RU2687500C1 - Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива - Google Patents
Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2687500C1 RU2687500C1 RU2017143566A RU2017143566A RU2687500C1 RU 2687500 C1 RU2687500 C1 RU 2687500C1 RU 2017143566 A RU2017143566 A RU 2017143566A RU 2017143566 A RU2017143566 A RU 2017143566A RU 2687500 C1 RU2687500 C1 RU 2687500C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- starting
- chamber
- diaphragm
- combustion chamber
- gas ducts
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 39
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 58
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims abstract description 10
- 230000002459 sustained effect Effects 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 abstract description 15
- 238000000576 coating method Methods 0.000 abstract description 15
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000002902 bimodal effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 235000019788 craving Nutrition 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000007659 motor function Effects 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
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
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ. Устройство содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму. По периферии диафрагмы равномерно расположены газоводы. Они снабжены мембранами со стороны стартовой камеры сгорания. Имеется также сопло и теплозащитное покрытие. Газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D. В передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для использования в ракетах различного назначения.
Известен двухрежимный ракетный двигатель (патент РФ №2084676 МПК F02K 9/30) содержащий камеру сгорания с зарядом стартового режима, камеру сгорания с зарядом маршевого режима, размещенную между камерами сгорания перегородку и сопловой блок, содержащий трубопровод, соединенный с камерой сгорания маршевого режима.
Задачей данного технического решения являлось создание двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива.
Общими признаками с предлагаемым РДТТ является наличие стартовой и маршевой камеры сгорания с размещенными в них зарядами и перегородки между камерами сгорания.
Основными недостатками данной конструкции является наличие трубопровода, что увеличивает пассивную массу конструкции.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является двухрежимный РДТТ по патенту РФ №2390646, БИ №15, опубл. 27.05.2010 г. принятый за прототип. Он содержит цилиндрический корпус, стартовую камеру сгорания с зарядом и соплом, маршевую камеру сгорания с зарядом, разделительное днище (промежуточную диафрагму) с перфорированными заглушками с большим числом отверстий малого диаметра (газоводами) и мембраны, установленные со стороны стартовой камеры сгорания, прилегающие к заглушкам.
Принятый за прототип двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После зажжения и сгорания заряда стартовой камеры сгорания осуществляется зажжение заряда маршевой камеры сгорания, продукты сгорания маршевой камеры сгорания проходят через перфорации заглушек разделительного днища, воздействуют на мембраны заглушек, вскрывают мембрану, втекают в стартовую камеру сгорания и истекают через сопло стартовой камеры сгорания, создавая тягу. Однако, как показали проведенные исследования, использование данной конструкции РДТТ в современных РДТТ с зарядами из топлив, имеющих высокую температуру сгорания, являются неэффективным. Причина этого заключается в том, что при работе маршевой камеры сгорания, при истечении продуктов сгорания маршевого заряда через перфорации заглушек разделительного днища за разделительным днищем образуется система рециркуляционных зон, в том числе у корпуса стартовой камеры сгорания с интенсивностью теплообмена с корпусом в 4…5 раз превышающим теплообмен при стабилизированном течении. При этом данная конструкция РДТТ не позволяет сформировать поток продуктов сгорания рациональным путем с целью снижения уровня тепловых потоков за разделительным днищем ввиду того, что перфорации (отверстия) выполнены в тонкостенных заглушках, что независимо от ориентации перфораций, как показывают результаты экспериментальных исследований, приводит к движению продуктов сгорания в осевом направлении с образованием рециркуляционных зон с высокой интенсивностью теплообмена, что вызывает необходимость существенного увеличения толщины теплозащитного покрытия за разделительным днищем (в 5-6 раз по сравнению со средней толщиной теплозащитного покрытия стартовой камеры сгорания) и приводит к увеличению пассивной массы РДТТ.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции двухрежимного РДТТ, позволяющей снизить пассивную массу за счет исключения из конструкции РДТТ газовода.
Общими признаками с предлагаемым РДТТ являются наличие в РДТТ прототипе цилиндрического корпуса, стартовой камеры сгорания с соплом, маршевой камеры сгорания и диафрагмы с газоводами и мембранами со стороны стартовой камеры сгорания.
В отличии от прототипа в предлагаемом двухрежимном РДТТ газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D -внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности РДТТ за счет снижения пассивной массы, повышение надежности функционирования.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, особенность заключается в том, что газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет, в частности, за счет:
- выполнения газоводов под углом 5…15 градусов к оси двигателя с длиной (0,1…0,2)D обеспечить ввод продуктов сгорания маршевого заряда в область за диафрагмой под углом 5…15 градусов к оси РДТТ, что, как показали проведенные экспериментальные работы на специализированной модельной установке, позволяет снизить уровень теплообмена с корпусом стартовой камеры в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси РДТТ, дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия на участке за диафрагмой, а следовательно и пассивную массу РДТТ. При уменьшении указанного угла менее 5 градусов интенсивность теплообмена продуктов сгорания с теплозащитным покрытием корпуса стартовой камеры сгорания существенно возрастает и приближается к величине, соответствующей вводу продуктов сгорания параллельно оси РДТТ. При увеличении указанного угла свыше 15 градусов снижение теплообмена становится незначительным, однако при этом существенно возрастают потери полного давления при резких поворотах газового потока при течении по газоводам, а следовательно, и уровень давления в маршевом РДТТ. При уменьшении длины газоводов менее 0,1 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания у диафрагмы не обеспечивается поворот потока на требуемый угол при движении по газоводам ввиду короткой длины газоводов, а при увеличении длины газоводов свыше 0,2 указанного внутреннего диаметра - нерационально возрастает пассивная масса РДТТ ввиду увеличения длины диафрагмы. Выполнение газоводов в виде сектора кольца позволяет обеспечить максимально возможную достаточно большую площадь проходного сечения газоводов для обеспечения снижения скорости потока в выходных сечениях газоводов, что позволяет снизить значения коэффициентов теплоотдачи, а следовательно и нагрев теплозащитного покрытия.
- выполнения в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщины теплозащитного покрытия, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов обеспечить тепловую защиту корпуса стартовой камеры сгорания при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) поскольку длина рециркуляционной зоны, как показали выполненные экспериментальные исследования, обусловлена прежде всего высотой выходного отверстия газоводов h и для параметров газового потока, характерных для современных РДТТ, лежит в пределах (5…10)h. Увеличение в передней части стартовой камеры сгорания длины участка с увеличенной толщиной теплозащитного покрытия свыше 10h нерационально в связи с увеличением пассивной массы при незначительном снижении температуры корпуса.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, а следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».
Сущность изобретения заключается в том, что в двухрежимном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму, по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, согласно изобретению газоводы расположены под углом 5… 15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, где h=(D-d)/2 - высота выходного отверстия газоводов, D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы, d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов, а газоводы выполнены в виде сектора кольца.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен предложенный РДТТ с частичным вырезом.
Предложенный двухрежимный РДТТ содержит маршевую камеру сгорания 1, диафрагму 2 по периферии которой равномерно расположены газоводы 3, снабженные мембранами 4 со стороны стартовой камеры сгорания 5 с соплом 6, теплозащитное покрытие в средней части стартовой камеры 7, теплозащитное покрытие передней части стартовой камеры 8. Газоводы 3 расположены под углом 5…15 градусов, их длина составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания D у диафрагмы. В передней части стартовой камеры 5 на расстоянии не менее 10h толщина 5 теплозащитного покрытия 8 составляет 1,5…2,5 толщины δ1 теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 5, а газоводы 3 выполнены в виде сектора кольца.
Предложенный двухрежимный РДТТ функционирует следующим образом. После срабатывания стартовой камеры сгорания 5 начинает работать маршевая камера сгорания 1, при этом продукты сгорания проходят через газоводы 3, прорывают мембраны 4, втекают в стартовую камеру сгорания 5 и истекают через сопло 6. За счет предложенного выполнения диафрагмы 2 с газоводами 3 с поперечным сечением в виде сектора кольца, причем длина газоводов составляет 0,1…0,2 внутреннего диаметра стартовой камеры сгорания 5 у диафрагмы 2, а углы между газоводами 3 и осью двигателя - 5…15 градусов обеспечивается снижение уровня теплообмена с корпусом стартовой камеры 5 в 2…2,5 раза по сравнению с вводом продуктов сгорания параллельно оси двухрежимного РДТТ, что дает возможность уменьшить толщину теплозащитного покрытия 8 на участке за диафрагмой 2, по сравнению с РДТТ - прототипом, а следовательно и пассивную массу РДТТ. За счет предложенного выполнения толщины теплозащитного покрытия 8 корпуса стартовой камеры сгорания 5 на расстоянии не менее 10h, равной 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры 7, обеспечивается тепловая защита корпуса стартовой камеры сгорания 5 при работе маршевого РДТТ в зоне с локальной интенсификацией теплообмена (область конца рециркуляционной зоны) при уменьшенной толщине теплозащитного покрытия 8 на большей части стартовой камеры сгорания по сравнению с РДТТ - прототипом.
Выполнение двухрежимного РДТТ в соответствии с изобретением позволило повысить его эффективность за счет снижения пассивной массы, повысить надежность функционирования.
Изобретение может быть использовано при разработке двухрежимного РДТТ с высокими энергомассовыми характеристиками.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями двух режимных РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания, намечено производство.
Claims (1)
- Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму, по периферии которой равномерно расположены газоводы, снабженные мембранами со стороны стартовой камеры сгорания, сопло и теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D, при этом в передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, а газоводы выполнены в виде сектора кольца при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (ru) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (ru) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2687500C1 true RU2687500C1 (ru) | 2019-05-14 |
Family
ID=66578986
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017143566A RU2687500C1 (ru) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2687500C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115421543A (zh) * | 2022-11-02 | 2022-12-02 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种低温贮箱压力控制方法及系统 |
| RU2789097C1 (ru) * | 2022-06-02 | 2023-01-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3224681A (en) * | 1963-05-20 | 1965-12-21 | Thiokol Chemical Corp | Alterable thrust nozzle attachment |
| US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
| RU2183762C1 (ru) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя |
| RU2272927C1 (ru) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2379539C1 (ru) * | 2008-06-10 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
-
2017
- 2017-12-13 RU RU2017143566A patent/RU2687500C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3224681A (en) * | 1963-05-20 | 1965-12-21 | Thiokol Chemical Corp | Alterable thrust nozzle attachment |
| US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
| RU2183762C1 (ru) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя |
| RU2272927C1 (ru) * | 2004-07-30 | 2006-03-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2379539C1 (ru) * | 2008-06-10 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2789097C1 (ru) * | 2022-06-02 | 2023-01-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) |
| RU2791165C1 (ru) * | 2022-09-26 | 2023-03-03 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Корпус ракетной части реактивного снаряда |
| RU2790916C1 (ru) * | 2022-10-24 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
| CN115421543A (zh) * | 2022-11-02 | 2022-12-02 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种低温贮箱压力控制方法及系统 |
| CN115421543B (zh) * | 2022-11-02 | 2023-05-16 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种低温贮箱压力控制方法及系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6170562B2 (ja) | タービンエンジンの燃焼室のための２つの回路の噴射器 | |
| CN101806260B (zh) | 一种多管并联脉冲爆震燃烧室及其点火起爆方法 | |
| RU2687500C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2016140562A (ru) | Ракетный двигатель с универсальным воспламенителем | |
| US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
| CN201696167U (zh) | 一种多管并联脉冲爆震燃烧室 | |
| RU2445492C1 (ru) | Двухрежимная двигательная установка | |
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| US3267676A (en) | Fuel burner structure | |
| US3166904A (en) | Combustion chamber for gas turbine engines | |
| US20220252004A1 (en) | Radial pre-detonator | |
| RU2313685C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2604772C1 (ru) | Твердотопливный импульсный двигатель | |
| RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
| RU2806232C1 (ru) | Реактивный снаряд, запускаемый из трубчатой направляющей | |
| RU2726835C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2790916C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2783054C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе | |
| RU2816347C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU161009U1 (ru) | Двигательная установка | |
| CN105756806A (zh) | 一种带有加力燃烧功能的轴对称喷管 | |
| RU2624682C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ осуществления рабочего процесса | |
| RU2791165C1 (ru) | Корпус ракетной части реактивного снаряда | |
| RU2790914C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| CN115355081B (zh) | 一种预燃室及缸盖 |