RU2298109C2 - Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture - Google Patents

Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture Download PDF

Info

Publication number
RU2298109C2
RU2298109C2 RU2005122745/06A RU2005122745A RU2298109C2 RU 2298109 C2 RU2298109 C2 RU 2298109C2 RU 2005122745/06 A RU2005122745/06 A RU 2005122745/06A RU 2005122745 A RU2005122745 A RU 2005122745A RU 2298109 C2 RU2298109 C2 RU 2298109C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
charge
solid
armor
strips
rocket engine
Prior art date
Application number
RU2005122745/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Федорович Молчанов (RU)
Владимир Федорович Молчанов
ков Алексей Васильевич Козь (RU)
Алексей Васильевич Козьяков
Василий Тихонович Никитин (RU)
Василий Тихонович Никитин
Виталий Иванович Колесников (RU)
Виталий Иванович Колесников
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority to RU2005122745/06A priority Critical patent/RU2298109C2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2298109C2 publication Critical patent/RU2298109C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry.
SUBSTANCE: invention can be used at designing, development and manufacture of solid-propellant charges. Proposed solid propellant charge for rocket engine is made in form grain of solid propellant with central through channel and partially restricted side outer surface. Restriction of side surface of grain is made in form of alternating longitudinal strips on side surface. Length of strips is 0.1 - 1.0 of charge length, and width does not exceed 0.2 of thickness of burning charge dome. Total area of restricting strips corresponds to relationship protected by said invention. Method of manufacture of solid-propellant charge for rocket engine comes to application of restriction coating on side outer surface of charge in form of alternating longitudinal strips. Said strips are formed by applying liquid viscous polymerizing restriction composition to side surface of charge grain using brush and template.
EFFECT: prevention of erosion peak pressure and provision of quick coming of rocket engine to working mode.
5 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).The invention relates to the field of rocketry and can be used in the design, development and manufacture of charges of solid rocket fuel (TRT) and rocket engines of solid fuel (solid propellant rocket engine).

Известны конструкции канальных зарядов ТРТ всестороннего горения, в том числе бронированных по торцам (торцу) и(или) частично по боковой наружной поверхности по патентам: RU 2178092, RU 2211350, RU 2211352.Known design of channel charges TRT all-round combustion, including armored at the ends (end) and (or) partially along the lateral outer surface according to patents: RU 2178092, RU 2211350, RU 2211352.

Конструкция заряда по патенту RU 2211352 принята за прототип.The design of the charge according to patent RU 2211352 adopted as a prototype.

Недостатками известных конструкций зарядов и прототипа являются:The disadvantages of the known designs of charges and prototype are:

- сложность их воспламенения с обеспечением выхода РДТТ на рабочий режим за короткий промежуток времени при допустимом (неразрушающем) максимальном давлении (рмах) в камере сгорания (к.с.) РДТТ;- the complexity of their ignition to ensure that the solid propellant rocket engine reaches the operating mode for a short period of time with an allowable (non-destructive) maximum pressure (p max ) in the combustion chamber (c.p.) of solid propellant rocket motor;

- применительно к твердотопливным зарядам с высоким коэффициентом заполнения поперечного сечения к.с. топливом, затруднительно обеспечение требуемой диаграммы "давление-время" на основном рабочем участке РДТТ, из-за эрозионного пика давления и искажения, в связи с этим, расчетной зависимости S(e) по сравнению с практически реализуемой при горении заряда (S - площадь поверхности горения заряда, е - текущий свод заряда).- in relation to solid fuel charges with a high fill factor of the cross section fuel, it is difficult to provide the required pressure-time diagram for the main solid-propellant solid-propellant site, due to the erosion peak in pressure and distortion, in connection with this, the calculated dependence S (e) as compared to that realized when the charge is burning (S is the surface area burning charge, e is the current arch of the charge).

Несоблюдение последнего условия не позволяет обеспечить оптимальные выходные характеристики РДТТ, как по величине рмах, так и по величине суммарного импульса тяги.Failure to comply with the latter condition does not allow for optimal output characteristics of the solid propellant rocket motor, both in terms of p max and in terms of the total thrust impulse.

Известно, что скорость потока газов в камере сгорания (к.с.) РДТТ, при заданном соотношении S0/Fкр (S0 - начальная поверхность горения заряда, Fкр - площадь критического сечения сопла РДТТ) однозначно определяется параметром проф. Ю.А.Победоносцева -

Figure 00000002
, где Fсв - площадь свободного прохода газов в сечении РДТТ (Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е., М., 1966, стр.107-111). При величине параметра
Figure 00000003
выше так называемого "порогового значения"
Figure 00000004
(Величина
Figure 00000005
определяется склонностью ТРТ к эрозионному горению. Для баллиститных топлив она составляет ~100. При этом эрозионный эффект при отработке РДТТ и зарядов ТРТ к ним с калорийностью 800...900 ккал/кг осуществляют, например, с учетом зависимости
Figure 00000006
реализуется режим эрозионного горения ТРТ, обусловленный турбулизацией газового потока вблизи горящей поверхности заряда и характеризующийся существенным увеличением скорости горения ТРТ и, как следствие, уровнем максимального давления (эрозионный пик давления) в к.с. РДТТ.It is known that the gas flow rate in the combustion chamber (cs) of the solid propellant rocket engine, for a given ratio S 0 / F cr (S 0 is the initial surface of the charge combustion, F cr is the critical section area of the solid propellant rocket motor) is uniquely determined by the parameter prof. Yu.A. Pobedonostseva -
Figure 00000002
, where F sv is the area of free passage of gases in the solid propellant cross section (Shapiro Ya.M., Masing G.Yu., Prudnikov N.E., M., 1966, pp. 107-111). With the value of the parameter
Figure 00000003
above the so-called "threshold value"
Figure 00000004
(Value
Figure 00000005
determined by the propensity of TRT to erosive combustion. For ballistic fuels, it is ~ 100. Moreover, the erosion effect during the development of solid propellant rocket engines and solid propellant charges for them with a calorie content of 800 ... 900 kcal / kg is carried out, for example, taking into account the dependence
Figure 00000006
the regime of erosive combustion of TRT is realized, due to turbulence of the gas flow near the burning surface of the charge and characterized by a significant increase in the rate of combustion of TRT and, as a consequence, the level of maximum pressure (erosion peak pressure) in the pressure class RTTT.

Технической задачей патентуемого изобретения является разработка твердотопливного заряда всестороннего горения с центральным каналом, обеспечивающего кратковременный выход РДТТ на рабочий режим с исключением эрозионного пика давления и обеспечением требуемой диаграммы "давление-время" РДТТ на рабочем режиме, а также способа изготовления заряда.The technical task of the patented invention is to develop a solid fuel charge of all-round combustion with a central channel, providing a short-term output of the solid propellant rocket engine to the operating mode with the exception of the erosive pressure peak and providing the required pressure-time diagram of the solid propellant rocket engine in the operating mode, as well as a method for manufacturing the charge.

Технический результат изобретения заключается в выполнении твердотопливного заряда для ракетного двигателя в виде шашки твердого топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой наружной поверхностью, при этом бронирование боковой поверхности шашки выполнено в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности длиной 0,1...1,0 длины заряда и шириной не более 0,2 е, где е - толщина горящего свода заряда, причем площадь бронирующих полос соответствует соотношению:The technical result of the invention is to perform a solid propellant charge for a rocket engine in the form of a solid fuel checker with a central through channel and a partially reserved lateral outer surface, while booking the side surface of the checker is made in the form of alternating longitudinal strips along the side surface with a length of 0.1 ... 1 , 0 of the length of the charge and a width of not more than 0.2 e, where e is the thickness of the burning vault of the charge, and the area of the booking bands corresponds to the ratio:

Figure 00000007
Figure 00000007

где Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;where S floor - the total area of the reservation bands;

So - площадь поверхности горения без бронирующих полос;S o - combustion surface area without armor stripes;

Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда;F St - the area of free passage of gases at the nozzle end of the charge;

Figure 00000005
- пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива.
Figure 00000005
- threshold value of the parameter prof. Yu.A. Pobedonostseva for solid rocket fuel.

При технической необходимости заряд выполняют бронированным по переднему торцу, при этом бронирующие полосы примыкают к бронепокрытию переднего торца.If necessary, the charge is carried out armored at the front end, while the armor strips are adjacent to the armor coating of the front end.

Нанесение полос осуществляют намазкой кистью жидковязкого полимеризующегося бронесостава с использованием шаблона, изготовленного в виде стакана с прорезями по боковой поверхности, при этом внутренний диаметр стакана выполняют равным наружному диаметру твердотопливной шашки, а в качестве бронесостава используют раствор на основе полиметилметакрилата и коллоксилина в ацетоне, причем до достижения требуемой толщины бронепокрытия, нанесение очередного слоя бронесостава осуществляют после удаления ацетона из предыдущего слоя.The strips are applied by brushing with a liquid-viscous polymerizable armor composition using a template made in the form of a glass with slots on the side surface, while the inner diameter of the glass is equal to the outer diameter of the solid fuel checker, and a solution based on polymethylmethacrylate and colloxylin in acetone is used as an armor composition, up to achieve the required thickness of the armor coating, the application of the next layer of armor is carried out after removal of acetone from the previous layer.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами:The invention is illustrated by graphic materials:

Фиг.1. Конструкция патентуемого твердотопливного заряда:Figure 1. Design of patentable solid fuel charge:

1 - твердотопливная шашка;1 - solid fuel checker;

2 - канал;2 - channel;

3 - наружная (боковая) поверхность шашки;3 - outer (lateral) surface of the checker;

4 - бронирующие полосы.4 - reservation strips.

Фиг.2. Конструкция патентуемого твердотопливного заряда в составе РДТТ (в обстановке):Figure 2. The design of the patented solid fuel charge as part of the solid propellant solid propellant rocket (in the setting):

5 - проходные сечения для потока газов - (Fсв).5 - flow sections for gas flow - (F St ).

Фиг.3. Характер горения твердотопливного заряда с бронирующими полосами:Figure 3. The nature of the combustion of a solid fuel charge with armor stripes:

1 - твердотопливная шашка;1 - solid fuel checker;

2 - канал;2 - channel;

3 - наружная боковая поверхность;3 - outer side surface;

4 - бронирующие полосы;4 - reservation strips;

6 - текущие поверхности горения заряда, обусловленные наличием бронирующих полос;6 - current surface of the charge, due to the presence of armor stripes;

7 - поверхность горения заряда на рабочем режиме.7 - surface combustion of the charge in operating mode.

Фиг.4. Характер диаграммы "давление-время" p(t) для прототипа и патентуемого заряда:Figure 4. The nature of the pressure-time diagram p (t) for the prototype and patent charge:

8 - диаграмма p(t) для прототипа;8 is a diagram p (t) for a prototype;

9 - диаграмма p(t) для патентуемой конструкции.9 is a diagram p (t) for a patented design.

Фиг.5. Схема бронирования заряда:Figure 5. Charge reservation scheme:

1 - твердотопливная шашка;1 - solid fuel checker;

4 - бронирующие полосы;4 - reservation strips;

10 - емкость с бронесоставом;10 - tank with armored personnel;

11 - кисть;11 - brush;

12 - шаблон.12 is a template.

Сущность изобретения заключается (Фиг.1) в частичном бронировании наружной боковой поверхности заряда продольными полосами бронесостава малой ширины и толщины, что позволяет, с одной стороны, обеспечить в период выхода РДТТ на рабочий режим

Figure 00000008
исключить эрозионный пик давления, а с другой стороны, за счет малой ширины и толщины полос свести к минимуму их отрицательное влияние на характер диаграммы "давление-время" на рабочем участке РДТТ, а также исключить дегрессивные остатки заряда в конце работы РДТТ (Фиг.2, 3).The invention consists (Fig. 1) in partial reservation of the outer lateral surface of the charge with longitudinal strips of armored personnel of small width and thickness, which makes it possible, on the one hand, to ensure that during the solid propellant rocket engine operating mode
Figure 00000008
to eliminate the erosive pressure peak, and on the other hand, due to the small width and thickness of the strips to minimize their negative impact on the nature of the pressure-time diagram at the operating section of the solid-propellant rocket motor, and also to eliminate the degrading charge residues at the end of the solid-rocket rocket motor operation (Figure 2 , 3).

Достигаемый результат изобретения заключается (Фиг.1) в выполнении твердотопливного заряда в виде твердотопливной шашки (1) - вкладного моноблока всестороннего горения - с центральным сквозным каналом (2), частично бронированной по наружной боковой поверхности (3) чередующимися бронирующими полосами (4) длиной 0,1...1,0 длины заряда и шириной не более 0,2е, где е - толщина горящего свода заряда, при этом длину, ширину и количество полос подбирают из условия:The achieved result of the invention consists (Fig. 1) in carrying out a solid fuel charge in the form of a solid fuel checker (1) - an all-round plug-in monoblock with a central through channel (2) partially armored along the outer side surface (3) with alternating armor strips (4) of length 0.1 ... 1.0 of the length of the charge and a width of not more than 0.2 e, where e is the thickness of the burning arch of the charge, while the length, width and number of bands are selected from the condition:

Figure 00000009
Figure 00000009

где Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;where S floor - the total area of the reservation bands;

S0 - площадь поверхности горения заряда без бронирующих полос;S 0 is the surface area of the charge burning without reservation bands;

Figure 00000010
- пороговое значение параметра профессора Ю.А.Победоносцева для конкретной марки твердого ракетного топлива;
Figure 00000010
- the threshold value of the parameter of Professor Yu.A. Pobedonostsev for a particular brand of solid rocket fuel;

Fсв - площадь свободного прохода потока (5) газов (Фиг.2).F St - the area of free passage of the stream (5) of gases (Figure 2).

Ширина полос не более 0,2е позволяет (Фиг.3, Фиг.4) практически исключить отклонение диаграммы (9) "давление-время" p(t) для патентуемой конструкции заряда от нейтральной на основном участке работы РДТТ в отличие от дегрессивной диаграммы p(t) для прототипа (8). Указанный эффект достигается за счет быстрого вырождения (Фиг.3) текущих поверхностей горения (поз.6), обусловленных наличием бронирующих полос, в процессе горения заряда параллельными слоями, что, как известно, является одним из определяющих свойств твердого ракетного топлива. В процессе отработки конкретных конструкций твердотопливных зарядов проверено влияние различной геометрии бронирующих полос на внутрибаллистические характеристики (ВБХ) РДТТ, в том числе на величину максимального давления (пика давления) и суммарный импульс тяги. Как показал опыт отработки твердотопливных зарядов, наиболее оптимальным является использование прямоугольных бронирующих полос малой ширины и толщины, длина которых подбирается в пределах 0,1...1,0 длины заряда.The width of the strips of not more than 0.2 e allows (Fig. 3, Fig. 4) to practically eliminate the deviation of the pressure-time diagram (9) p (t) for the patented charge design from neutral in the main solid-propellant operation section, in contrast to the degressive diagram p (t) for the prototype (8). This effect is achieved due to the rapid degeneration (Fig. 3) of the current combustion surfaces (pos. 6), due to the presence of armor bands, in the process of burning a charge in parallel layers, which, as you know, is one of the defining properties of solid rocket fuel. In the process of testing specific designs of solid propellant charges, the effect of various geometry of the armor bands on the internal ballistic characteristics of the solid propellant rocket engine, including the value of the maximum pressure (pressure peak) and the total thrust impulse, was verified. As experience in the development of solid propellant charges showed, the most optimal is the use of rectangular armor strips of small width and thickness, the length of which is selected within 0.1 ... 1.0 of the charge length.

Бронирование экспериментальных образцов зарядов (Фиг.5) осуществлялось намазкой кистью (11) на боковую поверхность твердотопливной шашки полимеризующегося жидковязкого раствора в ацетоне из емкости с бронесоставом (10) на основе полиметилметакрилата и коллоксилина с использованием шаблона (12), обеспечивающего требуемую геометрию бронирующих полос (4).Reservation of the experimental charge samples (Figure 5) was carried out by spreading with a brush (11) on the side surface of a solid fuel checker of a polymerizable liquid-viscous solution in acetone from an armored tank (10) based on polymethylmethacrylate and colloxylin using a template (12) that provides the required geometry of the armor bands ( four).

В конкретном примере использовался шаблон для заряда из баллиститного ТРТ - длина 1200 мм, наружный диаметр 120 мм, диаметр канала 40 мм - ширина полос составляла 4 мм. Количество полос - 24, длина полос - 1200 мм.In a specific example, a template for a ballistic TPT charge was used - length 1200 mm, outer diameter 120 mm, channel diameter 40 mm - strip width was 4 mm. The number of strips is 24, the length of the strips is 1200 mm.

Полосы наносились за 3...6 намазок бронесостава кистью с интервалом между намазками (наносимыми слоями) 10...15 мин. Указанный интервал обеспечивал при нормальной температуре (15...35°С) удаление ацетона из предыдущего слоя перед нанесением последующего. Толщина бронирующих полос составляла 0,1...0,2 мм.The strips were applied for 3 ... 6 spreading of the armor composition with a brush with an interval between spreading (applied layers) of 10 ... 15 min. The specified interval provided at normal temperature (15 ... 35 ° C) the removal of acetone from the previous layer before applying the next. The thickness of the armor strips was 0.1 ... 0.2 mm.

В рамках патентуемого технического решения (для малогабаритных зарядов в крупносерийном производстве) нанесение бронирующих полос произвольной геометрической формы может осуществляться по высокопроизводительной технологии бронирования твердотопливных зарядов термопластичными бронесоставами способом литья под давлением на термопластавтомате (пат. RU 2164616 от 27.03.2001 г., пат. RU 2179989 от 27.02.2002 г., пат. RU 2209135 от 27.07.2003 г.). В этом случае требуемая геометрия полос реализуется за счет соответствующего конструктивного оформления матрицы пресс-формы, в которой осуществляется бронирование заряда.Within the framework of a patented technical solution (for small-sized charges in large-scale production), the application of armor strips of arbitrary geometric shape can be carried out using a high-performance technology for booking solid propellant charges with thermoplastic armored vehicles by injection molding on injection molding machines (Pat. RU 2164616 from 03/27/2001, Pat. RU 2179989 dated 02.27.2002, Pat. RU 2209135 dated 07.27.2003). In this case, the required geometry of the strips is realized due to the corresponding design of the mold matrix in which the charge is being booked.

Claims (5)

1. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя, выполненный в виде шашки твердого ракетного топлива с центральным сквозным каналом и частично забронированной боковой наружной поверхностью, отличающийся тем, что бронирование боковой поверхности шашки выполнено в виде чередующихся продольных полос вдоль боковой поверхности длиной 0,1-1,0 длины заряда и шириной не более 0,2е, где е - толщина горящего свода заряда, при этом общая площадь бронирующих полос соответствует соотношению1. A solid propellant charge for a rocket engine made in the form of a solid rocket fuel checker with a central through channel and a partially reserved lateral outer surface, characterized in that the reservation of the side surface of the checker is made in the form of alternating longitudinal strips along the side surface with a length of 0.1-1, 0 the length of the charge and a width of not more than 0.2 e, where e is the thickness of the burning arch of the charge, while the total area of the booking bands corresponds to
Figure 00000011
Figure 00000011
 где Sпол - суммарная площадь бронирующих полос;where S floor - the total area of the reservation bands; S0 - площадь поверхности горения заряда без бронирующих полос;S 0 is the surface area of the charge burning without reservation bands; Fсв - площадь свободного прохода газов у соплового торца заряда;F St - the area of free passage of gases at the nozzle end of the charge;
Figure 00000012
- пороговое значение параметра проф. Ю.А.Победоносцева для твердого ракетного топлива.
Figure 00000012
- threshold value of the parameter prof. Yu.A. Pobedonostseva for solid rocket fuel. 2. Твердотопливный заряд по п.1, отличающийся тем, что заряд бронирован по переднему торцу, а бронирующие полосы примыкают к бронепокрытию торца.2. The solid fuel charge according to claim 1, characterized in that the charge is armored at the front end, and the armor strip adjoins the end armor coating. 3. Способ изготовления твердотопливного заряда для ракетного двигателя по п.1, включающий нанесение бронепокрытия на боковую наружную поверхность заряда в виде чередующихся продольных полос, отличающийся тем, что нанесение полос осуществляют намазкой кистью жидковязкого полимеризующегося бронесостава с использованием шаблона.3. A method of manufacturing a solid propellant charge for a rocket engine according to claim 1, including applying armor plating to the lateral outer surface of the charge in the form of alternating longitudinal strips, characterized in that the strips are applied by brushing with a liquid-viscous polymerizable armor using a template. 4. Способ по п.3, отличающийся тем, что шаблон изготавливают в виде стакана с прорезями в боковой поверхности, при этом внутренний диаметр стакана выполняют равным наружному диаметру шашки твердотопливного заряда.4. The method according to claim 3, characterized in that the template is made in the form of a glass with slots in the side surface, while the inner diameter of the glass is equal to the outer diameter of the solid-fuel charge checkers. 5. Способ по п.3 или 4, отличающийся тем, что в качестве бронесостава используют раствор на основе полиметилметакрилата и коллоксилина в ацетоне, при этом до достижения требуемой толщины бронепокрытия нанесение очередного слоя бронесостава осуществляют после удаления ацетона из предыдущего слоя.5. The method according to claim 3 or 4, characterized in that a solution based on polymethylmethacrylate and colloxylin in acetone is used as an armor composition, with the next layer of armor composition being applied after removing acetone from the previous layer until the required thickness of the armor coating is achieved.
RU2005122745/06A 2005-07-18 2005-07-18 Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture RU2298109C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005122745/06A RU2298109C2 (en) 2005-07-18 2005-07-18 Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005122745/06A RU2298109C2 (en) 2005-07-18 2005-07-18 Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2298109C2 true RU2298109C2 (en) 2007-04-27

