|
На данной странице представлена ознакомительная часть выбранного Вами патента
Для получения более подробной информации о патенте (полное описание, формула изобретения и т.д.) Вам необходимо сделать заказ. Нажмите на «Корзину»
| РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА |  |
Номер публикации патента: 2125175 |  |
| Редакция МПК: | 6 | | Основные коды МПК: | F02K009/28 | | Аналоги изобретения: | RU 94001182 A1, 20.09.95. RU 95104480 A1, 20.05.97. GB 2218494 A, 15.11.89. US 4956971 A, 18.09.90. US 3583163 A, 08.05.71. PCT W085/01319 A, 28.03.85. |
| Имя заявителя: | Пермский завод им.С.М.Кирова | | Изобретатели: | Обозов Л.И.
Каширкин А.А.
Петуркин Д.М.
Семилет В.В.
Макаровец Н.А.
Куценко Г.В.
Некрасов В.И.
Шеврикуко И.Д.
Амарантов Г.Н.
Смирнов В.Д.
Кузьмицкий Г.Э.
Вронский Н.М.
Лисовский В.М.
Гринберг С.И.
Макаров Л.Б.
Филатов В.Г. | | Патентообладатели: | Пермский завод им.С.М.Кирова
Научно-производственное объединение им.С.М.Кирова |
Реферат | |
Ракетный двигатель на твердом топливе относится, в частности, к реактивным снарядам систем залпового огня. Ракетный двигатель содержит корпус с относительным удлинением более 12 калибров и прочно скрепленный с ним заряд, выполненный в виде двух полузарядов. Хвостовой полузаряд выполнен с коническим осевым каналом, расширяющимся к соплу, с углом конусности 0,05 - 0,5o. Головной полузаряд выполнен со звездообразным каналом, в котором расстояние от вершины луча звезды до корпуса составляет 0,75 - 0,9 средней по длине хвостового полузаряда толщины его начального горящего свода. Относительное удлинение полузарядов определено равным 6 - 6,5 внутреннего диаметра корпуса. Такое выполнение двигателя позволило сократить время догорания заряда при одновременном повышении стабильности этого процесса. 1 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента