RU2461728C2 - Ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2461728C2 RU2461728C2 RU2010149577/06A RU2010149577A RU2461728C2 RU 2461728 C2 RU2461728 C2 RU 2461728C2 RU 2010149577/06 A RU2010149577/06 A RU 2010149577/06A RU 2010149577 A RU2010149577 A RU 2010149577A RU 2461728 C2 RU2461728 C2 RU 2461728C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- charge
- section
- star
- shaped
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 44
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 29
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 28
- 238000010586 diagram Methods 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 abstract description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 abstract description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 14
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 239000002923 metal particle Substances 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000003412 degenerative effect Effects 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Ракетный двигатель твердого топлива содержит канальный заряд, прочно скрепленный с внутренними стенками корпуса посредством защитно-крепящего слоя, корпус с передним и сопловым днищами, сопло и узел воспламенения. Осевой канал заряда выполнен последовательно из конического участка круглого поперечного сечения, сужающегося в сторону сопла и конического участка звездообразного поперечного сечения. Минимальный диаметр конического участка канального заряда составляет 0,8…0,9 максимального диаметра осевого канала. Глубина выемок звездообразного участка канала линейно увеличивается к заднему торцу заряда и составляет на заднем торце 0,65…0,85 горящего свода заряда на переднем торце заряда. Угол раскрытия лучей звездообразного участка канала составляет 15…20°. Вершины выступов в канале между лучами образуют условную цилиндрическую поверхность, диаметр которой равен минимальному диаметру конического участка канала. Длина звездообразного участка канала составляет 0,20…0,25 длины заряда. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение корпуса топливом, получить нейтральную диаграмму "давление-время", исключить дегрессивный остаток топлива, снизить тепловые и газодинамические потери, повысить полноту сгорания металлических частиц топлива, а также снизить разброс энергетических и внутрибаллистических характеристик. 4 ил.
Description
Предполагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетному двигателю твердого топлива (РДТТ) с зарядом, прочно скрепленным с внутренними стенками корпуса ракетного двигателя, и может быть использовано при разработке новых образцов РДТТ, предпочтительно в качестве стартовых ускорителей ракет, самолетов и других летательных аппаратов (ЛА).
Так как ускорители ЛА обычно отделяются от него после завершения разгона, они, как правило, состоят из связки нескольких двигателей и для них большое значение имеет:
- постоянство внутрибаллистических характеристик (ВБХ) двигателя;
- реализация нейтрального характера зависимости «давление-время» в камере сгорания двигателя;
- обеспечение резкого спада давления в конце работы двигателя;
- одновременность (для связки двигателей) обнуления давления в камерах сгорания двигателя;
- ограничение величины начального пика давления, который, как правило, колеблется в широких пределах по давлению.
При этом важно обеспечить максимальное заполнение камеры сгорания двигателя топливом и наиболее полную реализацию его энергетических характеристик при минимальном пассивном весе РДТТ.
Разработка и использование РДТТ с зарядами из высокоимпульсных металлосодержащих смесевых твердых ракетных топлив (СТРТ), прочно скрепленных с внутренними стенками корпуса двигателя, позволяет существенно увеличить полный импульс тяги, снизить зависимость давления в камере сгорания РДТТ от температуры и скорости горения топлива и тем самым уменьшить габариты РДТТ и повысить стабильность ВБХ.
Однако одной из основных проблем РДТТ, особенно с высоким удлинением (отношение длины заряда к диаметру заряда более 8), характеризующихся большим коэффициентом заполнения камеры сгорания топливом (объемная плотность заполнения корпуса двигателя топливом), является наличие эрозионного эффекта горения заряда, т.е. увеличения скорости горения топлива при больших скоростях движения продуктов сгорания (ПС) вдоль горящей поверхности заряда, как правило, по каналу заряда. Это явление крайне нежелательное, т.к. сопровождается повышением начального давления в камере сгорания вплоть до разрушения РДТТ. К тому же неравномерное выгорание свода заряда по длине приводит к образованию в конце работы РДТТ дегрессивно догорающих остатков топлива, что недопустимо для РДТТ стартовых ускорителей, особенно работающих в связке.
Способ борьбы с эрозионным эффектом горения предусмотрен:
- в конструкции РДТТ по пат. США №3380386 кл. 102-99 (снижена скорость потока ПС за счет увеличения диаметра центрального канала к заднему торцу). Однако такое решение задачи приводит к снижению объемной плотности заполнения РДТТ топливом, т.е. к снижению его весового совершенства;
- в конструкции РДТТ по пат. RU №2152529, МПК 7 F02K 9/08, содержащего корпус, заряд твердого топлива, канал которого выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда.
Однако и эти конструкции имеют ряд существенных недостатков, а именно:
- расширяющийся к заднему торцу конический участок канала заряда уменьшает плотность заполнения корпуса двигателя топливом;
- в удлиненных зарядах расположение звездообразного участка канала вблизи переднего торца приводит к высокой скорости потока ПС, что неизбежно сопровождается эффектом возникновения эрозионного горения, а это в свою очередь приводит к образованию дегрессивных остатков топлива при выгорании цилиндрического участка канала;
- при высокой скорости потока ПС не обеспечивается необходимая полнота сгорания металлических частиц топлива, за счет малого времени пребывания частиц внутри КС.
Изобретение по патенту RU №2298110, МПК F02K 9/18, заявка 03.05.2005 г., опубл. 20.11.2006 г., принято авторами за прототип, как наиболее близкое по технической сути к заявляемому изобретению.
Прототип, обладая оригинальностью конструктивного оформления, относительно высокой плотностью объемного заполнения корпуса двигателя топливом и целенаправленным использованием эрозионного эффекта горения для обеспечения весового совершенства двигателя, тем не менее обладает рядом недостатков, а именно:
- высокая скорость потока ПС за счет головного расположения щелевого участка заряда снижает полноту сгорания топлива, понижая тем самым эффективность двигателя в целом;
- попарное расположение щелей приводит к «провалу» давления на диаграмме "давление-время" из-за относительно быстрого, единовременного выгорания топлива между парами щелей, что ведет к уменьшению среднего давления в РДТТ и не позволяет полностью реализовать энергетические характеристики топлива;
- конически-щелевой канал, примыкающий к коническому каналу со стороны его большего диаметра, требует для своего формования цельной (не разборной) формующей «иглы», что неприемлемо для крупногабаритных РДТТ из-за высокого усилия распрессовки при изготовлении и вследствие этого вероятности повреждения заряда.
Технической задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции РДТТ с зарядом из смесевого твердого ракетного топлива (СТРТ), прочно скрепленного с внутренними стенками корпуса РДТТ, с жесткими требованиями по величине и разбросу энергетических и внутрибаллистических характеристик, исключающего дегрессивно догорающие остатки топлива.
Совокупность конструктивных элементов в предлагаемом изобретении, а именно: осевой канал заряда РДТТ выполнен последовательно из конического участка круглого сечения, сужающегося в сторону сопла и конического участка звездообразного поперечного сечения и увеличивающегося свободного прохода к заднему торцу заряда, позволяет:
- исключить дегрессивные остатки СТРТ, поскольку сужающийся по ходу ускоряющегося движения ПС конический канал за счет эрозионного горения вырождается в цилиндрический, а звездообразный участок выгорает одновременно или раньше конического;
- повысить средний уровень давления в РДТТ увеличением давления в начальный период его работы за счет обеспечения эрозионного горения конической части канала;
- обеспечить полноту сгорания металлических частиц топлива за счет плавного движения скорости потока ПС в звездообразной части, поскольку свободное проходное сечение на этом участке увеличивается к заднему торцу за счет увеличивающейся глубины выемок звездообразного участка канала. Это приводит к уменьшению тепловых и газодинамических потерь и к повышению удельного импульса тяги;
- угол α раскрытия лучей звездообразного участка канала равный 15…20° обеспечивает плавную компенсацию увеличения горящей поверхности конического участка канала заряда. При α меньше 15 появляется прогрессивность тяги, при α больше 20° на диаграмме "тяга-время" появляется "седловина";
- последовательное расположение сужающегося конического канала и звездообразно увеличивающегося к заднему торцу свободного проходного сечения участка позволяет выполнять формующую канал «иглу» разъемной, что исключает риск повреждения крупногабаритного заряда при его распрессовке в процессе получения заряда;
- за счет звездообразного участка канала, расширяющего к заднему торцу проходного сечения так, что на границе с конусной частью глубина выемок равна нулю, а на заднем торце она составляет (0,65…0,85)e на заднем торце заряда, где e - горящий свод заряда, при этом выступы звездообразного канала образуют цилиндрическую поверхность, диаметр Д2 которой равен (0,8-0,9)Д1, достигается нейтральный закон изменения тяги РДТТ на основном участке его работы. Иные соотношения приводят либо к провалам или подъемам тяги в процессе работы двигателя, либо к завышению начального давления, что требует увеличения толщины стенок двигателя, а значит его пассивного веса;
- за счет сужающегося к заднему торцу заряда конического участка канала круглого сечения с отношением меньшего диаметра (Д2) к большему (Д1) 0,8…0,9 и расположения вершин выемок звездообразного участка канала на обратной конической поверхности обеспечивается максимальная объемная плотность заполнения корпуса топливом. При меньшем чем 0,8 отношении при оговоренных выше соотношениях геометрических параметров заявляемого РДТТ увеличение за счет конического участка заряда не компенсируется эрозионным горением, а больше чем 0,9 отношение приводит к образованию дегрессивно догорающих остатков топлива.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в разработке конструкции ракетного двигателя твердого топлива, содержащего канальный заряд, прочно скрепленный с внутренними стенками корпуса посредством защитно-крепящего слоя, корпус с передним и сопловым днищами, сопло и узел воспламенения. В заряде осевой канал выполнен последовательно из конического участка круглого сечения, сужающегося в сторону сопла, и конического участка звездообразного поперечного сечения, причем минимальный диаметр (Д2) конического участка канального заряда составляет (0,8…0,9)Д1, где Д1 - максимальный диаметр осевого канала. Глубина выемок звездообразного участка канала линейно увеличивается до величины (0,65……0,85)e на заднем торце заряда, где е - горящий свод заряда, а угол раскрытия лучей (α) звездообразного участка канала составляет 15…20°. Вершины выступов в канале между лучами образуют условную цилиндрическую поверхность, диаметр которой равен диаметру (Д2) конического участка канала, а длина звездообразного участка канала составляет (0,20…0,25)L3, где L3 - длина заряда.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:
Фиг.1 - продольный разрез заявляемого РДТТ
1 - корпус двигателя;
2 - заряд;
3 - переднее днище;
4 - сопловое днище;
5 - сопло;
6 - узел воспламенения;
7 - конический участок;
8 - звездообразный участок;
9 - защитно-крепящий слой;
10 - передний торец заряда;
11 - задний торец заряда;
12 - теплозащитное покрытие;
е - горящий свод заряда;
е1 - свод заряда на границе конусного и звездообразного участка канала заряда;
Д - диаметр корпуса двигателя;
Д1 - максимальный диаметр осевого канала заряда;
Д2 - минимальный диаметр конического участка канала заряда;
L - длина двигателя;
Lз - длина заряда;
Lк - длина конического участка канала заряда;
Lзв - длина звездообразного участка канала заряда;
Фиг.2 - поперечное сечение РДТТ вблизи начала звездообразного участка канала заряда;
13 - выемки звездообразного участка канала заряда;
14 - вершина выступа звездообразного участка канала заряда;
α - угол раскрытия лучей;
h1 - глубина выемок звездообразного участка канала у заднего торца заряда;
Фиг.3 - поперечное сечение РДТТ непосредственно у заднего торца заряда;
h - максимальная глубина выемок звездообразного участка канала заряда.
Фиг.4 - диаграммы "давление-время" заявляемого двигателя без учета и с учетом эрозионного горения.
15, 16, 17, 18, 19, 20, 21 - изменение давления в процессе работы двигателя;
τ - основное время работы двигателя;
τ1 - время компенсации эрозионного пика давления;
τсп - время адиабатического спада давления в двигателе;
τсп1 - время спада давления при догорании дегрессивных остатков топлива.
Двигатель с соотношением длины L к диаметру Д больше 8 с канальным зарядом 2, прочно скрепленным защитно-крепящим слоем 9 с внутренними стенками корпуса 1, переднее днище 3, сопловое днище 4, сопло 5, узел воспламенения 6. Осевой канал заряда имеет сужающийся в сторону заднего торца конический участок 7 длиной LK, граничащий с ним звездообразный участок 8 длиной Lзв. Длина звездообразного участка Lзв равна (0,20…0,25)Lз, где Lз - длина заряда, минимальный диаметр Д2 конического участка 7 на границе с звездообразным участком канала составляет (0,8…0,9)Д1 у переднего торца заряда 10, где Д1 - максимальный диаметр осевого канала заряда 2. Отсюда горящий свод e1 заряда на границе с звездообразным участком 8 соответственно больше свода е на переднем торце 10. Глубина выемок 13 (фиг.2, 3) звездообразного участка линейно изменяется от ноля на границе конического участка 7 канала до (0,65…0,85)e на заднем торце заряда 11, где e горящий свод заряда. Вершины выступов 14 на всей этой длине образуют цилиндрическую поверхность диаметром Д2. Угол α раскрытия лучей, равный 15…20°, он одинаков на всей длине звездообразного участка канала. На внутренних стенках корпуса 1 со стороны заднего торца 11 выполнено теплозащитное покрытие (ТЗП) 12. Так как скорость движения ПС в этом месте невелика из-за относительно большого свободного прохода, то масса ТЗП относительно небольшая. Сочетание конуса на участке Lк и выемок звездообразного сечения на конической поверхности повышает заполнение объема РДТТ топливом.
Двигатель, выполненный в соответствии с предлагаемым изобретением, работает следующим образом.
При подаче электрического импульса срабатывает узел воспламенения 6, и продукты его сгорания воспламеняют канальную 7, 8 и торцевые 10, 11 поверхности заряда. В сужающемся коническом участке 7 круглого сечения поток продуктов сгорания (ПС) топлива, разгоняясь до пороговой и выше скорости, при которой скорость горения топлива увеличивается за счет эрозионного эффекта, обеспечивает ускоренное выгорание увеличенного до е1 свода заряда. В результате конусная поверхность вырождается в цилиндрическую, увеличивая проходное сечение и снижая скорость движения потока ПС до пороговой и ниже, исключая в дальнейшем эрозионное горение.
Максимальная скорость ПС в самом узком месте конического участка по ходу движения по звездообразному участку уменьшается за счет увеличения его проходного сечения к заднему торцу заряда и относительно малого газоприхода с этого участка. Малый газоприход со звездообразного участка канала заряда компенсирует повышенный газоприход из-за эрозионного горения в самом узком месте канала заряда, обеспечивая тем самым нейтральный закон изменения давления. Снижение скорости движения ПС в звездообразном участке канала приводит к уменьшению тепловых и газодинамических потерь и увеличивает полноту сгорания металлических частиц топлива, повышая тем самым тягу двигателя. Указанная геометрия звездообразного участка обеспечивает его выгорание одновременно с коническим участком канала заряда, исключая дегрессивно догорающие остатки СТРТ.
В зависимости от требований, предъявляемых к двигателю, в каждом конкретном случае соотношения размеров элементов заряда в определенных авторами пределах находятся расчетным путем и уточняются при отработке РДТТ.
На диаграмме "давление-время" (фиг.4) позициями 15, 16, 17 показано изменение давления в процессе работы РДТТ в случае отсутствия эрозионного горения. На отрезке времени τ1 наблюдается пониженное давление, которое специально организовано за счет относительно маленькой поверхности горения звездообразного участка канала (Lзв) заряда.
При этом из-за наличия увеличенного свода e1 имеют место дегрессивно догорающие остатки топлива, которые сгорают за относительно большое время τсп1, не допустимое для РДТТ стартового ускорителя. Дело в том, что ускоритель отделяется от разгоняемого аппарата при обнулении тяги (Р=0) и на участке спада давления не отделенный от разгоняемого аппарата РДТТ тормозит движение аппарата. При большом времени спада торможение столь существенно, что сводит на нет повышенную эффективность РДТТ. К тому же время догорания дегрессивных остатков τсп1 колеблется в широких пределах из-за нестабильности горения топлива при низких давлениях, что нарушает отделение РДТТ ускорителя, состоящего из нескольких двигателей.
При организации эрозионного горения диаграмма давление-время получает нейтральный вид 18, 16, при этом обеспечивается резкий спад давления 19 и минимальное и стабильное время спада τсп. К тому же бесполезный импульс давления 20 и соответствующий ему импульс тяги перемещается на начальное время 21, когда только начинается разгон стартового аппарата и добавка импульса тяги так необходима.
Работоспособность двигателя, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, подтверждена огневыми стендовыми испытаниями.
Claims (1)
- Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий канальный заряд, прочно скрепленный с внутренними стенками корпуса посредством защитно-крепящего слоя, корпус с передним и сопловым днищами, сопло и узел воспламенения, отличающийся тем, что в заряде осевой канал выполнен последовательно из конического участка круглого сечения, сужающегося в сторону сопла, и конического участка звездообразного поперечного сечения, причем минимальный диаметр (Д2) конического участка канального заряда составляет (0,8…0,9)Д1, где Д1 - максимальный диаметр осевого канала, глубина выемок звездообразного участка канала линейно увеличивается до величины (0,65…0,85)е на заднем торце заряда, где е - горящий свод заряда, а угол раскрытия лучей (α) звездообразного участка канала составляет 15…20°, причем вершины выступов в канале между лучами образуют условную цилиндрическую поверхность, диаметр которой равен диаметру (Д2) конического участка канала, а длина звездообразного участка канала составляет (0,20…0,25)L3, где L3 - длина заряда.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (ru) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (ru) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2461728C2 true RU2461728C2 (ru) | 2012-09-20 |
Family
ID=47077642
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010149577/06A RU2461728C2 (ru) | 2010-12-03 | 2010-12-03 | Ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2461728C2 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109519280A (zh) * | 2018-12-19 | 2019-03-26 | 哈尔滨工程大学 | 一种涡桨直喷混合式多级动力水下高速推进器及控制方法 |
| CN111810318A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN115506918A (zh) * | 2022-08-30 | 2022-12-23 | 西安近代化学研究所 | 一种高推力比三级固体发动机组合装药及燃面设计方法 |
| CN119664532A (zh) * | 2025-01-02 | 2025-03-21 | 北京航空航天大学 | 一种星形双层装药的固液火箭发动机 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
| FR1315914A (fr) * | 1961-03-01 | 1963-01-25 | United Technology Corp | Moteur pour fusées ou missiles du type à sections ou éléments multiples et à combustible solide |
| US3380386A (en) * | 1965-07-16 | 1968-04-30 | Army Usa | Propellant grains |
| RU2152529C1 (ru) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2298110C2 (ru) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2378523C1 (ru) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива |
-
2010
- 2010-12-03 RU RU2010149577/06A patent/RU2461728C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
| FR1315914A (fr) * | 1961-03-01 | 1963-01-25 | United Technology Corp | Moteur pour fusées ou missiles du type à sections ou éléments multiples et à combustible solide |
| US3380386A (en) * | 1965-07-16 | 1968-04-30 | Army Usa | Propellant grains |
| RU2152529C1 (ru) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2298110C2 (ru) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2378523C1 (ru) * | 2008-06-23 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Ракетный двигатель твердого топлива |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109519280A (zh) * | 2018-12-19 | 2019-03-26 | 哈尔滨工程大学 | 一种涡桨直喷混合式多级动力水下高速推进器及控制方法 |
| CN109519280B (zh) * | 2018-12-19 | 2021-02-19 | 哈尔滨工程大学 | 一种涡桨直喷混合式多级动力水下高速推进器及控制方法 |
| CN111810318A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-10-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN111810318B (zh) * | 2020-06-28 | 2022-04-22 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种单室双推力固体火箭发动机及火箭 |
| CN115506918A (zh) * | 2022-08-30 | 2022-12-23 | 西安近代化学研究所 | 一种高推力比三级固体发动机组合装药及燃面设计方法 |
| CN119664532A (zh) * | 2025-01-02 | 2025-03-21 | 北京航空航天大学 | 一种星形双层装药的固液火箭发动机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| RU2135925C1 (ru) | Разгонное устройство | |
| CN101545416A (zh) | 固体火箭发动机 | |
| RU2145673C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
| RU2135806C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| CN114060168A (zh) | 一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机 | |
| RU2152529C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| US2924149A (en) | Recoilless gun with reverse gas flow | |
| RU2150599C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
| CN110821708A (zh) | 一种无喷管发动机三燃速变厚度组合药柱结构 | |
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2125175C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU150828U1 (ru) | Двигательная установка с диафрагмами тангенциально-щелевого типа | |
| US5544586A (en) | Solid fuel ramjet tubular projectile | |
| RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
| RU2326260C2 (ru) | Заряд, скрепленный с корпусом рдтт | |
| RU2378523C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2298110C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2517971C1 (ru) | Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива | |
| Mărmureanu et al. | Solid propellant grain configuration with progressive burning obtained through additive manufacturing | |
| RU2513052C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты | |
| RU2180049C1 (ru) | Заряд ракетного твердого топлива | |
| RU2200243C2 (ru) | Ракетный двигатель на твердом топливе | |
| RU2493401C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2725118C1 (ru) | Скрепленный с корпусом канальный заряд смесевого ракетного твердого топлива |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130912 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161204 |