RU2180049C1 - Solid-propellant charge - Google Patents
Solid-propellant charge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2180049C1 RU2180049C1 RU2001109842A RU2001109842A RU2180049C1 RU 2180049 C1 RU2180049 C1 RU 2180049C1 RU 2001109842 A RU2001109842 A RU 2001109842A RU 2001109842 A RU2001109842 A RU 2001109842A RU 2180049 C1 RU2180049 C1 RU 2180049C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- channel
- section
- diameter
- star
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 4
- 241000239290 Araneae Species 0.000 abstract 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 9
- 210000004720 cerebrum Anatomy 0.000 description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 3
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 235000021190 leftovers Nutrition 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 1
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зарядам ракетного твердого топлива двигателей ракет реактивных систем залпового огня (РСЗО). The invention relates to the field of military equipment, namely to the charges of solid rocket propellant rocket engines of multiple launch rocket systems multiple launch rocket systems (MLRS).
Известен заряд для двигателей ракет, содержащий последовательно расположенные топливные секции, диаметр канала которых увеличивается к соплу, скрепленные с корпусом двигателя и разделенные зазорами (см., например, А.А. Шишков и др. Рабочие процессы в РДТТ. - М.: Машиностроение, 1989 г., с. 82). Такая конструкция заряда позволяет обеспечить достижение высокого значения коэффициента объемного заполнения. Однако использование зарядов подобной конструкции в двигателях ракет РСЗО не представляется возможным в силу наличия большой массовой доли остатков заряда, догорающих в конце работы при пониженном давлении, что приводит к недопустимому разбросу выходных характеристик, а следовательно, характеристик технического рассеивания ракет. A known charge for rocket engines, containing sequentially arranged fuel sections, the channel diameter of which increases to the nozzle, fastened to the engine housing and separated by gaps (see, for example, A.A. Shishkov and others. Workflows in solid propellant rocket engines. - M .: Engineering , 1989, p. 82). This design of the charge allows to achieve a high value of the coefficient of volumetric filling. However, the use of charges of a similar design in MLRS rocket engines is not possible due to the presence of a large mass fraction of charge residues, which burn out at the end of work under reduced pressure, which leads to an unacceptable dispersion of the output characteristics, and therefore the characteristics of the technical dispersion of the missiles.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие в составе заряда-аналога последовательно расположенных топливных секций, горящих по каналам и торцам, разделенных зазорами. Common signs with the charge proposed by the authors is the presence in the charge analogue of sequentially located fuel sections burning along the channels and ends, separated by gaps.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является заряд по патенту РФ 2125175, содержащий скрепленный с корпусом двигателя головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, причем торцы полузарядов могут быть закрыты манжетами, принятый за прототип. The closest in technical essence and the achieved technical result is the charge according to the patent of the Russian Federation 2125175, containing a head half charge with a star channel and a tail half charge with a cylindrical channel attached to the engine body, and the ends of the half charges can be closed by cuffs, adopted as a prototype.
Такая конструкция функционирует следующим образом. После срабатывания воспламенителя и зажжения заряда осуществляется горение заряда по торцевым поверхностям и каналам головного и хвостового полузарядов, причем уровень разбросов выходных характеристик будет определяться массой остатков головного полузаряда со звездообразным каналом. This design operates as follows. After the igniter is activated and the charge is ignited, the charge is burned along the end surfaces and channels of the head and tail half-charges, and the level of variation in the output characteristics will be determined by the mass of the remnants of the head half-charge with a star-shaped channel.
Однако заряду такой конструкции присущ ряд недостатков, основным из которых является существенная разница времен выгорания свода головного полузаряда у переднего и заднего торца головного полузаряда, обусловленная разницей скоростей горения при наличии эрозионного горения заряда. При дальнейшем повышении плотности заряжания, приводящем к увеличению скорости потока продуктов сгорания у заднего торца головного полузаряда разница времен выгорания увеличивается, что вызывает увеличение массовой доли догорающих остатков головного полузаряда у переднего торца головного полузаряда, а следовательно, недопустимый разброс энергетических характеристик заряда. However, a charge of this design has a number of drawbacks, the main of which is the significant difference in the burnup times of the arch of the head half charge at the front and rear ends of the head half charge, due to the difference in burning speeds in the presence of erosive combustion of the charge. With a further increase in the charge density, which leads to an increase in the flow rate of combustion products at the rear end of the cerebral hemisphere, the difference in burnup times increases, which causes an increase in the mass fraction of dying leftovers from the front hemisphere, and, therefore, an unacceptable spread in the energy characteristics of the charge.
Таким образом, задачей известного технического решения (прототипа) являлось повышение объемного заполнения при приемлемой величине массы догорающих остатков головного полузаряда без учета возможности его совершенствования, направленного на увеличение объемного заполнения, например, за счет уменьшения диаметра канала головного полузаряда. Thus, the objective of the known technical solution (prototype) was to increase the volumetric filling at an acceptable mass of the dying residues of the cerebral hemisphere without taking into account the possibility of its improvement, aimed at increasing the volumetric filling, for example, by reducing the diameter of the channel of the cerebral hemisphere.
Общими признаками с предлагаемым авторами зарядом является наличие корпуса, защитно-крепящего слоя, головного полузаряда со звездообразным каналом, хвостового полузаряда с цилиндрическим каналом и торцевых манжет. Common signs with the charge proposed by the authors are the presence of a body, a protective-fixing layer, a head half-charge with a star-shaped channel, a tail half-charge with a cylindrical channel and end cuffs.
В отличие от прототипа в предлагаемом заряде на входе в звездообразный канал головного полузаряда выполнен кольцевой уступ с осевым цилиндрическим каналом диаметром d, равным 0.4...0.6 наружного диаметра лучей ДЛ поперечного сечения звездообразного канала и длиной канала L, равной 0.8...1.2 толщины горящего свода e1 головного полузаряда, на торцевой поверхности кольцевого уступа выполнен конический участок с углом конусности α = 30-60° с максимальным диаметром Д на переднем торце головного полузаряда, равным 1.8. . . 2.4 диаметра осевого канала кольцевого уступа d, а центральный угол луча поперечного сечения звездообразного канала α1 составляет 0.6...0.7 центрального угла выступа поперечного сечения звездообразного канала α2.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.Unlike the prototype, in the proposed charge at the entrance to the star-shaped channel of the head semi-charge, an annular ledge is made with an axial cylindrical channel with a diameter d equal to 0.4 ... 0.6 of the outer diameter of the rays D L of the cross section of the star-shaped channel and the channel length L equal to 0.8 ... 1.2 the thickness of the burning arch e 1 of the head half-charge, on the end surface of the annular ledge a conical section with a taper angle α = 30-60 ° with a maximum diameter D at the front end of the head half-charge of 1.8 is made. . . 2.4 of the diameter of the axial channel of the annular ledge d, and the central angle of the beam of the cross section of the star channel α 1 is 0.6 ... 0.7 of the central angle of the protrusion of the cross section of the star channel α 2 .
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 result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение объемного заполнения и снижение разбросов энергетических характеристик заряда. The task of the invention is to increase the volumetric filling and reduce the dispersion of the energy characteristics of the charge.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном заряде, содержащем корпус, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом и торцевые манжеты, особенность заключается в том, что на входе в звездообразный канал головного полузаряда выполнен кольцевой уступ с осевым цилиндрическим каналом диаметром d, равным 0.4...0.6 наружного диаметра лучей ДЛ поперечного сечения звездообразного канала, и длиной канала L, равной 0.8...1.2 толщины горящего свода е1 головного полузаряда, на торцевой поверхности кольцевого уступа выполнен конический участок с углом конусности α = 30-60° с максимальным диаметром Д на переднем торце головного полузаряда, равным 1.8...2.4 диаметра осевого канала кольцевого уступа d, а центральный угол луча поперечного сечения звездообразного канала α1 составляет 0.6...0.7 центрального угла выступа поперечного сечения звездообразного канала α2.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между узлами заряда позволяют, в частности, за счет выполнения:
- на входе в звездообразный канал головного полузаряда кольцевого уступа с осевым цилиндрическим каналом диаметром d, равным 0.4...0.6 наружного диаметра лучей ДЛ поперечного сечения звездообразного канала, и длиной канала L, равной 0.8...1.2 толщины горящего свода e1 головного полузаряда, обеспечить образование за уступом у горящих поверхностей канала головного полузаряда рециркуляционных зон с обратными токами газа с высоким уровнем турбулентных пульсаций газового потока. Это позволило достичь повышения скорости горения головного полузаряда за кольцевым уступом, следствием чего является выравнивание значений скорости горения по длине канала головного полузаряда и резкое снижение массы догорающих остатков головного полузаряда. При увеличении диаметра d свыше 0.6 ДЛ уменьшается скорость газового потока, втекающего в канал кольцевого уступа, сокращается длина рециркуляционных зон, а следовательно, эффективность выравнивания скоростей горения по длине головного полузаряда. С уменьшением диаметра d менее 0.4 ДЛ увеличивается коэффициент газодинамических потерь при обтекании потоком продуктов сгорания кольцевого уступа, следствием чего является нерасчетный рост давления у переднего торца головного полузаряда. При уменьшении длины канала L менее 0.8 e1 кольцевой уступ выгорает преждевременно, что снижает время воздействия рециркуляционных зон на процесс горения и приводит к увеличению массовой доли догоревших остатков. С увеличением длины канала L свыше 1.2 e1 увеличивается коэффициент газодинамических потерь при движении продуктов сгорания по каналу кольцевого уступа, что вызывает нерасчетный рост давления у переднего дна заряда;
- на торцевой поверхности кольцевого уступа конического участка с углом конусности α = 30-60° с максимальным диаметром Д на переднем торце головного полузаряда, равным 1.8. ..2.4 диаметра осевого канала кольцевого уступа d, минимизировать газодинамические потери при обтекании потоком кольцевого уступа. При уменьшении угла конусности менее 30o и диаметра конического участка на переднем торце головного полузаряда Д менее 1.8d возрастают газодинамические потери при обтекании кольцевого уступа, с увеличением угла конусности свыше 60o и диаметра Д свыше 2.4d возрастают осевые газодинамические нагрузки на кольцевой выступ, что осложняет напряженно-деформированное состояние головного полузаряда, особенно при крайних отрицательных температурах применения;
- центрального угла луча поперечного сечения звездообразного канала α1, равным 0.6...0.7 центрального угла выступа поперечного сечения звездообразного канала α2, обеспечить развитие рециркуляционных зон по всей высоте лучей звездообразного канала головного полузаряда, чем достигается повышение скорости горения на участках головного полузаряда за кольцевым уступом и одновременность выгорания головного полузаряда. При уменьшении угла α1 менее 0,6α2 структура рециркуляционных зон нарушается из-за увеличения относительной массы газа, оттекающего от лучей звездообразного канала по сравнению с массой газа, поступающего через канал кольцевого выступа, что, в конечном счете, снижает одновременность выгорания головного полузаряда. Увеличение угла α1 свыше 0,7α2 нецелесообразно из-за уменьшения коэффициента объемного заполнения.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known charge containing the housing, a protective-fixing layer, the head half charge with a star-shaped channel, the tail half-charge with a cylindrical channel and end cuffs, the feature is that at the entrance to the star-shaped channel of the head half-charge an annular shoulder with an axial cylindrical channel of diameter d, of 0.4 ... 0.6 of the outer diameter DL-ray cross-sectional star-shaped channel and a channel length L, equal to the thickness of 0.8 ... 1.2 g ryaschego arch e poluzaryada head 1, on the end surface of the annular shoulder is formed a tapered portion with a cone angle α = 30-60 ° with a maximum diameter D at the front end of the head poluzaryada equal to 1.8 ... 2.4 the diameter of the axial passage of the annular ledge d, and a central angle of the beam cross section of the star-shaped channel α 1 is 0.6 ... 0.7 of the central angle of the protrusion of the cross-section of the star-shaped channel α 2 .
