Схемы ЖРД без дожигания и с дожиганием ГГ- газа

Одной из основных видов классификации двигателей с турбонасосной подачей топлива является выполнение двигателей по схемам без дожигания (рис 8.3, а) и с дожиганием продуктов газогенерации в камере двигателя (рис. 8.3, б).

В схеме двигателя без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после турбины выбрасываются в атмосферу, например, через рулевые сопла, при соотношении компонентов топлива существенно отличающихся от оптимального значения и общий удельный импульс тяги двигателя составляет

2900 м/c (для кислородно-керосинового двигателя).

В схеме с дожиганием генераторного газа продукты газогенерации после турбины дожигаются в камере сгорания двигателя и удельный импульс тяги двигателя на

15-20 % получается выше, чем в двигателях без дожигания генераторного газа.

Рис. 8.3. Схемы двигателя с насосной системой подачи

без дожигания (а) и с дожиганием (б) продуктов газогенерации:

1 – камера сгорания; 2 – газовод; 3 – турбина; 4 – насос окислителя;

5 – насос горючего; 6 – генераторный насос горючего; 7 — газогенератор

За последние годы ЖРД с дожиганием генераторного газа получили большое распространение. Общее, что их объединяет, – генераторный газ, полученный из основных компонентов, после срабатывания на турбине ТНА, затем направляется по газоводу в основную камеру, где он и дожигается с остальными компонентами топлива. Благодаря этому, потери на привод ТНА в этой схеме двигателя полностью отсутствуют, т.е. коэффициент φ_ТНА=1 и удельные импульсы I_дв=I_к.

Тем не менее максимально достижимое давление в камере сгорания и в этой схеме имеет ограничение, которое вызывается главным образом располагаемой мощностью ТНА, определяемой расходом генераторного газа через турбину и его термодинамическими параметрами. Другое ограничение может возникнуть из-за необходимости иметь слишком большие давления подачи. На рис. 8.4 приведены некоторые из них.

.

Рис.8.4. Турбонасосные схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа:

ОкЖГГ – окислительный ЖГГ; ВЖГГ – восстановительный ЖГГ; Ок – окислитель;

Г – горючее; НО – насос окислителя; НГ – насос горючего; Т – турбина

Схема а является «классической » для не водородных ЖРД, окислительный ЖГГ, охлаждение камеры горючим.

Схема б – схема водородного ЖРД, после насоса горючего большая часть водорода направляется в восстановительный ЖГГ, а меньшая часть – в охлаждающий тракт сопла, пройдя который, эта часть водорода затем используется на организацию внутреннего охлаждения (завесного). Цилиндрическая часть камеры охлаждается жидким кислородом.

Схема в – также схема водородного ЖРД. Особенность схемы – два ТНА: ТНА подачи кислорода и ТНА подачи водорода. Каждый ТНА приводится во вращение восстановительным генераторным газом, вырабатываемым в двух ЖГГ. Причем после насоса горючего большая часть водорода направляется в ЖГГ, а меньшая часть – в охлаждающий тракт камеры.

Схема г – тоже схема водородного ЖРД. Основная ее особенность – отсутствие ЖГГ. Водород после насоса направляется в охлаждающий тракт камеры, в котором он газифицируется. Из охлаждающего тракта газообразный водород поступает в турбину ТНА и далее – в камеру сгорания.

Схему д иногда называют предельной. Она отличается тем, что в двух ЖГГ – окислительном и восстановительном – газифицируются оба компонента. Каждый ЖГГ приводит свой ТНА: окислительный – ТНА подачи окислителя, восстановительный – ТНА подачи горючего. В данной схеме ввиду использования для привода ТНА расходов обоих компонентов достигается максимальная мощность ТНА и соответственно давление подачи компонентов. Последнее обеспечивает реализацию предельных значений давления в камере сгорания.

В настоящее время схемы двигателей с дожиганием одного генераторного газа, в которых газифицируется только один компонент, т.е. двигатели типа газ+жидкость (Г+Ж) могут обеспечить давления в камере до Р_к=25. 30 МПа. Схемы с дожиганием двух генераторных газов, т.е. двигатели типа газ+газ (Г+Г) могут обеспечить Р_к=40. 50 МПа.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Ракетные двигатели (Ч. 2)

Ранее мы обсудили, что такое ракетный двигатель и как оно работает. Теперь можем поговорить об особенностях работы.

Итак, начнем изучать виды ЖРД с разновидностей конструкций.

Для равномерной и длительной работы ЖРД необходимо обеспечивать стабильную подачу компонентов топлива в камеру сгорания. В зависимости от метода подачи топлива, ЖРД могут быть разделены на несколько типов, которые, в свою очередь, могут быть разбиты на две группы: газогенераторные и безгазогенераторные (рис. 2.1).

Газогенераторные ЖРД

Главной отличительной особенностью ЖРД данного типа является наличие Турбонасосного агрегата и газогенератора.

Турбонасосный агрегат (ТНА) представляет собой два совмещенных центробежных насоса и газовую турбину, приводимую в действие газом, подвозимым из газогенератора. В газогенераторе происходит сгорание компонентов топлива (или вспомогательного топлива).

Важным вопросом работы газогенераторных ЖРД является использование продуктов работы газогенератора. На основе данного критерия ЖРД подразделяют на двигатели открытого и закрытого цикла.

В отличие от безгазогенераторных двигателей, двигатели с ТНА способны обеспечить больший расход топлива и большее давление в камере сгорания.

Двигатели открытого цикла

В ЖРД открытого цикла выхлоп газогенератора выбрасывается в атмосферу (рис. 2).

Такие двигатели существенно проще своих аналогов закрытого цикла. Однако, при этом часть топлива не используется для создания тяги. Так же, топливо, поступающее в камеру сгорания, находится в жидком состоянии, ввиду чего часть энергии сгорания расходуется на его газификацию. По этой причине при равной тяге двигатели открытого цикла имеют сравнительно низкий удельный импульс.

С целью разумного применения выхлопа, инженеры нередко шли на хитрости. Так, у многих двигателей открытого цикла выхлоп газогенератора используется либо для создания барьерного слоя между стенкой сопла и струей газа, либа для управления ступенью по крену.

Двигатели закрытого цикла

В ЖРД закрытого цикла использованный генераторный газ после турбины подается непосредственно в камеру сгорания (рис. 3).

С целью решения проблемы газификации компонентов топлива, в газогенератор подается, как правило, один компонент топлива с небольшой примесью второго.

В таком случае один из компонентов топлива поступает в камеру в уже газифицированном виде, что позволяет заметно повысить удельный импульс.

Однако, двигатели данного типа имеют ряд недостатков. В частности, двигатель закрытого типа существенно сложнее. Особую сложность представляет разработка газогенератора, в котором давление газа должно превышать давление в камере сгорания, иначе двигатель попросту не будет работать.

В зависимости от того, какой компонент топлива проходит через газогенератор, различают ЖРД закрытого цикла с дожиганием восстановительного или окислительного генераторного газа. Выбор схемы зависит от того, какой компонент имеет большую теплоемкость и используется для охлаждения сопла.

Так же существуют конструкции двигателей, обеспечивающие полную газификацию компонентов топлива — ЖРД закрытого цикла с полной газификацией (рис. 4).

Такие двигатели имеют два ТНА — по одному на каждый компонент топлива. Благодаря этому, в камеру сгорания поступают полностью газифицированные компоненты топлива, что позволяет обеспечить максимальный удельный импульс.

В отличие от одновальных ЖРД закрытого цикла, двигатели с полной газификацией работают на более низких оборотах ТНА и способны несколько десятков рабочих циклов, что необходимо для многоразовых РН.

Однако, важно учитывать, что увеличение количества подвижных механизмов, работающих на высоких оборотах, снижает надежность механизма, создавая угрозу выхода из строя одного из ТНА.

Безгазогенераторные ЖРД

В двигателях данного типа отсутствует привод, работающий на базе газогенератора.

Двигатели с отводом газа из камеры сгорания

Двигатели данного типа близки к ЖРД с газогенератором, однако вместо газогенератора используется камера сгорания (рис. 5).

Проходя через турбину, газ теряет энергию и, как следствие, его давление падает, в связи с чем возвращение выхлопа в камеру сгорания невозможно. Отсюда становится очевиден главный недостаток данного типа двигателей — низкий удельный импульс. Так же данные двигатели не могут развить большого давления в камере сгорания и, как следствие, тяги.

Двигатели с фазовым переходом

В данных двигателях турбина приводится в действие газом, прошедшим через сопло и претерпевшим фазовый переход из жидкости в газ (рис. 6).

В двигателях данного типа все топливо полностью расходуется в камере сгорания.

Однако, важным недостатком данного типа ЖРД является медленный запуск и невозможность обеспечения высокой тяги.

Двигатели с подачей топлива под давлением

В данного типа ЖРД как такового насоса нет: подача топлива производится напрямую из баков, в которых это топливо находится под давлением (несколько сотен атмосфер). Так же, нередко, для подачи топлива используется система наддува, заполняющая баки и выталкивающая топливо в камеру сгорания (рис. 7).

Наиболее часто такие двигатели используются в качестве двигателей ориентации и маневрирования. Для маршевых такие ЖРД не годятся, так как по мере опустошения баков давление подаваемого топлива падает и, как следствие, падает давление в камере сгорания и тяга двигателя.

Двигатели с электроподачей

В двигателях данного типа для подачи топлива применяется электронасос, питаемый от автономной батареи (рис. 8).

Двигатели данного типа довольно просты, однако надежность работы системы напрямую зависит от надежности системы электроснабжения. Так, например, летом 2020 года компания RocketLab потеряла 7 спутников из-за отказа аккумуляторной батареи второй ступени РН Electron.

Важно так же отметить, что такие ЖРД не способны приблизиться по мощности к ЖРД с ТНА ввиду ограниченных возможностей электронасосов.

Заключение

Как видно, схема работы ЖРД существует огромное количество. Все они разработаны для решения конкретных задач, все они имеют свои достоинства и недостатки.

Изучив принципы работы, теперь мы можем поговорить о видах топлива и послушать рассказ о наиболее интересных представителях ДРЖ.

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ПО СХЕМЕ С ДОЖИГАНИЕМ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА Российский патент 2014 года по МПК F02K9/48

Описание патента на изобретение RU2520771C1

Данное изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным двигателям, выполненным по схеме с дожиганием окислительного (восстановительного) газа.

Предшествующий уровень техники

Одним из направлений развития ракетно-космической техники является создание более мощных транспортных ракетно-космических комплексов, способных выводить на околоземную орбиту большие массы полезных грузов.

В связи с этим перспективным является использование самого мощного ЖРД РД171М, разработки ОАО «НПО Энергомаш». Двигатели этой серии успешно эксплуатируются в составе ракеты-носителя «Зенит».

РД171М — многокамерный ЖРД, выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа в камерах двигателя. Включает: четыре камеры, каждая из которых имеет тракт регенеративного охлаждения; смесительную головку и сверхзвуковое сопло; турбонасосный агрегат (ТНА), который включает соосно установленные и последовательно соединенные на одном валу насос окислителя, двухступенчатый насос горючего и осевую газовую турбину; два газогенератора, вырабатывающих газ с избытком окислителя, который является рабочим телом турбины; систему управления и регулирования двигателя, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива; бустерные насосные агрегаты, установленные на входах основных насосов ТНА (см. Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные. М.: АКС Конверсалт, 2000, стр.268-269). Прототип предлагаемого изобретения.

По своим характеристикам и параметрам РД171М находится на предельно высоком уровне, превзойти который, используя известные схемы, конструктивные решения и виды топлив, применяемых в ЖРД, не представляется возможным.

Форсирование этого двигателя (увеличение тяги за счет повышения давления в камере сгорания) приведет к повышению энергетических характеристик ТНА и значительному росту динамических нагрузок на двигатель.

Кроме того, дальнейшее повышение давления в камере этих двигателей ограничивается жаропрочностью ротора турбины, а также большой высотой лопаток турбины, что приводит к образованию в них трещин.

Задачей изобретения является снижение динамических нагрузок на ТНА и двигатель в целом, с одновременным увеличением энергетических характеристик двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе по схеме с дожиганием генераторного газа, включающем камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительными головками, турбонасосную систему питания газогенератора и камер двигателя, систему управления и регулирования, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, причем турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковые мощности и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым; кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик двигателя (тяги) и одновременным уменьшением динамических нагрузок на двигатель за счет применения двух ТНА равной мощности со сниженными уровнями динамических нагрузок.

Краткое описание чертежей

На рисунке приведена упрощенная пневмогидравлическая схема многокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.

ЖРД на рисунке содержит: камеры 1 и 1′ с трактами регенеративного охлаждения 2 и 2′, смесительные головки 3 и 3′; два турбонасосных агрегата (ТНА) 4 и 5, обеспечивающие подачу жидкого топлива (жидкого кислорода и керосина); два окислительных газогенератора 6 и 7. Первый ТНА 4 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на валу шнекоцентробежный насос горючего 8, шнекоцентробежный насос окислителя 9 и газовую осевую турбину 10. Второй ТНА 5 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу центробежный насос окислителя 11, центробежный двухступенчатый насос горючего (первая ступень 12, вторая ступень 13) и газовую осевую турбину 14. Выход из насоса горючего 8 первого ТНА соединен трубопроводом 15 с входом насоса горючего первой ступени 12 второго ТНА, а выход из насоса окислителя 9 первого ТНА соединен трубопроводом 16 со входом насоса окислителя 11 второго ТНА. Коллекторами турбин 17 и 18 турбины 10 и 14 соединены через газовод 21 с двумя окислительными газогенераторами 6 и 7, а газоводами 19 и 20 с форсуночными головками 3 и 3′ камер двигателя. Газоводы 19 и 20 объединены газовой магистралью 22. Выход из первой ступени 12 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками 3 и 3′ камер двигателя через последовательно соединенные дроссель соотношения компонентов топлива 23, трубопровод 24, пускоотсечной клапан 25, трубопроводы 26 и 27 и тракты регенеративного охлаждения 2 и 2′. Выход из второй ступени 13 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов 6 и 7 через трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32. Выход из насоса окислителя 11 второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов через раздвоенный трубопровод 33 и пускоотсечные клапаны 34 и 35.

В схеме двигателя применен бустерный преднасос 36, выход из которого через трубопровод 37 соединен со входом насоса окислителя 9 первого ТНА, и бустерный преднасос горючего 38, выход которого через трубопровод 39 соединен со входом насоса горючего 8 первого ТНА.

Бустерный преднасос окислителя 36 приводится во вращение газовой турбиной 40, рабочим телом которой является окислительный газ, отбираемый по трубопроводу 41 из газоводов 19 или 20. Бустерный преднасос горючего 38 приводится во вращение гидравлической турбиной 42, рабочим телом которой является горючее, отбираемое с выхода насоса горючего 8 первого ТНА и подаваемое через трубопровод 43.

Замена в двигателе одного мощного ТНА на два одинаковых по мощности ТНА, питаемые двумя автономными окислительными газогенераторами при последовательном и соответствующем соединении насосов горючего и окислителя обоих ТНА, позволяет увеличить суммарные напоры насосов двух ТНА при меньших значениях динамических нагрузок. Такое решение позволило повысить энергетические характеристики двигателя — увеличить давление в камере двигателя и его тягу, а также обеспечить надежную работу при его многократном применении.

Горючее поступает в бустерный насос 38, из которого по трубопроводу 39 подается в насос 8 первого ТНА, а затем по трубопроводу 15 подается на вход первой ступени насоса 12 второго ТНА. После этого основная часть горючего через дроссель соотношения компонентов топлива 23 подается по трубопроводу 24, через пускоотсечной клапан 25 и трубопроводы 26 и 27 в тракты регенеративного охлаждения камер 2 и 2′, после чего поступает в смесительные головки 3 и 3′. Оставшаяся часть горючего, пройдя вторую ступень 13 насоса горючего второго ТНА, подается в смесительные головки газогенераторов 6 и 7 через последовательно соединенные трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32.

Окислитель (сжиженный кислород) поступает в бустерный преднасос 36, из которого по трубопроводу 37 подается в насос 9 первого ТНА, а из него по трубопроводу 16 поступает в насос 11 второго ТНА, затем по разветвленному трубопроводу 33 и через пускоотсечные клапаны 34 и 35 подается в смесительные головки двух газогенераторов 6 и 7. От сгорания жидких топливных компонентов в окислительных газогенераторах 6 и 7 образуется генераторный газ с избытком окислителя, который поступает к турбинам 10 и 14, которые приводят во вращение насосы двух ТНА. Отработанные на турбине газы поступают в газоводы 19 и 20, а из них в смесительные головки 3 и 3′ камер двигателя. В их рабочем пространстве отработанные газы дожигаются с керосином. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле, создавая тягу.

Для предложенной схемы двигателя в целях сравнения проведена энергетическая увязка параметров для двигателя РД171М и заявляемого двигателя при увеличении тяги на 25% по сравнению с аналогом. Расчеты показали, что применение двух ТНА, топливные насосы которых последовательно соединены между собой, позволяет увеличить тягу двигателя на 25% при снижении мощности каждого ТНА на 35-40%.

Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого изобретения является ЖРД с тягой от 200 до 1000 тс и выше, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат. Это изобретение позволит модернизировать отечественный ЖРД РД171М, повысив его тягу до 1000 тс и более.

Похожие патенты RU2520771C1

название	год	авторы	номер документа
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ ТУРБОГАЗА	1999	Каторгин Б.И. Чванов В.К. Деркач Г.Г. Мовчан Ю.В. Челькис Ф.Ю. Семенов В.И. Толстиков Л.А. Гнесин М.Р. Ракшин В.К.	RU2158839C2
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ ТУРБОГАЗА	2002	Чванов В.К. Архангельский В.И. Коновалов С.Г. Левицкий И.К. Прохоров В.А. Громыко Б.М. Кириллов В.В. Хренов И.И.	RU2232915C2
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ	2008	Болотин Николай Борисович	RU2383766C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ	2015	Болотин Николай Борисович	RU2612232C1
СПОСОБ ИЗМЕНЕНИЯ РЕЖИМА РАБОТЫ ЖРД И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ СПОСОБА	1998	Рачук В.С. Титков Н.Е. Орлов В.А. Усманский В.Е.	RU2125177C1
ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ	2008	Варламов Сергей Евгеньевич Болотин Николай Борисович	RU2382223C1
СИСТЕМА ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧИ ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ	2008	Болотин Николай Борисович	RU2384724C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ	1999	Соколов Б.А. Семенов Ю.К. Синицын Д.Н. Сыровец М.Н. Неймарк А.А.	RU2173399C2
АГРЕГАТ ПОДАЧИ ТОПЛИВА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ	2014	Болотин Николай Борисович	RU2574192C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ	2012	Болотин Николай Борисович	RU2495273C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 520 771 C1

Реферат патента 2014 года ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ПО СХЕМЕ С ДОЖИГАНИЕМ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 520 771 C1

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) по схеме с дожиганием генераторного газа, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, отличающийся тем, что турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.