RU2562315C1 - Three-component liquid propellant rocket engine - Google Patents
Three-component liquid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2562315C1 RU2562315C1 RU2014132408/06A RU2014132408A RU2562315C1 RU 2562315 C1 RU2562315 C1 RU 2562315C1 RU 2014132408/06 A RU2014132408/06 A RU 2014132408/06A RU 2014132408 A RU2014132408 A RU 2014132408A RU 2562315 C1 RU2562315 C1 RU 2562315C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- zone
- nozzle
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива: окислителе и двух горючих, 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. Наиболее оптимальный вариант - использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - керосина, второго горючего - жидкого водорода.The invention relates to liquid-propellant rocket engines - liquid propellant rocket engines operating on three fuel components: an oxidizer and two combustible ones, and is aimed at improving the specific characteristics and reducing the cost of launching the rocket on which it is installed, and at significantly improving its many characteristics: flight range and t .d. The most optimal option is to use liquid oxygen as an oxidizing agent, the first fuel - kerosene, the second fuel - liquid hydrogen.
Известный жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The well-known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as a part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as a main engine of space vehicles, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant line is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber. The disadvantage of the engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine comprises a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component supply pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен 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. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a turbo pump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.
Недостатками являются сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.The disadvantages are the complex pneumohydraulic circuit of the engine, the presence of a large number of valves and regulators and connecting pipelines and, as a result, a large weight and low reliability and problems when starting and turning off the engine.
Задачей создания изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.The objective of the invention is to improve the specific characteristics of the rocket engine, increasing its reliability and reducing the cost of launching missiles.
Решение указанных задач достигнуто в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной. Выход из насоса окислителя может быть соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания. Выход из насоса первого горючего может быть соединен трубопроводом с верхним коллектором горючего. Выход из насоса второго горючего может быть соединен трубопроводами с главным коллектором горючего.The solution of these problems was achieved in a three-component liquid propellant rocket engine containing a turbopump assembly, which in turn contains a turbine mounted on the shaft, oxidizer pumps, two fuel pumps, and a combustion chamber having a cylindrical part with oxidizer and fuel nozzles and a nozzle with the main fuel manifold and system regenerative cooling, in that the turbopump unit and the combustion chamber are mounted coaxially, the combustion chamber is dual-zone and contains a first annular zone with an annular nozzle m block and upper fuel manifold and a second zone with a central nozzle block made in the form of a hollow cylinder having nozzles of the second fuel, and the turbine is installed between the first and second zones of the combustion chamber, the turbine is made up of a nozzle apparatus, an impeller and a straightening apparatus with a cavity inside it, the central nozzle block is hollow and its cavity is connected by openings through the cavity inside the straightening apparatus with a regenerative cooling gap of the nozzle by the second fuel and Ora combustion zone, and a cavity within the flow straightener slotted apparatus connected to the second zone. The outlet of the oxidizer pump may be connected by a conduit containing oxidizer valves to the combustion chamber. The exit from the pump of the first fuel can be connected by a pipe to the upper fuel manifold. The exit from the pump of the second fuel can be connected by pipelines to the main manifold of the fuel.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг. 1…3, где:The invention is illustrated in the drawings of FIG. 1 ... 3, where:
- на фиг. 1 приведена схема ЖРД,- in FIG. 1 shows the layout of the rocket engine,
- на фиг. 2 приведена конструкция камеры сгорания,- in FIG. 2 shows the design of the combustion chamber,
- на фиг. 3 приведена конструкция турбины.- in FIG. 3 shows the design of the turbine.
Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг. 1…3) - содержит камеру 1 с камерой сгорания 2 с соплом 3, турбонасосный агрегат ТНА 4.A liquid rocket engine - LRE (Fig. 1 ... 3) - contains a
Камера 1 и ТНА 4 установлены соосно и последовательно.
Камера сгорания 2 (фиг. 1 и 3) содержит цилиндрическую часть 5. Сопло 3 содержит сужающуюся часть 6, расширяющуюся часть 7 и главный коллектор горючего 8 в нижней части. Камера сгорания 2 выполнена двухзонной и содержит первую и вторую зоны 9 и 10 соответственно. Первая зона 9 имеет верхний коллектор горючего 11.The combustion chamber 2 (Fig. 1 and 3) contains a
ТНА 4 содержит последовательно установленные на одном валу 12 снизу вверх: турбину 13, насос окислителя 14, насос первого горючего 15 и насос второго горючего 16. Особенностью ТНА 4 является то, что турбина 13 установлена в камере сгорания 2, точнее в верху ее цилиндрической части 5 между первой и второй зонами, соответственно 9 и 10. При этом первая зона 9 камеры сгорания 2 выполнена кольцевой и содержит кольцевую головку 17 и кольцевой форсуночный блок 18. Кольцевой форсуночный блок 18 имеет форсунки окислителя 19 и форсунки первого горючего 20.TNA 4 contains sequentially installed on the
Во второй зоне 10 камеры сгорания 2 выполнен центральный форсуночный блок 21 в виде пустотелого цилиндра с боковой стенкой 22 и торцовой стенкой 23 и внутренней полостью 24. На торцовой стенке 23 установлены форсунки второго горючего 25.In the
Турбина 13 содержит сопловой аппарат 26, рабочее колесо 27 и спрямляющий аппарат 28. Спрямляющий аппарат 28 выполнен с полость 29 и щелевыми отверстиями 30. Отверстиями 31 и 32 полость 29 сообщается с трактом регенеративного охлаждения 33 и внутренней полостью 24.The
ТНА 4 имеет четыре опоры 34…37 (фиг. 1 и 2).TNA 4 has four
Как сужающаяся часть 6, так и расширяющаяся часть 7 сопла 3 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения вторым горючим (фиг. 1 и 2) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 38 и наружную стенку 39 с трактом регенеративного охлаждения 33 между ними для прохождения охлаждающего горючего и охлаждения сопла. Тракт регенеративного охлаждения 33 сообщается с полостью 40 главного коллектора горючего 8. Внутри камеры сгорания 2 (фиг. 1 и 2) выполнены верхняя плита 41 и нижняя плита 42 с зазором (полостью) между ними 43. Выше верхней плиты 41 выполнена полость 44. Внутри кольцевой головки 17 камеры сгорания 2, как упоминалось ранее, установлены форсунки окислителя 19 и форсунки первого горючего 20. Форсунки окислителя 19 сообщают полость 44 с внутренней полостью 45 камеры сгорания 2. Форсунки первого горючего 20 сообщают полость 43 с внутренней полостью 45. На кольцевой головке 17 камеры сгорания 2 установлены запальные устройства 46. Кольцевая головка 17 камеры сгорания 2 соединена несколькими трубопроводами 47, содержащими клапаны окислителя 48. Кольцевая головка 17 камеры сгорания 2 и насос окислителя 14 соединены промежуточным корпусом 49.As the
К главному коллектору горючего 8 присоединен трубопровод 50 с клапаном 51. Другой конец трубопровода 50 соединен с выходом из насоса второго горючего 16.A
Верхний коллектор 11 трубопроводом 52, содержащим регулятор расхода 53 и клапан 54, также соединен с выходом из насоса первого горючего 15. Дополнительный насос горючего отсутствует. Это упрощает конструкцию ЖРД и уменьшает его вес. Согласование гидравлических сопротивлений тракта регенеративного охлаждения 33 и небольшого по величине тракта охлаждения первой зоны 9 камеры сгорания 2 приводит к тому, что большая часть расхода горючего идет через форсунки горючего второго 25, так как они осуществляют его впрыск во вторую зону 10 со значительно более низким давлением, чем давление в первой зоне 9. Это объясняется потерей давления в турбине 13.The
Опоры 34 и 35 установлены в промежуточном корпусе 49, который выполнен между ТНА 4 и камерой сгорания 2 и содержит защитную втулку 55 выполненную внутри первой зоны 9 камеры сгорания 2. Внутри защитной втулки 55 выполнено нижнее уплотнением 56. (фиг. 2). Нижнее уплотнение 56 предотвращает выход охлаждающего опору 36 горючего в камеру сгорания 2.The supports 34 and 35 are installed in an
Для надежного охлаждения опоры 36 применена система ее охлаждения первым горючим, которая содержит выполненное внутри вала 12 осевое отверстие 57, входное радиальное отверстие 58, промежуточное радиальное отверстие 59, выходящее в зазор 60 между защитной втулкой 55 и валом 12, и выходное радиальное отверстие 61, выполненное в защитной втулке 55 и сообщающее зазор 60 с полостью 44 для использования охлаждающего горючего сжиганием его в камере сгорания 2.For reliable cooling of the
Двигатель содержит систему продувки с баллоном 62 с инертным газом, трубопроводом 63 и клапаном 64. Трубопровод 63 соединен с главным коллектором горючего 8.The engine contains a purge system with an
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.The launch of the rocket engine is as follows.
Открывают клапаны окислителя 48 и клапаны 51 и 54.The
Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 2, точнее в ее первую зону 9, где воспламеняются запальными устройствами 46 и сгорают при относительно низких температурах 500…700°C. Через форсунки второго горючего 25 и щелевые отверстия 30 большая часть расхода второго горючего поступает во вторую зону 10, где сгорает при температуре от 3500 до 4000°C, обеспечивающей максимальную удельную тягу ЖРД.The oxidizing agent and fuel enter the
Регулирование режима работы ЖРД осуществляется регулятором расхода 53. При этом изменяются расход продуктов сгорания через турбину 13 и температура продуктов сгорания на входе в нее.The regulation of the operation of the rocket engine is carried out by the
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов окислителя 48 и горючего 51 и 54 открывают клапан продувки 64, и инертный газ из баллона 62 по трубопроводу 63 поступает в главный коллектор горючего 8, продувая камеру сгорания 2 двигателя для очистки от остатков второго горючего.The LRE shutdown is performed in the reverse order. After closing all the valves of the
Применение изобретения позволит:The application of the invention will allow:
- Уменьшить поперечные габариты ЖРД за счет размещения камеры сгорания и ТНА последовательно в одну линию вдоль одной общей оси.- Reduce the transverse dimensions of the liquid propellant rocket engine by placing the combustion chamber and TNA in series in a single line along one common axis.
- Уменьшить осевые габариты камеры сгорания за счет равномерного распределения избытка горючего через щелевые отверстия в спрямляющем аппарате.- Reduce the axial dimensions of the combustion chamber due to the uniform distribution of excess fuel through the slotted holes in the straightener.
- Уменьшить вес двигателя за счет отсутствия газогенератора и дополнительного насоса горючего. Функцию газогенератора выполняет первая зона камеры сгорания.- Reduce the weight of the engine due to the lack of a gas generator and an additional fuel pump. The function of the gas generator is performed by the first zone of the combustion chamber.
- Упростить схему двигателя за счет уменьшения количества трубопроводов.- Simplify the engine layout by reducing the number of pipelines.
- Уменьшить вредное взаимное влияние горячих и холодных (работающих на криогенных компонентах топлива) узлов и агрегатов.- Reduce the harmful mutual influence of hot and cold (working on cryogenic fuel components) components and assemblies.
- Уменьшить дисбаланс вала ТНА за счет применения трех опор и схемы их размещения таким образом, чтобы максимально приблизить к вращающимся деталям ротора.- To reduce the imbalance of the TNA shaft due to the use of three supports and their layout in such a way as to bring them as close as possible to the rotating parts of the rotor.
- Улучшить охлаждение опор ТНА за счет применения охлаждения опоры, размещенной непосредственно около рабочего колеса 27 турбины 13 внутри камеры сгорания 2, т.е. в зоне воздействия высоких температур.- Improve the cooling of the TNA supports by applying cooling to the support located directly near the
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132408/06A RU2562315C1 (en) | 2014-08-05 | 2014-08-05 | Three-component liquid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132408/06A RU2562315C1 (en) | 2014-08-05 | 2014-08-05 | Three-component liquid propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2562315C1 true RU2562315C1 (en) | 2015-09-10 |
Family
ID=54073609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014132408/06A RU2562315C1 (en) | 2014-08-05 | 2014-08-05 | Three-component liquid propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2562315C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109322765A (en) * | 2018-07-31 | 2019-02-12 | 李鹏 | Based on the high thrust enclosed expansion cycles rocket engine for improving expansion deflection nozzle |
| RU2793927C1 (en) * | 2022-09-12 | 2023-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lre chamber operating on three components of fuel oxygen, hydrogen and hydrocarbon in a closed circuit with afterburning of oxidizing generator gas |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4879874A (en) * | 1986-05-07 | 1989-11-14 | National Space Development Agency Of Japan | Liquid fuel rocket engine |
| US4912925A (en) * | 1985-10-04 | 1990-04-03 | United Technologies Corporation | Rocket engine with redundant capabilities |
| RU2302547C1 (en) * | 2006-03-02 | 2007-07-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant rocket engine |
| US7389636B2 (en) * | 2005-07-06 | 2008-06-24 | United Technologies Corporation | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle |
| RU2418970C1 (en) * | 2009-12-07 | 2011-05-20 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit |
| RU2458245C1 (en) * | 2011-04-20 | 2012-08-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant rocket engine and turbopump unit |
-
2014
- 2014-08-05 RU RU2014132408/06A patent/RU2562315C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4912925A (en) * | 1985-10-04 | 1990-04-03 | United Technologies Corporation | Rocket engine with redundant capabilities |
| US4879874A (en) * | 1986-05-07 | 1989-11-14 | National Space Development Agency Of Japan | Liquid fuel rocket engine |
| US7389636B2 (en) * | 2005-07-06 | 2008-06-24 | United Technologies Corporation | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle |
| RU2302547C1 (en) * | 2006-03-02 | 2007-07-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant rocket engine |
| RU2418970C1 (en) * | 2009-12-07 | 2011-05-20 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit |
| RU2458245C1 (en) * | 2011-04-20 | 2012-08-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant rocket engine and turbopump unit |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109322765A (en) * | 2018-07-31 | 2019-02-12 | 李鹏 | Based on the high thrust enclosed expansion cycles rocket engine for improving expansion deflection nozzle |
| RU2793927C1 (en) * | 2022-09-12 | 2023-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lre chamber operating on three components of fuel oxygen, hydrogen and hydrocarbon in a closed circuit with afterburning of oxidizing generator gas |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102041568B1 (en) | Liquid rocket engine using booster pump driven by electric motor | |
| EP3447274B1 (en) | Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system | |
| KR101682418B1 (en) | Liquid rocket engine, which uses a pump driven by an electric motor | |
| US8381508B2 (en) | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2431756C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2562315C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2545613C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2531835C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2531831C1 (en) | Liquid fuel rocket motor | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2514582C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2638418C1 (en) | Combustion chamber of lpe with electroplasma ignition | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2496090C1 (en) | Anti-aircraft missile and liquid-propellant rocket |