Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы содержит камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления, при этом на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления. Рассмотрен второй вариант криогенного ЖРД комбинированной схемы, содержащий камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, магистрали окислителя и горючего высокого давления, при этом на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления, на выходе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен теплообменник, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а выход - с входом турбины турбонасосного агрегата горючего. Изобретение обеспечивает повышение давления в камере сгорания, упрощение форсирования и регулирования двигателя, повышение экономичности, снижение массы и габаритов. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения, использующих криогенные компоненты топлива.

В настоящее время при создании ЖРД применяются высокоэффективные криогенные компоненты топлива - окислитель жидкий кислород, горючее метан или водород. Применение метана и водорода позволяет реализовать безгенераторную схему двигателя с применением в системе подачи компонентов топлива привода турбин турбонасосных агрегатов горючим, газифицированным в тракте охлаждения камеры двигателя.

В маршевых кислородно-водородных ЖРД главной задачей является обеспечение максимального давления в камере для достижения минимальных габаритов и высокого удельного импульса. Поэтому применительно к маршевым ЖРД генераторная схема обладает несомненными преимуществами по отношению к безгенераторной схеме. Но это достоинство генераторной схемы требует высокой напряженности рабочих лопаток турбины водородного турбонасосного агрегата. Высокие температура рабочего газа и окружная скорость рабочих колес ограничивают длительность работы рабочих лопаток турбины водородного турбонасосного агрегата, а, следовательно, и всего двигателя.

Кислородно-водородные ЖРД разгонных блоков имеют длительное время работы и многократное включение. Разгонный блок должен обеспечить точное выведение и сохранность полезной нагрузки на последнем этапе работы ракетно-космической системы. Поэтому одним из главных требований к двигателю разгонного блока является обеспечение высокой надежности. Наиболее полно этому требованию отвечает ЖРД безгенераторной схемы, которая обеспечивает пониженную напряженность турбины водородного турбонасосного агрегата, благодаря низкой температуре рабочего газа. Кроме того, низкая температура рабочего газа турбины турбонасосных агрегатов обеспечивает низкую температуру конструкции двигателя после его останова, что благоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя.

Достоинство ЖРД безгенераторной схемы состоит в том, что, благодаря низкой температуре рабочего газа турбины, величины окружной скорости колеса турбины и напряжений в рабочих лопатках турбины не являются критичными для водородного турбонасосного агрегата. Низкая температура рабочего газа турбины - достоинство двигателя безгенераторной схемы, но это достоинство одновременно является и его недостатком по отношению к двигателям с газогенератором. Из-за низкой температуры рабочий газ турбины в безгенераторной схеме имеет работоспособность (R⋅T - произведение газовой постоянной R и температуры Т) примерно в 1,5 раза меньше, чем в схеме двигателя с газогенератором. Поэтому комбинированная схема жидкостного ракетного двигателя с газогенератором в системе подачи окислителя позволяет реализовать более высокое давление камере.

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА) (Патент РФ 2232915. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза). Оба насоса турбонасосного агрегата расположены на одном валу, а привод турбины осуществляется высокотемпературным генераторным газом. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- не обеспечивается оптимальная частота вращения и, как следствие, оптимальная экономичность насосов окислителя и горючего;

- при регулировании работы двигателя параметры насосов окислителя и горючего жестко завязаны между собой;

- использование высокотемпературного генераторного газа снижает запас работоспособности турбины и долговечность ее рабочих лопаток;

- использование высокотемпературного генераторного газа повышает температуру конструкции двигателя после его останова, что неблагоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя;

- применение газогенератора приводит к повышенной неравномерности температуры на входе турбины, что снижет долговечность ее рабочих лопаток.

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, привод турбин которых осуществляется генераторным газом (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. - М.: Машиностроение. - 1989. С. 94, рис. 5.7). Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- применение высокотемпературного генераторного газа снижает запас работоспособности турбин и их долговечность;

- применение газогенератора приводит к повышенной неравномерности температуры на входе турбин, что снижает их долговечность;

- использование высокотемпературного генераторного газа повышает температуру конструкции двигателя после его останова, что неблагоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя;

- регулирование двигателя связано с изменением температуры на выходе газогенератора.

Известен кислородо-водородный ракетный двигатель, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом, автономные турбонасосные агрегаты (Патент РФ 2183759. Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель). Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- безгенераторная схема привода турбины в линии подачи кислорода обеспечивает понижение напряженности турбины кислородного ТНА по сравнению с генераторной схемой, в которой запасы работоспособности кислородного ТНА далеки от предельно допустимых значений, но использование генераторной схемы в линии подачи водорода сохраняет главный недостаток водородного ТНА - высокую напряженность турбины;

- сброс газа после турбины водородного ТНА в сопло камеры или в сопла крена соответствует открытой схеме, что значительно снижает удельный импульс.

Известен ЖРД, выполненный по безгенераторной схеме, содержащий камеры, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя (Дмитренко А.И., Иванов А.В., Рачук B.C. Турбонасосные агрегаты для водородных ЖРД, разработанных КБХА. Научно-технический сборник. КБ химавтоматики: В 3 томах / Под ред. B.C. Рачука - Воронеж: «Карта», 2012. Т. 2 - прототип) для привода турбин турбонасосных агрегатов использовано горючее, газифицированное в тракте охлаждения камеры, доля мощности турбонасосного агрегата горючего составляет 84% от общей мощности системы питания, турбонасосного агрегата окислителя - 14,7%. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- относительно низкое давление в камере двигателя, что увеличивает его габариты;

- сложность форсирования и регулирования двигателя из-за ограничений по температуре рабочего тела турбин;

- относительно низкая высота лопаток турбин из-за низкой температуры газа на входе турбин и, как следствие пониженная экономичность турбин.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков жидкостного ракетного двигателя, повышение его экономичности, снижение массы и габаритов.

Технический эффект по первому варианту достигается тем, что в криогенном жидкостном ракетном двигателе комбинированной схемы, содержащем камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления согласно изобретению на входе в турбину турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход в газогенератор соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления.

Массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор, может быть больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор.

Весь массовый расход окислителя может поступать в газогенератор.

Массовый расход горючего, поступающего в газогенератор, может быть больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор.

Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с головкой камеры двигателя.

Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с окружающей средой.

Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с рулевыми камерами.

Технический эффект по второму варианту достигается тем, что в криогенном жидкостном ракетном двигателе комбинированной схемы, содержащем камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления согласно изобретению на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления, на выходе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен теплообменник, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а выход - с входом турбины турбонасосного агрегата горючего.

Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы представлен на фиг. 1, на фиг. 2-8 - варианты ЖРД с различной схемой газогенератора и дополнительным подогревом рабочего тела турбины турбонасосного агрегата горючего в теплообменнике, где

1 - камера;

2 - головка камеры;

3 - тракт охлаждения камеры;

4 - турбонасосный агрегат окислителя (ТНАО);

5 - насос окислителя;

6 - турбина ТНАО;

7 - турбонасосный агрегат горючего (ТНАГ);

8 - насос горючего;

9 - турбина ТНАГ;

10 - магистраль, соединяющая вход турбины ТНАГ с выходом тракта охлаждения камеры;

11 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАГ с головкой камеры;

12 - газогенератор;

13 - магистраль окислителя высокого давления;

14 - магистраль горючего высокого давления;

15 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры;

16 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой;

17 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами;

18 - рулевые камеры;

19 - теплообменник;

20 - магистраль, соединяющая выход тракта охлаждения камеры со входом в теплообменник;

21 - магистраль, соединяющая выход теплообменника со входом турбины ТНАГ.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по первому варианту изобретения (фиг. 1) состоит из камеры 1, включающей в себя головку камеры 2 и тракт охлаждения камеры 3, турбонасосного агрегата окислителя (ТНАО) 4, состоящего из насоса окислителя 5 и турбины ТНАО 6, турбонасосного агрегата горючего (ТНАГ) 7, состоящего из насоса горючего 8 и турбины ТНАГ 9, магистрали, соединяющей вход турбины ТНАГ с головкой камеры 10, магистрали, соединяющей выход турбины ТНАГ с головкой камеры 11. На входе в турбину ТНАО установлен газогенератор 12, вход которого соединен с магистралью окислителя высокого давления 13 и магистралью горючего высокого давления 14, на выходе турбины ТНАО установлена магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры 15.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (рис. 2) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что в газогенератор 12 через магистраль окислителя высокого давления 13 подается весь массовый расход окислителя с выхода насоса окислителя 5.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 3) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 16, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 4) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 17, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами 18.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по второму варианту изобретения (фиг. 5) состоит из камеры 1, включающей в себя головку камеры 2 и тракт охлаждения камеры 3, турбонасосного агрегата окислителя (ТНАО) 4, состоящего из насоса окислителя 5 и турбины ТНАО 6, турбонасосного агрегата горючего (ТНАГ) 7, состоящего из насоса горючего 8 и турбины ТНАГ 9. На входе в турбину ТНАО установлен газогенератор 12, вход которого соединен с магистралью окислителя высокого давления 13 и магистралью горючего высокого давления 14, на выходе турбины ТНАО установлена магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры 15. На выходе турбины ТНАО установлен теплообменник 19, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры 3 магистралью 20, а выход теплообменника соединен со входом турбины ТНАГ 9 магистралью 21.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (рис. 6) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что в газогенератор 12 через магистраль окислителя высокого давления 13 подается весь массовый расход окислителя с выхода насоса окислителя 5.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 7) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 16, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 8) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 17, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами 18.

При работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы по первому варианту изобретения (фиг. 1) горючее поступает на вход насоса горючего 8 ТНАГ 7, с выхода насоса горючее поступает на вход тракта охлаждения камеры 3 камеры 1 двигателя, охлаждая огневую стенку камеры 1 двигателя, горючее нагревается в тракте охлаждения 3 и на выход из него поступает в газообразном состоянии с температурой ~300-400 К. С выхода тракта охлаждения камеры 3 через магистраль 10, соединяющую вход турбины ТНАГ с выходом тракта охлаждения камеры, газифицированное горючее поступает на вход в турбину ТНАГ 9, обеспечивая ее привод, а после турбины ТНАГ 9 через магистраль 11, соединяющую выход турбины ТНАГ 9 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при сгорании с окислителем. Часть горючего из магистрали горючего высокого давления 14 поступает в газогенератор 12 для получения рабочего тела для привода турбины ТНАО 6. Отбор горючего для газогенератора 12 осуществляется из магистрали горючего высокого давления 14. Магистралью высокого давления 14 может служить выход тракта охлаждения камеры 3, выход насоса горючего 8 ТНАГ 7 или любое другое место линии горючего с необходимым для работы газогенератора 12 давлением. Окислитель поступает на вход в насос окислителя 5 ТНАО 4, после насоса окислителя 5 часть окислителя подается в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при вступлении в экзотермическую реакцию с горючим, а часть из магистрали окислителя высокого давления 13 поступает в газогенератор 12. В газогенераторе 12 компоненты топлива - окислитель и горючее, сгорая при заданной температуре, образуют рабочее тело турбины ТНАО 6. После турбины ТНАО 6 газ через магистраль 15, соединяющую выход турбины ТНАО 6 с головкой камеры 2, поступает в головку камеры 2 и далее - на дожигание в камеру 1. Газогенератор 12 может быть выполнен по окислительной или восстановительной схеме, в первом случае массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор, больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор 12, во втором случае - массовый расход горючего, поступающего в газогенератор 12, больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор 12. В предельном случае, при использовании окислительной схемы газогенератора 12 в него может поступать весь расход окислителя после насоса окислителя 5 ТНАО 4 (фиг. 2).

Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 3) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 1), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 16, соединяющую выход турбины ТНАО с окружающей средой, выбрасывается в окружающую среду, при этом давление на выходе турбины ТНАО 6 может быть равно давлению окружающей среды или превышать его за счет сопротивления трубопровода или жиклера, установленного в магистрали 16, соединяющей выход турбины ТНАО с окружающей средой.

Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 4) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 1), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 17, соединяющую выход турбины ТНАО с рулевыми камерами, поступает в рулевые камеры 18, которые используются для управления вектором тяги ракеты-носителя.

При работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы по второму варианту изобретения (фиг. 5) горючее поступает на вход насоса горючего 8 ТНАГ 7, с выхода насоса горючее поступает на вход тракта охлаждения камеры 3 камеры 1 двигателя, охлаждая огневую стенку камеры 1 двигателя, горючее нагревается в тракте охлаждения камеры 3 и на выход из него поступает в газообразном состоянии с температурой ~300-400 К. С выхода тракта охлаждения камеры 3 через магистраль 20, соединяющая выход тракта охлаждения камеры 3 со входом в теплообменник, горючее поступает в теплообменник 19, установленный на выходе турбины ТНАО 6, где дополнительно подогревается, увеличивая температуру и, как следствие, работоспособность рабочего тела - газообразного горючего, что позволяет повысить мощность турбины ТНАГ 9, насоса горючего 8 и давление в камере 1 двигателя. После теплообменника 19 газообразное горючее через магистраль 21, соединяющую выход теплообменника 19 со входом турбины ТНАГ 9, поступает на вход турбины ТНАГ 9, обеспечивая ее привод, а после турбины ТНАГ 9 через магистраль 11, соединяющую выход турбины ТНАГ 9 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при сгорании с окислителем. Часть горючего из магистрали горючего высокого давления 14 поступает в газогенератор 12 для получения рабочего тела для привода турбины ТНАО 6. Отбор горючего для газогенератора 12 осуществляется из магистрали горючего высокого давления 14. Магистралью высокого давления 14 может служить выход тракта охлаждения камеры 3, выход насоса горючего 8 ТНАГ 7 или любое другое место линии горючего с необходимым для работы газогенератора 12 давлением. Окислитель поступает на вход в насос окислителя 5 ТНАО 4, после насоса окислителя 5 часть окислителя подается в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при вступлении в экзотермическую реакцию с горючим, а часть из магистрали окислителя высокого давления 13 поступает в газогенератор 12. В газогенераторе 12 компоненты топлива - окислитель и горючее, сгорая при заданной температуре, образуют рабочее тело турбины ТНАО 6. На выходе турбины ТНАО 6 установлен теплообменник 19, предназначенный для дополнительного подогрева рабочего тела турбины ТНАГ 9. После турбины ТНАО 6 газ через магистраль 15, соединяющую выход турбины ТНАО 6 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее - на дожигание в камеру 1. Газогенератор 12 может быть выполнен по окислительной или восстановительной схеме, в первом случае массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор 12, во втором случае - массовый расход горючего, поступающего в газогенератор больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор 12. В предельном случае, при использовании окислительной схемы газогенератора 12 в него может поступать весь расход окислителя после насоса окислителя 5 ТНАО 4 (фиг. 6).

Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 7) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 5), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 16, соединяющую выход турбины ТНАО с окружающей средой, выбрасывается в окружающую среду, при этом давление на выходе турбины ТНАО 6 может быть равно давлению окружающей среды или превышать его за счет сопротивления трубопровода или жиклера, установленного в магистрали 16, соединяющей выход турбины ТНАО с окружающей средой.

Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 8) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 5), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 17, соединяющую выход турбины ТНАО с рулевыми камерами, поступает в рулевые камеры 18, которые используются для управления вектором тяги ракеты-носителя.

Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы с газогенератором в системе подачи окислителя обеспечивает устранение указанных ранее недостатков, позволяет реализовать более высокое давления в камере двигателя, чем в безгенераторной схеме, за счет использования энергии горючего, газифицированного в тракте охлаждения только для привода турбины насоса горючего, использования для привода турбины насоса окислителя специального газогенератора, а также обеспечить оптимальные параметры насосов окислителя и горючего за счет их оптимальной частоты вращения, снижение массы и габаритов двигателя, повышение диапазона регулирования ЖРД. В предельном случае в предлагаемом жидкостном ракетном двигателе может быть реализована наиболее энергетически эффективная схема двигателя - с полной газификацией обоих компонентов, так называемая схема «газ-газ», при этом за счет применения для привода турбины ТНАГ горючего, газифицированного в тракте охлаждения, сохраняются все преимущества безгенераторной схемы. Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы сочетает в себе достоинства генераторной схемы применительно к кислородному ТНА и преимущества безгенераторной схемы применительно к водородному ТНА. Предлагаемая конструкция ЖРД может использоваться с бустерными насосными агрегатами по линии одного или обоих компонентов, агрегатами автоматики и регулирования, необходимыми для нормального функционирования двигателя или энергоустановки.

1. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, содержащий камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления, отличающийся тем, что на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления.

2. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 1, отличающийся тем, что массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор, больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор.

3. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 2, отличающийся тем, что весь массовый расход окислителя поступает в газогенератор.

4. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 1, отличающийся тем, что массовый расход горючего, поступающего в газогенератор, больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор.

5. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 1, отличающийся тем, что выход турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен с головкой камеры двигателя.

6. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 1, отличающийся тем, что выход турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен с окружающей средой.

7. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по п. 1, отличающийся тем, что выход турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен с рулевыми камерами.

8. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, содержащий камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, магистрали окислителя и горючего высокого давления, отличающийся тем, что на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления, на выходе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен теплообменник, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а выход - с входом турбины турбонасосного агрегата горючего.