RU2629048C1 - Rocket and solid-propellant rocket engine - Google Patents

Rocket and solid-propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2629048C1
RU2629048C1 RU2016136600A RU2016136600A RU2629048C1 RU 2629048 C1 RU2629048 C1 RU 2629048C1 RU 2016136600 A RU2016136600 A RU 2016136600A RU 2016136600 A RU2016136600 A RU 2016136600A RU 2629048 C1 RU2629048 C1 RU 2629048C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
rocket engine
solid
engine
solid propellant
Prior art date
Application number
RU2016136600A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Александрович Бондаренко
Сергей Викторович Лянгузов
Михаил Алексеевич Налобин
Александр Анатольевич Дергачёв
Павел Михайлович СОКОЛОВ
Евгений Викторович Кузьмин
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра", Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"
Priority to RU2016136600A priority Critical patent/RU2629048C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2629048C1 publication Critical patent/RU2629048C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: rocket contains a pulling solid-propellant rocket engine and a pushing rocket engine. The pulling solid-propellant rocket engine includes a nozzle cluster formed by several inclined nozzles evenly distributed around the circumference, mounted on the rear bottom, as well as a rear joint assembly. A bucket is attached to the solid-propellant rocket engine housing, with an inner cylindrical surface of which a pallet with a payload contacts, associated with the pushing rocket engine. The length and mass of the solid-propellant rocket engine exceed the length and mass of the pushing rocket engine. Another invention relates to a soild-propellant rocket engine comprising a housing with bottoms, a rear joint assembly, a nozzle cluster, and a bucket connected to the front bottom. A pallet with a payload contacts with the inner cylindrical surface of the bucket. The bucket is connected to the rear bottom and has an open rear end. The cross-sectional area of the rear joint assembly is determined by the pull-bending load equal to the sum of the thrust of the soild-propellant rocket engine and flight loads.
EFFECT: group of inventions allows to increase the energy mass efficiency of a rocket and solid-propellant rocket engine, to simplify their design and increase reliability, to minimize the dimensions of the rocket in its initial state.
10 cl, 2 dwg

Description

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты (капсулы с приборами, или исследовательского зонда) сопоставима с длиной корпуса РДТТ.The invention relates to rocket technology and can be used to create a rocket and rocket engine of solid fuel (solid propellant rocket engine) having overall limitations in the initial state, and the length of the payload of the rocket (capsule with instruments, or research probe) is comparable to the length of the solid rocket motor body.

Известно, что с целью сокращения габаритов РДТТ и ракеты в целом внутренние полости РДТТ (сквозной канал заряда) могут быть использованы для размещения полезного груза. В ракетном двигателе твердого топлива [патент US 6647889], содержащем корпус, заряд, сопло, передняя крышка выполнена в виде стакана, в котором размещен полезный груз. Стакан расположен в сквозном канале заряда. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне закреплен полезный груз. Недостаток рассматриваемой схемы - повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого должна работать на устойчивость при действии на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе РДТТ при его работе.It is known that in order to reduce the dimensions of the solid propellant rocket and the rocket as a whole, the internal cavity of the solid propellant rocket (through channel charge) can be used to accommodate the payload. In a solid fuel rocket engine [US Pat. No. 6,647,889], comprising a housing, a charge, a nozzle, and a front cover made in the form of a glass in which a payload is placed. The glass is located in the through charge channel. A piston mounted with the possibility of longitudinal movement is in contact with the inner cylindrical surface of the glass. A payload is fixed to the piston. The disadvantage of this scheme is the increased mass of the glass, the cylindrical shell of which should work for stability when external (relative to the glass) internal chamber pressure arises in the solid propellant rocket during its operation.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракетный двигатель твердого топлива» является ракетный двигатель твердого топлива [патент РФ №2558488], содержащий корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон (поршень) с выдвигаемым в полете полезным грузом. В стакане под поршнем установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане. При этом прочность стакана обеспечивается минимальной толщиной стенок (соответствующей минимальной массе стакана) при действии на стакан уравновешивающего давления.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the invention "Rocket engine of solid fuel" is a rocket engine of solid fuel [RF patent No. 2558488], comprising a housing with bottoms, a rear joint, a nozzle block, coupled to the front bottom of the glass, with an inner cylindrical the surface of which the pallet (piston) is in contact with the payload put forward in flight. A pressure accumulator is installed in the glass under the piston, designed to create pressure in the glass. At the same time, the strength of the glass is ensured by the minimum wall thickness (corresponding to the minimum weight of the glass) when a balancing pressure is applied to the glass.

Недостатками данной схемы РДТТ являются:The disadvantages of this scheme of solid propellant rocket motors are:

- Поршень, находящийся в стакане, увеличивает массу конструкции РДТТ и снижает энергомассовое совершенство РДТТ;- The piston in the glass increases the mass of the solid propellant rocket motor and reduces the mass-mass perfection of the solid rocket motor;

- Подвижные элементы и механизмы выдвижения полезного груза в полете приводят к структурному усложнению конструкции и снижают ее надежность;- Movable elements and mechanisms for the extension of the payload in flight lead to structural complexity of the structure and reduce its reliability;

- Задний узел стыка рассмотренного РДТТ рассчитан на незначительные нагрузки.- The rear joint of the considered solid propellant rocket motor is designed for light loads.

