Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя

Авторы патента:

F02K9/00 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

Владельцы патента RU 2527798:

Алексенко Михаил Никитович (RU)

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя (РД) включает истекающий из камеры сгорания топлива поток плазмы вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока, и система управления летательного аппарата (ЛА), управляющая электромагнитами. Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления. Поток плазмы, как известно, состоит из положительно заряженных ионов и электронов. При этом масса ионов на несколько порядков превышает массу электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением движения потока ионов. Использование устройства и его составляющих частей позволит значительно упростить конструкцию ЛА вследствие замены управляющих сопел стационарными, а также исключить рулевой привод, бортовые источники питания рулевого привода и тем самым значительно уменьшить вес и увеличить надежность работы РД и, как следствие, в целом летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы,2 ил.

Область техники

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя относится к аэрокосмической технике.

При патентном поиске и анализе других доступных источников информации технических решений по управлению вектором тяги, аналогичных предложенному, не выявлено.

Уровень техники

Известно устройство синхрофазотрона для управления и разгона протонов в нарастающем магнитном поле. Советская энциклопедия, 1968 г., стр.168.

Признаком, являющимся общим для известного и заявленного устройства, является воздействие электромагнитного поля на элементарные частицы, в том числе и протоны.

К причинам, препятствующим получению указанного результата, относится то, что протоны находятся в тороидальной формы вакуумной камере, создающей условия для разгона этих протонов до очень высоких скоростей, но не для отклонения потока протонов от оси движения.

Известно устройство формирования на поверхности ферромагнитной жидкости образований в виде «иголок ежа». Устройство представляет собой емкость, содержащую ферромагнитную (ионизированную) жидкость. Над емкостью сверху установлен магнит. При увеличении напряженности магнитного поля вблизи поверхности жидкости ферромагнитная жидкость притягивается и поднимается вверх, к магниту, и образует поверхность, похожую на шипы ежа. Журнал «Техника молодежи», №921, июнь, 2010 г., стр.42, репортаж с выставки инноваций, Иван Седов.

Признаком, являющимся общим для известного и заявленного решения, является перемещение массы ионизированных частиц к полюсам магнита.

Причиной, препятствующей получению требуемого результата, является то, что визуализация влияния магнитного поля на изменение формы поверхности поля проводилась на спокойной стационарной поверхности жидкости, находящейся в емкости.

Известно устройство выравнивания вихреобразного потока воздуха на входе в воздухозаборник газотурбинного двигателя (ГТД) с воздушным винтом за счет ионизации потока воздуха и воздействия на него магнитного поля.

Признаком, являющимся общим для известного и заявленного способа, является управляющее воздействие электромагнитов на ионизированный поток газа.

Причины, препятствующие получению требуемого результата в данном способе, заключаются в том, что для управления (выравнивания плотности) закрученным потоком воздуха перед воздухозаборником:

а) поток воздуха необходимо искусственно ионизировать за счет воздействия на него электрического разряда, образуемого введенными в поток электродами, тогда как в заявленном способе ионизация газового потока, истекающего из камеры сгорания, достигается за счет высокой температуры сгорания топлива (термической ионизации).

б) перемещение ионов газа в потоке происходит поперек оси движения потока от периферии к центру потока и не влияет на направление вектора тяги ГТД. Статья «Управление потоком ионизированного газа в дозвуковом входном устройстве ГТД (газотурбинного двигателя) с воздушным винтом», О.В. Драч, УДК 629.735.03.621.43.031.3 (045) http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/Vejpt/2007_6_4/EEJET_6_4_2007_13-16.pdf.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявленному изобретению является устройство управления пучком (потоком) электронов в кинескопе.

Признаком, являющимся общим для известного и заявленного устройства, является воздействие на поток заряженных частиц (электронов), вылетающих из электронной пушки, магнитного поля отклоняющей системы, состоящей из вертикальных и горизонтальных отклоняющих катушек, воздействующих на поток электронов магнитным полем и заставляющих поток электронов отклоняться в двух плоскостях (вверх-вниз и вправо-влево).

К причинам, препятствующим получению указанного результата, относится то, что отклоняемый поток электронов в силу ничтожной массы потока не оказывает кинетического воздействия на элементы устройства.

Раскрытие изобретения

Сущность заявляемого устройства

Как известно, управление летательным аппаратом (ЛА) в полете по тангажу и рысканью осуществляется изменением направления вектора тяги относительно оси симметрии ЛА, проходящий через центр массы ЛА, или смещением центра массы ЛА относительно направления вектора тяги:

- Управляющими малогабаритными реактивными двигателями

- Управляющими соплами

- Дефлекторами

- Газовыми рулями

- Аэродинамическими рулями

- Отклонением головной части ЛА.

Управление ЛА по крену производится устройством, создающим крутящий момент относительно продольной оси ЛА:

- При наличии одного центрального сопла - малогабаритными реактивными двигателями;

- При наличии двух и более сопел - отклонением подвижных частей сопел в противоположных направлениях.

Однако такие устройства сопряжены с увеличение массы ЛА и уменьшением надежности вследствие сложности конструкции:

- Управляющих сопел;

- Рулевого привода;

- Аккумуляторных батарей или других энергетических бортовых источников питания.

Предлагаемое устройство управления вектором тяги позволяет значительно упростить конструкцию ЛА путем замены управляющих сопел стационарными, а также исключением рулевого привода, аккумуляторных батарей или дополнительных бортовых источников питания, тем самым значительно уменьшить вес и увеличить надежность ЛА.

Истекающий из камеры сгорания поток газов при температуре от 3500°C в камере сгорания до 150°C на выходном срезе сопла является ионизированным до состояния плазмы за счет воздействия указанной температуры, т.е. состоящим из положительно заряженных ионов и электронов. При воздействии на ионизированный поток электромагнитами управления поток положительных ионов будет отклоняться в сторону отрицательного полюса магнита. При этом масса ионов в потоке на несколько порядков выше массы электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением потока ионов относительно оси сопла под воздействием на него электромагнитов управления.

Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления.

Управление по тангажу осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления (1) и (2) - положительного значения, а на электромагниты (3) и (4) - отрицательного значения. Вследствие этого истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии ЛА в сторону сечения III. При этом нос (головная часть) ЛА уходит вниз.

Управление по рысканью осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления (3) и (4) - положительного значения, а на электромагниты (7) и (8) - отрицательного значения. Вследствие этого истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии ЛА в сторону сечения IV. При этом нос (головная часть) ЛА уходит влево.

Управление по крену осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления, расположенные в плоскости симметрии I-III, (1) и (5) - положительного значения, а на электромагниты (2) и (6) - отрицательного значения. Аналогично управление производится с использованием электромагнитов (3), (4), (7), (8), расположенных в плоскости симметрии II-IV.

Вследствие этого истекающий поток будет закручиваться против часовой стрелки относительно продольной оси симметрии ЛА. При этом корпус ЛА также будет поворачиваться на определенный угол против часовой стрелки вокруг продольной оси симметрии ЛА.

Поворот корпуса по часовой стрелке производится сменой знака управляющего сигнала на электромагнитах.

Вместе с этим, управлением ЛА по крену может производиться двумя малогабаритными двигателями, установленными в плоскости, например, II-IV. При этом отклонение потока плазмы относительно оси симметрии малогабаритных двигателей должно производиться в плоскости симметрии I-III, параллельной плоскости I-III ЛА в направлении сечения I при подаче командного сигнала системой управления на электромагниты управления, расположенные в сечении I малогабаритного двигателя отрицательного значения, а на управляющие электромагниты сечения III - положительного значения.

Таким образом, управление вектором тяги двигателя достигается не наклоном оси подвижной части сопла относительно вектора движения потока истекающего газа, а отклонением массивной положительно заряженной части потока истекающего газа относительно оси сопла реактивного двигателя под воздействием магнитных полей управляющих электромагнитов, расположенных в плоскостях симметрии I-III и II-IV.

Задачами заявляемого устройства управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата являются:

1. Упрощение конструкции сопел реактивного двигателя за счет замены управляющих (подвижных) сопел стационарными.

2. Уменьшение веса реактивного двигателя.

Решение указанных задач достигается за счет исключения из конструкции сопла реактивного двигателя:

- электрогидравлических или электромеханических рулевых приводов, обеспечивающих отклонение подвижного сопла, и элементов их крепления;

- элементов подвески подвижной части сопла, герметизации и термоизоляции подвески;

- аккумуляторных батарей или других бортовых источников для рулевых приводов управляющих сопел ЛА.

Техническим результатом решения указанных задач является соответственно:

1. Повышение надежности работы реактивного двигателя летательного аппарата за счет исключения механических узлов из конструкции реактивного двигателя.

2. Увеличение дальности полета при равном количестве топлива за счет уменьшения веса конструкции реактивного двигателя.

