Ракетные двигатели Индии

[C-300-2]

Коллеги, как обещал, завожу тему.
Время уже позднее, поэтому много сегодня не выложу. Но обещаю тему пополнять.
Индия - страна развивающаяся, есть большие успехи и в РДТТ, и в ЖРД. Да и в космонавтике в целом. Поэтому - сабж.

[C-300-2]

Презентация компании PREMIER EXPLOSIVES LIMITED
Из презентации:
- получен заказ на производство топлива для SSLV;
- получен заказ на твёрдое топливо для РН Veda*;
- изготавливает сверхмощную взрывчатку CL-20;
- изготавливает твёрдое топливо, всевозможные твердотопливные газогенераторы. пиропатроны и т. п.;
- пировоспламенители для стратегических ракет.
* перспективная РН сверхлёгкого класса на основе военных технологий.

[C-300-2]

Статья 1989 г. с описанием РДТТ индии для:
- зондирующих ракет;
- РН SLV-3;
- РН ASLV;
- РН PSLV.
Коллеги - картинки и таблицы из таких статей вытаскивать?.. Или хватит прикреплённого пдф файла?..

[C-300-2]

Статья Large Solid Propulsion For Space Launcher, есть характеристики мотора S138 для РН PSLV.

[C-300-2]

Стать Development of Nozzle for PSLV Booster - думаю, тут пояснений не требуется

[C-300-2]

Статья Development of HTPB Propellant System for ISRO's Motors
HTPB - Hydroxyl-terminated polybutadiene, горючее-связка в твёрдом топливе.
В статье есть параметры РДТТ РН PSLV.

[C-300-2]

Компания СоларГрупп.
Сайт: solargroup.com
Годовой отчёт за 2022 г.: https://solargroup.com/wp-content/uploads/2022/05/Solar-Full-AR-2022with-hyperlink_compressed.pdf
Компания занимается изготовлением взрывчатки, твёрдого топлива, сборкой небольших ракет. Отметилась сотрудничеством с компанией Скайрут: стенд, на котором испытывался РДТТ 3-о этажа РН "Викрам", был изготовлен СоларГруппом. Подозреваю, что и сам РДТТ - тоже.

[C-300-2]

Изготовитель тетраоксида азота в Индии: Propellant Complex
Адрес: Rasayani – 410207, Dist.: Raigad, Maharashtra. The plant location is 15 kms from Panvel, Navi Mumbai, Maharashtra State.

Изготовитель монометилгидразина, UH25 (смесь 75% НДМГ и 25% гидразин гидрата N2H4+H20): Andhra Sugars Ltd. (ASL), Tanuku, Andhra Pradesh. Сайт: https://theandhrasugars.com/

Источник: тендер йогов.

[C-300-2]

Изготовитель монометилгидразина, UH25 (смесь 75% НДМГ и 25% гидразин гидрата N2H4+H20): Andhra Sugars Ltd. (ASL), Tanuku, Andhra Pradesh. Сайт: https://theandhrasugars.com/

Также имеется производство связующего НТРВ с мощностью 540 кг/день.

[C-300-2]

Также имеется производство связующего НТРВ с мощностью 540 кг/день.

Хм... А ведь 540 кг в день - это совсем немного. Грубо говоря - 180 тонн в год.
Справочник мне подсказывает, что в С200 2х205 т топлива. Итого 410 т. В топливе примерно (нас интересует порядок величин) 68% перхлората и 18% алюминия, на связующее остаётся 14%. Итого на один запуск требуется 0,14*410=57 тонн связующего. Уже в этом году улетело две ГСЛВ Мк3. И ещё три ПСЛВ и одна ГСЛВ (и та и другая используют большой мотор С139). И одна ССЛВ. А ведь есть ещё военный заказ. Так что выходит, что либо врут про объём производства, либо у них не один завод производства НТРВ.
П. С. видимо, имеется в виду некий конкретный заказ.
Данные брал их таблицы со стр. 3: https://theandhrasugars.com/wp-content/uploads/2020/07/10-Sugar-HTPB-UH-25-MMH-CFO-order-12.05.2018.pdf

[C-300-2]

Один из изготовителей перхлората аммония - вышеупомянутая компания Премьер эксплозивз: https://www.zeebiz.com/companies/news-propellants-ammonium-perchlorate-and-htpb-will-be-manufactured-under-the-new-license-an-gupta-premier-explosives-72567

Пишут, что лицензия принадлежит только ИСРО. Тогда кто производит перхлорат для ДРДО? 

[C-300-2]

Другой поставщик перхлората аммония, информация из тендера:

Ammonium Perchlorate Experimental Plant (APEP) of VSSC, ISRO located at Aluva, Kerala, is entrusted with manufacture and supply of Ammonium Perchlorate (AP) for various programs of ISRO.

Вы не можете просматривать это вложение.

[C-300-2]

Завод по производству перхлората аммония под ключ никому не нужен? 

Description
This is a Turnkey project consisting of design, fabrication, supply, testing and commissioning of a process plant for Producing wet Ammonium Perchlorate (AP) from Sodium Perchlorate and Ammonium Chloride. Ammonium Perchlorate is used as a solid propellant for ISRO's launch vehicles.
The various processes involved are:
- Ammonium Chloride dissolution
- Double Decomposition reaction
- Crystallization
- Recrystallization and Vacuum filtration
- Fluidised Drying the processis controlled automatically by PLC
All equipment for the above processes was designed and manufactured in house, along with associated piping, structure etc.
Construction details
Materials:
- Evaporators: Titanium Gr2
- Crystallisers: SS 316L
- Structure: SS 316L
Critical aspects
- Finite element analysis of the structure was carried out to ensure integrity under all loading conditions, including seismic loads.
- Design and routing of piping was carried out for entire plant.
- Control and instrumentation system is integrated in the process to enable remote control of process.
- Stainless teel fabrication for vessels and structures was carried out in an isolated stainless steel bay

https://www.kaybouvet.com/project-24.html

Description
This is a Turnkey project consisting of design, fabrication, supply, testing and commissioning of a process plant for increasing the ammonium perchlorate yield by recovering AP from Crude Mother Liquor. Ammonium perchlorate is used as a solid propellant for ISRO's launch vehicles.
The process plant consists of:
- Evaporators
- Crystallisers
- Pumps
- Piping
- Structural framework
The entire processing is controlled automatically by PLC.
Construction details
Materials:
- Evaporators: Titanium Gr2
- Crystallisers: SS316L
- Structure: SS 316L
Critical aspects
- Finite element analysis of the structure was carried out to ensure integrity under all loading conditions, including seismic loads.
- Design and routing of piping was carried out for entire plant.
- Control and instrumentation system is integrated in the process to enable remote control of process.
- Stainless teel fabrication for vessels and structures was carried out in isolated stainless steel bay

https://www.kaybouvet.com/project-23.html

[C-300-2]

Другой поставщик перхлората аммония, информация из тендера:

Ammonium Perchlorate Experimental Plant (APEP) of VSSC, ISRO located at Aluva, Kerala, is entrusted with manufacture and supply of Ammonium Perchlorate (AP) for various programs of ISRO.

APMLP_EoI.pdf

Пишут, что в 2004-м на заводе началась модернизация, направленная на увеличение мощности производства с 300 до 800 тонн в год:

 The ISRO Chairman, G.Madhavan Nair, pressing a lever to lay the foundation for augmenting the capacity of ISRO's Ammonium Perchlorate Experimental Plant (APEP) at Aluva, 27 kilometre from Ernakulam, on February 19, 2004. The brain behind this project, Dr. Vasant R. Gowariker, former Director, Vikram Sarabhai Space Centre,(right) is beaming with pride on the occasion, and on the left is Dr. K. Kasturirangan, former Chairman, ISRO, with N. Vedachalam, Director, Liquid Propulsion Systems Centre, ISRO, next to him. In 12 months from now, the APEP's present production of 300 tonnes of ammonium perchlorate a year will go up to 800 tonnes a year. Photo: Mahesh Harilal

Правда, 800 т/год - немного. В двух С200 (на одну ГСЛВ Мк3) по моей прикидке 279 т перхлората. Так что на всю космическую программу йогов (не говоря уж о ДРДО) 800 т/год не хватит.

[C-300-2]

Такс, коллеги. Ну шо, отвлеклись на топливную промышленность йогов, теперь можем продолжить продолжать про двигуны? 

[C-300-2]

На очереди - ускорители S12 PSOM-XL РН PSLV-XL.
Согласно статье (ссылка в конце):
1) Топливо:
- окислитель: перхлорат аммония;
- горючее-связующее: НТРВ;
- энергетическая добавка: алюминий*.
* - в статье оксид алюминия, но, думаю, это грубая ошибка.
2) Масса топлива в одном ускорителе, т.: 12.
3) Максимальная тяга, кН: 710.
4) Время работы, с: 54.

Ссылка: https://www.currentscience.ac.in/Volumes/109/06/1055.pdf

[C-300-2]

Изготовитель корпусов РДТТ для S12 - фирма Кай Бювет Инжиниринг (Kay Bouvet Engineering Ltd.).
Из интересного: дана толщина корпуса, значение давления испытания. (Осталось теперь найти максимальное давление в корпусе - в мериканьской терминологии это Maximum expected operating pressure (MEOP).)

Description
These are motor casings for the solid booster motors for ISRO's PSLV launch vehicle.
The motor casings are manufactured in 3 main segments, head end segment, middle segment and nozzle end segment, and have forged domes at the head end and nozzle end. The nozzle end is connected to the nozzle convergent and nozzle divergent, which are machined out of forgings. Entire manufacturing and machining of all these segments, along with manufacturing of interchangability drill jig is being completed at Kay Bouvet Engineering
Construction details
Materials: 15CDV6
Dimensions:
- Shell OD: 1000 mm
- Shell Thickness: 3.5 mm
- Overall Assembly Length: 11868.5 mm
Critical aspects
Max allowable weld mismatch: 0.2mm
Pressure test at 70kg/cm2
100% RT with an acceptance criteria for porosity of t/10
Controlling of Shell Ovality within 2 mm

https://www.kaybouvet.com/project-22.html

[C-300-2]

ИСРО для миссии ПСЛВ-С25 даёт несколько отличающиеся от вышеприведённых значения характеристик мотора ПСОМ-ХЛ.

[C-300-2]

Характеристики PSOM - предшественников PSOM-XL. Статья "Large solid propulsion for space launcher", я её выкладывал выше.
Видно, что тяга существенно пониже, время работы тоже.

[C-300-2]

Характеристики PSOM - предшественников PSOM-XL. Статья "Large solid propulsion for space launcher", я её выкладывал выше.
Видно, что тяга существенно пониже, время работы тоже.

Первый полёт ускорителей PSOM-XL - миссия PSLV-XL C25, с АМС Чандраян-1, 22 октября 2008 года.
Отличия ПСОМ-ХЛ от просто ПСОМ из брошюры ИСРО, посвящённой полёту (прилеплена к посту):
П. С. интересно, надо отметить у себя, что было 3 ЛКИ.

[C-300-2]

Такс, на сон грядущий выложу ещё информацию по ПСОМ и ПСОМ-ХЛ, да пойду спать. Ибо уже поздно.
1) Мотор PSOM.
- горючее НТРВ*/перхлорат аммония/18% алюминий;
- масса топлива, кг: 8915;
- скорость горения при давлении 33 кгс/см. кв., мм/с: 5;
- время горения, с: 48,6;
- удельный импульс в вакууме, с: 262;
- сопло: коническое;
- конфигурация заряда твёрдого топлива: 6 лучевая звезда;
- геометрическая степень расширения сопла: 6,42;
- отношение массы топлива к полной массе: 0,849.
1) Мотор PSOM-XL.
- горючее НТРВ*/перхлорат аммония/18% алюминий;
- масса топлива, кг: 12400;
- скорость горения при давлении 33 кгс/см. кв., мм/с: 5;
- время горения, с: 52,8;
- удельный импульс в вакууме, с: 264,5;
- сопло: коническое, угол раствора 9 град.;
- конфигурация заряда твёрдого топлива: цилиндрический канал, 10 лучевая звезда со стороны сопла;
- геометрическая степень расширения сопла: 7,57;
- отношение массы топлива к полной массе: 0,855.
Примечание:
* НТРВ -  гидроксилсодержащий полибутадиен с концевыми гидроксильными группами, горючее-связующее.
Саму статью выложу на днях. Там 24 страницы, насыщенных характеристиками и конструкцией РДТТ Индии.

[C-300-2]

Коллеги. Что-то я совсем не соображу, какой РДТТ йогов имел диаметр 1 м, длину 10 (всё примерно на глаз), топливо на основе НТРВ, корпус из стеклопластика, заряд в виде 8 лучевой звезды и качающееся сопло в эластичном опорном шарнире?..
SLV-3 и ASLV не подходят: там корпуса из стали. Мотор S125 от GSLV не подходит - там корпус сталь, диаметр большой. У PSLV сопло фиксированное. GSLV Mk3 не подходит тем более. Неужели что-то от вояк? Что это может быть?.. Я в замешательстве!..

[C-300-2]

Коллеги. Что-то я совсем не соображу, какой РДТТ йогов имел диаметр 1 м, длину 10 (всё примерно на глаз), топливо на основе НТРВ, корпус из стеклопластика, заряд в виде 8 лучевой звезды и качающееся сопло в эластичном опорном шарнире?..
SLV-3 и ASLV не подходят: там корпуса из стали. Мотор S125 от GSLV не подходит - там корпус сталь, диаметр большой. У PSLV сопло фиксированное. GSLV Mk3 не подходит тем более. Неужели что-то от вояк? Что это может быть?.. Я в замешательстве!..

Такс, коллеги. Если доверять Норберту нашему Брюгге, то выходит, что это - первая ступень Агни-4. Конструктив (в частности, качающееся сопло, два сегмента РДТТ) и соотношение диаметров (д1,3 м, L=12 м) указывают на неё.

[C-300-2]

Чертежи оснастки ("центральных" игл), применяемой для изготовления ускорителей S200 (РН GSLV MkIII, LVM3).
Обратите внимание на двухстеночную конструкцию и трубопроводы. между стенками проложен шнек. По одному из трубопроводов подаётся термостатированная вода, течёт между стенками по каналу, образованному шнеком, в конце собирается в коллекторе и отводится по другому трубопроводу.
В двух словах суть техпроцесса (в дальнейшем мы его подробно разберём, в том числе с фотографиями) в следующем. В композитный корпус РДТТ помещается снасть (та самая игла). Сборка помещается в печь. Производится заливка жидкого твёрдого топлива (как правило, под вакуумом для предотвращения образования газовых пузырей). Далее сборка нагревается длительное время для полимеризации. Центральная игла образует канал в твёрдом топливе.
На чертежах представлена игла для среднего сегмента, практически цилиндрическая (мы прикидывали - угол конуса вышел 1,5 градуса) и для сегмента из района сопла. (С200 - трёхсегментный ускоритель, его конструкцию разберём также позже.) Все иглы изготавливаются коническими, дабы обеспечить их извлечение (т. е. это чисто технологический приём.). Большая конусность в сопловом сегменте объясняется необходимостью предотвращения развития эрозионного горения заряда твёрдого топлива.
Термостатирование используется для обеспечения равномерного прогрева топливной массы при полимеризации и последующего охлаждения заряда после полимеризации.
П. С. второй файл в следующем сообщении.

[C-300-2]

Игла сегмента S200 со стороны соплового блока.

[C-300-2]

The Solid propellant space booster plant located at Satish Dhawan space center (SDSC) produces composite solid propellant for rocket motors of ISRO. The main ingredients  of the propellant produces here are ammonium perchlorate, fine aluminum powder and hydroxyl terminated polybutadiene (binder).
SDSC has facilities for testing solid rocket motors, both at ambient conditions and at simulated high altitude conditions. Other test facilities for the environmental testing of rocket motors and their subsystems include vibration. shock, constant acceleration and thermal/humidity.

Из статьи Safety practices followed in ISRO launch complexes - an over view. V. Krishnamurty, VK. Srivastava, M. Ramesh. 2005

Выходит, на Шрихарикоте есть своё производство:
- компонентов твёрдого топлива (перхлорат аммония, НТРВ, алюминиевая пудра);
- непосредственно твёрдого топлива;
- зарядов твёрдого топлива.

[C-300-2]

Презентация компании PREMIER EXPLOSIVES LIMITED
Из презентации:
- получен заказ на производство топлива для SSLV;
- получен заказ на твёрдое топливо для РН Veda*;
- изготавливает сверхмощную взрывчатку CL-20;
- изготавливает твёрдое топливо, всевозможные твердотопливные газогенераторы. пиропатроны и т. п.;
- пировоспламенители для стратегических ракет.
* перспективная РН сверхлёгкого класса на основе военных технологий.

Кстати, к этому и предыдущему постам. Из презентации:

Undertaking operation and maintanance services for solid propellant plants os ISRO at SHAR, Sriharicota and DRDO at ASL, Jagdalpur

Перевод диплёрнингом:

Выполнение работ по эксплуатации и техническому обслуживанию заводов по производству твердого топлива ISRO в SHAR, Шрихарикота и DRDO в ASL, Джагдалпур

[C-300-2]

Другой поставщик перхлората аммония, информация из тендера:

Ammonium Perchlorate Experimental Plant (APEP) of VSSC, ISRO located at Aluva, Kerala, is entrusted with manufacture and supply of Ammonium Perchlorate (AP) for various programs of ISRO.

APMLP_EoI.pdf

Пишут, что в 2004-м на заводе началась модернизация, направленная на увеличение мощности производства с 300 до 800 тонн в год:

The ISRO Chairman, G.Madhavan Nair, pressing a lever to lay the foundation for augmenting the capacity of ISRO's Ammonium Perchlorate Experimental Plant (APEP) at Aluva, 27 kilometre from Ernakulam, on February 19, 2004. The brain behind this project, Dr. Vasant R. Gowariker, former Director, Vikram Sarabhai Space Centre,(right) is beaming with pride on the occasion, and on the left is Dr. K. Kasturirangan, former Chairman, ISRO, with N. Vedachalam, Director, Liquid Propulsion Systems Centre, ISRO, next to him. In 12 months from now, the APEP's present production of 300 tonnes of ammonium perchlorate a year will go up to 800 tonnes a year. Photo: Mahesh Harilal

Правда, 800 т/год - немного. В двух С200 (на одну ГСЛВ Мк3) по моей прикидке 279 т перхлората. Так что на всю космическую программу йогов (не говоря уж о ДРДО) 800 т/год не хватит.

Кстати, я как-то проглядел, но приведённая выше компьютерная графика технологических установок от фирмы Кай бювет - это установки Экспериментального завода перхлората аммония в Космического центра Викрама Сарабхаи.
Это указано на сайте Кай бювет:
https://www.kaybouvet.com/project-23.html
https://www.kaybouvet.com/project-24.html

[C-300-2]

В начале декабря 2022 г. на огневом испытательном стенде комплекса SDSC SHAR в Шрихарикоте прошли огневые испытания мотора ПСОМ-ХЛ. изготовленного фирмой Economic Explosives Ltd., Nagpur (входит в Солар групп, помянутую на первой странице темы). Технология изготовления ПСОМ-ХЛ фирме  Economic Explosives Ltd. передана Космическим центром Викрама Сарабхаи в 2019-м г.

The first PSOM-XL motor, which forms the PS0 stage of PSLV-XL, produced by Economic Explosives Ltd., Nagpur was tested at SDSC/SHAR.

The performance is satisfactory.

VSSC/ISRO had transferred the technology to Economic Explosives Ltd., Nagpur in 2019.

With today's test, the industry's capability to produce the PS0 stage for PSLV is established. This is the first step in the end-to-end production of PSLV through Industry ISRO said.

An important milestone achieved in the Space sector by the Solar group. "We are very proud to produce PSOM XL solid rocket motor and its success in the static test at SHAR." a Solar Group statement said.

https://www.indiandefensenews.in/2022/12/solar-group-successfully-tests-pslvs.html

[C-300-2]

Коллеги, такое очучение, что натолкнулся на достаточно подробное описание мотора первой ступени ракет Агни-3, Агни-5. Что скажете, он, не он?..

[C-300-2]

Новостное сообщение от июля 2022 г. об ОСИ РДТТ. Не очень понятно: там тяга 3 тс или 33 тс?.. Кто поможет разобраться, что это за двигун?..

[C-300-2]

Коллеги. Что-то я совсем не соображу, какой РДТТ йогов имел диаметр 1 м, длину 10 (всё примерно на глаз), топливо на основе НТРВ, корпус из стеклопластика, заряд в виде 8 лучевой звезды и качающееся сопло в эластичном опорном шарнире?..
SLV-3 и ASLV не подходят: там корпуса из стали. Мотор S125 от GSLV не подходит - там корпус сталь, диаметр большой. У PSLV сопло фиксированное. GSLV Mk3 не подходит тем более. Неужели что-то от вояк? Что это может быть?.. Я в замешательстве!..

Собственно. сама статья, откуда я выковырял эту фоточку: Integration of Flex Nozzle System and Electro Hydraulic Actuators to Solid Rocket Motors
Короче, установка соплового блока (ПУС с ЭОШ*) и электрогидравлических рулевых машинок в состав РДТТ.
Прим.:
* ПУС с ЭОШ - поворотное управляющее сопло с эластичным опорным шарниром.

[C-300-2]

Собственно. сама статья, откуда я выковырял эту фоточку:

Несколько фоточек из статьи и краткие пояснения.
Рис. 2 - звездообразный профиль канала одного из сегментов. Топливо на основе НТРВ.
Рис. 3 - электрогидравлическая рулевая машинка, установленная в составе  мотора.
Рис. 4 - конструкция стыка соплового блока и корпуса РДТТ.
Рис. 5 - перемещение соплового блока по цеху. (В статье указан вес соплового блока: 666,6 кг.)
Рис. 6 - сопловой блок, собранный с корпусом РДТТ. Подвижная часть сопла заневолена от несанкционированных перемещений тандерами (стяжками).
Рис. 7 - конструкция сопла.

[C-300-2]

Завод СПРОБ по производству твёрдого топлива и заливке топливом РДТТ в Шрихарикоте. Например, именно здесь изготавливают моторы С139 (ПСЛВ, ГСЛВ Мк2), С200 (ГСЛВ Мк3).
П. С. нашлось много материалов по конструкции цеха заливки смесью твёрдого топлива РДТТ. Но сил выкладывать сегодня нет, устал.

[C-300-2]

Контракт на закупку сопел для РН следующих моторов:
1) PS1, 1-я ступень PSLV (10 сопел/год);
2) PSO-XL, ускоритель PSLV (60 сопел/год);
3) HPS3, 3-я ступень PSLV (10 сопел/год);
4) GS1, 1-я ступень GSLV (2 сопла/год);
5) S200, ускоритель GSLV Mk3 (8 сопел/год);
6) Vikas, ЖРД РН PSLV, GSLV, GSLV Mk3 (28 вставок в критическое сечение/год).

Трудоёмкости изготовления сопел:
1) Сопло PS1: 1100 человеко-часов;
2) Сопло PSO-XL: 450 человеко-часов;
3) Сопло HPS3: 530 человеко-часов;
4) Сопло GS1: 900 человеко-часов;
5) Сопло S200: 1960 человеко-часов;
6) Вставка в критику Vikas: 75 человеко-часов.

На схеме - конструкция и размеры сопла S200.

[C-300-2]

Такс, на сон грядущий выложу ещё информацию по ПСОМ и ПСОМ-ХЛ, да пойду спать. Ибо уже поздно.
1) Мотор PSOM.
- горючее НТРВ*/перхлорат аммония/18% алюминий;
- масса топлива, кг: 8915;
- скорость горения при давлении 33 кгс/см. кв., мм/с: 5;
- время горения, с: 48,6;
- удельный импульс в вакууме, с: 262;
- сопло: коническое;
- конфигурация заряда твёрдого топлива: 6 лучевая звезда;
- геометрическая степень расширения сопла: 6,42;
- отношение массы топлива к полной массе: 0,849.
1) Мотор PSOM-XL.
- горючее НТРВ*/перхлорат аммония/18% алюминий;
- масса топлива, кг: 12400;
- скорость горения при давлении 33 кгс/см. кв., мм/с: 5;
- время горения, с: 52,8;
- удельный импульс в вакууме, с: 264,5;
- сопло: коническое, угол раствора 9 град.;
- конфигурация заряда твёрдого топлива: цилиндрический канал, 10 лучевая звезда со стороны сопла;
- геометрическая степень расширения сопла: 7,57;
- отношение массы топлива к полной массе: 0,855.
Примечание:
* НТРВ -  гидроксилсодержащий полибутадиен с концевыми гидроксильными группами, горючее-связующее.
Саму статью выложу на днях. Там 24 страницы, насыщенных характеристиками и конструкцией РДТТ Индии.

Конструкция и размеры сопла.

The strap-on motor nozzle of PSLV is an external canted nozzle with conical divergent having three major ablative liners and two metallic backup hardwares. There are two variants of this nozzle, type-1 with ablative inserts and type-2 without ablative inserts. A
standard version of PSLV uses two type-1 variants and four type-2 variants of the nozzle.Each nozzle uses around 1050 m2 of rayon-based carbon fabric. The approximate work content for manufacturing one such nozzle is around 450 technician man-days.

перевод диплёрнингом 
Сопло приставного двигателя PSLV представляет собой внешнее коническое сопло с коническим расхождением, имеющее три основных абляционных вкладыша и два металлических резервных вкладыша. Существует два варианта этого сопла: тип-1 с абляционными вставками и тип-2 без абляционных вставок. A

В стандартном варианте PSLV используются два варианта сопла типа-1 и четыре варианта сопла типа-2. На каждое сопло расходуется около 1050 м2 углеродной ткани на основе вискозы. Ориентировочная трудоемкость изготовления одного такого сопла составляет около 450 человеко-дней.

[C-300-2]

Контракт на закупку сопел для РН следующих моторов:

Собственно, сам контракт и изображения сопел с абляционным охлаждением.

[C-300-2]

Статья Development of HTPB Propellant System for ISRO's Motors
HTPB - Hydroxyl-terminated polybutadiene, горючее-связка в твёрдом топливе.
В статье есть параметры РДТТ РН PSLV.

В статье описана первая ступень PS1 РН PSLV, а вот и её сопло. Обратите внимание на форсунки впрыска жидкости в закритическую часть для управления по каналам тангажа и рыскания.

The first stage nozzle of PSLV is a fixed external nozzle with conical divergent of area ratio 9, having four major ablative liners, 24 ablative inserts in divergent and three metallic backup hardwares. Figure-2 shows the schematic of nozzle with major components and salient dimensions. Each nozzle uses around 2750 m2 of rayon-based carbon fabric and around 850 m2 of high-silica fabric. The approximate work content for manufacturing one such nozzle is around 1100 technician man-days.

П. С. перевод в диплёрнинге делать или и так всё понятно?..

[C-300-2]

В статье есть параметры РДТТ РН PSLV.

Сопло третьей ступени PSLV.

The third stage nozzle of PSLV is a sub-merged flex nozzle with contoured divergent of area ratio 70. The nozzle consists of flex-seal sub-assembly (which enables nozzle actuation during operation), Graphite/Carbon-Carbon throat, five ablative liners, two metallic backup hardwares and composite structural backup for the divergent region. Figure-4 shows the schematic of nozzle with major components and salient dimensions. Each nozzle uses around 725 m2 of rayon-based carbon fabric and around 15 m2 of high␂silica fabric. The approximate work content for manufacturing one such nozzle is around 530 technician man-days.

[C-300-2]

Сопло первой ступени GSLV. Конструктивно подобно соплу PSLV, но с отличием - нет форсунок впрыска жидкости.

The first stage nozzle of GSLV is a fixed external nozzle with conical divergent of area ratio 9 which is similar to PS1 nozzle, only difference being non-existence of ablative inserts in divergent region. Figure-5 shows the schematic of this nozzle with major components and salient dimensions. Each nozzle uses around 2750 m2 of rayon-based carbon fabric and around 800 m2 of high-silica fabric. The approximate work content for manufacturing one such nozzle is around 900 technician man-days.

[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.