RU2378527C1

RU2378527C1 - Controlled liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2378527C1
Application number: RU2008142807/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-10-28
Filing date: 2008-10-28
Publication date: 2010-01-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention is related to rocket engineering. Controlled liquid-propellant rocket engine comprises combustion chamber installed on frame with jet nozzle, having system of regenerative cooling, turbopump set arranged as a single unit, which comprises turbine, oxidant and fuel pumps, gas generator installed upstream turbine, at the same time nozzle extension is installed concentrically to jet nozzle, and is arranged in its profile as nozzle continuation and has the possibility to move along axis of combustion chamber with the help of four independent drives, which comprises actuating mechanisms, and four two-element mechanisms and ball hinge for extension rotation. Nozzle extension is arranged of carbon-carbon composite material. Nozzle extension is arranged as cooled and comprises cooling jacket, which is installed concentrically to nozzle extension with production of clearance, cavity of which is connected to fuel pump and fuel header by means of flexible pipelines. At least one electric motor is used as actuating mechanisms. At least one pneumatic cylinder is used as actuating mechanisms.

EFFECT: invention provides for optimal operation of rocket engine in wide range of modes at various height, simplification of pneumatic hydraulic layout, increased reliability and improved efficiency.

6 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к четырехкамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по открытой схеме, без дожигания газогенераторного газа, работающим на окислителе и на углеводородном горючем.The invention relates to rocket technology, specifically to four-chamber liquid propellant rocket engines made according to an open circuit, without afterburning gas-generating gas, operating on an oxidizing agent 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 as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the 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 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 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. Жидкостной 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.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. 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.

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 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 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 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 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. 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 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, the regulation consists, as a rule, in changing the area of the exit section of the nozzle. 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 exhaust gases.

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.

Задача создания изобретения: улучшение технических характеристик ЖРД в широком диапазоне режимов полета на различной высоте и обеспечение регулирования вектора тяги.The task of creating the invention: improving the technical characteristics of the rocket engine in a wide range of flight modes at different heights and ensuring thrust vector control.

Решение указанных задач достигнуто в регулируемом жидкостном ракетном двигателем, содержащем установленную на раме камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный перед турбиной, отличающемся тем, что концентрично реактивному соплу установлена сопловая насадка, выполненная по профилю как продолжение сопла и имеющая возможность перемещаться вдоль оси камеры сгорания при помощи четырех независимых приводов, содержащих исполнительные механизмы, четыре двухзвенных механизма и шаровой шарнир поворота насадки. Сопловая насадка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала. Сопловая насадки выполнены охлаждаемой и содержит рубашку охлаждения, установленную концентрично сопловой насадке, с образованием зазора, полость которого гибкими трубопроводами подсоединена к насосу горючего и топливному коллектору горючего. В качестве исполнительных механизмов применены электрические двигатели. В качестве исполнительных механизмов применены пневмоцилиндры. В качестве исполнительных механизмов применен гидроцилиндр.The solution of these problems was achieved in an adjustable liquid rocket engine containing a combustion chamber mounted on the frame with a jet nozzle having a regenerative cooling system, a turbopump assembly made in the form of a single unit containing a turbine, oxidizer and fuel pumps, a gas generator installed in front of the 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 axis of the combustion chamber using four independent drives containing actuators, four two-link mechanisms and a ball joint for turning the nozzle. Nozzle nozzle made of carbon-carbon composite material. The nozzle nozzles are 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 fuel manifold. As actuators used electric motors. As actuators applied pneumatic cylinders. As actuators used hydraulic cylinder.

Сущность изобретения поясняется на чертежами, где:The invention is illustrated in the drawings, where:

на фиг.1 приведена схема регулируемого жидкостного ракетного двигателя,figure 1 shows a diagram of an adjustable liquid rocket engine,

на фиг.2 приведен разрез А-А,figure 2 shows a section aa,

на фиг.3 приведена неохлаждаемая приставка сопла,figure 3 shows the uncooled nozzle attachment,

на фиг.4 приведена охлаждаемая приставка сопла.figure 4 shows the cooled nozzle attachment.

Регулируемый жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, турбину 5, газогенератор 6, установленный перед турбиной 5, и пусковую турбину 7. Турбонасосный агрегат 2 и камера сгорания 1 соединены газоводом 8. Камера сгорания 1 и турбонасный агрегат 2 установлены на раме 9. Камера сгорания 1 крепится к раме 9 при помощи узлов крепления 10. К пусковой турбине 7 подходит трубопровод унитарного топлива 11, в котором установлен пусковой клапан 12. На выходе из пусковой турбины 7 установлена выхлопная труба 13. Выход из насоса окислителя 3 соединен основным трубопроводом окислителя 14 с клапаном окислителя 15 с камерой сгорания 1. Выход из насоса горючего 4 соединен трубопроводом горючего 16 с клапаном горючего 17 с кольцевым коллектором 18, выполненными на камере сгорания 1. Камера сгорания 1 содержит сопло 19, выполненное из двух оболочек с зазором «Б» между ними. Концентрично каждому соплу 19 установлена сопловая насадка 20. В нижней части сопла 19 выполнен шаровой шарнир 21.Adjustable liquid rocket engine (Fig.1 ... 3) contains a combustion chamber 1 and a turbopump unit 2. The turbopump unit 2, in turn, contains an oxidizer pump 3, a fuel pump 4, a turbine 5, a gas generator 6 installed in front of the turbine 5, and a starting turbine 7. The turbopump unit 2 and the combustion chamber 1 are connected by a gas duct 8. The combustion chamber 1 and the turbopump unit 2 are mounted on the frame 9. The combustion chamber 1 is attached to the frame 9 using the attachment points 10. A unitary fuel pipe 11 is suitable for the starting turbine 7, in which set start valve 12. An exhaust pipe 13 is installed at the exit of the start turbine 7. The exit from the oxidizer pump 3 is connected by the main oxidizer pipe 14 to the oxidizer valve 15 with the combustion chamber 1. The exit from the fuel pump 4 is connected by the fuel pipe 16 to the fuel valve 17 with an annular manifold 18, made on the combustion chamber 1. The combustion chamber 1 contains a nozzle 19 made of two shells with a gap "B" between them. Concentric to each nozzle 19 is a nozzle nozzle 20. In the lower part of the nozzle 19 a ball joint 21 is made.

Привод содержит четыре независимых исполнительных механизма 23 со штоками и двухзвенные устройства перемещения с верхним звеном 24 и нижним звеном 27. Все звенья соединены шарнирами 28. Другой конец исполнительного механизма 23 закреплен на средней силовой плите, соединенной с камерами сгорания 1. Сопловая насадка 20 выполнена по профилю как продолжение сопла 19 и имеющая возможность перемещения вдоль оси камеры сгорания 1 при помощи привода (не показано). Привод может быть выполнен из одного или нескольких исполнительных механизмов 23. Сопловая насадка 20 установлена на направляющем цилиндре 29, в котором для облегчения выполнены окна 30.The drive contains four independent actuators 23 with rods and two-link movement devices with an upper link 24 and a lower link 27. All links are connected by hinges 28. The other end of the actuator 23 is mounted on the middle power plate connected to the combustion chambers 1. The nozzle 20 is made profile as a continuation of the nozzle 19 and having the ability to move along the axis of the combustion chamber 1 using a drive (not shown). The drive may be made of one or more actuators 23. The nozzle nozzle 20 is mounted on a guide cylinder 29, in which windows 30 are made for ease.

На фиг.2 приведен разрез А-А. На фиг.3 и 4 приведена конструкция стыка сопловой насадки 20 и сопла 19, при этом на фиг.3 приведена сопловая насадка 20, выполненная из графито-графитового композиционного материала, только верхнее кольцо выполнено металлическим. Стыковка сопловой насадки 20 с нижней частью сопла 19 выполнена для обеспечения герметичности и поворота для управления вектором тяги по сферическому шарниру 21. На фиг.4 приведена охлаждаемая сопловая насадка, которая содержит рубашку охлаждения 31, образующую с сопловой насадкой 20 зазор «В», полость между сопловой насадкой 20 и соплом 19 соединена гибкими трубопроводами 32 и 33 соответственно с выходом из насоса горючего 4.Figure 2 shows a section aa. Figure 3 and 4 shows the junction of the nozzle nozzle 20 and the nozzle 19, while figure 3 shows the nozzle nozzle 20 made of graphite-graphite composite material, only the upper ring is made of metal. The nozzle nozzle 20 is joined to the lower part of the nozzle 19 to ensure tightness and rotation for controlling the thrust vector along the spherical hinge 21. Figure 4 shows a cooled nozzle nozzle, which contains a cooling jacket 31 forming a gap “B” with the nozzle nozzle 20, the cavity between the nozzle nozzle 20 and the nozzle 19 is connected by flexible pipes 32 and 33, respectively, with the exit of the fuel pump 4.

При запуске ЖРД с блока управления (не показан) подается сигнал на пусковой клапан 12 и на открытие клапанов 15 и 17. Унитарное топливо, например перекись водорода, по трубопроводу 11 через клапан 12 подается в пусковую турбину 7, где разлагается в присутствии катализатора и раскручивает пусковую турбину 7. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 и газогенератор 6. Топливная смесь в камере сгорания 1 воспламеняется. Двигатель запустился.When starting the LRE from the control unit (not shown), a signal is sent to the start valve 12 and to open the valves 15 and 17. Unitary fuel, such as hydrogen peroxide, is piped through the valve 11 to the start turbine 7, where it decomposes in the presence of a catalyst and spins starting turbine 7. The oxidizing agent and fuel enter the combustion chamber 1 and the gas generator 6. The fuel mixture in the combustion chamber 1 is ignited. The engine has started.

После набора ракетой высоты блок управления подает сигнал на исполнительные механизмы 23, которые перемещают сопловую насадку 20 в крайне нижнее положение. Длина сопла, и степень расширения продуктов сгорания в нем увеличивается. 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. Для регулирования вектора тяги исполнительными механизмами 23 поворачивают сопловую насадку 20. При выключении двигателя с блока управления подается сигнал на клапаны 12, 17 и 15, которые закрываются.After the rocket has climbed, the control unit sends a signal to the actuators 23, which move the nozzle nozzle 20 to an extremely low position. The length of the nozzle, and the degree of expansion of the combustion products in it increases. Combustion products flowing out of the nozzle expand further in the nozzle to ambient pressure, creating additional traction without increasing fuel consumption. This leads to an improvement in the specific characteristics of the LRE at high altitudes. To regulate the thrust vector, the actuators 23 rotate the nozzle nozzle 20. When the engine is turned off, a signal is sent to the valves 12, 17 and 15, which are closed.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Обеспечить высокие технические характеристики четырехкамерных ЖРД в широком диапазоне режимов его работы на различной высоте.1. To provide high technical characteristics of four-chamber rocket engines in a wide range of modes of operation at different heights.

2. Обеспечить регулирование вектора тяги.2. Provide thrust vector control.

3. Обеспечить надежную работу сопловой насадки при высоких температурах.3. To ensure reliable operation of the nozzle nozzle at high temperatures.

4. Обеспечить герметичность стыка сопловой насадки с соплом.4. To ensure the tightness of the junction of the nozzle nozzle with the nozzle.

Claims

1. An adjustable 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 a turbine, oxidizer and fuel pumps, a gas generator installed in front of the turbine, characterized in that it is concentric a nozzle nozzle installed along the profile as an extension of the nozzle and having the ability to move along the axis of the combustion chamber using four independent rows containing four actuators and dvuhzvennyh mechanism and ball joint nozzle rotation.

2. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the nozzle nozzle is made of carbon-carbon composite material.

3. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the nozzle nozzle is made cooled and contains a cooling jacket mounted concentrically with the nozzle nozzle to form a gap, the cavity of which is connected by flexible pipelines to the fuel pump and fuel manifold.

4. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least one electric motor is used as actuators.

5. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least one pneumatic cylinder is used as actuators.

6. A liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that at least one hydraulic cylinder is used as actuators.