RU2703883C1 - Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning - Google Patents

Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning Download PDF

Info

Publication number
RU2703883C1
RU2703883C1 RU2018147505A RU2018147505A RU2703883C1 RU 2703883 C1 RU2703883 C1 RU 2703883C1 RU 2018147505 A RU2018147505 A RU 2018147505A RU 2018147505 A RU2018147505 A RU 2018147505A RU 2703883 C1 RU2703883 C1 RU 2703883C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
bellows
rings
combustion chamber
support rings
ring
Prior art date
Application number
RU2018147505A
Other languages
Russian (ru)
Original Assignee
Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" filed Critical Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority to RU2018147505A priority Critical patent/RU2703883C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2703883C1 publication Critical patent/RU2703883C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/66—Combustion or thrust chambers of the rotary type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: invention relates to the field of power machine building and concerns liquid rocket engine (LRE) chamber rocking assembly with generator gas afterburning. Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning comprises bellows compensator consisting of bellows with support rings, wherein one of the rings is connected to the gas duct housing, and the other ring is connected to the combustion chamber housing shell, wherein the bellows from the outside is provided with power rings inserted into the corrugation recesses, and on the inner side of the bellows there are two thin-walled metal screens cantilever attached to the support rings, wherein the free ends of the screens are inserted into each other with a radial gap, at the outer side of the bellows there is a cardan containing a ring, into which spherical sliding bearings and bushings are inserted, forming two rotary axles, on which the forks are rotated, the end sections of which are attached to the support rings, wherein cardan forks and support rings of bellows of rocking assembly are made solid-cast from steel VNS-25, and joint of rocking assembly with shell of combustion chamber housing includes weld seam on external surface of connected shells, locking connection made on inner surface of connected shells, and annular cavity between them, at that, in one of lock parts radial holes are made to connect annular cavity with combustion chamber inner volume that is connected with protective gas system.
EFFECT: invention provides simplified design of joint between swing assembly and combustion chamber housing, reduced weight of rocking structures.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и касается выполнения узла качания камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа.The invention relates to the field of power engineering and relates to the implementation of the node rocking the chamber of a liquid rocket engine (LRE) with afterburning of the generator gas.

При эксплуатации современных ракет-носителей (РН) регулярно возникает потребность повышения энергетических характеристик ЖРД для увеличения массы выводимого полезного груза (ПГ). Для этого проводится модернизация практически всех агрегатов и узлов ЖРД, направленная на повышение удельного импульса, тяги, снижение массы, увеличение надежности и других характеристик.In the operation of modern launch vehicles (LV), there is a regular need to increase the energy characteristics of the rocket engine to increase the mass of the payload (GH). To do this, modernization of almost all units and components of the rocket engine is carried out, aimed at increasing the specific impulse, thrust, reducing weight, increasing reliability and other characteristics.

Предлагаемое техническое решение направлено на модернизацию узла качания камеры ЖРД серийно изготавливаемых двигателей РД-191, РД-180 и РД-171.The proposed technical solution is aimed at the modernization of the rocking unit of the LRE chamber of mass-produced engines RD-191, RD-180 and RD-171.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Известен узел качания камеры ЖРД (патент RU №2159352, МПК F02K 9/66, 2000 г.), содержащий сильфонный компенсатор, включающий в себя сильфон, один конец которого соединен через опорное кольцо с корпусом газовода, а другой конец сильфона соединен через фланец с фланцем оболочки корпуса камеры сгорания, причем сильфон снаружи снабжен силовыми кольцами, вставленными во впадины гофров, а с внутренней стороны сильфона выполнены два тонкостенных металлических экрана, консольно прикрепленных к опорным кольцам, причем свободные концы экранов вставлены друг в друга с радиальным зазором, при этом с наружной стороны сильфона установлен кардан, содержащий кольцо, в которое вставлены сферические подшипники скольжения и втулки, образующие две поворотные оси, на которых вращаются вилки, концевые участки которых прикреплены к опорным кольцам. (Прототип).Known rocker chamber of the rocket engine (patent RU No. 2159352, IPC F02K 9/66, 2000), comprising a bellows compensator including a bellows, one end of which is connected through a support ring to the gas duct body, and the other end of the bellows is connected through a flange with a flange of the shell of the housing of the combustion chamber, the bellows being provided externally with power rings inserted into the troughs of the corrugations, and two thin-walled metal screens made cantileverly attached to the support rings on the inside of the bellows, the free ends of the screens being inserted into each other in another with a radial clearance, while on the outside of the bellows a cardan is installed containing a ring into which spherical plain bearings and bushings are inserted, forming two rotary axes on which the forks rotate, the end sections of which are attached to the support rings. (Prototype).

К ограничениям прототипа относится прежде всего наличие громоздкого фланцевого соединения узла качания с оболочкой корпуса камеры сгорания. Между фланцами этого соединения находятся двухбарьерная металлическая прокладка с двумя тонкостенными усами и коническая прокладка с серебряным покрытием. Кроме того, соединение вилок кардана с опорными кольцами сильфона выполнено также с помощью фланцев.The limitations of the prototype primarily include the presence of a bulky flange connection of the swing unit with the shell of the combustion chamber housing. Between the flanges of this connection are a double-barrier metal gasket with two thin-walled mustaches and a conical gasket with a silver coating. In addition, the connection of the cardan forks to the support rings of the bellows is also made using flanges.

Такое техническое решение имеет высокие массовые характеристики, что приводит к использованию рулевых приводов повышенной мощности.This technical solution has high mass characteristics, which leads to the use of high power steering drives.

Задачей изобретение является упрощение конструкции стыка между узлом качания и корпусом камеры сгорания, уменьшение массы качающихся масс, улучшение технологии изготовления отдельных элементов конструкции узла качания.The objective of the invention is to simplify the design of the interface between the swing unit and the housing of the combustion chamber, reduce the mass of the swing mass, improve the manufacturing technology of individual structural elements of the swing unit.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Эта задача решена за счет того, что узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа содержит сильфонный компенсатор, состоящий из сильфона с опорными кольцами, при этом одно из колец соединено с корпусом газовода, а другое кольцо соединено с оболочкой корпуса камеры сгорания, причем сильфон снаружи снабжен силовыми кольцами, вставленными во впадины гофров, а с внутренней стороны сильфона выполнены два тонкостенных металлических экрана, консольно прикрепленных к опорным кольцам, причем свободные концы экранов вставлены друг в друга с радиальным зазором, при этом с наружной стороны сильфона установлен кардан, содержащий кольцо, в которое вставлены сферические подшипники скольжения и втулки, образующие две поворотные оси, на которых вращаются вилки, концевые участки которых прикреплены к опорным кольцам, причем вилки кардана и опорные кольца сильфона узла качания выполнены цельнолитыми из стали ВНС-25, а стык узла качания с оболочкой корпуса камеры сгорания включает в себя сварной шов на внешней поверхности соединяемых оболочек, замковое соединение, выполненное на внутренней поверхности соединяемых оболочек и кольцевую полость между ними, при этом в одной из деталей замка выполнены радиальные отверстия, соединяющие кольцевую полость с внутренним объемом камеры сгорания, который соединен с системой защитного газа.This problem is solved due to the fact that the knot of the rocket chamber of a liquid propellant rocket engine with afterburning of the generator gas contains a bellows compensator consisting of a bellows with support rings, while one of the rings is connected to the gas duct body, and the other ring is connected to the shell of the combustion chamber housing, the bellows is provided on the outside with force rings inserted into the troughs of the corrugations, and on the inside of the bellows there are two thin-walled metal screens cantilevered to the support rings, the free ends being The screens are inserted into each other with a radial clearance, while on the outside of the bellows there is a cardan containing a ring into which spherical plain bearings and bushings are inserted, forming two rotary axes on which the forks rotate, the end sections of which are attached to the support rings, the forks of the cardan and the support rings of the bellows of the swing unit are solid cast from VNS-25 steel, and the joint of the swing unit with the shell of the housing of the combustion chamber includes a weld on the outer surface of the connected shells, a lock th compound formed on the inner surface of the joined shells and an annular cavity therebetween, wherein one of the lock parts provided with radial holes which connect the annular space with the inner volume of the combustion chamber, which is connected to shielding gas system.

Другим отличием является:Another difference is:

- замковое соединение включает кольцевой выступ, выполненный в торце корпуса камеры, и проточку, выполненную в опорном кольце сильфона, при этом при сборке оболочек кольцевой выступ входит по скользящей посадке в проточку.- the lock connection includes an annular protrusion made at the end of the camera body, and a groove made in the support ring of the bellows, while when assembling the shells, the annular protrusion enters the groove along the sliding fit.

Технический результат состоит в облегчении работы рулевых приводов за счет уменьшения массы на 50 кг качающихся масс.The technical result consists in facilitating the operation of the steering drives by reducing the mass by 50 kg of the swinging masses.

Перечень чертежейList of drawings

На Фиг. приведен фрагмент продольного сечения стыка между опорным кольцом и корпусом камеры-прототипа.In FIG. a fragment of the longitudinal section of the junction between the support ring and the body of the prototype camera is shown.

На Фиг. 1 приведено продольное сечение узла качания и стык соединения опорного кольца с камерой.In FIG. 1 shows a longitudinal section of the swing unit and the junction of the connection of the support ring with the camera.

На Фиг. 2 приведен фрагмент I увеличенного сечения стыка опорного кольца с камерой.In FIG. 2 shows a fragment I of an enlarged section of the junction of the support ring with the camera.

Описание изобретенияDescription of the invention

Узел качания камеры ЖРД (Фиг. 1) содержит сильфонный компенсатор 1, состоящий из сильфона 2 с опорными кольцами 3 и 4. Кольцо 3 соединено с оболочкой корпуса газовода 5. Кольцо 4 соединено с оболочкой 6 корпуса камеры сгорания. Сильфон 2 снаружи снабжен силовыми кольцами 7, вставленными во впадины гофров 8. С внутренней стороны сильфона 2 выполнены два тонкостенных металлических экрана 9 и 10, консольно прикрепленных к опорным кольцам 3 и 4. Свободные концы экранов вставлены друг в друга с радиальным зазором h. С наружной стороны сильфона 2 установлен кардан 11, содержащий кольцо 12, в которое вставлены сферические подшипники скольжения 13 и втулки 14, образующие две поворотные оси, на которых вращаются вилки 15. Концевые участки вилок прикреплены к опорным кольцам 3 и 4. Вилки кардана и опорные кольца сильфона узла качания выполнены цельнолитыми из стали ВНС-25. Стык узла качания с оболочкой 6 корпуса камеры сгорания (Фиг. 2, фрагмент 1) включает в себя сварной шов 16, замковое соединение, которое включает в себя кольцевой выступ 17, выполненный в торце корпуса камеры сгорания, проточку 18, выполненную в опорном кольце 4 сильфона 2, и кольцевую полость 19 между ними. При этом кольцевая полость 19 через радиальные отверстия 20 соединена с внутренним объемом 21 камеры сгорания, который при сварке соединяется с системой защитного газа (не показано).The rocket chamber rocket assembly (Fig. 1) contains a bellows compensator 1, consisting of a bellows 2 with support rings 3 and 4. Ring 3 is connected to the shell of the gas duct housing 5. Ring 4 is connected to the shell 6 of the combustion chamber housing. The bellows 2 is externally provided with power rings 7 inserted into the hollows of the corrugations 8. On the inside of the bellows 2 there are two thin-walled metal screens 9 and 10, cantilevered to the support rings 3 and 4. The free ends of the screens are inserted into each other with a radial clearance h. On the outside of the bellows 2, a universal joint 11 is installed, containing a ring 12 into which spherical plain bearings 13 and bushings 14 are inserted, forming two rotary axes on which the forks rotate 15. The end sections of the forks are attached to the support rings 3 and 4. The forks and the support forks the rings of the bellows of the swing unit are solid cast from VNS-25 steel. The junction of the swing unit with the shell 6 of the combustion chamber body (Fig. 2, fragment 1) includes a weld seam 16, a weld joint that includes an annular protrusion 17 made at the end of the combustion chamber body, a groove 18 made in the support ring 4 bellows 2, and an annular cavity 19 between them. In this case, the annular cavity 19 through the radial holes 20 is connected to the internal volume 21 of the combustion chamber, which when welding is connected to a shielding gas system (not shown).

Выполнение вилок узла качания с опорными кольцами цельнолитыми из стали ВНС-25, а также выполнение стыка узла качания с оболочкой корпуса камеры сгорания в виде сварного шва, расположенного на внешней поверхности соединяемых оболочек, и замкового соединения, выполненного на внутренней поверхности соединяемых оболочек, и кольцевой полости между ними, которая через радиальные отверстия соединена с внутренним объемом камеры сгорания, позволяет снизить массу качающихся масс на 50 кг, упростить конструкцию камеры и облегчить работу рулевых приводов.The execution of the forks of the swing unit with supporting rings all-cast from VNS-25 steel, as well as the junction of the swing unit with the shell of the combustion chamber body in the form of a weld located on the outer surface of the connected shells, and a lock connection made on the inner surface of the connected shells, and ring the cavity between them, which is connected through the radial holes to the internal volume of the combustion chamber, can reduce the mass of the swinging mass by 50 kg, simplify the design of the chamber and facilitate the work of the steering gear drives.

Работа устройстваDevice operation

При работе двигателя генераторный газ с избытком окислителя с выхода турбины поступает в газовод, узел качания и далее в смесительную головку камеры сгорания. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сверхзвукового сопла, создавая тягу двигателя.When the engine is running, generator gas with an excess of oxidizer from the turbine outlet enters the gas duct, swing unit, and then into the mixing head of the combustion chamber. In the combustion chamber, complete combustion of the fuel occurs in the generator gas, which has a large excess of oxidizing agent. The resulting combustion products flow out of the supersonic nozzle, creating engine traction.

При необходимости отклонения камеры от номинального углового положения срабатывают рулевые приводы (не показаны) и камера отклоняется вокруг центра узла качания.If necessary, deviations of the camera from the nominal angular position trigger steering gears (not shown) and the camera deviates around the center of the swing unit.

Промышленное применениеIndustrial application

Наиболее успешно предлагаемое изобретение найдет в ЖРД с дожиганием генераторного газа больших тяг.The most successfully proposed invention will be found in a liquid-propellant rocket engine with afterburning of large-draft generator gas.

Claims (2)

1. Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа содержит сильфонный компенсатор, состоящий из сильфона с опорными кольцами, при этом одно из колец соединено с корпусом газовода, а другое кольцо соединено с оболочкой корпуса камеры сгорания, причем сильфон снаружи снабжен силовыми кольцами, вставленными во впадины гофров, а с внутренней стороны сильфона выполнены два тонкостенных металлических экрана, консольно прикрепленных к опорным кольцам, причем свободные концы экранов вставлены друг в друга с радиальным зазором, при этом с наружной стороны сильфона установлен кардан, содержащий кольцо, в которое вставлены сферические подшипники скольжения и втулки, образующие две поворотные оси, на которых вращаются вилки, концевые участки которых прикреплены к опорным кольцам, отличающийся тем, что вилки кардана и опорные кольца сильфона узла качания выполнены цельнолитыми из стали ВНС-25, а стык узла качания с оболочкой корпуса камеры сгорания включает в себя сварной шов на внешней поверхности соединяемых оболочек, замковое соединение, выполненное на внутренней поверхности соединяемых оболочек, и кольцевую полость между ними, при этом в одной из деталей замка выполнены радиальные отверстия, соединяющие кольцевую полость с внутренним объемом камеры сгорания, который соединен с системой защитного газа.1. The node rocking the chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning of the generator gas comprises a bellows compensator consisting of a bellows with support rings, one of the rings being connected to the gas duct body and the other ring being connected to the shell of the combustion chamber housing, the bellows being provided with power rings outside, inserted into the hollows of the corrugations, and on the inside of the bellows two thin-walled metal screens are made cantileverly attached to the support rings, the free ends of the screens being inserted into each other radial clearance, while on the outside of the bellows mounted cardan, containing a ring into which spherical plain bearings and bushings are inserted, forming two rotary axes, on which the forks rotate, the end sections of which are attached to the support rings, characterized in that the forks and support the rings of the bellows of the swing unit are solid cast from VNS-25 steel, and the joint of the swing unit with the shell of the combustion chamber body includes a weld on the outer surface of the shells to be joined, a lock joint, filled on the inner surface of the connected shells, and an annular cavity between them, while in one of the parts of the lock there are made radial holes connecting the annular cavity with the internal volume of the combustion chamber, which is connected to the protective gas system. 2. Узел качания по п. 1, отличающийся тем, что замковое соединение включает кольцевой выступ, выполненный в торце корпуса камеры, и проточку, выполненную в опорном кольце сильфона, при этом при сборке оболочек кольцевой выступ входит по скользящей посадке в проточку.2. The swing unit according to claim 1, characterized in that the lock connection includes an annular protrusion made in the end face of the camera body and a groove made in the support ring of the bellows, while when assembling the shells the annular protrusion enters the groove along the sliding fit.
RU2018147505A 2018-12-29 2018-12-29 Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning RU2703883C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018147505A RU2703883C1 (en) 2018-12-29 2018-12-29 Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018147505A RU2703883C1 (en) 2018-12-29 2018-12-29 Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2703883C1 true RU2703883C1 (en) 2019-10-22

Family

ID=68318342

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018147505A RU2703883C1 (en) 2018-12-29 2018-12-29 Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2703883C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809408C1 (en) * 2022-12-13 2023-12-11 Владимир Федорович Петрищев Returning upper stage of two-stage launch vehicle and method for its landing

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2159352C2 (en) * 1999-01-21 2000-11-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Chamber swinging unit of reheat liquid propellant rocket engine
RU2161263C2 (en) * 1995-12-19 2000-12-27 Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова" Liquid-propellant afterburner rocket engine
US6170258B1 (en) * 1999-01-21 2001-01-09 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo “Nauchno” Proizvodstvennoe Obiedinenie Energomash Imeni Akademika V.P. Glushko Liquid-propellant rocket engine
RU148384U1 (en) * 2014-07-17 2014-12-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" DEVICE FOR PERCEPTION OF TRACTION AND FLOW OF TWO FUEL COMPONENTS
RU173670U1 (en) * 2015-12-31 2017-09-05 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Generator gas afterburner

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2161263C2 (en) * 1995-12-19 2000-12-27 Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова" Liquid-propellant afterburner rocket engine
RU2159352C2 (en) * 1999-01-21 2000-11-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Chamber swinging unit of reheat liquid propellant rocket engine
US6170258B1 (en) * 1999-01-21 2001-01-09 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo “Nauchno” Proizvodstvennoe Obiedinenie Energomash Imeni Akademika V.P. Glushko Liquid-propellant rocket engine
US6282887B1 (en) * 1999-01-21 2001-09-04 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo “Nauchno Proizwodstvennoe Obiedinenie “Energomash”Imeni Akademika V.P. Glusho” Bellows units for a chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning
RU148384U1 (en) * 2014-07-17 2014-12-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" DEVICE FOR PERCEPTION OF TRACTION AND FLOW OF TWO FUEL COMPONENTS
RU173670U1 (en) * 2015-12-31 2017-09-05 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Generator gas afterburner

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809408C1 (en) * 2022-12-13 2023-12-11 Владимир Федорович Петрищев Returning upper stage of two-stage launch vehicle and method for its landing
RU2818924C1 (en) * 2023-05-24 2024-05-07 Владимир Фёдорович Петрищев Returnable upper stage of two-stage carrier rocket and method of its landing

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2158838C2 (en) Liquid-propellant rocket engine
US8215919B2 (en) Curved tooth coupling for a miniature gas turbine engine
RU2159352C2 (en) Chamber swinging unit of reheat liquid propellant rocket engine
RU2232916C2 (en) Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions)
JP5970466B2 (en) Pulse detonation combustor
US20040020185A1 (en) Rotary ramjet engine
US2938336A (en) Gas flow straightening vanes
US3256819A (en) Gas generator
CN106194494B (en) A kind of adjustable jet for Micro Turbine Jet Engine after-burner
EP2794182A1 (en) Support structure for a gas turbine engine
CN103967653A (en) Axial injection end combustion solid-liquid rocket engine structure
CN108590885B (en) A kind of multi-functional modularization solid propellant rocket combination spray pipe structure
RU2703883C1 (en) Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning
RU2707997C1 (en) Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust
RU2431756C1 (en) Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll
US3050938A (en) Rocket nozzles
CN106837610A (en) A kind of close-coupled work long hours solid-liquid rocket catalysis bed structure
US20130129479A1 (en) Multi piece turpocharger housing
US3216191A (en) Thrust chamber and turbopump assembly
US4373326A (en) Ceramic duct system for turbine engine
CN110159456B (en) Rocket engine thrust chamber
RU2459971C1 (en) Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block
RU2715447C2 (en) Gas flow flare reflector of solid-propellant rocket engine
RU2455514C1 (en) Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block
RU2563596C1 (en) Liquid propellant rocket engine unit