RU2633973C1 - Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector - Google Patents

Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector Download PDF

Info

Publication number
RU2633973C1
RU2633973C1 RU2016109574A RU2016109574A RU2633973C1 RU 2633973 C1 RU2633973 C1 RU 2633973C1 RU 2016109574 A RU2016109574 A RU 2016109574A RU 2016109574 A RU2016109574 A RU 2016109574A RU 2633973 C1 RU2633973 C1 RU 2633973C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
parts
engine
oblique
plane
Prior art date
Application number
RU2016109574A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Георгиевич Кобцев
Александр Борисович Бобович
Михаил Александрович Багдасарьян
Виктор Николаевич Борисов
Михаил Юрьевич Голубев
Виктор Сатарович Мухамедов
Original Assignee
Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ")
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 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") filed Critical Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ")
Priority to RU2016109574A priority Critical patent/RU2633973C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2633973C1 publication Critical patent/RU2633973C1/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
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/90—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using deflectors

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.
SUBSTANCE: solid fuel jet engine with a single changeable thrust vector comprises a charge body, an ignition device, and an oblique cut nozzle. The nozzle is divided into parts by the junction plane passing through the point of intersection of minimum nozzle generatrix with the plane of oblique cut. The parts of nozzle are interconnected by a heat-resistant ring with predictable entrainment of ring material from the action of combustion products charge jet.
EFFECT: invention makes it possible to simplify the development of rocket engines for correcting the flight of carrier rocket and elements detachable from it.
5 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива для корректировки траектории полета управляемых ракет и корректировки полета отделяемых элементов от ракеты-носителя.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the design of solid fuel engines to adjust the flight path of guided missiles and adjust the flight of detachable elements from the launch vehicle.

Для этих целей используются в настоящее время двигательные установки импульсного типа (с временем работы 0,3…0,8 с) с симметричным расположением под определенным углом к оси ракеты осей сопел либо с разными критическими сечениями сопел в двигателе с общей камерой (см., например, патент RU №2513052 «РДТТ для увода отделяемых частей ракеты») или используются отдельные двигатели с одинаковыми соплами (см., например, патент RU №2252332 «Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя»), в каждом из которых применены заряды с разносводными шашками, дающие одинаковую начальную поверхность горения (и одинаковую тягу двигателей), а затем один двигатель прекращает свою работу, а другой продолжает работать и уводит в сторону отделяемый объект.For these purposes, impulse-type propulsion systems are currently used (with a runtime of 0.3 ... 0.8 s) with a symmetrical arrangement of nozzle axes at a certain angle to the rocket axis or with different critical nozzle sections in an engine with a common chamber (see, for example, patent RU No. 2513052 “solid propellant rocket propeller for withdrawing detachable rocket parts”) or separate engines with the same nozzles are used (see, for example, patent RU No. 2252332 “Propulsion system for separating and withdrawing an aerospace unit from the upper stage of the carrier”), in each from to The charges with divergent checkers are used, which give the same initial combustion surface (and the same engine thrust), and then one engine stops its work, and the other continues to work and moves the detachable object to the side.

Недостаток приведенных конструкций РДТТ состоит в том, что требуется определенное симметричное расположение двигателей или центральная (осевая) установка двигателя для коррекции траектории ракеты при полете или при отделении от ракеты заданных элементов и, как следствие, увеличение габаритов конструкции ракеты в целом.The disadvantage of the given solid propellant rocket motor constructions is that a certain symmetrical arrangement of engines or a central (axial) engine mount is required to correct the rocket trajectory during flight or when certain elements are separated from the rocket and, as a result, increase the overall dimensions of the rocket design.

Следует отметить, что в приведенных устройствах для отделения и увода отделяемых от ракеты элементов существуют при их использовании два режима работы:It should be noted that in the above devices for separation and removal of elements detachable from the rocket, there are two operating modes when using them:

1-й - создание одинаковой тяги от пары сопел в начальный момент за время ~0,1…0,3 с,1st — creating the same thrust from a pair of nozzles at the initial moment in a time of ~ 0.1 ... 0.3 s,

2-й - создание разнотяговости сопел за время ~0,3…0,8 с.2nd — creating nozzles of different thrust for a time of ~ 0.3 ... 0.8 s.

Задачей предложенного технического решения является упрощение отработки устройства для коррекции полета ракеты-носителя и коррекции полета отделяемых от нее элементов, а также уменьшение габаритов устройства.The objective of the proposed technical solution is to simplify the development of the device for correcting the flight of the launch vehicle and correcting the flight of the elements separated from it, as well as reducing the dimensions of the device.

Эту задачу авторы предлагают решить применением импульсного ракетного твердотопливного двигателя с кососрезанным соплом (см., например, кн. «Массовые характеристики исполнительных устройств систем управления баллистических твердотопливных ракет и космических летательных аппаратов» авт. И.М. Гладков, В.И. Лалабеков, B.C. Мухамедов, Е.А. Шмачков, Москва, НТЦ «Информтехника», 1997 г., с. 149, рис. 49), в котором направление вектора тяги двигателя не изменяется, а задействование двигателя осуществляется по единственной команде от системы управления ракетой.The authors propose to solve this problem by using a pulsed solid rocket engine with an oblique nozzle (see, for example, the book “Mass characteristics of actuating devices for control systems of ballistic solid propellant rockets and spacecraft” by I. I. Gladkov, V. I. Lalabekov, BC Mukhamedov, EA Shmachkov, Moscow, Scientific and Technological Center “Informtehnika”, 1997, p. 149, Fig. 49), in which the direction of the thrust vector of the engine does not change, and the engine is activated by a single command from the control system p akety.

Для этого ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом, выполнен таким образом, что сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза, а образованные части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда (см., например, кн. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива», авт. И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников, Москва, «Машиностроение», 1987 г., с. 16-17, «Материал с нормированным уносом массы»). Кольцо установлено с внутренней стороны сопла.For this, a solid fuel rocket engine containing a housing with a charge, an igniter and a nozzle with an oblique cut is made in such a way that the nozzle is divided into parts by the interface plane passing through the intersection point of the minimum nozzle generatrix with the oblique cut plane, and the formed nozzle parts are connected between a heat-resistant ring with a predicted ablation of the material of the ring from the action of a jet of products of charge combustion (see, for example, the book "Design and Design of Solid Fuel Rocket Engines", ed. .Kh. Fakhrutdinov, A. V. Kotelnikov, Moscow, “Mechanical Engineering”, 1987, pp. 16-17, “Material with normalized ablation”). The ring is installed on the inside of the nozzle.

Плоскость стыка двух частей сопла может составлять наклон к оси сопла, противоположный наклону косого среза сопла. Две части сопла могут быть соединены с помощью припоя с нормированным временем разрушения его от действия струи продуктов сгорания заряда. Кроме того, для обеспечения безотлетности от двигателя (при необходимости) кососрезанной части сопла по окончании ее функционирования, предлагается две части сопла снабдить шарниром, ось которого расположена в плоскости стыка частей сопла на внешней максимальной образующей сопла, и в конце кососрезанной части сопла на внешней стороне предлагается установить фиксатор для закрепления ее на корпусе двигателя после ее разворота.The plane of the junction of the two parts of the nozzle may be inclined to the axis of the nozzle, the opposite of the inclination of the oblique cut of the nozzle. Two parts of the nozzle can be connected using solder with a normalized time of its destruction from the action of the jet of combustion products of charge. In addition, in order to ensure the oblique part of the nozzle from the engine (if necessary) at the end of its operation, it is proposed to provide two parts of the nozzle with a hinge, the axis of which is located in the joint plane of the nozzle parts on the outer maximum generating nozzle, and at the end of the oblique part of the nozzle on the outside It is proposed to install a latch to fix it on the engine housing after its rotation.

Предложенная конструкция двигателя поясняется чертежами.The proposed engine design is illustrated by drawings.

На фиг. 1 представлен двигатель с кососрезанным соплом, в котором кососрезанная часть сопла разделена с его основной частью в плоскости, перпендикулярной к его оси, и вектор тяги R0 составляет угол ϕ1 с осью сопла.In FIG. 1 shows an engine with an oblique nozzle, in which the oblique nozzle part is separated from its main part in a plane perpendicular to its axis, and the thrust vector R 0 makes an angle ϕ 1 with the axis of the nozzle.

На фиг. 2 представлен двигатель после отделения кососрезанной части сопла, вектор тяги которого R1<R0 и направлен по оси сопла.In FIG. 2 shows the engine after separating the oblique part of the nozzle, the thrust vector of which is R 1 <R 0 and is directed along the axis of the nozzle.

На фиг. 3 представлен двигатель, в котором плоскость стыка двух частей сопла наклонена к оси сопла противоположно косому срезу сопла с шарнирным соединением двух частей сопел.In FIG. 3 shows an engine in which the junction plane of the two parts of the nozzle is inclined to the axis of the nozzle opposite to the oblique cut of the nozzle with a swivel joint of the two parts of the nozzles.

На фиг. 4 представлен двигатель, в котором кососрезанная часть сопла после ее разворота зафиксирована на корпусе двигателя, и угол между вектором тяги R2 составляет ϕ2<-ϕ1, a R2<R1<R0.In FIG. 4 shows an engine in which the oblique part of the nozzle after its rotation is fixed on the engine housing, and the angle between the thrust vector R 2 is ϕ 2 <-ϕ 1 , a R 2 <R 1 <R 0 .

Следует отметить, что технические требования к предложенной конструкции двигателя с кососрезанным соплом с однократным изменением вектора тяги определяются на основании конкретного задания к полету ракеты (см., например, кн. «Инженерные методы расчета динамики ракет с РДТТ», авт. Г.Ф. Король, Москва, НТЦ «Информтехника», 1995 г., Глава 10 «Динамика отделения элементов конструкций в полете», с. 235-274).It should be noted that the technical requirements for the proposed engine design with an oblique nozzle with a single change in the thrust vector are determined on the basis of a specific mission for rocket flight (see, for example, the book "Engineering methods for calculating the dynamics of rockets with solid propellant rocket engines", authored G.F. King, Moscow, Scientific and Technical Center "Informtekhnika", 1995, Chapter 10 "Dynamics of the separation of structural elements in flight", pp. 235-274).

Технические требования к такому двигателю включают как обеспечение определенных энергетических характеристик (полного импульса тяги двигателя, так и полного времени работы двигателя), а также включают в себя требования к направлению вектора тяги двигателя (начальному и измененному) с общим отклонением вектора тяги в пределах ~10…15° при времени работы за начальные ~0,1…0,3 с и ~0,3…0,8 с. При этом должны выполняться величины векторов тяги для начального режима работы ~0,1…0,3 с и для режима работы после отделения кососрезанной части сопла (режим работы ~0,3…0,8 с).Technical requirements for such an engine include both the provision of certain energy characteristics (the full thrust impulse of the engine and the full time of the engine), and also include requirements for the direction of the thrust vector of the engine (initial and changed) with a total deviation of the thrust vector within ~ 10 ... 15 ° at operating time for the initial ~ 0.1 ... 0.3 s and ~ 0.3 ... 0.8 s. In this case, the values of the thrust vectors for the initial operating mode should be ~ 0.1 ... 0.3 s and for the operating mode after separation of the oblique part of the nozzle (operating mode ~ 0.3 ... 0.8 s).

Для экспериментального подтверждения требуемых количественных характеристик существует «Стенд для определения вектора тяги двигателя с кососрезанным соплом» (см., например, патент RU №2274764, 2006 г.), который подтвердил свою надежную работу при испытаниях многих двигателей с кососрезанным соплом, принцип действия которого основан на одновременном замере вертикальной и горизонтальной составляющих вектора и момента вращения от вектора вокруг определенной точки стенда.For experimental confirmation of the required quantitative characteristics, there is a “Stand for determining the thrust vector of an engine with an oblique nozzle” (see, for example, patent RU No. 2274764, 2006), which has confirmed its reliable operation when testing many engines with an oblique nozzle, the principle of which based on the simultaneous measurement of the vertical and horizontal components of the vector and the moment of rotation from the vector around a certain point of the stand.

Двигатель содержит (см. фиг. 1) корпус 1 с зарядом и воспламенительным устройством, коническую (сверхзвуковую) часть 2 сопла и кососрезанную (сверхзвуковую) часть 3 сопла, термостойкое кольцо 4, соединяющее состыкованные между собой обе части сопла. Кольцо 4 выполнено из материала с прогнозируемым во времени уносом материала (за время ~0,1…0,3 с) от действия струи продуктов сгорания заряда. Косой срез 5 сопла имеет наклон к оси сопла ~40…60°. Вектор тяги двигателя R0 составляет определенный угол наклона ϕ1 к оси сопла двигателя до отделения кососрезанной части от конической части сопла. Площадь стыка двух частей сопла перпендикулярна оси сопла.The engine contains (see Fig. 1) a casing 1 with a charge and an igniter, a conical (supersonic) nozzle part 2 and an oblique (supersonic) nozzle part 3, a heat-resistant ring 4 connecting the two nozzle parts that are joined together. Ring 4 is made of a material with a time-forecasted ablation of the material (over a time of ~ 0.1 ... 0.3 s) from the action of a stream of charge combustion products. The oblique section 5 of the nozzle has an inclination to the nozzle axis of ~ 40 ... 60 °. The thrust vector of the engine R 0 is a certain angle of inclination ϕ 1 to the axis of the engine nozzle to separate the oblique part from the conical part of the nozzle. The joint area of the two parts of the nozzle is perpendicular to the axis of the nozzle.

Для обеспечения безотлетности от ракеты кососрезанной части сопла после ее отделения от двигателя через ~0,1…0,3 с (см. фиг. 3) обе части сопла снабжены шарниром 6, ось которого расположена в плоскости стыка двух частей сопла на внешней максимальной образующей сопла.To ensure the non-flying away from the rocket, the oblique part of the nozzle after it is separated from the engine after ~ 0.1 ... 0.3 s (see Fig. 3), both parts of the nozzle are equipped with a hinge 6, the axis of which is located in the junction plane of the two parts of the nozzle on the outer maximum generatrix nozzles.

В конце кососрезанной части сопла на внешней стороне установлен фиксатор 7 (выполненный, например, в виде магнитной пластины), с помощью которого кососрезанная часть сопла 3 после ее разворота от воздействия струи продуктов сгорания заряда закрепляется в приемнике 8 фиксатора 7 на корпусе 1 двигателя (см. фиг. 4).At the end of the skew-cut part of the nozzle, a latch 7 is mounted on the outside (made, for example, in the form of a magnetic plate), with the help of which the skew-cut part of the nozzle 3 is fixed in the receiver 8 of the latch 7 on the motor housing 1 after turning it from the action of a charge combustion product Fig. 4).

Двигатель с плоскостью стыка 5 с противоположным наклоном косому срезу сопла 3 (см. фиг. 3) используется в случае, когда требуется парировать крутящий момент, создаваемый вектором R0, проходящим мимо центра масс ракеты. При этом после отделения кососрезанной части сопла вектор R2 составляет с осью сопла угол ϕ2<-ϕ1. При этом вектор R2<R1<R0.An engine with a junction plane 5 with an opposite inclination to the oblique cut of the nozzle 3 (see Fig. 3) is used in the case when it is necessary to fend off the torque created by the vector R 0 passing by the center of mass of the rocket. Moreover, after separating the oblique part of the nozzle, the vector R 2 makes an angle ϕ 2 <-ϕ 1 with the axis of the nozzle. Moreover, the vector R 2 <R 1 <R 0 .

Задействование предложенной конструкции двигателя с однократно изменяемым вектором тяги осуществляется по команде от системы управления по циклограмме полета ракеты подачей электрического импульса на пиропатрон воспламенительного устройства.The proposed engine design with a one-time thrust vector is activated by command from the control system according to the rocket flight sequence diagram by applying an electric pulse to the igniter igniter.

В течение начального времени работы двигателя (~0,1…0,3 с) создается тяга R0, вектор который составляет угол ϕ1 с осью сопла и который проходит через точку вблизи пересечения косого среза с осью сопла (см. фиг. 1). Затем после выгорания соединительного термостойкого кольца 4 под действием струи продуктов сгорания заряда кососрезанная часть 3 сопла отрывается от конической части 2 сопла и уносится в сторону набегающим потоком воздуха. Открытое коническое сопло с выходным сечением 4, перпендикулярным оси сопла, создает тягу с вектором тяги R1 (см. фиг. 2), направленным по оси сопла, который продолжает усиливающее действие в заданном вектором R0 направлении в оставшееся время работы двигателя (~0,3…0,8 с).During the initial time of engine operation (~ 0.1 ... 0.3 s), a thrust R 0 is created , a vector that makes an angle ϕ 1 with the axis of the nozzle and which passes through a point near the intersection of the oblique cut with the axis of the nozzle (see Fig. 1) . Then, after the connecting heat-resistant ring 4 is burned out under the action of a stream of charge combustion products, the oblique part of the nozzle 3 is detached from the conical part 2 of the nozzle and carried away to the side by an incoming air stream. An open conical nozzle with an exit section 4 perpendicular to the axis of the nozzle creates a thrust with a thrust vector R 1 (see Fig. 2) directed along the axis of the nozzle, which continues the reinforcing action in the direction specified by the vector R 0 for the remaining time of the engine operation (~ 0 , 3 ... 0.8 s).

При использовании соединительного шарнира 6 (см. фиг. 3) кососрезанная часть 3 сопла разворачивается и закрепляется фиксатором 7 на камере 1 двигателя в приемнике 8.When using the connecting hinge 6 (see. Fig. 3) oblique part 3 of the nozzle is deployed and fixed by a latch 7 on the camera 1 of the engine in the receiver 8.

Предложенную конструкцию двигателя можно использовать в ракете для корректировки траектории ее полета и полета отделяемых от нее элементов, при этом двигатели могут устанавливаться попарно во взаимно перпендикулярных продольных плоскостях, а автономная отработка таких двигателей может быть проведена с минимальными затратами по сравнению с отработкой многосопельных конструкций двигателей.The proposed engine design can be used in a rocket to adjust the trajectory of its flight and the flight of the elements detached from it, while the engines can be installed in pairs in mutually perpendicular longitudinal planes, and autonomous testing of such engines can be carried out at minimal cost compared to working out multi-nozzle engine designs.

Claims (5)

1. Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги, содержащий корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом, отличающийся тем, что сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза, а части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда.1. A rocket engine of solid fuel with a one-time variable thrust vector, comprising a housing with a charge, an ignition device and a nozzle with an oblique cut, characterized in that the nozzle is divided into parts by a joint plane passing through the intersection point of the minimum generatrix of the nozzle with the oblique cut plane, and parts the nozzles are interconnected by a heat-resistant ring with a predicted ablation of the ring material from the action of a jet of charge combustion products. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что плоскость стыка двух частей сопла перпендикулярна оси сопла.2. The device according to claim 1, characterized in that the plane of the junction of the two parts of the nozzle is perpendicular to the axis of the nozzle. 3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что две части сопла соединены припоем с нормированным временем разрушения от действия струи продуктов сгорания заряда.3. The device according to claim 1, characterized in that the two parts of the nozzle are connected by solder with a normalized fracture time from the action of the jet of charge combustion products. 4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что две части сопла снабжены шарниром, ось которого расположена в плоскости стыка частей сопла на внешней максимальной образующей сопла.4. The device according to p. 1, characterized in that the two parts of the nozzle are provided with a hinge, the axis of which is located in the plane of the junction of the parts of the nozzle on the outer maximum generatrix of the nozzle. 5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в конце кососрезанной части сопла на внешней стороне максимальной образующей установлен фиксатор для закрепления на корпусе двигателя кососрезанной части сопла после ее разворота.5. The device according to p. 1, characterized in that at the end of the skew-cut part of the nozzle on the outside of the maximum generatrix, a latch is installed to fix the skew-cut part of the nozzle on the engine body after its turning.
RU2016109574A 2016-03-17 2016-03-17 Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector RU2633973C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016109574A RU2633973C1 (en) 2016-03-17 2016-03-17 Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016109574A RU2633973C1 (en) 2016-03-17 2016-03-17 Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2633973C1 true RU2633973C1 (en) 2017-10-20

Family

ID=60129647

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016109574A RU2633973C1 (en) 2016-03-17 2016-03-17 Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2633973C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2743670C1 (en) * 2020-05-12 2021-02-24 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Rocket engine of solid fuel with two modes of consumption of combustion products

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB850012A (en) * 1956-08-23 1960-09-28 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements relating to the deflection of fluid jets
US3182447A (en) * 1957-02-27 1965-05-11 Thiokol Chemical Corp Reaction motor
US4637572A (en) * 1984-01-06 1987-01-20 Thomson Brandt Armements Gas propellor for guided missile
RU2111374C1 (en) * 1992-09-21 1998-05-20 Кехваянц Валерий Григорьевич Method of control of thrust vector in annular supersonic nozzle and annular supersonic nozzle used for realization of this method
RU2481496C1 (en) * 2012-01-24 2013-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" System for changing thrust vector of rocket engines of carrier rocket with controlled deviation angle
RU2484417C1 (en) * 2009-06-12 2013-06-10 Мбда Франс Jet moving body path control system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB850012A (en) * 1956-08-23 1960-09-28 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements relating to the deflection of fluid jets
US3182447A (en) * 1957-02-27 1965-05-11 Thiokol Chemical Corp Reaction motor
US4637572A (en) * 1984-01-06 1987-01-20 Thomson Brandt Armements Gas propellor for guided missile
RU2111374C1 (en) * 1992-09-21 1998-05-20 Кехваянц Валерий Григорьевич Method of control of thrust vector in annular supersonic nozzle and annular supersonic nozzle used for realization of this method
RU2484417C1 (en) * 2009-06-12 2013-06-10 Мбда Франс Jet moving body path control system
RU2481496C1 (en) * 2012-01-24 2013-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" System for changing thrust vector of rocket engines of carrier rocket with controlled deviation angle

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2743670C1 (en) * 2020-05-12 2021-02-24 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Rocket engine of solid fuel with two modes of consumption of combustion products

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3094072A (en) Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US4932306A (en) Method and apparatus for launching a projectile at hypersonic velocity
US5806791A (en) Missile jet vane control system and method
US11976612B2 (en) Ramjet propulsion method
JPH05501448A (en) Missile lateral thrust assembly
RU2633973C1 (en) Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector
RU2609539C1 (en) Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage
EP2659219B1 (en) Projectile
RU2352892C2 (en) Cruise missile
RU2315261C2 (en) Stabilizing device of aircraft winged missile
US3754725A (en) Auxiliary rocket apparatus for installation on a missile to impart a roll moment thereto
RU2544446C1 (en) Rolling cruise missile
US6481198B1 (en) Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter
US3489373A (en) Missile configurations,controls and utilization techniques
RU2579409C1 (en) Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor
RU2111445C1 (en) Individual-use guided anti-aircraft missile
RU2327949C1 (en) Missile
RU2076058C1 (en) Multi-stage missile
RU2548957C1 (en) Missile
US9018572B2 (en) Rocket propelled payload with divert control system within nose cone
RU2239782C1 (en) Jet projectile
RU2082946C1 (en) Missile take-off and orientation actuating system
RU2386921C1 (en) Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment
RU2671262C1 (en) Hydrometeorological rocket shell
RU2547963C1 (en) Method of aircraft start (versions)

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20210318