RU108810U1

RU108810U1 - NK-33A LIQUID ROCKET ENGINE, COMBUSTION CHAMBER, TURBO PUMP UNIT, GAS GENERATOR, CAPSULE PIPE, VALVE

Info

Publication number: RU108810U1
Application number: RU2010148183/28U
Authority: RU
Inventors: Николай Федорович Никитин; Евгений Павлович Кочеров; Михаил Рудольфович Зильберштейн; Валерий Павлович Данильченко; Сергей Михайлович Олексийко; Антон Николаевич Шацкий; Степан Васильевич Михайлов; Валерий Александрович Козлов; Александр Иванович Иванов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова"; Открытое Акционерное Общество "Кузнецов"
Priority date: 2010-11-25
Filing date: 2010-11-25
Publication date: 2011-09-27

Abstract

1. Жидкостный ракетный двигатель преимущественно с дожиганием генераторного газа, содержащий тракт генераторного газа, камеру сгорания с газоводом, выравнивающей решеткой и форсуночной головкой, турбонасосный агрегат с основным и дополнительным насосами горючего, насосом окислителя, осевой газовой турбиной и соосным газогенератором, и расположением турбонасосного агрегата сбоку от камеры сгорания и скреплением его с камерой через тракт генераторного газа, отличающийся тем, что угол между продольными осями камеры и турбонасосного агрегата составляет 5-8°. ! 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что корпус насоса окислителя турбонасосного агрегата скреплен с корпусом средней части камеры V-образной регулируемой по длине системой тандеров. ! 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что тракт генераторного газа включает участок из Г-образного скругленного по углам колена с газогенератором и с газовой турбиной и сопряженного с камерой сгорания посредством кривоосного диффузорного газовода с углом изгиба 80-90°С при расположении их осей в одной плоскости, причем плоскость вращения колеса газовой турбины установлена под прямым углом к плоскости стыковки выхлопного патрубка корпуса турбины и входного патрубка газовода камеры сгорания и проходит через верхнюю половину проходного сечения патрубка газовода в плоскости стыковки. ! 4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что газовод камеры сгорания выполнен из последовательно скрепленных входного диффузорного патрубка и конического переходника предфорсуночной полости. ! 5. Двигатель по пп.1 и 4, отличающийся тем, что газовод выполнен длиной по осевой линии не менее 1,3 на 1. A liquid rocket engine mainly with afterburning of the generator gas, comprising a generator gas path, a combustion chamber with a gas duct, a leveling grill and a nozzle head, a turbopump unit with a primary and secondary fuel pump, an oxidizer pump, an axial gas turbine and a coaxial gas generator, and an arrangement of a turbopump unit on the side of the combustion chamber and fastening it to the camera through the generator gas path, characterized in that the angle between the longitudinal axes of the chamber and the turbopump The hegate is 5-8 °. ! 2. The engine according to claim 1, characterized in that the pump casing of the oxidizer of the turbopump assembly is fastened to the casing of the middle part of the chamber with a V-shaped tandem-adjustable length system. ! 3. The engine according to claim 1, characterized in that the generator gas path includes a portion of a L-shaped knee rounded at the corners with a gas generator and a gas turbine and coupled to the combustion chamber by means of a curved axis diffuser with a bending angle of 80-90 ° C at the location their axes in one plane, and the plane of rotation of the gas turbine wheel is set at right angles to the plane of the docking of the exhaust pipe of the turbine housing and the inlet pipe of the gas duct of the combustion chamber and passes through the upper half of the passage section gas pipe in the docking plane. ! 4. The engine according to claim 1, characterized in that the gas duct of the combustion chamber is made of sequentially fastened inlet diffuser pipe and a conical adapter of the pre-nozzle cavity. ! 5. The engine according to claims 1 and 4, characterized in that the gas duct is made at a centerline length of at least 1.3 on

Description

Полезная модель относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного турбогаза (генераторного газа), а более конкретно к однокамерным двигателям с камерой сгорания (камерой), турбонасосным агрегатом (ТНА) и газогенератором (ГГ) с его системой зажигания.The utility model relates to the field of liquid rocket engines (LRE) with afterburning of oxidative turbogas (generator gas), and more particularly to single-chamber engines with a combustion chamber (chamber), a turbopump unit (TNA) and a gas generator (GG) with its ignition system.

Известен однокамерный ЖРД (см. справочник под редакцией И.Г.Шустова «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., «АКС - Конверсалт», 2000 г., стр.279), имеющий в своем составе камеру сгорания и однороторный ТНА с соосным газогенератором.The well-known single-chamber liquid propellant rocket engine (see the manual edited by I.G.Shustov “Engines 1944-2000: aircraft, rocket, marine, land”, M., “AKS-Conversalt”, 2000, p. 279), which has in its composed of a combustion chamber and a single-rotor TNA with a coaxial gas generator.

В известном двигателе ТНА размещен сбоку камеры сгорания и его ось параллельна оси камеры, причем крепление ТНА к камере осуществлено консольно через фланцевое соединение тракта генераторного газа. Тракт генераторного газа имеет два поворота в 90° и в сумме, как минимум, 180°. Кроме того, известный ЖРД с дожиганием имеет дополнительный насос горючего для питания газогенератора, установленный на общей оси турбонасосного агрегата с забором горючего на вход дополнительного насоса с выхода основного насоса горючего. Такое расположение позволяет увеличить давление горючего до необходимого уровня для питания газогенератора части горючего и уменьшить тем самым общую мощность, затрачиваемую на подачу горючего в камеру сгорания и газогенератор.In the known TNA engine, it is located on the side of the combustion chamber and its axis is parallel to the axis of the chamber, and the TNA is mounted to the chamber cantilever through a flange connection of the generator gas path. The generator gas path has two turns of 90 ° and a total of at least 180 °. In addition, the well-known liquid-fuel rocket engine with afterburning has an additional fuel pump for powering the gas generator, mounted on a common axis of the turbopump unit with a fuel intake at the input of the additional pump from the output of the main fuel pump. This arrangement allows you to increase the fuel pressure to the required level for powering the gas generator of the fuel part and thereby reduce the total power spent on supplying fuel to the combustion chamber and gas generator.

Параллельное расположение камеры и ТНА приводит к неоправданно повышенной длине тракта генераторного газа, и, как следствие этого, при угле разворота потока газа на 180° к повышенному коэффициенту гидравлического сопротивления тракта, к увеличенной массе и габаритам двигателя. Только консольное закрепление ТНА на камере сгорания через силовые оболочки тракта генераторного газа не совсем надежно с точки зрения прочности. А обороты ротора дополнительного насоса горючего в известном ЖРД определяются кавитационными свойствами основных насосов горючего и окислителя и, соответственно, к.п.д. такого насоса из-за низкой его быстроходности не является достаточно высоким (%:15-20), а масса оптимальной. Кроме того, поток в газоводах генераторного газа имеет сложный трехмерный характер с зонами отрыва потока, приводящими к интенсивной турбулизации потока на входе в газовые каналы форсунок и полей полных давлений по сечению камеры сгорания, а оптимального конструктивного решения этих проблем нет.The parallel arrangement of the chamber and the ТНА leads to an unjustifiably increased length of the path of the generator gas, and, as a result of this, when the angle of the gas flow turns by 180 ° to the increased coefficient of hydraulic resistance of the path, to increased mass and dimensions of the engine. Only the cantilever fixing of the TNA to the combustion chamber through the power shells of the generator gas path is not completely reliable from the point of view of strength. And the rotor speed of the additional fuel pump in the known liquid propellant rocket engine is determined by the cavitation properties of the main fuel and oxidizer pumps and, accordingly, efficiency due to its low speed, such a pump is not high enough (%: 15-20), but the mass is optimal. In addition, the flow in the generator gas ducts is of a complex three-dimensional nature with flow separation zones leading to intense turbulization of the flow at the inlet to the gas channels of the nozzles and full pressure fields along the combustion chamber cross section, but there is no optimal structural solution to these problems.

Известна камера сгорания жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы SSME американской фирмы Рокитдайн для многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» со струйно-центробежными двухкомпонентными форсунками (Левин В.Р., Ильин Д.В., Липатов И.Н., Галанкин Е.М., Американский водородный ЖРД Рокитдайн SSME, Труды ЦИАМ, инв. 1018, 1982 г.), В этих форсунках по центральному каналу подается жидкий кислород, а по радиальным отверстиям - обогащенный водородом генераторный газ. Для улучшения смешения компонентов топлива внутри форсунки разделительная втулка подрезана на 6,1 мм при диаметре камеры смешения 6,35 мм (l/d=0,96). Однако, и в таких форсунках эффективность смешения компонентов топлива является недостаточной из-за малой длины их контакта, наличия разделительной втулки между водородной газовой пеленой и жидкой струей кислорода. К тому же акустическая проводимость тангенциальных отверстий мала и не подается регулированию. Акустическая проводимость центрального канала форсунки также мала ввиду малого его диаметра и неоптимальной его длины. Поэтому конструкция камеры сгорания усложнена антипульсационными перегородками и акустическим поглотителем.The well-known combustion chamber of a closed-circuit liquid-propellant rocket engine SSME of the American company Rokitdayn for the Space Shuttle reusable transport space system with jet-centrifugal two-component nozzles (Levin V.R., Ilyin D.V., Lipatov I.N., Galankin E.M. ., American hydrogen rocket engine Rockittine SSME, Proceedings of TsIAM, inv. 1018, 1982). In these nozzles, liquid oxygen is supplied through the central channel, and the generator gas enriched in hydrogen through radial openings. To improve the mixing of the fuel components inside the nozzle, the separation sleeve is cut to 6.1 mm with a mixing chamber diameter of 6.35 mm (l / d = 0.96). However, even in such nozzles, the mixing efficiency of the fuel components is insufficient due to the short length of their contact, the presence of a separation sleeve between the hydrogen gas blanket and a liquid stream of oxygen. In addition, the acoustic conductivity of the tangential holes is small and not regulated. The acoustic conductivity of the central channel of the nozzle is also small due to its small diameter and its non-optimal length. Therefore, the design of the combustion chamber is complicated by anti-pulsation partitions and an acoustic absorber.

Известен однороторный турбонасосный агрегат (см. справочник под редакцией И.Г.Шустова «Двигатели 1944-2000: 2000 г., стр.279), имеющий насосы окислителя и горючего, соединенные между собой рессорой.A single-rotor turbopump assembly is known (see the manual edited by I.G.Shustov “Engines 1944-2000: 2000, p. 279), which has oxidizer and fuel pumps connected by a spring.

Наиболее близким по конструкции к насосу горючего является турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос, валы которых соединены между собой при помощи редуктора, размешенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами (см. патент США N 3269317, Н.кл. 417-405, 1966). Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения редуктора.The closest in design to the fuel pump is a turbopump unit containing a turbine and a pump, the shafts of which are interconnected by a gearbox, placed in a housing with inlet and outlet channels (see US patent N 3269317, N.cl. 417-405, 1966 ) A disadvantage of the known turbopump unit is the low efficiency of lubrication and cooling of the gearbox.

Известен насос окислителя, содержащий турбину, насосы и редуктор (см. патент Англии N 1102275, Н.кл. F1G, 1965).Known oxidizer pump containing a turbine, pumps and gearbox (see England patent N 1102275, N.cl. F1G, 1965).

Недостатком известного устройства являются большие габариты и вес, конструктивная сложность, низкая надежность работы. Большие габариты и вес объясняются наличием громоздкого редуктора с опорами и системой смазки. Редуктор же усложняет конструкцию агрегата. Необходимость смазки шестерен и опор редуктора снижает надежность агрегата в случае работа с криогенными компонентами. В случае же транспортировки насосом жидкого кислорода смазка редуктора перекачиваемым компонентом делается невозможной из-за опасности возгорания трущихся элементов редуктора в среде кислорода.A disadvantage of the known device is the large size and weight, structural complexity, low reliability. The large dimensions and weight are explained by the presence of a bulky gearbox with bearings and a lubrication system. The reducer complicates the design of the unit. The need for lubrication of gears and gear bearings reduces the reliability of the unit in the case of work with cryogenic components. In the case of transportation of liquid oxygen by a pump, lubrication of the gearbox by the pumped component becomes impossible due to the risk of burning rubbing gearbox elements in oxygen.

Известен газогенератор ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру сгорания, форсуночную головку, состоящую из переднего, среднего и огневого днищ, форсунок окислителя и горючего, установленный по оси газогенератора распределитель избыточного компонента (см. заявку JP N 5343604А, МПК F02К 9/00, 1978 г.).Known gas engine rocket engine containing a cooled combustion chamber, nozzle head, consisting of front, middle and firing bottoms, oxidizer nozzles and fuel, mounted on the axis of the gas generator distributor of the excess component (see application JP N 5343604A, IPC F02K 9/00, 1978 )

Недостатками известного газогенератора являются большие габариты и вес, низкая надежность работы, неравномерность температурного поля на выходе и пульсаций потока газа в самом газогенераторе и на выходе из него. Отсутствие элементов распределения избыточного компонента по всему сечению газогенератора приводит к потребности увеличения его длины для того, чтобы поток к выходу из него успел перемешаться, что увеличивает габариты и вес. Некачественное перемешивание потока газов приводит к местным перегревам конструкции как самого газогенератора, так и деталей за ним (сопловой аппарат, турбина). Отсутствие демпфирующих устройств для уменьшения пульсаций потока приводит к появлению вибраций конструкции и снижению устойчивости процесса сгорания и смешения, что дополнительно снижает надежность работы.The disadvantages of the known gas generator are large dimensions and weight, low reliability, uneven temperature field at the outlet and pulsations of the gas flow in the gas generator and at the outlet of it. The absence of distribution elements of the excess component over the entire cross section of the gas generator leads to the need to increase its length so that the flow has time to mix before exiting it, which increases the size and weight. Poor mixing of the gas flow leads to local overheating of the design of both the gas generator itself and the parts behind it (nozzle apparatus, turbine). The absence of damping devices to reduce flow pulsations leads to the appearance of structural vibrations and a decrease in the stability of the combustion and mixing process, which further reduces the reliability of operation.

Известны пиротехнические системы зажигания на камерах сгорания и жидкостных газогенераторах с помощью пиропатронов (см. кн. под общ. ред. Г.Г.Гахуна. Конструкция и проектирование ЖРД. - М.: Машиностроение, 1989, с.73).Known pyrotechnic ignition systems on combustion chambers and liquid gas generators using pyrocartridges (see book under the general editorship of GG Gakhun. Construction and design of liquid propellant rocket engines. - M .: Mashinostroenie, 1989, p.73).

Основной их недостаток - невозможность многократности запусков из-за отложения продуктов сгорания пороха в пламявыводящих трубках и возможность задержки воспламенения, что приводит к перегрузкам при выходе на режим. Указанные недостатки устранены при химическом зажигании.Their main disadvantage is the impossibility of multiple launches due to the deposition of the products of combustion of gunpowder in the flame tubes and the possibility of delaying ignition, which leads to overloads when entering the mode. These disadvantages are eliminated by chemical ignition.

Известная химическая система зажигания в ЖРД (см. кн. Г.Г.Гахуна и др., с.75, рис.4.5а) имеет цилиндрическую трубу-капсулу, установленную перед камерой сгорания и заполненную пусковым жидким компонентом, который самовоспламеняется при контакте с окислителем в полости камеры сгорания или газогенератора. При этом не происходит каких-либо задержек воспламенения рабочих компонентов.The well-known chemical ignition system in the liquid propellant rocket engine (see book by G.G. Gakhuna et al., P. 75, fig. 4.5a) has a cylindrical tube capsule installed in front of the combustion chamber and filled with a starting liquid component that spontaneously ignites upon contact with oxidizing agent in the cavity of the combustion chamber or gas generator. In this case, there are no delays in the ignition of the working components.

В такой трубе-капсуле компонент отделен от остальной части трубопроводов подачи рабочих компонентов мембранами свободного прорыва (см. кн. Г.Г.Гахуна, с.324, рис.12.2), выполненными из фольги со специальной насечкой.In such a capsule tube, the component is separated from the rest of the pipelines for supplying working components with free-break membranes (see book by G.G. Gakhun, p. 324, Fig. 12.2) made of foil with a special notch.

Основным недостатком такой конструкции является значительный разброс значения давления, при котором происходит прорыв мембран и, кроме того, большой длинновой габарит прямой цилиндрической трубы-капсулы, что затрудняет ее размещение в компоновке ЖРД и возможность попадания сколов мембран в форсуночные головки.The main disadvantage of this design is the significant variation in the pressure value at which the membranes break through and, in addition, the large long dimension of the straight cylindrical tube-capsule, which makes it difficult to place it in the LRE layout and the possibility of membrane splinters entering the nozzle heads.

Задача, на решение которой направлена полезная модель заключаются в создании ЖРД с меньшей массой, габаритами, с повышенной полнотой сгорания топлива, с высокой удельной тягой и высокими запасами устойчивости горения, при упрощении конструкций сборочных единиц, при высокой эффективности смазки и охлаждения редуктора в ТНА, с обеспечением повышенной надежности работы и запуска двигателя при повышенном его ресурсе..The problem the utility model is aimed at creating a rocket engine with a lower mass, dimensions, increased completeness of fuel combustion, with high specific thrust and high reserves of combustion stability, while simplifying assembly unit designs, with high efficiency of gearbox lubrication and cooling in the heat pump, with ensuring increased reliability of operation and starting the engine with its increased resource ..

Поставленная задача, в основном, решается тем, что:The task, basically, is solved by the fact that:

а) Камера сгорания и ТНА установлены относительно друг друга под углом 5-8°;a) The combustion chamber and the THA are installed relative to each other at an angle of 5-8 °;

б) Корпус насоса окислителя скреплен с корпусом средней части камеры V-образной системой тандеров;b) The oxidizer pump housing is bonded to the housing of the middle part of the chamber by a V-shaped system of thunders;

в) Тракт генераторного газа включает участок из Г-образного скругленного по углам колена с газогенератором и с газовой турбиной и сопряженного с камерой сгорания посредством кривоосного диффузорного газовода с углом изгиба 80-90° при расположении их осей в одной плоскости, причем плоскость вращения колеса газовой турбины установлена под прямым углом к плоскости стыковки выхлопного патрубка корпуса турбины и входного патрубка газовода и проходит через верхнюю половину проходного сечения патрубка газовода в плоскости стыковки.c) The path of the generator gas includes a section of a L-shaped knee rounded at the corners with a gas generator and a gas turbine and paired with a combustion chamber by means of a curved axis diffuser with a bending angle of 80-90 ° when their axes are in the same plane, and the plane of rotation of the gas wheel the turbine is installed at right angles to the docking plane of the exhaust pipe of the turbine housing and the inlet pipe of the gas duct and passes through the upper half of the passage section of the gas pipe in the docking plane.

г) Привод дополнительного насоса подачи горючего осуществлен через мультикатор с передаточным отношением 1,5-2,5;d) The drive of the additional fuel feed pump is implemented through a multicenter with a gear ratio of 1.5-2.5;

д) В форсунках головки камеры сгорания два ряда тангенциальных отверстия расположены в центральном канале форсунок у места перехода меньшего диаметра в больший, длина камеры смещения l₆ равна l₆=(1,4-l,5)d₃, где d₃ - выходной диаметр форсунки. Центральный канал непосредственно перед тангенциальными отверстиями выполнен в форме диффузора (фиг.13). Входной диаметр d₅ диффузора назначен из условия обеспечения максимальной суммарной проницаемости форсунок по газуe) In the nozzles of the head of the combustion chamber, two rows of tangential openings are located in the central channel of the nozzles at the transition point of a smaller diameter to a larger one, the length of the displacement chamber l ₆ is equal to l ₆ = (1,4-l, 5) d ₃ , where d ₃ is the output nozzle diameter. The Central channel directly in front of the tangential holes is made in the form of a diffuser (Fig.13). The inlet diameter d _{5 of the} diffuser is assigned from the condition of ensuring the maximum total permeability of the nozzles in gas

где D_к - диаметр камеры, n_ф - число форсунок.where D _to - the diameter of the chamber, n _f - the number of nozzles.

Выходной диаметр d₄ диффузоров назначен из условия обеспечения высоты ступеньки, равной диаметру тангенциальных отверстийThe output diameter d _{4 of the} diffusers is assigned from the condition of providing a step height equal to the diameter of the tangential holes

и, следовательно, начальной толщине закрученной жидкой пелены. Выступающая в газовод часть форсунок выполнена длиной не менее 0,5 общей длины центрального канала. Общая длина центрального канала выбрана из условия обеспечения максимальной акустической проводимости.and, therefore, the initial thickness of the swirling liquid sheet. The nozzle part protruding into the gas duct is made at least 0.5 times the total length of the central channel. The total length of the central channel is selected from the condition of ensuring maximum acoustic conductivity.

Выполнение длины камеры смешения, равной l₆=(l,4…1,5)d₃, выбрано по экспериментальным данным. При l₆<1,4d₃ полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.14), при l₆>1,5d₃ начинается перегрев сопла форсунки. Двухрядное расположение тангенциальных отверстий в условиях открытого контакта жидкой пелены и газовой струи оптимизирует характеристики крутки и смешения жидкого компонента с газообразным. Первый ряд закрученных струй жидкости подвергается более сильному воздействию газового потока и больше перемешивается с ним, сохраняя при этом характеристики крутки второго ряда и длительность контакта закрученной жидкости с газом. Выполнение диффузора в центральном канале непосредственно перед тангенциальными отверстиями увеличивает длину контакта компонентов внутри форсунок при постоянном соотношении l₆/d₃ и дополнительно повышает полноту сгорания топлива более чем на 0,5% (например, до φ_рк=0,984 вместо 0,977). Наличие ступеньки на выходе из диффузора перед тангенциальными отверстиями также обеспечивает оптимальные характеристики закрученной жидкой пелены и способствует тем самым лучшему перемешиванию компонентов топлива внутри форсунки и, следовательно, повышению полноты сгорания топлива.The implementation of the length of the mixing chamber, equal to l ₆ = (l, 4 ... 1,5) d ₃ , is selected according to experimental data. When l ₆ <1.4d _{3, the} completeness of fuel combustion significantly decreases (Fig. 14), when l ₆ > 1.5d ₃ , the nozzle nozzle overheats. The two-row arrangement of tangential openings under conditions of open contact between the liquid sheet and the gas stream optimizes the twisting and mixing characteristics of the liquid component with the gaseous one. The first row of swirling jets of liquid is more exposed to the gas flow and mixes more with it, while maintaining the twist characteristics of the second row and the duration of contact of the swirling liquid with gas. Implementation of the diffuser in the central channel immediately before the tangential holes increases the length of the contact components inside the injectors at a constant ratio of ₆ l / d ₃ and further improves the combustion efficiency of more than 0.5% (e.g., up to φ = 0.984 _pk instead 0.977). The presence of a step at the outlet of the diffuser in front of the tangential openings also ensures optimal characteristics of the swirling liquid sheet and thereby contributes to better mixing of the fuel components inside the nozzle and, therefore, to increase the completeness of fuel combustion.

Выполнение максимальной проницаемости форсунок по газу, оптимизация длины центрального канала и выступания форсунки в газоводе обеспечивает увеличение выноса волновой энергии из камеры сгорания в газовод, максимальную диссипацию волновой энергии и повышение тем самым устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным акустическим колебаниям. Влияние этих факторов подтверждено натурными экспериментальными испытаниями двигателей.Performing the maximum permeability of the nozzles in the gas, optimizing the length of the central channel and the protrusions of the nozzle in the gas duct increase the transfer of wave energy from the combustion chamber to the gas duct, maximize the dissipation of wave energy and thereby increase the stability of the working process with respect to high-frequency acoustic vibrations. The influence of these factors is confirmed by full-scale experimental tests of engines.

На фиг.15 представлены сравнительные экспериментальные данные по амплитудам пульсаций давлений в камере сгорания двигателя замкнутой схемы в зависимости от температуры генераторного газа на входе в головку для форсунок длиной l₅/D_K=0,13 и l₅/D_K=0,23 с подрезкой разделительной втулки на l₆/d₃=0,66, 0,73 при l₅/D_K=0,13 и на l₆/d₃=0,98 при l₅/D_K=0,23.On Fig presents comparative experimental data on the amplitudes of the pressure pulsations in the combustion chamber of a closed circuit engine depending on the temperature of the generator gas at the inlet to the head for nozzles of length l ₅ / D _K = 0.13 and l ₅ / D _K = 0.23 with trimming the separation sleeve at l ₆ / d ₃ = 0.66, 0.73 at l ₅ / D _K = 0.13 and at l ₆ / d ₃ = 0.98 at l ₅ / D _K = 0.23.

Указанные данные свидетельствуют, что в камере с форсунками неоптимальной по акустической проводимости длины (l₅/D_K=0,13) подрезка разделительной втулки на l₆/d₃=0,66 увеличивает амплитуду пульсаций при повышении режима по температуре окислительного газа с 200°С до 400°С в три раза, подрезка на l₆/d₃=0,73 - в 6 раз уже при t_газ=300°С. С удлиненными форсунками (l₅/D_K=0,23), выступающими под средним днищем в газоводе (l₆/d₃=0,5), амплитуда пульсаций в камере увеличилась всего в 1,7 раза даже на режиме с t_газ=540°С. На номинальном режиме с t_газ=300°С удлинение форсунок с l₅/D_K=0,13 до l₅/D_K=0,23 снизило амплитуду пульсаций более чем в 5 раз. На фиг.14 приведена экспериментальная зависимость прироста полноты сгорания топлива от подрезки разделительной втулки с цилиндрическим и диффузорным каналом перед тангенциальными отверстиями. Из этого рисунка следует, что подрезка разделительной втулки до l₆/d₃=0,5 не влияет на полноту сгорания топлива, дальнейшее увеличение подрезки до l₆/d₃=1,46 повысило полноту сгорания топлива на 3%, выполнение диффузора в центральном канале непосредственно перед тангенциальными отверстиями - еще на 0,5%.These data indicate that in a chamber with nozzles of a length that is not optimal in acoustic conductivity (l ₅ / D _K = 0.13), cutting the separation sleeve by l ₆ / d ₃ = 0.66 increases the amplitude of the pulsations when the temperature regime of the oxidizing gas increases from 200 ° C to 400 ° C three times, trimming by l ₆ / d ₃ = 0.73 - 6 times already at t _gas = 300 ° C. With elongated nozzles (l ₅ / D _K = 0.23) protruding under the middle bottom in the gas duct (l ₆ / d ₃ = 0.5), the amplitude of the pulsations in the chamber increased by only 1.7 times, even in the regime with t _gas = 540 ° C. In the nominal mode with t _gas = 300 ° C, the extension of the nozzles from l ₅ / D _K = 0.13 to l ₅ / D _K = 0.23 reduced the amplitude of the pulsations by more than 5 times. On Fig shows the experimental dependence of the increase in completeness of combustion of fuel from trimming the separation sleeve with a cylindrical and diffuser channel in front of the tangential holes. From this figure it follows that trimming the separation sleeve to l ₆ / d ₃ = 0.5 does not affect the completeness of fuel combustion, a further increase in trimming to l ₆ / d ₃ = 1.46 increased the completeness of fuel combustion by 3%, the diffuser the central channel immediately in front of the tangential openings - another 0.5%.

Кроме того. среднее днище камеры выполнено полусферическим с выпуклостью в сторону огневого днища;Besides. the middle bottom of the chamber is made hemispherical with a bulge in the direction of the firing bottom;

е) В насосе горючего, содержащем турбину и насос, валы которых соединены между собой с помощью редуктора, размещенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами, валы турбины и насоса расположены концентрично с образованием кольцевой полости, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса;f) In a fuel pump containing a turbine and a pump, the shafts of which are interconnected by means of a reducer located in the housing with inlet and outlet channels, the shafts of the turbine and pump are concentric with the formation of an annular cavity serving as the inlet channel, and the outlet channel communicates with the input a pump;

ж) В насосе окислителя привод вращения каскада низкого давления насоса выполнен в виде гидравлической турбины, размещенной между предвключенным шнеком и крыльчаткой каскада большого давления, при этом шнек снабжен закрывающей кольцевой обечайкой, которой он закреплен, например, с помощью шлиц в цилиндрическом выступе покрывного диска крыльчатки. И что центробежный насос содержит крыльчатку и вал, установленные в корпусе на подшипниках, разгрузочное устройство в виде поршня, расположенного в полости вала, при этом разгрузочное устройство дополнительно содержит неподвижную пяту, закрепленную в корпусе соосно поршню, а поршень выполнен в виде втулки с центральным отверстием и торцевыми опорными поясками, один из которых взаимодействует с аналогичным торцевым пояском, которым снабжена опорная пята;g) In the oxidizer pump, the rotation drive of the low-pressure cascade of the pump is made in the form of a hydraulic turbine located between the upstream auger and the impeller of the high-pressure cascade, while the auger is equipped with a closing annular shell to which it is fixed, for example, by means of a slot in the cylindrical protrusion of the impeller cover disk . And that the centrifugal pump contains an impeller and a shaft mounted in a housing on bearings, an unloading device in the form of a piston located in the cavity of the shaft, while the unloading device further comprises a fixed heel fixed in the housing coaxially with the piston, and the piston is made in the form of a sleeve with a central hole and end support belts, one of which interacts with a similar end belt, which is equipped with a support heel;

з) В создании для линий питания горючим газогенератора трубы-капсулы с самовоспламеняющимся компонентом, и клапана прорыва ее мембран, обеспечивающих: точную по времени подачу самовоспламеняющего компонента на рабочие форсунки; компактность устройства в целом; возможность снятия с двигателя для перезарядки после сдаточно-огневых испытаний и вторичной его установки на двигатель; исключение возможности попадания осколков мембран на вход в форсуночные головки; получение возможности продувки внутренних полостей клапанов; упрощение конструкции клапанов; использование клапана прорыва мембран одной конструкции как на входе, так и на выходе из трубы-капсулы; отсутствие возможности разгермитизации корпуса клапана со стороны пиропривода.h) In creating a capsule tube with a self-igniting component for the fuel lines of the gas generator’s fuel, and a breakthrough valve for its membranes, ensuring: the time-accurate supply of the self-igniting component to the working nozzles; compactness of the device as a whole; the possibility of removal from the engine for recharging after fire tests and its secondary installation on the engine; elimination of the possibility of splinters of membranes entering the entrance to the nozzle heads; obtaining the possibility of purging the internal cavity of the valves simplification of valve design; the use of a membrane breakthrough valve of the same design both at the inlet and at the outlet of the capsule tube; the inability to depressurize the valve body from the pyrodrive side.

Размещение ТНА под определенным углом к камере сгорания позволяет максимально возможно уменьшить длину тракта генераторного газа, т.е. уменьшить его гидравлическое сопротивление, массу.Placing the TNA at a certain angle to the combustion chamber allows the greatest possible reduction in the length of the generator gas path, i.e. reduce its hydraulic resistance, mass.

Дополнительное подкрепление консольно закрепленного ТНА на камере V-образной системой подкосов-тандеров в районе насоса окислителя увеличивает надежность работы ЖРД.Additional reinforcement of the cantilever mounted TNA on the chamber with a V-shaped strut-thunder system in the area of the oxidizer pump increases the reliability of the LRE.

Выполнение тракта газогенераторного газа из сопряженных Г-образного участка с колесом турбины и кривоосного диффузорного газовода с расположением их в одной плоскости и размещение колеса газовой турбины напротив верхней половины проходного сечения входного патрубка диффузора позволяет получить устойчивый и высокоэффективный процесс горения в камере сгорания при минимальных потерях полного давления в тракте генераторного газа за счет уменьшения коэффициента гидравлического сопротивления в 1,5-2 раза с равномерной раздачей газа по сечению камеры сгорания при простом конструктивном выполнении элемента тракта и форсуночной головки, и уменьшенной массе. Все эти преимущества обеспечиваются, кроме того, дополнительным комплексным подбором конструктивных мероприятий по выбору оптимальной формы газовода, выравнивающей решетки, конструкцией форсунок, параметров.The implementation of the gas-generating gas path from the mating L-shaped section with the turbine wheel and the crank axial diffuser gas duct with their location in the same plane and placing the gas turbine wheel opposite the upper half of the passage section of the diffuser inlet nozzle allows to obtain a stable and highly efficient combustion process in the combustion chamber with minimal loss of full pressure in the path of the generator gas by reducing the coefficient of hydraulic resistance by 1.5-2 times with a uniform distribution of gas with cheniyu combustion chamber with a simple constructive execution path member and the nozzle head, and reduced weight. All these advantages are provided, in addition, by an additional comprehensive selection of design measures for choosing the optimal shape of the gas duct, leveling gratings, nozzle design, and parameters.

Привод дополнительного насоса через мультипликатор с передаточным отношением 1,5-2,5 от вала основного горючего позволяет выйти на такую частоту вращения, которая обеспечивает получение оптимальных характеристик ступени по к.п.д. (%:50-60) и массе при соответствующем снижении потребной мощности на ее привод, одновременно достигается понижение температуры окислительного газа на входе в турбину и массы всего ТНА. Размещение мультипликатора со стороны подвода горючего позволяет выполнить стенки корпуса мультипликатора с минимальными толщинами, поскольку внутренняя полость мультипликатора конструктивно сообщается с полостью низкого давления основного насоса горючего.The drive of the additional pump through the multiplier with a gear ratio of 1.5-2.5 from the main fuel shaft allows you to reach a speed that ensures optimal stage performance in terms of efficiency. (%: 50-60) and the mass with a corresponding reduction in the required power for its drive, at the same time, a decrease in the temperature of the oxidizing gas at the turbine inlet and the mass of the entire ТНА are achieved. Placing the multiplier on the fuel supply side allows the walls of the multiplier housing to be made with minimal thicknesses, since the inner cavity of the multiplier is structurally connected with the low pressure cavity of the main fuel pump.

Выполнение камеры сгорания с максимальной проницаемостью форсунок по газу, оптимизация длины центрального канала и выступания форсунки в газоводе обеспечивает увеличение выноса волновой энергии из камеры сгорания в газовод, максимальную диссипацию волновой энергии и повышение тем самым устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным акустическим колебаниям. Влияние этих факторов подтверждено натурными экспериментальными испытаниями двигателей. Выполнение среднего днища головки камеры полусферической формы увеличивает жесткость форсуночной плиты, уменьшает гидравлические потери и увеличивает равномерность давлений горючего перед форсунками.The execution of the combustion chamber with the maximum gas permeability of the nozzles, the optimization of the length of the central channel and the protrusions of the nozzle in the gas duct increase the transfer of wave energy from the combustion chamber to the gas duct, maximize the dissipation of wave energy and thereby increase the stability of the working process with respect to high-frequency acoustic vibrations. The influence of these factors is confirmed by full-scale experimental tests of engines. The execution of the middle bottom of the head of the chamber hemispherical shape increases the rigidity of the nozzle plate, reduces hydraulic losses and increases the uniformity of fuel pressure in front of the nozzles.

Конструкция насоса горючего, (содержащем турбину и насос, валы которых соединены между собой с помощью редуктора, размещенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами, и в котором валы турбины и насоса расположены концентрично с образованием кольцевой полости, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса) позволяет изменять количество и параметры жидкости в широком диапазоне изменением сечения подводящего и отводящего каналов, а также изменением передаточного числа редуктора, что приводит к изменению развиваемого насосом давления.The design of a fuel pump (containing a turbine and a pump, the shafts of which are interconnected by means of a gearbox located in the housing with supply and exhaust channels, and in which the shafts of the turbine and pump are concentric with the formation of an annular cavity serving as the supply channel, and the discharge channel is communicated with the pump inlet) allows you to change the amount and parameters of the liquid in a wide range by changing the cross section of the inlet and outlet channels, as well as by changing the gear ratio of the gearbox, which leads to a change in p zvivaemogo pressure pump.

В насосе окислителя вместо громоздкого редуктора с множеством шестерен, валов и опор здесь установлена одна гидравлическая турбина, что позволило значительно уменьшить габариты и вес агрегата и упростить его конструкцию. Отсутствие трущихся частей, таких как зубчатые зацепления шестерен и элементов подшипниковых опор снизило вероятность их износов и поломок, что повысило надежность работы. Разгрузочное устройство насоса повышает его надежность и ресурс работы.Instead of a bulky gearbox with a lot of gears, shafts and bearings, an oxidizer pump has one hydraulic turbine installed, which significantly reduced the dimensions and weight of the unit and simplified its design. The absence of friction parts, such as gears of gears and bearing elements, reduced the likelihood of wear and breakage, which increased reliability. The discharge device of the pump increases its reliability and service life.

В газогенераторе обеспечение перемешивания на коротком участке позволяет уменьшить длину газогенератора и массу. Надежное перемешивание горячего газа с холодным окислителем исключает зоны перегрева (прогаров), что повышает надежность работы. Исключение вибрационного (пульсационного) горения в районе головки и пульсаций газового потока дополнительно повышает надежность работы.In a gas generator, providing mixing in a short section allows to reduce the length of the gas generator and the mass. Reliable mixing of hot gas with a cold oxidizer eliminates overheating zones (burnouts), which increases reliability. The exclusion of vibration (pulsation) combustion in the region of the head and pulsations of the gas stream further increases the reliability of the work.

Обеспечение перемешивания на коротком участке позволяет уменьшить длину газогенератора и массу. Надежное перемешивание горячего газа с холодным окислителем исключает зоны перегрева (прогаров), что повышает надежность работы. Исключение вибрационного (пульсационного) горения в районе головки и пульсаций газового потока дополнительно повышает надежность работы.Providing mixing in a short section allows to reduce the length of the gas generator and the mass. Reliable mixing of hot gas with a cold oxidizer eliminates overheating zones (burnouts), which increases reliability. The exclusion of vibration (pulsation) combustion in the region of the head and pulsations of the gas stream further increases the reliability of the work.

Труба-капсула химического воспламенения хорошо вписывается в общую схему обвязки ЖРД из-за ее компактности (совместно с клапанами прорыва мембран) и обеспечивает точную подачу воспламеняющего компонента в соответствии с циклограммой двигателя. Осевое смещение срезанных частей мембран совместно с их штоками устраняет возможность запирания тракта отрывками мембран. Труба-капсула легко восстанавливается для повторного использования.The chemical ignition tube capsule fits well into the general layout of the LRE because of its compactness (together with membrane breakthrough valves) and provides an accurate supply of the igniting component in accordance with the engine cycle diagram. The axial displacement of the cut parts of the membranes together with their rods eliminates the possibility of locking the path with fragments of membranes. The capsule tube is easily restored for reuse.

Клапан прорыва мембран позволяет использовать его как на входе, так и на выходе горючего в трубе-капсуле, т.е. он обратим по своему действию. Клапан не имеет срезаемых штифтов и легко взводится для повторного применения. Клапан не имеет возможности разгерметизации со стороны пиропривода и позволяет продувку тракта без наличия глухих полостей. Конструкция его проста, а следовательно, и надежна.The membrane breakthrough valve allows its use both at the inlet and at the fuel outlet in the capsule tube, i.e. it is reversible in its effect. The valve has no shear pins and can be easily cocked for reuse. The valve does not have the possibility of depressurization on the pyrodrive side and allows purging of the duct without the presence of blind cavities. Its construction is simple, and therefore reliable.

Сущность полезной модели ЖРД НК-33А поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид полезной модели, на фиг.2 - вид А на фиг.1; на фиг.3 - элемент Б на фиг.1; на фиг.4 - схема расположения плоскости вращения колеса газовой турбины относительно проходного сечения в плоскости стыковки камеры сгорания и ТНА; на фиг.5 - схема размещения отверстий на развертке выравнивающей решетки при виде на стрелку В на фиг.3; на фиг.6 - разрез по одной из основных газожидкостных форсунок в головке; на фиг.7 - профиль осевой составляющей скоростного напора по линии Г-Г в плоскости симметрии газовода; на фиг.8 - профиль полного давления по линии Е-Е в плоскости симметрии газовода; на фиг.9 - профиль скоростных напоров по линии Ж-Ж в плоскости симметрии газовода; на фиг.10 - диаграмма предельных параметров безотрывных конических диффузоров ЖРД с дожиганием генераторного газа; на фиг.11 - упрощенная гидравлическая схема ЖРД с приводом дополнительного насоса через мультипликатор; на фиг.12 - камера сгорания; на фиг.13 - центральный канал форсунок; на фиг.14 - зависимость полноты сгорания от отношения l₆/d₃; на фиг.15 - зависимость амплитуды пульсаций давления от температуры; на фиг.16 - принципиальная схема ТНА; на фиг.17 - насос горючего; на фиг.18 - насос окислителя; на фиг.19 - разгрузочное устройство в насосе окислителя; на фиг.20 - элемент И на фиг.19; на фиг.21 - общий вид газогенератора; на фиг.22 - поперечный разрез К-К по распределителю в зоне радиальных перегородок; на фиг.23 - поперечный разрез Л-Л по распределителю с видом на смесительные элементы; на фиг.24 представлена схематически труба-капсула с клапанами принудительного прорыва мембран; на фиг.25 - клапан прорыва мембран, состыкованный с фланцем трубы-капсулы со стороны подачи горючего в газогенератор до прорыва мембраны; на фиг.26 - клапан прорыва мембран, состыкованный с фланцем трубы-капсулы со стороны выхода самовоспламеняющего компонента после прорезания мембраны в начальный период; на фиг.27 - схема установки трубы-капсулы с клапанами прорыва ее мембран в ЖРД с дожиганием в линии питания горючим газогенератора.The essence of the utility model LRE NK-33A is illustrated in the drawing, where Fig.1 shows a General view of a utility model, Fig.2 - view a in Fig.1; figure 3 - element B in figure 1; figure 4 - arrangement of the plane of rotation of the wheel of the gas turbine relative to the bore in the plane of the docking of the combustion chamber and TNA; figure 5 is a diagram of the location of the holes in the scan leveling grating when viewed from arrow B in figure 3; figure 6 is a section along one of the main gas-liquid nozzles in the head; Fig.7 is a profile of the axial component of the velocity head along the line G-G in the plane of symmetry of the gas duct; on Fig - profile of the total pressure along the line EE in the plane of symmetry of the gas duct; figure 9 is a profile of the velocity head along the line Zh in the plane of symmetry of the gas duct; figure 10 is a diagram of the limiting parameters of continuous conical diffusers LRE with afterburning of the generator gas; figure 11 is a simplified hydraulic diagram of the rocket engine with an additional pump drive through the multiplier; in Fig.12 - combustion chamber; in Fig.13 - the Central channel of the nozzles; on Fig - dependence of the completeness of combustion on the ratio l ₆ / d ₃ ; on Fig - dependence of the amplitude of the pressure pulsations from temperature; in Fig.16 is a schematic diagram of the TNA; Fig.17 is a fuel pump; in Fig.18 - oxidizer pump; on Fig - discharge device in the oxidizer pump; in Fig.20 - element And in Fig.19; Fig.21 is a General view of the gas generator; in Fig.22 is a transverse section KK on the distributor in the area of the radial partitions; in Fig.23 is a transverse section LL on the dispenser with a view of the mixing elements; on Fig presents schematically a tube capsule with valves forced breakthrough membranes; on Fig - valve breakthrough membranes, docked with the flange of the tube capsule from the side of the fuel into the gas generator before the breakthrough of the membrane; on Fig - valve breakthrough membranes, docked with the flange of the tube capsule from the outlet of the self-igniting component after cutting through the membrane in the initial period; on Fig - installation diagram of the tube capsule with valves for breaking through its membranes in the rocket engine with afterburning in the fuel supply line of the gas generator fuel.

Жидкостный ракетный двигатель, преимущественно с дожиганием генераторого газа (см. фиг.1-10), включает камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 и газогенератор 3. ТНА консольно скреплен с камерой сгорания по газоводу 4 тракта генераторного газа в плоскости стыковки 5, причем ТНА с соосным ему газогенератором расположен сбоку от камеры сгорания. При этом ось камеры 6 и ось ТНА 7 образуют острый угол β=5-8°.A liquid rocket engine, mainly with afterburning of the generator gas (see FIGS. 1-10), includes a combustion chamber 1, a turbopump unit 2 and a gas generator 3. The TNA is cantilevered to the combustion chamber through the gas duct 4 of the generator gas path in the docking plane 5, and the TNA with a gas generator coaxial to it is located on the side of the combustion chamber. The axis of the chamber 6 and the axis of the TNA 7 form an acute angle β = 5-8 °.

Кроме того, ТНА дополнительно, примерно в месте стыковки его основного насоса горючего 8 и насоса окислителя 9, скреплен с камерой сгорания в районе ее средней части 10 V-образной системой тандеров 11. Данная система состоит из двух тандеров 12 и 13. закрепленных своими концами на двух кронштейнах 14, установленных на средней части 10 камеры и одном кронштейне 15, установленном на корпусе насоса горючего 8 со стороны камеры сгорания.In addition, the TNA additionally, approximately at the docking point of its main fuel pump 8 and oxidizer pump 9, is fastened to the combustion chamber in the region of its middle part 10 by a V-shaped tandem system 11. This system consists of two tenders 12 and 13. fixed at their ends on two brackets 14 mounted on the middle part 10 of the chamber and one bracket 15 mounted on the housing of the fuel pump 8 from the side of the combustion chamber.

Сам ТНА снабжен консольной осевой газовой турбиной 16 с ее валом 17, которая помещена в полом корпусе 18 турбины с его внутренней лобовой поверхностью 19, выхлопным патрубком 20 и плоскостью стыковки газовода 21 с корпусом газогенератора 22. Полый корпус газогенератора с полым корпусом турбины и выхлопным патрубком образуют Г-образное колено для протока генераторного газа с возможностью приведения колеса турбины 16 во вращение. Углы в колене, а именно в корпусе 18, плавно скруглены, а плоскость вращения Д-Д колеса турбины установлена под прямым углом к плоскости стыковки 5 выхлопного патрубка 20 турбины и входного патрубка 23 газовода 4 камеры сгорания. Газовод 4 выполнен кривоосным, диффузорным и состоит из последовательно скрепленных входного патрубка 23 и конического переходника 24. Внутри патрубка 23 установлена вогнутая по направлению потока выравнивающая решетка 25, которая ограничивает предфорсуночную полость 26. Угол изгиба газовода составляет 80-90°, причем осевые линии газовода 4, патрубка 20 турбины 16 и газогенератора 3 лежат в одной плоскости. Входной патрубок в плоскости стыковки 5 с ТНА выполнен с круглым проходным сечением 27, и плоскость вращения Д-Д колеса турбины расположена в таком продольном положении относительно газовода 4, что она проходит через верхнюю половину 28 проходного сечения 27 (условно заштрихованную).The TNA itself is equipped with a cantilever axial gas turbine 16 with its shaft 17, which is placed in the hollow turbine housing 18 with its inner frontal surface 19, the exhaust pipe 20 and the plane connecting the gas duct 21 to the gas generator housing 22. The hollow gas generator housing with a hollow turbine housing and exhaust pipe form a L-shaped knee for the flow of generator gas with the possibility of bringing the turbine wheel 16 into rotation. The angles in the knee, namely in the housing 18, are smoothly rounded, and the plane of rotation of the DD turbine wheel is installed at right angles to the plane of the joint 5 of the exhaust pipe 20 of the turbine and the inlet pipe 23 of the gas duct 4 of the combustion chamber. The gas duct 4 is made cranked, diffuser and consists of successively fastened inlet pipe 23 and a conical adapter 24. Inside the pipe 23 a leveling grating 25 is concave in the direction of flow, which limits the pre-nozzle cavity 26. The bend angle of the gas duct is 80-90 °, and the axial lines of the gas duct 4, the pipe 20 of the turbine 16 and the gas generator 3 are in the same plane. The inlet pipe in the plane of docking 5 with the TNA is made with a circular bore 27, and the plane of rotation of the DD wheel of the turbine is located in such a longitudinal position relative to the gas duct 4 that it passes through the upper half 28 of the bore 27 (conditionally shaded).

Практически, это условие определяет осевое положение ТНА в пространстве около камеры сгорания. В целом, Г-образное колено, образованное корпусом газогенератора 22 и выхлопным патрубком 20 турбины и сопряженное с кривоосным газоводом 4, образует расположенный в одной плоскости тракт генераторного газа с выходом его на форсуночную головку 29. Газовод 4 выполнен длиной по осевой линии, равной не менее 1, 3 наибольшего диаметра d переходника 24, и степенью расширения газоводаIn practice, this condition determines the axial position of the TNA in the space near the combustion chamber. In general, the L-shaped elbow, formed by the body of the gas generator 22 and the exhaust pipe 20 of the turbine and paired with a cranked gas duct 4, forms a generator gas path located in the same plane with its exit to the nozzle head 29. The gas duct 4 is made in length along an axial line equal to at least 1, 3 of the largest diameter d of the adapter 24, and the degree of expansion of the gas duct

не более 4, 6, no more than 4, 6,

где F₁ - площадь поперечного сечения на входе в газовод по плоскости 5where F ₁ - the cross-sectional area at the entrance to the gas duct on the plane 5

Fo - площадь поперечного сечения на срезе переходника по диаметру d.Fo is the cross-sectional area at the cross section of the adapter in diameter d.

Конический переходник 24 изготовлен с углом расширения 25-40°, выравнивающая решетка 25 выполнена из листового материала, причем периферийная ее часть выполнена конической с соблюдением перпендикулярности стенки к стенке входного патрубка 24, а донная ее часть - сферической. Решетка установлена по осевой линии входного патрубка на удалении от плоскости стыковки 5, равном не менее 0,8 от длины газовода , а от входа в газовые форсунки на расстоянии l₂ по оси камеры сгорания, равном, как минимум, шести диаметрам d₁ центральных отверстий 30 в решетке.The conical adapter 24 is made with an expansion angle of 25-40 °, the leveling grating 25 is made of sheet material, and its peripheral part is made conical in compliance with the perpendicularity of the wall to the wall of the inlet pipe 24, and its bottom part is spherical. The grill is installed along the axial line of the inlet pipe at a distance from docking plane 5, equal to at least 0.8 of the length of the gas duct and from the entrance to the gas nozzles at a distance of l ₂ along the axis of the combustion chamber, equal to at least six diameters d _{1 of the} Central holes 30 in the grate.

Решетка 25 выполнена с увеличенными коэффициентами живого сечения на участке 31, прилегающем к минимальному радиусу канала входного патрубка, и на периферийных участках 32 и 33 по сравнению с коэффициентом живого сечения на центральных участках 34 и 35. Основные газовые форсунки 36 форсуночной головки 29 изготовлены с относительной длиной газовых каналов форсунокThe grill 25 is made with increased coefficients of the live section in the section 31 adjacent to the minimum radius of the channel of the inlet pipe, and in the peripheral sections 32 and 33 compared to the coefficient of the live section in the central sections 34 and 35. The main gas nozzles 36 of the nozzle head 29 are made with relative the length of the gas channels of the nozzles

не менее 6, not less than 6,

где l₃ - длина форсунки; d₂ - диаметр газового канала форсунки.where l ₃ is the length of the nozzle; d ₂ - the diameter of the gas channel of the nozzle.

Сама форсуночная головка выполнена с коэффициентом живого сечения, равным 0,18-0,2.The nozzle head itself is made with a coefficient of live section equal to 0.18-0.2.

Конструктивно ТНА ЖРД 2 (фиг.11) состоит из двух основных модулей: насоса окислителя 9 с турбиной 16 и основного насоса горючего 8 с пусковой пиротурбиной 36. Каждый модуль содержит свою систему валов, а именно насоса окислителя 37 и основного насоса горючего 38, соединенных рессорой 40. Валы установлены на подшипниках (условно не показаны). Со стороны подвода горючего к системе валов основного насоса горючего через шестеренчатый мультипликатор 41 механически подключен дополнительный насос горючего 42. Гидравлически же вход 43 дополнительного насоса подключен к выходу 44 основного насоса горючего, а выход его через линию питания горючим 45, регулятор тяги 46 и отсечной клапан 49 подключен к двухкомпонентному газогенератору 3. Кроме того, выход 44 подключен через регулятор соотношения компонентов 50 и клапан 51 с трактом охлаждения камеры сгорания 1. Внутренняя полость корпуса 52 мультипликатора с размещенными в ней шестеренками гидравлически подключена ко входу основного насоса горючего 8. Выход насоса окислителя через клапан 53 подключен к газогенератору 3 по линии 54, а выхлоп из газогенератора - к головке камеры сгорания 1 по линии 55.Structurally, TNA LRE 2 (11) consists of two main modules: an oxidizer pump 9 with a turbine 16 and a main fuel pump 8 with a start pyroturbine 36. Each module contains its own shaft system, namely the oxidizer pump 37 and the main fuel pump 38, connected spring 40. The shafts are mounted on bearings (not shown conditionally). From the side of the fuel supply to the shaft system of the main fuel pump through the gear multiplier 41, the additional fuel pump 42 is mechanically connected. The hydraulics input 43 of the additional pump is connected to the output 44 of the main fuel pump, and its output through the fuel supply line 45, draft regulator 46 and shut-off valve 49 is connected to a two-component gas generator 3. In addition, the output 44 is connected through a component ratio controller 50 and a valve 51 with a cooling path of the combustion chamber 1. The internal cavity of the housing 52 mult the applicator with gears located in it is hydraulically connected to the input of the main fuel pump 8. The output of the oxidizer pump through valve 53 is connected to the gas generator 3 via line 54, and the exhaust from the gas generator to the head of combustion chamber 1 via line 55.

Камера сгорания 1 (фиг.12) содержит газовод 4, пристеночные 56 и основные 57 двухкомпонентные форсунки, среднее днище 58, огневое днище 59. Центральный канал 60 выполнен диаметром d₅ на входе, имеет диффузор 61 с выходным диаметром d₄ и камеру смешения 62 с тангенциальными отверстиями 68. На стыке диффузора 69 с камерой смешения 62 выполнена ступенька 70, равная диаметру тангенциальных отверстий d_T. Основные форсунки 57 выступают над средним днищем 58 и в газоводе 4 на длину l₇ не менее 0,5 общей длины центрального канала. Длина камеры смешения 62 выполнена длиной l₆=(1,4…1,5)d₃. Проницаемость форсунок по газу, равная отношению суммарной площади центральных каналов форсунки к площади зоны горения 62 камеры, назначается по условию:The combustion chamber 1 (Fig. 12) contains a gas duct 4, wall 56 and the main 57 two-component nozzles, a middle bottom 58, a fire bottom 59. The central channel 60 is made with a diameter d ₅ at the inlet, has a diffuser 61 with an output diameter d ₄ and a mixing chamber 62 with tangential holes 68. At the junction of the diffuser 69 with the mixing chamber 62, a step 70 is made equal to the diameter of the tangential holes d _T. The main nozzles 57 protrude above the middle bottom 58 and in the gas duct 4 to a length l _{7 of} at least 0.5 of the total length of the central channel. The length of the mixing chamber 62 is made of length l ₆ = (1.4 ... 1.5) d ₃ . The gas permeability of the nozzles, equal to the ratio of the total area of the central channels of the nozzle to the area of the combustion zone 62 of the chamber, is determined by the condition:

. .

Общая длина центрального канала форсунки выбрана из условия обеспечения максимальной акустической проводимости.The total length of the central channel of the nozzle is selected from the condition of ensuring maximum acoustic conductivity.

Среднее днище 58 имеет полусферическую форму с выпуклостью в сторону огневого днища.The middle bottom 58 has a hemispherical shape with a bulge in the direction of the firing bottom.

Турбонасосный агрегат 2 (фиг.16) разделяется на два самостоятельных модуля,, включающих насос горючего 8 и насос окислителя 9 с разгрузочным устройством 56. Насосы связаны между собой шлицевой рессорой и приводятся во вращение основной газовой турбиной. Насос горючего (фиг.17) содержит турбину (не показана) и насос 57, валы 58 и 59 которых соединены с помощью редуктора - мультипликатора 60, размещенного в корпусе 61, с подводящими и отводящими каналами, причем валы 58 и 59 турбины и насоса 57 расположены концентрично с образованием кольцевой полости 62, служащей подводящим каналом, а отводящий канал 63 сообщен со входом 64 насоса 57. Насос окислителя (фиг.18), содержит турбину 16 и двухкаскадный насос 65 с раздельными валами 66 и 67, каждый каскад включает предвключенный шнек 68, 69 и центробежную крыльчатку 70, 71. Насос 65 снабжен входным патрубком 72 и выходным патрубком 73. Привод вращения каскада низкого давления (шнек 68 и крыльчатка 70) насоса 65 выполнен в виде гидравлической турбины 74, размещенной между предвключенным шнеком 69 и крыльчаткой 71 каскада большого давления. Шнек 69 снабжен закрывающей его кольцевой обечайкой 75, которой он закреплен, например, с помощью шлиц в цилиндрическом выступе покрывного диска крыльчатки 71. Сам насос окислителя включает разгрузочное устройство (фиг.19, 20). Насос содержит крыльчатку 71, вал-шестерню 76, стянутые болтом 77 и гайкой 78, установленные в корпусе 79 на подшипниках 80 и 81. Вал-шестерня 76 и болт 77 снабжены каналами 82 и 83, соединяющими полость 84 перед разгрузочным устройством с патрубком 85 перед входом в крыльчатку 71.The turbopump unit 2 (Fig. 16) is divided into two independent modules, including a fuel pump 8 and an oxidizer pump 9 with an unloading device 56. The pumps are interconnected by a splined spring and are driven by a main gas turbine. The fuel pump (Fig. 17) comprises a turbine (not shown) and a pump 57, the shafts 58 and 59 of which are connected by means of a reducer - a multiplier 60 located in the housing 61, with supply and exhaust channels, the shafts 58 and 59 of the turbine and pump 57 arranged concentrically with the formation of an annular cavity 62, which serves as a supply channel, and a discharge channel 63 is in communication with the inlet 64 of the pump 57. The oxidizer pump (Fig. 18) contains a turbine 16 and a two-stage pump 65 with separate shafts 66 and 67, each stage includes an upstream screw 68, 69 and a centrifugal impeller 70, 71. On axes 65 provided with inlet 72 and outlet pipe 73. The drive rotation low-pressure stage (the auger 68 and the impeller 70) of the pump 65 is designed as a hydraulic turbine 74, located between the screw 69 and the upstream vane 71 of high pressure stage. The auger 69 is provided with an annular shell 75 that covers it and is secured, for example, by means of a slot in the cylindrical protrusion of the impeller cover disk 71. The oxidizer pump itself includes a discharge device (Figs. 19, 20). The pump contains an impeller 71, a pinion shaft 76, pulled together by a bolt 77 and a nut 78, mounted in the housing 79 on bearings 80 and 81. The pinion shaft 76 and the bolt 77 are provided with channels 82 and 83 connecting the cavity 84 in front of the discharge device with the pipe 85 in front of the entrance to the impeller 71.

Разгрузочное устройство содержит пяту 86, снабженную пояском 87, закрепленную в корпусе 79 винтом 88 и удерживаемую от поворотов штифтом 89. Поршень выполнен в виде втулки 90, установленной соосно пяте 86 и снабженной центральным отверстием 91 и торцевыми опорными поясками 92 и 93. При этом втулка 90 взаимодействует пояском 93 с пояском 87 пяты 86.The unloading device comprises a heel 86, equipped with a belt 87, secured in the housing 79 by a screw 88 and kept from turning by a pin 89. The piston is made in the form of a sleeve 90, mounted coaxially to the heel 86 and provided with a central hole 91 and end support belts 92 and 93. The sleeve 90 interacts with girdle 93 with girdle 87 of heel 86.

Газогенератор 3 содержит головку 94, камеру 95, распределитель 96. Головка 94 содержит переднее днище 97 с патрубком подвода горючего 98, среднее днище 99, огневое днище 100, форсунки окислителя 101, форсунки горючего 102. Между передним 97 и средним 99 днищами образована полость 103 для подвода горючего к форсункам 102, а между огневым днищем 100 и средним днищем 99 образована полость 104 для подвода окислителя к форсункам 101. В среднем днище 99 выполнены пазы 105 для подвода окислителя в полость 104. Камера газогенератора содержит корпус ГГ 22 с его наружным корпусом 106 и внутренней оболочкой 107, между которыми имеются каналы 108 для прохода окислителя. Распределитель 96, расположенный по оси газогенератора, содержит цилиндр 109 с полостью 110 избыточного компонента, смесительные элементы 111 и 112 в виде полых цилиндров, закрытых шатровыми головками и перфорированных отверстиями 113. Перед каждым смесительным элементом выполнены отверстия 114. Смесительные элементы расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа. Между огневым днищем 100 и смесительными элементами 111 расположены радиальные профилированные пластины 115 с каналами 116 подачи компонента из полости 110 в полость камеры газогенератора. Распределитель закрыт днищем 117 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днище 100, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия 118 и 119. Головка 94 газогенератора снабжена патрубком 120 для подвода окислителя в полость 104 к форсункам 101, а его избыточной части в полость 110 распределителя 109.The gas generator 3 includes a head 94, a chamber 95, a distributor 96. The head 94 contains a front bottom 97 with a fuel supply pipe 98, a middle bottom 99, a fire bottom 100, an oxidizer nozzle 101, a fuel nozzle 102. A cavity 103 is formed between the front 97 and the middle 99 bottoms. for supplying fuel to the nozzles 102, and between the firing bottom 100 and the middle bottom 99, a cavity 104 is formed for supplying the oxidizer to the nozzles 101. On the average bottom 99, grooves 105 are made for supplying the oxidizer to the cavity 104. The gas generator chamber contains a housing ГГ 22 with its outer case one 06 and the inner shell 107, between which there are channels 108 for passage of the oxidizing agent. The distributor 96, located along the axis of the gas generator, contains a cylinder 109 with a cavity 110 of the excess component, mixing elements 111 and 112 in the form of hollow cylinders, closed by tent heads and perforated holes 113. Holes 114 are made in front of each mixing element. The mixing elements are staggered, and their height decreases in gas flow. Between the firing bottom 100 and the mixing elements 111 are located radial profiled plates 115 with channels 116 for supplying the component from the cavity 110 to the cavity of the chamber of the gas generator. The distributor is closed by a bottom 117 in the form of a truncated cone facing the apex toward the firing bottom 100, and holes 118 and 119 are made at the transition point of the cylinder in the bottom and at the top of the cone. The gas generator head 94 is equipped with a pipe 120 for supplying oxidizer to the cavity 104 to the nozzles 101, and its excess part in the cavity 110 of the distributor 109.

Труба-капсула 121 содержит П-образный трубопровод 122, заполненный, например, триэтилалюминием с входным 123 и выходным 124 крепежными фланцами под клапаны принудительного прорыва мембран 125 и 126 - входного 127 и выходного 128. Обе мембраны по наружным их диаметрам приварены к элементам фланцев, а по внутренним, в их центральных участках, к направляющим штокам. Так со стороны входного клапана 127 мембрана 125 скреплена с наконечником направляющего штока 129, а со стороны выходного клапана 128 мембрана 126 скреплена с наконечником направляющего штока 130. Шток 129 установлен в посадочном седле 131, а шток 130 в посадочном седле 132, причем оба седла выполнены с отверстиями перепуска топлива. В отличие от штока 130 шток 129 подпружинен с помощью винтовой пружины сжатия 133 и самоконтрящей гайки 134 с упором конца пружины в проточку седла 131.The capsule pipe 121 contains a U-shaped pipe 122, filled, for example, with triethyl aluminum with an inlet 123 and an outlet 124 mounting flanges for forced breakthrough valves for the membranes 125 and 126 — the inlet 127 and outlet 128. Both membranes are welded to the flange elements along their outer diameters, and on the inside, in their central sections, to the guide rods. So, on the side of the inlet valve 127, the membrane 125 is bonded to the tip of the guide rod 129, and on the side of the outlet valve 128, the membrane 126 is bonded to the tip of the guide rod 130. The stem 129 is installed in the seat saddle 131, and the stem 130 in the seat saddle 132, both saddles with fuel bypass holes. Unlike the stem 130, the stem 129 is spring-loaded with a compression compression spring 133 and a self-locking nut 134 with a spring end stop in the seat groove 131.

Клапаны прорыва мембран трубы-капсулы на входе горючего 127 и на выходе 128 конструктивно, за исключением несущественных элементов, выполнены одинаково. Фактически каждый клапан содержит корпус 135 с Г-образным каналом 136 для протока горючего. К каналу 136 примыкает небольшая полость 137 с размещением в ней или обратного клапана, или дроссельных шайб (условно не показанные) и заканчивающаяся штуцером 138. Соосно части канала 136, примыкающей к фланцу 123 или 124, в корпусе 135 выполнено отверстие 139, которое имеет свое продолжение в корпусе пиропривода 140, скрепленного с корпусом 135. Внутри корпуса 140 выполнена полость 141, которая замкнута крышкой 142 с ее штуцером подвода 143 и перфорированной пластинкой равномерного распределения газа 144. Между корпусом 140 и крышкой 142 установлена гибкая диафрагма 145. Внутри отверстия 139 со стороны пиропривода размещен толкатель 146, контактирующий с одной стороны с диафрагмой 145, а с другой с торцом штока 147. На консольной части штока, на его конце, установлен цилиндрический полый поршень-нож 148. Сам шток имеет возможность перемещения в отверстии 139 соосно толкателю 146 и снабжен уплотнительными элементами 149. Поршень-нож 148 включает ряд окон 150 в его цилиндрической части, упорный буртик 151 и ступенчатый цилиндрический участок 152 со стороны режущей части, на которой смонтирована предохранительная втулка 153 из эластичного материала, например из фторопласта. Втулка в крайнем левом положении прикрывает собой режущую часть ножа в процессе хранения и транспортировки, но она имеет возможность ее сдвига в момент перехлопа диафрагмы по ступенчатому участку с упором к мембрану. Сам поршень-нож 148 выполнен с наружным диаметром буртика 151, который образует с внутренним проточным каналом корпуса клапана кольцевой зазор l₈ с площадью, как минимум, равной площади вырезаемого ножом участка мембраны.The valves of the breakthrough of the membrane of the tube-capsule at the inlet of the fuel 127 and at the outlet 128 are structurally designed, with the exception of non-essential elements. In fact, each valve contains a housing 135 with an L-shaped channel 136 for the flow of fuel. A small cavity 137 adjoins the channel 136 with either a non-return valve or throttle washers (not shown conventionally) in it and ending with a fitting 138. Coaxial to the part of the channel 136 adjacent to the flange 123 or 124, an opening 139 is made in the housing 135, which has its own continued in the housing of the pyrodrive 140, fastened to the housing 135. Inside the housing 140, a cavity 141 is made, which is closed by a cover 142 with its supply fitting 143 and a perforated plate for uniform distribution of gas 144. A flexible diaphragm is installed between the housing 140 and the cover 142 145. Inside the hole 139 on the pyrodrive side there is a pusher 146 contacting on one side with the diaphragm 145 and on the other with the end face of the rod 147. On the cantilever part of the rod, at its end, a cylindrical hollow piston-knife 148. The rod itself has the ability movement in the hole 139 coaxial to the pusher 146 and is equipped with sealing elements 149. The piston-knife 148 includes a series of windows 150 in its cylindrical part, a thrust shoulder 151 and a stepped cylindrical section 152 from the side of the cutting part, on which the safety sleeve 1 is mounted 53 made of an elastic material, for example, fluoroplastic. The sleeve in the leftmost position covers the cutting part of the knife during storage and transportation, but it has the ability to shift it at the moment of overheating of the diaphragm along the step section with an emphasis on the membrane. The piston-knife 148 itself is made with an outer diameter of the shoulder 151, which forms an annular gap l ₈ with an area at least equal to the area of the membrane section cut by the knife with the inner flow channel of the valve body.

На ЖРД с химическим зажиганием топлива в газогенераторе 3 труба-капсула 121, заполненная, например, триэтилалюминием, устанавливается на линии 154 питания горючим газогенератора с клапанами прорыва мембран 127 и 128 во взведенном положении хлопающих диафрагм 145 (между регулятором тяги 155 и клапаном 156). Командное давление к клапанам подключено по линии 157 к пусковой пиротурбине 158.On a liquid-propellant rocket engine with chemical ignition of fuel in the gas generator 3, a capsule tube 121 filled with, for example, triethyl aluminum, is installed on the fuel supply line 154 of the gas generator with the membrane breakthrough valves 127 and 128 in the cocked position of the popping diaphragms 145 (between the draft regulator 155 and the valve 156). Command pressure to the valves is connected via line 157 to the starting pyroturbine 158.

ЖРД с дожиганием генераторного газа (фиг.3) работает следующим образом. Генераторный газ, выработанный в генераторе 3, выходит через газовую турбину 16, которая свою мощность передает на привод насосов ТНА. Пройдя турбины, закручивающий поток генераторного газа тормозится за счет инерционных сил и интенсивной крутки на внутренней поверхности 19 корпуса 18 и на поверхности, примыкающей к внутреннему радиусу газовода г. При этом по внутреннему радиусу газовода возникает заброс осевой составляющей скоростного напора большей величины, чем по наружному радиусу. Это явление подтверждается экспериментальными продувками с построением на фиг.7 профиля осевой составляющей скоростного напора по линии Г-Г в плоскости симметрии газовода в координатах .LRE with afterburning of the generator gas (figure 3) works as follows. The generator gas generated in the generator 3 exits through a gas turbine 16, which transmits its power to the drive of the TNA pumps. After passing the turbine, the swirling flow of generator gas is inhibited due to inertial forces and intense twisting on the inner surface 19 of the housing 18 and on the surface adjacent to the inner radius of the gas duct d. In this case, an axial component of the velocity head of a larger magnitude is thrown along the inner radius of the gas duct than the outer radius. This phenomenon is confirmed by experimental purges with the construction in Fig. 7 of the profile of the axial component of the velocity head along the G-G line in the plane of symmetry of the gas duct in the coordinates .

Приведенные параметры соответствуют значению и π_T=1,8, где π_T - степень расширения в турбине; n_r - частота вращения колеса турбины; Т_газ - температура газа за газогенератором и гдеThe given parameters correspond to the value and π _T = 1.8, where π _T is the degree of expansion in the turbine; n _r - turbine wheel speed; T _gas - _gas temperature behind the gas generator and where

; ; ; ;

P_i - текущее значение радиуса канала;P _i - the current value of the radius of the channel;

R_нар - наибольший радиус канала в сечении.R _nar - the largest radius of the channel in the section.

Возникающая при этом радиальная составляющая скорости направлена нормально к поверхности внутреннего радиуса газовода и компенсирует центробежные силы, направленные от центра кривизны патрубка к наружному радиусу газовода. Этот эффект, как видно из фиг.8, приводит к безотрывноети потока на входе в выравнивающую решетку.The resulting radial velocity component is directed normally to the surface of the inner radius of the gas duct and compensates for centrifugal forces directed from the center of curvature of the nozzle to the outer radius of the gas duct. This effect, as can be seen from Fig. 8, leads to an uninterrupted flow at the entrance to the leveling grating.

В частности, на фиг.8 приведена зависимость где иIn particular, in Fig.8 shows the dependence Where and

P_i - текущее полное давление в сечении по радиусу канала;P _i - current total pressure in the section along the radius of the channel;

Р_ср - среднее полное давление в сечении.P _cf - average total pressure in section.

Как следует из формы кривой на фиг.8, закрутка потока оказывает положительное влияние на поле полных давлений. После выравнивающей решетки генераторный газ попадает в предфорсуночную полость 26, а из нее через форсунки 36 в область горения. Проходя через блок форсунок и испытывая дополнительное гидравлическое сопротивление, поток газа подвергается дополнительному выравниванию. На фиг.9 представлена экспериментальная зависимость по линии Ж-Ж в плоскости симметрии газовода, которая фактически определяет степень выравнивания потока для случая газовода с подачей генераторного газа из турбины в виде сплошной линии. Для сравнения такая же зависимость приведена в виде пунктирной линии для случая подачи газа с равномерным полем скоростей по плоскости стыковки 5. Сравнение показывает существенное положительное влияние воздействия закрутки потока колесом турбины на равномерность раздачи газа по поперечному сечению в области горения, а, следовательно, и на стабильность процесса горения.As follows from the shape of the curve in Fig. 8, flow swirl has a positive effect on the total pressure field. After the leveling grate, the generator gas enters the pre-nozzle cavity 26, and from it through the nozzles 36 into the combustion region. Passing through the nozzle block and experiencing additional hydraulic resistance, the gas flow is subjected to additional equalization. Figure 9 presents the experimental dependence along the LC line in the plane of symmetry of the gas duct, which actually determines the degree of flow equalization for the case of the gas duct with the supply of generator gas from the turbine in the form of a solid line. For comparison, the same dependence is shown as a dashed line for the case of gas supply with a uniform velocity field along the junction plane 5. The comparison shows a significant positive effect of the flow swirl of the turbine wheel on the uniformity of gas distribution over the cross section in the combustion region, and, consequently, on stability of the combustion process.

Поскольку безотрывность потока в газоводе, в основном, определяет стабильность горения в камере, на фиг.10 проведено сопоставление полученных данных по безотрывности течения в газоводе 4 с границей предельных параметров для конических диффузоров, разделяющей область отрыва потока от области безотрывного течения потока в конических диффузорах (см. книгу авторов М.Е.Дейча и Л.Е.Зарянкина "Газодинамика диффузоров и выхлопных патрубков машин", М., Энергия, 1970, стр.65 рис.2-10), широко используемых в технике и гдеSince the continuity of the flow in the gas duct mainly determines the stability of combustion in the chamber, Fig. 10 compares the data on the continuity of the flow in the gas duct 4 with the boundary of the limiting parameters for conical diffusers, dividing the region of separation of the flow from the region of continuous flow of the flow in conical diffusers ( see the book of authors M.E.Deich and L.E. Zaryankin "Gasdynamics of diffusers and exhaust pipes of machines", M., Energy, 1970, p. 65 Fig. 2-10), widely used in technology and where

α_пр - приведенный угол диффузора;α _CR - reduced angle of the diffuser;

D_вх - диаметр входного сечения диффузора;D _I - the diameter of the input section of the diffuser;

- длина осевой линии диффузора; - the length of the center line of the diffuser;

n_Д - степень расширения потока в диффузоре.n _D - the degree of expansion of the flow in the diffuser.

Для газовода 23 предельная рабочая точка А₁ при безотрывной работе по сравнению с границей Б₁ имеет запас Δ.For the gas duct 23, the limiting operating point A ₁ during continuous operation compared with the boundary B ₁ has a margin Δ.

Кроме того, в процессе работы ЖРД и при его запуске весь расход окислителя подается из насоса по линии 54 (фиг.11) на окислительный газогенератор 3. Одновременно горючее подается с выхода 44 из основного насоса горючего 8 на камеру сгорания 1 и на вход 43 дополнительного насоса 42. Получив в нем дополнительный напор на больших оборотах с большим к.п.д., горючее по линии 45 попадает на сгорание в газогенератор 3. Вращение ротора дополнительного насоса 42 с частотой большей, чем вращение ротора насоса 8, происходит за счет передаточного отношения мультипликатора порядка 1,5-2,5, что позволяет получить к.п.д. дополнительного насоса в %:50-60. Учитывая то, что внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса горючего со стороны входа, то при работе внутри корпуса мультипликатора также устанавливается давление незначительного порядка, что позволяет выполнить этот корпус с минимальной массой.In addition, during the operation of the liquid fuel rocket engine and when it starts, the entire oxidizer flow is supplied from the pump via line 54 (Fig. 11) to the oxidizing gas generator 3. At the same time, fuel is supplied from the output 44 from the main fuel pump 8 to the combustion chamber 1 and to the input 43 of the additional pump 42. Having received additional pressure in it at high speeds with high efficiency, the fuel through line 45 gets into combustion in the gas generator 3. The rotation of the rotor of the additional pump 42 with a frequency greater than the rotation of the rotor of the pump 8 is due to the transfer multi relationship ikatora about 1.5-2.5 to provide efficiency additional pump in%: 50-60. Considering that the internal cavity of the multiplier is in communication with the internal cavities of the main fuel pump from the inlet side, when working inside the multiplier housing, pressure of a negligible order is also established, which allows this housing to be made with a minimum weight.

Камера сгорания (фиг.12) работает следующим образом. Генераторный газ, обогащенный кислородом, поступает из газовода 4 по центральному каналу 60 форсунок 57 и через диффузор 61 в камеру смешения 62, жидкий компонент при помощи тангенциальных отверстий 68 в камере смешения 62 закручивается вокруг газовой струи и перемешивается с ней. Полученная смесь поступает в зону горения. Генерируемая в зоне горения волновая энергия выносится через центральные каналы 60 форсунок в газоводе 4, где происходит ее диссипация между выступающими над средним днищем 58 форсунками. Максимальный вынос волновой энергии обеспечивается оптимизацией длины и диаметра центрального канала для достижения максимальной акустической проводимости.The combustion chamber (Fig) works as follows. Oxygen-rich generator gas enters from the gas duct 4 through the central channel 60 of the nozzles 57 and through the diffuser 61 into the mixing chamber 62, using the tangential holes 68 in the mixing chamber 62, the liquid component is twisted around the gas stream and mixed with it. The resulting mixture enters the combustion zone. The wave energy generated in the combustion zone is carried out through the central channels of the 60 nozzles in the gas duct 4, where it is dissipated between the 58 nozzles protruding above the middle floor. The maximum removal of wave energy is provided by optimizing the length and diameter of the central channel to achieve maximum acoustic conductivity.

Турбонасосный агрегат работает следующим образом. В частности, в насосе горючего (фиг.17) турбина 16 вращает вал 59, от которого через редуктор 60 вращается вал 3 насоса 57, от которого по кольцевой полости 62, служащей подводящим каналом, перекачиваемая жидкость поступает в полость редуктора 60, охлаждая и смазывая его шестерни при заданном давлении и расходе, обеспечивающих эффективное охлаждение и надежную смазку. Затем жидкость из полости редуктора 60 отводится через отводящий канал 63 на вход 64 насоса 57. В насосе окислителя (фиг.18) жидкий криогенный компонент, например, жидкий кислород по патрубку 72 поступает на вход насоса 65 и через предвключенный шнек 68 каскада низкого давления поступает в крыльчатку 70, из которой по каналам в корпусе подается на вход в предвключенный шнек 69 каскада большого давления, а из него направляется в крыльчатку 71. На пути потока между шнеком 69 и крыльчаткой 71 установлена гидравлическая турбина 74, соединенная с валом 67 каскада низкого давления, которая и приводится во вращение этим потоком. Шнек 69 и крыльчатка 71 каскада большого давления приводятся во вращение турбиной 16. Разгрузочное устройство насоса окислителя (фиг.19 и 20) работает следующим образом. Во время работы насоса жидкость с повышенным давлением из патрубка 11 поступает на вход в крыльчатку 71, приводимую во вращение валом-шестерней 76, где дожимается до заданного давления и из крыльчатки 71 подается к потребителю. Одновременно жидкость по отверстиям 83 и 82 поступает в полость 84 перед разгрузочным устройством, откуда по отверстию 91 поступает в полость за втулкой 90, образованную поясками 93 и 87. Перепад давления между полостями 84 и полостью корпуса редуктора прижимает втулку 90 к пяте 86, снимая с вала-шестерни 76 усилие, равное произведению перепада давления между полостями и полостью корпуса редуктора на площадь втулки 90. Перепуск жидкости по отверстию 91 в полость между поясками 93 и 87 уменьшает силу поджатая втулки 90 к пяте 86, что позволяет уменьшить износ торцов поясков 93 и 87 в случаях поворота втулки 90 вместе с валом-шестерней 76. Выполнение во втулке 90 двух торцевых опорных поясков 92 и 93 позволяет в случае износа пояска 93, при регламентных работах, переворачивать пробку к пяте 86 пояском 92.Turbopump unit operates as follows. In particular, in the fuel pump (Fig. 17), the turbine 16 rotates the shaft 59, from which the shaft 3 of the pump 57 rotates through the reducer 60, from which the pumped liquid enters the cavity of the reducer 60 through the annular cavity 62 serving as the supply channel, cooling and lubricating its gears at a given pressure and flow rate, providing effective cooling and reliable lubrication. Then the liquid from the cavity of the reducer 60 is discharged through the outlet channel 63 to the inlet 64 of the pump 57. In the oxidizer pump (Fig. 18), a liquid cryogenic component, for example, liquid oxygen, is supplied to the inlet of the pump 65 through the nozzle 72 and through the upstream screw 68 of the low pressure stage into the impeller 70, from which through the channels in the housing it is fed to the inlet of the upstream auger 69 of the high pressure cascade, and from it is directed to the impeller 71. A hydraulic turbine 74 is installed on the flow path between the auger 69 and the impeller 71, connected to the cascade shaft 67 and low pressure, which is driven into rotation by this flow. The screw 69 and the impeller 71 of the high pressure stage are driven by a turbine 16. The discharge device of the oxidizer pump (Figs. 19 and 20) works as follows. During the operation of the pump, the liquid with increased pressure from the pipe 11 enters the inlet of the impeller 71, which is driven by the gear shaft 76, where it reaches the set pressure and is supplied to the consumer from the impeller 71. At the same time, the fluid through the openings 83 and 82 enters the cavity 84 in front of the discharge device, from where it enters the cavity behind the sleeve 90 formed by the belts 93 and 87 through the hole 91. The pressure differential between the cavities 84 and the cavity of the gear housing presses the sleeve 90 to the heel 86, removing of the pinion shaft 76, the force equal to the product of the pressure differential between the cavities and the cavity of the gear case by the area of the sleeve 90. Bypassing the fluid through the hole 91 into the cavity between the belts 93 and 87 reduces the force of the pressed sleeve 90 to the heel 86, which reduces wear the ends of the belts 93 and 87 in cases of rotation of the sleeve 90 together with the pinion shaft 76. The execution in the sleeve 90 of two end support belts 92 and 93 allows in case of wear of the belt 93, during routine maintenance, turn the cork to heel 86 of the belt 92.

При работе газогенератора 3 (фиг.21) в составе двигателя горючее через патрубок 98 поступает в полость 103 головки 94, откуда через форсунки 102 распыленным подается в камеру 95. Окислитель через патрубок 120 поступает по пазам 105 в полость 104, откуда по форсункам 101 в распыленном виде подается в камеру 95 и частично по каналам 108 поступает на охлаждение внутренней оболочки 107. Большая (избыточная) часть окислителя поступает в полость 110 распределителя, откуда по элементам 111, 112 через отверстия 113 поступает в поток горячего газа, идущий со стороны головки 94. Часть окислителя из полости 110 поступает в поток по отверстиям 116 в пластинах 115. Этим обеспечивается равномерная раздача холодного окислителя по всему сечению камеры 95 и равномерное его перемешивание с потоком горячего газа на коротком по длине участке. Коническое днище 117 распределителя обеспечивает плавный поворот потока окислителя в полости 110 от осевого направления в радиальное (в элементы 111, 112). Часть окислителя, поступающая через отверстия 118 и 119 в зону за днище 117, сдувает зону завихрений за днищем. Перегородки 115 делят полость камеры 95 в районе головки 94 на ряд полостей и препятствуют распространению вибрационного горения из одной из этих полостей в другую.During operation of the gas generator 3 (Fig. 21), as part of the engine, the fuel enters the cavity 103 of the head 94 through the nozzle 98, from where it is sprayed through the nozzles 102 into the chamber 95. The oxidant through the nozzle 120 enters through the grooves 105 into the cavity 104, and from there through the nozzles 101 to sprayed into the chamber 95 and partially through the channels 108 it enters the cooling of the inner shell 107. A large (excess) part of the oxidizer enters the distributor cavity 110, where, through the elements 111, 112 through the openings 113 it enters a stream of hot gas coming from the side of the head 9 4. Part of the oxidizing agent from the cavity 110 enters the stream through holes 116 in the plates 115. This ensures uniform distribution of the cold oxidizing agent over the entire cross section of the chamber 95 and its uniform mixing with the flow of hot gas in a short section. The conical bottom 117 of the distributor provides a smooth rotation of the flow of oxidant in the cavity 110 from the axial direction to the radial (in elements 111, 112). The part of the oxidizing agent entering through the openings 118 and 119 into the zone behind the bottom 117 blows off the zone of turbulence behind the bottom. Partitions 115 divide the cavity of the chamber 95 in the region of the head 94 into a series of cavities and prevent the spread of vibrational combustion from one of these cavities to another.

Работа трубы-капсулы и клапана прорыва ее мембран осуществляется следующим образом (фиг.24-28). Перед запуском ЖРД через штуцеры 138 производят продувку линии горючего перед газогенератором или дренаж горючего в ходе работы из регулятора тяги в расходную магистраль ракеты.The operation of the capsule tube and the breakthrough valve of its membranes is as follows (Figs. 24-28). Before starting the rocket engine through nozzles 138, the fuel line is purged in front of the gas generator or the fuel is drained during operation from the draft regulator to the rocket consumable line.

В процессе запуска при достижении определенных давлений горючего в линии 154 и пороховых газов в линии 157 происходит перехлоп диафрагм 145 в клапанах 127 и 128, в результате чего поршень-нож 148 перемещается влево и сдвигает за счет упора о мембрану предохранительную втулку 153 до упора в буртик 151. При этом происходит вырезание круглых участков мембран 125 и 126. Освобожденный направляющий шток 129 под воздействием дружины 133 и давления, поступающего по стрелке 159 горючего, вместе с вырезанным круглым участком мембрана 125 сдвигается до упора влево и освобождает проходное сечение для горючего. В то же время вырезанный участок мембраны 126 вместо со штоком 130 под давлением горючего и воспламеняющего компонента уходит вправо до упора во внутренний торец поршня-ножа. Воспламеняющий компонент, перемешиваясь с горючим, поступает по стрелке 160 в клапан 156 на самовоспламенение с окислителем в полости газогенератора 3. В результате возрастания давления горючего в полостях 136 поршень-нож 148 возвращается в первоначальное положение до запуска, при этом также происходит перехлоп диафрагм 145 в ее начальное положение.During the start-up process, when certain fuel pressures in line 154 and powder gases in line 157 are reached, the diaphragms 145 in the valves 127 and 128 overheat, as a result of which the piston-knife 148 moves to the left and pushes the safety sleeve 153 all the way to the shoulder against the shoulder 151. In this case, the circular sections of the membranes 125 and 126 are cut. The released guide rod 129 under the influence of the squad 133 and the pressure supplied by the arrow 159 of the fuel, together with the cut round section, the membrane 125 is shifted to the left to the left and ozhdaet orifice for the fuel. At the same time, the cut-off portion of the membrane 126 instead of with the stem 130, under the pressure of the fuel and igniting component, goes to the right until it stops against the inner end of the piston-knife. The igniting component, mixing with the fuel, flows along the arrow 160 into the valve 156 for self-ignition with the oxidizing agent in the cavity of the gas generator 3. As a result of the increase in fuel pressure in the cavities 136, the piston-knife 148 returns to its original position before starting, and the diaphragms 145 her starting position.

В случае повторных наземных огневых испытаний на одной и той же матчасти или использовании на спасаемых ракетах конструкция трубы-капсулы и клапанов прорыва мембран позволяет после небольшой доработки произвести перезарядку самовоспламеняющего компонента. В частности, со штоков 129 и 130 и с фланцев 123 и 124 срезаются остатки мембран 125 и 126 и привариваются новые, неразрушенные, при этом устанавливаются также новые предохранительные втулки 153.In the case of repeated ground-based fire tests on the same materiel or use on salvage missiles, the design of the capsule tube and the membrane breakthrough valves allows recharging of the self-igniting component after a little refinement. In particular, from the rods 129 and 130 and from the flanges 123 and 124, the remnants of the membranes 125 and 126 are cut off and new, non-destroyed, are welded, and new safety sleeves 153 are also installed.

Возникающие в процессе работы двигателя вибрации консольно закрепленного на камере ТНА взаимно гасятся V-образной системой тандеров.The vibrations arising during the operation of the engine of the cantilever mounted on the TNA chamber are mutually suppressed by a V-shaped system of thunders.

Проведенная оптимизация основных конструктивных параметров трактов генераторного газа, выравнивающих решеток и форсуночных головок ЖРД позволяет обеспечить высокую удельную тягу и высокие запасы устойчивости горения при простом конструктивном их исполнении и меньшей массе.The optimization of the main design parameters of the generator gas paths, leveling grids and nozzle heads of the rocket engine allows for high specific thrust and high reserves of combustion stability with their simple design and lower weight.

Увеличение к.п.д. дополнительного насоса приводит к снижениюIncrease in efficiency additional pump reduces

потребной мощности на его привод, температуры окислительного газа на входе в основную турбину и, как следствие, к снижению общей массы ТНА.the required power for its drive, the temperature of the oxidizing gas at the entrance to the main turbine and, as a result, to reduce the total mass of the heat pump.

Конструкция насоса окислителя позволяет изменять количество и параметры жидкости в широком диапазоне изменением сечения подводящего и отводящего каналов, а также изменением передаточного числа редуктора, что приводит к изменению развиваемого насосом давления.The design of the oxidizer pump allows you to change the amount and parameters of the liquid in a wide range by changing the cross section of the inlet and outlet channels, as well as by changing the gear ratio of the gearbox, which leads to a change in the pressure developed by the pump.

Вместо громоздкого редуктора насоса окислителя с множеством шестерен, валов и опор здесь установлена одна гидравлическая турбина, что позволило значительно уменьшить габариты и вес агрегата и упростить его конструкцию. Отсутствие трущихся частей, таких как зубчатые зацепления шестерен и элементов подшипниковых опор снизило вероятность их износов и поломок, что повысило надежность работы. Эти факторы и обеспечили достижение поставленной цели. Разгрузочное устройство в насосе окислителя обеспечивает повышение ресурса работы насоса и надежность его.Instead of a bulky oxidizer pump gearbox with many gears, shafts and bearings, one hydraulic turbine is installed here, which significantly reduced the dimensions and weight of the unit and simplified its design. The absence of friction parts, such as gears of gears and bearing elements, reduced the likelihood of wear and breakage, which increased reliability. These factors ensured the achievement of the goal. The unloading device in the oxidizer pump provides an increase in the service life of the pump and its reliability.

Обеспечение перемешивания на коротком участке в газогенераторе позволяет уменьшить его длину и вес. Надежное перемешивание горячего газа с холодным окислителем исключает зоны перегрева (прогаров), что повышает надежность работы. Исключение вибрационного (пульсационного) горения в районе головки и пульсаций газового потока дополнительно повышает надежность работы.Providing mixing in a short section in the gas generator can reduce its length and weight. Reliable mixing of hot gas with a cold oxidizer eliminates overheating zones (burnouts), which increases reliability. The exclusion of vibration (pulsation) combustion in the region of the head and pulsations of the gas stream further increases the reliability of the work.

Предложенная труба-капсула химического воспламенения хорошо вписывается в общую схему обвязки ЖРД из-за ее компактности (совместно с клапанами прорыва мембран) и обеспечивает точную подачу воспламеняющего компонента в соответствии с циклограммой двигателя. Осевое смещение срезанных частей мембран совместно с их штоками устраняет возможность запирания тракта отрывками мембран. Труба-капсула легко восстанавливается для повторного использования.The proposed chemical ignition tube capsule fits well into the general layout of the LPRE strapping because of its compactness (together with membrane breakthrough valves) and ensures accurate supply of the igniting component in accordance with the engine cycle diagram. The axial displacement of the cut parts of the membranes together with their rods eliminates the possibility of locking the path with fragments of membranes. The capsule tube is easily restored for reuse.

Предложенный клапан прорыва мембран позволяет использовать его как на входе, так и на выходе горючего в трубе-капсуле, т.е. он обратим по своему действию. Клапан не имеет срезаемых штифтов и легко взводится для повторного применения. Клапан не имеет возможности разгерметизации со стороны пиропривода и позволяет продувку тракта без наличия глухих полостей. Конструкция его проста, а следовательно, и надежна.The proposed membrane breakthrough valve allows it to be used both at the inlet and at the fuel outlet in the capsule tube, i.e. it is reversible in its effect. The valve has no shear pins and can be easily cocked for reuse. The valve does not have the possibility of depressurization on the pyrodrive side and allows purging of the duct without the presence of blind cavities. Its construction is simple, and therefore reliable.

Claims

1. A liquid rocket engine mainly with afterburning of the generator gas, comprising a generator gas path, a combustion chamber with a gas duct, a leveling grill and a nozzle head, a turbopump unit with a primary and secondary fuel pump, an oxidizer pump, an axial gas turbine and a coaxial gas generator, and an arrangement of a turbopump unit on the side of the combustion chamber and fastening it to the camera through the generator gas path, characterized in that the angle between the longitudinal axes of the chamber and the turbopump The hegate is 5-8 °.

2. The engine according to claim 1, characterized in that the pump casing of the oxidizer of the turbopump assembly is fastened to the casing of the middle part of the chamber with a V-shaped tandem-adjustable length system.

3. The engine according to claim 1, characterized in that the generator gas path includes a portion of a L-shaped knee rounded at the corners with a gas generator and a gas turbine and coupled to the combustion chamber by means of a curved axis diffuser with a bending angle of 80-90 ° C at the location their axes in one plane, and the plane of rotation of the gas turbine wheel is set at right angles to the plane of the docking of the exhaust pipe of the turbine housing and the inlet pipe of the gas duct of the combustion chamber and passes through the upper half of the passage section gas pipe in the docking plane.

4. The engine according to claim 1, characterized in that the gas duct of the combustion chamber is made of sequentially fastened inlet diffuser pipe and a conical adapter of the pre-nozzle cavity.

5. The engine according to claims 1 and 4, characterized in that the gas duct is made in length

along the center line of at least 1.3 of the largest diameter d of the adapter and the degree of expansion of the gas duct not more than 4.6.

6. The engine according to claims 1 and 4, characterized in that the adapter walls are made with an expansion angle of 25-40 °.

7. The engine according to claim 1, characterized in that the leveling grate along its periphery is made with a conical wall perpendicular to the wall of the inlet pipe of the combustion chamber, and in its main bottom part is spherical.

8. The engine according to claims 1 and 4, characterized in that the leveling grate is installed along the axial line of the inlet pipe of the combustion chamber at a distance

from the plane of the connection of the pipe with the exhaust pipe of the turbine equal to at least 0.8 of the total length

gas duct.

9. The engine according to claim 1, characterized in that the removal of the leveling grating l ₂ from the entrance to the gas channels of the nozzles along the axis of the combustion chamber is equal to at least six diameters d _{1 of the} Central holes in the grate.

10. The engine according to claim 1, characterized in that the leveling grate in its peripheral part and in the area adjacent to the minimum radius r of the channel of the inlet pipe of the combustion chamber is made with increased coefficients of the living section.

11. The engine according to claim 1, characterized in that the nozzle head is made with a coefficient of live section equal to 0.18-0.2, and the relative length of the gas channels of the nozzles

not less than 6,

where l ₃ is the length of the nozzle; d ₂ - the diameter of the gas channel of the nozzle.

12. The engine according to claims 1 and 4, characterized in that between the inlet pipes and the adapter a hemispherical bottom is installed with an additional convex grating in the opposite direction to the flow.

13. The engine according to item 12, characterized in that the degree of initial expansion in the inlet nozzles of the chamber, starting from the plane of connection with the outlet nozzle of the turbine to the connection to the hemispherical bottom, is in%: 50-70 of the total degree of expansion of the flow in the inlet nozzle, hemispherical bottom and adapter.

14. The engine according to claim 1, characterized in that the drive of the additional fuel pump is implemented through a multiplier with a gear ratio of 1.5-2.5, mechanically connected to one of the shafts of the shaft of the main fuel pump from the side of the fuel supply to the main pump, and internal the multiplier cavity is in communication with the internal cavities of the main pump from the fuel inlet side.

15. A combustion chamber containing a gas duct, a head with middle and fire bottoms and two-component gas-liquid nozzles mounted therein, made in the form of sequentially arranged cylinders of a smaller diameter at the inlet protruding into the gas duct and larger at the outlet, characterized in that in the central channel of the nozzles at the point of transition of the smaller diameter to the larger, there are two rows of tangential holes with a diameter d _T for supplying a liquid component, the mixing chamber is made of length l ₆ = (1.4-1.5) d ₃ , where d ₃ is the outlet diameter of the force nozzle dots, the central channel directly in front of the tangential openings is made in the form of a diffuser, the input diameter d _{5 of} which is assigned from the condition of ensuring the maximum total permeability of the nozzles in gas

where D _to - the diameter of the chamber;

n _f - the number of nozzles, and the output diameter d ₂ - from the condition of ensuring the height of the steps equal to the diameter of the tangential holes

the nozzle part protruding into the gas duct has a length of at least 0.5 of the total length l _{5 of the} central channel, which is selected from the condition of ensuring maximum acoustic conductivity.

16. The combustion chamber according to clause 15, wherein the middle bottom is made hemispherical with a bulge towards the fire bottom.

17. A turbopump assembly comprising a two-stage oxidizer pump with separate cascade shafts, each cascade comprising an upstream auger and a centrifugal impeller, a turbine and a main fuel pump, the shafts of which are interconnected by means of a reducer located in the housing with supply and exhaust channels, and an unloading a device in the form of a piston in the cavity of the oxidizer pump shaft, characterized in that the shafts of the turbine and the main fuel pump are concentric with the formation of an annular cavity between them, serving second feeding channel and a discharge channel is connected to the inlet of the pump.

18. The turbopump assembly according to claim 17, characterized in that the rotation drive of the low pressure cascade of the pump is made in the form of a hydraulic turbine located between the upstream auger and the impeller of the high pressure cascade, while the auger is provided with a closing annular shell to which it is fixed, for example, with using the slot in the cylindrical protrusion of the cover disk of the impeller.

19. The turbopump assembly according to claim 17, characterized in that the charging device further comprises a fixed heel fixed in the housing coaxially with the piston, and the piston is made in the form of a sleeve with a central hole and end support belts, one of which interacts with a similar end belt, which is equipped with a fixed support heel.

20. A gas generator of a liquid propellant rocket engine containing a cooled combustion chamber, a nozzle head consisting of a front, middle and fire bottoms, oxidizer nozzles and fuel, an excess component distributor installed along the axis of the gas generator, characterized in that the excess component distributor is made in the form of a hollow cylinder, closed by a profile bottom equipped with mixing elements for supplying the excess component to the mixing zone, made in the form of hollow perforated cylinders, closed by perforated tent heads located staggered along the side surface of the distributor with their decreasing height in the gas flow, while on the distributor between the fire bottom and the mixing elements there are radial profiled plates with component supply channels from the distributor cavity to the cavity of the gas generator chamber, made to the full height plate, and the bottom of the distributor is made in the form of a truncated cone, facing the apex towards the firing bottom, and at the transition point of the cylinder in holes and holes are made at the bottom and at the top of the cone.

21. A capsule tube containing a pipeline filled with a component flammable with an oxidizing agent, enclosed between the membranes, characterized in that the pipeline is U-shaped and equipped with valves for forced breakthrough of the membranes.

22. The capsule tube according to claim 21, characterized in that each membrane is bonded to a guide rod installed in the landing seat with fuel bypass holes before cutting through its center, and the membrane guide rod is spring loaded on the fuel inlet side of the capsule pipe.

23. A valve comprising a body with an L-shaped channel for component flow, a pyrodriver with a flexible diaphragm and a pusher, a hollow cylindrical piston-knife, characterized in that the piston-knife is mounted on the end of the rod, which can be moved coaxially to the push rod, and forms an annular gap with the internal flow channel of the housing with an area of at least equal to the area of the cut out portion of the membrane, and is equipped with a number of windows in its cylindrical part.

24. The valve according to claim 23, characterized in that a safety sleeve, for example of fluoroplastic, is installed on the piston-knife, covering the cutting part during transportation or storage and having the ability to shift it when the membrane is cut off with a knife along its stepped cylindrical part.