РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, РАКЕТА И СПОСОБ ЗАПУСКА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

1. Ракетный двигатель, содержащий
топливный тракт, по которому протекает углеводородное топливо;
каталитическую часть для газификации указанного топлива, расположенную на пути топливного тракта;
турбину, расположенную на пути топливного тракта и приводимую в действие газифицированным топливом;
первый насос, конфигурированный для подачи топлива в топливный тракт посредством привода от турбины;
камеру сгорания, конфигурированную для сжигания, с применением окислителя, газифицированного топлива, поданного по топливному тракту; и
сопло, конфигурированное для выпуска газа сгорания и осуществления теплообмена с частью топливного тракта для охлаждения сопла,
при этом каталитическая часть расположена в топливном тракте в местоположении осуществления упомянутого теплообмена.
2. Ракетный двигатель по п. 1, в котором топливный тракт содержит
первый канал, конфигурированный для направления топлива в камеру сгорания после упомянутого теплообмена и упомянутой газификации топлива в каталитической части; и
второй канал, конфигурированный для направления топлива в камеру сгорания в неизменном виде,
при этом камера сгорания выполнена с возможностью сжигания смеси газифицированного топлива, поданного по первому каналу, и топлива, поданного по второму каналу.
3. Ракетный двигатель по п. 1, в котором каталитическая часть выполнена с возможностью газификации топлива посредством термохимического разложения при помощи катализатора и с возможностью охлаждения сопла посредством эндотермической реакции упомянутого термохимического разложения.
4. Ракетный двигатель по п. 1, в котором каталитическая часть образована в слое, покрывающем внутреннюю стенку топливного тракта.
5. Ракетный двигатель по любому из пп. 1-4, дополнительно содержащий
тракт окислителя, конфигурированный для подачи окислителя в камеру сгорания; и
второй насос, конфигурированный для подачи окислителя в тракт окислителя посредством привода от турбины;
при этом турбина, первый насос и второй насос соединены с одной и той же осью вращения.
6. Ракета, содержащая
ракетный двигатель, содержащий
топливный тракт, по которому протекает углеводородное топливо,
каталитическую часть для газификации указанного топлива, расположенную на пути топливного тракта,
турбину, расположенную на пути топливного тракта и приводимую в действие газифицированным топливом,
первый насос, конфигурированный для подачи топлива в топливный тракт посредством привода от турбины,
камеру сгорания, конфигурированную для сжигания, с применением окислителя, газифицированного топлива, поданного по топливному тракту, и
сопло, конфигурированное для выпуска газа сгорания и осуществления теплообмена с частью топливного тракта для охлаждения,
причем каталитическая часть расположена в топливном тракте в местоположении осуществления упомянутого теплообмена;
топливный бак, соединенный с топливным трактом ракетного двигателя; и
бак окислителя, соединенный с трактом окислителя ракетного двигателя.
7. Способ запуска ракетного двигателя, включающий в себя
подачу углеводородного топлива и окислителя в камеру сгорания с применением давления для сжигания в камере сгорания;
подачу, когда камера сгорания нагрета посредством указанного сжигания, топлива в каталитическую часть с применением давления для газификации топлива, и в то же время охлаждение сопла посредством теплообмена;
приведение в действие турбины при помощи газифицированного топлива;
приведение в действие первого насоса при помощи турбины с целью газификации части топлива в каталитической части, и в то же время охлаждение сопла посредством теплообмена;
приведение в действие первого насоса при помощи турбины для подачи остальной части топлива в камеру сгорания;
приведение в действие второго насоса при помощи турбины для подачи окислителя в камеру сгорания; и
сжигание в камере сгорания упомянутого газифицированного топлива, упомянутого поданного топлива и упомянутого поданного окислителя.