RU2362899C1 - Fuel-feed assembly to internal combustion engine - Google Patents
Fuel-feed assembly to internal combustion engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2362899C1 RU2362899C1 RU2008113627/06A RU2008113627A RU2362899C1 RU 2362899 C1 RU2362899 C1 RU 2362899C1 RU 2008113627/06 A RU2008113627/06 A RU 2008113627/06A RU 2008113627 A RU2008113627 A RU 2008113627A RU 2362899 C1 RU2362899 C1 RU 2362899C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- turbine
- gas generator
- fuel pump
- outlet
- Prior art date
Links
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
- Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
- Y02T10/30—Use of alternative fuels, e.g. biofuels
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания - ДВС, работающим на сжиженном природном газе СПГ, конкретно к агрегату подачи топлива - турбонасосному агрегату ТНА.The invention relates to internal combustion engines - internal combustion engines operating on liquefied natural gas LNG, specifically to a fuel supply unit - a turbopump unit TNA.
Известен турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2095607. Этот 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 turbopump unit of a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2095607. This TNA contains pumps for the supply of components - fuel and oxidizer with a turbine on one shaft into which a 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 inlet to the pump 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.The disadvantage of engine TNA is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известны способ работы ТНА и ТНА по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы ТНА 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. 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 TNA and TNA according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The way the engine TNA operates 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. The engine comprises 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, МПК7 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 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.
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. 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 не приемлема, 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. 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 not acceptable, 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 ТНА для жидкостного ракетного двигателя 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 TNA for liquid propellant rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. 09/10/2003 g (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 of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump 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 отсутствие средства газификации жидкого топлива перед его подачей в камеру сгорания и низкий КПД турбины ТНА.The disadvantage of this scheme is the lack of means of gasification of liquid fuel before it is fed into the combustion chamber and the low efficiency of the TNA turbine.
Задачи создания изобретения: повышение КПД ТНА и обеспечение газификации топлива (горючего).Objectives of the invention: improving the efficiency of the TNA and providing gasification of fuel (fuel).
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в агрегате подачи горючего в двигатель внутреннего сгорания - ДВС, работающем на сжиженном природном газе, содержащем установленные на валу крыльчатку воздушного компрессора, крыльчатку насоса горючего, турбину с рабочим колесом, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и газогенератор, корпус которого установлен соосно с турбиной, к валу турбонасосного агрегата подсоединен стартер, а выходы из крыльчатки воздушного компрессора и насоса горючего соединены с газогенератором. На выходе из насоса горючего установлен теплообменник-газификатор. На выходе из насоса горючего установлен ресивер. На выходе из насоса горючего перед газогенератором установлен регулятор расхода горючего.The solution to these problems was achieved due to the fact that in the unit for supplying fuel to the internal combustion engine - ICE running on liquefied natural gas, containing an air compressor impeller, a fuel pump impeller, a turbine with an impeller located in the housing of the turbopump unit, and a gas generator, the casing of which is mounted coaxially with the turbine, a starter is connected to the shaft of the turbopump assembly, and the exits from the impeller of the air compressor and the fuel pump are connected to the gas generator. At the outlet of the fuel pump, a heat exchanger-gasifier is installed. A receiver is installed at the outlet of the fuel pump. At the outlet of the fuel pump, a fuel flow regulator is installed in front of the gas generator.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижением нового эффекта. Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.Patent studies have shown that the proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability. Novelty is confirmed by patent research, inventive step is achieved by the achievement of a new effect. 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 чертежом.The invention is illustrated in the drawing.
Агрегат подачи топлива в ДВС содержит вал 1, на котором установлены детали ротора ТНА в следующей последовательности: крыльчатка насоса горючего 2 - на консоли, далее - крыльчатка воздушного компрессора 3 и потом - рабочее колесо 4 турбины 5. Турбина 5 содержит сопловой аппарат 6. Вал 1 установлен на подшипниках 7, которые уплотнены уплотнениями 8.The fuel supply unit in the internal combustion engine contains a shaft 1 on which the details of the TNA rotor are installed in the following sequence: the impeller of the fuel pump 2 is on the console, then the impeller of the air compressor 3 and then the impeller 4 of the turbine 5. The turbine 5 contains a nozzle device 6. The shaft 1 is mounted on bearings 7, which are sealed by seals 8.
Крыльчатка насоса горючего 2 размещена в корпусе 9, крыльчатка воздушного компрессора 3 размещена в корпусе 10, рабочее колесо 4 турбины 5 размещено в корпусе 11. Между корпусами 10 и 11 (между крыльчатками 2 и 3) выполнен корпус 12 редуктора 13, из которого выходит пусковой вал 14, соединенный через муфту 15 со стартером 16.The impeller of the fuel pump 2 is housed in the housing 9, the impeller of the air compressor 3 is housed in the housing 10, the impeller 4 of the turbine 5 is housed in the housing 11. Between the housings 10 and 11 (between the impellers 2 and 3) is made the housing 12 of the gearbox 13, from which the starting a shaft 14 connected through a sleeve 15 to a starter 16.
Турбонасосный агрегат оборудован газогенератором 17. Газогенератор 17 имеет корпус 18, который установлен соосно с валом 1 над сопловым аппаратом 6 турбины 5. Газогенератор 17 содержит головку газогенератора 19, внутри которой выполнены наружная плита 20 и внутренняя плита 21 с образованием полости А над ними и полостью Б между ними. Внутри головки 19 установлены форсунки горючего 22 и воздушные форсунки 23. Воздушные форсунки 23 сообщают полость А с внутренней полостью газогенератора В, а форсунки горючего 22 сообщают полость Б с внутренней полостью газогенератора В. На наружной поверхности газогенератора 17 установлен воздушный коллектор 24, к которому подходит воздухопровод 25, соединенный с выходом из крыльчатки воздушного компрессора 3.The turbopump unit is equipped with a gas generator 17. The gas generator 17 has a housing 18, which is mounted coaxially with the shaft 1 above the nozzle apparatus 6 of the turbine 5. The gas generator 17 comprises a head of the gas generator 19, inside which an outer plate 20 and an inner plate 21 are formed with the formation of a cavity A above them and a cavity B in between. Inside the head 19, fuel nozzles 22 and air nozzles 23 are installed. Air nozzles 23 communicate cavity A with the internal cavity of gas generator B, and fuel nozzles 22 communicate cavity B with the internal cavity of gas generator B. An air collector 24 is installed on the outer surface of gas generator 17, to which it fits an air duct 25 connected to the exit of the impeller of the air compressor 3.
Выход из крыльчатки насоса горючего 2 соединен топливопроводом 26 с входом в теплообменник-газификатор 27, выход из него газопроводом 28 соединен с ресивером 29, от которого отходит система подачи топлива в ДВС 30 с отсечным клапаном 31. К системе подачи топлива в ДВС подстыкован топливный трубопровод 32 с регулятором 33 и клапаном 34, другой конец которого соединен с полостью Б. К теплообменнику-газификатору 27 подсоединена труба 35, которая отходит от выхода турбины 5. С дугой стороны к теплообменнику-газификатору 17 подсоединена выхлопная труба 36 для сброса продуктов сгорания в атмосферу. На корпусе 18 газогенератора 17 установлен электрический запальник 37. На входе в крыльчатку воздушного компрессора 3 установлен фильтр 38.The exit from the impeller of the fuel pump 2 is connected by a fuel line 26 to the entrance to the heat exchanger-gasifier 27, the exit from it by a gas line 28 is connected to a receiver 29, from which the fuel supply system to the internal combustion engine 30 with the shut-off valve 31 is discharged. The fuel pipeline is connected to the fuel supply system to the internal combustion engine 32 with a regulator 33 and a valve 34, the other end of which is connected to the cavity B. A pipe 35 is connected to the heat exchanger-gasifier 27, which extends from the outlet of the turbine 5. From the arc side, an exhaust pipe 36 is connected to the heat exchanger-gasifier 17 discharge of the combustion products into the atmosphere. An electric igniter 37 is installed on the housing 18 of the gas generator 17. A filter 38 is installed at the inlet of the impeller of the air compressor 3.
При запуске ДВС включают стартер 16 и открывают отсечной клапан 31 и клапан 34. Стартер 16 раскручивает вал 1. В газогенератор 17 в полость В поступает воздух и горючее. При помощи электрозапальника 37 смесь воспламеняется и продукты сгорания проходят сопловой аппарат 6 и рабочее колесо 5 турбины 5, при этом рабочее колесо турбины 4 и вал 1 раскручиваются, приводя во вращение крыльчатки 2 и 3. Давление горючего (сжиженный природный газ) на выходе из крыльчатки горючего 2 повышается. Проходя теплообменник-газификатор 27, горючее газифицируется выхлопными газами, выходящими из турбины 5. При этом тепловая энергия выхлопных газов частично утилизируется, что повышает КПД установки в целом. Работа газогенератора 17 на газообразной фазе СПГ позволит обеспечить более устойчивое горение, по сравнению с его работой на жидкой фазе. Кроме того, проектирование газогенератора 17 для работы на сжиженном СПГ привело бы к тому, что при длительном хранении сжиженного СПГ в емкости, его температура поднимется до метки кипения и все оборудование будет работать на двухфазной среде, т.е. на нерасчетном режиме с отрицательными последствиями, а именно пульсирующим горением и снижением КПД.When starting the internal combustion engine, the starter 16 is turned on and the shut-off valve 31 and the valve 34 are opened. The starter 16 spins the shaft 1. Air and fuel enter the gas generator 17 into the cavity B. Using the electric igniter 37, the mixture is ignited and the combustion products pass through the nozzle apparatus 6 and the impeller 5 of the turbine 5, while the impeller of the turbine 4 and shaft 1 are untwisted, leading the impellers 2 and 3 to rotate. The fuel pressure (liquefied natural gas) at the exit of the impeller fuel 2 rises. Passing the heat exchanger-gasifier 27, the fuel is gasified with exhaust gases leaving the turbine 5. In this case, the thermal energy of the exhaust gases is partially utilized, which increases the efficiency of the installation as a whole. The operation of the gas generator 17 in the gaseous phase of LNG will allow for more stable combustion, compared with its work in the liquid phase. In addition, the design of the gas generator 17 for operation on liquefied LNG would lead to the fact that during prolonged storage of liquefied LNG in a tank, its temperature would rise to the boiling mark and all equipment would operate on a two-phase medium, i.e. in off-design mode with negative consequences, namely, pulsating combustion and a decrease in efficiency.
Ресивер 29 уменьшает инерционность двигателя ДВС, на котором установлен этот агрегат, т.к. большая масса теплообменника-газификатора 27 приводит к тому, что при резком открытии регулятора 33 температура продуктов сгорания в газогенераторе 17 увеличится, а температура и расход горючего в ДВС некоторое время останутся без изменения.Receiver 29 reduces the inertia of the ICE engine on which this unit is installed, because the large mass of the heat exchanger-gasifier 27 leads to the fact that with a sharp opening of the controller 33, the temperature of the combustion products in the gas generator 17 will increase, and the temperature and fuel consumption in the internal combustion engine will remain unchanged for some time.
Регулирование режима работы ДВС осуществляется регулятором 33. Выключение ДВС осуществляется отсечным клапаном 31 и клапаном 34, путем их перекрытия.The regulation of the internal combustion engine is carried out by the regulator 33. The internal combustion engine is turned off by the shut-off valve 31 and the valve 34, by their overlap.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить газификацию топлива и устойчивую работу газогенератора на однофазном (газообразном топливе - СПГ).1. To provide gasification of fuel and stable operation of the gas generator on a single-phase (gaseous fuel - LNG).
2. Повысить КПД турбины и всей установки в целом за счет утилизации тепла за турбиной.2. To increase the efficiency of the turbine and the entire installation as a result of heat recovery behind the turbine.
3. Улучшить приемистость работы ДВС.3. Improve the throttle response of the engine.
4. Упростить кинематическую схему ТНА.4. Simplify the kinematic diagram of TNA.
5. Уменьшить общий вес ТНА.5. Reduce the total weight of the TNA.
6. Уменьшить давление и утечку горючего в дренаж.6. Reduce pressure and fuel leakage into the drain.
7. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:7. Improve the fire safety of TNA by:
- уменьшения вероятности контакта воздуха и горючего в полости крыльчатками,- reduce the likelihood of contact of air and fuel in the cavity by the impellers,
- исключения попадания в корпус редуктора горючего, за счет размещения крыльчатки горючего на консоли вала.- elimination of the ingress of fuel into the housing of the gear due to the placement of the fuel impeller on the shaft console.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008113627/06A RU2362899C1 (en) | 2008-04-07 | 2008-04-07 | Fuel-feed assembly to internal combustion engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008113627/06A RU2362899C1 (en) | 2008-04-07 | 2008-04-07 | Fuel-feed assembly to internal combustion engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2362899C1 true RU2362899C1 (en) | 2009-07-27 |
Family
ID=41048479
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008113627/06A RU2362899C1 (en) | 2008-04-07 | 2008-04-07 | Fuel-feed assembly to internal combustion engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2362899C1 (en) |
-
2008
- 2008-04-07 RU RU2008113627/06A patent/RU2362899C1/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2648480C2 (en) | Starting device for rocket motor turbopump | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2561757C1 (en) | Three-component air-jet engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2362899C1 (en) | Fuel-feed assembly to internal combustion engine | |
| RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2539315C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbopump unit | |
| RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
| RU2383766C1 (en) | Turbopump unit for three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2443894C1 (en) | Three-component liquid rocket engine and method of its operation | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2561772C1 (en) | Air-jet engine | |
| RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
| RU2384724C1 (en) | Rocket engine three-component fuel turbopumping system | |
| RU2392461C1 (en) | Power plant of nuclear gas turbine locomotive | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines |