FIELD: rocket technology.SUBSTANCE: group of inventions relates to rocketry and can be used for reusable return rocket and space systems able to perform controlled flights in the atmosphere. Return carrier rocket stage comprising a fuselage, oxidizer and fuel tanks, wings, a liquid-propellant engine (LPE) and at least two steering engines, in compliance with the invention two side units are attached to the fuselage, in which there are gas turbine engines (GTE) with a steering rocket engine installed inside the exhaust nozzle, the main combustion chamber and an auxiliary gas generator connected via a mixing collector to the main combustion chamber with a gas duct, and in the upper part of the side units are air intakes. In the gas duct there can be installed a ozonizer. Oxidizer and fuel supply to the auxiliary gas generator can be made through an additional turbo-pump unit (TPU), which includes an electric generator. Ozonizer can be installed inside the main combustion chamber immediately before the mixing collector. Gas turbine engine includes before the main combustion chamber an annular collector whereto the gas duct is connected, and the annular collector cavity is connected with the air duct through holes or branch pipes. Gas turbine engine includes before the main combustion chamber a connected with the gas duct an annular perforated collector installed inside the air duct. Gas turbine engine includes before the main combustion chamber an annular collector. Gas turbine engines can be equipped with a nozzle with controlled thrust vector. Disclosed is a method of a return carrier rocket stage operation, including its boosting on the active path by means of the LPE and controlling by means of the steering engines and return by means of two GTE, herewith the GTE are started in the rarefied atmosphere using the auxiliary gas generators operating with excess of the oxidizer and compensating the lack of atmospheric air for the GTE operation, the generator gas before feeding into the main combustion chamber is ozonized, and when flying in the dense atmosphere the auxiliary gas generators are switched off. Disclosed is a gas turbine engine with a compressor, the main combustion chamber, a turbine and an exhaust nozzle, herewith it contains a steering engine installed inside the exhaust nozzle, the main combustion chamber and an auxiliary gas generator connected with a gas duct via a mixing collector to the main combustion chamber with a gas duct. In the gas duct there can be installed a ozonizer. In the mixing collector an ozonizer is installed. In the air duct between the compressor and the main combustion chamber there is an ozonizer. Ozonizer can comprise two annular electrodes arranged coaxially on both sides of the mixing collector.EFFECT: invention provides improved launching characteristics of the carrier rocket and simplified control system in the angles of pitch, yaw and roll and providing its operability at any height.17 cl, 22 dwg

    Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и не менее двух рулевых двигателей, в соответствии с изобретением к фюзеляжу прикреплены два боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели (ГТД), которые имеют рулевой ракетный двигатель, установленный внутри выхлопного сопла, основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом, а в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. В газоводе может быть установлен озонатор. Подвод окислителя и горючего к вспомогательному газогенератору может быть выполнен через дополнительный турбонасосный агрегат (ТНА), в состав которого входит электрогенератор. Озонатор может быть установлен внутри основной камеры сгорания непосредственно перед коллектором смешения. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Газотурбинные двигатели могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    RETURN CARRIER ROCKET STAGE, METHOD OF ITS OPERATION AND GAS TURBINE ENGINE


    Weitere Titelangaben:

    ВОЗВРАЩАЕМАЯ СТУПЕНЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ, СПОСОБ ЕЕ РАБОТЫ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    20.11.2016


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke



    RETURN CARRIER ROCKET STAGE

    BOLOTIN NIKOLAJ BORISOVICH | Europäisches Patentamt | 2016

    Freier Zugriff

    RETURN STAGE OF ROCKET VEHICLE, METHOD OF ITS OPERATION AND GAS TURBINE ENGINE

    BOLOTIN NIKOLAJ BORISOVICH | Europäisches Patentamt | 2017

    Freier Zugriff

    REUSABLE RETURN STAGE STEP OF CARRIER ROCKET

    SADOVSKIJ VLADIMIR IVANOVICH / STEPANOV ANATOLIJ PAVLOVICH / KULIKOV VALENTIN IVANOVICH et al. | Europäisches Patentamt | 2015

    Freier Zugriff

    DEVICE FOR LANDING OF RETURN STAGE OF CARRIER ROCKET

    SHOKHOV GRIGORIJ VLADIMIROVICH / NAZAROV SERGEJ SERGEEVICH | Europäisches Patentamt | 2021

    Freier Zugriff

    RETURN STAGE OF ROCKET VEHICLE AND METHOD OF ITS OPERATION

    BOLOTIN NIKOLAJ BORISOVICH | Europäisches Patentamt | 2017

    Freier Zugriff