A new set of structural elements, as well as the presence of connections between charge nodes, allow, in particular, due to the following:
- at the entrance to the star-shaped channel of the head half-charge of an annular ledge with an axial cylindrical channel with a diameter d equal to 0.4 ... 0.6 of the outer diameter of the rays Д Л of the cross section of the star-shaped channel and a channel length L equal to 0.8 ... 1.2 of the thickness of the burning roof e 1 of the head half-charge, to ensure the formation behind the ledge on the burning surfaces of the channel of the head half-charge of recirculation zones with reverse gas flows with a high level of turbulent pulsations of the gas stream. This made it possible to achieve an increase in the burning rate of the head half charge behind the annular ledge, which results in equalization of the values of the burning speed along the length of the channel of the head half charge and a sharp decrease in the mass of dying remnants of the head half charge. With an increase in the diameter d over 0.6 D L , the speed of the gas stream flowing into the channel of the annular ledge decreases, the length of the recirculation zones decreases, and therefore, the efficiency of alignment of the combustion rates along the length of the head half-charge. With decreasing diameter d of less than 0.4 D L , the coefficient of gas-dynamic losses increases when the combustion products flow around an annular ledge, resulting in an unaccounted pressure increase at the front end of the head hemisphere. If the channel length L is less than 0.8 e 1, the annular ledge burns out prematurely, which reduces the time of the impact of recirculation zones on the combustion process and leads to an increase in the mass fraction of burned residues. With an increase in the channel length L over 1.2 e 1 , the coefficient of gas-dynamic losses during the movement of combustion products along the channel of the annular ledge increases, which causes an off-design pressure increase at the front bottom of the charge;
- on the end surface of the annular ledge of the conical section with a taper angle α = 30-60 ° with a maximum diameter D at the front end of the head half charge equal to 1.8. ..2.4 the diameter of the axial channel of the annular ledge d, to minimize gas-dynamic losses during flow around the annular ledge. With a decrease in the taper angle of less than 30 o and the diameter of the conical section at the front end of the head half-charge D less than 1.8d, gas-dynamic losses increase when flowing around the annular ledge, with an increase in the taper angle over 60 o and the diameter D over 2.4d, axial gas-dynamic loads on the annular protrusion increase, which complicates the stress-strain state of the cerebral hemisphere, especially at extreme negative application temperatures;
- the central angle of the beam of the cross-section of the star-shaped channel α 1 equal to 0.6 ... 0.7 of the central angle of the protrusion of the cross-section of the star-shaped channel α 2 , to ensure the development of recirculation zones along the entire height of the rays of the star-shaped channel of the cerebral hemisphere, thereby increasing the burning rate in the sections of the cerebral hemisphere beyond annular ledge and simultaneous burnout of the head half-charge. With a decrease in the angle α 1 less than 0.6 α 2, the structure of the recirculation zones is violated due to an increase in the relative mass of gas flowing from the rays of the star-shaped channel compared to the mass of gas entering through the channel of the annular protrusion, which ultimately reduces the simultaneous burnout of the head half charge . An increase in the angle α 1 above 0.7α 2 is impractical due to a decrease in the volumetric filling coefficient.
Сущность предложенного изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предложенного заряда с частичным поперечным разрезом. The essence of the proposed invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the proposed charge with a partial cross section.
Предлагаемый заряд содержит головной полузаряд 1 со звездообразным каналом 2, хвостовой полузаряд 3 с цилиндрическим каналом 4, корпус 5, защитно-крепящий слой 6, торцевые манжеты 7. На входе в канал головного полузаряда 1 выполнен кольцевой уступ 8 с осевым цилиндрическим каналом диаметром, равным 0.4. ..0.6 наружного диаметра лучей поперечного сечения звездообразного канала 2 и длиной канала, равной 0.8...1.2 толщины горящего свода головного полузаряда 1, на торцевой поверхности кольцевого уступа 8 выполнен конический участок 9 с углом конусности α = 30-60° с максимальным диаметром на переднем торце головного полузаряда 1, равным 1.8...2.4 диаметра осевого канала кольцевого уступа 8, а центральный угол луча поперечного сечения звездообразного канала 2 составляет 0.6...0.7 центрального угла выступа поперечного сечения звездообразного канала 2.The proposed charge contains a head half charge 1 with a star-shaped channel 2, a tail half charge 3 with a cylindrical channel 4, a housing 5, a protective-fixing layer 6, end cuffs 7. At the entrance to the channel of the head half-charge 1, an annular ledge 8 is made with an axial cylindrical channel with a diameter equal to 0.4. ..0.6 the outer diameter of the rays of the cross section of the star-shaped channel 2 and a channel length equal to 0.8 ... 1.2 of the thickness of the burning dome of the head half-charge 1, a conical section 9 with a taper angle α = 30-60 ° with a maximum diameter is made on the end surface of the annular ledge 8 at the front end of the head half-charge 1, equal to 1.8 ... 2.4 of the diameter of the axial channel of the annular ledge 8, and the central angle of the beam of the cross section of the star-shaped channel 2 is 0.6 ... 0.7 of the central angle of the protrusion of the cross-section of the star-shaped channel 2.
Предложенное выполнение заряда позволило на 8...10% увеличить коэффициент объемного заполнения при уменьшении значений величин разбросов выходных характеристик на 2...5%. The proposed charge fulfillment made it possible to increase the volumetric filling coefficient by 8 ... 10% while decreasing the values of the scatter of the output characteristics by 2 ... 5%.
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения головного 1 и хвостового 3 полузарядов продукты сгорания от переднего торца головного полузаряда 1 втекают в конический участок 9 кольцевого уступа 8 и при втекании в звездообразный канал 2 головного полузаряда 1 образуют рециркуляционные зоны по всей высоте лучей поперечного сечения. Затем продукты сгорания головного полузаряда 1 втекают в канал хвостового полузаряда 3 и совместно с продуктами сгорания хвостового полузаряда 3 истекают через канал хвостового полузаряда 3. The functioning of the proposed charge is as follows. After igniting the head 1 and tail 3 half-charges, the products of combustion from the front end of the head half-charge 1 flow into the conical section 9 of the annular ledge 8 and, when flowing into the star-shaped channel 2 of the head half-charge 1, form recirculation zones along the entire height of the cross-section rays. Then, the products of combustion of the head half charge 1 flow into the channel of the tail half charge 3 and together with the products of combustion of the tail half charge 3 expire through the channel of the tail half charge 3.
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при летных испытаниях ракет РСЗО с предлагаемым зарядом. The obtained positive effect was confirmed during bench tests of charges made in accordance with the invention, as well as during flight tests of MLRS missiles with the proposed charge.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001109842A RU2180049C1 (en) | 2001-04-16 | 2001-04-16 | Solid-propellant charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001109842A RU2180049C1 (en) | 2001-04-16 | 2001-04-16 | Solid-propellant charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2180049C1 true RU2180049C1 (en) | 2002-02-27 |
Family
ID=20248380
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001109842A RU2180049C1 (en) | 2001-04-16 | 2001-04-16 | Solid-propellant charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2180049C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2220312C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid-propellant rocket charge |
| RU2220311C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant rocket charge |
| RU2247252C2 (en) * | 2003-03-17 | 2005-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge of solid propellant for rockets |
| RU2248458C1 (en) * | 2003-06-24 | 2005-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2391530C1 (en) * | 2008-11-13 | 2010-06-10 | Федеральное казенное предприятие "Комбинат "Каменский" | Rocket solid fuel charge |
| RU2435979C1 (en) * | 2010-05-11 | 2011-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Double-pulse solid-propellant rocket engine |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2125175C1 (en) * | 1998-02-20 | 1999-01-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid-propellant rocket engine |
| RU2145674C1 (en) * | 1999-06-10 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid propellant charge |
| RU2145673C1 (en) * | 1999-05-25 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid propellant charge |
-
2001
- 2001-04-16 RU RU2001109842A patent/RU2180049C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2125175C1 (en) * | 1998-02-20 | 1999-01-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid-propellant rocket engine |
| RU2145673C1 (en) * | 1999-05-25 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid propellant charge |
| RU2145674C1 (en) * | 1999-06-10 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Solid propellant charge |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2247252C2 (en) * | 2003-03-17 | 2005-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Charge of solid propellant for rockets |
| RU2220312C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid-propellant rocket charge |
| RU2220311C1 (en) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Solid propellant rocket charge |
| RU2248458C1 (en) * | 2003-06-24 | 2005-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2391530C1 (en) * | 2008-11-13 | 2010-06-10 | Федеральное казенное предприятие "Комбинат "Каменский" | Rocket solid fuel charge |
| RU2435979C1 (en) * | 2010-05-11 | 2011-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Double-pulse solid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
| RU2145673C1 (en) | Solid propellant charge | |
| US3442084A (en) | Multistage solid fuel rocket propulsion unit for the placing of depth charges | |
| RU2180049C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| US20070180833A1 (en) | Methods and apparatus for controlling air flow within a pulse detonation engine | |
| RU2135806C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2152529C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2383764C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2150599C1 (en) | Solid-propellant charge | |
| RU2145674C1 (en) | Solid propellant charge | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2461728C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2125175C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| RU2623134C1 (en) | Solid fueled integrated straight-jet engine | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| US3026775A (en) | Recoilless rifle with a vena contracta orifice | |
| US3401634A (en) | Rocketwise propelled projectiles | |
| US3008378A (en) | Powder grain baffle for recoilless rifle | |
| RU2500913C1 (en) | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine | |
| RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
| RU2377431C2 (en) | Solid propellant ascent engine | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090417 |