RU2604772C1 - Pulsed solid-fuel engine - Google Patents

Pulsed solid-fuel engine Download PDF

Info

Publication number
RU2604772C1
RU2604772C1 RU2015127383/06A RU2015127383A RU2604772C1 RU 2604772 C1 RU2604772 C1 RU 2604772C1 RU 2015127383/06 A RU2015127383/06 A RU 2015127383/06A RU 2015127383 A RU2015127383 A RU 2015127383A RU 2604772 C1 RU2604772 C1 RU 2604772C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
partition
critical section
holes
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2015127383/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Сатарович Мухамедов
Александр Александрович Алферов
Виталий Георгиевич Кобцев
Алексей Юрьевич Измайлов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ")
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации, Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2015127383/06A priority Critical patent/RU2604772C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2604772C1 publication Critical patent/RU2604772C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/36—Propellant charge supports

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: rocket technology.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering and can be used in making solid fuel pulsed engines, to which raised requirements of different impulses during operation in pair or in whole cluster are applied. Pulsed solid-propellant engine comprises combustion chamber with charge from all-round burning cylindrical channel cartridges, located between support grates, nozzle, igniter, fixed on front support grate on combustion chamber bottom part side, and explosive cartridge installed in combustion chamber bottom part. Between nozzle and support grate located on nozzle side, elliptic shape perforated thin-walled heat-resistant partition is installed, with convex surface facing towards nozzle and with perforation in form of through holes. Partition through holes axis make acute angle with nozzle axis with top towards nozzle throat. Partition holes total area exceeds nozzle throat area.
EFFECT: invention reduces spread of solid-fuel pulsed engine burst of power due to increased duration of fuel particles residing in nozzle path.
3 cl, 2 dwg

Description

Настоящее техническое предложение относится к области ракетной техники и предназначено для увеличения точности обеспечения импульса тяги автономных двигателей, работающих одновременно в связке, например, в качестве двигателей закрутки головных блоков, для которых выставляются повышенные требования к разноимпульсности в работающей паре (или в целой связке) двигателей.This technical proposal relates to the field of rocketry and is intended to increase the accuracy of providing a thrust impulse for autonomous engines operating simultaneously in a bundle, for example, as spin engines for head blocks for which increased requirements are imposed on different impulses in a working pair (or in a whole bunch) of engines .

Известен твердотопливный импульсный двигатель, содержащий камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, расположенный у передней крышки камеры сгорания, пиропатрон, установленный в данной части камеры сгорания (см. кн. «Твердотопливные регулируемые двигательные установки» авт. Ю.С. Соломонов, A.M. Липанов, А.В. Алиев, А.А. Дорофеев, В.И. Черепов, 2011 г. ООО «Издательство Машиностроение» с. 92, рис. 2.3.2) - принятый авторами за прототип.Known solid-fuel pulse engine containing a combustion chamber with a charge of cylindrical channel blocks located between the support grids, a nozzle, an igniter located at the front cover of the combustion chamber, a squib mounted in this part of the combustion chamber (see. "Solid-fuel adjustable engine systems" authored by Yu.S. Solomonov, AM Lipanov, A.V. Aliev, A.A. Dorofeev, V.I. Cherepov, 2011. Publishing House Mashinostroenie p. 92, Fig. 2.3.2) - accepted by the authors for the prototype.

При горении заряда твердого топлива в виде канальных цилиндрических шашек всестороннего горения в таком двигателе наблюдается выброс несгоревших частиц топлива. Это объясняется тем, что канальные цилиндрические шашки при работе утоняются и разрушаются как от действия газодинамических сил, так и от действия перегрузок. Кроме того, разрушению способствуют технологические эксцентриситеты наружной поверхности шашки по отношению к поверхности канала.When burning a charge of solid fuel in the form of channel cylindrical checkers of comprehensive combustion in such an engine, an emission of unburned fuel particles is observed. This is because the channel cylindrical checkers during operation are thinned and destroyed both by the action of gas-dynamic forces and by the action of overloads. In addition, the destruction is facilitated by technological eccentricities of the outer surface of the checker in relation to the surface of the channel.

