Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты)



Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты)
Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты)
Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты)
Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты)

 

F02K99 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2447311:

Буриков Владислав Сергеевич (RU)
Буриков Юрий Вячеславович (RU)
Буриков Игорь Вячеславович (RU)

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом, холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя. Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя те же элементы кроме электрогенератора-преобразователя и электрического разгонного устройства, только выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго охлаждаемого компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, и выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования тепловой энергии бортового источника тепла для повышения тяги и удельного импульса даигателя. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.,1табл.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим потенциальную тепловую энергию в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

Обычно для получения тяги в таких двигателях в качестве источника тепловой энергии используют либо солнечные, либо ядерные нагреватели. Иногда для этих целей используют химические источники энергии.

Солнечные - это высокотемпературные нагреватели с температурой нагрева до нескольких тысяч градусов, но они требуют для своей работы создания высокоэффективных концентраторов солнечной энергии большой мощности. Ядерные нагреватели позволяют получать тепло с относительно низкой температурой порядка одной, полутора тысяч градусов. Химические источники энергии не могут обеспечить длительный период работы, так как требуют большого количества реагентов.

Для получения реактивной тяги в двигателе необходимо обеспечить истечение определенной массы рабочего тела с определенной скоростью. Очевидно, что чем выше будет скорость истечения рабочего тела, тем меньше его требуемый запас на борту космического аппарата. Поэтому тенденция развития космических реактивных двигателей - увеличение скорости истечения рабочего тела, применяемого в двигателе. Как известно («Прикладная газовая динамика». Абрамович Г.Н. Издательство «Наука», 1976 г., стр.20-21), скорость истечения тем выше, чем больше энергии накоплено в рабочем теле перед началом его истечения, либо чем больше его подведено в процессе истечения. Классическим примером первого случая является жидкостной реактивный двигатель (ЖРД). В нем тепло, выделяемое в процессе сгорания горючего и окислителя, преобразуется в сопле в кинетическую энергию газовой струи. На сегодня максимально достигнутая скорость истечения для пары кислород-водород составляет более 4000 м/сек. Во втором случае для разгона рабочего тела используют энергию электрического или электромагнитного поля, реализуемую в электрореактивных двигателях, в которых удается обеспечить скорость истечения более 20 000 м/сек.

В патенте РФ RU №2326262 предлагается достигать высоких скоростей истечения рабочего тела, используя комбинированный электрохимический ракетный двигатель, где повышение эффективности (удельного импульса) достигается без использования дополнительного источника энергии за счет последовательно соединенных камеры каталитического разложения окислителя, электрохимического генератора и модуля конверсии углеводородного горючего, а также электрического ракетного двигателя. Для дополнительного повышения температуры продуктов сгорания топлива используется камера дожигания ракетного топлива.

Из закона сохранения энергии следует, что с ростом скорости истечения необходимая энергия растет пропорционально квадрату этой скорости. По этой причине, так как создание высокоэффективных бортовых источников энергии сложная техническая задача, электрореактивные двигатели создают тягу в несколько граммов и относятся к классу двигателей малой тяги.

Проблема создания источников энергии большой мощности, например, на базе ядерных нагревателей состоит в том, что для преобразования тепла в электричество необходимо реализовать термодинамический цикл с подводом тепла от источника и отводом тепла после получения полезной работы в холодильник. Если с подводом тепла, например, от ядерного реактора особых технических проблем нет, то с отводом тепла в космосе существует большая проблема, так как отводить тепло можно только излучением, либо использованием специальных поглотителей, находящихся на борту космического аппарата. Поэтому для отвода тепла излучением приходится повышать температуру излучающих поверхностей, что резко снижает коэффициент полезного действия цикла преобразования тепловой энергии в электрическую.

Так, в описании к патенту РФ №2248312, относящемся к вспомогательным элементам ядерных энергоустановок космических аппаратов, используется холодильник-излучатель как часть системы энергоустановки. Холодильник-излучатель - это сложная конструкция, состоящая из ряда дополнительных приспособлений, обеспечивающих ее надежное развертывание в рабочее состояние после вывода на орбиту и компактное расположение при выводе. Размер излучателя и его масса в значительной степени определяют размер и массу всего аппарата.

Известна энергоустановка («Энергетические системы космических аппаратов». Куландин А.А. Издательство «Наука», 1994 г.), состоящая из источника тепла (ядерный реактор), турбины, излучателя тепла, компрессора, теплообменника. Для получения энергии для бортовых нужд и работы электрореактивного двигателя используется ядерный реактор. Недостатком такой схемы является достаточно низкий кпд (около 3-5%) из-за необходимости отвести большое количество тепла, что в условиях космоса, как уже отмечалось выше, возможно в основном только через излучение.

Технический результат данного изобретения заключается в том, что благодаря его применению можно наиболее эффективно использовать тепловую энергию бортового источника тепла для достижения максимально возможных тяги и удельного импульса реактивного двигателя.

Достигается это тем, способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном аппарате в замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла. В качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород. В качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.

Т.е. часть тепла бортового источника преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле.

Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с компрессором и электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.

Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя источник тепла, который термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого цикла, выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, а выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.

Изобретение поясняется следующими графическими материалами.

Фиг.1 - циклограммы термодинамических процессов в замкнутом цикле и цикле рабочего тела двигателя.

Фиг.2 - вариант двигателя с электрическим разгонным устройством.

Фиг.3 - вариант двигателя с газодинамическим разгонным устройством.

Рассмотрим T-s диаграммы, представленные на фиг.1. В замкнутом термодинамическом цикле 1'-2'-3'-4' получают полезную работу за счет подвода тепла на участке 2'-3' от бортового источника тепла и отвода тепла на участке 4'-1'. Отведенное тепло идет на испарение и нагрев криогенного рабочего тела двигателя на участке 5'-6'-7'-8'. Далее рабочее тело двигателя дополнительно подогревается от бортового источника тепла до температуры Т9 и подводят к нему (например, адиабатически сжимая) полезную работу, полученную в замкнутом термодинамическом цикле, равную разности подведенного и отведенного тепла. Температура рабочего тела двигателя возрастает и, следовательно, возрастает ее энергия, что реализуется в разгонном устройстве (например, газодинамическом) в увеличении скорости истечения и соответственно тяги двигателя.

Двигатель по первому варианту (Фиг.2) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), теплообменника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, электрогенератора-преобразователя (6), электрического разгонного устройства (7), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), теплообменника-нагревателя (10).

Двигатель работает следующим образом.

В замкнутом контуре, образованном теплообменником-нагревателем (2), турбиной (3), теплообменником-испарителем (4), компрессором (5), циркулирует рабочее тело, которое поглощает тепло нагревателя (1), срабатывает его в турбине, отдает возвратное тепло в теплообменник-испаритель(4), сжимается компрессором и снова нагревается. Полученная полезная работа преобразуется электрогенератором в электрический ток, который используется в электрореактивном устройстве для разгона рабочего тела двигателя. Отводимое тепло из замкнутого контура идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя. Так как температура рабочего тела двигателя низкая, термодинамический цикл, реализуемый в замкнутом контуре, эффективен. Так, при температуре нагрева рабочего тела замкнутого контура в нагревателе 1000 К и температуре охлаждения в холодильнике-испарителе 30 К, кпд составит около 97%, что позволит практически полностью преобразовать полученное тепло от бортового источника в электрический ток. После испарения и нагрева в холодильнике-испарителе рабочее тело двигателя дополнительно подогревается в нагревателе и поступает в электрореактивное устройство, где разгоняется электричеством до предельно возможной скорости. Массу рабочего тела в замкнутом контуре выбирают из условия теплового баланса между отводимой из замкнутого контура теплом и теплотой испарения и нагрева жидкого криогенного рабочего тела двигателя при выбранном давлении.

Двигатель по второму варианту (Фиг.3) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), холодильника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, второго охлаждаемого компрессора (6*) с рубашкой охлаждения (11), вход которой связан с выходом холодильника-испарителя (4), а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя (10), газодинамического разгонного устройства (7*), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), второго теплообменника-нагревателя (10).

Двигатель работает следующим образом.

В замкнутом контуре преобразования тепла в полезную работу циркулирует рабочее тело, нагреваясь от источника тепла (1) в теплообменнике-нагревателе (2), и отдает энергию турбине (3). После получения полезной работы рабочее тело замкнутого контура охлаждается в холодильнике-испарителе (4), сжимается компрессором (5) и снова поступает в теплообменник-нагреватель. Отводимое из контура тепло идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя в холодильнике-испарителе (4). Испарившееся рабочее тело дополнительно подогревается в теплообменнике-нагревателе рабочего тела двигателя (10), сжимается охлаждаемым компрессором (6) и разгоняется в газодинамическом разгонном устройстве для достижения максимально возможной скорости истечения. Так как температура испарения криогенного рабочего тела очень низкая (примерно 20 К), кпд преобразования тепловой энергии в механическую работу близок к единице. Эта полезная работа преобразуется в охлаждаемом компрессоре при сжатии рабочего тела двигателя, близком к адиабатическому, в рост температуры рабочего тела перед его истечением из сопла, что позволяет получить скорость истечения более чем в 2-2,5 раза выше, чем у наиболее совершенных ЖРД.

С точки зрения получения лучших весовых характеристик двигателя второй вариант может оказаться предпочтительным, так как вес электрогенератора при больших мощностях энергоустановки может оказаться значительным. Первый вариант может быть вне конкуренции в случае необходимости достижения максимальных по экономичности характеристик двигателя.

В качестве примера рассмотрим вариант двигателя со следующими основными параметрами.

Расход рабочего тела двигателя - 1 кг/сек

Рабочее тело двигателя - жидкий водород

Начальная температура водорода - 20 К

Рабочее тело в замкнутом контуре - неон

Температура рабочего тела на входе в турбину - 1500 К

Начальная температура неона - 30 К

На фиг.1 замкнутый цикл неона обозначим точками 1-2-3-4, а цикл нагрева и подвода полезной работы к рабочему телу (водороду) обозначим точками 5-6-7-8-9-10. Подвод тепла в цикле неона осуществляется изобарно на участке 2-3 при давлении Р2, отвод тепла также осуществляется изобарно на участке 1-4 при давлении P1. Сжатие рабочего тела 1-2 и расширение 3-4 - адиабатическое.

Испарение и нагрев водорода осуществляется на участке 5-6-7-8 за счет отводимого тепла 1-4 из замкнутого цикла. Дополнительный нагрев водорода от бортового источника тепла происходит на участке 8-9 изобарно при давлении Р6. Дальнейший рост температуры водорода на участке 9-10 осуществляется за счет адиабатического сжатия, которое зависит от полезной работы, полученной в замкнутом цикле неона.

Пусть Q - количество тепла, участвующего в этих циклах. G1 - масса рабочего тела в замкнутом цикле, G2 - масса водорода, в нашем примере равна 1 кг.

Для определения массы неона запишем уравнении теплового баланса между отводимым теплом от неона и подводимым теплом к водороду.

Q5-6-7-8=Q1-4

Q5-6-7-8=Q5-6+Q6-7+Q7-8

Q5-6=(S6-S5)*(T6+T5)/2*G2

Q6-7=(i7-i6)*G2

Q7-8=(i8-i7)*G2

Qi-4=(i8-i7)*G2,

где S и i - энтропия и энтальпия рабочих тел.

При условии, что G2=1,

G1=((S6-S5)*(T6+T5)/2*G2+(i7-i6)+(i8-i7))/(i4-i1)

Количество подведенного тепла в замкнутом контуре будет

Q3-2=(i3-i2)*G1

Количество тепла, подведенного к водороду на участке 8-9, будет

Q8-9=(i9-i8)*G2=(i9-i8).

Полезная работа, полученная в замкнутом цикле, будет равна

Qполезная=Q3-2-Q4-1 Qполезная=Q10-9

Дополнительный нагрев водорода на участке 9-10 находим из условия адиабатического сжатия за счет подвода полезной работы.

Q10-9=k*R/(k-l)*(T10-T9), где k - постоянная Больцмана,

отсюда T10-T9=Qполезная(k-l)/(k*R).

Результаты расчетов с использованием начальных данных представлены в таблице 1.

Значение параметров рабочего тела взяты из следующих источников: «Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей» Н.Б.Варгафтик. Москва. 1972 г.

«Теплофизические свойства технически важных газов при высоких температурах и давлениях. Справочник». В.Н.Зубарев и др. Москва. Энергоатомиздат. 1989 г.

Расчеты показывают, что предельные значения, которые можно получить с использованием рассмотренных выше схем, это Т109=1500К и достигаемая скорость истечения W, вычисленная по формуле

W=9.969 км/сек

кпдзамкнутого цикла=84%

Предельная тяга двигателя=1000 кг

Тепловая мощность источника тепла=3 0000 кВт

Таким образом решается основная задача - достижение большой тяги и высокой скорости истечения рабочего тела реактивного двигателя, которая при использования в качестве рабочего тела жидкого водорода будет в 2-2.5 раза превышать скорость иссечения (и соответственно удельный импульс) наиболее совершенных водородно-кислородных ЖРД. Столь высокий удельный импульс и большая тяга двигателя позволяют решать практически любые задачи освоения ближнего космоса от Марса до Венеры, в том числе и освоение Луны.

1. Способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном в аппарате замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла.

2. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород.

3. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.

4. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя и насос последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина замкнутого контура соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.

5. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя, а бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что второй компрессор снабжен рубашкой охлаждения, связанной с выходом холодильника-испарителя, а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов. .

Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. .

Изобретение относится к пульсирующим реактивным двигателям на основе энергии детонационного сгорания топлива, но отличается высокими показателями КПД более 50%, частоты пульсаций выше 400 Гц, дополнительным ускорением переменным электромагнитным полем каждой порции продуктов химической реакции, выбрасываемой из детонационной камеры сгорания, движущейся в виде области высокого давления газов, несущей объемный заряд положительной полярности.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для выведения космических аппаратов с низких опорных орбит на различные высокоэнергетические орбиты.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбона-сосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей, в том числе работающих на криогенных компонентах.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в ракетной технике для турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя (ТНА ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к турбонасосным агрегатам для жидкостных ракетных двигателей (ТНА ЖРД) Турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий турбину, первое, второе и третье центробежные рабочие колеса центробежных насосов окислителя горючего и дополнительного насоса горючего, при этом турбина выполнена трехступенчатой с тремя рабочими колесами, установленными соответственно на внешнем, промежуточном и среднем валах, центробежные насосы окислителя и горючего выполнены со шнеками, установленными перед центробежными рабочими колесами, при этом внешний вал соединен с первым центробежным рабочим колесом, находящимся ближе к турбине, промежуточный вал соединен с первым шнеком и вторым центробежным рабочим колесом, а внутренний вал соединен со вторым шнеком и третьим центробежным рабочим колесом, насосы горючего и дополнительный насос горючего соединены трубопроводом.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям
Наверх