RU2302548C1 - Turbopump set of liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Turbopump set of liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302548C1 RU2302548C1 RU2006111833/06A RU2006111833A RU2302548C1 RU 2302548 C1 RU2302548 C1 RU 2302548C1 RU 2006111833/06 A RU2006111833/06 A RU 2006111833/06A RU 2006111833 A RU2006111833 A RU 2006111833A RU 2302548 C1 RU2302548 C1 RU 2302548C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pump
- impeller
- fuel pump
- oxidizer
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid-propellant rocket engines LRE, operating on a cryogenic oxidizer and on hydrocarbon fuel.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path of a turbopump unit - TNA. TNA contains pumps for the supply of components - fuel and oxidizer with a turbine on the same shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant line is connected to the pump inlet of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber.
Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата. Такое свойство насоса неминуемо приводит в уменьшению расхода одного из компонентов топлива через ТНА, падению тяги ракеты в несколько раз и срыву программы полета ракеты или к катастрофе.The disadvantage of engine TNA is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass. Such a property of the pump will inevitably lead to a decrease in the consumption of one of the fuel components through the ТНА, to a drop in the rocket thrust by several times, and to a disruption of the rocket’s flight program or to disaster.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine contains a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component feed pumps, and a turbine. Pumps and turbines are arranged in two TNAs: main and booster. The engine contains installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly, a booster turbopump pump and a mixer. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации и к последствиям, указанным выше. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation and the consequences indicated above. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is unacceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом, в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine and method of starting it according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2232915, publ. September 10, 2003 (prototype), which contains a combustion chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump (additional fuel pump) is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet from the gas generator is connected to the inlet to the turbine of the turbopump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.
Недостатком такой схемы является пожар или взрыв ТНА и ракеты на старте или в полете вследствие низкой надежности уплотнения между турбиной и насосом окислителя, между насосом окислителя и горючего, а также между насосом горючего и дополнительным насосом горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300...400 кгс/см2 для современных ЖРД. Например, при использовании в качестве компонентов ракетного топлива водорода и кислорода самые незначительные утечки этих компонентов приводят к образованию «гремучей смеси» и практически всегда - к взрыву ракеты.The disadvantage of this scheme is a fire or explosion of TNA and missiles at launch or in flight due to the low reliability of the seal between the turbine and the oxidizer pump, between the oxidizer and fuel pump, and also between the fuel pump and the additional fuel pump due to the large pressure drop acting on them: 300 ... 400 kgf / cm 2 for modern rocket engines. For example, when using hydrogen and oxygen as components of rocket fuel, the smallest leaks of these components lead to the formation of an “explosive mixture” and almost always result in a rocket explosion.
Задачи создания изобретения: предотвращение взрыва ТНА или ракеты на старте или в полете.Objectives of the invention: preventing explosion of TNA or missiles at launch or in flight.
Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата: крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата крыльчатку дополнительного насоса горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, отличается тем, что между рабочим колесом турбины и крыльчаткой насоса окислителя установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего также может быть установлена магнитная муфта.The solution to this problem was achieved due to the fact that the turbopump unit of a liquid propellant rocket engine containing the rotor parts of the turbopump unit: the oxidizer pump impeller, the fuel pump impeller and the turbine impeller located in the turbopump assembly housing the impeller of the additional fuel pump with the shaft and impeller of the additional pump fuel pump, characterized in that between the impeller of the turbine and the impeller of the oxidizer pump installed magnetic clutch. A magnetic coupling can also be installed between the oxidizer pump and the fuel pump. A magnetic clutch can also be installed between the fuel pump and the additional fuel pump.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта - абсолютной герметичности соединений между турбиной и насосами, а также между насосами и предотвращение взрыва ТНА и ракеты на старте или в полете.Patent studies have shown that the proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability. The novelty is confirmed by the patent research, the inventive step is the achievement of a new effect - the absolute tightness of the connections between the turbine and pumps, as well as between the pumps and the prevention of explosion of TNA and rockets at launch or in flight.
Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.Industrial applicability is due to the fact that all the elements included in the TNA layout are known from the prior art and are widely used in engine building.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1...3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:
- на фиг.1 приведена схема первого варианта ТНА,- figure 1 shows a diagram of the first embodiment of the TNA,
- на фиг.2 приведена схема второго варианта ТНА,- figure 2 shows a diagram of a second variant of the TNA,
- на фиг.3 приведена схема третьего варианта ТНА.- figure 3 shows a diagram of a third embodiment of the TNA.
Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА 1 (фиг.1) содержит вал насоса горючего 2, вал насоса окислителя 3. На валу насоса окислителя 3 установлена крыльчатка насоса окислителя 4, на валу насоса горючего 2 установлена крыльчатка насоса горючего 5. Рабочее колесо турбины 6 установлено в верхней части ТНА. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса ТНА 7. Дополнительный насос горючего 8, имеющий крыльчатку дополнительного насоса горючего 9 и вал дополнительного насоса горючего 10 выполнен соосно с ТНА 1 и установлен на стороне, противоположной рабочему колесу турбины 6. Крыльчатка дополнительного насоса горючего 9 установлена в корпусе дополнительного насоса горючего 11, полость которого «Б» герметизирована относительно полости ТНА «А». Между крыльчаткой насоса горючего 5 и дополнительным насосом горючего 8 в корпусе ТНА 7 установлена магнитная муфта 12 и мультипликатор 13. Магнитная муфта 12 и все другие магнитные муфты (если они применяются в конструкции) состоят из ведущего диска магнитной муфты ведомого диска магнитной муфты, а между дисками магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала, например из немагнитной стали (на фиг.1...3 не показано). Рабочее колесо турбины установлено на валу турбины 14.The turbopump unit of the TNA 1 liquid-propellant rocket engine (Fig. 1) contains the shaft of the
Газогенератор 15 установлен соосно с ТНА 1 над сопловым аппаратом турбины 16. Газогенератор 15 содержит головку газогенератора 17, внутри которой выполнены наружная плита 18 и внутренняя плита 19 с полостью «В» над ними и полостью «Г» между ними. Внутри головки газогенератора 17 установлены форсунки окислителя 20 и форсунки горючего 21. Форсунки окислителя 20 сообщают полость «В» с внутренней полостью газогенератора «Д», а форсунки горючего 21 сообщают полость «Г» с внутренней полостью газогенератора «Д». На наружной поверхности газогенератора 15 установлен коллектор горючего 22, к которому подходит топливопровод высокого давления 23 от дополнительного насоса горючего 8. В линии трубопровода высокого давления 23 установлен клапан высокого давления 24 и регулятор расхода 25 с приводом регулятора расхода 26. Выход из крыльчатки насоса горючего 5 соединен трубопроводом 27 с входом в дополнительный насос горючего 8 и с камерой сгорания (камера сгорания на фиг.1 не показана).The
Выход из крыльчатки насоса окислителя 4 трубопроводом окислителя 28 через клапан окислителя 29 соединен с полостью «В» газогенератора 15. На газогенераторе 15 установлены одно или несколько запальных устройств 30. Блок управления 31 соединен электрическими связями с запальными устройствами 30, клапаном высокого давления 24, клапаном окислителя 29 и приводом регулятора расхода 26.The exit from the impeller of the
При запуске ЖРД с блока управления 31 подаются электрические сигналы на клапаны 24 и 29 и запальное (запальные) устройства 30. Окислитель и горючее из крыльчаток насосов 4, 5 и 8 самотеком поступает в газогенератор 15, где воспламеняется, продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 6, установленное на валу 14.When starting the liquid propellant rocket engine from the
В первом варианте (фиг.1) через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13 раскручивается вал насоса окислителя 3. Давление на выходе из крыльчаток насосов 4 и 5 возрастает. Часть топлива (около 10%) поступает в дополнительный насос горючего 8, где его давление значительно увеличивается. Дополнительный насос горючего 8 приводится во вращение и имеет одинаковую частоту вращения, что и крыльчатка насоса окислителя 4 и крыльчатка насоса горючего 5 (фиг.1).In the first embodiment (Fig. 1), the shaft of the
По второму варианту (фиг.2) крутящий момент с вала насоса окислителя 3 передается на вал насоса горючего 2 через магнитную муфту 12 и мультипликатор 13. При этом крыльчатка насоса горючего 5 будет иметь более высокие обороты, чем крыльчатка насоса окислителя 4. Вал дополнительного насоса горючего 10 соединен с валом насоса горючего 2 напрямую.According to the second option (figure 2), the torque from the shaft of the
По третьему варианту (фиг.3), кроме двух магнитных муфт с мультипликаторами, в конструкции ТНА применена третья магнитная муфта с мультипликатором. Вследствие этого, из-за отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего 10 его надежность возрастает. При давлении на входе в крыльчатку насоса горючего 4 порядка P1=4...5 кгс/см2, на выходе из крыльчатки насосов горючего 4 Р2=300 кгс/см2 и при давлении на выходе из дополнительного насоса горючего 8 примерно Р3=900 кгс/см2 возникший между ними перепад давления примерно в 600 кгс/см2 воспринимается перегородкой из немагнитного материала 14. Давление на входе в насос окислителя Р4=4...5 кгс/см2, на выходе из насоса окислителя P5=400 кгс/см2, на входе с камеру сгорания Р6=300 кгс/см2. Наличие магнитных муфт между насосами и насосом окислителя и турбиной обеспечивает полную герметичность всех модулей друг относительно друга, наличие мультипликаторов - согласование оборотов вращения турбины и насосов и одновременно модульность конструкции.According to the third embodiment (figure 3), in addition to two magnetic couplings with multipliers, a third magnetic coupling with a multiplier was used in the design of the TNA. As a result of this, due to the lack of sealing on the shaft of the
В результате появилась реальная возможность спроектировать все основные узлы ТНА: турбину и насос на оптимальные параметры, в том числе по частотам вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между турбиной и насосами или нескольких мультипликаторов, а это позволило минимизировать вес ТНА, что имеет решающее значение в ракетной технике.As a result, there was a real opportunity to design all the main components of the TNA: the turbine and pump for optimal parameters, including speed, and to match the rotation speeds through the use of one multiplier between the turbine and pumps or several multipliers, and this minimized the weight of the TNA, which is crucial in rocket technology.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Предотвратить взрыв ТНА и ракеты при старте или в полете вследствие контакта окислителя и горючего в полости между насосами или проникновения продуктов сгорания из турбины в один из компонентов топлива, если в качестве компонентов ракетного топлива используется кислород и водород или другие агрессивные компоненты.1. To prevent the explosion of TNA and missiles at launch or in flight due to contact of the oxidant and fuel in the cavity between the pumps or the penetration of combustion products from the turbine into one of the fuel components if oxygen and hydrogen or other aggressive components are used as components of rocket fuel.
2. Обеспечить модульность конструкции ТНА.2. Provide modular design of the TNA.
3. Спроектировать все узлы ТНА: турбину и насос на оптимальные параметры, в том числе частоты вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между турбиной и насосами или нескольких мультипликаторов.3. Design all TNA components: turbine and pump for optimal parameters, including rotational speeds, and coordinate rotational speeds through the use of one multiplier between the turbine and pumps or several multipliers.
5. Повысить надежность ТНА за счет отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего и его полной герметичности за счет применения магнитной муфты.5. Improve the reliability of the TNA due to the lack of sealing on the shaft of the additional fuel pump and its complete tightness through the use of a magnetic coupling.
6. Упростить кинематическую схему ТНА за счет отказа от редуктора.6. Simplify the kinematic diagram of the TNA by eliminating the gearbox.
7. Уменьшить общий вес ТНА за счет исключения редуктор и его корпуса.7. Reduce the total weight of the TNA by eliminating the gearbox and its housing.
8. Полностью предотвратить утечку горючего в дренаж из редуктора и из полости между насосами окислителя и горючего.8. To completely prevent the leakage of fuel into the drain from the gearbox and from the cavity between the oxidizer and fuel pumps.
9. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:9. Improve fire safety of TNA by:
- уменьшения вероятности контакта окислителя и горючего в полости между насосами окислителя и горючего,- reducing the likelihood of contact of the oxidizing agent and fuel in the cavity between the pumps of the oxidizing agent and fuel,
- исключения из конструкции системы редуктора, охлаждаемого пожароопасным компонентом ракетного топлива - горючим.- exceptions from the design of the gearbox system, cooled by a flammable component of rocket fuel - combustible.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006111833/06A RU2302548C1 (en) | 2006-04-10 | 2006-04-10 | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006111833/06A RU2302548C1 (en) | 2006-04-10 | 2006-04-10 | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2302548C1 true RU2302548C1 (en) | 2007-07-10 |
Family
ID=38316712
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006111833/06A RU2302548C1 (en) | 2006-04-10 | 2006-04-10 | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2302548C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2560656C1 (en) * | 2014-11-11 | 2015-08-20 | Николай Борисович Болотин | Turbo-pump unit of liquid missile engine |
| CN117307357A (en) * | 2023-10-26 | 2023-12-29 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | Rocket engine modularized assembly turbopump system and recovery method |
-
2006
- 2006-04-10 RU RU2006111833/06A patent/RU2302548C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2560656C1 (en) * | 2014-11-11 | 2015-08-20 | Николай Борисович Болотин | Turbo-pump unit of liquid missile engine |
| CN117307357A (en) * | 2023-10-26 | 2023-12-29 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | Rocket engine modularized assembly turbopump system and recovery method |
| CN117307357B (en) * | 2023-10-26 | 2024-03-22 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | Rocket engine modularized assembly turbopump system and recovery method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1022454B1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| CN111502864B (en) | Open-cycle liquid oxygen kerosene engine system and use method thereof | |
| US8250853B1 (en) | Hybrid expander cycle rocket engine | |
| US8381508B2 (en) | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies | |
| US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2418970C1 (en) | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit | |
| RU2352804C1 (en) | Liquid propellant jet engine | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| RU2299346C1 (en) | Turbopump set of rocket engine | |
| RU2539315C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbopump unit | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2383766C1 (en) | Turbopump unit for three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2384724C1 (en) | Rocket engine three-component fuel turbopumping system |