Claims (3)
1. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры ЖРД двигательной установки первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней таким образом, что укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней, отличающаяся тем, что охлаждаемые камеры ЖРД двигательной установки первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел.1. The layout of the marching multi-chamber propulsion system of a two-stage launch vehicle with a composite nozzle block, equipped with missile blocks of the first and second stages, connected and operating in a parallel circuit, containing cooled chambers of the rocket engine of the first stage, located around the shortened central body common for these pin chambers nozzles, and second-stage combustion chambers located in the inner cavity of this shortened central body near their common round disk osla connected by detachable power communication units with shared rocket blocks of steps in such a way that the shortened central body of the pin nozzle of the propulsion system of the first stage and the disk-shaped nozzle of the propulsion system of the second stage are made in the form of a single nozzle block coaxial with the longitudinal axis of the rocket blocks of the first and second stages, characterized in that the cooled chambers of the LRE of the propulsion system of the first stage of the launch vehicle have Laval nozzles of preliminary expansion with a round minimum cross section and a rectangular output section, inclined relative to the axis of the nozzle, and assembled into a single annular package with a rigid connection between the lateral output edges of adjacent Laval nozzles of preliminary expansion, and the central body of the pin nozzle starts from the lower output edges of these nozzles closest to the layout axis.
2. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком по п. 1, отличающаяся тем, что плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно продольной оси укороченного центрального тела.2. The layout of the marching multi-chamber propulsion system of a two-stage launch vehicle with a composite nozzle block according to claim 1, characterized in that the planes of the exit sections of the preliminary expansion nozzles are perpendicular to the longitudinal axis of the shortened central body.
3. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком по п. 1, отличающаяся тем, что огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения.3. The layout of the marching multi-chamber propulsion system of a two-stage launch vehicle with a composite nozzle block according to claim 1, characterized in that the firing surface of the uncooled shortened central body made of composite material is profiled as a continuation of the cooled firing surface of the preliminary expansion nozzle.