При обсуждении представленного РДТТ ранее не затрагивался вопрос, в состав какой ракеты (одно- или многоступенчатой) входит РДТТ. Наиболее простая схема одноступенчатой ракеты не всегда может разогнать полезный груз до скорости, необходимой для достижения требуемой высоты или дальности. Соответственно, возникает вопрос компактного размещения длинного полезного груза в многоступенчатой ракете. При этом требуется РДТТ, который обеспечит выполнение двух задач:When discussing the presented solid propellant rocket engine, the question of which rocket (single or multi-stage) the solid propellant rocket is included was not previously addressed. The simplest single-stage missile design cannot always accelerate a payload to the speed necessary to achieve the desired altitude or range. Accordingly, the question arises of the compact placement of a long payload in a multi-stage rocket. In this case, a solid propellant rocket motor is required, which will ensure the fulfillment of two tasks:

- Размещение длинного полезного груза, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, во внутренних полостях РДТТ;- Placement of a long payload, the diameter of which is less than the diameter of the solid propellant rocket motor, in the internal cavities of the solid rocket motor;

- Интеграция РДТТ с указанными особенностями в многоступенчатую ракету. Требуется соответствующий поиск схемы многоступенчатой ракеты и схемы РДТТ для нее (что является предметом настоящих изобретений).- Integration of solid propellant rocket engines with the specified features in a multi-stage missile. An appropriate search is required for a multi-stage rocket scheme and a solid propellant rocket circuit for it (which is the subject of the present inventions).

Рассмотренная схема РДТТ-прототипа с размещением полезного груза в сквозном канале заряда компактна, но применима для одноступенчатой ракеты (в условиях, когда длина полезного груза заведомо меньше длины корпуса РДТТ). Для многоступенчатой ракеты масса и длина верхней ступени, как правило, меньше массы и длины первой ступени. Т.е. длина рассматриваемого полезного груза становится больше длины верхней (второй) ступени (или больше половины длины ракеты). В данных условиях скомпоновать полезный груз в ракете, имеющей габаритные ограничения, проблематично. Если перераспределить длину ступеней, подстраиваясь под длину полезного груза, то распределение массы топлива по ступеням ракеты будет неоптимальным, ухудшающим энергомассовое совершенство ракеты. В ракете с оптимальным распределением массы топлива по ступеням размещение длинного полезного груза внутри длинной первой ступени возможно за счет изменения схемы многоступенчатой ракеты. Изменение схемы ракеты и, соответственно, схемы РДТТ, заключается в том, что первая ступень ракеты расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. Отметим, что ранее рассмотренная схема РДТТ (с размещением полезного груза в сквозном канале заряда) является толкающей, а не тянущей. Компактность компоновки достигнута при том, что стакан, являясь принадлежностью РДТТ, служит силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Т.е. при изменении схемы ракеты требуется увязать схему рассматриваемой ракеты и схему РДТТ.The considered scheme of the solid propellant rocket prototype with the placement of the payload in the through charge channel is compact, but applicable for a single-stage rocket (in conditions where the length of the payload is obviously less than the length of the solid propellant rocket). For a multi-stage rocket, the mass and length of the upper stage are usually less than the mass and length of the first stage. Those. the length of the payload in question becomes greater than the length of the upper (second) stage (or more than half the length of the rocket). Under these conditions, it is problematic to compose a payload in a rocket that has overall limitations. If you redistribute the length of the steps, adjusting to the length of the payload, then the distribution of the mass of fuel over the stages of the rocket will be non-optimal, worsening the energy-mass perfection of the rocket. In a rocket with an optimal distribution of fuel mass over the stages, the placement of a long payload inside a long first stage is possible due to a change in the scheme of a multi-stage rocket. The change in the rocket scheme and, accordingly, the solid propellant rocket circuit, lies in the fact that the first stage of the rocket is not traditionally located behind (pushing scheme), but in front, i.e. according to the pulling pattern. Note that the previously considered solid propellant rocket motor circuit (with the placement of the payload in the through charge channel) is pushing rather than pulling. The compact layout was achieved while the glass, being an accessory of the solid propellant rocket engine, serves as a power element transmitting thrust to the payload. Those. when changing the scheme of the rocket, it is required to link the scheme of the missile in question and the solid propellant rocket circuit.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракета» является ракета с РДТТ, являющимся тянущим [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И. Петренко, М.И. Соколовский, Г.А. Зыков, С.В. Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И. Соколовского и В.И. Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 165, рис. 3.1]. Сопловой блок РДТТ образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище. Наклонное расположение сопел обусловлено как тянущим типом РДТТ, так и необходимостью максимально приблизить РДТТ к смежным элементам конструкции (смежной ступени ракеты). Смежная ступень ракеты может быть снабжена твердотопливным или жидкостным ракетным двигателем, называемым далее «ракетный двигатель». РДТТ снабжен задним узлом стыка. Основное назначение РДТТ, являющегося тянущим, рассматриваемой ракеты - командное изменение создаваемого РДТТ суммарного импульса тяги и командное изменение массы ракеты. Схема ракеты с тянущим РДТТ обеспечивает изменение траектории и дальности полета за счет управления циклограммой работы двигателей ракеты. Командное изменение приращения скорости полета достигается комбинацией двух команд (включения РДТТ, который является тянущим, и его отделения) и, соответственно, двух процессов:The closest in technical essence and the achieved positive effect to the invention "Rocket" is a rocket with solid propellant rocket propulsion, which is pulling [Controlled power plants on solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I. Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov and others. Under the general. ed. M.I. Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M.: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., Page 165, fig. 3.1]. The RDTT nozzle block is formed by several inclined nozzles evenly distributed around the circumference, mounted on the rear bottom. The inclined location of the nozzles is due to both the pulling type of solid propellant rocket propeller and the need to bring the solid propellant rocket rocket as close as possible to adjacent structural elements (adjacent rocket stage). An adjacent rocket stage can be equipped with a solid fuel or liquid rocket engine, hereinafter referred to as the "rocket engine". The solid propellant rocket motor is equipped with a rear joint. The main purpose of a solid propellant rocket propulsion vehicle of the missile in question is a command change in the total propulsion impulse generated by the solid propellant rocket engine and a command change in rocket mass. The scheme of the rocket with the pulling solid propellant rocket provides a change in the trajectory and range of flight by controlling the cyclogram of the rocket engines. The command change in the flight speed increment is achieved by a combination of two commands (switching on the solid propellant rocket engine, which is the pulling one, and its separation) and, accordingly, two processes:

- изменением разгоняемой массы ракеты за счет выбора времени сброса РДТТ, являющегося балластом (во время работы толкающего ракетного двигателя (в данном случае основного двигателя));- a change in the accelerated mass of the rocket due to the choice of the time of discharge of the solid propellant rocket engine, which is ballast (during the operation of the pushing rocket engine (in this case, the main engine));

- изменением суммарного импульса тяги РДТТ при командном изменении времени его «полезной» работы за счет выбора времени (отсчитываемого от включения РДТТ) сброса РДТТ.- a change in the total impulse of the thrust of the solid propellant rocket motor during a command change in the time of its “useful” work due to the choice of time (counted from the inclusion of the solid propellant rocket motor) of the solid propellant dump.

Старт ракеты происходит при запуске толкающего ракетного двигателя (основного двигателя), расположенного «сзади». В какой-то момент времени РДТТ работает параллельно с толкающим ракетным двигателем. Таким образом, рассматриваемая ракета по своей сути не является двухступенчатой. Энергомассовые характеристики рассматриваемой ракеты недостаточны, чтобы исследовательский зонд (полезный груз) достиг требуемой высоты. Как правило, введение в ракету второй ступени (имеющей оптимальную массу, т.е. массу меньшую массы первой ступени) призвано увеличить скорость (высоту, дальность) полета ракеты. А в рассматриваемой ракете тянущий РДТТ (являющийся регулирующим балластом) не увеличивает скорость и дальность (скорее, наоборот), а обеспечивает командное изменение скорости (высоты, дальности) полета ракеты.The rocket starts at the start of the pushing rocket engine (main engine) located “behind”. At some point in time, the solid propellant rocket engine is running in parallel with the propelling rocket engine. Thus, the missile in question is inherently not a two-stage one. The energy-mass characteristics of the missile in question are insufficient to make the research probe (payload) reach the required height. As a rule, the introduction of a second stage into a rocket (having an optimal mass, i.e., a mass less than the mass of the first stage) is designed to increase the speed (height, range) of the rocket’s flight. And in the rocket under consideration, the pulling solid propellant rocket engine (which is the regulating ballast) does not increase the speed and range (rather, vice versa), but provides a command change in the speed (height, range) of the rocket’s flight.

РДТТ рассмотренной ракеты не приспособлен для размещения полезного груза, имеющего большую длину (т.е. не имеет приспособленных под данную задачу полостей). Например, для размещения длинного полезного груза в РДТТ рассмотренной ракеты отсутствует цилиндрический стакан, сопряженный с передним днищем. Полезный груз цилиндро-конической формы рассматриваемой ракеты (выбранной в качестве прототипа) размещен между РДТТ, являющимся тянущим, и толкающим ракетным двигателем (основным двигателем). Т.е. длина ракеты увеличена на величину длины цилиндрического участка полезного груза.The solid propellant rocket engine of the considered rocket is not adapted to accommodate a payload having a long length (i.e., it does not have cavities adapted for this task). For example, to accommodate a long payload in the solid rocket engine of the missile under consideration, there is no cylindrical cup associated with the front bottom. The payload of the cylindrical-conical shape of the missile in question (selected as a prototype) is placed between the solid propellant rocket engine, which is the pulling and pushing rocket engine (main engine). Those. the length of the rocket is increased by the length of the cylindrical section of the payload.

Пакетная компоновка полезного груза вдоль ракеты не всегда допустима с точки зрения стартово-пускового оборудования.Batch layout of the payload along the rocket is not always acceptable from the point of view of launch equipment.

Технической задачей изобретения «Ракета», а также изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» является повышение энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощение их конструкции и повышение надежности, расширение функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.The technical task of the invention “Rocket”, as well as the invention “Rocket engine of solid fuel” is to increase the energy and mass perfection of the rocket and solid propellant rocket engine, simplify their design and increase reliability, expand the functionality of the solid rocket motor while minimizing the initial dimensions of the rocket.

Сущность изобретения «Ракета» заключается в том, что в ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива, являющийся тянущим, сопловой блок которого образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, и имеющий задний узел стыка, толкающий ракетный двигатель, причем с корпусом РДТТ сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, поддон связан с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса РДТТ превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Длина полезного груза может превышать половину длины ракеты. Связь поддона с толкающим ракетным двигателем может заключаться в том, что поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя. Задний узел стыка РДТТ может быть соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем. Отсек может быть снабжен окнами, выполненными напротив сопел РДТТ.The essence of the invention "Rocket" lies in the fact that in a rocket containing a rocket engine of solid fuel, which is a pulling one, the nozzle block of which is formed by several inclined nozzles uniformly distributed around the circumference, mounted on the rear bottom, and having a rear joint node pushing the rocket engine, a glass is interfaced with the solid propellant rocket hull, the pallet with a payload is in contact with the inner cylindrical surface of which is connected to a pushing rocket engine. The length and mass of the solid propellant rocket engine exceed the length and mass of the propelling rocket engine. The length of the payload may exceed half the length of the rocket. The connection between the pallet and the propelling rocket engine may consist in the fact that the pallet is a structural element of the propelling rocket engine. The rear junction of the solid propellant rocket engine can be connected by the compartment directly to the thrust rocket engine. The compartment may be provided with windows made opposite the solid propellant nozzles.

Сущность изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец. Площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок. Стакан, заднее днище, наклонные сопла могут быть технологически объединены между собой. Передний торец стакана может быть герметично закрыт мембраной. В стакане может быть установлен аккумулятор давления. Стакан может быть газосвязан с корпусом.The essence of the invention "Rocket engine of solid fuel" consists in the fact that in a rocket engine of solid fuel containing a housing with bottoms, a rear joint, a nozzle block mated to the front bottom of the glass, the pallet is in contact with the payload with its inner cylindrical surface, the glass is mated with a rear bottom and has an open rear end. The cross-sectional area of the rear joint node is determined by the tensile-bending load equal to the sum of the thrust of the solid propellant rocket engine and flight loads. The glass, rear bottom, inclined nozzles can be technologically combined with each other. The front end of the glass can be hermetically sealed with a membrane. A pressure accumulator can be installed in the glass. The glass may be gas-connected to the housing.

Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в ракете достигается следующим. В условиях, когда полезный груз имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, а длина превышает половину длины ракеты, длинный полезный груз (при габаритных ограничениях) возможно размесить только внутри наиболее длинной ступени. Наиболее длинная (первая) ступень - это РДТТ, установленный в ракете по тянущей схеме. Полезный груз, связанный с поддоном второй ступени, размещается внутри РДТТ при использовании РДТТ, являющегося тянущим, в качестве первой ступени.The technical result (increasing energy and mass perfection, expanding functionality while minimizing dimensions) in a rocket is achieved as follows. Under conditions when the payload is in the form of a cylinder, the diameter of which is less than the diameter of the solid propellant rocket, and the length exceeds half the length of the rocket, a long payload (with overall restrictions) can only be placed inside the longest stage. The longest (first) step is a solid propellant rocket propulsion mounted in a rocket according to a pulling pattern. The payload associated with the pallet of the second stage, is placed inside the solid propellant rocket when using solid propellant rocket motor, which is pulling, as the first stage.

Повышение энергомассового совершенства ракеты, в состав которой входит РДТТ, являющийся тянущим, и используемый в качестве первой ступени, обеспечивается:Improving the energy-mass perfection of a rocket, which includes solid propellant rocket propulsion, which is pulling, and used as the first stage, is provided by:

- оптимизацией распределения массы топлива по ступеням ракеты, в состав которой входит предлагаемый РДТТ (т.е. большая часть топлива размещается на первой ступени). Оптимизация распределения массы топлива по ступеням делает ракету по-настоящему двухступенчатой. На начальном участке полета работает РДТТ, являющийся тянущим, (первая ступень). Двухступенчатая схема ракеты выполняет свою главную функцию - повышение скорости (высоты, дальности) полета по сравнению с одноступенчатой ракетой;- optimization of the distribution of the mass of fuel over the stages of the rocket, which includes the proposed solid propellant rocket engine (i.e. most of the fuel is placed in the first stage). Optimization of the distribution of the mass of fuel over the steps makes the rocket truly two-stage. In the initial section of the flight, the solid propellant rocket engine is a pulling one (first stage). The two-stage missile scheme performs its main function - increasing the speed (altitude, range) of flight compared with a single-stage missile;

- увеличением общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями;- an increase in the total mass of rocket fuel in the volume of the cylinder occupied by the first and second steps;

- обеспечением возможности снижения массы конструкции ракетного двигателя второй ступени.- providing the possibility of reducing the mass of the design of the rocket engine of the second stage.

При оптимальном распределении массы топлива по ступеням ракеты масса (и соответственно длина) первой (работающей в начале полета) ступени больше, чем масса (и соответственно длина) второй (связанной с полезной нагрузкой) ступени. В условиях, когда длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ только первой ступени, геометрически возможно размесить полезный груз внутри наиболее длинной ступени (т.е. именно первой (а не второй) ступени). По циклограмме полета полезная нагрузка должна быть связана со второй ступенью. Соответственно, размещение длинного полезного груза внутри первой ступени возможно за счет того, что первая ступень расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. За счет размещения длинного полезного груза внутри первой ступени, выполненной по тянущей схеме, достигается оптимизация распределения массы топлива по ступеням ракеты. Увеличение общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями, достигается за счет перераспределения сокращаемого объема отсека (межступенчатого отсека) в дополнительные объемы первой и второй ступеней. Сокращение объема отсека реализуется тем, что при равномерном распределении по окружности наклонных сопел заднее днище тянущего РДТТ первой ступени возможно максимально приблизить к переднему днищу смежной (второй) ступени.With the optimal distribution of the fuel mass over the rocket stages, the mass (and, accordingly, the length) of the first (working at the beginning of the flight) stage is greater than the mass (and, accordingly, the length) of the second (associated with the payload) stage. Under conditions where the length of the payload is comparable with the length of the solid propellant rocket hull only of the first stage, it is geometrically possible to place the payload inside the longest stage (i.e., the first (and not the second) stage). According to the flight sequence diagram, the payload should be associated with the second stage. Accordingly, the placement of a long payload inside the first stage is possible due to the fact that the first stage is not traditionally located behind (pushing scheme), but in front, i.e. according to the pulling pattern. Due to the placement of a long payload inside the first stage, made according to the pulling scheme, optimization of the distribution of the mass of fuel over the rocket stages is achieved. An increase in the total mass of rocket fuel in the volume of the cylinder occupied by the first and second stages is achieved by redistributing the reduced volume of the compartment (interstage compartment) into additional volumes of the first and second stages. The reduction in the volume of the compartment is realized by the fact that with a uniform distribution of inclined nozzles around the circumference, the rear bottom of the pulling solid propellant rocket of the first stage can be brought as close as possible to the front bottom of the adjacent (second) stage.

Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает конструкцию ракетных двигателей, содержащихся в ракете. Существенно повышается надежность ракеты, не содержащей подвижных элементов.The absence of moving elements and mechanisms simplifies the design of rocket engines contained in a rocket. Significantly increases the reliability of a missile that does not contain moving elements.

Известно, что требования к энергомассовому совершенству первой ступени существенно ниже требований к энергомассовому совершенству верхней (второй) ступени. Соответственно, все «лишнее» (стакан, не оптимальность наклонных сопел) сосредоточено на первой ступени, чем обеспечивается возможность повышения энергомассового совершенства второй ступени и ракеты в целом. Таким образом, предложенная компоновка обеспечивает возможность снижения массы ракетного двигателя последующей (второй) ступени. На второй ступени не требуются «лишние» механизмы и агрегаты, сопло имеет оптимальную компоновку и оптимальную степень расширения. В ракете высокое энергомассовое совершенство второй ступени компенсирует не оптимальность первой ступени (связанную с увеличением массы конструкции и потерями тяги, обусловленными наклоном сопел (потери, пропорциональные косинусу угла наклона, ограниченная степень расширения наклонных сопел)).It is known that the requirements for energy-mass perfection of the first stage are significantly lower than the requirements for energy-mass perfection of the upper (second) stage. Accordingly, all the "excess" (the glass, not the optimality of the inclined nozzles) is concentrated on the first stage, which ensures the possibility of increasing the energy and mass perfection of the second stage and the rocket as a whole. Thus, the proposed arrangement provides the possibility of reducing the mass of the rocket engine of the subsequent (second) stage. At the second stage, “extra” mechanisms and assemblies are not required, the nozzle has an optimal layout and an optimal degree of expansion. In a rocket, the high energy-mass perfection of the second stage compensates for the non-optimality of the first stage (associated with an increase in the mass of the structure and loss of thrust due to the inclination of the nozzles (losses proportional to the cosine of the angle of inclination, a limited degree of expansion of the inclined nozzles)).

Поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя (передняя крышка). Совмещение в одном узле функций поддона и передней крышки ракетного двигателя второй ступени снижает массу второй ступени.The pallet is a structural element of the pushing rocket engine (front cover). The combination in one node of the functions of the pallet and the front cover of the rocket engine of the second stage reduces the mass of the second stage.

Расширение функциональных возможностей РДТТ и ракеты в целом заключается в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени. Командное дозирование суммарного импульса тяги тянущей схемы РДТТ обеспечивается возможностью снятия жесткой связи между работающим РДТТ и второй ступенью в любой момент времени работы РДТТ, являющегося тянущим.The expansion of the capabilities of the solid propellant rocket engine and the rocket as a whole lies in the possibility of changing the flight range or trajectory when dosing the total thrust impulse of the first stage. Command dosing of the total impulse of traction of the solid-propellant solid-propellant drive circuit is provided by the possibility of removing the rigid connection between the working solid-propellant solid-state motor and the second stage at any moment of operation of the solid-propellant solid-propellant motor.

Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в РДТТ достигается за счет того, что при сопряжении стакана с задним днищем обеспечивается возможность связи поддона с толкающим ракетным двигателем (через открытый задний торец стакана). Т.е. предлагаемая схема РДТТ необходима для реализации предлагаемой схемы ракеты. Стакан, имеющий открытый задний торец, не является силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Таким образом, узел передачи тяги РДТТ (по сравнению с РДТТ -прототипом) перенесен со стакана на задний узел стыка. Тяга РДТТ, скомпонованного с удлиненным полезным грузом, через задний узел стыка передается на первую ступень (через отсек).The technical result (improving energy and mass perfection, expanding functionality while minimizing dimensions) in solid propellant rocket motors is achieved due to the fact that when the cup is paired with the rear bottom, the pallet can be connected to the pushing rocket engine (through the open rear end of the cup). Those. The proposed solid propellant rocket motor scheme is necessary for the implementation of the proposed rocket circuit. A glass having an open rear end is not a force element transmitting traction to a payload. Thus, the RTTT thrust transfer unit (as compared with the solid propellant prototype) was transferred from the glass to the rear joint. The thrust of a solid propellant rocket engine, arranged with an extended payload, is transmitted through the rear joint node to the first stage (through the compartment).

Задний узел стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны отсека. Т.е. площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок.The rear joint is designed for pulling load from the compartment. Those. The cross-sectional area of the rear joint node is determined by a tensile-bending load equal to the sum of the thrust of the solid propellant rocket engine and flight loads.

Отметим, что сопловой блок РДТТ образован не одним центральным соплом (как в РДТТ-прототипе), а несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами. Это обусловлено не только тянущей схемой РДТТ, но и обеспечивается возможность сопряжения стакана с задним днищем. Это, в свою очередь, обеспечивает возможность выполнения заднего торца стакана открытым (для связи полезного груза ракеты со второй ступенью).Note that the nozzle block of the solid propellant rocket motor is formed not by one central nozzle (as in the solid propellant rocket prototype), but by several inclined nozzles uniformly distributed around the circumference. This is due not only to the pulling scheme of the solid propellant rocket motor, but also provides the possibility of pairing the glass with the rear bottom. This, in turn, provides the ability to perform the rear end of the glass open (to connect the payload of the rocket with the second stage).

Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает РДТТ и ракету в целом. Повышается надежность РДТТ и ракеты в целом.The absence of moving elements and mechanisms simplifies solid propellant rocket engines and the rocket as a whole. The reliability of solid propellant rocket engines and rockets as a whole increases.

При наличии в РДТТ дополнительных элементов (стакана) отсутствие в конструкции подвижных элементов и механизмов обеспечивает уменьшение массы РДТТ (по сравнению с прототипом, содержащем поршень и системы его перемещения).If there are additional elements (cups) in the solid propellant rocket motor, the absence of movable elements and mechanisms in the design ensures a mass reduction of the solid propellant rocket motor (as compared with the prototype containing the piston and its movement systems).

В случае если полезный груз допускает воздействие давления, для снижения массы РДТТ (массы стакана) может быть предусмотрена разгрузка стакана от наружного перепада давления на его стенки. При этом передний торец стакана герметично закрыт мембраной. В стакане либо установлен аккумулятор давления, либо стакан газосвязан с корпусом.In the event that the payload is pressure-sensitive, to reduce the mass of the solid propellant rocket (cup mass), the cup can be unloaded from the external pressure drop across its walls. In this case, the front end of the glass is hermetically closed by a membrane. In the glass, either a pressure accumulator is installed, or the glass is gas-connected to the body.

Расширение функциональных возможностей РДТТ заключается, как уже говорилось, в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени.The expansion of the functionality of the solid propellant rocket motor, as already mentioned, lies in the possibility of changing the flight range or trajectory when dosing the total thrust impulse of the first stage.

Минимизация в исходном состоянии габаритов ракеты достигается за счет того, что задний узел стыка тянущего РДТТ соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем, ввиду того, что полезный груз из межступенчатого пространства перенесен внутрь первой ступени.Minimization in the initial state of the dimensions of the rocket is achieved due to the fact that the rear node of the junction of the pulling solid propellant rocket is connected by the compartment directly to the pushing rocket engine, due to the fact that the payload from the interstage space is transferred inside the first stage.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.This technical solution is not known from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:The invention is illustrated by the following graphic material:

на фиг. 1 показан продольный разрез ракеты с РДТТ в исходном состоянии (соответствующем состоянию работы первой ступени);in FIG. 1 shows a longitudinal section of a rocket with solid propellant rocket engines in the initial state (corresponding to the state of operation of the first stage);

на фиг. 2 показан продольный разрез ракеты после отделения РДТТ первой ступени.in FIG. 2 shows a longitudinal section of a rocket after separation of the first stage solid propellant rocket engine.

Ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 1, являющийся тянущим и имеющий задний узел 2 стыка. Задний узел 2 стыка РДТТ 1 соединен посредством отсека 3 с толкающим ракетным двигателем 4. Полезный груз 5 имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ 1, а длина превышает половину длины ракеты. Полезный груз 5 установлен на толкающем ракетном двигателе 4 посредством поддона 6. С корпусом 7 РДТТ 1 сопряжен стакан 8. С внутренней цилиндрической поверхностью 9 стакана 8 контактирует поддон 6 с полезным грузом 5. Поддон 6 связан с толкающим ракетным двигателем 4 через открытый задний торец 10 стакана 8. Отсек 3 снабжен окнами 11. Поддоном 6 является элемент конструкции (передняя крышка) толкающего ракетного двигателя 4.The missile contains a solid propellant rocket engine (RDTT) 1, which is pulling and having a rear joint node 2. The rear assembly 2 of the joint of the solid propellant rocket propeller 1 is connected via the compartment 3 to the pushing rocket engine 4. The payload 5 has the shape of a cylinder, the diameter of which is smaller than the diameter of the solid propellant rocket motor 1, and the length exceeds half the length of the rocket. The payload 5 is mounted on the propelling rocket engine 4 by means of a pallet 6. A cup 8 is connected to the body 7 of the solid propellant rocket propeller 1. The pallet 6 is in contact with the inner cylindrical surface 9 of the cup 8. The pallet 6 is connected to the pushing rocket engine 4 through an open rear end 10 cup 8. The compartment 3 is equipped with windows 11. Pallet 6 is a structural element (front cover) of the pushing rocket engine 4.

Ракетный двигатель 1 твердого топлива содержит корпус 7 с передним днищем 12, задним днищем 13, задний узел 2 стыка, сопловой блок. С передним днищем 12 и задним днищем 13 сопряжен стакан 8. Стакан 8 имеет открытый задний торец 10. Задний узел 2 стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны стыкуемого к нему (в составе ракеты) отсека 3 (и, вслед за ним, толкающего ракетного двигателя 4 и полезного груза 5). Сопловой блок образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами 14. Наклонные сопла 14 установлены на заднем днище 13 и проходят через отсек 3, снабженный окнами 11, выполненными напротив наклонных сопел 14. Стакан 8, заднее днище 13, наклонные сопла 14 технологически объединены между собой (образуют единую сборочную единицу 15). Передний торец стакана 8 герметично закрыт мембраной 16. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления, для снижения массы стакана 8 может быть предусмотрена его разгрузка от наружного перепада давления на стенки стакана 8. При этом в стакане 8 либо установлен аккумулятор 17 давления, либо стакан 8 газосвязан с корпусом 7. РДТТ 1 снабжен воспламенителем 18 и пиропатроном 19.The solid fuel rocket engine 1 comprises a housing 7 with a front bottom 12, a rear bottom 13, a rear joint 2, a nozzle block. Cup 8 is mated to the front bottom 12 and rear bottom 13. The glass 8 has an open rear end 10. The rear joint node 2 is designed for a pulling load from the side of the compartment 3 (and, after it, of the rocket engine that is joined to it). 4 and payload 5). The nozzle block is formed by several inclined nozzles evenly distributed around the circumference 14. The inclined nozzles 14 are mounted on the rear bottom 13 and pass through the compartment 3 provided with windows 11 opposite the inclined nozzles 14. The glass 8, the rear bottom 13, the inclined nozzles 14 are technologically combined (form a single assembly unit 15). The front end of the cup 8 is hermetically closed by the membrane 16. If the payload 5 allows pressure, to reduce the mass of the cup 8 it can be unloaded from the external pressure drop on the walls of the cup 8. In this case, either a pressure accumulator 17 or a cup 8 is installed in the cup 8 gas-connected with the housing 7. RDTT 1 is equipped with an igniter 18 and a squib 19.

Устройство работает следующим образом. Если пусковое устройство обеспечивает истечение продуктов сгорания из наклонных сопел 14 в окружающую среду, старт ракеты возможен с помощью РДТТ 1. Если ракета находится в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), то до запуска РДТТ 1 ракету требуется вытолкнуть из ТПК (например, с помощью стартового аккумулятора давления). Запуск РДТТ 1 производится подачей электрического импульса на пиропатрон 19. Срабатывание воспламенителя 18 приводит к воспламенению заряда РДТТ 1 и истечению продуктов сгорания через наклонные сопла 14, обеспечивающие тягу РДТТ 1. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления и предусмотрена разгрузка стакана 8, перед запуском РДТТ 1 подается команда на срабатывание аккумулятора 17 давления. Под действием аккумулятора 17 давления давление внутри стакана 8 возрастает и при работе РДТТ 1 перепад давления на стакане 8 исчезает (минимизируется). Тяга работающего РДТТ 1 передается на отсек 3, являющийся тянущим. Отсек 3 передает тягу работающего РДТТ 1 на неработающий ракетный двигатель 4 (т.е. на вторую ступень ракеты). С ракетным двигателем 4 второй ступени связан поддоном 6 полезный груз 5. Т.е. тяга работающего РДТТ 1 (первой ступени) на полезный груз 5 передается через цепочку «отсек 3 - ракетный двигатель 4 второй ступени - поддон 6». Управление ракетой при работе РДТТ 1 (первой ступени) может проводиться известными способами (аэродинамическими методами, газовыми рулями, вдувом газа в наклонные сопла 14 и пр.). Система управления ракетой при наборе требуемого суммарного импульса тяги (еще до окончания работы РДТТ 1) подает команду на снятие жесткой связи между отсеком 3 и ракетным двигателем 4 (второй ступенью). РДТТ 1 (первая ступень) под действием собственной тяги отделяется от второй ступени. Конфигурация ракеты после отделения РДТТ 1 (первой ступени) показана на фиг. 2. Далее, полезный груз 5 разгоняется ракетным двигателем 4 (второй ступенью).The device operates as follows. If the launching device ensures the outflow of combustion products from the inclined nozzles 14 into the environment, the rocket can be launched using the solid propellant rocket engine 1. If the rocket is in the transport-launch container (TPK), then before launching the solid propellant rocket 1, the rocket needs to be pushed out of the TPK (for example, using starting pressure accumulator). The start of the solid propellant rocket motor 1 is carried out by applying an electrical impulse to the squib cartridge 19. The operation of the igniter 18 leads to ignition of the solid propellant rocket charge 1 and the combustion products flow out through the inclined nozzles 14, which provide the solid propellant rocket propulsion rod 1. If the payload 5 is pressure-sensitive and the nozzle 8 is unloaded, before starting the solid rocket motor 1, a command is issued to operate the pressure accumulator 17. Under the action of the pressure accumulator 17, the pressure inside the glass 8 increases and during operation of the solid propellant solid-state fuel pressure 1, the pressure drop across the glass 8 disappears (minimizes). The thrust of the operating solid propellant rocket motor 1 is transmitted to the compartment 3, which is pulling. Compartment 3 transfers the thrust of the operating solid propellant rocket engine 1 to the idle rocket engine 4 (i.e., to the second stage of the rocket). With a rocket engine 4 of the second stage is connected by a pallet 6 payload 5. That is the thrust of the working solid propellant rocket engine 1 (first stage) to payload 5 is transmitted through the chain "compartment 3 - rocket engine 4 of the second stage - pallet 6". The rocket control during the operation of the solid propellant rocket engine 1 (first stage) can be carried out by known methods (aerodynamic methods, gas rudders, gas injection into inclined nozzles 14, etc.). The missile control system, when the required total thrust impulse is set (even before the solid propellant rocket engine is finished), gives a command to remove the hard link between the compartment 3 and the rocket engine 4 (second stage). The solid propellant rocket motor 1 (first stage) is separated from the second stage by the action of its own traction. The configuration of the rocket after separation of the solid propellant rocket engine 1 (first stage) is shown in FIG. 2. Next, the payload 5 is accelerated by a rocket engine 4 (second stage).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипами, в качестве которых выбраны ракета [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И. Петренко, М.И. Соколовский, Г.А. Зыков, С.В. Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И. Соколовского и В.И. Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 165, Рис. 3.1] и РДТТ [патент РФ №2558488] заключается в повышении энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощении их конструкции и повышении надежности, расширении функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.Technical and economic efficiency of the invention, compared with the prototypes, which are selected as a rocket [Controlled power plants using solid rocket fuel / V.I. Petrenko, M.I. Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov and others. Under the general. ed. M.I. Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M.: Mechanical Engineering, 2003, 464 p., Ill., Page 165, Fig. 3.1] and solid propellant rocket [RF patent No. 2558488] is to increase the energy and mass perfection of the rocket and solid propellant rocket rocket rocket rocket propeller, simplify their design and increase reliability, expand the functionality of solid rocket rocket motor while minimizing the initial dimensions of the rocket.

Claims (10)

1. Ракета, содержащая ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), являющийся тянущим, сопловой блок которого образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, и имеющий задний узел стыка, толкающий ракетный двигатель, причем с корпусом РДТТ сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, отличающаяся тем, что поддон связан с толкающим ракетным двигателем, а длина и масса РДТТ превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя.1. A rocket containing a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine), which is a pulling rocket, the nozzle block of which is formed by several inclined nozzles uniformly distributed around the circumference, mounted on the rear bottom, and having a rear joint node pushing the rocket engine, and a glass is paired with the solid rocket motor, with the inner cylindrical surface of which the pallet is in contact with the payload, characterized in that the pallet is connected with the propelling rocket engine, and the length and mass of the solid propellant rocket exceed the length and mass of the pushing cancer Nogo engine. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что длина полезного груза превышает половину длины ракеты.2. The rocket according to claim 1, characterized in that the length of the payload exceeds half the length of the rocket. 3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что связь поддона с толкающим ракетным двигателем заключается в том, что поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя.3. The rocket according to claim 1, characterized in that the connection between the pallet and the pushing rocket engine is that the pallet is a structural element of the pushing rocket engine. 4. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что задний узел стыка РДТТ соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем.4. The rocket under item 1, characterized in that the rear node of the junction of the solid propellant rocket is connected by a compartment directly to the pushing rocket engine. 5. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что отсек снабжен окнами, выполненными напротив сопел РДТТ.5. The rocket under item 1, characterized in that the compartment is equipped with windows made opposite the solid propellant nozzles. 6. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, отличающийся тем, что стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок.6. A rocket engine of solid fuel, comprising a housing with bottoms, a rear joint, a nozzle block mating with a front bottom of a glass, the pallet with a payload contacts the inner cylindrical surface, characterized in that the glass is mated with a rear bottom and has an open rear end while the cross-sectional area of the rear joint node is determined by the tensile-bending load equal to the sum of the thrust of the solid propellant rocket engine and flight loads. 7. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 6, отличающийся тем, что стакан, заднее днище, наклонные сопла технологически объединены между собой.7. The rocket engine of solid fuel under item 6, characterized in that the glass, rear bottom, inclined nozzles are technologically combined. 8. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 6, отличающийся тем, что передний торец стакана герметично закрыт мембраной.8. The rocket engine of solid fuel under item 6, characterized in that the front end of the glass is hermetically sealed by a membrane. 9. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 8, отличающийся тем, что в стакане установлен аккумулятор давления.9. A solid fuel rocket engine according to claim 8, characterized in that a pressure accumulator is installed in the glass. 10. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 8, отличающийся тем, что стакан газосвязан с корпусом.10. The rocket engine of solid fuel under item 8, characterized in that the glass is gas-connected to the housing.
RU2016136600A 2016-09-12 2016-09-12 Rocket and solid-propellant rocket engine RU2629048C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016136600A RU2629048C1 (en) 2016-09-12 2016-09-12 Rocket and solid-propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016136600A RU2629048C1 (en) 2016-09-12 2016-09-12 Rocket and solid-propellant rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2629048C1 true RU2629048C1 (en) 2017-08-24

Family

ID=59744917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016136600A RU2629048C1 (en) 2016-09-12 2016-09-12 Rocket and solid-propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2629048C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114941967A (en) * 2022-06-01 2022-08-26 西北工业大学 Controllable target aircraft based on solid-liquid hybrid rocket engine
RU2803533C1 (en) * 2019-12-10 2023-09-14 Аэроджет Рокетдайн, Инк. Nozzle assembly, rocket containing such assembly, and method of thrust vector deflection by means of specified assembly

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3167016A (en) * 1956-07-30 1965-01-26 Dehavilland Aircraft Canada Rocket propelled missile
US4964339A (en) * 1987-12-23 1990-10-23 General Dynamics Corp., Pomona Division Multiple stage rocket propelled missile system
RU2190112C2 (en) * 2000-05-10 2002-09-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket solid-propellant engine plant
US6647889B1 (en) * 1999-06-04 2003-11-18 Nammo Raufoss As Propelling device for a projectile in a missile
US8119956B2 (en) * 2008-10-02 2012-02-21 Raytheon Company Multi-stage hyper-velocity kinetic energy missile
RU2558488C2 (en) * 2013-10-18 2015-08-10 Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") Solid-propellant rocket engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3167016A (en) * 1956-07-30 1965-01-26 Dehavilland Aircraft Canada Rocket propelled missile
US4964339A (en) * 1987-12-23 1990-10-23 General Dynamics Corp., Pomona Division Multiple stage rocket propelled missile system
US6647889B1 (en) * 1999-06-04 2003-11-18 Nammo Raufoss As Propelling device for a projectile in a missile
RU2190112C2 (en) * 2000-05-10 2002-09-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket solid-propellant engine plant
US8119956B2 (en) * 2008-10-02 2012-02-21 Raytheon Company Multi-stage hyper-velocity kinetic energy missile
RU2558488C2 (en) * 2013-10-18 2015-08-10 Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") Solid-propellant rocket engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2803533C1 (en) * 2019-12-10 2023-09-14 Аэроджет Рокетдайн, Инк. Nozzle assembly, rocket containing such assembly, and method of thrust vector deflection by means of specified assembly
RU2804562C2 (en) * 2021-05-17 2023-10-02 Александр Александрович Горшков Rocket control system with multistage solid fuel engine
CN114941967A (en) * 2022-06-01 2022-08-26 西北工业大学 Controllable target aircraft based on solid-liquid hybrid rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3094072A (en) Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US11976612B2 (en) Ramjet propulsion method
US9534563B2 (en) Cluster rocket motor boosters
RU2629048C1 (en) Rocket and solid-propellant rocket engine
US3369455A (en) Gun-launched vehicles
CN117028065A (en) Single-chamber double-thrust solid rocket engine with large thrust ratio
US5494239A (en) Expandable ogive
RU2693093C2 (en) Multi-stage rocket and head method of used parts separation
US6481198B1 (en) Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter
RU61681U1 (en) MULTI-STAGE CARRIER ROCKET
RU2238226C2 (en) Multi-stage module-type launch vehicle
US4625649A (en) Projectiles
RU2558488C2 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2557583C2 (en) Multistage rocket and method of its flight
RU2746471C1 (en) Reusable launch vehicle stage
RU2751729C1 (en) Space rocket control method
CN109264029A (en) A kind of carrier rocket
US3380382A (en) Gun launched liquid rocket
RU112157U1 (en) MULTI-STAGE MODULE TYPE CARRIER
RU2789097C1 (en) Dual-chamber solid propellant rocket engine (spre)
RU2796178C1 (en) Launch facility for launch of carrier rocket with solid fuel accelerators
RU2600187C2 (en) Solid propellant rocket engine
US11773808B2 (en) Thrust panel
RU2209331C2 (en) Solid-propellant acceleration engine plant
RU73468U1 (en) MULTI-STAGE CARRIER ROCKET