|
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: 2239082 |  |
| Редакция МПК: | 7 | | Основные коды МПК: | F02K009/32 | | Аналоги изобретения: | RU 2133371 С1, 20.07.1997. RU 2024776 С1, 15.12.1994. DE 2912874 А1, 09.10.1980. RU 2084676 C1, 20.07.1997. DE 2226417 B2, 20.11.1980. EP 0460449 A1, 11.12.1991. FR 2699601 A1, 24.06.1991. ОРЛОВ Б.В. и др. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1968, с. 293. |
| Имя заявителя: | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU) | | Изобретатели: | Большаков А.Н. (RU)
Крейер К.В. (RU)
Худяков В.И. (RU) | | Патентообладатели: | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU) |
Реферат | |
Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом и сопловым блоком, донную и сопловую диафрагмы и придонную полость с каналом для истечения газа из придонной полости. При четном количестве сопел канал для истечения газа из придонной полости выполнен в виде трубок, непосредственно соединяющих придонную полость с каждым вторым соплом.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента