Claims (44)
1. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит первый входной канал, выполненный с возможностью приема первого компонента ракетного топлива из источника первого компонента ракетного топлива, второй входной канал, выполненный с возможностью приема второго компонента ракетного топлива из источника второго компонента ракетного топлива, первую и вторую камеры сгорания, а также первую, вторую и третью ротационные форсунки, причем первая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг первой оси вращения и содержит по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием первой ротационной форсунки, которое сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя, вторая ротационная форсунка установлена внутри первой камеры сгорания с возможностью вращения вокруг второй оси вращения и содержит по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, сообщающийся с первой камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием второй ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя, а третья ротационная форсунка установлена внутри второй камеры сгорания с возможностью вращения вокруг третьей оси вращения и содержит по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся со второй камерой сгорания и по меньшей мере с одним впускным отверстием третьей ротационной форсунки, которое сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя.1. A rocket engine, characterized in that it comprises a first input channel configured to receive a first component of rocket fuel from a source of a first component of rocket fuel, a second input channel configured to receive a second component of rocket fuel from a source of a second component of rocket fuel, the first and a second combustion chamber, as well as a first, second and third rotary nozzle, the first rotational nozzle installed inside the first combustion chamber with the possibility of rotation around the first axis of rotation and contains at least one first rotational nozzle channel in communication with the first combustion chamber and at least one inlet of the first rotational nozzle, which communicates with the first input channel of the rocket engine, the second rotational nozzle is installed inside the first combustion chamber with the possibility rotation around the second axis of rotation and contains at least one second rotational nozzle channel in communication with the first combustion chamber and at least one inlet the second rotational nozzle, which communicates with the second input channel of the rocket engine, and the third rotational nozzle is mounted inside the second combustion chamber for rotation around the third axis of rotation and contains at least one third rotational nozzle channel in communication with the second combustion chamber and at least with one inlet of the third rotational nozzle, which communicates with the second input channel of the rocket engine.
2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит первое средство дросселирования потока, сообщающееся на входе с первым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием первой ротационной форсунки, и/или второе средство дросселирования потока, сообщающееся на входе со вторым входным каналом ракетного двигателя и на выходе - с впускным отверстием второй ротационной форсунки.2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that it comprises first flow throttling means communicating at the inlet with the first inlet channel of the rocket engine and at the outlet with the inlet of the first rotational nozzle, and / or second flow throttling means communicating on the inlet with the second inlet channel of the rocket engine and at the exit with the inlet of the second rotational nozzle.
3. Ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что указанное по меньшей мере одно впускное отверстие первой ротационной форсунки сообщается с первым входным каналом ракетного двигателя через первый канал движения жидкости, указанное по меньшей мере одно впускное отверстие второй ротационной форсунки сообщается со вторым входным каналом ракетного двигателя через второй канал движения жидкости, причем указанные первый и второй каналы движения жидкости расположены концентрично относительно друг друга.3. The rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the said at least one inlet of the first rotational nozzle is in communication with the first inlet of the rocket engine through the first channel of fluid movement, the at least one inlet of the second rotational nozzle is in communication the second input channel of the rocket engine through the second channel of the fluid movement, and the specified first and second channels of fluid motion are concentric relative to each other.
4. Ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что он содержит первый активатор, расположенный в первом канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг указанной первой оси вращения, и/или второй активатор, расположенный во втором канале движения жидкости с возможностью вращения вокруг указанной второй оси вращения.4. The rocket engine according to claim 3, characterized in that it comprises a first activator located in the first channel of fluid motion to rotate around the specified first axis of rotation, and / or a second activator located in the second channel of fluid motion to rotate around the specified second axis of rotation.
5. Ракетный двигатель по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что по меньшей мере одна из первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из первой камеры сгорания к указанному по меньшей мере одному впускному отверстию по меньшей мере одной из указанных первой ротационной форсунки и второй ротационной форсунки.5. A rocket engine according to any one of claims 1 to 4, characterized in that at least one of the first rotational nozzle and the second rotational nozzle is configured to block the pressure transmission path from the first combustion chamber to the at least one inlet at least at least one of the first rotational nozzle and the second rotational nozzle.
6. Ракетный двигатель по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что третья ротационная форсунка выполнена с возможностью перекрытия пути передачи давления из второй камеры сгорания к указанному по меньшей мере одному впускному отверстию третьей ротационной форсунки.6. A rocket engine according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the third rotary nozzle is configured to block the pressure transmission path from the second combustion chamber to the specified at least one inlet of the third rotary nozzle.
7. Ракетный двигатель по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что он содержит турбину, связанную по меньшей мере с одним из следующих элементов: первой и второй ротационных форсунок и первого и второго активаторов, и расположенную с возможностью подачи на ее вход по меньшей мере части потока на выходе первой камеры сгорания при сжигании в первой камере сгорания первого и второго компонентов ракетного топлива.7. A rocket engine according to any one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises a turbine connected to at least one of the following elements: the first and second rotational nozzles and the first and second activators, and located with the possibility of feeding to its input at least part of the stream at the outlet of the first combustion chamber when burning the first and second rocket fuel components in the first combustion chamber.
8. Ракетный двигатель по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что вторая камера сгорания расположена сообщающейся с выходом указанной турбины с возможностью сжигания во второй камере сгорания смеси, содержащей указанный поток из первой камеры сгорания и второй компонент ракетного топлива, с образованием потока продуктов горения во второй камере сгорания.8. A rocket engine according to any one of claims 1 to 7, characterized in that the second combustion chamber is in communication with the output of said turbine with the possibility of burning in the second combustion chamber a mixture containing the specified stream from the first combustion chamber and the second component of rocket fuel, with the formation the flow of combustion products in the second combustion chamber.
9. Ракетный двигатель по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что из указанных третьей оси вращения, второй оси вращения и первой оси вращения по меньшей мере две совпадают друг с другом.9. A rocket engine according to any one of claims 1 to 8, characterized in that at least two of said third rotation axis, second rotation axis and first rotation axis coincide with each other.
10. Ракетный двигатель по любому из пп.1-9, отличающийся тем, что он содержит электрическое устройство, выбранное из группы, состоящей из электрического стартера, электрического генератора и генератора переменного тока, и связанное по меньшей мере с одной частью вала, которая связана по меньшей мере с одной из первой, второй и третьей ротационных форсунок.10. A rocket engine according to any one of claims 1 to 9, characterized in that it comprises an electric device selected from the group consisting of an electric starter, an electric generator and an alternating current generator, and connected to at least one part of the shaft, which is connected with at least one of the first, second, and third rotary nozzles.
11. Способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, отличающийся тем, что в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят указанный поток из первой камеры сгорания, и остальную часть второго компонента ракетного топлива вводят во вторую камеру сгорания через по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал.11. A method of carrying out working processes in a rocket engine, characterized in that the first and second rocket fuel components are supplied to the rocket engine, at least a portion of the first rocket fuel component is introduced into the first combustion chamber through at least one first rotational nozzle channel and at least at least part of the second component of rocket fuel through at least one second rotational nozzle channel, at least partial combustion of the first and second introduced into it is carried out in the first combustion chamber propellant components to produce a stream of combustion at the outlet of the first chamber, said output stream from the first combustion chamber, and a remaining portion of the second propellant component is injected into the second combustion chamber through at least one third rotary nozzle channel.
12. Способ по п.11, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания дополнительно вводят по меньшей мере часть потока из первой камеры сгорания, и посредством ввода указанной остальной части второго компонента ракетного топлива во вторую камеру сгорания изменяют режим течения и/или структуру смеси указанной по меньшей мере части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.12. The method according to claim 11, characterized in that at least a portion of the flow from the first combustion chamber is additionally introduced into the second combustion chamber, and by changing the remaining part of the second component of rocket fuel into the second combustion chamber, the flow regime and / or structure of the mixture are changed the specified at least part of the stream from the first combustion chamber introduced into the second combustion chamber.
13. Способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе, отличающийся тем, что в ракетный двигатель подают первый и второй компоненты ракетного топлива, в первую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть первого компонента ракетного топлива через по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал и по меньшей мере часть второго компонента ракетного топлива через по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, в первой камере сгорания осуществляют по меньшей мере частичное сжигание введенных в нее первого и второго компонентов ракетного топлива с получением потока на выходе первой камеры сгорания, выводят указанный поток из первой камеры сгорания, по меньшей мере часть потока из первой камеры сгорания вводят во вторую камеру сгорания, а остальную часть потока из первой камеры сгорания направляют во вторую камеру сгорания через по меньшей мере одно отверстие в стенке второй камеры сгорания.13. A method of carrying out working processes in a rocket engine, characterized in that the first and second rocket fuel components are fed into the rocket engine, at least a portion of the first rocket fuel component is introduced into the first combustion chamber through at least one first rotational nozzle channel and at least at least part of the second component of rocket fuel through at least one second rotational nozzle channel, at least partial combustion of the first and second introduced into it is carried out in the first combustion chamber components of rocket fuel to obtain a stream at the outlet of the first combustion chamber, the specified stream is withdrawn from the first combustion chamber, at least part of the flow from the first combustion chamber is introduced into the second combustion chamber, and the rest of the flow from the first combustion chamber is directed to the second combustion chamber through at least one hole in the wall of the second combustion chamber.
14. Способ по любому из пп.11-13, отличающийся тем, что поток по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива дросселируют посредством по меньшей мере одного средства дросселирования потока.14. The method according to any one of claims 11 to 13, characterized in that the flow of at least one of the first and second rocket fuel components is throttled by at least one flow throttling means.
15. Способ по любому из пп.11-14, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива подают через концентрические каналы, при этом во внутренней области по меньшей мере одного из концентрических каналов собирают паровую фазу по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива.15. The method according to any one of paragraphs.11-14, characterized in that the first and second rocket fuel components are supplied through concentric channels, while the vapor phase of at least one of the first and second is collected in the inner region of at least one of the concentric channels propellant components.
16. Способ по любому из пп.11-15, отличающийся тем, что поток по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива закручивают посредством по меньшей мере одного активатора, расположенного внутри по меньшей мере одного из концентрических каналов, с обеспечением вращения потока указанного по меньшей мере одного из первого и второго компонентов ракетного топлива вместе с по меньшей мере одной из первой и второй ротационных форсунок.16. The method according to any one of paragraphs.11-15, characterized in that the flow of at least one of the first and second components of the rocket fuel is twisted by at least one activator located inside at least one of the concentric channels, with the rotation of the stream the specified at least one of the first and second components of rocket fuel together with at least one of the first and second rotational nozzles.
17. Способ по любому из пп.11-16, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления в первой камере сгорания к первому компоненту ракетного топлива и/или указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.17. The method according to any one of paragraphs.11-16, characterized in that they block the pressure transmission path in the first combustion chamber to the first component of rocket fuel and / or a specified part of the specified second component of rocket fuel.
18. Способ по любому из пп.11-17, отличающийся тем, что перекрывают путь передачи давления во второй камере сгорания к указанной части указанного второго компонента ракетного топлива.18. The method according to any one of paragraphs.11-17, characterized in that they block the pressure transmission path in the second combustion chamber to the specified part of the specified second component of rocket fuel.
19. Способ по любому из пп.11-18, отличающийся тем, что первый и второй компоненты ракетного топлива сжигают в первой камере частично.19. The method according to any one of paragraphs.11-18, characterized in that the first and second rocket fuel components are partially burned in the first chamber.
20. Способ по любому из пп.11-19, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания вводят часть потока из первой камеры сгорания.20. The method according to any one of paragraphs.11-19, characterized in that part of the stream from the first combustion chamber is introduced into the second combustion chamber.
21. Способ по любому из пп.11-20, отличающийся тем, что по меньшей мере часть потока на выходе указанной первой камеры сгорания выводят через турбину.21. The method according to any one of paragraphs.11-20, characterized in that at least a portion of the stream at the outlet of said first combustion chamber is discharged through a turbine.
22. Способ по п.21, отличающийся тем, что посредством указанной турбины приводят во вращение по меньшей мере один из указанных по меньшей мере одного первого ротационного сопла, по меньшей мере одного второго ротационного соплового канала и по меньшей мере одного третьего ротационного соплового канала.22. The method according to item 21, wherein at least one of said at least one first rotational nozzle, at least one second rotational nozzle channel and at least one third rotational nozzle channel are rotated by means of said turbine.
