RU2816347C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2816347C1 RU2816347C1 RU2023123056A RU2023123056A RU2816347C1 RU 2816347 C1 RU2816347 C1 RU 2816347C1 RU 2023123056 A RU2023123056 A RU 2023123056A RU 2023123056 A RU2023123056 A RU 2023123056A RU 2816347 C1 RU2816347 C1 RU 2816347C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- nozzle plug
- afterburner
- rocket engine
- liner
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 15
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims abstract description 8
- -1 for example Substances 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 15
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 6
- 239000012634 fragment Substances 0.000 abstract description 6
- 230000006378 damage Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.The invention relates to rocket technology and is intended for use in rockets.
Одной из основных задач, возникающих при проектировании ракетных двигателей реактивных снарядов систем залпового огня является повышение надежности работы в процессе выхода на режим.One of the main tasks that arises when designing rocket engines for multiple launch rocket systems is to increase the reliability of operation during the process of reaching the regime.
Известна конструкция ракетной части, содержащая корпус, сопло, камеру сгорания и воспламенительное устройство (см. книгу Шишкова А.А. и др. «Рабочие процессы в РДТТ», М., Машиностроение, 1989, стр. 10, рис. 1.2).The design of a rocket part is known, containing a housing, a nozzle, a combustion chamber and an ignition device (see the book by A.A. Shishkov et al. “Working processes in a solid propellant rocket motor”, M., Mashinostroenie, 1989, p. 10, Fig. 1.2).
Таким образом, задачей данного технического решения являлось разработка ракетной части, обеспечивающей воспламенение заряда.Thus, the objective of this technical solution was to develop a rocket part that ensures ignition of the charge.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса и сопла.Common features with the proposed rocket part are the presence of a body and a nozzle.
Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в сложности монтажа воспламенительного устройства, а также в ненадежности его срабатывания, ввиду неравномерного воспламенения заряда твердого топлива.At the same time, this design has a significant drawback, namely, the complexity of installing the igniter device, as well as the unreliability of its operation, due to the uneven ignition of the solid fuel charge.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетный двигатель, содержащий корпус, дно, заряд твердого топлива, сопло и вкладыш в его выходном конусе, узел воспламенения и сопловую заглушку (см. патент РФ №2152529, БИ №19, опубл. 10.07.2000 г.), принятый за прототип.The closest in technical essence and achieved technical result is a rocket engine containing a housing, a bottom, a charge of solid fuel, a nozzle and a liner in its output cone, an ignition unit and a nozzle plug (see RF patent No. 2152529, BI No. 19, publ. 10.07 .2000), adopted as a prototype.
Известный ракетный двигатель работает следующим образом. После зажжения воспламенительного состава, смесь продуктов сгорания попадет на поверхность заряда, осуществляя его воспламенение. При достижении требуемых параметров давления в камере сгорания, сопловая заглушка отстыковывается от сопла и вместе с воспламенительным устройством вылетает из ракетного двигателя. Однако, использование высокоэнергетических топлив приводит к возникновению значительного давления в камере сгорания, что приводит к более интенсивному процессу отсоединения сопловой заглушки от сопла, причем после отсоединения, вектор движения заглушки не совпадает с осью ракетного двигателя, что может привести к механическому взаимодействию форсажной трубки с вкладышем выходного конуса сопла и, как следствие к нарушению целостности вкладыша.A known rocket engine works as follows. After igniting the ignition composition, the mixture of combustion products will fall on the surface of the charge, igniting it. When the required pressure parameters are reached in the combustion chamber, the nozzle plug is detached from the nozzle and, together with the ignition device, flies out of the rocket engine. However, the use of high-energy fuels leads to the emergence of significant pressure in the combustion chamber, which leads to a more intensive process of disconnecting the nozzle plug from the nozzle, and after disconnection, the movement vector of the plug does not coincide with the axis of the rocket engine, which can lead to mechanical interaction of the afterburner tube with the liner the exit cone of the nozzle and, as a result, damage the integrity of the liner.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является разработка конструкции двигателя со скрепленным зарядом смесевого твердого топлива с жесткими требованиями по величине и разбросу энергетических и внутрибаллистических характеристик.Thus, the task of this technical solution (prototype) is to develop the design of an engine with a bonded charge of mixed solid fuel with strict requirements for the size and spread of energy and intra-ballistic characteristics.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетном двигателе корпуса, дна, заряда твердого топлива, сопла и вкладыша в его выходном конусе, узла воспламенения и сопловой заглушки.Common features with the proposed device are the presence in the rocket engine of a housing, a bottom, a charge of solid fuel, a nozzle and a liner in its output cone, an ignition unit and a nozzle plug.
В отличии от прототипа в предлагаемом ракетном двигателе узел воспламенения снабжен форсажной трубкой, длина которой (L) и расстояние от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша (h), соответственно, составляет (1,02…4,5) и (0,02…0,66) диаметра вкладыша (d1) в плоскости (А), проходящей через торец форсажной трубки, при этом форсажная трубка жестко скреплена с сопловой заглушкой, причем сопловая заглушка выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, напряжение сдвига материала сопловой заглушки ниже напряжения сдвига материала сопла, а на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm заглушки выполнены элементы форсирования.Unlike the prototype, in the proposed rocket engine the ignition unit is equipped with an afterburner tube, the length of which (L) and the distance from the outer surface of the afterburner tube to the liner (h), respectively, are (1.02...4.5) and (0.02... 0.66) diameter of the liner (d 1 ) in the plane (A) passing through the end of the afterburner tube, while the afterburner tube is rigidly attached to the nozzle plug, and the nozzle plug is made of a composite material, for example, from fiberglass, the shear stress of the nozzle plug material below the shear stress of the nozzle material, and in the area L 1 =(0.00015...0.0012) d a ⋅P m of the plug, forcing elements are made.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This is what allows us to conclude that there is a cause-and-effect relationship between the set of essential features of the proposed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях достаточны.The indicated features, which are distinctive from the prototype and which are covered by the requested scope of legal protection, are sufficient in all cases.
Задачей предполагаемого изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами воспламенительного устройства.The objective of the proposed invention is to increase the reliability of the operation of a rocket engine during the process of reaching the regime by reducing the likelihood of damage to the integrity of the output cone by fragments of the igniter device.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ракетном двигателе, содержащем корпус, дно, заряд твердого топлива, сопло и вкладыш в его выходном конусе, узел воспламенения и сопловую заглушку, особенность заключается в том, что узел воспламенения снабжен форсажной трубкой, длина которой (L) и расстояние от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша (h), соответственно, составляет (1,02…4,5) и (0,02…0,66) диаметра вкладыша (d1) в плоскости (А), проходящей через торец форсажной трубки, при этом форсажная трубка жестко скреплена с сопловой заглушкой, причем сопловая заглушка выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, напряжение сдвига материала сопловой заглушки ниже напряжения сдвига материала сопла, а на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm заглушки выполнены элементы форсирования, The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known rocket engine containing a housing, a bottom, a charge of solid fuel, a nozzle and a liner in its output cone, an ignition unit and a nozzle plug, the peculiarity is that the ignition unit is equipped with an afterburner tube, the length of which (L) and the distance from the outer surface of the afterburner to the liner (h), respectively, is (1.02...4.5) and (0.02...0.66) of the liner diameter (d 1 ) in the plane (A ), passing through the end of the afterburner tube, while the afterburner tube is rigidly attached to the nozzle plug, and the nozzle plug is made of a composite material, for example, fiberglass, the shear stress of the nozzle plug material is lower than the shear stress of the nozzle material, and in section L 1 =(0 ,00015…0,0012) d a ⋅P m the plugs are equipped with forcing elements,
где da - диаметр наружной поверхности выходного сечения сопла; where d a is the diameter of the outer surface of the nozzle exit section;
Pm - максимальное давление в камере сгорания;P m - maximum pressure in the combustion chamber;
L1 - ширина участка сопловой заглушки, на котором расположены элементы форсирования.L 1 is the width of the nozzle plug section on which the forcing elements are located.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:The new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:
- снабжения узла воспламенения форсажной трубкой длиной (1,02…4,5) диаметра вкладыша в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки и выполнения расстояния от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша (0,02…0,66) диаметра вкладыша в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки - обеспечить повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами воспламенительного устройства. Выполнение форсажной трубки длиной менее 1,02 и расстояния от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша более 0,66 диаметра вкладыша в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки может привести к рассеванию форса пламени форсажной трубки по свободному объему сопла, что не обеспечит надежное зажжение заряда твердого топлива и, следовательно, отрицательно повлияет на надежность ракетного двигателя в процессе выхода на режим. Выполнение форсажной трубки длиной более 4,5 и расстояния от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша менее 0,02 диаметра вкладыша в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки может привести к нарушению целостности выходного конуса фрагментами воспламенительного устройства при механическом взаимодействии форсажной трубки с вкладышем выходного конуса сопла и, как следствие к нарушению целостности вкладыша, что отрицательно повлияет на надежность ракетного двигателя в процессе выхода на режим;- supplying the ignition unit with an afterburner tube with a length of (1.02...4.5) the diameter of the liner in a plane passing through the end of the afterburner tube and maintaining a distance from the outer surface of the afterburner to the liner (0.02...0.66) of the diameter of the liner in the plane, passing through the end of the afterburner tube - to ensure an increase in the reliability of the operation of the rocket engine in the process of reaching the regime by reducing the likelihood of violating the integrity of the output cone by fragments of the igniter device. Making the afterburner tube less than 1.02 in length and the distance from the outer surface of the afterburner tube to the liner more than 0.66 of the liner diameter in a plane passing through the end of the afterburner tube can lead to the dispersion of the afterburner flame force throughout the free volume of the nozzle, which will not ensure reliable ignition of the charge solid fuel and, therefore, will negatively affect the reliability of the rocket engine in the process of reaching the regime. Making the afterburner tube more than 4.5 in length and the distance from the outer surface of the afterburner tube to the liner less than 0.02 of the liner diameter in a plane passing through the end of the afterburner tube can lead to disruption of the integrity of the outlet cone by fragments of the ignition device during mechanical interaction of the afterburner tube with the outlet cone liner nozzles and, as a consequence, a violation of the integrity of the liner, which will negatively affect the reliability of the rocket engine in the process of reaching the regime;
- жесткого скрепления форсажной трубки с сопловой заглушкой - обеспечить повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности отделения форсажной трубки от сопловой крышки;- rigid fastening of the afterburner tube with the nozzle plug - to ensure increased reliability of the rocket engine during the process of reaching the regime by reducing the likelihood of separation of the afterburner tube from the nozzle cover;
В частных случаях, то есть в конкретных формах исполнения:In special cases, that is, in specific forms of execution:
- выполнения сопловой заглушки из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала которой ниже напряжения сдвига материала сопла - позволяет обеспечить отстыковку сопловой заглушки при достижении давления в камере сгорания равного давлению разрушения элементов формирования без деформации вкладыша выходного конуса сопла элементами форсажной трубки, что, как следствие, позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим;- making a nozzle plug from a composite material, for example, from fiberglass, and the shear stress of the material is lower than the shear stress of the nozzle material - allows for the detachment of the nozzle plug when the pressure in the combustion chamber reaches equal to the destruction pressure of the formation elements without deformation of the nozzle exit cone liner by the afterburner elements, which, as a consequence, makes it possible to increase the reliability of the rocket engine in the process of reaching the regime;
- выполнения элементов форсирования на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm сопловой заглушки - позволяет обеспечить отстыковку воспламенительного устройства при давлении в камере сгорания, соответствующем заданным параметрам отделения воспламенительного устройства и, соответственно, повысить надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. Выполнение элементов форсирования на участке менее L1=0,00015da⋅Pm может привести к преждевременной отстыковке воспламенительного устройства от сопла, что отрицательно повлияет на надежность работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим. Выполнение элементов форсирования на участке более L1 = 0,0012da⋅Pm может привести к более поздней отстыковки воспламенительного устройства от сопла и, соответственно, росту давления и, как следствие, возрастает вероятность возникновения демонтажа.- implementation of forcing elements in the section L 1 = (0.00015...0.0012) d a ⋅P m of the nozzle plug - allows for uncoupling of the ignition device at a pressure in the combustion chamber corresponding to the specified parameters of the separation of the ignition device and, accordingly, increases the reliability of operation rocket engine in the process of reaching the regime. The implementation of forcing elements in an area less than L 1 =0.00015d a ⋅P m can lead to premature uncoupling of the ignition device from the nozzle, which will negatively affect the reliability of the rocket engine in the process of reaching the regime. The implementation of forcing elements in an area greater than L 1 = 0.0012d a ⋅P m can lead to a later disconnection of the ignition device from the nozzle and, accordingly, an increase in pressure and, as a result, the likelihood of dismantling increases.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».The features that distinguish the proposed technical solution from the prototype have not been identified in other technical solutions and are unknown from the prior art during patent research, which allows us to conclude that the invention meets the “novelty” criterion.
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, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».Examining the level of technology during a patent search for all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was discovered that the proposed technical solution does not clearly follow from the known level of technology, therefore, it can be concluded that it meets the “inventive step” criterion.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе, содержащем корпус, дно, заряд твердого топлива, сопло и вкладыш в его выходном конусе, узел воспламенения и сопловую заглушку, особенность заключается в том, что узел воспламенения снабжен форсажной трубкой, длина которой и расстояние от наружной поверхности форсажной трубки до вкладыша, соответственно, составляет (1,02…4,5) и (0,02…0,66) диаметра вкладыша в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки, при этом форсажная трубка жестко скреплена с сопловой заглушкой. В частных случаях, сопловая заглушка выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала сопловой заглушки ниже напряжения сдвига материала сопла, а на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm заглушки выполнены элементы форсирования.The essence of the invention lies in the fact that in a rocket engine containing a housing, a bottom, a charge of solid fuel, a nozzle and a liner in its output cone, an ignition unit and a nozzle plug, the peculiarity is that the ignition unit is equipped with an afterburner tube, the length and distance of which from the outer surface of the afterburner to the liner, respectively, is (1.02...4.5) and (0.02...0.66) of the diameter of the liner in a plane passing through the end of the afterburner, while the afterburner is rigidly attached to the nozzle plug . In particular cases, the nozzle plug is made of a composite material, for example, fiberglass, and the shear stress of the nozzle plug material is lower than the shear stress of the nozzle material, and in the area L 1 = (0.00015...0.0012) d a ⋅P m the plugs are made forcing elements.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый ракетный двигатель, на фиг. 2 - узел стыковки сопловой заглушки и сопла ракетного двигателя.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where in FIG. 1 shows the proposed rocket engine, FIG. 2 - connection point between the nozzle plug and the rocket engine nozzle.
Предлагаемый ракетный двигатель содержит корпус 1, дно 2, заряд твердого топлива 3, сопло 4 и вкладыш в его выходном конусе 5, узел воспламенения 6 и сопловую заглушку 7, особенность заключается в том, что узел воспламенения 6 снабжен форсажной трубкой 8, длина которой и расстояние от наружной поверхности форсажной трубки 8 до вкладыша 5, соответственно, составляет (1,02…4,5) и (0,02…0,66) диаметра вкладыша 5 в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки 8, при этом форсажная трубка 8 жестко скреплена с сопловой заглушкой 7, причем сопловая заглушка 7 выполнена из композиционного материала, например, из стеклопластика, напряжение сдвига материала сопловой заглушки 7 ниже напряжения сдвига материала сопла 4, а на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm сопловой заглушки 7 выполнены элементы форсирования 9.The proposed rocket engine contains a body 1, a bottom 2, a solid fuel charge 3, a nozzle 4 and a liner in its output cone 5, an ignition unit 6 and a nozzle plug 7, the peculiarity is that the ignition unit 6 is equipped with an afterburner tube 8, the length of which is the distance from the outer surface of the afterburner 8 to the liner 5, respectively, is (1.02...4.5) and (0.02...0.66) of the diameter of the liner 5 in the plane passing through the end of the afterburner 8, while the afterburner 8 is rigidly attached to the nozzle plug 7, and the nozzle plug 7 is made of a composite material, for example, fiberglass, the shear stress of the material of the nozzle plug 7 is lower than the shear stress of the material of the nozzle 4, and in section L 1 = (0.00015...0.0012) d a ⋅P m of the nozzle plug 7, forcing elements 9 are made.
Предложенный ракетный двигатель работает следующим образом. После срабатывания узла воспламенения 6, установленного в сопле 4 поток продуктов сгорания, через форсажную трубку 8 подают на поверхность заряда 3, осуществляя его зажжение. При достижении давления в камере сгорания, включающее корпус 1 и дно 2, превышающего давление срыва элементов форсирования 9, расположенных на сопловой заглушке 7, сопловая заглушка 7 с узлом воспламенения 6 отстыковывается от ракетного двигателя. За счет снабжения узла воспламенения форсажной трубкой 8 длиной (1,02…4,5) диаметра вкладыша 5 в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки 8, и расстояния от наружной поверхности форсажной трубки 8 до вкладыша 5 (0,02…0,66) диаметра вкладыша 5 в плоскости, проходящей через торец форсажной трубки 8 - обеспечивается повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами узла воспламенения 6. За счет выполнения жесткого скрепления форсажной трубки 8 с сопловой заглушкой 7, выполнения сопловой заглушки 7 из композиционного материала, например, из стеклопластика, причем напряжение сдвига материала которой ниже напряжения сдвига материала сопла 4 и выполнения элементов форсирования 9 на участке L1=(0,00015…0,0012) da⋅Pm сопловой заглушки 7 - обеспечивается повышение надежности работы ракетного двигателя в процессе выхода на режим.The proposed rocket engine works as follows. After activation of the ignition unit 6 installed in the nozzle 4, the flow of combustion products is supplied through the afterburner tube 8 to the surface of the charge 3, igniting it. When the pressure in the combustion chamber, including the housing 1 and the bottom 2, exceeds the breakdown pressure of the forcing elements 9 located on the nozzle plug 7, the nozzle plug 7 with the ignition unit 6 is undocked from the rocket engine. By supplying the ignition unit with an afterburner tube 8 with a length of (1.02...4.5) the diameter of the liner 5 in the plane passing through the end of the afterburner tube 8, and the distance from the outer surface of the afterburner tube 8 to the liner 5 (0.02...0.66 ) the diameter of the liner 5 in the plane passing through the end of the afterburner tube 8 - increases the reliability of the operation of the rocket engine during the process of reaching the regime by reducing the likelihood of violating the integrity of the output cone by fragments of the ignition unit 6. By performing a rigid fastening of the afterburner tube 8 with the nozzle plug 7 , making a nozzle plug 7 from a composite material, for example, from fiberglass, and the shear stress of the material is lower than the shear stress of the material of the nozzle 4 and making forcing elements 9 in the area L 1 = (0.00015...0.0012) d a ⋅P m nozzle plugs 7 - increases the reliability of the rocket engine in the process of reaching the operating mode.
Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило повысить надежность работы конструкции в процессе выхода на режим за счет снижения вероятности нарушения целостности выходного конуса фрагментами воспламенительного устройства.The implementation of the rocket engine in accordance with the invention made it possible to increase the reliability of the design during the process of reaching the regime by reducing the likelihood of damage to the integrity of the output cone by fragments of the igniter device.
Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ, использующихся в реактивных снарядах систем залпового огня.The invention can be used in the development of various solid propellant rocket engines used in multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.This positive effect is confirmed by testing prototype solid propellant rocket engines made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.Currently, design documentation has been developed and mass production is planned.
Claims (6)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2816347C1 true RU2816347C1 (en) | 2024-03-28 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3027839A (en) * | 1959-04-02 | 1962-04-03 | Andrew J Grandy | Tubular explosive transmission line |
| RU2127821C1 (en) * | 1997-04-30 | 1999-03-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Jet engine ignition device |
| RU2152529C1 (en) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
| RU2482321C1 (en) * | 2011-09-26 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine start system and pressure intake of solid-propellant rocket engine |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3027839A (en) * | 1959-04-02 | 1962-04-03 | Andrew J Grandy | Tubular explosive transmission line |
| RU2127821C1 (en) * | 1997-04-30 | 1999-03-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Jet engine ignition device |
| RU2152529C1 (en) * | 1999-03-29 | 2000-07-10 | Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
| RU2482321C1 (en) * | 2011-09-26 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine start system and pressure intake of solid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5216804B2 (en) | Portable guided bullet injection and separation device | |
| US2624281A (en) | Projectile | |
| CN107269424A (en) | A kind of solid propellant rocket regnition structure | |
| US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
| US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
| CN109653903A (en) | A kind of repeatable igniter for solid-liquid rocket | |
| RU2816347C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| EP1298389B8 (en) | Coaxial spray nozzle injector | |
| CN111927652B (en) | Double-pulse solid rocket engine interlayer ablation carbonization controllable experimental device | |
| US20060112674A1 (en) | Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle | |
| US2992528A (en) | Liquid propellant gas generator for liquid propellant type rockets | |
| RU2798046C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2279564C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2620613C1 (en) | Rocket engine of rocket-assisted projectile | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| US2806356A (en) | Combustion initiator | |
| RU2814001C1 (en) | Rocket part of rocket projectile | |
| US3011312A (en) | Propulsion system | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2372513C1 (en) | Rocket engine nozzle plug | |
| RU2357200C2 (en) | Missile | |
| KR20200028324A (en) | Propulsion device of liquid propellant rocket engine | |
| RU2229617C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2809456C1 (en) | Cassette warhead |