Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, соединенный газоводом с камерой сгорания, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводом, содержащим пусковой клапан, с выходом из основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик двигателя, повышение надежности и многократность запуска двигателя. 16 з.п. ф-лы, 5 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента