NO770850L

NO770850L - ROCKET ENGINE.

Info

Publication number: NO770850L
Application number: NO770850A
Authority: NO
Inventors: Dudley Charles Murray; Sidney Langford Howlett; Peter Julian Coulson Flick
Original assignee: Pains Wessex Ltd
Priority date: 1976-03-11
Filing date: 1977-03-10
Publication date: 1977-09-13
Also published as: NL7702441A; ZA771445B; JPS52111200A; GB1534919A; DE2709705A1; IT1116975B; FR2343897A1

Description

Oppfinnelsen vedrører rakettmotorer.The invention relates to rocket engines.

I henhold til foreliggende oppfinnelse er det til-veiebragt en rakettmotor som omfatter et forbrenningskammer som inneholder fast drivstoff, hvor den bakre ende av kammeret har gassutløpsinnretninger, en primær tenner (av den type det vises til) anordnet i kammeret bak drivstoffet og en sekundær tenner for sikring av full tenning av drivstoffet, idet den andre tenner er plasert i kammeret foran drivstoffet for antenning av den primære tenner. According to the present invention, a rocket engine is provided which comprises a combustion chamber containing solid fuel, the rear end of the chamber having gas outlet devices, a primary igniter (of the type referred to) arranged in the chamber behind the fuel and a secondary igniter to ensure full ignition of the fuel, the second igniter being placed in the chamber in front of the fuel for ignition of the primary igniter.

Med uttrykket en primær tenner (av den type det vises til) menes en friksjonstenner eller en anslagstennladning. By the term a primary igniter (of the type referred to) is meant a friction igniter or an impact igniter charge.

Foreliggende oppfinnelse tilveiebringer også en rakettmotor som omfatter et forbrenningskammer som inneholder en ladning av fast drivstoff som er innesluttet mellom en omkretsvegg og en fremre og en bakre vegg i kammeret, en primær tenner (av den type det vises til) som avstøttes av den bakre vegg av kammeret, en sekundær tenner for sikring av full tenning av drivstoffet, hvilken andre tenner er anbragt i en avtrapning i den fremre vegg av kammeret, og en eller flere kanaler som utstrekker seg i lengderetning gjennom eller langs ladningen av drivstoff for overføring av en flamme fra primærtenneren, ved tenning til den sekundære tenner. The present invention also provides a rocket engine comprising a combustion chamber containing a charge of solid fuel enclosed between a peripheral wall and front and rear walls of the chamber, a primary igniter (of the type referred to) supported by the rear wall of the chamber, a secondary igniter for ensuring full ignition of the fuel, which second igniter is placed in a step-off in the front wall of the chamber, and one or more channels extending longitudinally through or along the charge of fuel for transmitting a flame from the primary igniter, on ignition to the secondary igniter.

Ved denne anordning vil da den sekundære tenner tennes' som følge av at den primære tenner settes i drift, varme gasser fra de først antente områder av drivstoffet gå over og heve temperaturen til de ytre flater av drivstoffet til an-tennelsestemperatur når de passerer til gassutløpsinnretningen. Fortrinnsvis er den andre tenner presset inn i en avtrapning eller fordypning ved den fremre ende av forbrenningskammeret, da derved antennelsesperioden kan forlenges og retningen for fremskridelsen av flammen fra den sekundære tenner kan kontrol-leres. With this arrangement, the secondary igniter will then be ignited as a result of the primary igniter being put into operation, hot gases from the first ignited areas of the fuel will pass over and raise the temperature of the outer surfaces of the fuel to ignition temperature when they pass to the gas outlet device . Preferably, the second igniter is pressed into a taper or depression at the front end of the combustion chamber, as thereby the ignition period can be extended and the direction of the progress of the flame from the secondary igniter can be controlled.

Fortrinnsvis har drivstoffet en aksielt forløpende gjennomgående kanal hvis flate er ubeskyttet, dvs. den kan brenne fritt, idet anordningen er slik at flammen fra den primære tennér kan føres gjennom passasjen til den sekundære tenner. Alternativt kan det benyttes en lengde av lunte eller et ark av lett forbrennbart materiale, såsom preparert tekstilmateriale (f. eks. preparert cambric), f. eks. som utstrekker seg rundt flaten til drivstoffet hosliggende til veggene i forbrenningskammeret for å overføre flammen fra primærtenneren til sekundær-tenneren. Preferably, the fuel has an axially extending continuous channel whose surface is unprotected, i.e. it can burn freely, the device being such that the flame from the primary igniter can be led through the passage to the secondary igniter. Alternatively, a length of fuse or a sheet of easily combustible material can be used, such as prepared textile material (e.g. prepared cambric), e.g. which extends around the surface of the fuel adjacent to the walls of the combustion chamber to transfer the flame from the primary igniter to the secondary igniter.

