Descriere:

Invenţia se referă la un propulsor de rachete cu combustibil solid destinat sistemelor de lansare care are capacitatea de a oferi control al impulsului specific, în timpul funcţionării, cu modificarea consecutivă a propulsiei dezvoltate. Propusorul, conform invenţiei, este alcătuit dintr-un rezervor (A) de combustibil, cilindric, închis la un capăt de un capac (B), iar la celălalt capăt are un sistem (C) de evacuare, accelerare, propulsie, capacul (C) avînd incorporat un sistem (1) de evaporare conectat la un sistem (2) electric al vehiculului poziţionat superior, sistemul (C) de evacuare fiind format dintr-o strangualre (3), nozzle, o cameră (4) de postcombustie la care este ataşat un catod (5) şi care are incorporat un magnet (6) permanent în poziţia strangulaţiei, geometria sistemului fiind adaptată vitezelor de evacuare, iar un fuselaj (7) este necesar să fie realizat din material izolator electric, fiind propus şi un fuselaj realizat din carton, pânză şi răşină, optimizat pentru greutate redusă şi timp redus de funcţionare.