RU2483049C2 - Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges - Google Patents

Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges Download PDF

Info

Publication number
RU2483049C2
RU2483049C2 RU2011130579/04A RU2011130579A RU2483049C2 RU 2483049 C2 RU2483049 C2 RU 2483049C2 RU 2011130579/04 A RU2011130579/04 A RU 2011130579/04A RU 2011130579 A RU2011130579 A RU 2011130579A RU 2483049 C2 RU2483049 C2 RU 2483049C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
charges
gas generator
pressure
burning rate
solid rocket
Prior art date
Application number
RU2011130579/04A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2011130579A (en
Inventor
Алексей Васильевич Козьяков
Владимир Федорович Молчанов
Василий Тихонович Никитин
Алексей Анатольевич Кислицын
Сергей Яковлевич Власов
Сергей Сергеевич Нешев
Георгий Николаевич Амарантов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "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 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"
Priority to RU2011130579/04A priority Critical patent/RU2483049C2/en
Publication of RU2011130579A publication Critical patent/RU2011130579A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2483049C2 publication Critical patent/RU2483049C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)

Abstract

FIELD: process engineering.
SUBSTANCE: invention relates to rocketry. Method of making multi-grain charges for gas generator of (catapult) mortar launch of the rocket comprises mixing propellant components and forming the lot. Prior to making grain charges to meet preset specifications, charge specimens are selected to ensure maximum pressure pulse at minimum combustion rate. Then combustion rate of obtained specimens is defined in operating range of gas generator temperatures and pressures. Obtained combustion rate is used to define the number of grains in charge specimens whereat pressure pulse minimum and maximum values are ensured. Said specimens are produced, tested to obtain pressure-time relationship to be used in determination of pressure pulse. Provided the obtained pressure pulses comply with specifications, lot of charges is formed. Otherwise, correction is made to make pressure pulse at maximum and minimum temperature meet the specifications.
EFFECT: higher efficiency.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способу изготовления и испытания партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенератору (ГГ) минометного старта (МС) ракеты. Изобретение может быть использовано при проектировании, отработке, изготовлении зарядов ТРТ к ГГ МС ракет, а также для энергоустройств с нормированными требованиями по газопроизводительности (импульсу давления продуктов сгорания (ПС) ТРТ).The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to a method for manufacturing and testing a batch of multi-plate charges of solid rocket fuel (TRT) to a gas generator (GG) of a mortar launch (MS) rocket. The invention can be used in the design, development, manufacture of TRT charges for GG MS rockets, as well as for power devices with standardized requirements for gas production (pressure pulse of combustion products (PS) TRT).

Известны способы изготовления зарядов по пат. RU 2220934, RU 2259983, а также по источнику: Смирнов Л.А. «Оборудование для производства баллиститных порохов по шнековой технологии и зарядов из них». М.: МГАХМ, 1997, с.51-52, 173-175.Known methods for the manufacture of charges according to US Pat. RU 2220934, RU 2259983, and also according to the source: L. Smirnov "Equipment for the production of ballistic powders by auger technology and charges from them." M .: MGAHM, 1997, p. 51-52, 173-175.

По известным способам изготовление зарядов включает смешение компонентов топлива, усреднение (гомогенизацию) топливной массы и формование-прессование шашек зарядов с использованием специальной формообразующей оснастки. Отформованные шашки комплектуются в партию зарядов, от которой отбирается группа зарядов (случайная выборка) для приемосдаточных испытаний партии, в т.ч. для огневых стендовых испытаний (ОСИ) в составе ГГ на соответствие заданным требованиям по внутрибаллистическим характеристикам (ВБХ).According to known methods, the manufacture of charges includes mixing the fuel components, averaging (homogenizing) the fuel mass and molding-pressing the drafts of the charges using special forming equipment. Molded checkers are completed in a batch of charges, from which a group of charges is selected (random sampling) for acceptance tests of the batch, incl. for fire bench tests (OSI) in the composition of the GG for compliance with the specified requirements for ballistic characteristics (VBH).

Недостатком известных способов является то, что при изготовлении зарядов реализуется достаточно большой разброс скорости горения ТРТ, что приводит к высокому разбросу ВБХ ГГ. Указанный разброс обусловлен как исходными характеристиками сырья (компонентов), используемого для изготовления ТРТ (их собственным разбросом), так и объективными колебаниями (интервалами) технологических параметров при переработке ТРТ (температурно-временные режимы, режимы усреднения - гомогенизации, давления формования шашек зарядов и др.).A disadvantage of the known methods is that in the manufacture of charges a sufficiently large spread of the TRT burning rate is realized, which leads to a high spread of the VBH GG. The specified scatter is due to both the initial characteristics of the raw materials (components) used for the manufacture of TRT (their own dispersion), and objective fluctuations (intervals) of technological parameters during the processing of TRT (temperature-time regimes, averaging modes - homogenization, pressure of formation of charge drafts, etc. .).

В свою очередь, наличие большого разброса по скорости горения ТРТ создает серьезные затруднения в части обеспечения требуемого расхода и уровня давления в ГГ при его отработке. Еще более существенно указанное затруднение возрастает при отработке зарядов для систем минометного старта ракет из контейнеров (пусковых труб), в которых в качестве энергоисточника используется ГГ, оснащенный зарядом ТРТ, обеспечивающим требуемый импульс давления газообразных продуктов сгорания ТРТ в подракетном объеме пусковой трубы. Для обеспечения высокой газопроизводительности как правило в течение ~0,1…0,4 с горение зарядов ТРТ в ГГ такого типа осуществляют при весьма высоких давлениях, порядка 250…700 кгс/см2, по сравнению с традиционным, присущим ГГ вспомогательных устройств ракет (30…200 кгс/см2), в 2…3 раза и более, существенно возрастает показатель «ν» в степенном законе скорости горения топлива и температурный градиент скорости горения топливаIn turn, the presence of a large spread in the rate of combustion of the TRT creates serious difficulties in terms of ensuring the required flow rate and pressure level in the GG during its development. Even more significantly, this difficulty increases during the development of charges for mortar launch systems from containers (launch tubes), in which a GG equipped with a TRT charge is used as an energy source, providing the required pressure impulse of the gaseous products of TRT combustion in the sub-launch tank volume. To ensure high gas production, as a rule, during ~ 0.1 ... 0.4 s TRT charges in a GG of this type are carried out at very high pressures, of the order of 250 ... 700 kgf / cm 2 , in comparison with the traditional GG of auxiliary missile devices ( 30 ... 200 kgf / cm 2 ), 2 ... 3 times or more, the ν indicator in the power law of the fuel burning rate and the temperature gradient of the fuel burning rate increase significantly

Figure 00000001
,
Figure 00000001
,

где Т - начальная температура заряда ТРТ.where T is the initial temperature of the charge TRT.

Это, в свою очередь, приводит к увеличению разбросов ВБХ, величина которых возрастает прямо пропорционально множителю

Figure 00000002
(Соркин Р.Е. «Газодинамика ракетных двигателей на твердом топливе», М., 1967, стр.297-300), что не позволяет обеспечить в температурном диапазоне эксплуатации требования по ВБХ ГГ и минометного старта ракет при фиксированных геометрических параметрах ГГ, а именно геометрических размеров шашек зарядов ТРТ и площади расходного (критического) сечения сопла, что вынуждает максимально сглаживать (компенсировать) различными способами разбросы скорости горения ТРТ для обеспечения требуемых значений импульса давления (Jp), определяющего требуемый режим минометного старта ракеты (Фиг.1). This, in turn, leads to an increase in the spread of the VBH, the value of which increases in direct proportion to the factor
Figure 00000002
(Sorkin R.E. “Gas dynamics of solid propellant rocket engines”, Moscow, 1967, pp. 297-300), which does not make it possible to meet the requirements for the VBH GG and mortar launch of rockets with fixed geometric parameters of the GG in the temperature range of operation namely geometrical dimensions checkers TRT charges and expendable area (critical) section of the nozzle that causes the smooth as possible (offset) different ways scatters the burning rate TPT required to provide the pressure pulse values (J p), which determines the desired D they launch a mortar rocket (Figure 1).

Фиг.1. «Трубка» требуемых импульсов давления (Jp), гдеFigure 1. "Tube" of the required pressure pulses (J p ), where

1 - верхняя граница

Figure 00000003
1 - upper bound
Figure 00000003

2 - нижняя граница

Figure 00000004
2 - lower bound
Figure 00000004

В определенной степени устраняет недостатки аналогов изобретение по патенту RU 2333190, заявлено 15.03.07, опубл. 10.09.2008, МПК С06В 21/00, C06D 5/00, сущность которого заключается в предварительном определении номинальной длины заряда Lном, исходя из скорости горения ТРТ, в выполнении на передовых образцах зарядов длины шашек Lвepx>Lном, Lниз<Lном, проведении предварительных ОСИ ГГ с этими зарядами при граничных температурах эксплуатации с регистрацией зависимости «давление-время» р(τ) с целью определения максимального

Figure 00000005
и минимального
Figure 00000006
импульсов давления и последующего определения длины шашек заряда путем сравнения полученных предельных значений импульса давления с требуемыми с использованием определенных зависимостей. Изобретение по патенту RU 2333190, как наиболее близкое к патентуемому, принято авторами за прототип.To some extent, the invention of the patent RU 2333190 eliminates the drawbacks of analogues, claimed March 15, 07, publ. 09/10/2008, IPC С06В 21/00, C06D 5/00, the essence of which is to preliminarily determine the nominal charge length L nom , based on the burning speed of the TPT, to perform on the advanced charge samples the length of the blocks L topx > L nom , L bottom < L nom , carrying out preliminary GC AIS with these charges at boundary operating temperatures with registration of the pressure-time relationship p (τ) in order to determine the maximum
Figure 00000005
and minimum
Figure 00000006
pressure pulses and the subsequent determination of the length of the charge checkers by comparing the obtained limit values of the pressure pulse with the required using certain dependencies. The invention according to patent RU 2333190, as the closest to the patented, is accepted by the authors as a prototype.

Недостатками способа-прототипа являются следующие.The disadvantages of the prototype method are as follows.

1. Удлиненный процесс изготовления партии зарядов, т.к. до проведения предварительных ОСИ образцов зарядов (на всех этапах) невозможно изготавливать в окончательном виде (по длине) шашки для всей партии зарядов.1. The extended process of manufacturing a batch of charges, because Prior to the preliminary OSI of charge samples (at all stages), it is impossible to produce checkers in the final form (in length) for the entire batch of charges.

2. Применительно к многошашечному заряду процесс комплектации зарядов шашками при значительном колебании их длины является весьма ненадежным.2. In relation to a multi-cherezny charge, the process of picking charges with checkers with a significant fluctuation in their length is very unreliable.

3. Наличие разброса длины шашек в партии зарядов в значительных пределах требует специальных конструкторских решений для надежного закрепления разной длины шашек в ГГ от их продольных перемещений в камере сгорания ГГ как в процессе транспортирования-хранения (эксплуатации), так и непосредственно при боевом использовании (в течение которого на шашки воздействуют осевые и радиальные перепады давления в камере сгорания ГГ). В противном случае высока вероятность неустойчивой (аномальной) работы ГГ.3. The presence of a scatter in the length of the checkers in the batch of charges to a considerable extent requires special design solutions for reliable fastening of different lengths of checkers in the GG from their longitudinal movements in the GG combustion chamber both during transportation-storage (operation) and directly during combat use (in during which axial and radial pressure drops in the combustion chamber of the GG act on the checkers). Otherwise, the likelihood of unstable (abnormal) work of the GG is high.

Технической задачей патентуемого изобретения является разработка способа изготовления партии многошашечных зарядов ТРТ с высокой газопроизводительностью для ГГ МС ракет, обеспечивающего компенсацию высоких разбросов скорости горения ТРТ при повышенных давлениях, обеспечение требуемых ВБХ при неизменной длине шашек заряда разных партий в широком диапазоне температур эксплуатации.The technical task of the patented invention is the development of a method of manufacturing a batch of multi-plate charges of TRT with high gas productivity for GG MS rockets, which compensates for high variations in the rate of combustion of TRT at elevated pressures, providing the required I – V characteristics with the same length of the charge plates of different batches in a wide range of operating temperatures.

