Claims (5)
1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором приводную турбину топливных насосов вращают паром, полученным из сконденсированного продукта, отличного от горючего, с использованием теплоты от продуктов сгорания тяговой камеры и от окислительного газа, получаемого при сгорании части топлива с избытком окислителя вне камеры сгорания тяговой камеры, причем массу генерируемого окислительного газа используют впоследствии для создания тяги камеры, а отработавший на турбине пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный при этом конденсат возвращают в соответствующий насос, отличающийся тем, что расходуемую для получения окислительного газа массу окислителя используют вначале для охлаждения отработавшего пара, а израсходованный на получение пара окислительный газ используют непосредственно для дожигания остальной части топлива в тяговой камере.1. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine with a turbopump supply of cryogenic fuel based on an oxygen oxidizer and hydrocarbon fuel, in which the drive turbine of the fuel pumps is rotated by steam obtained from a condensed product other than fuel using heat from the combustion products of the traction chamber and from oxidizing gas obtained by burning part of the fuel with excess oxidizer outside the combustion chamber of the traction chamber, the mass of the generated oxidizing gas being used subsequently in order to create a chamber traction, and the steam exhausted on the turbine is cooled using the oxidizer coolant, and the condensate obtained is returned to the appropriate pump, characterized in that the mass of oxidizer used to produce oxidizing gas is used first to cool the exhaust steam, and the spent steam production oxidizing gas is used directly for afterburning the rest of the fuel in the traction chamber.
2. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что часть общей массы рабочего пара турбины получают используя теплоту продуктов сгорания топлива в камере, а часть массы - используя теплоту окислительного газа. 2. The method of operation of a liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that part of the total mass of the working steam of the turbine is obtained using the heat of the combustion products of the fuel in the chamber, and part of the mass is used using the heat of oxidizing gas.
3. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что теплоту от продуктов сгорания топлива в камере используют для предварительного нагрева части рабочего тела турбины, нагревая затем всю массу рабочего тела теплотой окислительного газа. 3. The method of operation of a liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the heat from the combustion products of the fuel in the chamber is used to pre-heat part of the working fluid of the turbine, then heating the entire mass of the working fluid with the heat of oxidizing gas.
4. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что при получении рабочего пара турбины используют вначале теплоту окислительного газа, а затем теплоту продуктов сгорания топлива в камере. 4. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that upon receipt of the working steam of the turbine, first the heat of oxidizing gas is used, and then the heat of the combustion products of the fuel in the chamber.
5. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, включающий камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом, окислительный газогенератор, турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара, причем вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры и смонтированный на выходе газогенератора теплообменник-нагреватель для получения пара турбины, а выход турбины сообщен с входом насоса конденсата через магистраль с теплообменником-конденсатором для охлаждения отработавшего пара криогенным кислородным окислителем, отличающийся тем, что выход теплообменника-конденсатора по линии окислителя соединен с входом газогенератора, выход которого соединен с форсуночной головкой камеры посредством газового тракта с встроенным в него теплообменником-нагревателем. 5. A liquid-propellant rocket engine with a turbopump supply of cryogenic fuel based on an oxygen oxidizer and hydrocarbon fuel, including a chamber with a nozzle head and a cooled case, an oxidizing gas generator, a turbopump unit from a steam turbine and oxidizer pumps, fuel and exhaust condensate, and the turbine inlet is connected to the condensate pump outlet through the main line, which includes the cooling channel of the chamber and the heat exchanger-heater mounted at the outlet of the gas generator to produce steam turbines, and the turbine outlet is connected to the condensate pump inlet through a line with a heat exchanger-condenser for cooling the exhaust steam with a cryogenic oxygen oxidizer, characterized in that the output of the heat exchanger-condenser through the oxidizer line is connected to the inlet of the gas generator, the outlet of which is connected to the nozzle head of the chamber via a gas path with built-in heat exchanger-heater.