SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: invention relates to rocketry and can be used in designing and producing solid propellant rocket engines, gas generators and solid propellant independent charges. Proposed engine comprises combustion chamber with nozzle unit, independent solid propellant charge and igniter. Nozzle unit is furnished with seal plug. Solid propellant charge represents a cylindrical monoblock with armored front face and side surface adjoining said front face. Igniter is arranged nearby rear unrestricted charge face. The side of aforesaid face features through channels arranged at an angle to charge lengthwise axis, channels outlets being located nearby extremity of the charge side armor. ^ EFFECT: reduced maximum pressure in starting operation, higher reliability, reduced weight. ^ 5 dwg Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в камере сгорания, и воспламенитель. Сопловой блок оснащен герметизирующей заглушкой. Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде цилиндрического моноблока, бронированного по переднему торцу и боковой поверхности, примыкающей к переднему торцу. Воспламенитель расположен у заднего небронированного торца заряда. Со стороны небронированного торца заряда выполнены сквозные каналы под углом к продольной оси заряда, выходные отверстия которых расположены вблизи оконечности бокового бронепокрытия заряда. Изобретение позволяет уменьшить величину максимального давления при выходе ракетного двигателя твердого топлива на рабочий режим, повысить надежность работы такого двигателя, а также повысить его весовое совершенство. 5 ил.