RU2303153C2 - Заряд твердого топлива для ракетного двигателя - Google Patents
Заряд твердого топлива для ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2303153C2 RU2303153C2 RU2005126281/06A RU2005126281A RU2303153C2 RU 2303153 C2 RU2303153 C2 RU 2303153C2 RU 2005126281/06 A RU2005126281/06 A RU 2005126281/06A RU 2005126281 A RU2005126281 A RU 2005126281A RU 2303153 C2 RU2303153 C2 RU 2303153C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- sleeve
- rocket engine
- bush
- channel
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 44
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000002966 varnish Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 5
- 239000001856 Ethyl cellulose Substances 0.000 claims description 7
- 238000005253 cladding Methods 0.000 claims description 7
- 229920001249 ethyl cellulose Polymers 0.000 claims description 7
- 235000019325 ethyl cellulose Nutrition 0.000 claims description 7
- ZZSNKZQZMQGXPY-UHFFFAOYSA-N Ethyl cellulose Chemical compound CCOCC1OC(OC)C(OCC)C(OCC)C1OC1C(O)C(O)C(OC)C(CO)O1 ZZSNKZQZMQGXPY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims description 5
- 239000002861 polymer material Substances 0.000 claims description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 4
- 229920002301 cellulose acetate Polymers 0.000 claims description 3
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 16
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 8
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 8
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 7
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 7
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 3
- CSCPPACGZOOCGX-UHFFFAOYSA-N Acetone Chemical compound CC(C)=O CSCPPACGZOOCGX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000001746 injection moulding Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005065 mining Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Telescopes (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива с вкладными канальными зарядами. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя включает шашку с центральным каналом, в расточку которого со стороны переднего торца заряда установлена скрепляемая с передним днищем ракетного двигателя коническая втулка. Втулка выполнена из несгораемого материала и прочно скреплена с поверхностью расточки канала. На наружной конической поверхности втулки из несгораемого материала выполнены равномерно чередующиеся кольцевые выступы. Наружная поверхность втулки облицована полимерным материалом, имеющим сродство к твердому топливу. Внешняя поверхность облицовки выполнена конической с величиной конусности, равной или большей конусности расточки канала до скрепления. Диаметр втулки в торцевом сечении заряда на 0,1...0,3% превышает диаметр расточки канала до вклейки втулки. Поверхность втулки скреплена с поверхностью расточки канала лаком на основе раствора полимерного материала облицовки. Глубина установки облицованной втулки в канале составляет не менее удвоенной толщины горящего свода заряда в случае небронированного переднего торца заряда или не менее толщины горящего свода заряда в случае забронированного переднего торца заряда. Изобретение позволяет повысить надежность заряда за счет качественного скрепления втулки с твердотопливной шашкой, обеспечивающего работоспособность заряда при высоких отрывных нагрузках. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) с вкладными зарядами твердого ракетного топлива (ТРТ), преимущественно с канальными зарядами всестороннего горения.
Известны конструкции канальных зарядов для РДТТ по патентам RU 2178092, RU 2211352, US 3483703, FR 2731471, а также источнику - Дюнзе М.Ф. и др. Ракетные двигатели на твердом топливе, Москва, Машиностроение, 1962 г., стр.31.
Указанные конструкции зарядов подвергаются при работе РДТТ значительным газодинамическим и прямым механическим нагрузкам (за счет высокого продольного перепада давления в камере сгорания РДТТ и высокого уровня осевых перегрузок при полете ракет). В принятой по указанным источникам конструктивной схеме их применения - свободно вложенные в корпус двигателя - такие заряды испытывают высокие напряжения на сжатие на опорном сопловом торце, что может привести к их разрушению, а корпус РДТТ подвергается интенсивному разогреву потоком газов в зазоре между наружной поверхностью заряда и внутренней поверхностью камеры сгорания. Это существенно усложняет как сам процесс отработки заряда и РДТТ (в части объема проводимых исследований и испытаний), так и в последующем конструкцию РДТТ в целом (введение дополнительной теплозащиты, опорных решеток, диафрагм, элементов их крепления и т.д.), что в итоге снижает весовое совершенство РДТТ.
Известна конструкция РДТТ по пат. RU 2221159 от 10.01.2004 (заявка RU 20021015625 от 14.01.2002), содержащая канальный заряд всестороннего горения, в котором со стороны переднего торца заряда установлена втулка из несгораемого материала, прочно скрепленная с поверхностью канала заряда. Эта конструкция позволяет, за счет перераспределения потоков газов между зазором и каналом заряда, обеспечить снижение тепловой нагрузки на стенку камеры сгорания, а за счет скрепления втулки с передним днищем РДТТ разгрузить заряд (в отличие от свободно вложенной, так называемой "вывешенной" конструкции) от существенных сжимающих напряжений на сопловом торце.
Конструкция по пат. RU 2221159 принята за прототип.
Опыт отработки РДТТ к тактическим и неуправляемым авиационным ракетам показывает, что в зависимости от конкретного назначения, калибра, массы используемых зарядов отрывные усилия, воздействующие на скрепленный с втулкой "вывешенный" заряд, за счет осевого перепада газового потока в камере сгорания и осевой перегрузки могут достигать 500 кг и более.
Это предъявляет жесткие требования к качеству скрепления втулки с твердотопливной шашкой заряда. Однако в конструкции прототипа не предусмотрено конструктивных решений, направленных на обеспечение надежного (гарантированного) скрепления втулки с каналом твердотопливной шашки, что является недостатком прототипа.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности и надежности работы РДТТ с зарядами, присоединенными к переднему днищу двигателя через втулку, скрепленную с каналом твердотопливной шашки.
Технический результат изобретения - повышение надежности и эффективности конструкции заряда за счет качественного скрепления втулки с твердотопливной шашкой, обеспечивающего работоспособность заряда при высоких отрывных нагрузках в процессе работы ракетного двигателя.
Технический результат достигается в конструкции (Фиг.1, Фиг.2) предлагаемого заряда, содержащего шашку (1) с центральным каналом, в расточку которого, со стороны переднего торца заряда, установлена скрепляемая с передним днищем ракетного двигателя втулка (2) из несгораемого материала, прочно скрепленная с поверхностью расточки канала. При этом расточка канала выполнена конической, а на наружной конической поверхности втулки из несгораемого материала выполнены равномерно чередующиеся кольцевые выступы (9), поверх которых нанесено облицовочное (6) полимерное покрытие (при этом используемый полимер имеет сродство к твердому топливу), причем внешняя поверхность облицовки выполнена также конической, с величиной конусности, равной или большей конусности расточки канала, а диаметр втулки (по облицовке) в торцевом сечении заряда на 0,1...0,3% превышает диаметр расточки канала шашки.
Поверхность втулки скреплена с конической поверхностью канала лаком (3) на основе раствора полимерного материала облицовки (3). Глубина установки облицованной втулки в канал составляет не менее удвоенной толщины горящего свода. В случае бронированного переднего торца заряда (из условий обеспечения требуемых баллистических или др. характеристик) глубина установки втулки в канал составляет не менее толщины горящего свода. В качестве облицовочных материалов, как показали проведенные исследования, могут быть использованы ацетилцеллюлоза или соединения на ее основе, либо этилцеллюлоза или соединения на ее основе, а в качестве клеящих (скрепляющих) композиций (лаков) - растворы указанных полимеров в ацетоне либо других растворителях. При этом необходимым условием применения тех или иных облицовочных материалов (6) и адгезионных (клеящих) лаков (3) на их основе является сродство с твердым ракетным топливом заряда.
Для повышения эффективности работы заряда в составе РДТТ внутренняя поверхность втулки может быть выполнена конически-цилиндрической, с цилиндрическим участком, обращенным в глубь канала (10), длиной не менее 1/3 длины втулки. Втулка может быть покрыта теплозащитным покрытием (11) со стороны внутренней поверхности.
Изобретение поясняется графическими материалами.
Фиг.1. Конструкция предлагаемого заряда твердого топлива (в обстановке РДТТ):
1 - твердотопливная шашка
2 - втулка
3 - адгезионный лак
4 - передняя крышка РДТТ
5 - соединительный элемент
6 - облицовочное покрытие втулки
7 - корпус РДТТ
Фиг.2 Узел крепления заряда:
8 - наружная поверхность втулки
9 - кольцевые выступы втулки
10 - контур внутренней поверхности втулки
11 - теплозащитное покрытие
Фиг.3. Позиционная схема установки (вклейки) втулки с облицовкой в канал твердотопливной шашки в исходный момент:
Кр - конусность расточки канала твердотопливной шашки
Квт - конусность втулки (по облицовке)
Фиг.4. Промежуточное состояние втулки и заряда при вклейке.
Фиг.5. Запрессовка втулки в канал заряда.
Фиг.6. Выдержка запрессованной в канал заряда втулки при усилии F:
U - скорость перемещения втулки в процессе установки в канал
F - усилие запрессовки
Сущность изобретения заключается (Фиг.1.) в обеспечении гарантированного качества скрепления втулки (2) с твердотопливной шашкой (1) с использованием лака (3). Надежное скрепление втулки (6) с поверхностью твердотопливной шашки обеспечивается через полимерную облицовку (7) и клеящий слой из адгезионного лака (3) в виде раствора полимера облицовки, имеющего сродство к ракетному топливу твердотопливной шашки (1). При этом для надежного скрепления самой облицовки с втулкой на наружной поверхности (8) втулки выполнены кольцевые выступы (9). Выполнение наружного профиля втулки (по облицовке) коническим, с величиной конусности, равной либо несколько большей конусности расточки канала шашки (посадочного места) и с увеличенным на 0,1...0,3% диаметром втулки в переднем торцевом сечении заряда, по сравнению с диаметром расточки канала шашки в указанном сечении, позволяет при установке (вклейке) втулки реализовать плотный, с "натягом", контакт поверхности втулки с поверхностью посадочного места в канале шашки и тем самым обеспечить более высокое качество скрепления. Допустимость такого "натяга" определяется природой твердых ракетных топлив, механические характеристики которых позволяют обеспечить незначительное пластическое деформирование поверхностного слоя твердотопливной шашки, размягченного лаком по посадочному месту при нормальных температурных условиях (~20°С). При этом нижний предел по диаметру втулки (на 0,1% выше диаметра расточки канала) обусловлен необходимостью качественного скрепления, а верхний предел (на 0,3% выше диаметра расточки канала) не допускает деформацию твердотопливной шашки (увеличение внешнего диаметра) вблизи переднего торца.
Ограничения по глубине вклейки в канал (не менее 2е - при небронированном переднем торце, и не менее е - при бронированном переднем торце) позволяют гарантированно обеспечить скрепление втулки с твердотопливной шашкой в течение всего времени работы ракетного двигателя, в т.ч. и дегрессивного остатка заряда в конце работы ракетного двигателя. Это исключает аномальную работу заряда.
В качестве облицовочных полимеров предлагаются ацетилцеллюлоза, этилцеллюлоза и соединения на их основе, обладающие сродством (адгезионными характеристиками) к твердым ракетным топливам.
Преимуществами указанных полимеров при использовании их в предлагаемом техническом решении является их термопластичность и, следовательно, возможность наносить облицовку на втулку высокопроизводительным методом литья под давлением в пресс-формах на термопластавтоматах, обеспечивая при изготовлении, что очень важно для предлагаемой конструкции, высокую точность размеров по внешней поверхности втулки, контактирующей с поверхностью расточки канала шашки при вклейке.
Для уменьшения температурных нагрузок на стыке "полимерная облицовка-втулка" на внутреннюю поверхность втулки наносят теплозащитное покрытие (ТЗП). Внутренний профиль втулки для смягчения газодинамических нагрузок выполняется конически-цилиндрическим, при этом цилиндрический участок обращен в глубь канала и составляет не менее 1/3 длины втулки. Как показал опыт отработки, наиболее подходящим материалом для втулки являются металлы, например сталь.
Эффективность конструкции заряда оценивалась на заряде из баллиститного твердого ракетного топлива:
параметры заряда (номинальные размеры)
- наружный диаметр - 101,0 мм
- диаметр канала - 37,5 мм
- длина - 1570,0 мм
- масса - 15,8 кг
- горящий свод - 15,9 мм
размеры расточки канала шашки (номинальные размеры)
- длина - 100,0 мм
- диаметр в торцевом сечении - 55,0 мм
- конусность - 10°+30′
параметры втулки (номинальные размеры)
- длина - 115,0 мм
- наружный диаметр в торцевом сечении - 55,2 мм
- конусность по наружной поверхности - 10°+30′
- толщина кольцевых выступов - 1,1 мм
- шаг по выступам - 6,0 мм
- материал облицовки - этилцеллюлоза (ЭЦ)
- клеящая композиция - раствор ЭЦ в этилцеллюзольве
Фактический уровень разрушающей отрывной нагрузки втулки из канала шашки при испытаниях заряда в специальном приспособлении составил 1000...1900 кг, что обеспечивало работоспособность РДТТ.
Эффективность предлагаемой конструкции подтверждена стендовыми испытаниями заряда в составе РДТТ и летными испытаниями ракет в температурном диапазоне ±60°С.
Claims (7)
1. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя, включающий шашку с центральным каналом, в расточку которого со стороны переднего торца заряда установлена скрепляемая с передним днищем ракетного двигателя коническая втулка из несгораемого материала, прочно скрепленная с поверхностью расточки канала, отличающийся тем, что на наружной конической поверхности втулки из несгораемого материала выполнены равномерно чередующиеся кольцевые выступы, при этом наружная поверхность втулки облицована полимерным материалом, имеющим сродство к твердому топливу, причем внешняя поверхность облицовки выполнена конической с величиной конусности, равной или большей конусности расточки канала до скрепления, а диаметр втулки в торцевом сечении заряда на 0,1-0,3% превышает диаметр расточки канала до вклейки втулки, при этом поверхность втулки скреплена с поверхностью расточки канала лаком на основе раствора полимерного материала облицовки, а глубина установки облицованной втулки в канале составляет не менее удвоенной толщины горящего свода заряда в случае небронированного переднего торца заряда или не менее толщины горящего свода заряда в случае забронированного переднего торца заряда.
2. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерного материала для облицовки применена ацетилцеллюлоза либо соединения на ее основе.
3. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерного материала для облицовки применена этилцеллюлоза либо соединения на ее основе.
4. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что втулка выполнена из металла.
5. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что внутренняя поверхность втулки покрыта теплозащитным покрытием.
6. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что внутренняя поверхность втулки выполнена конически-цилиндрической, при этом цилиндрический участок обращен в глубь канала и составляет не менее 1/3 длины втулки.
7. Заряд твердого топлива для ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что втулка снабжена соединительным элементом для скрепления с передним днищем ракетного двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005126281/06A RU2303153C2 (ru) | 2005-08-18 | 2005-08-18 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005126281/06A RU2303153C2 (ru) | 2005-08-18 | 2005-08-18 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005126281A RU2005126281A (ru) | 2007-02-27 |
| RU2303153C2 true RU2303153C2 (ru) | 2007-07-20 |
Family
ID=37990344
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005126281/06A RU2303153C2 (ru) | 2005-08-18 | 2005-08-18 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2303153C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2416733C2 (ru) * | 2009-07-06 | 2011-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
| RU2524789C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Ракетный двигатель твердого топлива |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3278356A (en) * | 1963-05-31 | 1966-10-11 | Katz Daniel | Method for fastening perforated propellant sticks to a suspension plate |
| US3446017A (en) * | 1966-11-22 | 1969-05-27 | Olin Mathieson | Fail-safe switch for gas generator |
| US4148187A (en) * | 1976-11-05 | 1979-04-10 | Hercules Incorporated | Radial end burner rocket motor |
| RU2213242C2 (ru) * | 2001-12-26 | 2003-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный ракетный двигатель |
| RU2221159C2 (ru) * | 2002-01-14 | 2004-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель на твердом топливе |
-
2005
- 2005-08-18 RU RU2005126281/06A patent/RU2303153C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3278356A (en) * | 1963-05-31 | 1966-10-11 | Katz Daniel | Method for fastening perforated propellant sticks to a suspension plate |
| US3446017A (en) * | 1966-11-22 | 1969-05-27 | Olin Mathieson | Fail-safe switch for gas generator |
| US4148187A (en) * | 1976-11-05 | 1979-04-10 | Hercules Incorporated | Radial end burner rocket motor |
| RU2213242C2 (ru) * | 2001-12-26 | 2003-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный ракетный двигатель |
| RU2221159C2 (ru) * | 2002-01-14 | 2004-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель на твердом топливе |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2416733C2 (ru) * | 2009-07-06 | 2011-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
| RU2524789C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Ракетный двигатель твердого топлива |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005126281A (ru) | 2007-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3698321A (en) | Rocket assisted projectile | |
| US3628457A (en) | Rocket-assisted projectile or gun-boosted rocket with supported propellant grain | |
| US4573316A (en) | Integrated weatherseal/igniter for solid rocket motor | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| RU2403428C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2412369C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) | |
| JPH0810120B2 (ja) | 炸薬填実弾、及び該炸薬填実弾の弾丸ケーシング内に高性能炸薬を密封する方法 | |
| NO774031L (no) | Rakettdysesystem. | |
| RU2076937C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2024776C1 (ru) | Ракетный двигатель артиллерийского снаряда | |
| RU2389896C2 (ru) | Сопло ракетного двигателя | |
| US4197800A (en) | Single chamber rap having centerport inhibitor | |
| US2733568A (en) | Solid propellant jet reaction motor | |
| CN108548456A (zh) | 一种防止引信隔爆状态窜火引燃的弹体内装药结构 | |
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| US2464181A (en) | Rocket device | |
| RU2390646C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
| US3027709A (en) | Gas-producing device having obturating means protecting the chamber walls from combustion gases | |
| US4118928A (en) | Means for mounting solid propellant in a rocket motor | |
| RU2432484C1 (ru) | Воспламенитель твердотопливного заряда для ракетного двигателя | |
| RU2062343C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2195569C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| IL106365A (en) | Ignition system for propelling charge | |
| US6148606A (en) | Low-vulnerability solid-propellant motor | |
| RU2189483C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140425 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190819 |