Claims (5)
1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей топлива на основе горючего и кислородного окислителя, при котором приводную турбину топливных насосов вращают паром, полученным из сконденсированного продукта с использованием теплоты от продуктов сгорания тяговой камеры и от газа, получаемого при сгорании части топлива с избыточным компонентом вне камеры сгорания тяговой камеры, причем массу генерируемого газа используют впоследствии для создания тяги камеры, а отработавший на турбине пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный при этом конденсат возвращают в соответствующий насос, отличающийся тем, что генерируемый газ содержит избыток горючего, и этот восстановительный газ после использования для получения пара непосредственно дожигают в камере с остальной частью топлива.1. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine with a turbopump fuel supply based on combustible and oxygen oxidizer, in which the drive turbine of the fuel pumps is rotated by steam obtained from a condensed product using heat from the combustion products of the traction chamber and from the gas obtained by burning part of the excess fuel component outside the combustion chamber of the traction chamber, and the mass of generated gas is subsequently used to create the chamber traction, and the steam exhausted on the turbine is cooled using To this hladoresurs oxidant, and the thus obtained condensate is returned to the associated pump, characterized in that the generated gas contains an excess of fuel, and this reduction gas after use to produce steam directly into the afterburning chamber from the rest of the fuel.
2. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что часть общей массы рабочего пара турбины получают используя теплоту продуктов сгорания топлива в камере, а часть массы - используя теплоту восстановительного газа. 2. The method of operation of a liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that part of the total mass of the working steam of the turbine is obtained using the heat of the combustion products of the fuel in the chamber, and part of the mass is used using the heat of the reducing gas.
3. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что теплоту от продуктов сгорания топлива в камере используют для предварительного нагрева части рабочего тела турбины, нагревая затем всю массу рабочего тела теплотой восстановительного газа. 3. The method of operation of a liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the heat from the combustion products of the fuel in the chamber is used to pre-heat part of the working fluid of the turbine, then heating the entire mass of the working fluid with the heat of reducing gas.
4. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что при получении рабочего пара турбины используют вначале теплоту восстановительного газа, а затем теплоту продуктов сгорания топлива в камере. 4. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that upon receipt of the working steam of the turbine, first the heat of the reducing gas is used, and then the heat of the combustion products of the fuel in the chamber.
5. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей топлива на основе горючего и кислородного окислителя, включающий камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом, газогенератор, турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов подачи окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара, причем вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры и смонтированный на выходе газогенератора теплообменник-нагреватель для получения пара турбины, а выход турбины сообщен с входом насоса конденсата через магистраль с теплообменником-конденсатором для охлаждения отработавшего пара кислородным окислителем, отличающийся тем, что газогенератор рассчитан на вырабатывание восстановительного газа и подключен непосредственно к форсуночной головке камеры. 5. A liquid-propellant rocket engine with a turbopump fuel supply based on a combustible and oxygen oxidizer, including a chamber with a nozzle head and a cooled housing, a gas generator, a turbopump assembly from a steam turbine and oxidant supply pumps, fuel and exhaust steam condensate, the turbine input being connected to the pump outlet condensate through a line including a cooling channel of the chamber and a heat exchanger-heater mounted at the outlet of the gas generator to produce turbine steam, and the turbine output is connected to by the condensate pump through the main line with a heat exchanger-condenser for cooling the exhaust steam with an oxygen oxidizer, characterized in that the gas generator is designed to produce reducing gas and is connected directly to the nozzle head of the chamber.