Выброс топлива сказывается на величину реализуемого двигателем импульса тяги и его разбросы, особенно для малогабаритных двигателей. Для уменьшения выброса топлива существенную роль играет время пребывания догорающих частиц топлива в сопловом тракте.Fuel emission affects the magnitude of the thrust impulse realized by the engine and its dispersion, especially for small engines. To reduce fuel emissions, a significant role is played by the residence time of dying fuel particles in the nozzle path.

Задачей изобретения является повышение времени пребывания частиц топлива в сопловом тракте и тем самым получение стабильного импульса тяги двигателей от истечения потока продуктов сгорания заряда.The objective of the invention is to increase the residence time of fuel particles in the nozzle path and thereby obtain a stable impulse for engine thrust from the expiration of the flow of charge combustion products.

Указанная задача достигается за счет того, что в известном твердотопливном импульсном двигателе, содержащем камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания, между соплом и опорной решеткой (расположенной со стороны сопла) установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической (сферической) формы, обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий, оси которых составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла, при этом суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла, а вершина перегородки расположена от критического сечения сопла на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения.This problem is achieved due to the fact that in the known solid-fuel pulse engine containing a combustion chamber with a charge of cylindrical channel checkers of all-round combustion, located between the support grids, a nozzle, an ignitor mounted on the front support grill from the bottom of the combustion chamber, a squib mounted in the bottom of the combustion chamber, between the nozzle and the support grid (located on the nozzle side), a perforated thin-walled heat-resistant partition is elliptical o (spherical) shape, facing a convex surface to the nozzle and having perforation in the form of through holes, the axes of which make an acute angle with the axis of the nozzle with the apex toward the critical section of the nozzle, while the total area of the bore holes exceeds the critical section area of the nozzle and the top of the baffle located from the critical section of the nozzle at a distance of not less than 2 calibres of the diameter of the critical section.

Для повышения эффективности поставленной задачи после перфорированной перегородки с зазором, величина которого составляет не менее 1-й толщины перегородки, может быть установлена дополнительная перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической (сферической) формы с осевым отверстием, при этом вершина дополнительной перегородки отстоит от критического сечения (dкр) на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения, а оси остальных отверстий составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла и не совпадают с осями отверстий перфорированной перегородки.To increase the efficiency of the task after a perforated partition with a gap of at least 1 thickness of the partition, an additional perforated thin-walled heat-resistant partition of an elliptical (spherical) shape with an axial hole can be installed, while the top of the additional partition is separated from the critical section (d cr ) at a distance of not less than 2 calibres of the diameter of the critical section, and the axes of the remaining holes make an acute angle with the axis of the nozzle with the apex toward the cree This section does not coincide with the axes of the holes of the perforated partition.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами:The proposed technical solution is illustrated by drawings:

фиг. 1 - общий вид твердотопливного импульсного двигателя;FIG. 1 is a general view of a solid-fuel pulse engine;

фиг. 2 - вариант исполнения с применением двух перегородок.FIG. 2 - embodiment using two partitions.

Твердотопливный импульсный двигатель состоит из камеры сгорания 1 с расположенным внутри зарядом 2 из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками 3 (передняя) и 4 (обращенная к соплу 5), воспламенитель 6, закрепленный на передней опоре решетки 3, и пиропатрон 7, закрепленный в донной части камеры сгорания 1. Камера сгорания закрыта сопловой крышкой, содержащей сопло 5 с критическим сечением dкр. Между соплом 5 и опорной решеткой 4 установлена перфорированная тонкостенная перегородка 8 эллиптической (сферической) формы без осевого отверстия, обращенная выпуклой поверхностью к соплу 5 и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий 9, оси которых составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла 5. Вершина перегородки 8 расположена от критического сечения (dкр) сопла на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения (dкр) и по оси сопла не имеет отверстие. При этом суммарная площадь отверстий 9 перегородки 8 превышает площадь критического сечения (dкр) сопла.A solid-fuel pulse engine consists of a combustion chamber 1 with a charge 2 inside of cylindrical channel checkers of all-round combustion, located between the support grids 3 (front) and 4 (facing the nozzle 5), the igniter 6, mounted on the front support of the grill 3, and the igniter 7 fixed in the bottom of the combustion chamber 1. The combustion chamber is closed by a nozzle cap containing a nozzle 5 with a critical section d cr . Between the nozzle 5 and the support grid 4, a perforated thin-walled partition 8 of an elliptical (spherical) shape without an axial hole is installed, facing a nozzle 5 with a convex surface and having perforations in the form of through holes 9, the axes of which make an acute angle with the nozzle axis with the apex toward the critical section nozzle 5. The top of the partition 8 is located from the critical section (d cr ) of the nozzle at a distance of at least 2 calibers of the diameter of the critical section (d cr ) and does not have an opening along the axis of the nozzle. The total area of the holes 9 of the partition 8 exceeds the critical section area (d cr ) of the nozzle.

В варианте исполнения с применением двух перегородок в твердотопливном импульсном двигателе после перфорированной перегородки 8 (фиг. 2) с зазором, величина которого составляет не менее 1-й толщины перегородки, может быть установлена дополнительная перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка 10 эллиптической (сферической) формы с осевым отверстием 11. При этом вершина дополнительной перегородки 10 отстоит от критического сечения (dкр) на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения, а оси остальных отверстий 12 составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла 5 и не совпадают с осями отверстий 9 перфорированной перегородки 8.In the embodiment using two partitions in a solid-fuel pulse engine after the perforated partition 8 (Fig. 2) with a gap of at least 1 thickness of the partition, an additional perforated thin-walled heat-resistant partition 10 of an elliptical (spherical) shape with an axial hole 11. At the same time, the top of the additional partition 10 is separated from the critical section (d cr ) at a distance of at least 2 calibres of the diameter of the critical section, and the axis of the remaining holes is 12 s leave an acute angle with the axis of the nozzle with the apex toward the critical section of the nozzle 5 and do not coincide with the axes of the holes 9 of the perforated partition 8.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

При подаче команды на срабатывание двигателя срабатывает пиропатрон 7, который своим форсом зажигает воспламенитель 6, продукты сгорания которого, обтекая шашки заряда 2, зажигают их. В конце горения шашек заряда 2 из-за разносводности шашек, воздействия газодинамических сил и осевых перегрузок ломаются шашки заряда 2, и их осколки, вылетая через отверстия в опорной решетке 4, попадают в полость между опорной решеткой 4 и перфорированной перегородкой 8, где поток продуктов сгорания и несгоревших осколков задерживается и через отверстия 9 догорающие осколки шашек вносятся скоростным потоком газов в сопловой тракт сопла 5, успевая окончательно догореть до вылета через критическое сечение (dкр).When a command is issued for the engine to be activated, the igniter 7 is triggered, which ignites the igniter 6 with its force, the combustion products of which, flowing around the checkers of charge 2, ignite them. At the end of the burning of the checkers of charge 2, due to the divergence of the checkers, the influence of gas-dynamic forces and axial overloads, the charge checkers 2 break down and their fragments flying out through the holes in the support grid 4 fall into the cavity between the support grid 4 and the perforated partition 8, where the product flow combustion and unburned fragments are delayed and through holes 9 the dying fragments of the checkers are introduced by a high-speed gas stream into the nozzle path of nozzle 5, having time to finally burn out before departure through the critical section (d cr ).

Этому способствует создание турбулентного потока продуктов сгорания за счет взаимного влияния истекающего газового потока через расположенные отверстия 9 в перфорированной перегородке 8, тем самым обеспечивая стабильный импульс тяги двигателя, а в сочетании с ограничением разброса массы зарядов 2 для двух и более двигателей в комплекте достигается минимальная разноимпульсность тяги в связке двигателей (менее 0,5%).This contributes to the creation of a turbulent flow of combustion products due to the mutual influence of the flowing gas stream through the openings 9 in the perforated baffle 8, thereby providing a stable impulse for engine thrust, and in combination with limiting the dispersion of the mass of charges 2 for two or more engines in the set, the minimum different impulse is achieved traction in a bunch of engines (less than 0.5%).

Отсутствие осевого отверстия в перегородке 8 исключает прямой вылет несгоревших осколков заряда 2 в сопловой тракт сопла 5.The absence of an axial hole in the baffle 8 eliminates the direct flight of unburned fragments of charge 2 into the nozzle path of the nozzle 5.

Наклон осей отверстий 9 исключает прямое воздействие истекающих из них струй газового потока на стенку сопловой крышки, предотвращая эрозию стенки и ее прогар.The inclination of the axes of the openings 9 eliminates the direct effect of the jets of gas flow flowing from them on the wall of the nozzle cover, preventing erosion of the wall and its burnout.

Конкретные соотношения радиусов кривизны перфорированной решетки 8, площадей отверстия 9 и их расположение по отношению к опорной решетке определяются расчетно-экспериментальным путем при разработке конкретного образца импульсного двигателя с заданными внутрибаллистическими и энергетическими характеристиками.The specific ratio of the radii of curvature of the perforated grating 8, the area of the hole 9 and their location with respect to the supporting grating are determined by calculation and experimentation when developing a specific sample of a pulsed motor with predetermined ballistic and energy characteristics.

При установке дополнительной перфорированной перегородки 10 (фиг. 2) поток продуктов сгорания заряда 2, в том числе и несгоревшие частицы топлива, в зазоре между перегородками 8 и 10 меняют направление движения для истечения из отверстий 12, в перфорированной перегородке 10. Тем самым увеличивается время пребывания потока продуктов горения заряда 2 в тракте сопла 5, повышая эффективность работы двигателя - уменьшаются разбросы импульса тяги.When installing an additional perforated partition 10 (Fig. 2), the flow of combustion products of charge 2, including unburned fuel particles, in the gap between the partitions 8 and 10 change the direction of movement for outflow from the holes 12, in the perforated partition 10. This increases the time the presence of the flow of combustion products of charge 2 in the path of the nozzle 5, increasing the efficiency of the engine — the thrust impulse is reduced.

Claims (3)

1. Твердотопливный импульсный двигатель, содержащий камеру сгорания с зарядом из цилиндрических канальных шашек всестороннего горения, расположенных между опорными решетками, сопло, воспламенитель, закрепленный на передней опорной решетке со стороны донной части камеры сгорания, пиропатрон, установленный в донной части камеры сгорания, отличающийся тем, что между соплом и опорной решеткой, расположенной со стороны сопла, установлена перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы (перегородка), обращенная выпуклой поверхностью к соплу и имеющая перфорацию в виде сквозных отверстий, оси которых составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла, при этом суммарная площадь отверстий перегородки превышает площадь критического сечения сопла1. A solid-fuel pulse engine containing a combustion chamber with a charge of cylindrical channel checkers of all-round combustion, located between the support grids, a nozzle, an ignitor mounted on the front support grill from the bottom of the combustion chamber, an igniter installed in the bottom of the combustion chamber, characterized in that between the nozzle and the support grid located on the nozzle side, a perforated thin-walled heat-resistant elliptical partition wall (partition) is installed, facing a convex surface to the nozzle and having a perforation in the form of through holes, the axes of which make an acute angle with the axis of the nozzle with the apex toward the critical section of the nozzle, while the total area of the bore holes exceeds the critical section area of the nozzle 2. Твердотопливный импульсный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что вершина перегородки расположена от критического сечения сопла на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения сопла.2. The solid-fuel pulse engine according to claim 1, characterized in that the top of the partition is located from the critical section of the nozzle at a distance of at least 2 calibres of the diameter of the critical section of the nozzle. 3. Твердотопливный импульсный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что после перегородки с зазором, величина которого составляет не менее 1-й толщины перегородки, установлена дополнительная перфорированная тонкостенная термостойкая перегородка эллиптической формы с осевым отверстием в ней, при этом вершина дополнительной перегородки отстоит от критического сечения на расстоянии не менее 2-х калибров диаметра критического сечения, а оси остальных отверстий в ней составляют острый угол с осью сопла с вершиной в сторону критического сечения сопла и не совпадают с осями отверстий раннее упомянутой перегородки. 3. The solid-fuel pulse engine according to claim 1, characterized in that after the partition with a gap of at least 1 thickness of the partition, an additional perforated thin-walled heat-resistant partition of an elliptical shape with an axial hole in it is installed, while the top of the additional partition is spaced from the critical section at a distance of not less than 2 calibres of the diameter of the critical section, and the axis of the remaining holes in it make an acute angle with the axis of the nozzle with the apex toward the critical section I nozzles and do not coincide with the axes of the holes earlier than the mentioned partitions.
RU2015127383/06A 2015-07-08 2015-07-08 Pulsed solid-fuel engine RU2604772C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015127383/06A RU2604772C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Pulsed solid-fuel engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015127383/06A RU2604772C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Pulsed solid-fuel engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2604772C1 true RU2604772C1 (en) 2016-12-10

Family

ID=57776869

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015127383/06A RU2604772C1 (en) 2015-07-08 2015-07-08 Pulsed solid-fuel engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2604772C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2675983C1 (en) * 2018-02-22 2018-12-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") Cumulative-high-explosive charge engine
CN111230296A (en) * 2020-01-10 2020-06-05 中国航空制造技术研究院 Porous thin-wall cavity component and laser welding method

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2979896A (en) * 1958-02-04 1961-04-18 Olin Mathieson Power unit
US3375656A (en) * 1966-07-01 1968-04-02 Thiokol Chemical Corp Gas generator cartridge
RU2133864C1 (en) * 1997-09-10 1999-07-27 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Solid-propellant rocket engine
RU2239082C2 (en) * 2002-12-26 2004-10-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2378524C1 (en) * 2008-06-04 2010-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Базальт" Engine of reactive weapon

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2979896A (en) * 1958-02-04 1961-04-18 Olin Mathieson Power unit
US3375656A (en) * 1966-07-01 1968-04-02 Thiokol Chemical Corp Gas generator cartridge
RU2133864C1 (en) * 1997-09-10 1999-07-27 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Solid-propellant rocket engine
RU2239082C2 (en) * 2002-12-26 2004-10-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2378524C1 (en) * 2008-06-04 2010-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Базальт" Engine of reactive weapon

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2675983C1 (en) * 2018-02-22 2018-12-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") Cumulative-high-explosive charge engine
CN111230296A (en) * 2020-01-10 2020-06-05 中国航空制造技术研究院 Porous thin-wall cavity component and laser welding method
CN111230296B (en) * 2020-01-10 2022-03-04 中国航空制造技术研究院 Porous thin-wall cavity component and laser welding method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2717479C1 (en) Forced dual-circuit ejector pulsating air-jet engine
RU2135806C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2604772C1 (en) Pulsed solid-fuel engine
US4756252A (en) Device for reducing the base resistance of airborne projectiles
RU2133864C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2117235C1 (en) Pulse rocket projectile
RU2150074C1 (en) Cartridge with reaction bullet (modifications)
RU2422663C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2251628C1 (en) Solid-propellant impulse rocket engine
US3026775A (en) Recoilless rifle with a vena contracta orifice
RU2513052C2 (en) Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts
RU2631958C1 (en) Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition
RU2500913C1 (en) Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine
US3008378A (en) Powder grain baffle for recoilless rifle
RU2150598C1 (en) Ramjet launch vehicle
RU2493399C2 (en) Method to implement cyclic detonation burning in intermittent air jet engine
US20050279083A1 (en) Folded detonation initiator for constant volume combustion device
RU2675983C1 (en) Cumulative-high-explosive charge engine
RU2678726C1 (en) Powder pressure accumulator for mortar scheme of separation of rocket stages in flight
RU2718558C1 (en) Cumulative rocket-assisted projectile
RU2181849C1 (en) Ramjet-ejector rocket carrier
RU2284006C2 (en) Smoke grenade
RU2340861C1 (en) Missile for active impact on clouds
RU2559657C1 (en) Jet projectile rocket section
RU2246633C2 (en) Solid-propellant rocket engine