LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: proposed engine comprises oxidiser and fuel pumps, turbine to drive said pumps, chamber with cooling circuit with its outlet communicated with turbine inlet. In compliance with proposed invention, cooling circuit inlet communicates with oxidiser pump outlet, while chamber cooling circuit outlet accommodates temperature gauge connected with engine control system. Chamber cooling circuit, in contact with oxidiser, is made from copper alloys. Filter made from copper alloys is arranged at chamber cooling circuit inlet. ^ EFFECT: simplified design, reduced operating costs and expanded range of applicable fuels. ^ 3 cl, 1 dwg Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий насос окислителя, насос горючего, турбину, приводящую в действие насосы, камеру с охлаждающим трактом, выход из которого сообщен с входом в турбину, систему управления и контроля работы двигателя, согласно изобретению вход в охлаждающий тракт сообщен с выходом из насоса окислителя, а на выходе из охлаждающего тракта камеры установлен датчик температуры, который функционально соединен с системой управления и контроля работы двигателя. Охлаждающий тракт камеры, контактирующий с окислителем, выполнен из медных сплавов. На входе в охлаждающий тракт камеры установлен фильтр из медных сплавов. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение стоимости эксплуатации, а также расширение номенклатуры применяемых топлив. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.