RU2117813C1

RU2117813C1 - Способ работы жрд (варианты)

Info

Publication number: RU2117813C1
Application number: RU97111576A
Authority: RU
Inventors: Л.Ф. Фролов; А.А. Ларионов; Д.Ф. Слесарев
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша"
Priority date: 1997-07-03
Filing date: 1997-07-03
Publication date: 1998-08-20

Abstract

Способ работы ЖРД и его варианты, относящиеся к ракетно-космической технике, заключаются в подаче небольшой части окислительного генераторного газа на высокоперепадную, многоступенчатую турбину, а затем в закритическую часть сопла, где организуют дожигание в нем восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и в сопле. При этом основную часть расхода окислительного газа направляют на низкоперепадную турбину и затем через смесительную головку - в камеру сгорания. На соответствующую высокоперепадную многоступенчатую турбину возможно направлять и небольшой расход восстановительного генераторного газа, полученный из части расхода горючего, а затем его подают в закритическую часть сопла в виде завесы в сечении или в сечениях, предшествующих сечению или сечениям ввода в сопло окислительного генераторного газа. Также возможно при одном из вариантов способа в районе сечения сопла, выбранном для осуществления отрыва газового потока от стенки, ввод в газовый поток через один или несколько поясов вдува необходимого для инициирования и регулирования отрыва окислительного генераторного газа, вдув которого регулируют по распределению расхода между поясами и суммарному расходу. Такое осуществление способа работы ЖРД и его вариантов приводит к увеличению термического КПД и удельного импульса. 5 с. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям.

В современных маршевых ЖРД в кинетическую энергию потока продуктов сгорания топлива, т.е. с получением полезного эффекта - реактивной силы тяги, перерабатывается не более 60-70% химической энергии реактивных топлив. При этом превращение химической энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания в процессе смешения компонентов топлива, их горения и истечения продуктов горения в совершенных двигателях завершается практически на 99-99,5%. Таким образом, недоиспользованные 30-40% химической энергии топлива представляют собой в основном тепловую энергию выбрасываемой из двигателя струи продуктов сгорания, и для того, чтобы преобразовать существенную часть этой недоиспользуемой пока энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи необходимо существенно увеличить термический коэффициент полезного действия (КПД) ЖРД.

На фиг. 1 приведена зависимость термического КПД (η_т) от отношения давления в камере сгорания (P_k) к давлению на срезе сопла (P_a) для двух характерных для ЖРД значений показателей адиабаты k=1,15-1,2. Из этого графика видно, что единственным способом значительного увеличения термического КПД двигателя по сравнению с современным его уровнем, равным η_т = 0,6-0,7, является многократное - не менее, чем в 5-10 раз, увеличение отношения давлений газов в сопле, что реально может быть достигнуто только путем одновременного повышения значения величины P_k и уменьшения, по возможности, расчетного значения величины P_a (значение величины P_k равно здесь значению торможения газов в камере сгорания).

При сохранении неизменной величины диаметра выходного сечения сопла в двигателе с заданной величиной силы тяги повышение давления в камере сгорания, например, в два раза дает снижение давления на срезе сопла примерно в полтора раза, т.е. удвоение давления в камере сгорания дает увеличение отношения давлений P_k/P_a в 3 раза.

Именно это направление совершенствования ЖРД, т.е. совершенствование на основе повышения давления в камере сгорания, определяло по сути дела всю историю развития ЖРД с начала 40-х до середины 80-х годов. За эти примерно 40 лет давление в камерах маршевых ЖРД увеличилось более чем в 15 раз: с P_k=17 кг/см² в двигателе немецкой ракеты V-2 до P_k=250-270 кг/см² в современных российских ЖРД большой мощности, таких, например, как двигатель РД-170.

Однако в последний более, чем десятилетний период значения давления в камере сгорания создаваемых или проектируемых новых ЖРД в практике как российских КБ, так и зарубежных фирм не превышают 120-200 кг/см². Эта задержка в росте параметров ЖРД связана с тем, что в предыдущий период бурного развития ЖРД были исчерпаны практически все реальные конструкторские, технологические и материаловедческие возможности для существующих в настоящее время в мировой ракетной технике двух основных типов схем ЖРД:-схемы с закрытой системой подачи топлива, т.е. с дожиганием в камере сгорания двигателя отработавшего на турбине генераторного газа (по этой схеме выполнены, например, такие ЖРД, как американский двигатель SSME, российские двигатели РД-0120, РД-170 и др.), и -схемы с открытой системой подачи топлива, т.е. с выбросом генераторного газа после турбины без его дожигания (по такой схеме выполнены такие, например, ЖРД, как американский двигатель F-1, французский двигатель "Vulkan", российские двигатели РД-107, РД-108 и др.).

Достигнутые в современных ЖРД уровни давления в 200-270 кг/см² являются практическим пределом для двигателей этих схем и причиной столь ограниченных возможностей таких двигателей являются следующие принципиальные их недостатки.

В двигателях с замкнутой системой подачи топлива при фиксированных значениях КПД насосов и турбины и при заданной допустимой для турбины температуре генераторного газа единственным способом увеличения мощности турбины, необходимого для повышения давления в камере сгорания, является увеличение перепада давления на турбине, а это значит, что увеличение давления в газогенераторе и соответственно увеличение паразитной, балластной части мощности системы подачи происходит при этом непропорционально более высокими темпами, чем увеличение давления в камере сгорания, что и кладет указанный выше практический предел для достижимого уровня давления в камере сгорания.

В двигателях с открытой системой подачи топлива при фиксированных (реально возможных) значениях КПД насосов и турбин и при заданной допустимой температуре генераторного газа мощность турбины и соответственно давление подачи топлива могут быть увеличены путем увеличения доли расхода топлива, идущего на производство генераторного газа. Но увеличение расхода генераторного газа увеличивает соответственно потери удельного импульса, связанные с выбросом этого газа. Темп роста этих потерь при достижении некоторого давления в камере сгорания начинает превышать темп увеличения удельного импульса из-за увеличения давления в камере сгорания, что делает бессмысленным дальнейшее повышение давления. Такое предельное в отношении повышения удельного импульса давление в камере сгорания можно считать оптимальным по удельному импульсу давлением в камере сгорания ЖРД с генераторным газом, не дожигаемым в камере сгорания. Для современных ЖРД с открытой системой подачи топлива это оптимальное давление в камере сгорания в зависимости от вида топлива находится в пределах 150 - 250 кг/см.

Как будет показано ниже, предлагаемый способ работы ЖРД позволяет создать новые типы ЖРД, использующие и процессы, характерные для двигателей с закрытой системой подачи, и процессы, характерные для двигателей с открытой системой подачи. Поэтому в качестве аналогов первых четырех вариантов и одного дополняющего их подварианта описываемых ниже новых типов ЖРД, реализующих соответствующие варианты предлагаемого способа работы ЖРД, являются оба указанных типа схем современных ЖРД и, в частности, упомянутые выше наиболее типичные представители этих ЖРД:
- американский двигатель F-1, работающий по открытой схеме на компонентах топлива O₂+керосин, с вдувом в закритическую часть сопла отработавшего на высокоперепадной турбине восстановительного генераторного газа;
- французский двигатель Vulkan, работающий по открытой схеме на топливе H₂+O₂, с вдувом в закритическую часть сопла двух газов - отработавшего на высокоперепадных турбинах восстановительного генераторного газа и небольшого расхода водорода, использованного для проточного охлаждения трубчатой секции закритической части сопла;
- американский двигатель SSME, работающий по закрытой схеме на топливе H₂+O₂, с низкоперепадной турбиной в системе подачи топлива, приводимой в движение восстановительным генераторным газом, полученным из той части расхода горючего, которая не участвует в обеспечении проточного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла;
- российский четырехкамерный двигатель РД-170, работающий на топливе O₂+керосин, с низкоперепадной турбиной в системе подачи топлива, приводимой в движение окислительным генераторным газом, полученным из всего расхода окислителя, поступающего в двигатель.

Для последнего из описываемых ниже вариантов предлагаемого способа сравнительно близким аналогом является неоднократно рассматриваемый в литературе способ отрыва потока газов от стенки в сопле с изломом контура в сечении, выбранном для инициирования отрыва газового потока от стенки сопла.

Наиболее близким аналогом (прототипом) для описываемых ниже новых типов схем двигателей, реализующих варианты предлагаемого способа работы ЖРД, является двигатель РД-170, в котором в качестве рабочего тела турбины используется окислительный генераторный газ, а система охлаждения камеры сгорания и сопла основана на применении интенсивного завесного охлаждения, без которого невозможно создание высоконадежных и высокоэкономичных ЖРД высокого давления.

Целью данного изобретения является разработка нового способа работы ЖРД (в вариантах), на основе которого могут быть созданы такие новые типы схем ЖРД, которые позволяли бы при использовании существующих материалов и освоенных технологических процессов производства достигать существенно более высоких значений давлений в камере сгорания и применять существенно более низкие значения давления на срезе сопла, чем значения этих параметров, применяемые в современных типах ЖРД, что, как отмечалось выше, является единственным способом дальнейшего развития ЖРД по пути существенного увеличения их термического КПД и удельного импульса.

В описываемых ниже новых типах схем ЖРД используются положительные принципы работы указанных выше схем современных ЖРД и по возможности нивелируются их отрицательные черты и свойства. При этом от схемы ЖРД с замкнутой системой подачи топлива берется, прежде всего, принцип дожигания отработавшего на турбине генераторного газа, а также принцип применения низкоперепадных турбин, а от схемы ЖРД с открытой системой подачи топлива берется принцип использования в турбонасосной системе подачи топлива высокоперепадных турбин, на которых в качестве рабочего тела используется сравнительно небольшой расход генераторного газа, полученный из сравнительно небольшой части расхода топлива.

Совмещение этих, вообще говоря, противоположных друг другу принципов становится возможным в рассматриваемых новых типах схем ЖРД благодаря использованию в турбонасосной системе подачи топлива в качестве одного из рабочих тел, а в некоторых случаях единственного рабочего тела окислительного генераторного газа, который весь или частично после работы на турбине подается в закритическую часть сопла, где используется для двух целей:
- во-первых, для дожигания в пристенной области сопла и восстановительного пристеночного слоя, создаваемого в камере сгорания и в сопле для их внутреннего, завесного охлаждения, и восстановительного генераторного газа, сбрасываемого в закритическую часть сопла после работы на высокоперепадных турбинах;
- во-вторых, для инициирования и регулирования отрыва газового потока в перерасширенной по отношению к давлению окружающей среды части сопла с целью уменьшения отрицательного тягового усилия на эту часть сопла, возникающего при безотрывном течении газового потока в сопле двигателя в период его работы в плотных слоях атмосферы.

Конечно, дожигание в закритической части сопла происходит с существенно меньшим термическим КПД, чем дожигание генераторного газа в камере сгорания, но, как это видно из графика, приведенного на фиг.1, например, при реально еще вполне возможном падении давления за зоной основного тепловыделения в слое дожигания в 30-50 раз термический КПД для преобразования выделенной при таком дожигании тепловой энергии в кинетическую энергию может составлять до 60-70% от значения этого КПД в случае дожигания генераторного газа в камере сгорания с падением давления в газовой струе в 500-1000 раз.

Эта несколько меньшая величина термического КПД дожигания для сравнительно небольшого расхода топлива, дожигаемого в закритической части сопла, по сравнению с гипотетическим дожиганием в камере сгорания, многократно окупается открывающейся при этом возможностью повышения удельного импульса, обусловленного весьма значительным, даже в рамках допустимых современными материалами и современными технологиями, повышением отношения давлений в камере сгорания и на срезе сопла с соответствующим повышением термического КПД для основной (до 90 -95%) части общего расхода топлива, сгорающего в двигателе.

Кроме указанного повышения удельного импульса, связанного с повышением термического КПД для основной части расхода топлива, подача в закритическую часть сопла окислительного генераторного газа и дожигание в нем восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и в сопле, не только компенсирует сравнительно низкий удельный импульс этого пристеночного слоя, но и увеличивает общее соотношение компонентов в топливе и соответственно увеличивает среднюю плотность топлива, а следовательно, позволяет уменьшить вес баков ракеты.

Увеличение соотношения компонентов в топливе происходит также и в связи с тем, что при увеличении давления в камере сгорания и степени падения давления газов в сопле, оптимальное в отношении удельного импульса значение соотношения компонентов в топливе приближается к его стехиометрическому значению.

Необходимо отметить, что вторая из указанных выше функций окислительного генераторного газа, вдуваемого в закритическую часть сопла, заключающаяся в инициировании и регулировании отрыва газового потока в перерасширенной части сопла, может быть выполнена только при подаче в сопло через специальный пояс или пояса вдува именно окислительного генераторного газа. При использовании для этой цели восстановительного генераторного газа в зоне отрыва возникает область, как правило, неустойчивого горения с интенсивными пульсациями давления, способными в ряде случаев вызвать разрушение сопла.

Предлагаемые варианты способа работы ЖРД поясняются представленными на фиг. 1-10 графиками и принципиальными схемами соответствующих им типов ЖРД.

На фиг. 1 приведены в зависимости от отношения давлений в камере сгорания (P_k) и на срезе сопла (P_a) значения величины термического КПД

и относительной величины скорости истечения

,
где
W_max - скорость истечения, отвечающая значению

.

На фиг. 2 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая реализацию первого варианта предлагаемого способа (п.1 формулы изобретения).

На фиг. 3 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая второй способ (п.2 формулы изобретения).

На фиг. 4 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая третий способ (п.3 формулы изобретения).

На фиг. 5 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая четвертый способ (п.4 формулы изобретения).

Фиг. 6, 7, 8, 9 соответствуют п.5 формулы изобретения.

На фиг. 6 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая комбинацию первого и пятого способов; первый способ дополнен низкоперепадной турбиной, работающей на восстановительном генераторном газе.

На фиг. 7 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая комбинацию второго и пятого способов; второй способ дополнен низкоперепадной турбиной, работающей на восстановительном генераторном газе.

На фиг. 8 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая комбинацию третьего и пятого способов; третий способ дополнен низкоперепадной турбиной, работающей на восстановительном генераторном газе.

На фиг. 9 приведена принципиальная схема двигателя, иллюстрирующая комбинацию четвертого и пятого способов; четвертый способ дополнен низкоперепадной турбиной, работающей на восстановительном генераторном газе.

На фиг. 10 показана схема системы подачи в закритическую часть сопла окислительного генераторного газа, вдуваемого с целью инициирования и регулирования отрыва газового потока от стенки сопла при работе двигателя в плотных слоях атмосферы (п.6 формулы изобретения).

На фиг. 1 на шкале абсцисс отмечены значения отношения давления P_k/P_a, соответствующие указанным выше двигателям-аналогам. При этом ординаты линии, проходящие через эти значения для двигателей, работающих на топливе 0₂+керосин, доведены до кривых

, рассчитанных для значения k=1,15, а для двигателей, работающих на топливе O₂+H₂, - до кривых

, рассчитанных для значения k=1,2. Из данных, приведенных на фиг. 1, видно, что увеличение перепада давления в сопле, представленного отношением P_k/P_a, например, в 10 раз позволяет увеличить в этих двигателях - аналогах η_т на 10-20% и удельный импульс, пропорциональный величине

, на 5-10%, что представляет собой весьма значимые величины. Достаточно сказать, что из-за возможного увеличения удельного импульса на 2% в российской и мировой практике развития ЖРД разрабатывались и осваивались весьма дорогостоящие и нередко весьма токсичные новые горючие.

Схема двигателя, представленная на фиг. 2, иллюстрирует вариант способа, наиболее близкий к прототипу. На этой фигуре: 1 - камера, т.е. камера сгорания с соплом; 2 - генератор окислительного газа, в котором газифицируется основная (до 90-95%) часть окислителя, поступающего в двигатель. Полученный в этом газогенераторе окислительный газ направляется на низкоперепадную турбину 3, вращающую насос окислителя 4, и после работы на этой турбине через смесительную головку поступает в камеру сгорания. Остальная меньшая (5-10%) часть окислителя газифицируется в газогенераторе 5. Полученный здесь окислительный генераторный газ поступает на высокоперепадную многоступенчатую турбину 6, вращающую насос горючего 7, а после работы на этой турбине окислительный генераторный газ подается через пояс завесы в закритическую часть сопла, где происходит его смешение с настилающим его восстановительным пристеночным слоем, созданным выше по потоку для целей внутреннего, завесного, охлаждения стенок камеры сгорания и сопла.

Схема, представленная на фиг. 3, имеет по сравнению со схемой, показанной на фиг. 2, дополнительную, необходимую для увеличения располагаемой мощности системы подачи топлива, турбонасосную систему, работающую на сравнительно небольшом расходе восстановительного генераторного газа и состоящую из газогенератора 8, высокоперепадной многоступенчатой турбины 9 и насоса горючего 10. Кроме основного насоса окислителя 4, в этой схеме имеется еще дополнительный насос окислителя 11, сидящий на одном валу с насосом горючего 7. Наличие этого насоса 11 создает возможность экономичного регулирования баланса мощностей трех турбин, что эффективно дополняет другие возможные системы регулирования, такие, например, как системы регулирования температуры и расходов генераторных газов, системы дросселирования и перепуска горючего и окислителя за насосами. Агрегаты регулирования баланса мощностей турбин и расходов компонентов топлива на этой схеме, как и на других схемах, не показаны.

Схема двигателя, представленная на фиг. 4, является упрощенным вариантом схемы, показанной на фиг. 2, и отличается от нее отсутствием низкоперепадной турбины 3 и газогенератора 2. Соответственно окислитель в этой схеме поступает в смесительную головку в жидком виде, а не в виде генераторного газа.

Схема двигателя, представленная на фиг. 5, имеет по сравнению со схемой, показанной на фиг. 4, вторую, предназначенную для повышения располагаемой мощности системы подачи топлива турбонасосную систему, работающую на восстановительном генераторном газе и состоящую из газогенератора 8, высокоперепадной многоступенчатой турбины 9 и насоса горючего 10.

Схемы двигателей, показанные на фиг. 6, 7, 8 и 9, представляют собой схемы, показанные соответственно на фиг. 2, 3, 4, 5, дополненные турбонасосной системой, работающей на восстановительном генераторном газе и состоящей из газогенератора 12 (на схемах, показанных на фиг. 7 и 9, роль этого газогенератора выполняет газогенератор 8), низкоперепадной турбины 13 и насоса горючего 14. Восстановительный генераторный газ после работы на турбине 13 поступает в камеру сгорания. При этом тот его расход, который необходим для завесного охлаждения стенок камеры сгорания и района критического сечения сопла, подается через соответствующие пояса завесы, а оставшаяся часть этого генераторного газа подается в камеру сгорания через смесительную головку вместе с горючим, поступающим в смесительную головку из тракта охлаждения. Эти дополнения на фиг. 6, 7, 8, 9 выделены пунктирными рамками.

Необходимо отметить, что применение показанной на фиг. 6, 7, 8 и 9 турбонасосной системы подачи с низкоперепадной турбиной, работающей на восстановительном генераторном газе, имеет смысл лишь в тех случаях, когда для проточного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла достаточно использовать не весь расход горючего, остающийся после отбора из него расхода, необходимого для питания всех генераторов окислительного газа и генератора, производящего восстановительный газ, поступающий на высокоперепадную многоступенчатую турбину с подачей после нее в закритическую часть сопла, а только его часть. Такая возможность реально существует, например, для двигателей, работающих на топливе O₂+H₂.

Представленная на фиг. 10 (п.6 формулы изобретения) схема системы подачи окислительного генераторного газа в закритическую часть сопла, предназначенная для инициирования и регулирования отрыва газового потока от стенки сопла при работе двигателя с перерасширенным соплом в плотных слоях атмосферы, создаваемого с целью уменьшения отрицательного тягового усилия на перерасширенную часть сопла, состоит из одного или нескольких поясов вдува, располагаемых в зоне организуемого отрыва, и вентилей на магистралях, подающих генераторный газ в эти пояса. С помощью этих вентилей производится подача генераторного газа при запуске двигателя, регулирование расхода генераторного газа и его перераспределение между поясами вдува по мере подъема ракеты и полное или почти полное прекращение подачи этого газа в пояса вдува после подъема ракеты на высоту, на которой давление в донной области ракеты становится близким к расчетному давлению газов на срезе сопла.

Возможность полного прекращения подачи вдуваемого генераторного газа или необходимость сохранения подачи некоторого небольшого остаточного его расхода определяется конкретной конструкцией узла вдува - его способностью к обеспечению надежного охлаждения стенки сопла и к сохранению малых потерь на трение уже при нормальном, безотрывном течении газового потока в сопле.

Claims

1. Способ работы ЖРД, включающий подачу окислительного генераторного газа на турбину, отличающийся тем, что окислительный генераторный газ, полученный из всего расхода окислителя, поступающего в двигатель, используют на двух типах турбин, при этом основную часть расхода окислительного генераторного газа направляют на низкоперепадную турбину и затем через смесительную головку подают в камеру сгорания, а оставшуюся меньшую часть расхода окислительного генераторного газа направляют на многоступенчатую высокоперепадную турбину и затем подают в закритическую часть сопла, где организуют дожигание в ней восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и сопле.

2. Способ работы ЖРД, включающий подачу окислительного генераторного газа на турбину, отличающийся тем, что окислительный генераторный газ, полученный из всего расхода окислителя, поступающего в двигатель, используют на двух типах турбин, при этом основную часть расхода окислительного генераторного газа направляют на низкоперепадную турбину и затем через смесительную головку подают в камеру сгорания, а оставшуюся меньшую часть расхода окислительного генераторного газа и небольшой расход восстановительного генераторного газа, полученный из части расхода горючего, поступающего в двигатель, направляют на соответствующие многоступенчатые высокоперепадные турбины и затем оба этих генераторных газа подают в закритическую часть сопла, при этом восстановительный генераторный газ вводят в сопло в виде завесы в сечении или в сечениях, предшествующих сечению или сечениям ввода в сопло окислительного генераторного газа, с помощью которого организуют дожигание восстановительного генераторного газа, отработавшего на высокоперепадной турбине, и восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и сопле.

3. Способ работы ЖРД, включающий подачу окислительного генераторного газа на турбину, отличающийся тем, что небольшой расход окислительного генераторного газа, полученный из части расхода окислителя, поступающего в двигатель, направляют на многоступенчатую высокоперепадную турбину, затем подают в закритическую часть сопла, где организуют дожигание в нем восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и сопле.

4. Способ работы ЖРД, включающий подачу окислительного генераторного газа на турбину, отличающийся тем, что небольшой расход окислительного генераторного газа, полученный из части расхода окислителя, поступающего в двигатель, и небольшой расход восстановительного генераторного газа, полученного из части расхода горючего, поступающего в двигатель, направляют на соответствующие многоступенчатые высокоперепадные турбины, а затем подают в закритическую часть сопла, при этом восстановительный генераторный газ вводят в сопло в виде завесы в сечении или в сечениях, предшествующих сечению или сечениям ввода в сопло окислительного генераторного газа, с помощью которого организуют дожигание восстановительного генераторного газа, отработавшего на высокоперепадной турбине, и восстановительного пристеночного слоя газов, созданного выше по потоку в камере сгорания и сопле.

5. Способ по пп.1 - 4, отличающийся тем, что все горючее, кроме той его части, которую используют для проточного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла и для получения окислительного генераторного газа, подают в восстановительный газогенератор и полученный восстановительный генераторный газ, за исклчючением той его части, которую используют для работы на высокоперепадной турбине, подают на низкоперепадную турбину, а затем подают в камеру сгорания, при этом часть расхода, необходимого для завесного охлаждения стенок камеры сгорания и района критического сечения сопла, подают через соответствующие пояса завесы, а остальную его часть подают через смесительную головку вместе с горючим, поступающим из тракта охлаждения.

6. Способ работы ЖРД, включающий подачу окислительного генераторного газа на турбину, отличающийся тем, что в районе сечения сопла, выбранном для осуществления отрыва газового потока от стенки, в газовый поток через один или несколько поясов вдува вводят необходимый для инициирования и регулирования отрыва окислительный генераторный газ, вдув которого по мере подъема ракеты регулируют по распределению расхода между поясами и суммарную расходу и полностью или почти полностью прекращают после подъема ракеты на высоту, на которой давление в донной области ракеты становится близким к расчетному давлению газов на срезе сопла.