RU2445492C1 - Dual-mode power plant - Google Patents

Dual-mode power plant Download PDF

Info

Publication number
RU2445492C1
RU2445492C1 RU2010128691/06A RU2010128691A RU2445492C1 RU 2445492 C1 RU2445492 C1 RU 2445492C1 RU 2010128691/06 A RU2010128691/06 A RU 2010128691/06A RU 2010128691 A RU2010128691 A RU 2010128691A RU 2445492 C1 RU2445492 C1 RU 2445492C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
charge
starting
rear bottom
cruise
Prior art date
Application number
RU2010128691/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2010128691A (en
Inventor
Геннадий Васильевич Куценко (RU)
Геннадий Васильевич Куценко
Георгий Николаевич Амарантов (RU)
Георгий Николаевич Амарантов
Виктор Яковлевич Шамраев (RU)
Виктор Яковлевич Шамраев
Галина Николаевна Гусева (RU)
Галина Николаевна Гусева
Вячеслав Валерьевич Никитин (RU)
Вячеслав Валерьевич Никитин
Владимир Степанович Самохин (RU)
Владимир Степанович Самохин
Владимир Алексеевич Сорокин (RU)
Владимир Алексеевич Сорокин
Михаил Дмитриевич Граменицкий (RU)
Михаил Дмитриевич Граменицкий
Олег Куприянович Волков (RU)
Олег Куприянович Волков
Владимир Платонович Францкевич (RU)
Владимир Платонович Францкевич
Вячеслав Васильевич Шувалов (RU)
Вячеслав Васильевич Шувалов
Андрей Владимирович Семенов (RU)
Андрей Владимирович Семенов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени И.И.Картукова
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", Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени И.И.Картукова filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority to RU2010128691/06A priority Critical patent/RU2445492C1/en
Publication of RU2010128691A publication Critical patent/RU2010128691A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2445492C1 publication Critical patent/RU2445492C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Solid-Fuel Combustion (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: dual-mode power plant includes front cover plate, rear bottom, in-series located charges of solid fuel of booster and cruise engine, as well as central partition. Front cover plate is provided with booster engine igniter, and rear bottom - with cruise engine igniter located on it. Central partition is made as an integral part of the housing, divides it into two compartments and forms rear bottom of booster engine and front bottom of cruise engine. Central partition adjoins the central gas duct of booster engine, and peripheral gas ducts are located on rear bottom of cruise engine. Charge of booster engine is channel-slot type. Height of larger slot is 0.7÷0.8 of total burning arch of starting charge, and height of smaller slot is 0.4÷0.5 of total burning arch of starting charge. Cruise engine charge is made in the form of end burning charge and divided from central partition by means of a cuff with a sleeve of cruise engine, which is rigidly attached to end burning charge.
EFFECT: invention allows improving reliability of power plant, as well as providing the possibility of reducing the time required for the target hitting with the rocket due to simultaneous operation of booster and cruise engines, or enlarging the rocket flight distance as to time due to their serial operation.
2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ) преимущественно для авиационных ракет с двухрежимным циклом работы, с возможным интервалом между работой стартового и маршевого двигателей.The present invention relates to a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) mainly for aircraft missiles with a dual-mode cycle of operation, with a possible interval between the operation of the starting and marching engines.

Известна конструкция двухрежимного ракетного двигателя по патенту RU №2347931, содержащего переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, сопло, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, в заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго включения.A known design of a dual-mode rocket engine according to patent RU No. 2347931, comprising a front cover, a housing, charges of the first and second modes, successive units, a nozzle, an intermediate bottom, consisting of an elastic membrane and a sleeve, a sleeve and an elastic membrane in the charge of the second mode contain from 3 to 6 equally spaced slings of high strength elastic material. The slings of the sleeve are fixed on the front cover, and the slings of the membrane are fixed on the body and hold the sleeve and elastic membrane in the process of working the charge of the second inclusion.

Недостатком указанной конструкции является сложность устройств для закрепления строп в корпусе и на днище, их неполное сгорание во время работы двигателя, создание газодинамического сопротивления стропами, рукавом и эластичной мембраной.The disadvantage of this design is the complexity of the devices for securing the slings in the housing and on the bottom, their incomplete combustion during engine operation, the creation of gas-dynamic resistance with slings, a sleeve and an elastic membrane.

Известна конструкция РДТТ по патенту US №4972673 МПК F02K 9/00, заявка 19.03.1985 оп. 27.11.1990, в РЖ АРД. 1989 г., 2.34.125 П, корпус которого имеет перегородку с отверстием, закрытым заглушкой, разделяющей корпус на два отсека, в которых расположены заряды твердого топлива и воспламенители. Перегородка изготовлена совместно с корпусом из металла или композитного материала. Заглушка приклеена со стороны камеры сгорания первой ступени. Материал заглушки (керамика) способен выдерживать высокие напряжения сжатия при горении заряда первой ступени и разрушается при относительно невысоких напряжениях растяжения, которые возникают в заглушке при воспламенении заряда во второй камере и повышении давления в ней. Заглушка разрушается на мелкие части, которые выбрасываются потоком продуктов сгорания через сопла. Указанная конструкция принята авторами за прототип.Known design of solid propellant rocket motor according to US patent No. 4972673 IPC F02K 9/00, application 03.19.1985 op. 11/27/1990, in the Russian Railways ARD. 1989, 2.34.125 П, the casing of which has a partition with an opening closed by a plug dividing the casing into two compartments, in which solid fuel charges and igniters are located. The partition is made together with the body of metal or composite material. The plug is glued from the side of the combustion chamber of the first stage. The plug material (ceramics) is able to withstand high compression stresses during combustion of the charge of the first stage and is destroyed at relatively low tensile stresses that occur in the plug when the charge ignites in the second chamber and the pressure in it increases. The plug breaks into small parts that are emitted by the flow of combustion products through nozzles. The specified design is accepted by the authors as a prototype.

Недостатком указанной конструкции является наличие в продуктах сгорания осколков керамической заглушки, которые могут негативно воздействовать на стенку корпуса двигателя, вкладыши критического сечения сопла, снижая надежность двигателя.The disadvantage of this design is the presence in the combustion products of fragments of ceramic plugs that can adversely affect the wall of the engine casing, liners of the critical section of the nozzle, reducing the reliability of the engine.

Общим недостатком всех вышеперечисленных конструкций является то, что стартовый и маршевый заряды могут работать только последовательно, без задержки по времени.A common drawback of all of the above structures is that the starting and marching charges can only work sequentially, without a time delay.

Задачей предлагаемого изобретения является создание такой двигательной установки, которая обеспечивала бы несколько режимов работы двигателей: одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели или последовательную работу стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты, а также увеличение надежности работы двигателя.The objective of the invention is the creation of such a propulsion system that would provide several modes of operation of the engines: simultaneous operation of the starting and marching engines to reduce the time it takes for the rocket to reach the target or sequential operation of the starting and marching engines with a time interval to increase the flight range of the rocket, as well as increasing reliability engine operation.

Технический результат достигается тем, что двухрежимная двигательная установка содержит переднюю крышку с воспламенителем стартового двигателя, заднее днище с расположенным на нем воспламенителем маршевого двигателя, последовательно расположенные прочно скрепленные заряды твердого топлива стартового и маршевого двигателя, центральную перегородку, изготовленную заодно с корпусом, делящую корпус на два отсека и являющуюся задним днищем стартового двигателя и одновременно передним днищем маршевого двигателя, а центральная перегородка состыкована с центральным газоходом стартового двигателя, а на заднем днище маршевого двигателя расположены периферийные газоходы, причем заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым, а щели выполнены разновеликими по высоте и чередующимися между собой, при этом высота большей щели L1 составляет (0,7÷0,8)eo, высота малой щели L2 составляет (0,4÷0,5)ео, где eo - полный горящий свод стартового заряда, а заряд маршевого двигателя выполнен в виде заряда торцевого горения и разделен от центральной перегородки манжетой с рукавом маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.The technical result is achieved by the fact that the dual-mode propulsion system comprises a front cover with an ignitor for the starting engine, a rear bottom with an igniter for the main engine, successively fixed solid charges of solid fuel for the starting and main engine, a central partition made integrally with the housing, dividing the housing into two compartments, which is the rear bottom of the starting engine and simultaneously the front bottom of the main engine, and the central burnout Single interfaced with a central flue starting the engine, and the rear bottom main engine located peripheral flues, and the charge starting the engine is made of channel-slit, and the slit formed raznovelikie height and alternating with each other, the larger gap height L 1 is (0.7 ÷ 0.8) e o , the height of the small gap L 2 is (0.4 ÷ 0.5) e о , where e o is the full burning set of the starting charge, and the charge of the main engine is made in the form of a face combustion charge and is separated from the central septum cuff with marshevog sleeve motor firmly secured to the mechanical charge combustion.

Сущность изобретения представлена на фиг.1, гдеThe invention is presented in figure 1, where

1 - передняя крышка стартового двигателя;1 - front cover of the starting engine;

2 - воспламенитель стартового двигателя;2 - igniter of the starting engine;

3 - заднее днище маршевого двигателя;3 - rear bottom of the marching engine;

4 - воспламенитель маршевого двигателя;4 - igniter marching engine;

5 - заряд канально-щелевой формы стартового двигателя;5 - charge channel-slotted form of the starting engine;

6 - заряд торцевого горения маршевого двигателя;6 - the end-face charge of the sustainer engine;

7 - центральная перегородка;7 - a central partition;

8 - манжета с рукавом маршевого двигателя;8 - cuff with the sleeve of the sustainer engine;

9 - центральный газоход стартового двигателя;9 - the central gas duct of the starting engine;

10 - центральный сопловой блок стартового двигателя;10 - central nozzle block of the starting engine;

11 - периферийные газоходы маршевого двигателя.11 - peripheral ducts of the main engine.

Двухрежимная двигательная установка работает следующим образом: при срабатывании воспламенителя 2 стартового двигателя, закрепленного на передней крышке 1 стартового двигателя, происходит воспламенение канально-щелевого заряда 5 стартового двигателя. Истечение продуктов сгорания происходит по центральному газоходу 9 стартового двигателя через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя. Заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым. Причем для обеспечения поверхности горения заряда, близкой к нейтральному закону горения с наименьшими предельными отклонениями, щели выполнены с разными размерами по высоте и чередующимися между собой: щели с большим размером L1 по радиусу имеют радиальный размер (0,7÷0,8)eo. Большие щели чередуются с малыми по высоте щелями L2, радиальный размер малых (0,4÷0,5)eo, что иллюстрируется фигурой 2, где eo - полный горящий свод заряда стартового двигателя; L1 - радиальный размер большей щели; L2 - радиальный размер малой щели.The dual-mode propulsion system works as follows: when the igniter 2 of the starting engine is activated, mounted on the front cover 1 of the starting engine, the channel-slot charge 5 of the starting engine ignites. The outflow of combustion products occurs through the central gas duct 9 of the starting engine through the central nozzle block 10 of the starting engine. The charge of the starting engine is channel-slotted. Moreover, to ensure the surface of the charge burning, close to the neutral law of combustion with the smallest deviations, the slots are made with different sizes in height and alternating between themselves: slots with a large size L 1 in radius have a radial size (0.7 ÷ 0.8) e o . Large slots alternate with small slits L 2 in height, the radial size of small (0.4 ÷ 0.5) e o , as illustrated by figure 2, where e o is the full burning arch of the charge of the starting engine; L 1 is the radial size of the larger gap; L 2 is the radial size of the small gap.

При размерах большей щели L1=0,6 или 0,9 и меньшей щели L2=0,3 или 0,6 увеличатся разбросы поверхности горения заряда от среднего значения по сравнению с предлагаемым решением, что приведет к нестабильным характеристикам работы стартового двигателя.With the sizes of the larger gap L 1 = 0.6 or 0.9 and the smaller gap L 2 = 0.3 or 0.6, the spread of the surface of the combustion of the charge will increase from the average value in comparison with the proposed solution, which will lead to unstable characteristics of the starting engine.

После начала работы заряда стартового двигателя 5 одновременно или с определенным интервалом по времени подается импульс на воспламенитель 4, установленный на заднем днище маршевого двигателя. Воспламеняется заряд торцевого горения 6, истечение продуктов сгорания происходит через периферийные газоходы 11 маршевого двигателя и горение заряда по торцевой части обеспечивается путем закрытия горящей поверхности переднего торца центральной перегородкой 7, являющейся одновременно задним днищем стартового двигателя и передним днищем маршевого двигателя и манжетой с рукавом 8 маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения.After the start of the charge of the starting engine 5, simultaneously or with a certain interval in time, a pulse is supplied to the igniter 4 mounted on the rear bottom of the main engine. The end-combustion charge 6 is ignited, the outflow of combustion products occurs through the peripheral gas ducts 11 of the main engine and the combustion of the charge along the end part is ensured by closing the burning surface of the front end with the central partition 7, which is both the rear bottom of the starting engine and the front bottom of the main engine and the cuff with the sleeve 8 of the sustainer engine, firmly bonded to the end-combustion charge.

Наличие манжеты с рукавом обеспечивает закрытие горящей поверхности переднего торца и канала заряда маршевого двигателя для надежной работы двигателя.The presence of a cuff with a sleeve provides closure of the burning surface of the front end and the charge channel of the main engine for reliable engine operation.

Такое истечение продуктов сгорания через центральный газоход 9 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить последовательную с задержкой по времени или одновременную работу стартового и маршевого двигателей при срабатывании воспламенителей в начале стартового двигателя 2, затем маршевого 4, либо одновременное их включение.This exhaustion of combustion products through the central gas duct 9 of the starting engine and the peripheral gas ducts 11 of the marching engine makes it possible to provide sequential time-delayed or simultaneous operation of the starting and marching engines when igniters are triggered at the beginning of the starting engine 2, then marching 4, or simultaneously turning them on.

Независимое истечение продуктов сгорания через центральный сопловой блок 10 стартового двигателя и периферийные газоходы 11 маршевого двигателя позволяет обеспечить одновременную работу стартового и маршевого двигателей для сокращения времени достижения ракетой цели либо последовательной работы стартового и маршевого двигателей с интервалом по времени для увеличения дальности полета ракеты.The independent flow of combustion products through the central nozzle block 10 of the launch engine and the peripheral flues 11 of the sustainer engine allows simultaneous operation of the launch and sustainer engines to reduce the time it takes for the rocket to reach the target or the sequential operation of the launch and sustainer engines with a time interval to increase the flight range of the rocket.

Опыты проведены на опытной установке ФГУП "НИИПМ" с положительными результатами.The experiments were conducted at the experimental installation of FSUE "NIIPM" with positive results.

Claims (1)

Двухрежимная двигательная установка содержит переднюю крышку с воспламенителем стартового двигателя канально-щелевой формы, заднее днище с расположенным на нем воспламенителем маршевого двигателя торцевого горения, последовательно расположенные прочно скрепленные заряды твердого топлива стартового и маршевого двигателя, центральную перегородку, изготовленную заодно с корпусом, делящую корпус на два отсека и являющуюся задним днищем стартового двигателя и одновременно передним днищем маршевого двигателя, отличающаяся тем, что центральная перегородка состыкована с центральным газоходом стартового двигателя, а на заднем днище маршевого двигателя расположены периферийные газоходы, причем заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым, а щели выполнены разновеликими по высоте и чередующимися между собой, при этом высота большей щели L1 составляет (0,7÷0,8)ео, высота малой щели L2 составляет (0,4÷0,5)ео, где eo - полный горящий свод стартового заряда, а заряд маршевого двигателя выполнен в виде заряда торцевого горения и разделен от центральной перегородки манжетой с рукавом маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения. The bimodal propulsion system comprises a front cover with a channel-slotted start engine igniter, a rear bottom with an igniter for the marching end-face combustion engine, successively fixed solid charges of solid fuel of the starting and main engine, a central partition made integral with the housing, dividing the housing into two compartments and being the rear bottom of the starting engine and simultaneously the front bottom of the main engine, characterized in that the trailing partition is docked with the central gas duct of the starting engine, and peripheral gas ducts are located on the rear bottom of the main engine, and the charge of the starting engine is channel-slotted, and the slots are made of different height and alternating with each other, while the height of the larger gap L 1 is (0, 7 ÷ 0.8) e o , the height of the small gap L 2 is (0.4 ÷ 0.5) e o , where e o is the full burning arch of the starting charge, and the charge of the main engine is made in the form of an end-combustion charge and is separated from central septum cuff with a sustainer engine sleeve firmly bonded to the end-combustion charge.
RU2010128691/06A 2010-07-09 2010-07-09 Dual-mode power plant RU2445492C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) 2010-07-09 2010-07-09 Dual-mode power plant

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) 2010-07-09 2010-07-09 Dual-mode power plant

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010128691A RU2010128691A (en) 2012-01-20
RU2445492C1 true RU2445492C1 (en) 2012-03-20

Family

ID=45785204

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010128691/06A RU2445492C1 (en) 2010-07-09 2010-07-09 Dual-mode power plant

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2445492C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2493400C1 (en) * 2012-04-09 2013-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Composite solid propellant charge
RU2554685C2 (en) * 2013-05-29 2015-06-27 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Solid propellant rocket engine
RU2569989C1 (en) * 2014-11-12 2015-12-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Solid fuel rocket engine
RU2622141C1 (en) * 2016-02-11 2017-06-13 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid fuel rocket engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1003753A (en) * 1947-02-20 1952-03-21 Improved process and installation for feeding molten glass to automatic glassware machines
FR1265327A (en) * 1960-05-19 1961-06-30 France Etat Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile
RU2084676C1 (en) * 1994-08-17 1997-07-20 Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев Two-regime rocket engine
RU2190112C2 (en) * 2000-05-10 2002-09-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket solid-propellant engine plant
RU2347931C1 (en) * 2007-07-31 2009-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant dual-mode rocket engine
RU2378523C1 (en) * 2008-06-23 2010-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid propellant rocket engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1003753A (en) * 1947-02-20 1952-03-21 Improved process and installation for feeding molten glass to automatic glassware machines
FR1265327A (en) * 1960-05-19 1961-06-30 France Etat Ignition device of the cruising thruster of a self-propelled projectile
RU2084676C1 (en) * 1994-08-17 1997-07-20 Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев Two-regime rocket engine
RU2190112C2 (en) * 2000-05-10 2002-09-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket solid-propellant engine plant
RU2347931C1 (en) * 2007-07-31 2009-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant dual-mode rocket engine
RU2378523C1 (en) * 2008-06-23 2010-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid propellant rocket engine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2493400C1 (en) * 2012-04-09 2013-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Composite solid propellant charge
RU2554685C2 (en) * 2013-05-29 2015-06-27 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Solid propellant rocket engine
RU2569989C1 (en) * 2014-11-12 2015-12-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Solid fuel rocket engine
RU2622141C1 (en) * 2016-02-11 2017-06-13 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Solid fuel rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010128691A (en) 2012-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7591129B2 (en) Rotary piston engine
US2525782A (en) Shock wave trap for multiple combustion chamber reso-jet motors
RU2445492C1 (en) Dual-mode power plant
CN110469425B (en) Thrust-adjustable multi-stage pulse solid rocket engine
CN110131071A (en) A kind of pulse-knocking engine combustion chamber and its method of ignition
KR20110088652A (en) Ignition/delay assembly for hybrid propulsion shell
RU2435979C1 (en) Double-pulse solid-propellant rocket engine
RU2383764C1 (en) Solid propellant rocket engine
RU2538645C1 (en) Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method
US20050279083A1 (en) Folded detonation initiator for constant volume combustion device
RU2422663C1 (en) Solid-propellant rocket engine
JP5829278B2 (en) Propulsion systems for flying machines, especially missiles
RU2687500C1 (en) Dual-mode solid-propellant rocket engine
RU2251628C1 (en) Solid-propellant impulse rocket engine
RU2386571C1 (en) Carrier rocket stage
RU2675983C1 (en) Cumulative-high-explosive charge engine
RU2704503C1 (en) Transformable rocket-air jet detonation combustion engine (versions)
JP2015183683A5 (en)
JP2006226202A (en) Two-step thrust rocket motor
RU2517971C1 (en) Nozzle-free solid-propellant rocket engine
WO2011105897A3 (en) Igniter for a rocket engine, method for ignition of a rocket engine
RU2715450C1 (en) Multi-mode rocket engine
RU2715453C1 (en) Multi-mode solid-propellant rocket engine
RU2347931C1 (en) Solid-propellant dual-mode rocket engine
RU2357200C2 (en) Missile