RU2484286C1

RU2484286C1 - Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2484286C1
Application number: RU2011149864/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-12-07
Filing date: 2011-12-07
Publication date: 2013-06-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: in oxygen-hydrogen liquid-propellant engine containing a combustion chamber having a regenerative cooling system of the nozzle with fuel, two turbo-pump units, including an oxidiser turbo-pump unit and a fuel turbo-pump unit; at that, all turbo-pump units contain the main turbine, pumps; at that, it additionally includes at least one additional fuel turbo-pump unit, fuel pumps of all turbo-pump units are connected in series, main turbines of all fuel turbo-pump units are also connected in series; at that, oxidiser and fuel turbo-pump units have gas generators structurally combined with their turbo-pump units.

EFFECT: improving specific characteristics of a liquid-propellant engine and reducing the costs for start-up of a rocket.

21 cl, 20 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Не исключено применение предложенной конструкции для ЖРД, работающих на других компонентах топлива, например при использовании в качестве горючего метана, но в этом случае достигнутый технический результат будет значительно меньше.The invention relates to liquid-propellant rocket engines - LRE, operating primarily on hydrogen and oxygen, and is aimed at improving the specific characteristics and reducing the cost of launching the rocket on which it is installed, and significantly improving its many characteristics: flight range, etc. It is possible that the proposed design can be used for liquid propellant rocket engines operating on other components of the fuel, for example, when methane is used as fuel, but in this case the achieved technical result will be much less.

Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.Known oxygen-hydrogen rocket engine according to the patent of Russian Federation No. 2183759, IPC F02K 9/28, publ. 06/20/2002 This oxygen-hydrogen liquid rocket engine is intended for use in space transport systems. The engine includes a chamber with a path of regenerative cooling by hydrogen and autonomous turbopump units. The oxygen pump of one turbopump unit is equipped with a drive in a closed gas-free generator circuit with afterburning. The hydrogen pump of another turbopump unit is equipped with an open gas generator drive based on the main fuel components. The output cavity of the turbine of the oxygen pump turbine unit is communicated by the gas duct to the mixing head of the gas generator of the drive of the hydrogen pump turbine unit. The invention allows to increase the specific impulse of engine thrust and to reduce its dimensions with a constant degree of expansion of the nozzle by increasing the pressure in the chamber, achieved by increasing the pressure behind the pump of the first turbopump unit.

Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см² из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см² даже в многоступенчатом насосе.The disadvantage is the inability to realize an engine with a pressure in the combustion chamber of more than 250 kgf / cm ² due to the fact that the pressure of hydrogen having a very low density cannot be increased to 800-1000 kgf / cm ² even in a multi-stage pump.

Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г. прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.Known oxygen-hydrogen rocket engine according to the patent of Russian Federation No. 2129222, IPC F02K 9/28, publ. 04/20/1999 the prototype. The engine is intended for use in rocket science. It contains a chamber, a gas generator, the main and auxiliary turbopump units, oxygen and hydrogen booster pump units. The main turbopump assembly comprises a main oxygen pump, an additional oxygen pump, a hydrogen pump and a turbine mounted on a common shaft. The auxiliary turbopump assembly comprises a hydrogen pump and a turbine mounted on a common shaft. The main oxygen pump is piped to the chamber head. The auxiliary pump is connected via pipelines to the head of the gas generator and to the inlet of the hydraulic turbine of the oxygen booster pump unit. The output of the hydrogen pump of the main turbopump unit is connected to the head of the gas generator. The inputs and outputs of the turbines of the main and auxiliary units are connected by pipelines, respectively, to the outlet of the gas generator and to the head of the chamber. The outputs of the pumps of oxygen and hydrogen booster pump units are connected to the input of the respective pumps of the main and auxiliary turbopump units. To increase the power of the turbines of the main and auxiliary units, the output of the hydrogen pump of the auxiliary unit is connected to the head of the chamber. To increase the pressure in the chamber using hydrogen flowing through the cooling path of the chamber to drive the turbines, the output of the auxiliary pump hydrogen pump is connected by a pipeline to the inlet of the chamber cooling path, and the outlet of the chamber cooling path is connected to the head of the gas generator. To improve the anti-cavitation qualities of the main oxygen pump, a parallel oxygen pump is installed on the shaft of the auxiliary unit. The use of the invention improves the energy-mass characteristics of a propulsion system with oxygen-hydrogen engines by increasing the thrust of the engines.

Недостатки этой конструкции следующие:The disadvantages of this design are as follows:

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс.кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины. Кроме того, учитывая что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина) значительно превысят габариты (преимущественно длину) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.1. Forcing the LRE by increasing the pressure in the combustion chamber is limited to a pressure of 200 ... 250 atm. A further increase in pressure will require an increase in the power of the TNA turbine to hundreds of thousands of kW, which is theoretically possible by increasing the gas temperature in front of the TNA turbine, but is not feasible due to a decrease in the strength and resource of the turbine rotor parts. In addition, given that hydrogen having a very low density is most often used as the second fuel, to increase the pressure of the second fuel it is necessary to use 10 ... 15 or more pump stages. In this case, the dimensions of the TNA (length) will significantly exceed the dimensions (mainly the length) of the combustion chamber. This will create insurmountable difficulties in the layout of the LRE and in the management of the thrust vector.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.2. In TNA, fuel and an oxidizer of very high pressure are simultaneously used, with their interaction self-ignition, explosion and destruction of TNA are possible.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.3. The liquid propellant rocket engine allows only a single inclusion in flight.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.4. The control of the operation of the rocket engine and the difficulty in controlling the thrust vector are not effective enough.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).Multiple inclusion is used on low-power rocket engines of the last stage of launch vehicles. It is problematic to use similar fuel ignition systems in the first stages, as It requires a powerful energy source to start the liquid propellant rocket engine (TNA rotor and igniters), due to the high costs of the oxidizer and fuel, often having a low temperature (for cryogenic fuel components).

Задачей создания изобретения является значительное улучшение удельных характеристик кислородно-водородный ЖРД, повышение его надежности, улучшение управляемости и уменьшение экономических затрат на запуск ракет, на которых этот ЖРД установлен.The objective of the invention is to significantly improve the specific characteristics of the oxygen-hydrogen rocket engine, increase its reliability, improve controllability and reduce the economic cost of launching rockets on which this rocket engine is installed.

Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.The solution of these problems was achieved in an oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber having a regenerative cooling system for the second fuel nozzle, two turbopump assemblies, including an oxidizer turbopump assembly and a fuel turbopump assembly, while all turbopump assemblies contain a main turbine, pumps, the fact that according to the invention it further comprises at least one additional fuel pump assembly, fuel pumps of all turbo pump assemblies enes sequentially main turbopump turbine fuel are also connected in series, the turbopump unit and the oxidizer turbo pump assemblies all fuel gasifiers are structurally combined with their turbopump unit.

Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса. На камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной. Газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан. Крепление всех ТНА может быть выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.The combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, three upper manifolds in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the first main turbine of the oxidizer turbopump assembly is connected by a gas duct to the head of the combustion chamber, and the outlet of the fuel TNA fuel pump is with the entrance to the fuel pump additional fuel TNA, the output from the fuel pump of the last additional fuel TNA is connected to the lower manifold, the output from the third upper manifold is connected to the gas generator ohm of fuel, and the exit from the second main turbine of the fuel pump turbine assembly is connected to the entrance to the third main turbine, and the exit from the main turbine of the last TNA is connected to the first upper collector. Ignition devices connected by electrical connections to the on-board computer are installed on the combustion chamber and gas generators. An oxygen-hydrogen liquid rocket engine may include a central hinge made on a gas duct on the longitudinal axis of the combustion chamber. The central hinge is cylindrical. The central hinge can be made spherical. An oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine may include speed sensors for the shaft of turbopump assemblies connected by electrical communication with the on-board computer. Turbopump units are mounted in planes symmetrically with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber and are 90 ° apart and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber. The shafts of the turbopump units are made to rotate in opposite directions. Turbopump units are made of the same weight. An upper power ring is made on the combustion chamber, to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector. The oxidizer gas generator is installed between the first main turbine and the oxidizer pump. A fuel gas generator is installed above the second main turbine. The gas duct is made in a U-shape with rounded corners. The gasified fuel pipeline is made straightforward. The side wall of the fuel gas generator is made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine contains at least one additional cylinder of compressed air with an additional high pressure pipe, an additional starting valve. The fastening of all TNAs can be performed to the lower power ring, which is made on the nozzle, using rods with hinges. All TNAs can be attached to the expanding part of the nozzle. All TNAs can be attached to the critical part of the nozzle.

Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.All TNAs can be fastened in pairs of rods.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…20, гдеThe invention is illustrated in the drawings of figure 1 ... 20, where

- на фиг.1 приведена упрощенная пневмогидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,- figure 1 shows a simplified pneumohydraulic diagram of an oxygen-hydrogen rocket engine,

- на фиг.2 приведена пневмогидравлическая схема ЖРД,- figure 2 shows the pneumohydraulic diagram of the rocket engine,

- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,- figure 3 shows a structural diagram of an oxygen-hydrogen rocket engine,

- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,- figure 4 shows the design of the combustion chamber,

- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,- figure 5 shows the TNA of the oxidizing agent,

- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),- figure 6 shows the TNA of fuel (hydrogen),

- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,- figure 7 shows the first additional fuel TNA,

- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,- Fig.8 shows a second additional fuel TNA,

- на фиг.9 приведена схема наземного запуска,- figure 9 shows a diagram of a ground launch,

- на фиг 10 приведена система многократного запуска ЖРД,- Fig 10 shows a multiple launch rocket engine,

- на фиг.11 приведен вид в плане,- figure 11 shows a plan view,

- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,- Fig.12 shows the rocking diagram of the rocket engine in one plane,

- на фиг.13 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,- Fig.13 shows the rocking engine rocket engine in two planes,

- на фиг.14 приведена электрическая схема ЖРД,- Fig.14 shows the electrical circuit of the rocket engine,

- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,- Fig.15 shows a diagram of the attachment of all TNA to the expanding part of the nozzle of the combustion chamber,

- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,- Fig.16 shows a diagram of the attachment of all TNA to the critical section of the nozzle,

- на фиг.17 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,- Fig.17 shows the mounting diagram of all TNA, installed at an angle,

- на фиг.18 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг,- Fig. 18 shows a diagram of the fastening of all TNAs using four pairs of rods,

- на фиг.19 приведена схема управления вектором тяги ЖРД,- Fig.19 shows a control circuit of the thrust vector of the rocket engine,

- на фиг.20 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания горючего (преимущественно водорода) в основных турбинах горючего.- Fig.20 shows graphs of changes in temperature of the products of combustion of fuel (mainly hydrogen) in the main turbines of the fuel.

Водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…20) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.Hydrogen liquid rocket engine - LRE (figure 1 ... 20) contains a combustion chamber 1 with a nozzle 2, a turbopump oxidizer TNA 3, a turbopump fuel assembly 4 and at least one additional turbopump fuel assembly.

Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего: первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.For example, an oxygen-hydrogen rocket engine with two additional fuel TNAs is provided: the first additional fuel TNA 5 and the second turbopump fuel assembly 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1…4) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора: соответственно первый 12, второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат (фиг.2) две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11.The combustion chamber 1 (Figs. 1 ... 4) comprises a head 7 and a cylindrical part 8 and a nozzle 2. The nozzle 2 contains a tapering part 9 and an expanding part 10 with a lower manifold 11. Three upper collectors are made on the combustion chamber 1: respectively, the first 12, the second 13 and third 14. Both the tapering 9 and the expanding 10 parts of the nozzle 2 are made with the possibility of regenerative cooling and contain (Fig. 2) two walls: the inner wall 15 and the outer wall 16 with a gap 17 between them for the passage of cooling fuel. The cavity of the gap 17 communicates with the cavity of the lower manifold 11.

Краткое описание всех ТНАShort description of all TNAs

Как указано ранее, предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосный агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит первую основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22.As indicated earlier, the proposed engine contains four TNA 3 ... 6 (Fig.1 and 2). A brief description of the design of these turbopump units - TNA is given, a more detailed description of the turbopump units will be performed later. TNA of oxidizer 3 contains a first main turbine 18, an oxidizer gas generator 19, an oxidizer pump 20, an additional oxidizer pump 21, and a first start-up turbine 22 integrated in the TNA.

ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.Fuel TNA 4 comprises an integrated fuel gas generator 23, a second main turbine 24, a fuel pump 25 and a second starting turbine 26.

Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, первый дополнительный насос горючего 29 и третью пусковую турбину 30. Второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и четвертую пусковую турбину 34.The first additional fuel TNA 5 contains a third main turbine 27, the first additional fuel gas generator 28, the first additional fuel pump 29 and the third starting turbine 30. The second additional fuel TNA 6 contains a second additional fuel generator 31, a fourth main turbine 32, and a second additional fuel pump 33 and a fourth starting turbine 34.

Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:The proposed liquid propellant rocket engine works on two components of rocket fuel:

- окислителе, жидком кислороде - «О»,- oxidizing agent, liquid oxygen - “O”,

- горючем, водороде «Г».- fuel, hydrogen "G".

Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках:All propellant components are stored in fuel tanks:

Горючее (водород) хранится в баке горючего 35 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 36, содержащего ракетный клапан горючего 37. К баку горючего 35 в верхней части присоединен трубопровод наддува 38 с клапаном наддува 39.Fuel (hydrogen) is stored in the fuel tank 35 and supplied to the corresponding fuel TNA 4 using a fuel pipe 36 containing a fuel rocket valve 37. To the fuel tank 35 in the upper part is connected to the boost pipe 38 with the boost valve 39.

Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 40, который трубопроводом окислителя 41, содержащим ракетный клапан окислителя 42, соединен с ТНА окислителя 3. К верхней части бака окислителя 40 присоединен трубопровод наддува 43 с клапаном наддува 44.The oxidizing agent (oxygen) is stored in the oxidizer tank 40, which is connected to the oxidizing agent TNA 3 by the oxidizer pipe 41 containing the oxidizer rocket valve 42. The boost pipe 43 is connected to the top of the oxidizer tank 40 with the boost valve 44.

Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего в приведенном примере ТНА 4…6 соединены последовательно по линии жидкого горючего, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного горючего.The main feature of the proposed oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine is that all pumps of all fuel TNAs in the example TNA 4 ... 6 are connected in series along the liquid fuel line, and all the main turbines of all fuel TNAs 4 ... 6 are connected in series along the gasified fuel line.

Соединение насосов 25 и 29 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 45, а соединение насосов 29 и 33 ТНА 5 и 6 по линии горючего выполнено трубопроводом 46.The connection of the pumps 25 and 29 TNA 4 and 5 along the line of liquid hydrogen is made by the pipeline 45, and the connection of the pumps 29 and 33 TNA 5 and 6 along the fuel line is made by the pipeline 46.

К выходу из второго дополнительного насоса горючего 33 параллельно присоединены три системы:Three systems are connected in parallel to the outlet of the second additional fuel pump 33:

- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1,- nozzle cooling system 2, i.e. the output of the second additional fuel pump 33 by a pipe 47 containing a valve 48 is connected to the lower manifold 11 to ensure cooling of the nozzle 2 of the combustion chamber 1,

- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопроводом 49, содержащим клапан 50, соединен с вторым верхним коллектором 13,- the power system of the combustion chamber with liquid fuel, namely, the output from the second additional fuel pump 33 by a pipe 49 containing a valve 50 is connected to the second upper manifold 13,

- система питания горючим газогенератора окислителя 19 ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопровод 51 с регулятором расхода горючего 52, имеющим привод 53, и клапаном 54 присоединен ко входу в газогенератор окислителя 19.- a fuel supply system for the oxidizer gas generator 19 TNA of the oxidizer 3, which contains a pipe 51 connected to the outlet of the second additional fuel pump 33 with a fuel flow regulator 52 having an actuator 53, and a valve 54 is connected to the entrance to the oxidizer gas generator 19.

Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 ТНА горючего 4 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 55 с клапаном 56. Вход трубопровода 55 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 55 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.The fuel system (fuel) of the gas generator of the fuel 23 fuel TNA 4 is made in series with the regenerative cooling system of the nozzle 2. It contains a pipe 55 with a valve 56. The inlet of the pipe 55 is connected to the third upper manifold 14. The output of the pipe 55 is connected to the inlet of the gas generator 23.

Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом в газогенератор горючего 28, выход которого соединен со входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 57 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 58 соединен со входом во второй дополнительный газогенератор горючего 31, выход которого соединен с входом в четвертую основную турбину 32, а выход их четвертой основной турбины 32 газоводом 59, содержащим клапан 60, соединен с первым верхним коллектором 12.The output of the fuel gas generator 23 is connected to the entrance to the fuel gas generator 28, the output of which is connected to the entrance to the second main turbine 24, and the output from the second main turbine 24 by the gas duct 57 is connected to the entrance to the third main turbine 27, the output from it by the gas duct 58 is connected to the entrance to a second additional fuel gas generator 31, the output of which is connected to the inlet of the fourth main turbine 32, and the output of their fourth main turbine 32, by the gas duct 59 containing the valve 60, is connected to the first upper manifold 12.

Выход из первой основной турбины 18 газоводом 61 соединен с полостью 62 головки 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД.The exit from the first main turbine 18 by the gas duct 61 is connected to the cavity 62 of the head 7 of the combustion chamber 1 for supplying an “acid” gas, i.e. products of combustion with an excess of oxidizer in the combustion chamber 1 at all modes of operation of the rocket engine.

Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата горючего 4 и первого и второго дополнительного ТНА горючего 5 и 6. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее, насос горючего 33 трубопроводом 51, содержащим регулятор расхода 52 с приводом 53 и клапан 54, соединен с газогенератором окислителя 19.To ensure the operability of the oxidizer gas generator 19, it has an oxidizer and fuel supply system. The oxidizing agent is supplied to the oxidizer gas generator 19 through the oxidizer pipe 63, which connects the outlet from the oxidizer pump 20 to the oxidizer gas generator 19. The exit from the oxidizer pump 20 is also connected by a pipe 64 to the inlet of the additional oxidizer pump 21 to supply 5 ... 10% of the total flow rate oxidizing agent, increasing its pressure and using fuel 4 for the gas generators of the turbopump assembly and the first and second additional fuel TNAs 5 and 6. To power the oxidizer gas generator 19 with fuel, as noted by the wound , Fuel pump 33, a conduit 51 containing a flow regulator 52 with a drive 53 and a valve 54 is connected to the gasifier oxidant 19.

Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.The fuel gas generator 23 also has a fuel and oxidizer feed system. To supply fuel, the output from the fuel pump 25, as noted earlier, by the fuel pipe 55 containing the valve 56, is connected to the gas generator of the first fuel 23. To supply the oxidizer, the output from the additional oxidizer pump 21 by the oxidizer pipe 65 containing the oxidizer 66 flow regulator with actuator 67 and valve 68, connected to the gas generator of fuel 23. The output of the gas generator of fuel 23 is connected to the entrance to the second main turbine 24.

Первый дополнительный газогенератор горючего 28 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 69, содержащим регулятор расхода окислителя 70 с приводом 71 и клапан 72, соединен с первым дополнительным газогенератором горючего 28. Выход из первого дополнительного газогенератора горючего 28 соединен с входом в третью основную турбину 27.The first additional fuel gas generator 28 also has fuel and oxidizer power systems. To supply the oxidizer, the output from the additional oxidizer pump 21 by the oxidizer pipe 69 containing the oxidizer 70 flow regulator with actuator 71 and valve 72 is connected to the first additional fuel gas generator 28. The output from the first additional fuel gas generator 28 is connected to the inlet to the third main turbine 27.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25 трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 71, содержащим регулятор расхода окислителя 74 с приводом 75 и клапан 76, соединен с вторым газогенератором горючего 31. Выход из второго газогенератора горючего 31 соединен с входом во вторую основную турбину 32.The second additional fuel gas generator 31 also has fuel and oxidizer power systems. To supply fuel, the output from the fuel pump 25 by the fuel pipe 55 containing the valve 56 is connected to the gas generator of the first fuel 23. To supply the oxidizer, the output from the additional oxidizer pump 21 by the oxidizer pipe 71 containing the oxidizer flow controller 74 with actuator 75 and valve 76 is connected to the second gas generator 31. The output of the second gas generator 31 is connected to the entrance to the second main turbine 32.

Камера сгоранияThe combustion chamber

Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4).The construction of the combustion chamber 1 is described in more detail below (FIG. 4).

Камера сгорания 1 имеет верхнее и нижнее силовые кольца 77 и 78 (фиг.2). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 79, средняя плита 80 и внутренняя плита 81 с зазорами (полостью) между ними 82 и 83. Выше верхней плиты 79, как упоминалось раньше, выполнена полость 62. Полость 82 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 83 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 84, форсунки жидкого горючего 85 и форсунки газифицированного горючего 86. Форсунки кислого газа 84 сообщают полость 62 с внутренней полостью 87 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 85 сообщают полость 82 с внутренней полостью 87, форсунки газифицированного горючего 86 сообщают полость 83 с внутренней полостью 87. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 88.The combustion chamber 1 has an upper and lower power rings 77 and 78 (figure 2). Inside the combustion chamber 1 (Fig. 3), a top plate 79, a middle plate 80 and an inner plate 81 with gaps (cavity) between them 82 and 83 are made. A cavity 62 is made above the upper plate 79, as mentioned earlier. The cavity 82 communicates with the cavity the first upper manifold 12, the cavity 83 - with the cavity of the second upper manifold 13, the gap 17 - with the cavity of the third manifold 14. Inside the head 7 of the combustion chamber 1, sour gas nozzles 84, liquid fuel nozzles 85 and gasified fuel nozzles 86 are installed. Sour gas nozzles 84 report cavity 62 with vnu renney cavity 87 of the combustion chamber 1. Nozzles liquid fuel 85 reported cavity 82 with an internal cavity 87, the gasified fuel injector 86 reported cavity 83 with an internal cavity 87. On the head 7 of the combustion chamber 1 the ignition device 88 are set.

На газоводе 58, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 89, содержащий неподвижную часть 90 и подвижную часть 91. Центральный шарнир 89 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 89 закреплен на силовой раме 92, которая установлена внутри корпуса ракеты 93 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 присоединен с одной стороны к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидрораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).On the gas duct 58, on the longitudinal axis of the combustion chamber 1, a central hinge 89 is made, comprising a fixed part 90 and a movable part 91. The central hinge 89 may be cylindrical to allow the combustion chamber 1 to swing in one plane or spherical to provide swing in two planes. The central hinge 89 is mounted on the power frame 92, which is installed inside the body of the rocket 93 (figures 1 and 2). To ensure the swing of the combustion chamber 1, one or two actuators 94 are used (four actuators 94 may be used). As the actuator 94, a hydraulic cylinder 95 can be used, which is attached on the one hand to the power frame 92 by means of a hinge 96 and, on the other hand, by a hinge 97 on the upper power ring 77. The upper power ring 77 can be mounted on the head 7 or cylindrical parts 8 of the combustion chamber 1. To the hydraulic cylinder 95 pipelines 98 and 99 are connected to the valve 100, to which the pump 101 is connected (figure 2).

Система продувки содержит баллон инертного газа 102, который трубопроводом 103, содержащим клапан 104, соединен с нижним коллектором 11.The purge system comprises an inert gas cylinder 102, which is connected by a pipe 103 containing a valve 104 to the lower manifold 11.

Подробное описание турбонасосных агрегатовDetailed description of turbopump units

Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (фиг.5…8).The following is a more detailed description of all four TNA 3 ... 6 (Fig.5 ... 8).

Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:In total, four TNAs of various designs are shown in the LRE diagram:

- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,- turbopump oxidizer TNA 3,

- турбонасосный агрегат горючего 4,- turbopump fuel unit 4,

- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,- the first additional turbopump fuel unit 5,

- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6.- second additional turbopump fuel unit 6.

Турбонасосный агрегат окислителяOxidizer Turbopump Assembly

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 105 с полостью 106, сопловой аппарат 107, рабочее колесо 108, выходной корпус 109 с полостью 110 и выходным обтекателем 111.The oxidizer turbopump assembly 3 (FIG. 5), as previously mentioned, comprises a first main turbine 18, an oxidizer gas generator 19, an oxidizer pump 20, an additional oxidizer pump 21, a first start-up turbine 22. The first main turbine 18 contains an inlet housing 105 with a cavity 106, nozzle apparatus 107, impeller 108, output housing 109 with cavity 110 and output fairing 111.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 112, установленный на опорах 113, 114 и 115, на нем установлен первый датчик частоты вращения 116. Газогенератор окислителя 19 (фиг.5) содержит боковую стенку 117, выполненную из двух оболочек: внутренней 118 и внешней 119 с зазором 120 между ними. На боковой стенке 117 выполнен коллектор 121, полость которого сообщается с зазором 120. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 122 с полостью 123 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 124 и 125. Форсунки окислителя 124 сообщают полость 123 с внутренней полостью 126, а форсунки горючего 125 сообщают полость 127, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 122 и соединена с зазором 120 с внутренней полостью 126. Между газогенератором окислителя 19 и валом 112 выполнена изоляция 128. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 129. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 123 внутри головки 122 присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 63 соединен с выходом из насоса окислителя 20.The oxidizer turbopump assembly 3 comprises a shaft 112 mounted on bearings 113, 114 and 115, and a first speed sensor 116 is installed thereon. The oxidizer gas generator 19 (FIG. 5) comprises a side wall 117 made of two shells: inner 118 and outer 119 s a gap of 120 between them. A collector 121 is made on the side wall 117, the cavity of which communicates with a gap 120. The oxidizer gas generator 19 comprises a head 122 with a cavity 123 and oxidizer and fuel nozzles, respectively, 124 and 125. The oxidizer nozzles 124 communicate a cavity 123 with an internal cavity 126, and the fuel nozzles 125, a cavity 127 is provided, which is made at the lower end of the oxidizer gas generator 19 above its head 122 and is connected to a gap 120 with an internal cavity 126. Isolation 128 is formed between the oxidizer gas generator 19 and the shaft 112. The oxidizer gas generator 19 has apalnoe device 129. oxidant gas generator 19, specifically to the cavity 123 within the head 122 is attached oxidant conduit 63. The other end of the oxidant conduit 63 is connected to the output of the pump 20 the oxidizer.

Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.The oxidizing agent is supplied to the oxidizer gas generator 19 through a pipe 63, which connects the outlet from the oxidizer pump 20 to the oxidizer gas generator 19. The exit from the oxidizer pump 20 is also connected by a pipe 64 to the inlet to the additional oxidizer pump 21 to supply 5 ... 10% of the total oxidizer consumption , increase its pressure and use for powering the gas generators of the turbopump unit of the first fuel 4 and the first TNA of the second fuel 5.

Для подачи окислителя в газогенератор горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 121 присоединен трубопровод горючего 51, содержащий регулятор расхода горючего 52 с приводом 53 и клапан горючего 54, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату второго горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 25.To supply the oxidizer to the fuel gas generator 23, the output from the additional oxidizer pump 21 is the oxidizer pipe 65, containing the oxidizer 66 flow regulator with actuator 67 and valve 68, connected to the fuel gas generator 23. To the oxidizer gas 19, specifically to the manifold 121, a fuel pipe 51 is connected containing a fuel flow regulator 52 with an actuator 53 and a fuel valve 54, the other end being connected to a second turbopump unit of the second fuel 6, specifically, an exit from the fuel pump 25.

Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 130 с полостью 131,сопловой аппарат 132, рабочее колесо 133, выходной корпус 134 с полостью 135. К выходу из пусковой турбины 22 присоединена выхлопная труба 136. К входному корпусу 130 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 137 с первым пусковым клапаном 138.The first start-up turbine 22 comprises an inlet casing 130 with a cavity 131, a nozzle apparatus 132, an impeller 133, an outlet casing 134 with a cavity 135. An exhaust pipe 136 is connected to the outlet of the start-up turbine 226. A high pressure pipeline is connected to the inlet casing 130 of the first start-up turbine 22 137 with a first start valve 138.

Турбонасосный агрегат горючегоFuel pumping unit

Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.The fuel pump turbine unit 4 (Fig. 6), as was shown above, contains an integrated fuel gas generator 23, a second main turbine 24, a fuel pump 25 and a second starting turbine 26.

Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 139, выполненную из двух оболочек: внутренней 140 и внешней 141 с зазором 142 между ними. На боковой стенке 139 выполнен коллектор 143. Газогенератор горючего 23 содержит головку 144 с полостью 145 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 146 и 147 соответственно и полость 148 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего, соответственно, 149 и 150. Форсунки окислителя 149 сообщают полость 145 с внутренней полостью 151, а форсунки жидкого горючего 150 сообщают полость 148, которая соединена с зазором 142 с внутренней полостью 151. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 152. ТНА 4 имеет вал 153, установленный на опорах 154, 155 и 156. На валу 153 установлен второй датчик частоты вращения 157.The fuel gas generator 23 is mounted coaxially with the fuel TNA 4 above the second main turbine 24. The fuel gas generator 23 (Fig. 6) contains a side wall 139 made of two shells: the inner 140 and the outer 141 with a gap 142 between them. A manifold 143 is made on the side wall 139. The gas generator 23 contains a head 144 with a cavity 145 inside it, an outer and inner plate 146 and 147, respectively, and a cavity 148 between them, as well as oxidizer and liquid fuel nozzles, respectively, 149 and 150. Oxidizer nozzles 149, a cavity 145 is connected with an internal cavity 151, and liquid fuel nozzles 150 are provided with a cavity 148, which is connected to a gap 142 with an internal cavity 151. The gas generator 23 has an ignition device 152. THA 4 has a shaft 153 mounted on bearings 154, 155 and 156 . On shaft 1 53, a second speed sensor 157 is installed.

Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 158 с полостью 159, сопловой аппарат 160, рабочее колесо 161, выходной корпус 162 с полостью 163.The second main turbine 24 comprises an inlet casing 158 with a cavity 159, a nozzle apparatus 160, an impeller 161, an output casing 162 with a cavity 163.

Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 164 с полостью 165, сопловой аппарат 166, рабочее колесо 167, выходной корпус 168 с полостью 169. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 170. К входному корпусу 164 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 171 с вторым пусковым клапаном 172.The second start-up turbine 26 includes an inlet casing 164 with a cavity 165, a nozzle apparatus 166, an impeller 167, an outlet casing 168 with a cavity 169. An exhaust pipe 170 is connected to the outlet of the second start-up turbine 26. A high-pressure pipe is connected to the inlet casing 164 of the second start-up turbine 26 pressure 171 with a second start valve 172.

ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 173, выполненное внутри вала 153, и радиальные отверстия 174 и 175, выходящие соответственно в полости 176 и 177.Fuel TNA 4 has a support cooling system. The cooling system of the supports includes an axial hole 173, made inside the shaft 153, and radial holes 174 and 175, leaving respectively in the cavity 176 and 177.

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючегоThe first additional fuel pump

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, насос горючего 29 и третью пусковую турбину 30The first additional fuel pump turbine unit 5 (Fig. 7), as mentioned earlier, comprises a third main turbine 27, a first additional gas generator 28, a fuel pump 29 and a third starting turbine 30

Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 178 с полостью 179, сопловой аппарат 180, рабочее колесо 181, выходной корпус 182 с полостью 183 и выходным обтекателем 184.The third main turbine 27 includes, in turn, an input housing 178 with a cavity 179, a nozzle apparatus 180, an impeller 181, an output housing 182 with a cavity 183 and an outlet fairing 184.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 185, установленный на опорах 186, 187 и 188, на нем установлен первый датчик частоты вращения 189. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит (фиг.7) боковую стенку 190, выполненную из двух оболочек: внутренней 191 и внешней 192 с зазором 193 между ними. На боковой стенке 190 выполнен коллектор 194, полость которого сообщается с зазором 193. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит головку 195 с полостью 196 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 197 и 198. Форсунки окислителя 197 сообщают полость 196 с внутренней полостью 199, а форсунки горючего 198 сообщают полость 200, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 23 над его головкой 195 и соединена с зазором 193 с внутренней полостью 199. Между газогенератором горючего 28 и валом 185 выполнена теплоизоляция 201. Газогенератор горючего 28 имеет запальное устройство 202.The oxidizer turbopump assembly 3 contains a shaft 185 mounted on bearings 186, 187 and 188, and a first speed sensor 189 is mounted on it. The first additional fuel gas generator 28 contains (Fig. 7) a side wall 190 made of two shells: inner 191 and outer 192 with a gap of 193 between them. A collector 194 is made on the side wall 190, the cavity of which communicates with a gap 193. The first additional gas generator 28 contains a head 195 with a cavity 196 and oxidizer and fuel nozzles, respectively, 197 and 198. The oxidizer nozzles 197 communicate a cavity 196 with an internal cavity 199, and the fuel nozzles 198 communicate a cavity 200, which is made at the lower end of the fuel gas generator 23 above its head 195 and is connected to the gap 193 with the internal cavity 199. Thermal insulation 201 is made between the fuel gas generator 28 and the shaft 185. Gas generator p 28 has a fuel igniter 202.

Третья пусковая турбина 30 содержит входной корпус 203 с полостью 204, сопловой аппарат 205 и рабочее колесо 206, выходной корпус 207 с полостью 208 и раскручивающим аппаратом 209. К третьей пусковой турбине 30 присоединена выхлопная труба 210.The third starting turbine 30 comprises an inlet housing 203 with a cavity 204, a nozzle apparatus 205 and an impeller 206, an output housing 207 with a cavity 208 and an unwinding apparatus 209. An exhaust pipe 210 is connected to the third starting turbine 30.

ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 211, выполненное внутри вала 185, и радиальные отверстия 212 и 213, выходящие соответственно в полости 214 и 215.Fuel TNA 5 has a support cooling system. The cooling system of the supports contains an axial hole 211, made inside the shaft 185, and radial holes 212 and 213, leaving respectively in the cavity 214 and 215.

Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 216 и третий пусковой клапан 217.The starting system of the third starting turbine comprises a high pressure pipe 216 and a third starting valve 217.

Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючегоThe second additional turbopump fuel unit

Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и четвертую пусковую турбину 34.The second additional fuel TNA 6 (Fig. 8), as mentioned earlier, comprises a second additional fuel gas generator 31, a fourth main turbine 32, a second additional fuel pump 33 and a fourth starting turbine 34.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит головку 218 с полостью 219 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 220 и 221.The second additional fuel gas generator 31 comprises a head 218 with a cavity 219 and oxidizer and fuel nozzles, respectively, 220 and 221.

Кроме того, второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит (фиг.8) боковую стенку 222, выполненную из двух оболочек: внутренней 223 и внешней 224 с зазором 225 между ними. На боковой стенке 222 выполнен коллектор 226, полость которого сообщается с зазором 225.In addition, the second additional gas generator 31 contains (Fig. 8) a side wall 222 made of two shells: inner 223 and outer 224 with a gap 225 between them. A collector 226 is made on the side wall 222, the cavity of which communicates with a gap 225.

Форсунки окислителя 220 сообщают полость 219 с внутренней полостью 227, а форсунки горючего 221 сообщают полость 228, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 31 над его головкой 218 и соединена с зазором 225 с внутренней полостью 227. Газогенератор горючего 31 имеет запальное устройство 229.The oxidizer nozzles 220 communicate the cavity 219 with the internal cavity 227, and the fuel nozzles 221 communicate the cavity 228, which is made at the lower end of the fuel generator 31 above its head 218 and is connected to the gap 225 with the internal cavity 227. The fuel generator 31 has an ignition device 229.

Четвертая основная турбина 32 содержит, в свою очередь, входной корпус 230 с полостью 231, входной обтекатель 232, сопловой аппарат 233, рабочее колесо 234, спрямляющий аппарат 235, выходной корпус 236 с полостью 237.The fourth main turbine 32 contains, in turn, an input casing 230 with a cavity 231, an inlet cowl 232, a nozzle apparatus 233, an impeller 234, a straightening apparatus 235, an output casing 236 with a cavity 237.

Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 33, четвертую пусковую турбину 34 с входным корпусом 238 с полостью 239, сопловой аппарат 240, рабочее колесо 241, спрямляющий аппарат 242, выходной корпус 243 с полостью 244 и выходным обтекателем 245. К выходному корпусу 243 присоединена выхлопная труба 246. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 247. Вал 247 установлен на опорах 248 и 249. На валу 247 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 250. ТНА горючего 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 251 и радиальные отверстия 252 и 253. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 251 с полостями 254 и 255, в которых установлены опоры 248 и 249.In addition, the second additional fuel TNA 6 contains a fuel pump 33, a fourth starting turbine 34 with an inlet casing 238 with a cavity 239, a nozzle apparatus 240, an impeller 241, a straightening apparatus 242, an output casing 243 with a cavity 244 and an outlet fairing 245. To the outlet an exhaust pipe 246 is connected to the casing 243. The second additional fuel TNA 6 has a shaft 247. The shaft 247 is mounted on the supports 248 and 249. A fourth speed sensor 250 is installed on the shaft 247 of this TNA. The fuel TNA 6 is equipped with a support cooling system. The cooling system of the supports comprises an axial hole 251 made inside the shaft and radial holes 252 and 253. These holes communicate the axial hole 251 with cavities 254 and 255 in which the supports 248 and 249 are mounted.

Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго дополнительного ТНА горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 34, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 256, содержащим бортовой пусковой клапан 257, соединен с входным корпусом 238, точнее с полостью 239 четвертой пусковой турбины 34.To accelerate and stabilize the start-up process of the second additional TNA of fuel 6, the fourth starting turbine 34 is designed, which operates on compressed air (gas), which is connected to the inlet housing 238, more precisely, to the cavity 239 of the fourth starting, by a high pressure pipeline 256 containing an onboard starting valve 257. turbines 34.

Система запуска ЖРДLRE launch system

Для запуска предложенного ЖРД, особенно если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 258, наземный трубопровод 259, наземный клапан 260, быстроразъемное соединение 261 и обратный клапан 262 (фиг.10) Быстроразъемное соединение 261 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 262 - на ракете.To launch the proposed liquid propellant rocket engine, especially if it is installed on the first stage of the rocket, it is advisable to use a ground launch system containing a ground balloon 258, a ground pipe 259, a ground valve 260, a quick coupler 261 and a check valve 262 (Fig. 10) A quick coupler 261 is made on the end of the rocket (connector line), and the check valve 262 - on the rocket.

Система повторного запуска ЖРДLRE restart system

ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 263, дополнительный трубопровод 264 с дополнительным клапаном 265, подключенным к трубопроводам высокого давления 137, 171, 216 и 256 (фиг.9).The rocket engine can be equipped with a restart system, which contains an additional balloon 263, an additional pipe 264 with an additional valve 265 connected to the high pressure pipelines 137, 171, 216 and 256 (Fig. 9).

Система продувки ЖРДLRE purge system

Система продувки ЖРД приведена на фиг.2 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 102, к которому присоединены трубопроводы продувки 103 с клапаном продувки 104. Трубопровод продувки 103 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.The LPRE purge system is shown in FIG. 2 and contains, as previously mentioned, an inert gas cylinder 102 to which purge pipelines 103 are connected with a purge valve 104. The purge piping 103 is connected to the lower manifold 11. The purge system purges the fuel lines.

Система управления ЖРДLPRE control system

На ЖРД установлен бортовой компьютер 266 (фиг.2 и 14), к которому электрическими связями 267 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 266 электрическими связями 267 (фиг.14) подключены:An on-board computer 266 is installed on the LRE (FIGS. 2 and 14), to which all sensors, valves and regulators, as well as all ignition devices, are connected by electrical connections 267. Connected to the on-board computer 266 by electrical connections 267 (Fig. 14):

- пусковые клапаны 138, 172, 217, 257, 260 и 265,- starting valves 138, 172, 217, 257, 260 and 265,

- запальные устройства 129, 152, 202, 229 и 88,- igniters 129, 152, 202, 229 and 88,

- ракетные клапаны 37 и 42,- rocket valves 37 and 42,

- клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, 76 и 104,- valves 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, 76 and 104,

- привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70, привод 75 регулятора расхода окислителя 74, привод 67 регулятора расхода окислителя 66,- drive 53 of the fuel flow regulator 52, drive 71 of the oxidizer flow regulator 70, drive 75 of the oxidizer flow regulator 74, drive 67 of the oxidizer flow regulator 66,

- датчики частоты вращения 116, 157, 189 и 250.- speed sensors 116, 157, 189 and 250.

Крепление турбонасосных агрегатовMounting of turbopump units

Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг 268…271, соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.15) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10) фиг.16 выполнен нижний силовой пояс 78, к которому крепятся при помощи шарниров 272 тяги 268…271. К ТНА 3…6 тяги 268…271 крепятся при помощи шарниров 273. ТНА 3…6 может быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.15 и 16) или под углом к ней (фиг.17). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.18).The fastening of all TNA 3 ... 6 is made using rods 268 ... 271, respectively (Fig.13 ... 16). On the expanding part 10 of the nozzle 2 (Fig. 15) or on the critical part (at the junction of the tapering part 9 and the expanding part 10) of Fig. 16, a lower power belt 78 is made, to which thrusts 268 ... 271 are attached using hinges 272. To TNA 3 ... 6 thrusts 268 ... 271 are attached using hinges 273. TNA 3 ... 6 can be installed parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber (Fig. 15 and 16) or at an angle to it (Fig. 17). Moreover, all TNA 3 ... 6 can be installed at the same angles to the axis of the combustion chamber. It is possible to fasten all TNAs using pairs of rods (Fig. 18).

Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.Such a mounting scheme eliminates the influence of temperature stresses in the TNA 3 ... 6 on the power loads on the nozzle 2 and the influence of the gyroscopic moment (Coriolis forces) when maneuvering the rocket.

Система управления вектором тягиTraction vector control system

Система управления вектором тяги, как упоминалось ранее, включает центральный шарнир 89 и один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 присоединен с одной стороны к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидрораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).The thrust vector control system, as mentioned earlier, includes a central hinge 89 and one or two actuators 94 (four actuators 94 may be used). As the actuator 94, a hydraulic cylinder 95 can be used, which is attached on the one hand to the power frame 92 by means of a hinge 96 and, on the other hand, by a hinge 97 on the upper power ring 77. The upper power ring 77 can be mounted on the head 7 or cylindrical parts 8 of the combustion chamber 1. To the hydraulic cylinder 95 pipelines 98 and 99 are connected to the valve 100, to which the pump 101 is connected (figure 2).

В состав этой системы входят сильфоны 274 и 275, установленные соответственно в трубопроводах 36 и 41 (фиг.5 и 6). На фиг.20 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания в основных турбинах 24, 29 и 32 в прототипе и в предложенном ЖРД 274 и 275, соответственно.The composition of this system includes bellows 274 and 275, installed respectively in pipelines 36 and 41 (figure 5 and 6). In Fig.20 shows graphs of changes in temperature of the combustion products in the main turbines 24, 29 and 32 in the prototype and in the proposed LRE 274 and 275, respectively.

Работа ЖРДLRE operation

1. Запуск ЖРД1. Launch of the rocket engine

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом. Открывают клапаны наддува 37 и 44, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 37 и 42 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 35 и 40 поступают во все ТНА 3…6.The launch of the rocket engine is as follows. Open the boost valves 37 and 44, turn on the boost, then open the rocket valves 37 and 42 (FIGS. 1 and 2). The oxidizing agent and fuel from tanks 35 and 40 enter all TNA 3 ... 6.

Открывают пусковые клапаны 138, 172, 217, 257 и 260 (фиг.3 и 14) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 258 (фиг.3) по трубопроводам 137, 171, 216, 259 и 264 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 30 и 34 и раскручивает валы 153, 247, 112 и 85. Датчики частоты вращения 116, 157, 188 и 250 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72 и 76. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19, 23, 28 и 31. Потом с бортового компьютера 266 по линии связи 267 подают сигнал на запальные устройства камеры сгорания 88 и всех газогенераторов 120, 151, 202 и 228 (фиг.14). Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в четырех газогенераторах 19, 23, 28 и 31, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 87, где воспламеняются при помощи запальных устройств 88. Горючее перед этим нагревается в зазоре 15, охлаждая внутреннюю стенку 13 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 28, но уменьшается до 900…1000°С, но быстро восстанавливается в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 31 (линия 277, фиг.20).The start valves 138, 172, 217, 257 and 260 (FIGS. 3 and 14) are opened and the compressed air (gas) from the above-ground compressed air cylinder 258 (FIG. 3) enters the first through pipelines 137, 171, 216, 259 and 264 , the second, third and fourth starting turbines 22, 26, 30 and 34 and spins the shafts 153, 247, 112 and 85. The speed sensors 116, 157, 188 and 250 control the process of starting the rocket engine in dynamics and in operation. Then, valves 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, and 76 are opened. The oxidizing agent and fuel enter the gas generators 19, 23, 28, and 31. Then, from the on-board computer 266, a signal is supplied via the communication line 267 to the ignition devices of the combustion chamber 88 and all gas generators 120, 151, 202 and 228 (Fig. 14). The components of rocket fuel (fuel and oxidizer) are ignited in four gas generators 19, 23, 28 and 31, where they burn in the first with an excess of oxidizer, and in the second with an excess of fuel. Gasified fuel and acidic gas-generating gas enter the combustion chamber 1, more precisely, into its internal cavity 87, where it is ignited by means of ignition devices 88. Before that, the fuel is heated in the gap 15, cooling the inner wall 13 of the nozzle 2 to 100 ... 200 ° C. Subsequently, the temperature of the products of incomplete combustion of fuel rises to 1200 ... 1500 ° C in the gas generator 28, but decreases to 900 ... 1000 ° C, but quickly recovers in the third main turbine 27, then in the fourth main turbine 31 (line 277, Fig.20 )

2. Регулирование ЖРД2. Regulation of rocket engines

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70 и привод 75 регулятора расхода окислителя 74 и привод 67 регулятора расхода окислителя 66, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 266, передаваемые по электрическим связям 267.The thrust control of the liquid propellant rocket engine is carried out by the drive 53 of the flow rate regulator 52, the drive 71 of the flow rate regulator of the oxidizer 70 and the drive 75 of the flow rate control of the oxidizer 74 and the drive 67 of the flow rate control of the oxidizer 66, using pre-programmed signals from the computer 266 transmitted via electrical connections 267.

Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего позволит повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.The use of two or more turbopump fuel assemblies will increase the pressure in the combustion chamber. This can be considered the most significant advantage of the proposed scheme compared to the prototype.

3. Управление вектором тяги3. Traction vector control

Управление вектором тяги осуществляется посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 89 при помощи привода (приводов) качания 94.The control of the thrust vector is carried out by rotating the combustion chamber 1 relative to the central hinge 89 by means of the swing drive (s) 94.

Приводы качания 94 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…6 и вращение пар валов 118, 155, 186 и 247 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.Swing drives 94 can be used in pairs to increase reliability. The symmetrical arrangement of two pairs of TNA 3 ... 6 relative to the longitudinal axis of combustion chamber 1, the same weight of TNA 3 ... 6 and the rotation of the pairs of shafts 118, 155, 186 and 247 in different directions increases the accuracy of rocket control, since it eliminates the influence of weight asymmetry and gyroscopic rotation TNA rotor control moments.

4. Выключение ЖРД4. Turning off the rocket engine

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 104 и инертным газом из баллона 102 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.The LRE shutdown is performed in the reverse order. After closing all the fuel and oxidizer valves, the purge valve 104 is opened and the inert gas from the cylinder 102 is purged with the combustion chamber 1 of the engine to remove any remaining fuel.

5. Повторное включение5. Re-enable

Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 265 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 264 из дополнительного баллона 263 подается в пусковые турбины 22, 26, 30 и 32, которые раскручивают ТНА 3…6 (фиг.9).For re-activation, an additional starting valve 265 is opened and compressed air is supplied through an additional pipe 264 from an additional cylinder 263 to the starting turbines 22, 26, 30 and 32, which untwist the TNA 3 ... 6 (Fig. 9).

Применение изобретения позволит:The application of the invention will allow:

Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД - удельную тягу и удельный вес:Significantly improve the specific characteristics of the rocket engine - specific thrust and specific gravity:

- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов и за счет значительно более высокого давление в камере сгорания (800…1000 кгс/см²) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,- due to the complete gasification of the oxidizing agent and fuel before being fed into the combustion chamber, which ensures greater power of turbines and pumps and due to the significantly higher pressure in the combustion chamber (800 ... 1000 kgf / cm ² ) and high enthalpy of rocket fuel components even before being fed into combustion chamber

- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии второго горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см² и соответственно повысить давление в камере сгорания.- through the use of two turbopump units of the second fuel, which will allow, using sequential hydraulic circuits along the line of the second fuel, to increase the pressure at the outlet of the second fuel to 1000 kgf / cm ² and, accordingly, increase the pressure in the combustion chamber.

Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.To increase the reliability of the rocket engine due to the separation of the fuel and oxidizer pumps over a considerable distance and the exclusion of the mutual penetration of the oxidizer and fuel and their ignition.

Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.To increase the reliability of launching the rocket engine, eliminating the influence of external factors and the temperature of the components of rocket fuel.

Уменьшить длину ТНА и насосов второго горючего за счет применения трех последовательно соединенных ТНА горючего (водорода или метана, или другого криогенного или высококипящего горючего).Reduce the length of TNA and second fuel pumps by using three series-connected TNAs of fuel (hydrogen or methane, or another cryogenic or high boiling fuel).

Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания, и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.To improve controllability of the thrust vector of the rocket engine by using a central power hinge and a symmetrical arrangement relative to the combustion chamber of four TNAs, having a weight comparable with the weight of the combustion chamber and approximately the same gyroscopic moments of the rotors.

Claims

1. An oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber having a regenerative cooling system for a fuel nozzle, two turbopump assemblies (TNA), including an oxidizer turbopump assembly and a fuel turbopump assembly, while all turbopump assemblies comprise a main turbine, pumps, characterized by the fact that it additionally contains at least one additional fuel pump turbine unit, the fuel pumps of all turbopump units are connected in series, the main turbines TNA go yuchego also connected in series, the oxidizer turbopump unit, and all units of the fuel turbopump gas generators are structurally aligned with their turbopump assembly.

2. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, three upper manifolds in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the output of the first main turbine pump turbine the oxidizer unit is connected by a gas duct to the head of the combustion chamber, and the exit from the fuel pump of the fuel TNA is connected to the entrance to the fuel pump of an additional fuel TNA, the exit from the fuel pump of the last additional TNA of fuel is connected to izhnim collector output of the third top collector connected to the fuel gas generator, and the output from the second turbine of the turbopump unit main fuel inlet is connected with the third main turbine, and the output of the last main turbopump turbine connected to the first upper header.

3. An oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it is equipped with an on-board computer, and firing devices connected by electrical connections to the on-board computer are installed on the combustion chamber and gas generators.

4. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains a central hinge made on the gas duct on the longitudinal axis of the combustion chamber.

5. An oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 4, characterized in that the central hinge is cylindrical.

6. An oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 4, characterized in that the central hinge is spherical.

7. Oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains sensors of the number of revolutions of the shafts of the turbopump units, connected by electrical communication with the on-board computer.

8. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units are mounted in planes symmetrically with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber, spaced 90 ° apart and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber.

9. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the shafts of the turbopump units are rotatable in opposite directions.

10. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units are made of the same weight.

11. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the upper power ring is made on the combustion chamber, to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector.

12. An oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the oxidizer gas generator is installed between the first main turbine and the oxidizer pump.

13. A hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the fuel gas generator is installed above the second main turbine.

14. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the gas duct is made U-shaped with rounded corners.

15. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the gasified fuel pipe is made straightforward.

16. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the side wall of the gas generator of the fuel is made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them.

17. Oxygen-hydrogen liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains at least one additional cylinder of compressed air with an additional high pressure pipe, an additional starting valve.

18. Oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the fastening of all THA is made to the lower power ring, which is made on the nozzle using rods with hinges.

19. An oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine according to claim 18, characterized in that the fastening of all the THA is made to the expanding part of the nozzle.

20. An oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine according to claim 18, characterized in that the fastening of all the thermal conductors is made to the critical part of the nozzle.

21. Oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine according to claim 18, characterized in that the fastening of all THA is made in pairs of rods.