23. Ротор для ракетного двигателя, отличающийся тем, что он содержит первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, кольцевой канал, окружающий по меньшей мере часть первой полой части вала и выполненный с возможностью поступления в него второго компонента жидкого ракетного топлива через его первый торец, по меньшей мере один второй ротационный сопловой канал, связанный с указанной первой полой частью вала и сообщающийся с кольцевым каналом, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.23. A rotor for a rocket engine, characterized in that it comprises a first hollow part of the shaft having an axis of rotation and configured to receive the first component of liquid rocket fuel through its first end face, at least one first rotational nozzle channel associated with the first the hollow part of the shaft and communicating with its internal cavity, an annular channel surrounding at least part of the first hollow part of the shaft and configured to receive the second component of liquid rocket fuel through it an end face, at least one second rotational nozzle channel connected to said first hollow part of the shaft and communicating with the annular channel, a second hollow part of the shaft, connected with the first end to the second end of the first hollow part of the shaft and communicating with the inner cavity of the first the hollow part of the shaft, and at least one third rotational nozzle channel in communication with the inner cavity of the second hollow part of the shaft.
24. Ротор по п.23, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один второй центробежный гидравлический затвор, содержащий второй канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный второй канал по его длине, причем указанный второй канал на входе сообщается с кольцевым каналом, на выходе - с указанным по меньшей мере одним вторым ротационным сопловым каналом, и выполнен таким образом, что при вращении второго центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного второго канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного второго канала.24. The rotor according to claim 23, characterized in that it comprises at least one second centrifugal hydraulic lock containing a second channel, the input and output of which are communicated with each other through the specified second channel along its length, and the specified second channel at the input is communicated with an annular channel, at the exit - with the specified at least one second rotational nozzle channel, and is made in such a way that when the second centrifugal hydraulic shutter rotates around the specified axis of rotation, centrifugal acceleration at any point nnogo second channel exceeds the centrifugal acceleration at any point region selected from the regions located at the entrance and exit of said second channel.
25. Ротор для ракетного двигателя, отличающийся тем, что он содержит первую полую часть вала, имеющую ось вращения и выполненную с возможностью поступления в нее первого компонента жидкого ракетного топлива через ее первый торец, по меньшей мере один первый ротационный сопловой канал, связанный с первой полой частью вала и сообщающийся с ее внутренней полостью, вторую полую часть вала, своим первым торцом связанную со вторым торцом первой полой части вала и своей внутренней полостью сообщающуюся с внутренней полостью первой полой части вала, и по меньшей мере один третий ротационный сопловой канал, сообщающийся с внутренней полостью второй полой части вала.25. A rotor for a rocket engine, characterized in that it contains a first hollow part of the shaft having an axis of rotation and configured to receive the first component of liquid rocket fuel through its first end face, at least one first rotational nozzle channel associated with the first the hollow part of the shaft and communicating with its inner cavity, the second hollow part of the shaft, connected with the first end to the second end of the first hollow part of the shaft and communicating with the inner cavity of the first hollow part of the shaft and and at least one third rotary nozzle channel communicating with the interior of the second hollow shaft portion.
26. Ротор по любому из пп.23-25, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один первый центробежный гидравлический затвор и/или по меньшей мере один третий центробежный гидравлический затвор, первый центробежный гидравлический затвор содержит первый канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный первый канал по его длине, причем указанный первый канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, на выходе - по меньшей мере с одним из следующих элементов: указанным по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом, внутренней полостью второй полой части вала и указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом, и выполнен таким образом, что при вращении первого центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного первого канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного первого канала, третий центробежный гидравлический затвор содержит третий канал, вход и выход которого сообщаются друг с другом через указанный третий канал по его длине, причем указанный третий канал на входе сообщается с внутренней полостью первой полой части вала, а на выходе - с указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом, и выполнен таким образом, что при вращении третьего центробежного гидравлического затвора вокруг указанной оси вращения центробежное ускорение в любой точке указанного третьего канала превышает центробежное ускорение в любой точке области, выбранной из областей, расположенных у входа и выхода указанного третьего канала.26. The rotor according to any one of paragraphs.23-25, characterized in that it contains at least one first centrifugal hydraulic valve and / or at least one third centrifugal hydraulic valve, the first centrifugal hydraulic valve contains a first channel, the input and output of which communicate with each other through the specified first channel along its length, and the specified first channel at the entrance communicates with the internal cavity of the first hollow part of the shaft, at the exit, with at least one of the following elements: the specified at least one first m rotational nozzle channel, the inner cavity of the second hollow part of the shaft and the specified at least one third rotational nozzle channel, and is designed so that when the first centrifugal hydraulic shutter rotates around the specified axis of rotation, centrifugal acceleration at any point of the first channel exceeds centrifugal acceleration in any point in the area selected from the areas located at the entrance and exit of the specified first channel, the third centrifugal hydraulic shutter contains a third channel, input the output of which is communicated with each other through the specified third channel along its length, and the specified third channel at the input communicates with the internal cavity of the first hollow part of the shaft, and at the output with the specified at least one third rotational nozzle channel, and is made in such a way that when the third centrifugal hydraulic shutter rotates around the indicated axis of rotation, centrifugal acceleration at any point of the specified third channel exceeds centrifugal acceleration at any point in the region selected from the regions located s at the entrance and exit of the specified third channel.
27. Ротор по любому из пп.23-26, отличающийся тем, что он содержит первый активатор, сообщающийся с внутренней полостью первой полой части вала, и/или второй активатор, расположенный по меньшей мере в части указанного кольцевого канала, причем указанные первый и второй активаторы расположены концентрично относительно указанной оси вращения.27. The rotor according to any one of paragraphs.23-26, characterized in that it contains a first activator in communication with the inner cavity of the first hollow part of the shaft, and / or a second activator located at least in part of the specified annular channel, the first and the second activators are arranged concentrically relative to the indicated axis of rotation.
28. Ротор по любому из пп.23-27, отличающийся тем, что внутренняя полость второй полой части вала содержит по меньшей мере один первый паз, сообщающийся с указанным по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и/или указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом.28. The rotor according to any one of paragraphs.23-27, characterized in that the inner cavity of the second hollow part of the shaft contains at least one first groove in communication with said at least one first rotational nozzle channel and / or said at least one third rotational nozzle channel.
29. Ротор по любому из пп.23-28, отличающийся тем, что внутренняя полость указанной второй полой части вала содержит по меньшей мере один второй паз, сообщающийся с указанным по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.29. The rotor according to any one of paragraphs.23-28, characterized in that the inner cavity of the specified second hollow shaft contains at least one second groove in communication with the specified at least one third rotational nozzle channel in close proximity to the second end of the second hollow parts of the shaft.
30. Ротор по п.29, отличающийся тем, что указанные по меньшей мере один первый паз и по меньшей мере один второй паз выполнены с возможностью распределения потока указанного первого компонента ракетного топлива между указанными по меньшей мере одним первым ротационным сопловым каналом и по меньшей мере одним третьим ротационным сопловым каналом.30. The rotor according to clause 29, wherein said at least one first groove and at least one second groove are configured to distribute the flow of said first propellant component between said at least one first rotational nozzle channel and at least one third rotational nozzle channel.
31. Ротор по любому из пп.23-30, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну турбинную лопатку, связанную по меньшей мере с одной из первой полой части вала и второй полой части вала.31. The rotor according to any one of paragraphs.23-30, characterized in that it contains at least one turbine blade connected to at least one of the first hollow part of the shaft and the second hollow part of the shaft.
32. Ротор по любому из пп.23-31, отличающийся тем, что он содержит вкладыш вала, расположенный во второй полой части вала, причем один торец указанного вкладыша закрыт, а второй торец расположен в непосредственной близости ко второму торцу второй полой части вала.32. The rotor according to any one of paragraphs.23-31, characterized in that it contains a shaft liner located in the second hollow part of the shaft, with one end of the specified liner is closed, and the second end is located in close proximity to the second end of the second hollow part of the shaft.
33. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит первую камеру сгорания и вторую камеру сгорания, сообщающуюся с выходом первой камеры сгорания, причем первая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную первым кольцевым каналом, а вторая камера сгорания имеет оболочку, по меньшей мере частично окруженную вторым кольцевым каналом, в оболочке первой камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно первое отверстие, в оболочке второй камеры сгорания выполнено по меньшей мере одно второе отверстие, а указанные первый и второй кольцевые каналы расположены сообщающимися с возможностью направления первой части потока, образующегося в первой камере сгорания при работе двигателя, через указанные по меньшей мере одно первое отверстие, первый и второй кольцевые каналы и по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.33. A rocket engine, characterized in that it contains a first combustion chamber and a second combustion chamber in communication with the output of the first combustion chamber, the first combustion chamber having a shell at least partially surrounded by the first annular channel, and the second combustion chamber has a shell at least partially surrounded by a second annular channel, at least one first hole is made in the shell of the first combustion chamber, at least one second hole is made in the shell of the second combustion chamber, and the first and second annular channels are arranged communicating with the possibility of directing the first part of the flow generated in the first combustion chamber when the engine is running, through the at least one first opening, the first and second annular channels and at least one second opening into the second combustion chamber, providing effusion cooling of the shell of the second combustion chamber.
34. Ракетный двигатель по п.33, отличающийся тем, что между первой и второй камерами сгорания расположен участок сужения проходного сечения на пути второй части указанного потока из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, выполненный с обеспечением достижения в первой камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере одного второго отверстия.34. The rocket engine according to claim 33, characterized in that between the first and second combustion chambers there is a section of narrowing the passage section on the way of the second part of the specified stream from the first combustion chamber to the second combustion chamber, made to achieve the first combustion chamber in the zone of the specified at least one first pressure hole greater than the pressure in the second combustion chamber in the region of the at least one second hole.
35. Ракетный двигатель по п.33 или 34, отличающийся тем, что участок сужения проходного сечения содержит турбину, расположенную сообщающейся своим входом с выходом первой камеры сгорания и своим выходом - со второй камерой сгорания с возможностью вращения при прохождении через нее по меньшей мере части второй части потока из первой камеры сгорания.35. The rocket engine according to claim 33 or 34, characterized in that the narrowing section of the flow cross section contains a turbine located communicating with its input with the output of the first combustion chamber and its output with the second combustion chamber with the possibility of rotation when passing through it at least part the second part of the stream from the first combustion chamber.
36. Ракетный двигатель по любому из пп.33-35, отличающийся тем, что он содержит источник первого компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания и первым кольцевым каналом с возможностью направления части первого компонента ракетного топлива в первый кольцевой канал, второй кольцевой канал и затем через указанное по меньшей мере одно второе отверстие во вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения оболочки второй камеры сгорания.36. A rocket engine according to any one of claims 33-35, characterized in that it comprises a source of a first rocket fuel component located in communication with a first combustion chamber and a first annular channel with the possibility of directing a portion of the first rocket fuel component to a first annular channel, a second annular the channel and then through the specified at least one second hole into the second combustion chamber to provide effusion cooling of the shell of the second combustion chamber.
37. Ракетный двигатель по любому из пп.33-36, отличающийся тем, что он содержит источник второго компонента ракетного топлива, расположенный сообщающимся с первой камерой сгорания с возможностью направления первой части второго компонента ракетного топлива в первую камеру сгорания, а остальной второй части второго компонента ракетного топлива - во вторую камеру сгорания, с обеспечением горения в первой камере сгорания при меньшей температуре, чем во второй камере сгорания.37. A rocket engine according to any one of paragraphs 33-36, characterized in that it contains a source of a second component of rocket fuel located in communication with the first combustion chamber with the possibility of directing the first part of the second component of rocket fuel into the first combustion chamber, and the rest of the second part of the second component of rocket fuel into the second combustion chamber, providing combustion in the first combustion chamber at a lower temperature than in the second combustion chamber.
38. Ракетный двигатель по любому из пп.33-37, отличающийся тем, что источник второго компонента ракетного топлива связан со второй камерой сгорания с возможностью ввода указанной второй части второго компонента ракетного топлива в среднюю часть второй камеры сгорания, с обеспечением отделения области горения первой части второй части потока из первой камеры сгорания от оболочки второй камеры сгорания посредством потока, выбранного из группы, состоящей из второй части указанной второй части потока от первой камеры сгорания и указанной первой части потока от первой камеры сгорания.38. A rocket engine according to any one of paragraphs 33-37, characterized in that the source of the second component of rocket fuel is connected to the second combustion chamber with the possibility of introducing the specified second part of the second component of rocket fuel into the middle part of the second combustion chamber, with the separation of the combustion area of the first part of the second part of the stream from the first combustion chamber from the shell of the second combustion chamber by means of a stream selected from the group consisting of the second part of the specified second part of the stream from the first combustion chamber and the first the second part of the flow from the first combustion chamber.
39. Способ охлаждения ракетного двигателя, отличающийся тем, что в первой камере сгорания, имеющей оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним первым отверстием, сообщающимся с первой областью снаружи оболочки первой камеры сгорания, осуществляют частичное сжигание нескольких компонентов ракетного топлива с образованием в первой камере сгорания потока, первую часть указанного потока направляют из первой камеры сгорания во вторую камеру сгорания, имеющую оболочку с выполненным в ней по меньшей мере одним вторым отверстием, сообщающимся со второй областью снаружи оболочки второй камеры сгорания, сообщающейся с первой областью снаружи указанной оболочки первой камеры сгорания, а вторую часть потока из первой камеры сгорания направляют через указанное по меньшей мере одно первое отверстие в первую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки первой камеры сгорания, далее во вторую область с обтеканием наружной поверхности по меньшей мере части оболочки второй камеры сгорания, и через указанное по меньшей мере одно второе отверстие в указанную вторую камеру сгорания с обеспечением эффузионного охлаждения указанной оболочки второй камеры сгорания.39. A method of cooling a rocket engine, characterized in that in the first combustion chamber having a shell with at least one first opening made therein communicating with the first region outside the shell of the first combustion chamber, partial combustion of several rocket fuel components is carried out with the formation in the first the combustion chamber of the stream, the first part of the specified stream is sent from the first combustion chamber to the second combustion chamber having a shell with at least one second hole formed therein, together communicating with the second region outside the shell of the second combustion chamber in communication with the first region outside the shell of the first combustion chamber, and the second part of the flow from the first combustion chamber is directed through the at least one first opening into the first region, flowing around the outer surface of at least part of the shell the first combustion chamber, then into the second region with a flow around the outer surface of at least part of the shell of the second combustion chamber, and through the specified at least one second hole in the aforementioned second combustion chamber with providing effusion cooling of the specified shell of the second combustion chamber.
40. Способ по п.39, отличающийся тем, что первую часть потока из первой камеры сгорания направляют в указанную вторую камеру сгорания через участок сужения проходного сечения потока с достижением в первой камере сгорания в зоне указанного по меньшей мере одного первого отверстия давления, превышающего давление во второй камере сгорания в зоне указанного второго отверстия.40. The method according to § 39, characterized in that the first part of the stream from the first combustion chamber is directed to the specified second combustion chamber through the narrowing section of the flow passage section in which the first combustion chamber reaches a pressure above the pressure in the area of the at least one first opening in a second combustion chamber in the region of said second hole.
41. Способ по п.39 или 40, отличающийся тем, что указанные компоненты ракетного топлива включают горючее и окислитель, которые вводят в первую камеру сгорания при отношении горючего к окислителю, соответствующем по существу богатой горючим смеси по сравнению со стехиометрическим соотношением.41. The method according to § 39 or 40, characterized in that said rocket fuel components include fuel and an oxidizing agent, which are introduced into the first combustion chamber with a ratio of fuel to oxidizing agent corresponding to a substantially rich fuel mixture in comparison with the stoichiometric ratio.
42. Способ по п.41, отличающийся тем, что первую часть горючего вводят в первую камеру сгорания, а вторую часть горючего вводят в первую область снаружи оболочки первой камеры сгорания.42. The method according to paragraph 41, wherein the first part of the fuel is introduced into the first combustion chamber, and the second part of the fuel is introduced into the first region outside the shell of the first combustion chamber.
43. Способ по п.41 или 42, отличающийся тем, что во вторую камеру сгорания вводят по меньшей мере часть окислителя и посредством ввода во вторую камеру сгорания указанной части окислителя изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.43. The method according to paragraph 41 or 42, characterized in that at least a portion of the oxidizing agent is introduced into the second combustion chamber and, by introducing the indicated portion of the oxidizing agent into the second combustion chamber, the flow regime and / or structure of the mixture of the first part of the stream from the first combustion chamber are changed, introduced into the second combustion chamber.
44. Способ по любому из пп.39-43, отличающийся тем, что посредством ввода во вторую камеру сгорания второй части потока из первой камеры сгорания через указанное по меньшей мере одно второе отверстие изменяют режим течения и/или структуру смеси первой части потока из первой камеры сгорания, введенной во вторую камеру сгорания.44. The method according to any one of claims 39-43, characterized in that by introducing into the second combustion chamber a second part of the stream from the first combustion chamber through said at least one second hole, the flow regime and / or the mixture structure of the first part of the stream from the first a combustion chamber introduced into the second combustion chamber.