Новизна технического решения заключается в том, что изменение направления вектора тяги РД происходит вследствие воздействия электромагнитами управления на истекающий из сопла поток продуктов сгорания топлива, представляющий собой ионизированный газ (плазму), за счет температуры горения топлива (термической ионизации). Температура продуктов сгорания находится в пределах от 3500°C градусов Цельсия в камере сгорания и до 1500°C градусов Цельсия на выходном срезе сопла. При этом масса потока положительных ионов на несколько порядков выше массы электронов.

Перечень фигур чертежей

Краткое описание чертежа

Конструктивная схема устройства представлена на фиг.1 и фиг.2. На стационарном сопле (1) установлены парные электромагниты управления (2) в виде, например, продольных полос вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба (3), в плоскостях симметрии I-III и II-IV.

С целью получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги сопла, по течению потока плазмы в его поперечном сечении, например в критическом сечении, установлен МГД-генератор (4). Электрический ток, вырабатываемый МГД-генератором, проходит через выпрямитель (5) и стабилизатор (6).

При этом на парные электромагниты управления (2), установленные в плоскости симметрии I-III или II-IV, подается электрический ток противоположных знаков по командным сигналам системы управления летательным аппаратом.

1. Устройство управления вектором тяги сопла реактивного двигателя летательного аппарата, отличающееся тем, что для изменения направления вектора тяги отклоняется относительно оси симметрии поток истекающих из сопла газов, состоящих из плазмы (ионов и электронов), посредством воздействия на него парными электромагнитами управления в виде, например, полос, установленных вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба в плоскостях симметрии I-III и II-IV, при этом на парные электромагниты управления подается электрический ток противоположных знаков по командному сигналу системы управления летательным аппаратом.

2. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену на парные электромагниты управления, установленные в плоскостях симметрии I-III и II-IV, подаются соответствующие командные сигналы управления, обеспечивающие закрутку потока и поворот корпуса относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.

3. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену в плоскостях симметрии I-III и II-IV установлены парные малогабаритные двигатели управления с аналогичной системой управления потоком истекающих газов для создания крутящего момента относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.

4. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги, на сопло установлен МГД-генератор индукционного типа.

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.

Ракетное топливо староверова - 15 (варианты) // 2516711

Ракетное топливо // 2513850

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит горючее, которое представляет собой боразин, и окислитель.

Способ управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата // 2504683

Способ относится к аэрокосмической технике и включает в себя управление вектором тяги реактивного двигателя, истекающий из камеры сгорания поток топлива вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока и систему управления летательного аппарата, управляющую электромагнитами.

Жидкостный ракетный двигатель (варианты) // 2481550

Ракетный летательный аппарат // 2478536

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Жидкостный ракетный двигатель // 2476706

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. .

Способ прогнозирования осадкообразования в энергоустановках многоразового использования на жидких углеводородных горючих и охладителях // 2467195

Изобретение относится к области энергетики, в частности к тепловым измерениям и измерениям расхода углероводородных горючих и теплоносителей. .

Реактивный двигатель // 2454559

Изобретение относится к авиации и космонавтике. .

Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей // 2442904

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей. .

Способ изготовления оболочек // 2533242

Изобретение относится к обработке металлов давлением, в частности к способам объемной штамповки и ротационной вытяжки с утонением тонкостенных оболочек - тел вращения. Из отрезка прутка выдавливают полую моноблочную заготовку с дном, на котором с внешней и/или внутренней стороны размещают местные утолщения. Обрабатывают резанием ее внутреннюю и наружную поверхности, осуществляют ротационную вытяжку с утонением с допустимой степенью деформации, термическую обработку и окончательную обработку резанием. Причем местные утолщения превышают минимальную толщину оболочки не менее чем в 10 раз. Повышаются прочностные характеристики. 2 ил.

Окислитель и ракетное топливо с ним // 2534533

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, содержащих окислитель и горючие вещества. Окислитель ракетного топлива содержит нитрат бора. Ракетное топливо содержит указанный окислитель и горючие вещества, такие как чистый или связанный бор, например бораны (диборан), боргидрид бериллия, карбид бора, бориды металлов. Кроме большого выделения водорода бор реагирует с выделяющимся азотом с образованием нитрида бора и с тепловыделением 252,6 кДж/моль. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Двигательная установка космического летательного аппарата // 2539064

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

Система выдачи импульсов тяг // 2560645

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы. Система содержит систему управления, баки сферической формы с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими топливные и газовые полости, шар-баллоны, заправочные горловины, блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги, корректирующе-тормозной двигатель, дроссели, электропневмоклапаны, электрожидкостные и обратные клапаны, сигнализаторы давления, магистрали подачи топлива и наддува, при этом система дополнительно снабжена герметичными упругими разделителями среды, соединяющими выходные трубопроводы топливных полостей баков окислителя и горючего с трубопроводами, объединяющими газовые полости баков, и их жесткость меньше жесткости деформируемых металлических перегородок баков, а корректирующе-тормозной двигатель совместно с тремя дополнительно введенными собраны в блок, установленный на продольной оси космического аппарата, при этом управляющие жидкостные реактивные двигатели малой тяги объединены в четыре блока по три штуки, причем в каждом блоке два двигателя установлены с диаметрально противоположным направлением вектора тяги в плоскости, перпендикулярной продольной оси космического аппарата, а вектор тяги третьего двигателя, установленного в плоскости продольной оси космического аппарата, направлен в сторону, противоположную направлению полета, при этом блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги попарно закреплены в диаметрально противоположных местах космического аппарата, а в магистралях подачи компонентов топлива к основным коллекторам управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги и к коллекторам корректирующе-тормозных двигателей установлены четыре пары параллельно соединенных между собой электрожидкостных клапанов. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы системы выдачи импульсов тяг при длительном сроке эксплуатации, снижение ее массы, а также улучшение управляемости полетом космического аппарата. 3 ил.

Устройство для крепления агрегатов жидкостного ракетного двигателя // 2573628

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки. На раме или агрегате содержатся бобышки из одинакового с основными опорами материала. На одной из основных опор нанесена отличительная кольцевая риска. Изобретение позволяет повысить вибропрочность и надёжность устройства. 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Двигательная установка космического объекта и гидравлический конденсатор для нее // 2583994

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Установка по термической нейтрализации паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива // 2615611

Изобретение относится к установкам по термической нейтрализации газообразных и жидких экологически опасных веществ, прежде всего паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, например несимметричного диметилгидразина (гептил), тетраоксида диазота. Установка по термической нейтрализации паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, содержащая расположенные в контейнере футерованную циклонную камеру сжигания, выполненную в виде горизонтального цилиндра с задней частью в виде конуса, с воздушной рубашкой охлаждения и вентилятором, подающим атмосферный воздух в рубашку охлаждения циклонной камеры, горелку поддержания стабильности процесса горения с использованием углеводородного топлива, расположенную в передней торцевой части циклонной камеры сжигания, емкость для хранения углеводородного топлива и дымовую трубу, при этом от запальной горелки 6 в камере сжигания 1 загорается мелкодисперсная смесь углеводородного топлива и сжатого воздуха, подаваемая горелками 4 и 5. Для сжигания пары компонентов ракетного топлива подаются по линии 9 в тангенциально установленный штуцер 8 на цилиндрической вставке 7 для тангенциального вращения, которое усиливается за счет завихрителя 12 при поступлении смеси в циклонную камеру сжигания 1. Для сжигания промстоки компонентов ракетного топлива из емкости 26 с помощью насоса 34 подаются на форсунку 10 и через завихритель 12 поступают в камеру сжигания 1. Для более глубокой очистки уходящих газов продуктов сгорания от вредных компонентов уходящие газы обрабатывают водным раствором карбамида, подаваемым из дозаторной емкости 17 в камеру сгорания 1 через форсунку 20. После очистки в камере нейтрализации 13 уходящие газы удаляются через дымовую трубу 21 в окружающую среду. Изобретение обеспечивает повышение эффективности сжигания паров или промышленных стоков компонентов ракетного топлива, повышение экологической чистоты, а также снижение расхода основного углеводородного топлива. 1 ил.

Двигательная установка космического летательного аппарата // 2629586

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий // 2639417

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность включает изготовление заготовки в виде чехла, размеры внутренней поверхности которого соответствуют размерам наружной поверхности корпуса, нанесение путем надевания чехла на изделие, пропитку чехла связующим и уплотнение теплозащитного покрытия с последующей полимеризацией. Чехол изготавливают бесшовным длиной, превышающей длину изделия на величину технологического припуска. Торцы чехла закрепляют и фиксируют по всему периметру в зажимных кольцах. Зажимные кольца раздвигают до придания формы оболочки с последующей их фиксацией и центрированием с осью корпусного изделия. Затем кольцо с чехлом, обращенное к торцу изделия, протягивают по наружной поверхности корпуса до полного надевания чехла на изделие. Изобретение позволяет повысить технологичность нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность крупногабаритных корпусных изделий. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Камера жрд с регулируемым соплом // 2640903

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности и надежности работы ЖРД по всей траектории полета ракеты. 3 ил.