RU2412370C1 - Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension - Google Patents
Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension Download PDFInfo
- Publication number
- RU2412370C1 RU2412370C1 RU2009146444/06A RU2009146444A RU2412370C1 RU 2412370 C1 RU2412370 C1 RU 2412370C1 RU 2009146444/06 A RU2009146444/06 A RU 2009146444/06A RU 2009146444 A RU2009146444 A RU 2009146444A RU 2412370 C1 RU2412370 C1 RU 2412370C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- head
- flexible element
- suspension unit
- gas duct
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid-propellant rocket engines made in a closed circuit with afterburning of gas-generating gas, and is intended to control the thrust vector of the engine.
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.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.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of this engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известен 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.Known 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.
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 не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. 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.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. 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., который содержит камеру, 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.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a 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.
Недостаток - двигатель не имеет систем регулирования вектора тяги и управления по крену.The disadvantage is that the engine does not have thrust vector control and roll control systems.
Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип.Known liquid rocket engine and TNA according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2161263, prototype.
Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.This engine contains a power frame, a combustion chamber made with the possibility of swinging in two planes, a gas generator and a turbopump unit, coupled to the gas generator by means of a gas duct, containing, in turn, a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump and an additional fuel pump, a gas duct connecting the outlet from a turbine with a combustion chamber, and a rocking unit of the rocket engine combustion chamber installed between the gas duct and the combustion chamber, more precisely, the head of the combustion chamber. This unit is made in the form of a bellows and a universal joint, which together provide the swing of the combustion chamber and the sealing of the supply of gas-generating gas having high pressure and temperature. In addition, a bellows cooling system is provided, since its performance under such extreme conditions is in doubt.
Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо и, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины, установленное на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и центробежным рабочим колесом второй ступени насоса окислителя установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени двухступенчатого насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени первого насоса.The turbopump assembly comprises a turbine with an impeller and oxidizer pumps, fuel and an additional fuel pump, mounted coaxially and containing, in turn, at least one centrifugal impeller and at least one screw, external and internal shafts, the turbine impeller mounted on the inner shaft, the oxidizer pump is made two-stage, and both stages are screw centrifugal, and a turbine is installed between the screw and the centrifugal impeller of the second stage of the oxidizer pump, fixed on an external shaft that extends inside the centrifugal impeller of the first stage and is connected to the screw of the first stage of the two-stage pump, the screw has an external retaining ring rigidly connected to the centrifugal impeller of the second stage of the first pump.
Недостатки этого двигателя и ТНА, входящего в его состав: плохая управляемость вектором тяги по углам тангажа и рыскания и сложность и ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре, применения охлаждения этого узла горючим, которое не только усложняет конструкцию этого узла, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты.The disadvantages of this engine and the TNA included in its composition: poor controllability of the thrust vector by pitch and yaw angles and the complexity and unreliability of the suspension unit of the LRE combustion chamber due to the presence of a large number of parts, low strength of thin-walled bellows operating at high pressure and temperature, application cooling this unit with fuel, which not only complicates the design of this unit, but also makes its operation extremely dangerous, since when the bellows breaks, the fuel and gas-generating gas containing excess oxidizer come into contact, which will inevitably lead to a fire in the engine compartment of the rocket.
Кроме того, ТНА имеет большие габариты из-за того, что его валы вращаются с одинаковыми угловыми скоростями. Реально для каждого компонента ракетного топлива при проектировании ТНА, например, из-за разной плотности компонентов ракетных топлив каждый насос должен иметь свои оптимальные частоты вращения.In addition, the TNA has large dimensions due to the fact that its shafts rotate at the same angular speeds. In reality, for each component of rocket fuel during the design of the TNA, for example, because of the different density of the components of rocket fuel, each pump must have its own optimal speed.
Задачи создания изобретения - улучшение управления вектором тяги, упрощение узла подвески камеры сгорания и повышение надежности этого узла.The objective of the invention is to improve the thrust vector control, simplify the suspension unit of the combustion chamber and increase the reliability of this site.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством двух приводов, установленных во взаимно-перепендикулярных плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличается тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, закрепленного в его верхней точке, газовод жестко прикреплен к силовой плите, внутри газовода при помощи шарового шарнира прикреплена центральная тяга, проходящая внутри узла подвески, другой конец которого жестко соединен с перфорированной плитой, установленной внутри головки камеры сгорания, узел подвески выполнен в виде верхнего и нижнего фланцев с гибким элементом, например сильфоном, между ними. Приводы выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, штоки которых прикреплены к нижнему кольцу узла подвески.The solution to these problems was achieved due to the fact that a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector containing a power frame, a combustion chamber having a head, a cylindrical part and a nozzle, which is mounted on the power frame using a suspension unit that allows swinging by means of two drives installed in mutually perpendicular planes, a gas generator and a turbopump assembly containing, in turn, a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump, a gas duct connecting the turbine outlet to the head measures of combustion through the suspension unit, characterized in that the gas generator is attached to the power frame using a hinge fixed at its upper point, the gas duct is rigidly attached to the power plate, inside the gas pipe, a central rod is inserted through the ball joint passing inside the suspension unit, the other end of which rigidly connected to a perforated plate installed inside the head of the combustion chamber, the suspension unit is made in the form of upper and lower flanges with a flexible element, such as a bellows, between them. The drives are made in the form of hydraulic cylinders pivotally attached to the power frame, the rods of which are attached to the lower ring of the suspension unit.
Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем верхний фланец, жестко соединенный с газоводом, и нижний фланец, жестко соединенный с головкой камеры сгорания, и гибкий элемент, например сильфон, между ними, отличающемся тем, что внутри гибкого элемента установлена центральная силовая тяга, один конец которой при помощи шарового шарнира закреплен внутри на газоводе, а другой - на перфорированной плите, установленной внутри головки камеры сгорания. Гибкий элемент изнутри может быть закрыт двумя независимыми стаканами, установленными частично друг в друге с зазором. Гибкий элемент снаружи закрыт двумя независимыми стаканами, установленными частично друг в друге с зазором.The solution of these problems was achieved in the suspension assembly of the LRE combustion chamber containing an upper flange rigidly connected to the gas duct, and a lower flange rigidly connected to the head of the combustion chamber, and a flexible element, for example a bellows, characterized in that a central element is installed inside the flexible element power traction, one end of which with a ball joint is fixed inside on the gas duct, and the other on a perforated plate installed inside the head of the combustion chamber. The flexible element from the inside can be closed by two independent glasses, partially installed in each other with a gap. The flexible element is externally closed by two independent glasses, partially installed in each other with a gap.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:
- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,- figure 1 shows a diagram of a liquid rocket engine,
- на фиг.2 приведена конструкция узла подвески камеры сгорания,- figure 2 shows the design of the suspension unit of the combustion chamber,
- на фиг.3 приведена конструкция гибкого элемента узла подвески.- figure 3 shows the design of the flexible element of the suspension unit.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат (ТНА) 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 26.The liquid rocket engine (FIGS. 1 ... 3) contains a
Камера сгорания 2 содержит головку 6, цилиндрическую часть 7, сопло 8. ТНА 4 содержит турбину 9, насос окислителя 10 и насос горючего 11. Турбонасосный агрегат 4 может содержать дополнительный насос горючего 12.The combustion chamber 2 contains a head 6, a cylindrical part 7, a nozzle 8. The TNA 4 contains a turbine 9, an oxidizer pump 10 and a
Выход из насоса горючего 11 соединен трубопроводом 13 с входом в дополнительный насос горючего 12 (при его наличии). ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 19. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 11, установлен узел подвески 15 камеры сгорания 2. Он обеспечивает качание камеры сгорания 2 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.The output of the
Для этого двигатель содержит два привода 16, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях относительно продольной оси камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 17, имеющих штоки 18 и прикрепленных шарнирами 19 к силовой раме 1. Приводы 17 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.To this end, the engine contains two actuators 16 mounted in mutually perpendicular planes relative to the longitudinal axis of the combustion chamber 2, made, for example, in the form of hydraulic cylinders 17, having
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.1 и содержит трубопровод горючего 20, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 11, содержащего пускоотсечной клапан 21 и сильфон 22, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 23 камеры сгорания 2. Выход из насоса окислителя 10 трубопроводом окислителя 24, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 25, соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 12 трубопроводом горючего 26, содержащим пускоотсечной клапан горючего 27, соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 2 установлено, по меньшей мере, по одному запальному устройству 28. Газовод 5 жестко соединен с силовой рамой 1 при помощи кронштейна 29, например, сваркой.A possible pneumohydraulic scheme of the liquid propellant rocket engine is shown in Fig. 1 and contains a fuel pipe 20 connected at one end to the outlet of the
Двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 21, 25 и 27.The engine is equipped with a control unit 30, which is electrically connected 31 to the
Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что газогенератор 3, а вместе с ним и ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи кронштейна 29.A feature of the engine (Figs. 1 and 2) is that the gas generator 3, and with it the TNA 4, is mounted on the
Узел подвески 15 камеры сгорания 2 содержит два фланца: верхний 32 и нижний 33, и гибкий элемент 34, например сильфон 35, между ними. Верхний фланец 32 жестко соединен с газоводом 5, а нижний фланец 33 жестко соединен с головкой 6 камеры сгорания 2.The
Внутри гибкого элемента 34 (сильфона 35) установлен силовой стержень 36, закрепленный при помощи сферического шарнира 37 на внутренней поверхности газовода 5.Inside the flexible element 34 (bellows 35) installed
Другой конец силового стержня 36 жестко закреплен на перфорированной плите 38, установленной внутри головки 6 камеры сгорания 2 (фиг.2).The other end of the
Сильфон 35 может быть защищен изнутри внутренними стаканами 39 и 40, частично установленными друг в друге с зазором. Также снаружи сильфон 35 может быть защищен внешними стаканами 41 и 42, также частично вложенными друг в друга с зазором для обеспечения качания узла на небольшой угол, 5…6 град при управлении вектором тяги.The bellows 35 may be protected from the inside by
Двигатель запускается следующим образом.The engine starts as follows.
В исходном положении пускоотсечные клапаны 21, 25 и 27 двигателя закрыты. При запуске ЖРД с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на открытие пускоотсечных клапанов 21, 25 и 27, установленных за насосом окислителя 10 и после насоса горючего 11, а также и после дополнительного насоса горючего 12 при его наличии. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 28. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя между оболочками ее сопла 8 и цилиндрической части 7, имеющими регенеративный тракт охлаждения (на фиг.1…3 не показано), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 28, установленным на камере сгорания 2.In the initial position, the engine shut-off valves 21, 25 and 27 are closed. When starting the rocket engine from the control unit 30 via electric communication channels 31, a command is issued to open the shut-off valves 21, 25 and 27 installed behind the oxidizer pump 10 and after the
После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 9, раскручивается ротор ТНА (на фиг.1…3 не показано), давление на выходах насосов 10, 11 и 12 (при его наличии) возрастает. Далее по газоводу 5 и через узел подвески 15 газогенераторный газ подается внутрь головки 6 камеры сгорания 2 и далее проходит через перфорированную плиту 38 и форсунки (форсунки на фиг.1…3 не показаны).After starting the turbopump unit 4, the gas-generating gas is supplied from the gas-generator 3 to the turbine 9, the TNA rotor is untwisted (not shown in FIGS. 1 ... 3), the pressure at the outputs of the
Для управления вектором тяги R, при помощи привода 16 воздействуя штоком 18 на нижний фланец 33, поворачивают камеру сгорания 2 относительно сферического шарнира 37 на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг.1…3 не показана). Сильфон 35 герметизирует соединение подвижных и неподвижных деталей, а именно фланцев 32 и 33, и не позволяет газогенераторному газу, имеющему температуру около 500°С и давление 300…400 атм, прорываться через эти стыки и вызвать пожар в двигательном отсеке.To control the thrust vector R, using the actuator 16, acting on the
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009146444/06A RU2412370C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009146444/06A RU2412370C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2412370C1 true RU2412370C1 (en) | 2011-02-20 |
Family
ID=46310123
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009146444/06A RU2412370C1 (en) | 2009-12-14 | 2009-12-14 | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2412370C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2466056C1 (en) * | 2011-12-21 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine and marine-version rocket engine |
| RU2466292C1 (en) * | 2011-08-23 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine |
| RU2488517C1 (en) * | 2012-03-23 | 2013-07-27 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine and marine-version liquid-propellant rocket engine |
| RU2494004C1 (en) * | 2012-03-29 | 2013-09-27 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine |
| RU2773884C2 (en) * | 2019-07-10 | 2022-06-14 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Device for welding case of chamber of liquid rocket engine with chamber swing assembly |
-
2009
- 2009-12-14 RU RU2009146444/06A patent/RU2412370C1/en active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2466292C1 (en) * | 2011-08-23 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine |
| RU2466056C1 (en) * | 2011-12-21 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine and marine-version rocket engine |
| RU2488517C1 (en) * | 2012-03-23 | 2013-07-27 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine and marine-version liquid-propellant rocket engine |
| RU2494004C1 (en) * | 2012-03-29 | 2013-09-27 | Николай Борисович Болотин | Nuclear submarine |
| RU2773884C2 (en) * | 2019-07-10 | 2022-06-14 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Device for welding case of chamber of liquid rocket engine with chamber swing assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2431756C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2418970C1 (en) | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit | |
| RU2413863C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (lpre) and its combustion chamber suspension assembly | |
| RU2413862C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (lpre) | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2458245C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and turbopump unit | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2459971C1 (en) | Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2455514C1 (en) | Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2382228C1 (en) | Adjustable liquid propellant rocket engine | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2409754C1 (en) | Controlled thrust vector lpre and lpre combustion chamber suspension assembly | |
| RU2476708C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2484287C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| RU2378166C1 (en) | Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine |