RU2239081C2 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2239081C2 RU2239081C2 RU2002130897A RU2002130897A RU2239081C2 RU 2239081 C2 RU2239081 C2 RU 2239081C2 RU 2002130897 A RU2002130897 A RU 2002130897A RU 2002130897 A RU2002130897 A RU 2002130897A RU 2239081 C2 RU2239081 C2 RU 2239081C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- section
- charge
- engine
- conical
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива управляемых реактивных снарядов и может найти применение в противотанковых управляемых ракетах (ПТУР) и зенитных управляемых ракетах (ЗУР).The invention relates to rocket engines of solid fuel guided missiles and can find application in anti-tank guided missiles (ATGMs) and anti-aircraft guided missiles (SAM).
В настоящее время эффективность комплексов вооружения повышают за счет увеличения скорости полета ракет и сокращения тем самым времени поражения цели. Задача повышения скорости решается за счет повышения энергетических характеристик двигателя. В связи с этим возрастает количество факторов, препятствующих выполнению задачи по поражению цели. Наиболее существенным из них при использовании оптической командной системы управления является повышение задымленности линии визирования цели и оптической командной линии связи.At present, the effectiveness of weapon systems is being increased by increasing the flight speed of missiles and thereby reducing the time it takes to hit a target. The task of increasing speed is solved by increasing the energy characteristics of the engine. In this regard, an increasing number of factors hindering the fulfillment of the task of hitting the target. The most significant of them when using the optical command control system is to increase the smoke of the line of sight of the target and the optical command line of communication.
Известен ракетный двигатель твердого топлива [1], принятый авторами за прототип. Указанный двигатель сдержит камеру сгорания с сопловым блоком и размещенный в ней заряд твердого топлива. В прототипе задача по снижению оптических помех при работе решается за счет уменьшения удельной мощности дымообразования двигателя путем подбора соотношения длины бронированного и небронированного участка заряда и за счет организации застойной зоны над бронированным участком заряда.Known rocket engine of solid fuel [1], adopted by the authors as a prototype. The specified engine will restrain the combustion chamber with the nozzle block and the charge of solid fuel placed therein. In the prototype, the task of reducing optical noise during operation is solved by reducing the specific power of smoke generation of the engine by selecting the ratio of the length of the armored and unarmored sections of the charge and by organizing a stagnant zone above the armored section of the charge.
Длина бронированного участка заряда и величина зазора между зарядом и стенкой камеры сгорания подбираются так, чтобы обеспечить в застойной зоне над бронированной частью заряда минимальную температуру продуктов сгорания топлива. Величина зазора над небронированной частью заряда и толщина теплозащитного покрытия подбираются так, чтобы обеспечить минимально возможную скорость газового потока в зазоре над небронированной частью заряда, а также снизить вес двигателя за счет изготовления ступенчатой стенки теплозащитного покрытия камеры сгорания при обеспечении заданной надежности двигателя. При этом доля от бронировки и теплозащитного покрытия в дымообразовании двигателя снижается до ~30%, и при соответствующем подборе топлива достигается высокая оптическая прозрачность истекающей из сопла двигателя струи.The length of the armored portion of the charge and the gap between the charge and the wall of the combustion chamber are selected so as to provide a minimum temperature of the combustion products in the stagnant area above the armored part of the charge. The gap over the unarmored part of the charge and the thickness of the heat-shielding coating are selected so as to ensure the lowest possible gas flow rate in the gap over the unarmored part of the charge, as well as to reduce the weight of the engine by manufacturing a stepped wall of the heat-insulating coating of the combustion chamber while ensuring the specified engine reliability. At the same time, the share of the reservation and the heat-shielding coating in the smoke formation of the engine is reduced to ~ 30%, and with appropriate selection of the fuel, high optical transparency of the jet flowing out of the engine nozzle is achieved.
Так как мощность дымообразования бронировки и теплозащитного покрытия зависит от температуры и скорости газового потока у поверхности, над бронированным участком заряда организуется застойная зона за счет уплотнения в районе заднего торца.Since the smoke generation power of the armor and the heat-shielding coating depends on the temperature and velocity of the gas flow at the surface, a stagnant zone is formed above the armored portion of the charge due to compaction in the region of the rear end.
Однако значительного снижения оптических помех при работе такого ракетного двигателя сложно достичь в связи с тем, что достаточно сложно подобрать такое сочетание топлива, бронепокрытия и теплозащитного покрытия, совместимых между собой по физико-химическим и механическим характеристикам, которое обеспечивало бы одновременно высокую оптическую прозрачность струи, истекающей из ракетного двигателя, и высокие удельные энергетические характеристики. При этом объемная плотность заряжания стартового двигателя малого времени работы с вкладным частично бронированным зарядом практически не может превышать 75%.However, it is difficult to achieve a significant reduction in optical noise during the operation of such a rocket engine due to the fact that it is rather difficult to choose a combination of fuel, armor coatings, and heat-shielding coatings that are compatible with each other in terms of physicochemical and mechanical characteristics, which would ensure at the same time high optical transparency of the jet, flowing out of a rocket engine, and high specific energy characteristics. At the same time, the bulk charge density of the starting engine with a short operating time with an inset partially armored charge practically cannot exceed 75%.
Кроме того, снижения оптических помех в известном ракетном двигателе сложно добиться, не уменьшив составляющую дымообразования от воспламенителя. Начальный объем двигателя с вкладным зарядом достаточно велик, и заряд имеет развитую начальную поверхность горения за счет небронированного наружного участка, что требует применения для запуска двигателя навески воспламенителя большой массы, а удельная мощность дымообразования воспламенительных составов на порядок превышает удельную мощность дымообразования топлив, бронепокрытий и материалов теплозащитного покрытия. Это приводит к тому, что запуск двигателя сопровождается мощным дымовым выхлопом от воспламенителя. Так как вкладной заряд имеет развитую начальную поверхность горения, то расход продуктов сгорания воспламенителя, топлива и теплозащитного покрытия в момент запуска, когда скорость снаряда мала, значителен и осуществляется в ограниченный объем, что приводит к высокой концентрации дыма на пусковой установке в районе приборов оптической системы управления. При этом оптические помехи, возникающие непосредственно при работе двигателя, усиливаются за счет поднятия струей с большим расходом пылевого облака. Все это в совокупности приводит к образованию пыледымового облака значительных размеров в непосредственной близости от пусковой установки, которое наряду с созданием оптических помех демаскирует стартовую позицию комплекса и, тем самым, снижает его живучесть.In addition, it is difficult to reduce optical interference in a known rocket engine without reducing the smoke component of the igniter. The initial volume of the engine with an additional charge is large enough, and the charge has a developed initial combustion surface due to the unarmoured outer portion, which requires the use of a large mass of igniter to start the engine, and the specific power of smoke formation of igniter compositions is an order of magnitude higher than the specific power of smoke formation of fuels, armor coatings and materials heat protective coating. This leads to the fact that the start of the engine is accompanied by a powerful smoke exhaust from the igniter. Since the insertion charge has a developed initial combustion surface, the consumption of the products of ignition of the igniter, fuel and heat-shielding coating at the time of launch, when the projectile speed is low, is significant and is carried out in a limited volume, which leads to a high concentration of smoke at the launcher in the vicinity of the optical system instruments management. In this case, the optical noise arising directly during the operation of the engine is amplified by raising the jet with a high consumption of dust clouds. All this together leads to the formation of a dust cloud of significant size in the immediate vicinity of the launcher, which, along with the creation of optical interference, unmasks the starting position of the complex and, thereby, reduces its survivability.
Увеличение длины бронировки позволяет снизить дымообразование при работе двигателя, однако при этом возрастает время работы, что ведет, в свою очередь, к снижению максимальной скорости ракеты и увеличению полетного времени на максимальную дальность, что недопустимо. Сокращение времени работы в этом случае за счет повышения уровня рабочего давления ведет к увеличению массы двигателя и снижению максимальной скорости ракеты, а также к увеличению расхода продуктов горения топлива, бронировки и теплозащитного покрытия, что ведет к увеличению размеров пыледымового облака и росту помех в оптической линии связи.Increasing the length of the armor reduces smoke formation during engine operation, however, this increases the operating time, which in turn leads to a decrease in the maximum speed of the rocket and an increase in flight time by the maximum range, which is unacceptable. Reducing the operating time in this case by increasing the level of operating pressure leads to an increase in engine mass and a decrease in the maximum speed of the rocket, as well as to an increase in the consumption of fuel combustion products, armor and heat-protective coating, which leads to an increase in the size of the dust cloud and an increase in interference in the optical line communication.
Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является снижение оптических помех при работе ракетного двигателя твердого топлива за счет уменьшения геометрических размеров (радиуса) дымового шлейфа, уменьшение демаскирующих факторов (пыледымового облака) при запуске снаряда и снятие ограничений по применяемым материалам теплозащитных покрытий, воспламенителю и топливу.Thus, the objective of the invention is to reduce optical interference during operation of a solid fuel rocket engine by reducing the geometric dimensions (radius) of the smoke plume, reducing the unmasking factors (dust clouds) when the projectile is launched, and removing restrictions on the materials used for thermal insulation coatings, igniter and fuel.
Поставленная задача достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с сопловым блоком и размещенным в ней зарядом твердого топлива, в отличие от прототипа, корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, который сопряжен радиусом с основным коническим участком корпуса, заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания, в его передней части выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока, после горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Стенка камеры сгорания имеет с максимальную толщину в передней ее части, по длине основного конического участка толщина уменьшается до цилиндрического участка, сопряженного с соплом, на котором опять увеличивается, не превышая при этом толщины в передней части камеры сгорания.The problem is achieved in that in a rocket engine of solid fuel containing a combustion chamber with a nozzle block and a solid fuel charge placed in it, in contrast to the prototype, the housing of the combustion chamber is made conical, with a cylindrical section on the nozzle block side and a transitional conical section at the front the bottom, which is radiused with the main conical section of the body, the solid fuel charge is bonded to the walls of the combustion chamber, a cylindrical cavity is made in its front part, ending bounded by a cylindrical neck with a cross-sectional area smaller than the total critical sectional area of the nozzle block, after the neck, the inner surface of the charge channel is conical, with expansion in the direction of the rear end, and a bell is made at the rear end in the charge channel, ending in a cylindrical section with a diameter exceeding the diameter of the critical section of the nozzle block. The wall of the combustion chamber has a maximum thickness in its front part, along the length of the main conical section, the thickness decreases to a cylindrical section mated to a nozzle, on which it again increases, without exceeding the thickness in the front of the combustion chamber.
Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений геометрических размеров позволяет:The combination of structural elements, their relative position and the presence of optimal ratios of geometric dimensions allows you to:
- обеспечить значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя не менее 85%;- to ensure the value of the coefficient of volumetric filling of the combustion chamber of the engine of at least 85%;
- обеспечить минимальный начальный объем и минимальную начальную поверхность горения заряда, обеспечивающие устойчивое горение топлива и необходимый для обеспечения заданного профиля скорости ракеты начальный уровень тяги, и тем самым снизить потребную массу воспламенительного состава и уменьшить первичный дымовой выхлоп от воспламенителя;- to provide the minimum initial volume and minimum initial surface of the charge burning, providing stable fuel combustion and the initial level of thrust necessary to ensure a given rocket velocity profile, and thereby reduce the required mass of the igniter composition and reduce the primary smoke exhaust from the igniter;
- за счет того что двигатель благодаря подбору соотношения геометрических размеров камеры сгорания и заряда в течение 0,3-0,5 полного времени работы от момента его включения работает с увеличением в ~2,5-3,0 раза расхода продуктов сгорания топлива за счет увеличения поверхности горения скрепленного со стенками камеры сгорания заряда, уменьшить пылеобразование в районе пусковой установки, а также уменьшить на ~30-50% радиус дымового шлейфа на начальном участке на протяжении всего времени полета ракеты;- due to the fact that the engine, due to the selection of the ratio of the geometric dimensions of the combustion chamber and the charge for 0.3-0.5 full time from the moment of its inclusion, works with an increase of ~ 2.5-3.0 times the consumption of fuel combustion products due to increase the combustion surface of the charge bonded to the walls of the combustion chamber, reduce dust formation in the area of the launcher, and also reduce by ~ 30-50% the radius of the smoke plume in the initial section throughout the entire flight of the rocket;
- за счет того что в течение 0,3-0,5 времени работы двигателя воздействию продуктов сгорания топлива подвергаются только конструктивные элементы узла воспламенения, соплового блока и не более 10% площади внутренней поверхности камеры сгорания в районе переднего и заднего днищ, уменьшить дымообразование двигателя и снять ряд ограничений по применяемым материалам и мощности дымообразования топлива;- due to the fact that during the 0.3-0.5 time of engine operation, only structural elements of the ignition unit, nozzle block and not more than 10% of the internal surface of the combustion chamber in the area of the front and rear bottoms are exposed to the products of fuel combustion, reduce engine smoke generation and remove a number of restrictions on the materials used and the power of smoke generation of fuel;
- за счет того что после 0,3-0,5 времени работы двигателя за счет геометрической формы камеры сгорания и канала заряда обеспечивается постоянство поверхности горения заряда и расхода двигателя при увеличении площади внутренней поверхности камеры сгорания, подверженной воздействию газов, не более чем на 20%, обеспечить получение высокого полного импульса тяги двигателя и максимальной скорости снаряда при малом весе конструкции, так как нет необходимости в теплозащитном покрытии большой длины и толщины;- due to the fact that after 0.3-0.5 times the engine is running due to the geometric shape of the combustion chamber and the charge channel, the constancy of the combustion surface of the charge and the flow rate of the engine is ensured by increasing the area of the inner surface of the combustion chamber exposed to gases by no more than 20 %, to ensure a high total impulse of engine thrust and maximum projectile speed with a low weight of the structure, since there is no need for a heat-protective coating of large length and thickness;
- за счет того что стенка камеры сгорания выполнена переменной толщины по длине, обеспечить минимальную массу двигателя и обеспечить тем самым высокие удельные характеристики двигателя, а также повысить устойчивость двигателя при отделении от снаряда за счет смещения вперед центра масс камеры сгорания;- due to the fact that the wall of the combustion chamber is made of variable thickness along the length, to ensure the minimum mass of the engine and thereby ensure high specific characteristics of the engine, as well as to increase engine stability when separated from the projectile by moving the center of mass of the combustion chamber forward;
- благодаря тому что конический корпус двигателя имеет уменьшенное по сравнению с цилиндрическим значение коэффициента аэродинамического сопротивления Сх - повысить конечную скорость снаряда.- due to the fact that the conical body of the engine has a reduced aerodynamic drag coefficient С x in comparison with a cylindrical one , to increase the final velocity of the projectile.
Сущность изобретения поясняется фиг.1, на которой представлена конструкция ракетного двигателя. На фиг.2 представлены зависимости расхода ракетного двигателя от времени и изменение скорости снаряда за время работы двигателя. На фиг.3 представлена зависимость радиуса дымового шлейфа от расхода двигателя и скорости снаряда.The invention is illustrated in figure 1, which presents the design of a rocket engine. Figure 2 presents the dependence of the flow rate of the rocket engine on time and the change in the velocity of the projectile during engine operation. Figure 3 presents the dependence of the radius of the smoke plume from the engine flow rate and the velocity of the projectile.
Обоснование указанных соотношений расхода представлено на фиг.2 и 3. Уменьшение радиуса дымового шлейфа в 1,3÷1,5 раз достигается за счет снижения в начале работы двигателя при низкой скорости снаряда в 2,0÷3,0 раза расхода продуктов сгорания воспламенителя и топлива, а также за счет уменьшения в суммарной мощности дымообразования доли воспламенителя и теплозащитных покрытий элементов конструкции.The rationale for the indicated flow ratios is presented in FIGS. 2 and 3. A reduction in the radius of the smoke plume by 1.3–1.5 times is achieved by reducing at the beginning of engine operation at a low projectile speed by 2.0–3.0 times the consumption of igniter combustion products and fuel, as well as by reducing the share of igniter and heat-shielding coatings of structural elements in the total smoke generation power.
Предлагаемый ракетный двигатель твердого топлива содержит конический корпус 3, с цилиндрическим участком 4 со стороны соплового блока и переходным коническим участком 1 у переднего дна, который сопряжен радиусом на участке 2 с основным коническим участком корпуса. В передней части заряда выполнена цилиндроконическая полость 5, которая заканчивается цилиндрической горловиной 6. После горловины внутренняя поверхность канала заряда 7 выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб 8, заканчивающийся цилиндрическим участком 9 с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Заряд заливается в камеру сгорания двигателя с установленной в нее формообразующей оснасткой, которая после полимеризации состава извлекается из двигателя.The proposed solid fuel rocket engine comprises a
Камера сгорания с сопловым блоком изготавливается методом “мокрой” намотки из композиционных материалов. Переменная по длине толщина стенки обеспечивается за счет переменной длины кольцевых слоев силовой оболочки, воспринимающих в процессе работы двигателя радиальные нагрузки, и переменного по длине угла намотки спиральных слоев силовой оболочки, воспринимающих в процессе работы двигателя радиальные и осевые нагрузки.The combustion chamber with the nozzle block is made by the method of “wet” winding from composite materials. A wall thickness that is variable in length is ensured by a variable length of the annular layers of the power shell, which receive radial loads during the operation of the engine, and variable along the length of the winding angle of the spiral layers of the power shell, which receive radial and axial loads during the operation of the engine.
Работа ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с предлагаемым изобретением осуществляется следующим образом. После подачи электрического сигнала на воспламенительное устройство происходит срабатывание воспламенителя. Продукты сгорания воспламенителя осуществляют зажжение заряда, горение которого до момента выхода конических участков в передней и задней частях двигателя на внутреннюю поверхность камеры сгорания происходит с постоянным увеличением поверхности, а следовательно, расхода продуктов сгорания. Малая начальная поверхность горения обеспечивает минимально необходимый для схода с пусковой установки расход и уровень тяги, благодаря чему минимизируются радиус дымового шлейфа и пыледымовые помехи, препятствующие нормальному функционированию оптических каналов системы управления.The rocket engine of solid fuel in accordance with the invention is as follows. After applying an electrical signal to the igniter, the igniter is triggered. The igniter combustion products ignite a charge, the combustion of which, until the conical sections in the front and rear parts of the engine exit to the inner surface of the combustion chamber, occurs with a constant increase in the surface and, consequently, the consumption of combustion products. The small initial combustion surface provides the minimum flow rate and draft level required to exit the launcher, which minimizes the radius of the smoke plume and dust interference that impede the normal functioning of the optical channels of the control system.
Так как в начале работы воздействию высокотемпературного газа подвергаются только элементы конструкции воспламенительного устройства и соплового блока, а стенки камеры сгорания защищены зарядом и не участвуют в дымообразовании двигателя, то благодаря этому при изготовлении камеры допускается применение более широкой номенклатуры конструкционных материалов без ограничений по характеристикам дымообразования.Since at the beginning of the work, only structural elements of the igniter and nozzle block are exposed to high-temperature gas, and the walls of the combustion chamber are protected by a charge and do not participate in the smoke formation of the engine, this allows the use of a wider range of structural materials without restrictions on the characteristics of smoke formation in the manufacture of the chamber.
