Способ работы ракетного двигателя и ракетный двигатель романова
Изобретение относится к теплоэнергетике и двигателестроению, а именно к ракетным двигателям, и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, и для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения. Способ работы ракетного двигателя, включающий непрерывный подвод тепла к рабочему телу от источника тепла, непрерывную генерацию потенциальной энергии рабочего тела и непрерывное преобразование потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую энергию путем расширения в сверхзвуковом сопле, в соответствии с изобретением в качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания топлива, а в качестве дополнительного рабочего тела - парообразующую жидкость, например воду или атмосферный воздух, подавая их в продукты сгорания топлива перед расширением в сопле, или используют в качестве источника тепла ядерную энергию, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, подавая ее в камеру двигателя, в которой установлен источник ядерной тепловой энергии. Рассмотрены различные источники тепла, рабочего тела и парообразующей жидкости. Ракетный двигатель, содержащий источник тепла, источник рабочего тела, камеру генерации потенциальной энергии рабочего тела, сверхзвуковое сопло для расширения рабочего тела, согласно изобретению при использовании в качестве источника тепла и рабочего тела продуктов сгорания ракетного топлива дополнительно содержит источник парообразующей жидкости и систему подачи ее в продукты сгорания топлива или при использовании в качестве источника тепла ядерный реактор, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, содержит систему ее подачи в камеру генерации, в которой размещены или теплообменник контура реактора, или тепловыделяющие элементы реактора. Рассмотрено использование различных видов ракетного топлива. Изобретение обеспечивает улучшение эксплуатационной и экологической безопасности. 2 н. и 11 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению, а именно к ракетным силовым установкам, и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, а также для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения.
Рабочий цикл ракетных двигателей характеризуется большими расходами топлива и, как другие типы тепловых двигателей, большими потерями тепловой энергии с продуктами сгорания, что является серьезным недостатком, не позволяющим обеспечить высокие термический и эффективный КПД рабочего цикла, экономические показатели и показатели эффективности, такие как удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес. Не обеспечивается эксплуатационная безопасность (аварийные ситуации) и экологическая безопасность по токсичным выбросам и выбросам тепла.
Известны теплообменные ядерные ракетные двигатели (ЯРД), в которых в качестве источника тепла используется энергия ядерного топлива, а в качестве рабочего тела газообразное вещество. В ЯРД на основе реактора с твердым тепловыделяющим элементом (ТВЭЛ) газообразное рабочее тело омывает ТВЭЛ, нагревается и, расширяясь в сопле, создает реактивную тягу, при этом также более половины тепловой энергии, подведенной к газообразному рабочему телу, не используется при создании тяги, а отработавшие радиоактивные газы наносят вред окружающей среде («Физические основы ракетного оружия», М.Н.Алешков, Воениздат, Москва, 1965, стр.40).
Рабочие циклы всех известных типов ракетных двигателей, использующих в качестве рабочего тела газообразные вещества, не обеспечивают срабатывание большого теплоперепада, так как характеризуются малым периодом преобразования тепловой энергии в потенциальную давления и за тем в кинетическую энергию высокоскоростного потока газа при расширении в сопле.
Известно использование воды в качестве охлаждающей жидкости ракетного двигателя и за тем в качестве рабочего тела в турбине турбонасосного агрегата (ТНА), а также в газопарогенераторах для генерации рабочего тела для ТНА, в которых кроме горючего и окислителя для снижения температуры продуктов сгорания и в качестве дополнительного рабочего тела используется вода.
Известен газоводореактивный судовой движитель, представляющий комбинацию турбореактивного двигателя и водомета. Реактивная струя газов, поступающая под днище судна, испаряет забортную воду и образует газопароводяную эмульсию, которая отбрасывается назад и создает реактивную тягу для движения («Машины XX века», Е.Муслин, Машиностроение, 1971, стр.206).
Известен прямоточный газопаровой реактивный двигатель непрерывного сгорания с использованием газопаровой смеси в прямоточном водогазопаровом реактивном движителе для водного и подводного транспортного средства (Патент России № 2093411).
Известно также, что использование в тепловом двигателе в качестве рабочего тела парообразующей жидкости эффективнее, чем использование газообразного. Работа сжатия парообразующей жидкости ниже, чем газа, и, кроме того, при генерации пара из жидкости обеспечивается возможность при одном и том же количестве подводимого тепла осуществить генерацию рабочего тела - пара с более эффективными начальными параметрами, более высоким давлением и меньшей температурой, например в паротурбинных установках, характеризующихся максимальной агрегатной мощностью.
Задачей изобретений является максимальное использование тепловой энергии источника тепла РД для создания реактивной тяги с целью повышения всех основных технико-экономических показателей и показателей эксплуатационной и экологической безопасности.
Поставленная задача решается за счет того, что способ работы ракетного двигателя, включающий непрерывный подвод тепла к рабочему телу от источника тепла, непрерывную генерацию потенциальной энергии рабочего тела и непрерывное преобразование потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую энергию путем расширения в сверхзвуковом сопле, согласно изобретению в качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания топлива, а в качестве дополнительного рабочего тела - парообразующую жидкость, например воду или атмосферный воздух, подавая их в продукты сгорания топлива перед расширением в сопле, или используют в качестве источника тепла ядерную энергию, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, подавая ее в камеру двигателя, в которой установлен источник ядерной тепловой энергии. В качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания жидкого топлива, газообразные продукты сгорания твердого топлива.
Источник парообразующей жидкости размещается на борту ракеты, а источником атмосферного воздуха для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли, является окружающий в полете ракету атмосферный воздух.
В качестве источника парообразующей жидкости используют забортную воду, в которой перемещается объект с ракетным двигателем.
Подачу парообразующей жидкости осуществляют за счет динамического напора и эжекции.
Подачу парообразующей жидкости из бортовой емкости осуществляют вытеснением за счет усилия реактивной тяги работающего двигателя.
Изменение расхода рабочего тела и тяги осуществляют изменением расхода парообразующей жидкости.
Генерацию пара из парообразующей жидкости с ядерным источником тепла осуществляют в два этапа: сначала генерируют сухой перегретый пар, после чего в него вводят парообразующую жидкость и за счет его теплоты генерируют насыщенный пар.
Ракетный двигатель, содержащий источник тепла, источник рабочего тела, камеру генерации потенциальной энергии рабочего тела, сверхзвуковое сопло для расширения рабочего тела, согласно изобретению при использовании в качестве источника тепла и рабочего тела продуктов сгорания ракетного топлива дополнительно содержит источник парообразующей жидкости и систему подачи ее в продукты сгорания топлива, или при использовании в качестве источника тепла ядерный реактор, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, содержит систему ее подачи в камеру генерации, в которой размещены или теплообменник контура реактора, или тепловыделяющие элементы реактора.
В качестве ракетного топлива в камере установлен твердотопливный заряд с возможностью осевого перемещения, при этом перед зарядом установлена ампулизированная емкость с парообразующей жидкостью, сообщающаяся с предсопловой зоной камеры после его воспламенения.
В качестве ракетного топлива установлен твердотопливный заряд, в котором выполнен, по меньшей мере, один канал, сообщающий зону забортной воды перед объектом с предсопловой зоной генерации после воспламенения заряда.
В качестве источника тепла установлен ядерный реактор, двигатель содержит насосную систему подачи забортной воды в предсопловую зону камеры или систему подачи забортной воды в предсопловую зону камеры за счет динамического напора.
Задача решена путем трансформации тепловой энергии в потенциальную энергию давления рабочего тела, для чего в качестве источника рабочего тела в ракетном двигателе используется парообразующая жидкость (ПЖ), например вода, а тепловая энергия источника тепла продуктов сгорания ракетного топлива или атомной энергии используется для генерации из нее пара, который используется или с продуктами сгорания в виде газопаровой смеси или в качестве единственного рабочего тела для создания тяги при расширении в сверхзвуковом сопле.
В газопаровом ракетном двигателе (ГПРДЖТ), работающем на жидких компонентах топлива, горючее и окислитель являются теплогенерирующими компонентами и генерирующими высокотемпературное газообразное рабочее тело - продукты сгорания. Парообразующая жидкость является компонентом, потребляющим значительную долю тепловой энергии продуктов сгорания и преобразующим ее в энергию давления водяного пара, который с продуктами сгорания образует газопаровую смесь, являющуюся рабочим телом. В газопаровом твердотопливном ракетном двигателе (ГПРДТТ), работающем на унитарном твердом топливе, парообразующая жидкость также является основным компонентом, а газопаровая смесь - рабочим телом.
В паровом ядерном ракетном двигателе (ПЯРД), работающем на энергии, выделяемой твердыми ТВЭЛ, рабочим телом, создающим реактивную тягу, является водяной пар, при этом вся полость камеры выполняет функцию парогенератора (ПГ).
В газопаровых РД зона подачи компонентов топлива, горения и образования газообразных продуктов сгорания у головки камеры или зона горения у поверхности топливного заряда (шашки) выполняют функцию камер сгорания (предкамер), обеспечивающих эффективное сгорание топлива и максимальное выделение тепловой энергии. Остальная часть камеры за зоной полного сгорания топлива до сопла, в которую осуществляется подача воды и в которой образуется газопаровая смесь, выполняет функцию газопароганератора (ГИГ).
В газопаровых и паровом ядерном ракетных двигателях, предназначенных для перемещения объектов в атмосфере Земли, вода размещается в соответствующей емкости на борту, подача осуществляется насосной или вытеснительной системами.
В газопаровых ракетных двигателях и в паровом ядерном, предназначенных для водных и подводных транспортных средств, в качестве парообразующей жидкости используется забортная вода.
Подача воды в газопаровые ракетные двигатели осуществляется насосной системой или по каналу, сообщающему зону забортной воды в носовой части объекта с предсопловой зоной ГПГ после воспламенения топлива и выхода процесса горения на устойчивый режим.
После воспламенения топлива стартовая тяга осуществляется на продуктах сгорания. После набора объектом скорости осуществляется подача воды, и маршевая тяга создается газопаровой смесью. Вода поступает в полость ГПГ под динамическим напором и за счет эжекции, создаваемой высокоскоростным потоком газопаровой смеси в предсопловой зоне.
По аналогии с прямоточными воздушно-реактивными двигателями газопаровые и паровой ядерный ракетные двигатели, использующие забортную воду, являются прямоточными.
Для впрыска воды используются форсунки аналогичные топливным. Впрыск воды осуществляется в продукты сгорания за зоной полного сгорания топлива.
Вода перед подачей в газопарогенератор может использоваться для охлаждения камеры сгорания и проходить по системе ее охлаждения, при этом охлаждения остальной части ГПГ и сопла из-за низкой температуры газопаровой смеси не требуется.
В газопаровых твердотопливных РД, используемых в воздушных объектах одноразового использования, например в ракетах, подача воды из бортовой емкости (ампулы) в полость ГПГ обеспечивается простейшими вытеснительными системами подачи с использованием реактивной силы работающего двигателя.
Топливный заряд (шашка) устанавливается в корпусе ГПГ с возможностью перемещения (скольжения) относительно его стенок в направлении движения объекта. В теле шашки выполняются не сквозные параллельные оси каналы, а ампула с водой размещается перед шашкой и выполняется из водостойкого, герметичного, эластичного и сгораемого материала, и также входит в водоподающие каналы шашки, повторяя и заполняя его внутренний контур.
Возможен вариант образования емкости для воды без использования специальной емкости на борту, для чего поверхности шашки, обращенные к воде (передний торец и каналы), покрываются водостойким, герметичным, сгораемым покрытием.
Возможен вариант подачи воды по каналам, выполненным и в теле шашки и в цилиндрическом корпусе газопарогенератора, или по канавкам, выполненным на наружной цилиндрической поверхности и в теле шашки, что повысит скорость и эффективность парообразования.
Для предотвращения подачи воды в зону горения и исключения снижения теплопроизводительности топлива, водоподающие канавки и каналы шашки могут бронироваться от емкости (полости) с водой до предсопловой зоны.
Разгон объекта осуществляется на газообразных продуктах сгорания топлива после его воспламенения и создания первоначальной тяги. После сгорания (прожигания) стенок каналов шашки и ампулы подача воды в предсопловую зону обеспечивается вытеснением за счет давления газопаровой смеси на шашку и через шашку на воду, находящуюся в ампуле.
В газопаровых ракетных двигателях удельный расход воды может многократно превышать удельный расход топлива. Соотношение расходов топлива и воды определяется с учетом требуемой тяги, теплотворной способности используемого топлива, температуры используемой воды, температуры и давления газопаровой смеси в газопарогенераторе и на срезе сопла и с учетом обеспечения максимальной эффективности расширения газопаровой смеси до начала конденсации пара. Также учитывается давление окружающей среды, в которую осуществляется выхлоп (вода, воздух).
Регулировка тяги ГПЖРД может осуществляться только изменением расхода воды, так как основной составляющей рабочего тела (газопаровой смеси) являются водяные пары, при этом значительно упрощается система регулировки расхода компонентов топлива.
Для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли, в ЖРД и в РДТТ, в качестве дополнительного рабочего тела по аналогии с прямоточными воздушно-реактивными двигателями может использоваться атмосферный воздух, повышающий расход газообразного рабочего тела через РД. Подача воздуха начинается после разгона объекта на продуктах сгорания топлива и обеспечивается скоростным напором встречного воздушного потока и за счет эжекции. Подача осуществляется по осевому каналу в предсопловую зону камеры сгорания.
Ракетные двигатели, использующие в качестве дополнительного рабочего тела атмосферный воздух, являются прямоточными воздушно-ракетными двигателями (ПВРД).
В паровых ядерных ракетных двигателях (ПЯРД), используемых для мобильных, перемещающихся в атмосфере или в безвоздушном пространстве объектов или для стационарных, например, используемых для генерации теплоносителя, вода подается в ядерный реактор насосом из соответствующей емкости (бака) под избыточным давлением, превышающим рабочее давление в ПГ.
При использовании для генерации пара забортной воды двигатель является прямоточным, а забортная вода - условным рабочим контуром.
По аналогии с известными газовыми ЯРД в ПЯРД источники тепловой энергии ядерного реактора - ТВЭЛы и управляющие реакцией стержни могут располагаться непосредственно в парогенераторе, при этом реализуется простая, эффективная и экономичная высокоэнергетическая одноконтурная схема.
Кроме того, ППЯРД может быть выполнен по двухконтурной схеме, аналогичной двухконтурной схеме АЭС. Теплоноситель первого контура водо-водяного реактора прокачивается по теплообменнику, расположенному в полости парогенератора, передавая теплоту теплоносителя первого контура рабочему телу второго условного контура - забортной воде.
В зону ТВЭЛов реактора, находящуюся под высоким рабочим давлением образующегося сухого перегретого пара, вода подается насосом через систему охлаждения реактора или непосредственно в реактор. После разгона объекта забортная вода подается за счет динамического напора и за счет эжекции за реактор в предсопловую зону парогенератора, омывая реактор и дополнительно охлаждая реактор, или непосредственно в предсопловую зону.
Вместе с тем одноконтурный вариант ППЯРД с использованием высокотемпературного пара, генерируемого в реакторе для создания тяги из-за скоротечности цикла генерации и расширения пара, не обеспечивает полного использования его тепловой энергии и соответственно максимального термического КПД. Кроме того, отработавший радиоактивный пар, поступая после выхлопа и конденсации в забортную воду, наносит вред окружающей среде.
Для достижения максимальных термического и эффективного КПД за счет максимального использования ядерной тепловой энергии и расширения диапазона срабатываемого двигателем теплоперепада генерация пара при одноконтурной и двухконтурной схемах осуществляется в два этапа.
Полость парогенератора содержит две зоны генерации. В первой, в которой установлены ТВЭЛы реактора (одноконтурная схема) или теплообменник первого контура (двухконтурная), и в которую подается насосами лишь часть поступающей в двигатель воды, генерируется сухой перегретый пар. Во второй зоне, в которую дополнительно подается вода, за счет теплоты сухого перегретого пара генерируется насыщенный пар, который и является окончательным рабочим телом, создающим тягу при расширении в сопле.
Для более полного использования кинетической энергии выходящего за пределы сопла высокотемпературного скоростного потока пара и ускорения его конденсации и гашения парового колокола, например, с целью маскировки (торпеда или АПЛ) в поток пара за соплом через водозаборники может осуществляться подача дополнительной забортной воды для генерации дополнительного пара и создания пароводометной тяги.
В ППЯРД расход воды определяется заданной тягой, мощностью ядерного реактора и с учетом схемы - одноконтурная или двухконтурная. Для водных и подводных судов с ППЯРД, для исключения радиационного загрязнения акватории порта стоянки и прибрежной зоны выход за их пределы может первоначально осуществляться по двухконтурной схеме с последующим переходом на одноконтурную схему.
Рабочий процесс в ГПРДЖТ осуществляется следующим образом.
После подачи и воспламенения компонентов топлива при давлении сгорания не ниже критического и выхода процесса горения на устойчивый режим в ГПГ впрыскивается вода под давлением, превышающем расчетное рабочее давление газопаровой смеси. Одновременно без изменения расхода воды увеличивается давление подачи компонентов топлива до давления образующейся газопаровой смеси. При испарении впрыснутой в ГПГ воды и образовании пара от продуктов сгорания отнимается тепло, равное скрытой теплоте парообразования. Образующийся водяной пар с продуктами сгорания образует рабочее тело - газопаровую смесь, давление которой будет значительно выше начального давления продуктов сгорания и равно сумме парциальных давлений продуктов сгорания и водяного пара, при этом температура газопаровой смеси будет значительно ниже начальной температуры продуктов сгорания.
Давление продуктов сгорания без изменения расхода подаваемого топлива и соответственно их количества в газовой зоне, примыкающей к головке, увеличится до давления газопаровой смеси за счет подпора образующейся газопаровой смесью. Соответственно, объем газов уменьшится, при этом дополнительно возрастет за счет сжатия их температура в зоне горения, что будет способствовать более полному сгоранию топлива с максимальным выделением тепловой энергии.
Пример расчета термического КПД газопарового РД.
В современных РД температура продуктов сгорания в камере составляет 3000-4000 K, на срезе сопла (1500-2000) K. Термический КПД примерно равен 0,3-0,45.
Газопроизводительность жидких компонентов топлива и паропризводительность воды принимаем условно равными. Соотношение расходов - 20% компонентов топлива и 80% воды. Начальное парциальное давление продуктов сгорания
Р=40 кг/см2, температура Т=2700 K. После подачи воды парциальное давление продуктов сгорания Р=20 кг/см2, паров - 80 кг/см2, общее давление газопаровой смеси в газопарогенераторе составит 100 кг/см2, температура Т=700K, температура продуктов сгорания в зоне горения после подпора газопаровой смесью Ткс=3000 K. Давление газопаровой смеси на срезе сопла Р=1 кг/см2, температура Тсс=350 K.
Термический КПД рабочего цикла газопарового двигателя составит:
Использование в рабочих циклах ракетных двигателей воды позволяет более полно использовать выделяемую источниками тепла тепловую энергию для совершения полезной работы за счет расширения температурного диапазона рабочего цикла. Трансформация тепловой энергии в потенциальную энергию давления пара или газопаровой смеси обеспечивает резкое повышение всех технико-экономических показателей, таких как удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес, при использовании забортной воды или воздуха обеспечивается увеличение коэффициента полезной нагрузки.
Резкое снижение удельного расхода топлива в газопаровых жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях соответственно обеспечивает и резкое снижение количества и токсичности выхлопных газов, так как основное количество газопарового выхлопа будут составлять пары воды, а в ядерном - только водяной пар. Все варианты двигателей по сравнению с известными обеспечивают не менее чем двукратное снижение потерь теплоты с рабочим телом в окружающую среду и повышение экологической безопасности, снижается тяжесть последствий при аварийных ситуациях (аварийный подрыв ракеты, отказ двигателя, падение ракеты при отрыве от стартового стола).
В газопаровых ракетных двигателях обеспечивается менее теплонапряженный режим работы двигателя, что позволяет упростить конструкцию камеры газопарогенератора и сопла, исключив систему охлаждения - рубашку, использовать для критической части сопла менее термостойкие и дорогостоящие материалы и снизить стоимость их изготовления.
При использовании прямоточных газопаровых и паровых ядерных ракетных двигателей для объектов, перемещающихся в воде или в атмосфере, обеспечивается снижение лобового сопротивления среды.
При использовании газопаровых ракетных двигателей для торпед и зенитных ракет повышается маскирующий эффект, так как уменьшаются размеры и интенсивность инверсионного следа в водной среде (несконденсировавшегося водяного пара), в воздушной среде снижается интенсивность инфракрасного излучения выхлопа, состоящего в основном из низкотемпературного водяного пара.
Применение газопаровых и парового РД для транспортных средств, космических ракет, ракетного оружия позволит резко снизить себестоимость их производства и эксплуатации.
При запуске космических объектов с использованием ПЯРД обеспечивается возможность его многократного использования. С целью исключения радиационной опасности старт и разгон ракеты с ПЯРД, работающего по одноконтурной схеме, может осуществляться газопаровыми пороховыми ускорителями. После окончания работы и остановки реактора ПЯРД с помощью спускаемого аппарата возвращается на Землю и может после перезарядки ядерным топливом использоваться повторно, т.е. многократно.
1. Способ работы ракетного двигателя, включающий непрерывный подвод тепла к рабочему телу от источника тепла, непрерывную генерацию потенциальной энергии рабочего тела и непрерывное преобразование потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую энергию путем расширения в сверхзвуковом сопле, отличающийся тем, что в качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания топлива, а в качестве дополнительного рабочего тела - парообразующую жидкость, например воду или атмосферный воздух, подавая их в продукты сгорания топлива перед расширением в сопле, или используют в качестве источника тепла ядерную энергию, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, подавая ее в камеру двигателя, в которой установлен источник ядерной тепловой энергии.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания жидкого топлива.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве источника тепла и рабочего тела используют газообразные продукты сгорания твердого топлива.
4. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что источник парообразующей жидкости размещается на борту ракеты, а источником атмосферного воздуха для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли, является окружающий в полете ракету атмосферный воздух.
5. Способ по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника парообразующей жидкости используют забортную воду, в которой перемещается объект с ракетным двигателем.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что подачу парообразующей жидкости осуществляют за счет динамического напора и эжекции.
7. Способ по п.3, отличающийся тем, что подачу парообразующей жидкости из бортовой емкости осуществляют вытеснением за счет усилия реактивной тяги работающего двигателя.
8. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение расхода рабочего тела и тяги осуществляют изменением расхода парообразующей жидкости.
9. Способ по п.1, отличающийся тем, что генерацию пара из парообразующей жидкости с ядерным источником тепла осуществляют в два этапа: сначала генерируют сухой перегретый пар, после чего в него вводят парообразующую жидкость и за счет его теплоты генерируют насыщенный пар.
10. Ракетный двигатель, содержащий источник тепла, источник рабочего тела, камеру генерации потенциальной энергии рабочего тела, сверхзвуковое сопло для расширения рабочего тела, отличающийся тем, что при использовании в качестве источника тепла и рабочего тела продуктов сгорания ракетного топлива дополнительно содержит источник парообразующей жидкости и систему подачи ее в продукты сгорания топлива, или при использовании в качестве источника тепла ядерный реактор, а в качестве рабочего тела - парообразующую жидкость, содержит систему ее подачи в камеру генерации, в которой размещены или теплообменник контура реактора, или тепловыделяющие элементы реактора.
11. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что в качестве ракетного топлива в камере установлен твердотопливный заряд с возможностью осевого перемещения, при этом перед зарядом установлена ампулизированная емкость с парообразующей жидкостью, сообщающаяся с предсопловой зоной камеры после его воспламенения.
12. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что в качестве ракетного топлива установлен твердотопливный заряд, в котором выполнен, по меньшей мере, один канал, сообщающий зону забортной воды перед объектом с предсопловой зоной генерации после воспламенения заряда.
13. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что в качестве источника тепла установлен ядерный реактор, двигатель содержит насосную систему подачи забортной воды в предсопловую зону камеры или систему подачи забортной воды в предсопловую зону камеры за счет динамического напора.