Family

ID=38107086

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005122745/06A RU2298109C2 (en) 2005-07-18 2005-07-18 Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2298109C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2451816C1 (en) * 2010-11-19 2012-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Propellant charge for rocket engine
RU2458243C1 (en) * 2011-02-28 2012-08-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Armouring method of insertable solid-propellant charge with epoxy armour compound along side surface, and method for determining epoxy armour compound viscosity
RU2464440C1 (en) * 2011-02-10 2012-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-fuel charge for rocket engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2451816C1 (en) * 2010-11-19 2012-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Propellant charge for rocket engine
RU2464440C1 (en) * 2011-02-10 2012-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-fuel charge for rocket engine
RU2458243C1 (en) * 2011-02-28 2012-08-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Armouring method of insertable solid-propellant charge with epoxy armour compound along side surface, and method for determining epoxy armour compound viscosity

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2298109C2 (en) Solid-propellant charge for rocket engine and method of its manufacture
NO20063160L (en) Progressive fuel charge with high charge density
US7966809B2 (en) Single-piece hybrid rocket motor
RU2390646C1 (en) Two-mode solid propellant rocket engine
RU2725118C1 (en) Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing
Püskülcü et al. 3-D grain burnback analysis of solid propellant rocket motors: Part 1–ballistic motor tests
Falempin et al. An innovative technology for fuel-cooled composite materials structure
Falempin et al. Fuel-cooled composite materials structures-status at AEROSPATIALE MATRA
RU2362035C1 (en) Charge for solid rocket fuel
RU2298110C2 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2248457C2 (en) Solid rocket propellant charge
RU2329390C1 (en) Solid-propellant launching rocket engine
RU2213245C1 (en) Gas generator solid-propellant charge
RU2783054C1 (en) Dual-mode solid propellant rocket engine
RU2220311C1 (en) Solid propellant rocket charge
RU2319851C1 (en) Solid-propellant booster engine
RU2305201C1 (en) Solid-propellant charge
RU2391530C1 (en) Rocket solid fuel charge
Leciejewski Singularities of burning rate determination of fine-grained propellants
RU2245450C1 (en) Solid-propellant rocket engine
Fernandez et al. Rocket-based combined cycle engine technology development-Sub-scale inlet experimental results
RU2464440C1 (en) Solid-fuel charge for rocket engine
RU2480605C2 (en) Solid-propellant charge
Cavalleri et al. Hybrid rocket propulsion performance prediction
Shekhar Parametric studies on star port propellant grain for ballistic evaluation

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20140807

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170719