RU2152529C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2152529C1 RU2152529C1 RU99106757A RU99106757A RU2152529C1 RU 2152529 C1 RU2152529 C1 RU 2152529C1 RU 99106757 A RU99106757 A RU 99106757A RU 99106757 A RU99106757 A RU 99106757A RU 2152529 C1 RU2152529 C1 RU 2152529C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- engine
- critical section
- conical
- sections
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 23
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010304 firing Methods 0.000 abstract description 3
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 34
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 13
- 238000013461 design Methods 0.000 description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 10
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 7
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 5
- 238000011161 development Methods 0.000 description 4
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 3
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 101000574016 Homo sapiens Pre-mRNA-processing factor 40 homolog B Proteins 0.000 description 1
- 102100025820 Pre-mRNA-processing factor 40 homolog B Human genes 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000002923 metal particle Substances 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 238000012216 screening Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) со скрепленными зарядами, и может найти применение при разработке новых образцов РДТТ для реактивных снарядов (PC) систем залпового огня (РСЗО). The present invention relates to the field of rocket technology, namely to solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) with fastened charges, and can be used in the development of new solid propellant rocket propellants for multiple launch rocket (PC) multiple launch rocket systems (MLRS).
Основной тенденцией в развитии РСЗО является повышение их боевого могущества с одновременным увеличением дальности полета и улучшением кучности стрельбы. The main trend in the development of MLRS is to increase their combat power while increasing flight range and improving the accuracy of fire.
Использование в PC РДТТ со скрепленными зарядами из высокоимпульсных металлосодержащих смесевых топлив (СТТ) позволило существенно увеличить полный импульс тяги и сократить габариты двигателя, тем самым создать условия для повышения дальности стрельбы и роста габаритов и массы боевой части в заданных габаритно-массовых характеристиках PC. The use of solid propellant solid propellant solid propellant solid propellant charges made of high-impulse metal-containing mixed fuels (CTTs) in a PC made it possible to significantly increase the full thrust momentum and reduce the dimensions of the engine, thereby creating conditions for increasing the firing range and increasing the dimensions and mass of the warhead in the specified overall mass characteristics of the PC.
Известен РДТТ со скрепленным зарядом СТТ (см. реферативный журнал "Авиационные и ракетные двигатели", N 3, 1977 г., стр. 24), содержащий корпус со скрепленным зарядом СТТ, сопловой блок с входным и выходным конусами, узел воспламенения и сопловую заглушку. Горение заряда происходит по поверхности цилиндрического канала. Узел воспламенения размещен в канале заряда со стороны сортового блока. Known solid propellant rocket engine with a fixed charge CTT (see abstract journal "Aircraft and rocket engines",
Конструкция двигателя проста и технологична, однако обладает существенным недостатком, заключающимся в том, что изменение давления в двигателе в процессе его работы носит прогрессивный характер. The design of the engine is simple and technologically advanced, however, it has a significant drawback in that the change in pressure in the engine during its operation is progressive.
Это приводит к уменьшению уровня среднего давления в РДТТ, что не позволяет полностью реализовать энергетические характеристики топлива, с одной стороны, и приводит к росту пассивной массы двигателя - с другой. This leads to a decrease in the average pressure level in the solid propellant rocket motor, which does not allow to fully realize the energy characteristics of the fuel, on the one hand, and leads to an increase in the passive mass of the engine, on the other.
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка РДТТ с зарядом СТТ, простого по конструкции и технологичного, но не оптимального с точки зрения обеспечения высоких энергетических характеристик. Thus, the objective of this technical solution was the development of solid propellant solid propellant solid propellant solid propellant charge, simple in design and technologically advanced, but not optimal in terms of ensuring high energy characteristics.
Общими признаками с предлагаемым авторами двигателем являются: корпус с дном и со скрепленным зарядом с осевым каналом, сопловой блок, сопловая заглушка и узел воспламенения. Common features with the engine proposed by the authors are: a housing with a bottom and with a fixed charge with an axial channel, a nozzle block, a nozzle plug and an ignition assembly.
Оптимальной конструкцией двигателя, удовлетворяющего требованиям по обеспечению высоких энергетических характеристик и минимальному пассивному весу, являлась бы конструкция двигателя, в котором уровень давления во время его работы существенно не изменялся. Это позволило бы поднять уровень среднего давления и более полно реализовать энергетические характеристики топлива. The optimal engine design that meets the requirements for ensuring high energy performance and minimum passive weight would be an engine design in which the pressure level during its operation did not change significantly. This would increase the average pressure level and more fully realize the energy characteristics of the fuel.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является двигатель с дном, со скрепленным зарядом с осевым каналом испанского HYPC "Teruel", описанный в справочнике "Janes Armour and Artillery" 1996-1997, p. 775, и принятый авторами за прототип. The closest in technical essence and the achieved technical result is an engine with a bottom, with a fastened charge with the axial channel of the Spanish HYPC "Teruel", described in the manual "Janes Armor and Artillery" 1996-1997, p. 775, and accepted by the authors for the prototype.
Этот двигатель содержит корпус с дном и свободным объемом у дна, скрепленный с корпусом заряд с осевым каналом звездообразной формы, сопловой блок с входным и выходным конусами, сопловую заглушку, вкладыш, размещенный в критическом сечении соплового блока, и узел воспламенения. This engine comprises a housing with a bottom and free volume at the bottom, a charge bonded to the housing with a star-shaped axial channel, a nozzle block with inlet and outlet cones, a nozzle plug, an insert placed in a critical section of the nozzle block, and an ignition assembly.
Узел воспламенения расположен в свободном объеме у дна двигателя, а сопловая заглушка - в выходном конусе у критического сечения сопла. Внутренняя поверхность входного конуса выполнена в виде одной конической поверхности. The ignition unit is located in the free volume at the bottom of the engine, and the nozzle plug is in the outlet cone at the critical section of the nozzle. The inner surface of the inlet cone is made in the form of a single conical surface.
Электрические проводники от узла воспламенения проходят через канал заряда и сопловую заглушку. Electrical conductors from the ignition assembly pass through the charge channel and nozzle plug.
Недостатками известного двигателя являются:
- расположение узла воспламенения в свободном объеме у дна двигателя и наличие электрических проводников в канале заряда может привести к повреждению ими поверхности топлива при действии поперечных перегрузок, возникающих в служебном обращении (транспортирование и т.д.), а также элементами конструкции воспламенителя после запуска двигателя;
- наличие звездообразной формы канала позволяет обеспечить постоянную поверхность горения и постоянное давление за время работы двигателя, но наличие такой формы канала по всей длине заряда уменьшает объемную плотность заполнения корпуса топливом, что требует увеличения длины двигателя для размещения заряда заданной массы.The disadvantages of the known engine are:
- the location of the ignition unit in the free volume at the bottom of the engine and the presence of electrical conductors in the charge channel can lead to damage to the fuel surface under the action of transverse overloads arising in official circulation (transportation, etc.), as well as the igniter design elements after starting the engine ;
- the presence of a star-shaped channel shape allows you to provide a constant combustion surface and constant pressure during engine operation, but the presence of such a channel shape along the entire length of the charge reduces the bulk density of the housing filling with fuel, which requires an increase in the length of the engine to accommodate a charge of a given mass.
Кроме того, в конце работы двигателя появляются дегрессивные остатки СТТ, догорающие в период спада давления. Эти остатки увеличивают разброс внутрибаллистических характеристик (ВБХ) двигателя, снижают полный импульс тяги и приводят к неэффективному расходу топлива;
- закрепление сопловой заглушки в выходном конусе соплового блока может приводить к появлению в месте крепления (после выброса заглушки) "рваной" поверхности (следы клея, остатки деталей крепления и т.д.), что ухудшает газодинамические характеристики потока, увеличивает эрозию материала выходного конуса и, в конечном итоге, повышает потери удельного импульса тяги.In addition, at the end of the engine's operation, degrading CTT residues appear, which burn out during a pressure drop. These residues increase the dispersion of the ballistic characteristics (VBH) of the engine, reduce the full thrust momentum and lead to inefficient fuel consumption;
- fixing the nozzle plug in the outlet cone of the nozzle block can lead to the appearance of a “torn” surface (glue traces, residues of fasteners, etc.) at the attachment point (after ejection of the plug), which worsens the gas-dynamic characteristics of the flow, increases the erosion of the material of the outlet cone and, ultimately, increases the loss of specific impulse of thrust.
Все это в целом приводит к увеличению газодинамических и энергетических потерь в двигателе и увеличению разбросов его внутрибаллистических и энергетических характеристик. All this as a whole leads to an increase in gas-dynamic and energy losses in the engine and an increase in the scatter of its ballistic and energy characteristics.
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка РДТТ, сравнительно простого по конструкции, без обеспечения жестких требований к внутрибаллистическим и энергетическим характеристикам двигателя и величине разброса его параметров. Thus, the objective of this technical solution was the development of solid propellant rocket motors, relatively simple in design, without providing stringent requirements for the ballistic and energy characteristics of the engine and the magnitude of the dispersion of its parameters.
Общими признаками с предлагаемым авторами двигателем являются наличие корпуса с дном и свободным объемом у дна, скрепленного с корпусом заряда с осевым каналом, соплового блока с входным и выходным конусами, вкладыша, размещенного в критическом сечении соплового блока, узла воспламенения и сопловой заглушки. Common features with the engine proposed by the authors are the presence of a housing with a bottom and free volume at the bottom, bonded to a charge housing with an axial channel, a nozzle block with inlet and outlet cones, a liner placed in a critical section of the nozzle block, the ignition unit, and the nozzle plug.
В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами двигателе канал заряда выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда, внутренняя поверхность входного конуса соплового блока выполнена в виде трех конических поверхностей, плавно сопряженных между собой, сопловая заглушка установлена в плоскости выходного сечения соплового блока, а узел воспламенения консольно закреплен на сопловой заглушке, при этом величины свободного объема у дна и свободного объема входного конуса составляют соответственно 0,03. ..0,09 и 0,20...0,25 объема канала заряда, длины цилиндрического и конического участков заряда составляют соответственно 0,080. . .0,095 и 0,03...0,04 длины заряда, площади сечения звездообразного, цилиндрического и конического участков канала заряда составляют соответственно 1,2... 1,3; 1,45...1,65 и 4,0...4,5 площади критического сечения соплового блока, а длины конических участков входного конуса соплового блока у торца заряда, у вкладыша и между ними составляют соответственно 1,5. ..1,8; 1,2...1,5; 0,3...0,5 диаметра критического сечения, радиусы сопряжения конических участков составляют 0,5...2,0 суммарных длин сопрягаемых участков, углы наклона этих участков к продольной оси двигателя составляют соответственно 7. ..9o, 9...12o и 25...30o, вкладыш выполнен из разгорающегося материала со степенью разгара 0,07...0,10 плошали критического сечения, причем расстояние между критическим сечением и передним торцом воспламенительного устройства и площадь кольцевого поперечного сечения в плоскости этого торца между наружным диаметром воспламенительного устройства и внутренней поверхностью выходного конуса соплового блока составляет 0,15...0,65 диаметра критическою сечения и не менее 0,25 его площади соответственно.In contrast to the prototype, in the engine proposed by the authors, the charge channel is sequentially star-shaped, cylindrical and conical at the rear end of the charge, the inner surface of the inlet cone of the nozzle block is made in the form of three conical surfaces smoothly interconnected, the nozzle cap is installed in the plane of the exit section of the nozzle block and the ignition unit is cantileverly mounted on the nozzle plug, while the free volume at the bottom and the free volume of the inlet cone are respectively enno 0.03. ..0.09 and 0.20 ... 0.25 of the volume of the charge channel, the lengths of the cylindrical and conical sections of the charge are 0.080, respectively. . .0.095 and 0.03 ... 0.04 charge lengths, cross-sectional areas of star-shaped, cylindrical and conical sections of the charge channel are 1.2 ... 1.3, respectively; 1.45 ... 1.65 and 4.0 ... 4.5 are the critical sectional area of the nozzle block, and the lengths of the conical sections of the inlet cone of the nozzle block at the end of the charge, at the insert and between them are 1.5, respectively. ..1.8; 1.2 ... 1.5; 0.3 ... 0.5 of the diameter of the critical section, the mating radii of the conical sections are 0.5 ... 2.0 of the total lengths of the mating sections, the angles of inclination of these sections to the longitudinal axis of the engine are 7. ..9 o , 9 ... 12 o and 25 ... 30 o , the liner is made of flammable material with a degree of heat of 0.07 ... 0.10, the critical section was flat, and the distance between the critical section and the front end of the igniter and the annular cross-sectional area in the plane of this end between the outer diameter of the igniter structure and the inner surface of the output cone of the nozzle block is 0.15 ... 0.65 of the diameter of the critical section and not less than 0.25 of its area, respectively.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемыми техническими результатами. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical results.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объект правовой охраны, во всех случаях достаточны. The indicated features distinguishing from the prototype and to which the requested object of legal protection applies are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого технического решения является разработка конструкции двигателя со скрепленным зарядом смесевого твердого топлива с жесткими требованиями по величине и разбросу энергетических и внутрибаллистических характеристик. The objective of the proposed technical solution is to develop an engine design with a fixed charge of mixed solid fuel with stringent requirements in terms of magnitude and variation in energy and ballistic characteristics.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемого двигателя позволяют:
- за счет выполнения осевого канала заряда звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда:
- уменьшить массу дегрессивных остатков СТТ, догорающих в период спада давления, поскольку горение заряда на цилиндрических и конических участках происходит без их образования, что положительно влияет на снижение разброса ВБХ и повышение полного импульса тяги,
- обеспечить максимальную объемную плотность заполнения корпуса топливом и одновременно повысить средний уровень давления в двигателе увеличением давления в начальный период работы за счет организации эрозионного горения на большей части поверхности канала;
- обеспечить большую полноту сгорания металлических частиц топлива за счет снижения скорости газового потока на входе во входной конус соплового блока и создать условия для формирования безотрывного однородного газового потока, что уменьшает тепловые и газодинамические потери и повышает удельный импульс тяги;
- за счет выполнения внутренней поверхности входного конуса в виде трех конических поверхностей, плавно сопряженных между собой, уменьшить эрозионное и тепловое воздействие газового потока на теплозащитное покрытие (ТЗП) входного конуса за счет формирования безотрывного и однородного газового потока, что позволяет уменьшить пассивную массу двигателя (из-за уменьшения толщины ТЗП входного конуса);
- за счет размещения сопловой заглушки в плоскости выходного сечения соплового блока и консольного закрепления на ней узла воспламенения исключить повреждение поверхности канала заряда электрическими проводниками и частями корпуса узла воспламенения;
- за счет наличия свободного объема у дна с соотношениями 0,03...0,09 объема канала заряда исключить экранирование передней части поверхности горения заряда холодным воздухом при воспламенении, т.к. воздух вытесняется в этот объем продуктами сгорания воспламенителя, что обеспечивает одновременное воспламенение всей поверхности горения заряда. Иные соотношения приводят к необоснованному увеличению длины двигателя или к ухудшению условий воспламенения передней части заряда;
- за счет наличия свободного объема входного конуса с соотношениями 0,20. ..0,25 объема канала заряда обеспечить снижение пика давления в период выхода двигателя на режим. Иные соотношения приводят либо к увеличению длины двигателя, либо к росту пика давления;
- за счет выполнения длин цилиндрического и конического участков канала заряда, составляющих 0,080...0.095 и 0,03...0,04 длины заряда, а также площадей сечения звездообразного, цилиндрического и конического участков канала заряда, составляющих соответственно 1,2...1,3; 1,45...1,65 и 4,0...4,5 площади критического сечения соплового блока, повысить объемное заполнение корпуса зарядом и снизить прогрессивность давления в двигателе. Иные соотношения длин и площадей сечений канала заряда приводят к уменьшению эффекта повышения давления за счет эрозионного горения, что не компенсирует достаточным образом прогрессивный характер изменения поверхности горения и ухудшает энергетические характеристики двигателя, или к увеличению эффекта повышения давления за счет эрозионного горения, что приводит к нерасчетному повышению давления в начальный период работы;
- за счет выполнения длин конических участков входного конуса у заднего торца заряда, у вкладыша и между ними с соотношениями соответственно 1,5... 1,8; 1,2...1,5 и 0,3...0,5 диаметра критического сечения, радиусов сопряжения конических участков входного конуса, составляющих 0,5...2,0 суммарных длин сопрягаемых участков, углов наклона этих участков к продольной оси двигателя соответственно 7...9o, 9...12o и 25...30o сформировать однородный и безотрывный поток продуктов сгорания, уменьшить его тепловое и эрозионное воздействие на ТЗП входного конуса. Иные соотношения длин, радиусов скруглений, углов наклона конических участков к продольной оси двигателя приводят к росту газодинамических и тепловых потерь или необоснованно увеличивают длину двигателя;
- за счет выполнения вкладыша из разгорающегося материала со степенью разгара 0,07...0,10 площади критического сечения обеспечить неповышение максимального давления при повышении средней величины рабочего давления (за счет уменьшения начального диаметра критического сечения), что обеспечивает повышение полноты сгорания СТТ и увеличение удельного импульса тяги. Иные соотношения степени разгара площади критического сечения приводят к тому, что закон изменения давления в двигателе из постоянного или близкого к нему превращается в дегрессивный, что снижает уровень среднего давления и отрицательно сказывается на энергетических характеристиках двигателя, или же не обеспечивают требование по максимальному давлению, что приводит к необходимости увеличивать толщину корпуса двигателя по условиям прочности или применять более прочные и дорогие материалы для его изготовления;
- за счет размещения переднего торца воспламенительного устройства на расстоянии 0,15...0,65 диаметра критического сечения от критического сечения обеспечить необходимые условия воспламенения заряда и исключить соударение корпуса воспламенительного устройства с разгорающимся материалом вкладыша, способное повлиять на степень его разгара. Иные соотношения расстояния от переднего торца воспламенительного устройства до плоскости критического сечения приводят к разбросу среднего давления в двигателе или ухудшают условия воспламенения заряда;
- за счет выполнения площади кольцевого сечения в плоскости торца воспламенительного устройства между наружным его диаметром и внутренней поверхностью выходного конуса не менее 0,25 площади критического сечения обеспечить необходимую площадь прохода при заполнении выходного конуса продуктами сгорания и необходимое давление срыва сопловой заглушки. Иные соотношения площади указанного кольцевого сечения к площади критического сечения приводят к увеличению разброса давления срыва сопловой заглушки и, соответственно, к увеличению разброса ВБХ двигателя в период выхода на режим.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the details of the claimed engine allow:
- due to the execution of the axial channel of the charge star-shaped, cylindrical and conical at the rear end of the charge:
- to reduce the mass of degrading CTT residues that burn out during a pressure drop, since the charge burning on cylindrical and conical sections occurs without their formation, which positively affects the decrease in the spread of the VBH and the increase in the total thrust impulse,
- to ensure maximum bulk density of the housing filling with fuel and at the same time increase the average level of pressure in the engine by increasing pressure in the initial period of operation due to the organization of erosive combustion on most of the channel surface;
- to ensure greater completeness of combustion of metal particles of fuel by reducing the speed of the gas stream at the entrance to the inlet cone of the nozzle block and create conditions for the formation of a continuous homogeneous gas stream, which reduces heat and gas-dynamic losses and increases the specific thrust impulse;
- due to the implementation of the inner surface of the inlet cone in the form of three conical surfaces smoothly interconnected, to reduce the erosive and thermal effects of the gas flow on the heat-shielding coating (TZP) of the inlet cone due to the formation of a continuous and uniform gas flow, which allows to reduce the passive mass of the engine ( due to a decrease in the thickness of the TZP of the input cone);
- by placing the nozzle plug in the plane of the exit section of the nozzle block and cantileverly fixing the ignition unit on it, eliminate damage to the surface of the charge channel by electrical conductors and parts of the housing of the ignition unit;
- due to the presence of free volume at the bottom with ratios of 0.03 ... 0.09 of the volume of the charge channel, exclude screening of the front of the surface of the charge combustion with cold air when ignited, because air is displaced into this volume by the products of combustion of the igniter, which ensures the simultaneous ignition of the entire surface of the combustion of the charge. Other ratios lead to an unreasonable increase in the length of the engine or to a deterioration in the ignition conditions of the front of the charge;
- due to the presence of the free volume of the input cone with ratios of 0.20. ..0.25 of the volume of the charge channel to ensure a decrease in the peak pressure in the period the engine enters mode. Other ratios lead either to an increase in the length of the engine, or to an increase in the pressure peak;
- due to the execution of the lengths of the cylindrical and conical sections of the charge channel, comprising 0.080 ... 0.095 and 0.03 ... 0.04 of the length of the charge, as well as the cross-sectional areas of star-shaped, cylindrical and conical sections of the charge channel, respectively 1.2. ..1,3; 1.45 ... 1.65 and 4.0 ... 4.5 critical section areas of the nozzle block, increase the volume filling of the housing with a charge and reduce the progressiveness of pressure in the engine. Other ratios of lengths and cross-sectional areas of the charge channel lead to a decrease in the effect of increasing pressure due to erosive combustion, which does not adequately compensate for the progressive nature of the change in the combustion surface and impairs the energy characteristics of the engine, or to an increase in the effect of increasing pressure due to erosive combustion, which leads to non-calculated increasing pressure in the initial period of work;
- due to the implementation of the lengths of the conical sections of the input cone at the rear end of the charge, at the liner and between them with ratios of 1.5 ... 1.8, respectively; 1.2 ... 1.5 and 0.3 ... 0.5 of the diameter of the critical section, the radius of the conjugation of the conical sections of the input cone, comprising 0.5 ... 2.0 of the total lengths of the mating sections, the angles of inclination of these sections to the longitudinal axis of the engine, respectively 7 ... 9 o , 9 ... 12 o and 25 ... 30 o to form a homogeneous and continuous flow of combustion products, to reduce its thermal and erosive effects on the thermal current transformer of the input cone. Other ratios of lengths, fillet radii, tilt angles of the conical sections to the longitudinal axis of the engine lead to an increase in gas-dynamic and heat losses or unreasonably increase the length of the engine;
- due to the implementation of the liner of flammable material with a degree of heat of 0.07 ... 0.10 of the critical section area, ensure that the maximum pressure does not increase with an increase in the average value of the working pressure (by reducing the initial diameter of the critical section), which ensures an increase in the completeness of combustion of CTT and increase in specific impulse of thrust. Other ratios of the degree of height of the critical cross-sectional area lead to the fact that the law of pressure change in the engine from constant or close to it turns into a degressive one, which reduces the average pressure level and negatively affects the energy characteristics of the engine, or does not provide the maximum pressure requirement, which leads to the need to increase the thickness of the engine housing according to the strength conditions or to use more durable and expensive materials for its manufacture;
- by placing the front end of the igniter device at a distance of 0.15 ... 0.65 of the diameter of the critical section from the critical section, provide the necessary conditions for ignition of the charge and exclude the collision of the body of the igniter with the flammable material of the liner, which can affect the degree of its ignition. Other ratios of the distance from the front end of the igniter to the plane of the critical section lead to a spread in the average pressure in the engine or worsen the conditions of ignition of the charge;
- due to the execution of the annular cross-sectional area in the plane of the end face of the igniter between its outer diameter and the inner surface of the outlet cone of at least 0.25 of the critical section area, provide the necessary passage area when the outlet cone is filled with combustion products and the necessary nozzle plug break-off pressure. Other ratios of the area of the indicated annular section to the area of the critical section lead to an increase in the dispersion pressure of the stall of the nozzle plug and, accordingly, to an increase in the dispersion of the VBH of the engine during the period of entering the regime.
Сущность изобретения заключается в том, что РДТТ со скрепленным зарядом, содержащий корпус с дном и свободным объемом у дна, заряд твердого топлива, скрепленный с корпусом с осевым каналом, сопловой блок с входным, выходным конусами и вкладышем, размещенным в критическом сечении соплового блока, узел воспламенения и сопловую заглушку, в отличие от прототипа, согласно изобретению канал заряда выполнен последовательно звездообразным, цилиндрическим и коническим у заднего торца заряда. Внутренняя поверхность входного конуса соплового блока выполнена в виде трех конических участков, плавно сопряженных между собой, сопловая заглушка размещена в плоскости выходного сечения соплового блока, а узел воспламенения консольно закреплен на сопловой заглушке, при этом величины свободного объема у дна и свободного объема входного конуса составляют соответственно 0,03...0,09 и 0,20...0,25 объема канала заряда, длины цилиндрического и конического участков составляют соответственно 0,080. . . 0,095 и 0,03. ..0,04 длины заряда, площади сечения звездообразного, цилиндрического и конического участков канала заряда составляют соответственно 1,2. . .1,3; 1,45...1,65 и 4,0...4,5 площади критического сечения соплового блока, а длины конических участков входного конуса соплового блока у заднего торца заряда, у вкладыша и между ними составляют соответственно 1,5. ..1,8; 1,2...1,5; 0,3...0,5 диаметра критического сечения, радиусы сопряжения конических участков входного конуса составляют 0,5.. .2,0 суммарных длин сопрягаемых участков, углы наклона этих участков к продольной оси двигателя составляют соответственно 7...9o; 9...12o и 25...30o, вкладыш выполнен из разгорающегося материала со степенью разгара 0,07...0,10 площади критического сечения, причем расстояние между критическим сечением и передним торцом воспламенительного устройства и площадь кольцевого сечения в плоскости этого торца между наружным диаметром воспламенительного устройства и внутренней поверхностью выходного конуса составляют 0,15...0,65 диаметра критического сечения и не менее 0,25 его площади соответственно.The essence of the invention lies in the fact that a solid-state solid propellant solid propellant solid propellant charge containing a body with a bottom and free volume at the bottom, a solid fuel charge bonded to a body with an axial channel, a nozzle block with an inlet, an outlet cone and an insert placed in a critical section of the nozzle block, the ignition unit and nozzle plug, in contrast to the prototype, according to the invention, the charge channel is sequentially star-shaped, cylindrical and conical at the rear end of the charge. The inner surface of the inlet cone of the nozzle block is made in the form of three conical sections smoothly interconnected, the nozzle cap is placed in the plane of the outlet section of the nozzle block, and the ignition unit is cantileverly mounted on the nozzle cap, while the free volume at the bottom and the free volume of the inlet cone are respectively 0.03 ... 0.09 and 0.20 ... 0.25 of the volume of the charge channel, the lengths of the cylindrical and conical sections are 0.080, respectively. . . 0.095 and 0.03. ..0.04 the length of the charge, the cross-sectional area of the star-shaped, cylindrical and conical sections of the charge channel are 1.2, respectively. . .1.3; 1.45 ... 1.65 and 4.0 ... 4.5 are the critical sectional area of the nozzle block, and the lengths of the conical sections of the inlet cone of the nozzle block at the rear end of the charge, at the insert and between them are 1.5, respectively. ..1.8; 1.2 ... 1.5; 0.3 ... 0.5 of the diameter of the critical section, the mating radii of the conical sections of the input cone are 0.5 .. .2.0 the total lengths of the mating sections, the angles of inclination of these sections to the longitudinal axis of the engine are 7 ... 9 o ; 9 ... 12 o and 25 ... 30 o , the liner is made of flammable material with a degree of heat of 0.07 ... 0.10 of the critical section area, and the distance between the critical section and the front end of the igniter device and the ring section area in the plane of this end between the outer diameter of the igniter and the inner surface of the outlet cone is 0.15 ... 0.65 of the diameter of the critical section and at least 0.25 of its area, respectively.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен продольный разрез двигателя, на фиг. 2 - график изменения относительной поверхности горения в зависимости от относительной величины сгоревшего свода, на фиг. 3 - графики изменения относительной величины давления в камере двигателя в зависимости от относительной величины сгоревшего свода (относительного времени работы двигателя), где кривая 1 - без учета эрозионного горения и разгара вкладыша, кривая 2 - с учетом эрозионного горения и без учета разгара вкладыша, кривая 3 - с учетом эрозионного горения и разгара вкладыша. The invention is illustrated by drawings, where in Fig.1 shows a longitudinal section of an engine, in Fig. 2 is a graph of a change in the relative combustion surface as a function of the relative magnitude of the burnt arch; FIG. 3 - graphs of the change in the relative value of pressure in the engine chamber depending on the relative value of the burnt arch (relative engine operation time), where curve 1 - without erosion burning and the liner’s height, curve 2 - taking into account erosive combustion and without the liner’s heat, the curve 3 - taking into account erosive combustion and the height of the liner.
Двигатель содержит корпус 1 со скрепленным зарядом СТТ 2, дно 3, сопловой блок 4 с входным 5 и выходным 6 конусами, вкладыш 7, размещенный в критическом сечении соплового блока 4, узел воспламенения 8 и сопловую заглушку 9, установленную в плоскости выходного сечения соплового блока 4, на внутреннюю поверхность дна 3, входного 5 и выходного 6 конусов нанесено теплозащитное покрытие 10. The engine comprises a
У дна 3 двигатель снабжен свободным объемом W1, который составляет 0,03. ..0,09 свободного объема канала заряда 2. При этом канал звездообразной формы 11 последовательно переходит в канал цилиндрической 12, а затем конической 13 формы. Длины цилиндрического (Lц) и конического (Lк) участков составляют соответственно 0,080...0,095 и 0,03...0,04 длины заряда (Lз), а площади сечения звездообразного (Sзв), цилиндрического (Sц) и конического (Sк) участков канала заряда составляют соответственно 1,2...1,3, 1,45...1,65 и 4,0. . .4,5 площади (Sкр) критического сечения dкр. Свободный объем W2 входного конуса 5 составляет 0,20...0,25 объема канала заряда 2, а внутренняя поверхность входного конуса 5 выполнена в виде трех конических участков L1) (у торца заряда), L2 (у вкладыша 7) и промежуточного L3 (расположен между участками L1 и L2. Конические участки L1, L2 и L3 сопряжены между собой радиусами R1 и R2.At the
Длины участков L1, L2 и L3 составляют соответственно 1,5...1,8; 1,2... 1,5 и 0,3...0,5 диаметра критического сечения dкр, а углы наклона (α1, α2, α3) этих участков к продольной оси двигателя составляют соответственно: 7...9o; 9...12o и 25...30o.The lengths of sections L 1 , L 2 and L 3 are respectively 1.5 ... 1.8; 1.2 ... 1.5 and 0.3 ... 0.5 of the diameter of the critical section d cr , and the inclination angles (α 1 , α 2 , α 3 ) of these sections to the longitudinal axis of the engine are respectively: 7 .. .9 o ; 9 ... 12 o and 25 ... 30 o .
Радиусы R1 и R2 составляют 0,5...2,0 суммарных длин сопрягаемых участков, т. е. R1= 0,5. . .2(L1+L3), a R=0,5...2(L2+L3). Вкладыш 7 выполнен из разгорающегося материала со степенью разгара 0,07...0,10 площади критического сечения.The radii R 1 and R 2 are 0.5 ... 2.0 of the total lengths of the mating sections, i.e., R 1 = 0.5. . .2 (L 1 + L 3 ), a R = 0.5 ... 2 (L 2 + L 3 ). The insert 7 is made of flammable material with a degree of heat of 0.07 ... 0.10 of the critical section area.
Расстояние L4 между передним торцом 14 воспламенительного устройства 8 и критическим сечением dкр составляет 0,15...0,65 диаметра критического сечения, а площадь кольцевого сечения Sсв в плоскости этого торца 14 между наружным диаметром dв, воспламенительного устройства 8 и внутренней поверхностью выходного конуса 6 составляет не менее 0,25 площади критического сечения.The distance L 4 between the front end 14 of igniter device 8 and the throat d kr is 0.15 ... 0.65 critical section diameter, and the annular sectional area S binding in the plane of the end face 14 between the outer diameter d in, igniter device 8 and the inner surface of the output cone 6 is at least 0.25 of the critical section area.
Двигатель работает следующим образом. The engine operates as follows.
При подаче электрического тока на воспламенительное устройство 8 оно срабатывает и продукты его сгорания через критическое сечение соплового блока dкр проникают в предсопловой объем W2 и далее в канал заряда 2.When an electric current is supplied to the igniter device 8, it is triggered and its products of combustion through the critical section of the nozzle block d cr penetrate into the pre-nozzle volume W 2 and then into the
Эти продукты сгорания вытесняют холодный воздух, находящийся в канале заряда, в свободный объем W1 у дна 3, воспламеняя всю поверхность канала.These combustion products displace the cold air in the charge channel into the free volume W 1 at the
Давление в корпусе двигателя и предсопловом объеме W2 повышается и через критическое сечение dкр и кольцевой зазор Sсв передается во внутренний объем выходного конуса 6. При достижении давления срыва Pс сопловой заглушки 9 последняя срывается вместе с узлом воспламенения 8. Двигатель выходит на режим (участок О...Тв, фиг.3).The pressure in the motor housing and predsoplovom screen W 2 is increased and after the critical section d cr and S annulus communication is transmitted to the internal volume of the output cone 6. breakdown pressure P reaching the nozzle cap 9 to the latter breaks down together with the ignition unit 8. The engine enters the mode (plot O ... T c , Fig. 3).
Далее при работе двигателя продукты сгорания СТТ движутся по каналу заряда 2 (фиг. 1). При переходе с участка звездообразной формы на участок цилиндрической формы скорость газового потока достигает пороговой скорости и начинается эрозионное горение цилиндрического участка канала заряда, вследствие чего увеличивается локальная скорость горения и приход продуктов сгорания, что обеспечивает интенсивный рост давления в начале работы двигателя, повышение среднего давления, повышение полноты сгорания СТТ и увеличение удельного импульса тяги. Further, when the engine is running, the combustion products of CTT move along the charge channel 2 (Fig. 1). When switching from a star-shaped portion to a cylindrical-shaped portion, the gas flow rate reaches a threshold velocity and erosive combustion of the cylindrical portion of the charge channel begins, resulting in an increase in the local combustion rate and the arrival of combustion products, which provides an intensive increase in pressure at the beginning of engine operation, an increase in average pressure, increasing the completeness of combustion of CTT and increasing the specific impulse of thrust.
По мере разгара канала, эрозионное горение уменьшается, но возрастает площадь горящей поверхности и приход продуктов сгорания практически не уменьшается. Далее, с ростом поверхности горения увеличивается газоприход, и одновременно, за счет разгара вкладыша 7, увеличивается площадь критического сечения Sкр, что способствует уменьшению роста давления и обеспечивает непревышение требуемого максимального давления при одновременном поддержании уровня среднего давления.As the channel rises, erosive combustion decreases, but the area of the burning surface increases and the intake of combustion products practically does not decrease. Further, with an increase in the combustion surface, the gas intake increases, and at the same time, due to the height of the insert 7, the critical cross-sectional area S cr increases, which helps to reduce the pressure increase and ensures that the required maximum pressure is not exceeded while maintaining the average pressure level.
На фиг.2 и 3 обозначено:
S - относительная поверхность горения, определяемая как Si/Sср,
где Si - текущая поверхность горения;
Sср - средняя поверхность горения.In figure 2 and 3 are indicated:
S is the relative combustion surface, defined as S i / S av ,
where S i is the current combustion surface;
S cf - the average combustion surface.
E - относительная величина сгоревшего свода,
определяемая, как Ei/Eп,
где Ei - текущая величина сгоревшего свода;
Eп - величина полного свода заряда.E is the relative value of the burnt vault,
defined as E i / E p ,
where E i - the current value of the burnt arch;
E p - the value of the full arch of the charge.
P - относительная величина давления, определяемая как Pi/Pср,
где Pi - текущее значение давления;
Pср - среднее значение давления;
Pс - давление срыва сопловой заглушки;
Pmaх - максимальное значение давления.P is the relative pressure, defined as P i / P cf ,
where P i is the current pressure value;
P cf - the average value of pressure;
P with - the stall pressure of the nozzle plug;
P max is the maximum pressure value.
Т - относительное время работы двигателя, определяемое как Ti/Тп,
где Ti - текущее время;
Тп - полное время работы двигателя;
Тв - время выхода двигателя на режим.T is the relative operating time of the engine, defined as T i / T p ,
where T i is the current time;
T p - the full time of the engine;
T in - the time the engine enters the mode.
Из графика (фиг. 2) видно, что изменение поверхности горения носит прогрессивный характер, при этом прогрессивность к концу горения достигает более 50%. From the graph (Fig. 2) it is seen that the change in the combustion surface is progressive in nature, while the progressiveness by the end of combustion reaches more than 50%.
Из сравнения кривых 1,2,3 (фиг. 3) между собой и с кривой на графике (фиг. 2) видно:
- прогрессивность давления при отсутствии эрозионного горения и разгара вкладыша составляет 80% (кривая 1, фиг. 3);
- обеспечение эрозионного горения без учета разгара вкладыша (кривая 2, фиг. 3) позволило снизить прогрессивность давления и поднять уровень среднего давления на 10-15%. при этом сохранялось 20% превышение максимального давления над средним;
- разгар вкладыша позволил еще снизить превышение максимального давления над средним давлением до 5-7% (кривая 3, фиг. 3).From a comparison of the
- the progressiveness of pressure in the absence of erosive combustion and the height of the liner is 80% (
- providing erosive combustion without taking into account the height of the liner (
- the height of the liner further reduced the excess of the maximum pressure over the average pressure to 5-7% (
Таким образом, высокий уровень среднего давления, высокая полнота сгорания и большая величина удельного импульса обеспечены при прогрессивном характере изменения поверхности горения, обеспечивающим высокую плотность заполнения корпуса топливом, максимальное давление в конце работы не превышает пика давления при выходе двигателя на режим, снижен разброс ВБХ двигателя в период выхода на режим. Thus, a high level of average pressure, high completeness of combustion, and a large value of specific impulse are ensured with a progressive nature of the combustion surface change, which provides a high density of filling the housing with fuel, the maximum pressure at the end of operation does not exceed the pressure peak when the engine enters the mode, the dispersion of the VBH of the engine is reduced in the period of entering the mode.
Предлагаемая конструкция двигателя позволила получить стабильные ВБХ, повысить коэффициент заполнения топливом камеры двигателя, получить более высокий единичный и полный импульсы тяги при тех же габаритных характеристиках, что позволило увеличить дальность стрельбы PC на 15-20%. The proposed engine design made it possible to obtain stable VBH, increase the fill factor of the engine chamber with fuel, and obtain higher unit and full thrust impulses with the same overall characteristics, which made it possible to increase the PC firing range by 15-20%.
С использованием предлагаемого изобретения была разработана конструкторская документация и изготовлена партия двигателей для проведения стендовых и летных конструкторских испытаний, которые подтвердили указанный положительный эффект. Using the proposed invention, design documentation was developed and a batch of engines for bench and flight design tests was made, which confirmed the indicated positive effect.
В настоящее время проведены государственные испытания, намечено серийное производство. At present, state tests have been carried out, mass production is planned.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99106757A RU2152529C1 (en) | 1999-03-29 | 1999-03-29 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99106757A RU2152529C1 (en) | 1999-03-29 | 1999-03-29 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2152529C1 true RU2152529C1 (en) | 2000-07-10 |
Family
ID=20217992
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99106757A RU2152529C1 (en) | 1999-03-29 | 1999-03-29 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2152529C1 (en) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2170910C1 (en) * | 2000-02-10 | 2001-07-20 | Брянский химический завод | Rocket |
| RU2196915C1 (en) * | 2001-09-20 | 2003-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2220311C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant rocket charge |
| RU2239081C2 (en) * | 2002-11-18 | 2004-10-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2274757C1 (en) * | 2004-11-09 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge of rocket engine |
| RU2279564C1 (en) * | 2005-06-23 | 2006-07-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2298110C2 (en) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2326261C1 (en) * | 2006-10-30 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-fuel rocket charge |
| RU2344309C1 (en) * | 2007-04-09 | 2009-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2362035C1 (en) * | 2007-11-27 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge for solid rocket fuel |
| RU2413861C1 (en) * | 2009-10-22 | 2011-03-10 | Федеральное казенное предприятие "Комбинат "Каменский" | Rocket solid propellant charge |
| RU2461728C2 (en) * | 2010-12-03 | 2012-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2677506C1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Projectile for shooting in aquatic environment |
| RU2783054C1 (en) * | 2022-06-02 | 2022-11-08 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Dual-mode solid propellant rocket engine |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0059142A1 (en) * | 1981-02-17 | 1982-09-01 | Societe Nationale Des Poudres Et Explosifs | Solid propellant charge having two thrust ranges having a central channel and a star-shaped section |
| RU2053401C1 (en) * | 1993-01-14 | 1996-01-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Solid propellant rocket engine |
-
1999
- 1999-03-29 RU RU99106757A patent/RU2152529C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0059142A1 (en) * | 1981-02-17 | 1982-09-01 | Societe Nationale Des Poudres Et Explosifs | Solid propellant charge having two thrust ranges having a central channel and a star-shaped section |
| RU2053401C1 (en) * | 1993-01-14 | 1996-01-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Solid propellant rocket engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. JANE'S ARMOUR AND ARTILLERY, TWELFTH EDITION, EDITED BY CHRISTOPHER F FOSS, 1996-1997, JANE'S INFORMATION GROUP, p. 775, "Tervel". 2. * |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2170910C1 (en) * | 2000-02-10 | 2001-07-20 | Брянский химический завод | Rocket |
| RU2196915C1 (en) * | 2001-09-20 | 2003-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2239081C2 (en) * | 2002-11-18 | 2004-10-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2220311C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant rocket charge |
| RU2274757C1 (en) * | 2004-11-09 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge of rocket engine |
| RU2298110C2 (en) * | 2005-05-03 | 2007-04-27 | ОАО "ФНПЦ "Станкомаш" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2279564C1 (en) * | 2005-06-23 | 2006-07-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2326261C1 (en) * | 2006-10-30 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-fuel rocket charge |
| RU2344309C1 (en) * | 2007-04-09 | 2009-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2362035C1 (en) * | 2007-11-27 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge for solid rocket fuel |
| RU2413861C1 (en) * | 2009-10-22 | 2011-03-10 | Федеральное казенное предприятие "Комбинат "Каменский" | Rocket solid propellant charge |
| RU2461728C2 (en) * | 2010-12-03 | 2012-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2677506C1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Projectile for shooting in aquatic environment |
| RU2783054C1 (en) * | 2022-06-02 | 2022-11-08 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Dual-mode solid propellant rocket engine |
| RU2816347C1 (en) * | 2023-09-04 | 2024-03-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" имени А.Н. Ганичева" | Solid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2357093C2 (en) | Double-stage pulsating detonation device | |
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| US4574700A (en) | Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers | |
| RU2135925C1 (en) | Boosting device | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US7194852B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
| US5841058A (en) | Firearms | |
| US6968676B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
| RU2145673C1 (en) | Solid propellant charge | |
| US2523379A (en) | Combustion products generator with combustion type precompressor | |
| US5322002A (en) | Tube launched weapon system | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2145674C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2110040C1 (en) | Gun for active action on clouds | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| US6430919B1 (en) | Shaped charged engine | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2084676C1 (en) | Two-regime rocket engine | |
| RU2180049C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2147342C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2251628C1 (en) | Solid-propellant impulse rocket engine | |
| US20220252004A1 (en) | Radial pre-detonator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110330 |