RU2372514C1 - Liquid rocket engine - Google Patents
Liquid rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2372514C1 RU2372514C1 RU2008140765/06A RU2008140765A RU2372514C1 RU 2372514 C1 RU2372514 C1 RU 2372514C1 RU 2008140765/06 A RU2008140765/06 A RU 2008140765/06A RU 2008140765 A RU2008140765 A RU 2008140765A RU 2372514 C1 RU2372514 C1 RU 2372514C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- actuator
- rocket engine
- combustion chamber
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid rocket engines 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, 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 in space booster blocks, stages of rocket launchers, and as a main engine of space vehicles, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine on one 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 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 двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of the engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
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. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. 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 comprises a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component supply pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. 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,
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 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. 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 по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит камеру и 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 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 according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. 09/10/2003 g (prototype), which contains a chamber and 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 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.
Основной элемент выходного устройства реактивного двигателя и двигателя с комбинированной тягой - это реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газа, выходящего из турбины, или форсажной камеры газотурбинного двигателя, или из камеры сгорания (или другого устройства для подогрева рабочего тела) ракетного двигателя, сопровождаемое увеличением его скорости и кинетической энергии. Расширение газа в сопле реактивном происходит до давления окружающей среды на расчетном режиме сопла и до давления, отличного от давления окружающей среды, на нерасчетных режимах сопла. Скорость истечения газа из реактивного сопла воздушно-реактивного двигателя на расчетном режиме сопла определяет при данной скорости полета величину удельной тяги двигателя. Скорость истечения газа из реактивного сопла ракетного двигателя на расчетном режиме сопла определяет величину удельной тяги двигателя независимо от скорости полета. Скорость истечения газа из реактивного сопла современных реактивных двигателей в земных статических условиях доходит до 1000 м/с и более у воздушно-реактивных двигателей и до 3000 м/с и более у ракетных двигателей. Различают регулируемое и нерегулируемое реактивное сопло. Регулируемое сопло снабжается устройством для изменения его сечения при работе двигателя. В дозвуковом сужающемся сопле регулирование состоит, как правило, в изменении площади выходного сечения сопла. В сверхзвуковом сопле регулированию подвергаются как площадь критического сечения, так и площадь выходного сечения сопла. Регулируемое сопло применяется в турбореактивных двигателях с форсажной камерой, а также в некоторых других газотурбинных, воздушно-реактивных и ракетных двигателях. Сопло ракетного двигателя называется также соплом камеры двигателя или просто соплом и его регулирование практически не применяется из-за очень высокой температуры истечения продуктов сгорания.The main element of the output device of a jet engine and a combined thrust engine is a jet nozzle. In the jet nozzle, gas expands from the turbine, or afterburner of the gas turbine engine, or from the combustion chamber (or other device for heating the working fluid) of the rocket engine, accompanied by an increase in its speed and kinetic energy. The expansion of gas in the jet nozzle occurs to ambient pressure at the design mode of the nozzle and to a pressure different from the ambient pressure at off-design nozzle modes. The rate of gas outflow from the jet nozzle of the jet engine in the nozzle design mode determines at a given flight speed the specific thrust of the engine. The rate of gas outflow from the jet nozzle of a rocket engine in the nozzle design mode determines the specific thrust of the engine, regardless of flight speed. The speed of gas outflow from the jet nozzle of modern jet engines under terrestrial static conditions reaches 1000 m / s and more for air-jet engines and up to 3000 m / s and more for rocket engines. Distinguish between adjustable and unregulated jet nozzle. The adjustable nozzle is equipped with a device for changing its cross section during engine operation. In a subsonic tapering nozzle, regulation usually consists in changing the area of the nozzle exit section. In a supersonic nozzle, both the critical section area and the nozzle exit section area are subject to regulation. The adjustable nozzle is used in turbojet engines with an afterburner, as well as in some other gas turbine, jet and rocket engines. The nozzle of a rocket engine is also called the nozzle of the engine chamber or simply a nozzle and its regulation is practically not applied due to the very high temperature of the expiration of the combustion products.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов на различной высоте, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.The objectives of the invention: to ensure optimal operation of the rocket engine in a wide range of modes at different heights, simplifying the pneumohydraulic circuit, increasing reliability, increasing the power and characteristics of the rocket engine.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что, жидкостный ракетный двигатель, содержащий установленные на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащий основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленным над основной турбиной, отличающийся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль продольной оси камеры сгорания при помощи привода, при этом сопловая насадка выполнена охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и к топливному коллектору горючего. Привод содержит, по меньшей мере, один исполнительный механизм. Исполнительный механизм может быть размещен на сопле. Исполнительный механизм может быть закреплены на раме. Исполнительный механизм может быть закреплен на камере сгорания. Исполнительный механизм могут быть соединен механизмом синхронизации, а сопловая насадка установлена на направляющем цилиндре. В качестве исполнительного механизма может быть применен электрический двигатель. В качестве исполнительного механизма может быть применен пневмоцилиндр. В качестве исполнительного механизма может быть применен гидроцилиндр.The solution to these problems was achieved due to the fact that a liquid rocket engine containing a combustion chamber mounted on the frame with a jet nozzle having a regenerative cooling system, a turbopump unit made in the form of a single unit containing the main turbine, oxidizer and fuel pumps, and a gas generator installed above the main turbine, characterized in that a nozzle nozzle is installed concentrically to the jet nozzle, made along the profile as an extension of the nozzle and having the ability to move along the the longitudinal axis of the combustion chamber by means of a drive, while the nozzle nozzle is made cooled and contains a cooling jacket installed concentrically with the nozzle nozzle, with the formation of a gap, the cavity of which is connected by flexible pipelines to the fuel pump and to the fuel manifold. The drive contains at least one actuator. The actuator can be placed on the nozzle. The actuator can be mounted on the frame. The actuator can be mounted on the combustion chamber. The actuator can be connected by a synchronization mechanism, and the nozzle nozzle is mounted on the guide cylinder. As an actuator, an electric motor can be used. A pneumatic cylinder can be used as an actuator. As an actuator, a hydraulic cylinder can be used.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 6, where:
на фиг.1 приведен первый вариант исполнения привода,figure 1 shows the first embodiment of the drive,
на фиг.2 приведен второй вариант исполнения привода,figure 2 shows the second embodiment of the drive,
на фиг.3 приведен третий вариант исполнения привода,figure 3 shows the third embodiment of the drive,
на фиг.4 приведен разрез А-А,figure 4 shows a section aa,
на фиг.5 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной из углерод-углеродного композиционного материала,figure 5 shows a view B for nozzle nozzles made of carbon-carbon composite material,
на фиг.6 приведен вид Б для сопловой насадки, выполненной охлаждаемой.figure 6 shows a view B for a nozzle nozzle made cooled.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…6) содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, пусковую турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7 соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9 с валом 10 турбонасосного агрегата 2, основную турбину 11, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 12 установлен над основной турбиной 11 соосно с турбонасосным агрегатом 2. Камера сгорания 1 содержит сопло 13, выполненное из двух оболочек и зазором «В» между ними, и головку камеры сгорания 14, внутри которой выполнены наружная плита 15 и внутренняя плита 16 с полостью «Г» между ними. Внутри головки камеры сгорания 14 установлены форсунки окислителя 17 и форсунки горючего 18. Форсунки окислителя 17 сообщают полость «Д» с внутренней полостью камеры сгорания «Е», а форсунки горючего 18 сообщают полость «Г» с внутренней полостью камеры сгорания 1 - полостью «Е». На наружной поверхности камеры сгорания 1 установлен коллектор горючего 19, от которого отходят топливопроводы 20 к нижней части сопла 13. К коллектору горючего 19 подключен выход из клапана горючего 21, вход которого соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 7 трубопроводом высокого давления 22 через регулятор расхода 23, имеющий привод 24 и клапан высокого давления 25 с газогенератором 12, конкретно - с полостью «Ж». Выход из насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 26 через клапан окислителя 27 тоже соединен с газогенератором 12, конкретно с его полостью «И». На головке 13 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28 (электрозапальные или пирозапальные), а на газогенераторе - запальные устройства 29. Запальных устройств может быть применено по одному или по несколько штук и на камере сгорания, и на газогенераторе. К пусковой турбине 5 подстыкован трубопровод 30 с пусковым клапаном 31, предназначенным для запуска пусковой турбины 5, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. Двигатель имеет блок управления 32, к которому электрическими связями подключены запальные устройства 28 и 29, клапан горючего 21, клапан окислителя 27, привод регулятора расхода 24, клапан высокого давления 25, пусковой клапан 31.The liquid rocket engine (Figs. 1 ... 6) contains a
К коллектору горючего 19 подключен продувочный трубопровод 33 с клапаном продувки 34. Продувка осуществляется инертным газом, например азотом.A