Anordningen av en slik kanal eller passasje øker overflateområdet over hvilket drivstoffet kan brenne, noe som er fordelaktig med noen drivstoffer. Oppfinnelsen er særlig anvendbar ved de rakettmotorer hvor forholdet mellom flaten over hvilken drivstoffet kan brenne og flaten for gassutløpstinnret-ningen (kjent som begrensningsforholdet K) er relativt høyt, The provision of such a channel or passage increases the surface area over which the fuel can burn, which is advantageous with some fuels. The invention is particularly applicable to rocket engines where the ratio between the surface over which the fuel can burn and the surface for the gas outlet device (known as the limiting ratio K) is relatively high,

f. eks. i området mellom 100 og 400, fortrinnsvis 200 og 300. Kammertrykket til en rakettmotor varierer med K,og valget av en relativt stor verdi for K kan være nødvendig for å oppnå en ønsket verdi for kammertrykket (som på sin side kan være nødven-dig for å oppnå en ønsket forbrenningsgrad). For slike rakettmotorer med relativt høy K er området for gassutløpsinnretningen mindre enn hvis K var mindre, noe som vil gjøre det mer vanske-lig å tenne rakettmotoren gjennom gassutløpsinnretningen. Oppfinnelsen er særlig fordelaktig når dobbeltbasedrivstoffer, såsom cordit, blir benyttet. Eksempler på andre egnede drivstoffer innbefatter f. eks. gummibasserte drivstoffer (såsom polyuretan-baserte) og hylsebundne drivstoffer, såsom de som er basert på polyisobutan. e.g. in the range between 100 and 400, preferably 200 and 300. The chamber pressure of a rocket engine varies with K, and the selection of a relatively large value for K may be necessary to achieve a desired value for the chamber pressure (which in turn may be necessary to achieve a desired degree of combustion). For such rocket engines with a relatively high K, the area of the gas outlet device is smaller than if K were smaller, which will make it more difficult to ignite the rocket engine through the gas outlet device. The invention is particularly advantageous when double-base fuels, such as cordite, are used. Examples of other suitable fuels include e.g. rubber-based propellants (such as polyurethane-based) and sleeve-bonded propellants, such as those based on polyisobutane.

Fordelaktig omfatter gassutløpsinnretningen flere skråstilte gassutløpspassasjer som er anordnet for å utøve en rotasjon for raketten for stabiliseringsformål. I et slikt tilfelle er de enkelte utløpspassasjer enda mindre og rotasjon finner sted, noe som vil gjøre.tenning gjennom gassutløpst-passasjene til et større problem. Advantageously, the gas outlet device comprises several inclined gas outlet passages which are arranged to exert a rotation on the rocket for stabilization purposes. In such a case, the individual outlet passages are even smaller and rotation takes place, which will make ignition through the gas outlet passages a greater problem.

Fordelaktig er det en passasje gjennom den fremre ende av forbrenningskammeret som inneholder en rad av forbrennbart materiale. Denne tennes ved den varme som dannes i forbrenningskammeret og muliggjør en nyttelast (som blant annet kan være en røk, bluss eller lyssignal eller en radarreflekterende innret-ning) eller et andre drivstofftrinn som aktiveres etter en ønsket forsinkelse fra tenningen. Passasjene kan være adskilt fra avsatsen som inneholder den sekundære tenner eller avsatsen kan selv utgjøre en del av passasjen. I det sistnevnte tilfelle vil tennersamsetningen i avsatsdelen til passasjen utøve den dobbelte funksjon for en sekundær tenner som hjelper med tenningen av drivstoffet og•som virker som en del av forsinkelsesrekken av forbrennbart materiale. Avsatsen er fortrinnsvis med større diameter enn den resterende del av passasjen. Fortrinnsvis er minst en del av forsinkelsesrekken av forbrennbart materiale av den såkalte gassløse type, da dens brennhastighet er mindre trykkavhengig (og derfor mindre avhengig av trykket i forbrenningskammeret som kan variere) enn med såkalt gassdannende type. Advantageously, there is a passage through the forward end of the combustion chamber containing a row of combustible material. This is ignited by the heat generated in the combustion chamber and enables a payload (which can, among other things, be a smoke, flare or light signal or a radar-reflecting device) or a second fuel stage which is activated after a desired delay from the ignition. The passages may be separate from the landing containing the secondary teeth or the landing itself may form part of the passage. In the latter case the igniter assembly in the ledge portion of the passage will perform the dual function of a secondary igniter assisting in the ignition of the fuel and acting as part of the delay train of combustible material. The landing is preferably of a larger diameter than the remaining part of the passage. Preferably, at least part of the delay row of combustible material is of the so-called gasless type, as its burning rate is less pressure-dependent (and therefore less dependent on the pressure in the combustion chamber, which can vary) than with the so-called gas-forming type.