На Фиг.2 - технологическая схема изготовления партии многошашечных зарядов.Figure 2 is a flow chart of the manufacture of a batch of multi-plate charges.

Технический результат изобретения (Фиг.2) заключается в разработке способа изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору минометного старта ракеты, включающего смешение компонентов топлива, усреднение топливной массы, формование-прессование шашек для партии зарядов с использованием формообразующей оснастки, комплектацию зарядов определенным количеством шашек (N) в партии и ОСИ зарядов в составе ГГ на соответствие требованиям по импульсу давления с регистрацией зависимости «давление-время» р(τ) в камере сгорания ГГ. На отдельно отформованных образцах зарядов из ТРТ, используемого для шашек ГГ, определяют скорость горения (UППД) ТРТ в приборе постоянного давления (ППД) в рабочем диапазоне температур и давлений ГГ, с учетом которой определяют количество шашек (Nном) для обеспечения верхнего

Figure 00000007
и нижнего
Figure 00000008
значений импульса давления, после чего комплектуют из отформованных шашек партии передовой образец заряда с количеством шашек (Nном), проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек Nном при нижней границе температурного диапазона эксплуатации газогенератора с регистрацией зависимости «давление-время» в камере сгорания газогенератора, определяют фактическую скорость
Figure 00000009
горения передового образца твердого ракетного топлива в газогенераторе при среднем давлении (pcp) и рассчитывают коэффициент U1 с учетом соотношения:The technical result of the invention (Figure 2) is to develop a method of manufacturing a batch of multi-shell charges of solid rocket fuel to a gas generator of a mortar launch rocket, including mixing fuel components, averaging the fuel mass, forming and pressing the drafts for a batch of charges using forming equipment, charging a certain amount of charges checkers (N) in a batch and AIS of charges in the composition of the GG for compliance with the requirements for pressure impulse with registration of the pressure-time relationship p (τ ) in the combustion chamber of the GG. On separately molded samples of charges from the TRT used for GG checkers, the burning rate (U PPD ) of the TRT in the constant pressure device (PPD) in the working temperature and pressure range of the GG is determined, taking into account which the number of checkers (N nom ) is determined to ensure the upper
Figure 00000007
and lower
Figure 00000008
values of pressure impulse, after which an advanced charge sample with the number of drafts (N nom ) is assembled from molded batch batches, a test bench fire test is carried out with the number of drafts N nom at the lower boundary of the temperature range of the gas generator operation with registration of the pressure-time relationship in the chamber gas generator combustion, determine the actual speed
Figure 00000009
burning an advanced sample of solid rocket fuel in a gas generator at an average pressure (p cp ) and calculate the coefficient U 1 taking into account the ratio:

Figure 00000010
Figure 00000010

и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:and calculate the reduced burning rate of solid rocket fuel by the formula:

Figure 00000011
Figure 00000011

где αТ - температурный градиент скорости горения;where α T is the temperature gradient of the burning rate;

Тф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;T f - the actual initial temperature of the charge during the fire bench test;

pcp - среднее давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании передового образца;p cp is the average pressure in the combustion chamber of the gas generator during the fire bench test of an advanced sample;

U1 - коэффициент в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива;U 1 - coefficient in the power law of the burning rate of solid rocket fuel;

Figure 00000012
- фактическая скорость горения передового образца твердого ракетного топлива;
Figure 00000012
- the actual burning rate of an advanced sample of solid rocket fuel;

ν - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива.ν - exponent in the power law of the burning rate of solid rocket fuel.

Полученное значение Uф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:The obtained value of U f is used to clarify the number of pieces in the charge according to the ratio:

Figure 00000013
, после чего проводят огневые приемосдаточные испытания партии зарядов на соответствие требованиям технической документации.
Figure 00000013
then they carry out fire acceptance tests of a batch of charges for compliance with the requirements of technical documentation.

Сущность изобретения заключается в корректировке (уточнении) количества шашек в составе многошашечного заряда по результатам испытания передового образца в соответствии с настоящим патентом, что гарантирует оптимальный режим катапультирования (выброс) ракеты из пускового устройства (трубы).The essence of the invention lies in the adjustment (refinement) of the number of checkers in the composition of a multi-plate charge according to the results of testing an advanced sample in accordance with this patent, which guarantees the optimal mode of ejection (ejection) of a rocket from a launching device (pipe).

Патентуемое изобретение реализовано в условиях Федерального казенного предприятия «Пермский пороховой завод».The patented invention is implemented in the conditions of the Federal State Enterprise Perm Powder Plant.

Положительный эффект патентуемого изобретения - повышение боевой эффективности пусковых ГГ для минометного старта ракет, экономичность, снижение затрат при изготовлении партии многошашечных зарядов.The positive effect of the patented invention is an increase in the combat effectiveness of launching GGs for mortar launch of missiles, profitability, and cost reduction in the manufacture of a batch of multi-plate charges.

Claims (1)

Способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору минометного старта ракеты, включающий смешение компонентов топлива, формование шашек для партии зарядов, отличающийся тем, что перед комплектацией отформованных шашек в заряды партии на отдельно отформованных образцах использованного твердого ракетного топлива определяют его скорость горения в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора, с учетом которой определяют количество шашек Nном для обеспечения верхнего
Figure 00000014
и нижнего
Figure 00000015
значений импульса давления, комплектуют из отформованных шашек партии в передовой образец заряда и проводят огневое стендовое испытание передового образца с количеством шашек Nном при нижней границе температурного диапазона эксплуатации газогенератора, с регистрацией зависимости «давление-время» в камере сгорания газогенератора, определяют фактическую скорость
Figure 00000016
горения передового образца твердого ракетного топлива в газогенераторе при среднем давлении (Рср) и рассчитывают коэффициент U1 с учетом соотношения:
Figure 00000017

и вычисляют приведенную скорость горения твердого ракетного топлива по формуле:
Figure 00000018

где αт - температурный градиент скорости горения;
Тф - фактическая начальная температура заряда при огневом стендовом испытании;
рср - среднее давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании передового образца;
U1 - коэффициент в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива;
Figure 00000019
- фактическая скорость горения передового образца твердого ракетного топлива;
υ - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива,
полученное значение Uф используют для уточнения количества шашек в заряде по соотношению:
Figure 00000020
после чего проводят огневые приемосдаточные испытания партии зарядов на соответствие требованиям технической документации. A method of manufacturing a batch of multi-plate charges of solid rocket fuel to a gas generator of a rocket launch rocket, comprising mixing fuel components, forming checkers for a batch of charges, characterized in that before burning the formed pieces into batch charges on separately formed samples of used solid rocket fuel, its burning rate in the working temperature and pressure range of the gas generator, taking into account which determine the number of pieces N nom to ensure the upper
Figure 00000014
and lower
Figure 00000015
values of pressure impulse, complete from molded checkers of the party into an advanced charge sample and conduct fire test testing of an advanced sample with the number of checkers N nom at the lower boundary of the temperature range of operation of the gas generator, with registration of the pressure-time relationship in the combustion chamber of the gas generator, determine the actual speed
Figure 00000016
combustion of an advanced sample of solid rocket fuel in a gas generator at an average pressure (P cf ) and the coefficient U 1 is calculated taking into account the ratio:
Figure 00000017

and calculate the reduced burning rate of solid rocket fuel by the formula:
Figure 00000018

where α t is the temperature gradient of the burning rate;
T f - the actual initial temperature of the charge during the fire bench test;
p cf - the average pressure in the combustion chamber of the gas generator during the fire bench test of an advanced sample;
U 1 - coefficient in the power law of the burning rate of solid rocket fuel;
Figure 00000019
- the actual burning rate of an advanced sample of solid rocket fuel;
υ - exponent in the power law of the burning rate of solid rocket fuel,
the obtained value of U f is used to clarify the number of pieces in the charge according to the ratio:
Figure 00000020
after which they conduct fire acceptance tests of a batch of charges for compliance with the requirements of technical documentation.
RU2011130579/04A 2011-07-21 2011-07-21 Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges RU2483049C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011130579/04A RU2483049C2 (en) 2011-07-21 2011-07-21 Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011130579/04A RU2483049C2 (en) 2011-07-21 2011-07-21 Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011130579A RU2011130579A (en) 2013-01-27
RU2483049C2 true RU2483049C2 (en) 2013-05-27

Family

ID=48792116

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011130579/04A RU2483049C2 (en) 2011-07-21 2011-07-21 Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2483049C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999001578A1 (en) * 1997-07-01 1999-01-14 Lorne Park Research, Inc. Assaying nucleotides in solution using a fluorescent intensity quenching effect
US6101808A (en) * 1998-05-29 2000-08-15 Orbital Technologies Corporation Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket
RU2179543C2 (en) * 2000-04-24 2002-02-20 Государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт полимерных материалов Method of manufacturing charges of solid mixed rocket fuel
US6508177B1 (en) * 1999-09-13 2003-01-21 The Ensign-Bickford Company Explosives with embedded bodies
RU2300513C2 (en) * 2005-07-18 2007-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Method of manufacture of the ballistite solid propellant charge(versions)

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999001578A1 (en) * 1997-07-01 1999-01-14 Lorne Park Research, Inc. Assaying nucleotides in solution using a fluorescent intensity quenching effect
US6101808A (en) * 1998-05-29 2000-08-15 Orbital Technologies Corporation Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket
US6508177B1 (en) * 1999-09-13 2003-01-21 The Ensign-Bickford Company Explosives with embedded bodies
RU2179543C2 (en) * 2000-04-24 2002-02-20 Государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт полимерных материалов Method of manufacturing charges of solid mixed rocket fuel
RU2300513C2 (en) * 2005-07-18 2007-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Method of manufacture of the ballistite solid propellant charge(versions)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103073369B (en) Casting-curing insensitive high-explosion-heat explosive and preparation method thereof
Cooper Comments on TNT equivalence
RU2483049C2 (en) Method of producing lot of rocket solid-propellant multi-grain charges
CN112504029A (en) Accelerated storage life evaluation method for solid double-base propellant small rocket
US20190242330A1 (en) Fuel detonation combustion pulse device
CN115795925A (en) Method for calculating muzzle speed of secondary light gas gun based on detonation drive of reaction gas
RU2333190C1 (en) Method of preparing of batch of small-sized charges of solid rocket fuel to gas-generator for ejection devices of rocket
RU2723873C1 (en) Method of producing charge of solid fuel
RU2014110727A (en) EXPERIMENTAL GAS Generator for ramjet and method for determination of solid fuel combustion parameters
CN103134899A (en) Combustion performance test method of nanometer aluminum powder
RU2341755C2 (en) Gas-dynamic pressure source
RU145235U1 (en) MODEL OF A SINGLE-CHAMBER TWO-MODE REACTIVE ENGINE
CN110761898A (en) Device for generating super-enthalpy detonation by utilizing micro-scale spiral channel
RU2005138818A (en) METHOD FOR STUDYING THE CONDITIONS OF INFLAMMATION OF POWDER CHARGES OF EXPLOSIVE HAZARDOUS FUEL-AIR MIXTURE AT ITS UNDERTAKING AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION
Xiao et al. Effect of storage temperature on explosion characteristics of RDX-based thermobaric explosive
Dang et al. INTERNAL BALLISTICS CALCULATIONS OF THE SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH TWO COMBUSTION CHAMBERS
Peng et al. Experiment and instantaneous driving simulation of explosion dispersion process of central tube for submunition
Kalina Turbine engine with detonation combustion chamber in institute of aviation
Baker Laboratory Setback Activators and Explosive Suitability for Gun Launch
RU2434832C1 (en) Method of producing mixed rocket solid-propellant charge
Guo et al. Experimental and numerical study on acceleration of flyer plate by overdriven detonation of insensitive high explosive
CN115879393B (en) Safety evaluation method for reactive gas detonation-driven gun
Goga et al. A quantitative method of comparative assessment of primers ignition performances
Gonçalves et al. Aging Evaluation of Ammonium Perchlorate/Hydroxyl Terminated Polybutadiene-Based Solid Rocket Engine by Reactive Molecular Dynamics Simulation and Thermal Analysis
RU98789U1 (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190722