Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2466292:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет. Жидкостно-ракетный двигатель, содержащий систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой сгорания, и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также баллон воздуха, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, согласно изобретению на камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторе одинаковое, в системе управления выполнены коммутаторы, число которых соответствует числу групп запальных устройств, соединенные электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств, к пусковой турбине через быстроразъемное соединение и обратный клапан внешним трубопроводом, содержащим внешний клапан присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать как минимум один дополнительный баллон воздуха высокого давления, соединенный дополнительно трубопроводом высокого давления с пусковой турбиной. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. ЖРД может содержать приемник системы ГЛОНАСС, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать приемно-передающее устройство, соединенное электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает многократность запуска ЖРД. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т.д.

Общеизвестно применение системы Глонасс дл определения координат объекта, но этого недостаточно для управления ракетой.

Для трехмерной навигации теоретически достаточно знать расстояния от приемника до 3 спутников. Глобальная Навигационная Спутниковая Система (ГЛОНАСС) - советская и российская спутниковая система навигации, разработана по заказу Министерства обороны СССР. Одна из двух функционирующих на сегодня систем глобальной спутниковой навигации. Основой системы должны являться 24 спутника, движущихся над поверхностью Земли в трех орбитальных плоскостях с наклоном орбитальных плоскостей 64,8° и высотой 19100 км. Принцип измерения аналогичен американской системе навигации NAVSTAR GPS. В настоящее время развитием проекта ГЛОНАСС занимается Федеральное космическое агентство (Роскосмос) и ОАО «Российские космические системы».

Российская глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) предназначена для оперативного навигационно-временного обеспечения неограниченного числа пользователей наземного, морского, воздушного и космического базирования. Доступ к гражданским сигналам ГЛОНАСС в любой точке земного шара на основании указа Президента РФ предоставляется российским и иностранным потребителям на безвозмездной основе и без ограничений.

Для обеспечения коммерциализации и массового внедрения технологий ГЛОНАСС в России и за рубежом Постановлением Правительства РФ в июле 2009 г. был создан «Федеральный сетевой оператор в сфере навигационной деятельности», функции которого были возложены на ОАО «Навигационно-информационные системы».

Основное отличие от системы GPS в том, что спутники ГЛОНАСС в своем орбитальном движении не имеют резонанса (синхронности) с вращением Земли, что обеспечивает им большую стабильность. Таким образом, группировка КА ГЛОНАСС не требует дополнительных корректировок в течение всего срока активного существования. Тем не менее, срок службы спутников ГЛОНАСС заметно короче.

Известен 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.

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.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

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.

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.

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.

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.

Недостатком является 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.

Известен: ЖРД по патенту РФ №2300657, МКП F02K 9/48, опубл. 2007 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции ЖРД допускают только одноразовое включение в полете и недостаточно эффективный контроль работы ЖРД и его управление. Многоразовое включение иногда применяется на моломощных ЖРД последней ступени ракеты-носителя. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично из-за необходимости иметь мощный источник энергии из-за больших расходов окислителя и горючего, имеющих низкую температуру..

Задачей создания изобретения является обеспечение многоразового запуска ЖРД, в первую очередь ЖРД первых ступеней ракет, и улучшение основных характеристик ракет, на которых он установлен: дальности, неуязвимости, точности попадания.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой сгорания и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также баллон воздуха, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, тем, что согласно изобретению на камере сгорания и газогенераторе установлено по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторе одинаковое, в системе управления выполнены коммутаторы, число которых соответствует числу групп запальных устройств, соединенных электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств, к пусковой турбине через быстроразъемное соединение и обратный клапан внешним трубопроводом, содержащим внешний клапан присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления. Жидкостный ракетный двигатель может содержать как минимум один дополнительный баллон воздуха высокого давления, соединенного дополнительным трубопроводом высокого давления с пусковой турбиной. Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. ЖРД может содержать приемник системы ГЛОНАСС, соединенный электрической связью с бортовьм компьютером. Жидкостный ракетный двигатель может содержать приемно-передающее устройство, соединенное электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером.

Задачи создания изобретения - повышение точности стрельбы, улучшение живучести комплекса, его боеготовности, огневой мощи, автономности в управлении.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1...3, где

- на фиг.1 приведен чертеж ЖРД,

- на фиг.2 - вид А,

- на фиг.3 - схема коммутации запальных устройств,

- на фиг.4 приведено сравнение дальности полета ракет с одним и двумя запусками ЖРД,

- на фиг.5 приведено сравнение дальности полета ракет с одним и двумя запусками ЖРД,

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1.,.3) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2 и турбонасосный агрегат ТНА 3, закрепленный на камере сгорания при помощи двух тяг 4, и имеет шарниры 5.

Камера сгорания 1 содержит головку 6 и цилиндрическую часть 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с коллектором горючего 10.

Как сужающаяся 8 так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 11 и наружную стенку 12 с зазором 13 между ними для прохождения охлаждающего горючего.

Турбонасосный агрегат 3 содержит основную турбину 14, насос окислителя 15, насос горючего 16, дополнительный насос горючего 17, пусковую турбину 18 к которой присоединена выхлопная труба 19. Соосно с ТНА 3 установлен газогенератор 20, который газоводом 21 соединен с головой 6 камеры сгорания 1. ТНА 3 имеет установленный на валу 22 датчик частоты вращения 23. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены наружная плита 24 и внутренняя плита 25 с зазором (полостью) между ними 26. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 27 и форсунки горючего 28. Форсунки окислителя 27 сообщают полость 29 с внутренней полостью 30 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 28 сообщают полость 26 с внутренней полостью 30.

К коллектору горючего 10 подключен трубопровод 31, на котором установлен клапан горючего 32, вход которого трубопроводом горючего 33 соединен с выходом насоса горючего 16. Выход из дополнительного насоса горючего 17 соединен топливопроводом высокого давления 34, содержащим регулятор расхода 35 с приводом 36 и клапан высокого давления 37 с газогенератором 20, конкретно с его полостью 38. Выход из насоса окислителя 15 трубопроводом окислителя 39 через клапан окислителя 40 соединен с газогенератором 20.

Газогенератор 20 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 41 и 42 с полостью 43 между ними и форсунки окислители и горючего, соответственно 44 и 45. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 46 (фиг.1 и 2), а на газогенераторе 20 - запальные устройства 47 (пирозапальники).

Особенностью заявляемого ЖРД является то, что выполнено как минимум две группы запальных устройств 48 и 49 на камере сгорания 1 и как минимум две группы 50 и 51 на газогенераторе 20. Далее для примера описан ЖРД, который может быть запущен три раза: один - на земле и два - в полете.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 52, к которому электрическими связями 53 присоединены приемник системы Глонасс 54 с антенной 55 и приемно-передающее устройство 56 с антенной 57. Связь приемника системы Глонасс 54 со спутниками 58 осуществляется при помощи антенны 55 по радиоканалу 59.

ЖРД содержит источник электроэнергии 60, который электрической связью 53 соединен с коммутаторами 61-63, число которых равно числу групп запальных устройств 48,49, 51 и 52 на камере сгорания 1 и газогенераторе 20 (число запусков ЖРД).

К бортовому компьютеру 52 электрическими связями 53 подключены коммутаторы 61-63 и клапан горючего 32, клапан окислителя 40, привод 36 регулятора расхода 35, клапан высокого давления 37.

На газоводе 21 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 64, который может быть выполнен либо цилиндрическим, либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной, или в двух плоскостях для управления вектором тяги. Такая электрическая схема ЖРД обеспечивает его многократное включение.

ЖРД содержит баллон сжатого воздуха (газа) 65, с которым соединен по меньшей мере одним трубопроводом высокого давления 66, имеющим клапан 67 с пусковой турбиной 18. Кроме того, к пусковой турбине 18 присоединен по меньшей мере один трубопровод высокого давления 68, содержащий обратный клапан 69 и быстроразъемное соединение 70. К быстроразъемному соединению 70 пристыкован внешний трубопровод 71, который через клапан 72 присоединен к внешнему баллону (баллонам) сжатого воздуха (газа) 73. ЖРД для обеспечения его многократного запуска в полете также содержит дополнительный баллон сжатого воздуха (газа) 74, с которым соединен по меньшей мере одним трубопроводом высокого давления 75, имеющий дополнительный клапан 76 с пусковой турбиной 18.

Это сделано для обеспечения многоразового включения ЖРД и для обеспечения его первого запуска от внешних баллонов сжатого воздуха. Это сделано для уменьшения веса ЖРД и ракеты, на которой он установлен. Под внешним расположением подразумевается установка баллонов сжатого воздуха (газа) и соответствующих трубопроводов на земле или на орбитальной станции при запуске ракеты с нее.

К коллектору горючего 10 может подключен продувочный трубопровод 77 с клапаном продувки 78.

На фиг.4 приведено сравнение дальности полета ракеты с одним запуском 79 ЖРД и с двумя запусками 80 ЖРД, а на фиг.4 - с тремя 81.

Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Открывают клапан 72 и сжатый воздух(газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 73 по внешнему трубопроводу 71 поступает в пусковую турбину 18 и раскручивает ее вал 22 ТНА 3. Датчик частоты вращения 23 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике. Потом открывают клапан горючего 32, клапан окислителя 40, клапан высокого давления 37. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 20. Потом с бортового компьютера 52 подают сигнал на первый блок коммутации 61 и он подает напряжение на запальные устройства 48 и 49 первых групп 61. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторе 20, где сгорают с избытком окислителя или горючего. В конкретном примере они сгорают с избытком окислителя. Горючее и газогенераторный газ поступают в камеру сгорания, точнее в ее внутреннюю полость, где воспламеняются при помощи воспламеняющих устройств. Горючее перед этим нагревается в зазоре 13, охлаждая внутреннюю стенку 11 сопла 2.

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода 35 при помощи привода 36, используя сигналы с компьютера 52, передаваемые по электрическим связям 53.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке.

Применение изобретения позволит:

Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что не принято в мировой практике ракетостроения.

Повысить дальность полета ракеты в 2-3 раза (фиг.4 и 5).

Обеспечить неуязвимость ракет, оборудованных такими ЖРД за счет коррекции траектории ее полета и скорости, что значительно затрудняет применение средств ПРО.

Обеспечить высокую точность попадания за счет коррекции траектории ее полета по показателям системы ГЛОНАСС или использования радиокоманд.

Расширить другие функциональные возможности ракет, оборудованных таким ЖРД, в том числе улучшить управляемость за счет использования центрального силового шарнира.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой сгорания, и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также баллон воздуха, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере, по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторе одинаковое, в системе управления выполнены коммутаторы, число которых соответствует числу групп запальных устройств, соединенные электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны - с группами запальных устройств, к пусковой турбине через быстроразъемное соединение и обратный клапан внешним трубопроводом, содержащим внешний клапан, присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит как минимум один дополнительный баллон воздуха высокого давления, соединенного дополнительным трубопроводом высокого давления с пусковой турбиной.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит приемник системы ГЛОНАСС, соединенный электрической связью с бортовым компьютером.

7. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит приемно-передающее устройство, соединенное электрической связью с бортовым компьютером.

8. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам воспламенения зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных твердотопливных двигателей различного назначения или твердотопливных газогенераторов и может быть использовано в конструкциях узла воспламенения заряда.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке воспламенителей для зарядов к ракетным двигателям твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. .

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.

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

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

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 ракетному двигателестроению. .

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

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 жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде
Наверх