Uansett om avsatsen danner en del av passasjen og tennersammensetningen utgjør en del av forsinkelsesrekken eller ikke, kan det være fordelaktig å anordne ekstra avsatser eller fordypninger som inneholder tennersammensetningén, for å være behjelpelig med å oppnå en strøm av varme forbrenningsgasser over alle drivstofflater som skal antennes og for å sikre at minimumdriftskammertrykket oppnås og opprettholdes og for å tilveiebringe tilstrekkelig energi til å opprettholde forbrenning. Whether or not the ledge forms part of the passage and the igniter assembly forms part of the delay array, it may be advantageous to provide additional ledges or recesses containing the igniter assembly to assist in achieving a flow of hot combustion gases over all fuel surfaces to be ignited and to ensure that the minimum operating chamber pressure is achieved and maintained and to provide sufficient energy to sustain combustion.

Oppfinnelsen skal i det følgende nærmere beskrives ved hjelp av utførelseseksempler som er fremstilt på tegningene, som viser: fig.len første utførelse av en rakettmotor i et aksielt tverrsnitt, In the following, the invention will be described in more detail with the help of exemplary embodiments which are shown in the drawings, which show: fig. the first embodiment of a rocket motor in an axial cross-section,

fig. 2 et riss langs linjen 2-2 på fig. 1,fig. 2 a view along the line 2-2 in fig. 1,

fig. 3 og 4 andre og tredje utførelser for rakettmotoren i aksielle tverrsnitt og fig. 3 and 4 second and third embodiments of the rocket motor in axial cross sections and

fig. 5-9 alternative utførelser for drivstoffet i fig. 5-9 alternative designs for the fuel i

radielle tverrsnitt.radial cross sections.

Like deler har samme henvisningstall på alle figurer. Den første utførelsesform for rakettmotoren som er vist på fig. 1, omfatter en omkretsvegg som er utformet av et sylindrisk hus 1 som sammen med en bakre endevegg 2 og en front-ehdevegg 3 avgrenser et forbrenningskammer. Forbrenningskamme ret har en gassutløpsinnretning i form av to skråstilte dyser 4 for å indusere en rotasjonsstabilisering for raketten i flukt. Identical parts have the same reference numbers in all figures. The first embodiment of the rocket engine shown in fig. 1, comprises a peripheral wall which is formed by a cylindrical housing 1 which, together with a rear end wall 2 and a front end wall 3, defines a combustion chamber. The combustion chamber has a gas outlet device in the form of two inclined nozzles 4 to induce a rotational stabilization of the rocket in flight.

Forbrenningskammeret inneholder en hul sylindrisk masse av cordit-drivstoff 5 som er avstandsplasert fra omkretsveggen 1, hvilket drivstoff har anlegg mot fire vinkelformede fremspring 2a -.2d, som rager ut fra endeveggen 2, og fire tilsvarende fremspring, såsom 3a - 3c, som rager ut fra endeveggen 3. Fire koniske fremspring 2a - 2h hjelper også til å støtte drivstoffmassen bort fra gassutløpene under forbrenningen. Drivstoffet har form av en hul sylinder. Såvel de indre som de ytre krummede flater og de fremre og bakre endeflater til drivstoffet er ubeskyttet for å tilveiebringe en brennflate hele veien. En tenner i form av en anslagskappe 6 er plasert i linje med den hule passasje gjennom drivstoffet og er festet til den bakre endevegg 2. The combustion chamber contains a hollow cylindrical mass of cordite fuel 5 which is spaced from the peripheral wall 1, which fuel abuts against four angular projections 2a - 2d, projecting from the end wall 2, and four corresponding projections, such as 3a - 3c, projecting out from the end wall 3. Four conical protrusions 2a - 2h also help to support the fuel mass away from the gas outlets during combustion. The fuel has the shape of a hollow cylinder. Both the inner and outer curved surfaces and the front and rear end surfaces of the fuel are unprotected to provide a burning surface throughout. An igniter in the form of a stop cap 6 is positioned in line with the hollow passage through the fuel and is attached to the rear end wall 2.

Den fremre endevegg 3 har en sirkulær avtrapning 7 og en skruegjenget boring 8 i forbindelse med denne, hvilke deler sammen danner en passasje gjennom den fremre ende av forbrenningskammeret. Det faktum at boringen 8 er skruegjenget har en tendens til å forhindre forbrennbart materiale i å tvinges ut av gasstrykket i forbrenningskammeret. Den sirkulære avtrapning 7 har "innpresset en tennersammensetning 12, og boringen 8 inneholder også forbrennbart materiale 13. Terinersammensetnin-gen 12 velges for å gi den ønskede tenningsegenskap, og det forbrennbare materiale 13 i boringen 8 velges slik at den totale forsinkelse mellom tiden hvor. tennersammensetningen tennes til tidspunktet hvor forbrenningsfronten når den ytre ende av boringen 8 har en ønsket størrelse. Selv om det forbrennbare materiale velges primært ut fra den totale forsinkelse, kan den selvfølgelig, også hjelpe til med tenningen av drivstoffet. The front end wall 3 has a circular taper 7 and a screw-threaded bore 8 in connection with this, which parts together form a passage through the front end of the combustion chamber. The fact that the bore 8 is threaded tends to prevent combustible material from being forced out by the gas pressure in the combustion chamber. The circular taper 7 has an igniter composition 12 pressed into it, and the bore 8 also contains combustible material 13. The teriner composition 12 is chosen to give the desired ignition property, and the combustible material 13 in the bore 8 is chosen so that the total delay between the time where. the igniter composition is ignited until the time when the combustion front reaches a desired size at the outer end of the bore 8. Although the combustible material is selected primarily on the basis of the total delay, it can of course also assist in the ignition of the fuel.

Raketten er anbragt i et utskytnings- eller utsend-elsesrør (ikke vist), f. eks. tilsvarende det som er vist i britisk patent nr. 1.312.444, som hensiktsmessig er modifisert slik at avfyringsbolten 32 på fig. 1 eller fig. 2 på tegningen til det britiske patent er hosliggende til anslagskappen 6. Utskytningsinnretningen er beregnet for bruk i håden. The rocket is placed in a launch or emission tube (not shown), e.g. corresponding to that shown in British patent no. 1,312,444, which is suitably modified so that the firing bolt 32 in fig. 1 or fig. 2 of the drawing of the British patent is adjacent to the impact cap 6. The launch device is intended for use in the air.

Ved drift tennes raketten ved å bevirke at slagme-kanismen slår an mot anslagskappen 6. Når kappen 6 treffes, vil en flamme fra kappen føres gjennom den sentrale passasje 5a til drivstoffet 5 og antenne tennersammensetningen i avtrapningen 7. Tennersammensetningen brenner på en udempet måte, og forbrenningsgasser føres over såvel den indre sylindriske flate som den ytre sylindriske flate og begge endeflater av drivstoffet 5 og sikrer dermed at drivstoffet blir riktig antent over hele sin brennflate. Når tennersammensetningen i avtrapningen 7 blåes ut, vil forbrenningsfronten fortsette langs boringen 8 og eventuelt nå det ytre av forbrenningskammeret hvor den tjener til å tenne en nyttelast, f. eks. et fallskjermbluss eller røksignal eller en frittfallende stjerne eller et røkspor eller for å frigi en nyttelast, såsom en radarskjerm eller for å tenne et ytterligere drivstofftrinn. Kappen 6 kan hvis den er utformet slik, bli frigjort under flukt for å øke området for gassutløpet. In operation, the rocket is ignited by causing the impact mechanism to strike the impact jacket 6. When the jacket 6 is struck, a flame from the jacket will be passed through the central passage 5a to the fuel 5 and ignite the igniter assembly in the deceleration 7. The igniter assembly burns in an undamped manner, and combustion gases are carried over the inner cylindrical surface as well as the outer cylindrical surface and both end surfaces of the fuel 5 and thus ensures that the fuel is correctly ignited over its entire combustion surface. When the igniter composition in the step-off 7 is blown out, the combustion front will continue along the bore 8 and possibly reach the outside of the combustion chamber where it serves to ignite a payload, e.g. a parachute flare or smoke signal or a free-falling star or smoke trail or to release a payload such as a radar screen or to ignite an additional fuel stage. The cap 6, if so designed, can be released in flight to increase the area for the gas outlet.

Den andre utførelse av rakettmotoren som er vist på fig. 3 adskiller seg fra den første ved at en ekstra fordypning 9, som er ringformet og. inneholder en videre ladning av tennmiddelsammensetning 12, er anordnet i den fremre endevegg 3. The second embodiment of the rocket engine shown in fig. 3 differs from the first in that an additional recess 9, which is ring-shaped and. contains a further charge of incendiary composition 12, is arranged in the front end wall 3.

På grunn av dette kan det sentrale hull i drivstoffet 5 hensiktsmessig ha en større diameter enn i det første eksempel (f. eks. opp til diameteren for fordypningen 7, selv om det ikke er vist slik på fig. 3). Også den sirkulære fordypning 7 kan ha større diameter enn i den første.utførelsesform for raketten. Den sentrale fordypning 7 og den ekstra fordypning 8 bør være tilstrekkelig store til å sikre at varme forbrenningsgasser føres over såvel den ytre som den indre sylinderflate til drivstoffet 5 og endeflatene og ikke primært over den indre sylindriske flate, noe som ellers ville vært tilfelle hvis den eneste modifikasjon til den første utførelsesform for rakettmotoren var forstørrel-sen av den sentrale ledning gjennom drivstoffet 5. Because of this, the central hole in the fuel 5 can conveniently have a larger diameter than in the first example (e.g. up to the diameter of the recess 7, although it is not shown as such in Fig. 3). The circular recess 7 can also have a larger diameter than in the first embodiment of the rocket. The central recess 7 and the additional recess 8 should be sufficiently large to ensure that hot combustion gases are carried over both the outer and inner cylinder surface to the fuel 5 and the end surfaces and not primarily over the inner cylindrical surface, which would otherwise be the case if the the only modification to the first embodiment of the rocket motor was the enlargement of the central conduit through the fuel 5.

Den tredje utførelsesform for rakettmotoren (fig. 4) adskiller seg fra den første ved at den hule ledning gjennom sentrum av drivstoffet 5 kan ha en større diameter (som i den andre utførelse av raketten), ved at den sirkulære fordypning 7 og boringen 8 fra den første utførelse er erstattet av en enkelt boring 10 med jevn diameter, at det er anordnet en ekstra fordypning 9 som er ringformet og inneholder tennmiddelsammensetning 12 i den fremre ende av forbrenningskammeret, og at en ski-ve av preparert cambric 11 er anordnet ved den fremre ende av forbrenningskammeret. The third embodiment of the rocket motor (Fig. 4) differs from the first in that the hollow line through the center of the fuel 5 can have a larger diameter (as in the second embodiment of the rocket), in that the circular recess 7 and the bore 8 from the first embodiment is replaced by a single bore 10 of uniform diameter, that an additional recess 9 is arranged which is ring-shaped and contains the ignition agent composition 12 at the front end of the combustion chamber, and that a disk of prepared cambric 11 is arranged at the front end of the combustion chamber.

Skiven av preparert cambric 11, som også kan være anordnet i de to første utførelsesformer for rakettmotoren, sikrer at tennmiddelsammensetningen i den ringformede fordypning 9 hurtig tennes, idet preparert cambric er et lett forbrennbart materiale. The disk of prepared cambric 11, which can also be arranged in the first two embodiments for the rocket engine, ensures that the ignition agent composition in the annular recess 9 is quickly ignited, as prepared cambric is an easily combustible material.

Selv.om boringen 10 har en jevn diameter, kan endede-len hosliggende det indre av forbrenningskammeret likevel fylles med tennmiddelsammensetning 12 for å hjelpe med tenningen av drivstoffet 5 til forskjell fra det forbrennbare materiale 13 Even if the bore 10 has a uniform diameter, the end part adjacent to the interior of the combustion chamber can still be filled with ignition composition 12 to help ignite the fuel 5 as opposed to the combustible material 13

i den bakre del av boringen eller innholdet kan helt være en forsinkelsessammensetning. in the rear part of the bore or the content may be entirely a delay composition.

Den andre og tredje utførelse av rakettmotoren drives på samme måte som den første. The second and third versions of the rocket motor are operated in the same way as the first.

Det skulle være klart at, hvis ønsket, boringene 8 på fig. 1 og 3 og den tilsvarende del av boringen 10 på fig. 4 kan avlukkes. Hvis ønsket kan en separat boring som inneholder for-sinkelsessammensetningen derved anordnes i endeveggen 3 for å muliggjøre aktiveringen av en nyttelast. Fig. 5-9 viser alternative former for drivstoffet som kan benyttes i alle tre utførelser for rakettmotoren og som vil gi en stor forbrenningsflate. Fig. 5 viser et antall ubeskyttede faste sylindre av drivstoff 15 med en sentral passasje 15a. Fig 6 viser en ladning av drivstoff 25 med en stjerneformet passasje 25a. Den ytre flate til drivstoffet er ubeskyttet. It should be clear that, if desired, the bores 8 in fig. 1 and 3 and the corresponding part of the bore 10 in fig. 4 can be closed off. If desired, a separate bore containing the pre-sinking composition can thereby be arranged in the end wall 3 to enable the activation of a payload. Fig. 5-9 shows alternative forms of the fuel which can be used in all three designs for the rocket engine and which will provide a large combustion surface. Fig. 5 shows a number of unprotected fixed cylinders of fuel 15 with a central passage 15a. Fig 6 shows a charge of fuel 25 with a star-shaped passage 25a. The outer surface of the fuel is unprotected.

De former som er vist på fig. 5-9 kan konstrueres ved ekstrudering. Fig. 7 viser en stjerneformet masse av drivstoff 35. Fig. 8 og 9 viser ribbeformer for drivstoff 45 og 55. The shapes shown in fig. 5-9 can be constructed by extrusion. Fig. 7 shows a star-shaped mass of fuel 35. Figs. 8 and 9 show rib shapes for fuel 45 and 55.

Raketten som er beskrevet ovenfor er særlig egnet for bruk som signalrakett for å holdes i hånden. The rocket described above is particularly suitable for use as a signal rocket to be held in the hand.

Egnede eksempler på tennersammensetninger er følgende, hvor.andelene er angitt i vektandeler: Suitable examples of tooth compositions are the following, where the proportions are stated in weight proportions:

Egnede eksempler for forbrennbare materialer i boringen 8 eller den bakre del av boringen 10 er følgende, hvorved andelene er vektandeler: Suitable examples for combustible materials in the bore 8 or the rear part of the bore 10 are the following, whereby the proportions are parts by weight:

Den første er en gassdannende sammensetning og de følgende tre er gassløse. The first is a gas-forming composition and the following three are gasless.

Claims

.1. Rocket engine comprising a combustion chamber containing solid fuel, and where the rear end of the chamber has gas outflow devices and an igniter, characterized in that the igniter is a primary igniter (6) (of the type referred to) which is arranged in the chamber behind the fuel (5 ),

and a secondary igniter (12) which is arranged to ensure full ignition of the fuel, which secondary igniter is placed in the chamber in front of the fuel for igniting the primary igniter.

2. Rocket engine according to claim 1, characterized in that the primary igniter is arranged in a rear wall (2) of the chamber.

3. Rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least one passage (5a) extends through the fuel from the primary igniter (6) to the secondary igniter (12).

4. Rocket engine according to one or more of the preceding claims, characterized in that the secondary igniter comprises an igniter assembly which is firmly secured to a wall (3) at the front end of the combustion chamber.

5. Rocket motor according to claim 4, characterized in that the tooth assembly is pressed into a recess (7 or 9) in the wall of the front end of the chamber.

6. A rocket motor according to one or more of the preceding claims, characterized in that the fuel (5) is spaced from a peripheral wall (1) in the combustion chamber to a sufficient extent to allow the propagation of a flame between the fuel and the peripheral wall.

7. Rocket engine according to one or more of the preceding claims, characterized in that the gas outflow device (4) is inclined in relation to the longitudinal axis of the rocket.

8. Rocket engine according to one or more of the preceding claims, characterized in that a combustible plug (13) forms a combustion path between the combustion chamber and a space in front of the combustion chamber.