Ракетные двигатели Индии

[C-300-2]

Вставка в критическое сечение ЖРД "Викас".

The liquid engine of all the three launch vehicles uses ablative throat made of silica-phenolic. The throat has two variants, namely conical and contoured versions as shown in figure-7. Each throat uses around 125 m2 of high-silica fabric. The approximate work content in manufacturing one such throat is around 75 technician man-days.

[C-300-2]

Ох, сто лет уже ничего не выкладывал 
Изготовитель ЖРД Викас, ТНА и ФГ ЖРД СЕ-20 - компания MTAR Technologies Limited.
Сайт компании: https://mtar.in/ Страшенный, как не знаю, что. Не, красивый, но некоторые страницы открываются... хз как.

[C-300-2]

Ох, сто лет уже ничего не выкладывал 

Штош, со стремительностью улитки, но продолжаю выкладывать награбленное найденное непосильным трудом. 
На ентот раз - РДТТ спецназначения: увода ступеней и осаждения компонентов топлива от ПСЛВ.
Источник - SOME TYPICAL SOLID PROPELLANT ROCKET MOTORS Memorandum M-712 (Version 2.0) Ir. B.T.C. ZANDBERGEN December 2013: https://repository.tudelft.nl/islandora/object/uuid:9d5e2d69-6e4a-4732-89c2-9e462226d62e/datastream/OBJ/download
Вы не можете просматривать это вложение.

[C-300-2]

Параметры ЖРД йогов, выдранные из учебного видеоролика. Ролик снимался в музее ЖРД, там на стендах приведены эти параметры, так что значениям, пожалуй, можно доверять.
https://old.reddit.com/r/ISRO/comments/q22e5w/a_glimpse_of_payload_assist_module_for_gslv_pamg/
П. С. а то всё твёрдые да твёрдые двигуны... Надо разбавить и жидкими. 

[C-300-2]

О! Йоги провели ОСИ стендового макета ЖРД СКЕ-200 (разрабатывается для модернизированной ЛВМ-3, раньше её называли ГСЛВ Мк3). По сути - аналог нашего РД-191. Исходя из фото и описания, макет представлял собой совокупность КС, ГГ, арматуры. Зажигание было химическим (что вполне традиционно) смесью, по описанию похожей на наше ПГ-2 - смесь триэтилбора и триэтилалюминия. Как я понял из описания, зажигание было плавным и устойчивым.

May 6, 2024
ISRO is developing a 2000 kN thrust semi-cryogenic engine working on an LOX Kerosene propellant combination for enhancing the payload capability of LVM3 and for future launch vehicles. Liquid Propulsion Systems Centre (LPSC) is the lead centre for the development of semi-cryogenic propulsion systems with the support of other launch vehicle centres of ISRO. The assembly and testing of the propulsion modules were done at the ISRO propulsion complex (IPRC), Mahendragiri. As part of the engine development, a pre-burner ignition test article, which is a full complement of the engine power head system excluding the turbopumps is realized. The first ignition trial was conducted successfully on May 2, 2024, at semi cryo integrated engine test facility (SIET) at IPRC, Mahendragiri, which was dedicated to the nation recently by the honorable Prime Minister of India. Smooth and sustained ignition of the preburner is demonstrated which is vital for the starting of the semi-cryogenic engine.
Semi-cryogenic engine ignition is achieved using a start fuel ampule which uses a combination of Triethyle Alumnide and Triethyle Boron developed by VSSC and used for the first time in ISRO in the 2000 kN semi-cryogenic engine. Many injector elemental level ignition tests were conducted at the Propulsion Research Laboratory Division (PRLD) facility of Vikram Sarabhai Space Centre (VSSC) for characterization. The ignition process is one of the most critical parts in the development of liquid rocket engine systems. With the successful ignition of the semi-cryo pre burner, a major milestone in the semi-cryo engine development has been achieved. This will be followed by development tests on the engine powerhead test article and fully integrated engine. The development of a semi-cryo stage with 120 tons of propellant loading is also under progress.
The successful ignition of a semi-cryo preburner is a major accomplishment of ISRO in the development of semi-cryogenic propulsion systems.

https://www.isro.gov.in/Successful_ignition_test_on_semi_cryogenic_PITA.html