Двигатель содержит сопловую насадку 35, выполненную по профилю как продолжение сопла 13 и имеющую возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 1 при помощи привода. Привод может быть выполнен в одного или нескольких исполнительных механизмов 36. Предпочтительно (фиг.4) применить три исполнительных механизма 36, установленных по окружности симметрично оси камеры сгорания 1 и соединить их механизмом синхронизации, например цепным или ременным, содержащим звездочки или зубчатые шкивы 37 и ремень (или цепь) 38. Этот механизм может быть выполнен электрическим или механическим. На фиг.1 приведен исполнительный механизм в виде электродвигателя 39 с винтом 40, соединенным с силовым кольцом 41, установленным на сопловой насадке 35. Электродвигатель 39 прикреплен на раме двигателя 42. На фиг.2 приведена схема с пневмоцилиндром 43 (пневмоцилиндрами), имеющим шток 44, соединенный с силовым кольцом 41. Пневмоцилиндр 43 через клапан 45 соединен с баллоном сжатого газа 46. На фиг.3 приведена схема с гидроцилиндром 47, который соединен через клапан 45 с гидравлической станцией 48.The engine contains a
На фиг.5 и 6 приведена конструкция стыка сопловой насадки 35 и сопла 13, при этом на фиг.5 приведена сопловая насадка 35, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо 49 выполнено металлическим и может быть совмещено с силовым кольцом 41. Стыковка сопловой насадки 35 с нижней частью сопла 13 выполнена для обеспечения герметичности по конической поверхности «К». На фиг.6 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения 50, образующую с сопловой насадкой 35 зазор «Л», полость между сопловой насадкой 35 и соплом 1 соединена гибкими трубопроводами 51 и 52 соответственно с выходом из насоса горючего 4 и с коллектором горючего 19.Figures 5 and 6 show the junction of the
При запуске ЖРД с блока управления 32 подается сигнал на пусковой клапан 31. Воздух высокого давления (или инертный газ, или продукты газификации однокомпонентного топлива) с наземной системы по трубопроводу 30 подается на пусковую турбину 5 и раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса горючего 6 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 19, 25 и 26. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 и газогенератор 10. Подается сигнал на запальные устройства 27 и 28, топливная смесь в камере сгорания 1 и в газогенераторе 10 воспламеняется. Двигатель запустился. Регулятором расхода 22 осуществляют регулирование режима его работы путем изменения соотношения компонентов топлива в газогенераторе 2. После набора ракетой высоты блок управления 32 подает сигнал на исполнительные механизмы 36, которые перемещают сопловую насадку 35 в крайне нижнее положение. Длина сопла и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличиваются. Продукты сгорания, вытекающие из сопла, дополнительно расширяются в сопловой насадке до давления окружающей среды, создавая дополнительную силу тяги без увеличения расхода топлива. Это приводит к улучшению удельных характеристик ЖРД на больших высотах.When the LRE starts from the
При выключении двигателя с блока управления 32 подается сигнал на клапаны 21, 25 и 27, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 33 и инертный газ по продувочному трубопроводу 33 поступает в топливный коллектор 19 и далее в полость «В» для удаления остатков горючего.When you turn off the engine from the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить высокие технические характеристики ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.1. To provide high technical characteristics of the rocket engine in a wide range of modes of operation at various heights.
2. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.2. Ensure reliable operation of the nozzle nozzle at high temperatures.
3. Исключить перекос при выдвижении сопловой насадки в нижнее положение.3. To exclude a bias when extending a nozzle nozzle in the lower position.
4. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом.4. To ensure the tightness of the junction of the nozzle nozzle with the nozzle.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008140765/06A RU2372514C1 (en) | 2008-10-14 | 2008-10-14 | Liquid rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008140765/06A RU2372514C1 (en) | 2008-10-14 | 2008-10-14 | Liquid rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2372514C1 true RU2372514C1 (en) | 2009-11-10 |
Family
ID=41354777
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008140765/06A RU2372514C1 (en) | 2008-10-14 | 2008-10-14 | Liquid rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2372514C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108590890A (en) * | 2018-03-30 | 2018-09-28 | 上海空间推进研究所 | Engine jet pipe extended segment and lance system |
| RU2804439C1 (en) * | 2022-11-03 | 2023-09-29 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for displacing fuel from the internal cavities of the chamber of an oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine (lre) during shutdown and a device for its implementation |
-
2008
- 2008-10-14 RU RU2008140765/06A patent/RU2372514C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108590890A (en) * | 2018-03-30 | 2018-09-28 | 上海空间推进研究所 | Engine jet pipe extended segment and lance system |
| CN108590890B (en) * | 2018-03-30 | 2019-12-06 | 上海空间推进研究所 | Nozzle system |
| RU2804439C1 (en) * | 2022-11-03 | 2023-09-29 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for displacing fuel from the internal cavities of the chamber of an oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine (lre) during shutdown and a device for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2382228C1 (en) | Adjustable liquid propellant rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2372514C1 (en) | Liquid rocket engine | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2378166C1 (en) | Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine | |
| RU2378527C1 (en) | Controlled liquid-propellant rocket engine | |
| RU2380564C1 (en) | Adjustable liquid propellant rocket engine | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2065068C1 (en) | Experimental liquid-propellant reheat engine | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines | |
| RU2383770C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2379541C1 (en) | Adjustable fluid propellant rocket engine | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| RU2383771C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine |