle block with an M-210F rocket stabilizer block installed on it (see, for example, 9P138 combat vehicle. Technical description and operating instructions, part 3. M .: Military, 1986, p. 10), adopted as a prototype.
Он содержит дозвуковую и сверхзвуковую части с элементами тепловой защиты, лопасти, оси и обтекатель с пазами, размещенный на сопловом блоке ракеты. It contains subsonic and supersonic parts with thermal protection elements, blades, axes and a fairing with grooves located on the nozzle block of the rocket.
Сопловой блок с установленным на нем блоком стабилизаторов, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После зажжения заряда двигателя продукты сгорания, истекая через сопловой блок, создают реактивную силу, ракета выходит из направляющей, лопасти блока стабилизаторов раскрываются и фиксируются в обтекателе, обеспечивая аэродинамическую стабилизацию ракеты на траектории. The nozzle block with the stabilizer block mounted on it, adopted as a prototype, operates as follows. After ignition of the engine charge, the combustion products, expiring through the nozzle block, create reactive force, the rocket leaves the guide, the stabilizer block blades open and are fixed in the fairing, providing aerodynamic stabilization of the rocket on the trajectory.
Движение высокоскоростного воздушного потока, втекающего через пазы обтекателя в полость между обтекателем и наружной поверхностью соплового блока, обеспечивает снижение температур элементов соплового блока до допустимых значений, при которых не происходит деформация соплового блока, а следовательно, обтекателя и лопастей. The movement of a high-speed air flow flowing through the grooves of the fairing into the cavity between the fairing and the outer surface of the nozzle block ensures that the temperatures of the elements of the nozzle block are reduced to acceptable values at which the nozzle block, and therefore, the fairing and blades, are not deformed.
Однако сопловым блокам с блоком стабилизации подобной конструкции присущ ряд недостатков, основным из которых является недопустимый уровень деформаций соплового блока, установленного в двигателях с зарядами из современных высокоэнергетических топлив. Причиной этого является интенсивный нагрев соплового блока ракеты, являющегося опорным элементом обтекателя, к которому, в свою очередь, крепятся лопасти блока стабилизаторов. В силу снижения прочностных характеристик конструкционных материалов соплового блока при высоких температурах под действием интенсивных аэродинамических сил и моментов, действующих на блок стабилизаторов в сочетании с моментом, создаваемым косопоставленным оперением, при недостаточно эффективном охлаждении соплового блока происходит нарушение заданной геометрической формы блока стабилизаторов и соосности блока стабилизаторов и ракеты. Процесс нагрева соплового блока и нарушения заданной формы блока стабилизаторов происходит наиболее интенсивно при растрескивании вкладыша критического сечения соплового блока под действием термических напряжений от воздействия высокотемпературного потока продуктов сгорания при нерациональном выборе соотношения наружного диаметра вкладыша и внутреннего диаметра элемента его крепления. Действие указанных факторов приводит к ухудшению кучности и точности стрельбы. However, nozzle blocks with a stabilization block of a similar design have a number of disadvantages, the main of which is the unacceptable level of deformation of the nozzle block installed in engines with charges of modern high-energy fuels. The reason for this is the intense heating of the nozzle block of the rocket, which is the supporting element of the fairing, to which, in turn, the blades of the stabilizer block are attached. Due to the decrease in the strength characteristics of the structural materials of the nozzle block at high temperatures under the influence of intense aerodynamic forces and moments acting on the stabilizer block in combination with the moment created by the skewed plumage, when the nozzle block is not sufficiently cooled, the specified geometric shape of the stabilizer block and the alignment of the stabilizer block are violated and rockets. The process of heating the nozzle block and violating the given shape of the stabilizer block occurs most intensively when the liner of the critical section of the nozzle block is cracked by thermal stresses from the influence of the high-temperature flow of combustion products when the ratio of the outer diameter of the liner to the inner diameter of its fastening element is not rational. The action of these factors leads to a deterioration in accuracy and accuracy.
Задачей известного технического решения (прототипа) явилось повышение точности и кучности стрельбы ракетами с зарядами из топлив сравнительно низких энергетических характеристик. The objective of the known technical solution (prototype) was to increase the accuracy and accuracy of firing missiles with charges of fuels of relatively low energy characteristics.
Общими признаками с предлагаемым сопловым блоком ракетного двигателя твердого топлива с блоком стабилизаторов является наличие дозвуковой и сверхзвуковой частей с элементами тепловой защиты, лопастей, осей и обтекателя с пазами, установленного на сопловом блоке. Common features with the proposed nozzle block of a solid fuel rocket engine with a block of stabilizers is the presence of subsonic and supersonic parts with thermal protection elements, blades, axles and a fairing with grooves mounted on the nozzle block.
В отличие от прототипа в предлагаемом сопловом блоке с блоком стабилизаторов с внутренней стороны обтекателя установлены турбулизаторы, выполненные в виде расположенных в 4-6 поперечных сечениях обтекателя пластин, перпендикулярных внутренней поверхности обтекателя, причем в каждом поперечном сечении размещено 6-12 пластин с одинаковым шагом, суммарная площадь пластин составляет 0,02-0,04 площади внутренней поверхности обтекателя, причем сопловой блок содержит вкладыш в критическом сечении, установленный в облицовке входного конуса соплового блока с радиальным зазором δ, равным 0,0005-0,010 наружного диаметра вкладыша D1, а внутренний диаметр D облицовки входного конуса в месте стыка с вкладышем составляет 0,92-0,98 диаметра вкладыша D2 в месте стыка.Unlike the prototype, in the proposed nozzle block with a stabilizer block, turbulators are installed on the inside of the fairing, made in the form of plates located in 4-6 cross sections of the fairing, perpendicular to the inner surface of the fairing, with 6-12 plates with the same pitch in each cross section the total area of the plates is 0.02-0.04 the area of the inner surface of the fairing, and the nozzle block contains an insert in a critical section installed in the lining of the inlet cone of the nozzle block with a radial clearance δ equal to 0.0005-0.010 of the outer diameter of the liner D 1 , and the inner diameter D of the lining of the inlet cone at the junction with the liner is 0.92-0.98 of the diameter of the liner D 2 at the junction.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличающиеся от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем, во всех случаях достаточны. The indicated features, which differ from the prototype and to which the requested volume applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и кучности стрельбы реактивными снарядами. The task of the invention is to increase the accuracy and accuracy of firing rockets.
Указанный технический результат достигается тем, что в сопловом блоке с установленным на нем блоком стабилизаторов, содержащем дозвуковую и сверхзвуковую части с элементами тепловой защиты, лопасти, оси и обтекатель с пазами, с внутренней стороны обтекателя установлены турбулизаторы, выполненные в виде расположенных в 4-6 поперечных сечениях обтекателя пластин, перпендикулярных внутренней поверхности обтекателя, причем в каждом поперечном сечении размещено 6-12 пластин с одинаковым шагом, суммарная площадь пластин составляет 0,02-0,04 площади внутренней поверхности обтекателя, причем сопловой блок содержит вкладыш в критическом сечении, установленный в облицовке входного конуса соплового блока с радиальным зазором, равным 0,0005-0,010 наружного диаметра вкладыша, а внутренний диаметр облицовки входного конуса в месте стыка с вкладышем составляет 0,92-0,98 диаметра вкладыша в месте стыка. The specified technical result is achieved by the fact that in the nozzle block with a stabilizer block containing subsonic and supersonic parts with thermal protection elements, blades, axles and a fairing with grooves, turbulators are installed on the inside of the fairing, made in the form of 4-6 cross sections of the fairing of the plates perpendicular to the inner surface of the fairing, with 6-12 plates with the same pitch placed in each cross section, the total area of the plates is 0.02-0.04 square di inner surface of the fairing, the nozzle block containing a liner in a critical section mounted in the lining of the inlet cone of the nozzle block with a radial clearance of 0.0005-0.010 of the outer diameter of the liner, and the inner diameter of the lining of the inlet cone at the junction with the liner is 0.92 -0.98 liner diameters at the junction.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами соплового блока с блоком стабилизаторов позволяет, в частности, за счет выполнения:
- с внутренней стороны обтекателя турбулизаторов в виде расположенных в 4-6 поперечных сечениях обтекателя пластин, перпендикулярных внутренней поверхности обтекателя, и размещения в каждом поперечном сечении 6-12 пластин с одинаковым шагом, с суммарной площадью пластин, составляющей 0,01-0,02 площади внутренней поверхности обтекателя, обеспечить эффективный теплоотвод от наружной поверхности соплового блока, снизить температуру соплового блока при применении зарядов двигателя из высокотемпературных топлив, а также температуру обтекателя до значений, исключающих потерю заданной геометрической формы блока стабилизаторов, чем достигаются высокие характеристики точности и кучности стрельбы. При уменьшении числа сечений, в которых расположены турбулизаторы, менее 4 снижается равномерность теплоотвода от наружной поверхности соплового блока, при увеличении числа сечений свыше 6 возрастают газодинамические потери при движении воздушного потока в полости между обтекателем и сопловым блоком, а следовательно, и скорость потока, что снижает эффективность охлаждения соплового блока и обтекателя. При размещении в каждом поперечном сечении менее 6 пластин снижается равномерность теплоотвода в области соплового блока и обтекателя, прилегающих к данному сечению, при увеличении числа пластин свыше 12 снижается скорость движения воздушного потока, что также ухудшает эффективность охлаждения. С уменьшением суммарной площади пластин менее 0,02 площади внутренней поверхности обтекателя снижается уровень турбулизяции воздушного потока, с увеличением площади пластин свыше 0,04 площади внутренней поверхности обтекателя снижается скорость движения воздушного потока за счет увеличения газодинамических потерь, что в совокупности также снижает эффект охлаждения соплового блока и обтекателя;
- соплового блока, содержащего вкладыш в критическом сечении, установленного в облицовке входного конуса соплового блока с радиальным зазором, равным 0,0005-0,010 наружного диаметра вкладыша, обеспечить расчетный температурный режим соплового блока, исключить растрескивание вкладыша из недефицитных марок графитов, применяемых в двигателях снарядов РСЗО, за счет термических напряжений, возникающих при нагреве вкладыша. При уменьшении радиального зазора менее 0,0005 наружного диаметра вкладыша радиальное расширение вкладыша при нагреве до диаметра посадочного места в облицовке и последующий нагрев обусловливают возникновение термических напряжений сжатия, превышающих допустимые значения, что вызывает растрескивание вкладыша. При увеличении радиального зазора свыше 0,010 наружного диаметра вкладыша вкладыш при нагреве расширяется до диаметра, меньшего, чем диаметр посадочного места в облицовке, что приводит к появлению растягивающих термических напряжений и растрескиванию вкладыша. Появление трещин во вкладыше вызывает нерасчетный режим нагрева и деформацию соплового блока, а следовательно, нарушение заданной геометрической формы блока стабилизаторов и ухудшение технического рассеивания;
- внутреннего диаметра облицовки входного конуса в месте стыка с вкладышем, равным 0,92-0,98 диаметра вкладыша в месте стыка, использовать для снижения нагрева вкладыша эффект "завесного" охлаждения, при котором газообразные продукты разложения облицовки с температурой в несколько раз ниже, чем температура продуктов сгорания, создают низкотемпературный пристеночный слой при обтекании вкладыша, что снижает уровень тепловых потоков и нагрев вкладыша, а также вероятность растрескивания вкладыша, исключая тем самым возможность появления деформаций блока стабилизаторов и ухудшение характеристик рассеивания ракет. При уменьшении указанных соотношений менее 0,92 увеличивается неоднородность распределения газодинамических параметров, что приводит к возрастанию газодинамического эксцентриситета, при увеличении соотношения свыше 0,98 уменьшается время действия "завесного" охлаждения, что в совокупности ухудшает характеристики рассеивания.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the nodes of the nozzle block with the stabilizer block, allows, in particular, due to the following:
- on the inside of the fairing of turbulators in the form of plates located in 4-6 cross sections of the fairing, perpendicular to the inner surface of the fairing, and placing in each cross section of 6-12 plates with the same pitch, with a total plate area of 0.01-0.02 the area of the inner surface of the fairing, to ensure effective heat removal from the outer surface of the nozzle block, to reduce the temperature of the nozzle block when applying engine charges from high-temperature fuels, as well as the temperature of the fairing to values excluding the loss of a given geometric shape of the stabilizer block, which achieves high characteristics of accuracy and accuracy of fire. With a decrease in the number of sections in which turbulators are located, less than 4, the uniformity of heat removal from the outer surface of the nozzle block decreases, with an increase in the number of sections over 6, gas-dynamic losses increase when the air flows in the cavity between the fairing and the nozzle block, and therefore the flow velocity, which reduces the cooling efficiency of the nozzle block and fairing. When less than 6 plates are placed in each cross section, the uniformity of heat dissipation in the area of the nozzle block and fairing adjacent to this section decreases, with an increase in the number of plates over 12, the air flow rate decreases, which also degrades the cooling efficiency. With a decrease in the total plate area of less than 0.02 of the internal surface area of the fairing, the level of turbulence of the air flow decreases, with an increase in the area of the plates over 0.04 of the area of the internal surface of the cowl, the speed of air flow decreases due to an increase in gas-dynamic losses, which together reduces the effect of cooling the nozzle block and fairing;
- a nozzle block containing a liner in a critical section installed in the lining of the inlet cone of the nozzle block with a radial clearance of 0.0005-0.010 of the outer diameter of the liner; MLRS, due to thermal stresses arising from the heating of the liner. With a decrease in the radial clearance of less than 0.0005 of the outer diameter of the liner, the radial expansion of the liner when heated to the diameter of the seat in the lining and subsequent heating cause the occurrence of thermal compressive stresses that exceed the permissible values, which causes cracking of the liner. When the radial clearance increases over 0.010 of the outer diameter of the liner, the liner expands when heated to a diameter smaller than the diameter of the seat in the lining, which leads to the appearance of tensile thermal stresses and cracking of the liner. The appearance of cracks in the liner causes an off-design heating mode and deformation of the nozzle block, and therefore, a violation of the given geometric shape of the stabilizer block and deterioration of technical dispersion;
- the inner diameter of the lining of the inlet cone at the junction with the liner equal to 0.92-0.98 of the diameter of the liner at the junction, use the effect of "curtain" cooling to reduce the heating of the liner, in which the gaseous decomposition products of the lining with a temperature several times lower, than the temperature of the combustion products, they create a low-temperature wall layer during flow around the liner, which reduces the level of heat fluxes and heating of the liner, as well as the likelihood of cracking of the liner, thereby eliminating the possibility of defo matsy block stabilizers and deterioration missiles dispersion characteristics. With a decrease in these ratios of less than 0.92, the heterogeneity of the distribution of gas-dynamic parameters increases, which leads to an increase in gas-dynamic eccentricity, with an increase in the ratio over 0.98, the duration of the “curtain” cooling decreases, which together worsens the dispersion characteristics.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предложенного соплового блока ракетного двигателя твердого топлива с установленным на нем блоком стабилизаторов ракеты. The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the proposed nozzle block of a rocket engine of solid fuel with a rocket stabilizer block mounted on it.
Предлагаемый сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива с установленным на нем блоком стабилизаторов содержит обтекатель 1 с пазами 2, лопасти 3, оси 4, турбулизаторы 5, сопловой блок 6, облицовку входного конуса 7, вкладыш 8. The proposed nozzle block of a rocket engine of solid fuel with the stabilizer block installed on it contains a fairing 1 with grooves 2, blades 3, axles 4, turbulators 5, nozzle block 6, facing of the inlet cone 7, insert 8.
На сопловом блоке 6 размещен обтекатель 1 с пазами 2, на котором с помощью осей 4 установлены лопасти 3. На внутренней стороне обтекателя 1 с пазами 2, установленного на сопловом блоке 6, размещены турбулизаторы 5, выполненные в виде расположенных в 4-6 поперечных сечениях обтекателя 1 пластин, перпендикулярных внутренней поверхности обтекателя 1, причем в каждом поперечном сечении размещено 6-12 турбулизаторов 5 с одинаковым шагом, суммарная площадь турбулизаторов составляет 0,02-0,04 площади внутренней поверхности обтекателя 1, причем сопловой блок 6 содержит вкладыш 8 в критическом сечении, установленный в облицовке входного конуса 7 соплового блока 6 с радиальным зазором δ, равным 0,0005-0,010 наружного диаметра D1 вкладыша 8, а внутренний диаметр D облицовки входного конуса 7 в месте стыка с вкладышем 8 составляет 0,92-0,98 диаметра вкладыша 8 D2 в месте стыка.On the nozzle block 6 there is a fairing 1 with grooves 2, on which blades 3 are mounted using the axes 4. On the inside of the fairing 1 with grooves 2 mounted on the nozzle block 6, turbulators 5 are made, made in the form of cross sections arranged in 4-6 the fairing 1 of the plates perpendicular to the inner surface of the fairing 1, with 6-12 turbulators 5 with the same pitch placed in each cross section, the total area of the turbulators is 0.02-0.04 the area of the inner surface of the fairing 1, and the nozzle block 6 contains a liner 8 in a critical section mounted in the liner of the inlet cone 7 of the nozzle block 6 with a radial clearance δ equal to 0.0005-0.010 of the outer diameter D 1 of the liner 8, and the inner diameter D of the liner of the inlet cone 7 at the junction with the liner 8 is 0.92-0.98 liner diameter 8 D 2 at the junction.
Предложенное выполнение блока стабилизаторов позволило на 20-30 процентов улучшить характеристики точности и технического рассеивания ракет. The proposed implementation of the stabilizer block made it possible to improve the accuracy and technical dispersion characteristics of missiles by 20-30 percent.
Функционирование предложенного блока стабилизаторов происходит следующим образом. При движении ракеты на активном участке траектории сопловой блок 6 подвержен интенсивному тепловому воздействию продуктов сгорания. За счет выбранного соотношения внутреннего диаметра D облицовки входного конуса 7 и внутреннего диаметра D2 вкладыша 8 в месте стыка обеспечивается омывание внутренней поверхности вкладыша 8 низкотемпературными продуктами разложения облицовки 7, что снижает нагрев вкладыша 8. При тепловом расширении вкладыша 8 на величину радиального зазора δ, равного 0,0005-0,010 наружного диаметра D1 вкладыша 8, достигается минимум термических напряжений вкладыша 8, что исключает его растрескивание. При движении ракеты воздушный поток, затекающий в пазы 2 обтекателя 1, при обтекании турбулизаторов 5 интенсивно турбулизируется, следствием чего является повышение уровня турбулентных пульсаций и резкое увеличение коэффициента теплоотдачи от наружной поверхности соплового блока 6 к охлаждаемому воздушному потоку. Отсутствие нагрева соплового блока 6 свыше допускаемых температур исключает деформации соплового блока 6, а следовательно, обтекателя 1 и лопастей 3, что в совокупности обеспечивает высокие значения точности и кучности стрельбы ракет с предлагаемым блоком стабилизаторов.The functioning of the proposed block of stabilizers is as follows. When the rocket moves in the active part of the trajectory, the nozzle block 6 is exposed to intense thermal effects of combustion products. Due to the selected ratio of the inner diameter D of the lining of the inlet cone 7 and the inner diameter D 2 of the liner 8 at the junction, the inner surface of the liner 8 is washed with low-temperature decomposition products of the liner 7, which reduces the heating of the liner 8. When the liner 8 is expanded by the radial clearance δ, equal to 0.0005-0.010 of the outer diameter D 1 of the liner 8, a minimum of thermal stresses of the liner 8 is achieved, which eliminates its cracking. When the rocket moves, the air flow flowing into the grooves 2 of the fairing 1, during the flow around the turbulators 5 is intensively turbulized, which results in an increase in the level of turbulent pulsations and a sharp increase in the heat transfer coefficient from the outer surface of the nozzle block 6 to the cooled air flow. The absence of heating of the nozzle block 6 above the permissible temperatures eliminates the deformation of the nozzle block 6, and therefore, the fairing 1 and the blades 3, which together provides high accuracy and accuracy of firing missiles with the proposed stabilizer block.
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе летных испытаний ракет с блоком стабилизаторов предложенной конструкции. The obtained positive effect was confirmed during flight tests of missiles with a stabilizer block of the proposed design.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001106210A RU2179651C1 (en) | 2001-03-12 | 2001-03-12 | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001106210A RU2179651C1 (en) | 2001-03-12 | 2001-03-12 | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2179651C1 true RU2179651C1 (en) | 2002-02-20 |
Family
ID=20246850
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001106210A RU2179651C1 (en) | 2001-03-12 | 2001-03-12 | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2179651C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2776087C1 (en) * | 2021-03-02 | 2022-07-13 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Solid-propellant rocket engine with passive control |
-
2001
- 2001-03-12 RU RU2001106210A patent/RU2179651C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Боевая машина 9П 138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации, ч. 3, - М.: Воениздат, 1986, с.10. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2776087C1 (en) * | 2021-03-02 | 2022-07-13 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Solid-propellant rocket engine with passive control |
| RU2808543C1 (en) * | 2023-05-26 | 2023-11-29 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" имени А.Н. Ганичева" | Rocket part of missile fired from tubular guide |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6494034B2 (en) | Pulsed detonation engine with backpressure | |
| US7251928B2 (en) | Pulse detonation engine and valve | |
| JP4673926B2 (en) | Central body pilot pod | |
| US20060260291A1 (en) | Pulse detonation assembly with cooling enhancements | |
| EP3071816B1 (en) | Cooling a multi-walled structure of a turbine engine | |
| US7565804B1 (en) | Flameholder fuel shield | |
| US11255544B2 (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
| US20100272953A1 (en) | Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof | |
| US20060254252A1 (en) | Pulse detonation assembly and hybrid engine | |
| US4543781A (en) | Annular combustor for gas turbine | |
| US20120102916A1 (en) | Pulse Detonation Combustor Including Combustion Chamber Cooling Assembly | |
| CN112228247A (en) | Guide vane type sleeve type grain structure with honeycomb holes | |
| AU699240B2 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
| US20200149743A1 (en) | Rotating detonation combustor with thermal features | |
| CN112728585A (en) | System for rotary detonation combustion | |
| US7581398B2 (en) | Purged flameholder fuel shield | |
| Chen et al. | An innovative thermal management system for a Mach 4 to Mach 8 hypersonic scramjet engine | |
| CN113217949A (en) | Combustion chamber diverging and cooling structure and ramjet combustion chamber | |
| US20120192545A1 (en) | Pulse Detonation Combustor Nozzles | |
| RU2179651C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit | |
| Veraar et al. | The Role of the TNO-PML Free Jet Test Facility in Solid Fuel Ramjet Projectile Development | |
| CN110529876A (en) | Rotate detonation combustion system | |
| JP3994284B2 (en) | Valve for pulse detonation engine | |
| CN114352437A (en) | Solid fuel stamping combined engine suitable for wide Mach number flight | |
| Nalim et al. | Pulse combustion and wave rotors for high-speed propulsion engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20080527 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090313 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20110810 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130313 |