В течение остального времени работы расход и тяга двигателя обеспечиваются постоянными за счет уменьшения длины образующей прогрессивно горящего основного конического участка заряда за счет подгара конических участков в районе радиусного и цилиндрического участков камеры сгорания. Так как к этому моменту снаряд успевает набрать достаточно высокую скорость, радиус дымового шлейфа уменьшается уже за счет увеличения объема, в который осуществляется истечение продуктов сгорания, и поступление с открывшейся поверхности камеры сгорания продуктов сгорания элементов конструкции камеры не приводит к усилению помех в оптической линии связи.During the rest of the operating time, the engine consumption and thrust are provided constant by reducing the length of the generatrix of the progressively burning main conical section of the charge due to the burning of the conical sections in the region of the radius and cylindrical sections of the combustion chamber. Since at this point the projectile has time to gain a fairly high speed, the radius of the smoke plume is already reduced due to the increase in the volume into which the exhaust of the combustion products is carried out, and the entry of the combustion products of the chamber structure elements from the opening surface of the combustion chamber does not lead to increased interference in the optical communication line .
Соотношения геометрических размеров камеры двигателя и заряда подбираются в процессе проектирования двигателя расчетным путем и уточняются в процессе отработки.The ratios of the geometric dimensions of the engine chamber and the charge are selected in the process of designing the engine by calculation and are refined in the process of development.
Реализация предложенной конструкции позволит снизить оптические (пыледымовые) помехи при работе ракетного двигателя твердого топлива при одновременном повышении его энергетических характеристик и снятии целого ряда ограничений по используемым конструкционным материалам и топливам.Implementation of the proposed design will reduce optical (dust) interference during operation of a solid fuel rocket engine while improving its energy performance and removing a number of restrictions on the structural materials used and fuels.
Источники информацииSources of information
1. Патент RU 2133368, 6 F 02 К 9/08, 20.07.99, бюл. №20 - прототип.1. Patent RU 2133368, 6 F 02 K 9/08, 07/20/99, bull. No. 20 is a prototype.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002130897A RU2239081C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002130897A RU2239081C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002130897A RU2002130897A (en) | 2004-06-10 |
| RU2239081C2 true RU2239081C2 (en) | 2004-10-27 |
Family
ID=33537253
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002130897A RU2239081C2 (en) | 2002-11-18 | 2002-11-18 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2239081C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486114C2 (en) * | 2011-10-14 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" | Carrier rocket stage |
-
2002
- 2002-11-18 RU RU2002130897A patent/RU2239081C2/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2486114C2 (en) * | 2011-10-14 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" | Carrier rocket stage |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| CA1290178C (en) | Armament system | |
| US3439613A (en) | Self-propelled hollow charge having concave liner with propellant contained therein | |
| RU2312999C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2239081C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| CN101113882A (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| CN101017077A (en) | Gun-launched rocket speed increasing fin stabilized sabot-discarding penetrator | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2428579C1 (en) | Solid-propellant rocket engine with turning control nozzle (versions) | |
| US5544586A (en) | Solid fuel ramjet tubular projectile | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
| CN114352437A (en) | Solid fuel stamping combined engine suitable for wide Mach number flight | |
| DK157462B (en) | FUEL CONFIGURATION FOR ROCKET ENGINE WITH SOLID FUEL | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2783054C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2247252C2 (en) | Charge of solid propellant for rockets | |
| US3358603A (en) | Ultra-sonic self-propelled projectile having high l/d ratio | |
| RU2259495C2 (en) | Solid-propellant charge | |
| CN221256957U (en) | Solid rocket engine with different annular combustion chamber and controllable tail end acceleration time | |
| RU2150074C1 (en) | Cartridge with reaction bullet (modifications) | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| RU2294509C1 (en) | Method for fire of guided missile from recoilles gun and recoilless gun for its realization |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160725 |