CC BY
109
УДК 621.454.2
Вестник СибГАУ Том 17, № 2. С. 431-437
МОДЕРНИЗАЦИЯ СИСТЕМ ПОДАЧИ ТОПЛИВА ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ НА ОСНОВЕ ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ
В. Ю. Пиунов1, В. П. Назаров2*, Р. И. Константинов1, В. И. Морозов1, А. В. Гайнутдинов1
конструкторское бюро химического машиностроения имени А. М. Исаева - филиал ФГУП ГКНПЦ
имени М. В. Хруничева Российская Федерация, 141070, г. Королев Московской обл., ул. Богомолова, 12 2Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 666037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: nazarov@sibsau.ru
Для вывода космических аппаратов на сложные высокоэнергетические орбиты с заданной точностью используются специальные автономные двигательные установки - разгонные блоки (РБ). В состав двигательных установок (ДУ) разгонных блоков входят маршевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), которые должны обладать повышенной надежностью, иметь длительный ресурс работы при многократных запусках в условиях космического пространства.
Отмечается целесообразность совершенствования конструкции и улучшения энергетической эффективности ДУ РБ путем модернизации систем топливоподачи двигателей на основе инновационных технических решений. Рассматривается ряд конструкторских решений, направленных на совершенствование газогидравлического тракта, и КПД шнекоцентробежных насосов турбонасосных агрегатов ЖРД. Разработана новая конструкция входа в насос, в которой предусмотрена установка дополнительного бустерного шнека, который обеспечивает повышение давления жидкости перед основным шнеком насоса. Представлена перспективная гидравлическая схема передвижения утечек по замкнутому контуру с использованием винтового насоса на валу турбоагрегата. Для повышения эффективности работы винтового насоса используется система конфу-зоров и диффузоров, в которых реализуется энергия, полученная жидкостью при работе импеллера. Проведен теоретический расчет перепада давлений жидкости, удерживаемого импеллером. Показано, что данные инновационные технические предложения позволяют уменьшить массово-габаритные параметры насосов. Представлена схема устройства для обеспечения командного давления системы автоматического управления и регулирования двигателя, которое отличается стабильностью и независимостью величины давления при возможных колебаниях расхода компонентов в напорных магистралях. Обоснована в общем виде методика настройки гидравлической системы данного устройства, позволяющая получить требуемое значение командного давления с высокой точностью. Модернизация систем подачи топлива на основе инновационных технических решений КБ Химмаш создает основу для разработки перспективных двигательных установок разгонных блоков.
Ключевые слова: разгонные блоки, жидкостные ракетные двигатели, турбонасосные агрегаты.
Sibirskii Gosudarstvennyi Aerokosmicheskii Universitet imeni Akademika M. F. Reshetneva. Vestnik Vol. 17, No. 2, P. 431-437
MODERNIZATION OF FUEL SUBMISSION SYSTEMS OF LIQUID ROCKET ENGINES OF UPPER STAGES ON THE BASIS OF INNOVATIVE TECHNICAL DECISIONS
V. Yu. Piunov1, V. P. Nazarov2 , R. I. Konstantinov1, V. I. Morozov1, A. V. Gainutdinov1
1Design bureau of Chemical mechanical engineering of a name of A. M. Isaeva - branch FGUP GKNPTS
named after M. V. Hrunichev 12, Bogomolova Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation
2Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: nazarov@sibsau.ru
For the delivery of spacecraft into the orbit with sophisticated high-specified accuracy the special self-contained propulsion boosters are used. The composition of propulsion boosters includes Sustainers Liquid rocket engine (LRE), which should have high reliability and a long service life in multiple starts in outer space.
The article notes the expediency of improving the design and improvement of energy efficiency of the PB by upgrading the control systems of fuel engines based on innovative technical solutions. A number of design solutions aimed at improving anti-cavitation characteristics and efficiency screw centrifugal pump turbo pump assembly (TPA) engines are considered. A new design of the entrance to the pump, in which extra booster screw accommodates, which provides the increase of fluid pressure before the main auger pump has been worked out. The perspective hydraulic circuit of movement of the leaks in a closed circuit using the screw pump to the shaft of the turbine is given. To improve the efficiency of screw pump system confusors and diffusers are used, in which the energy obtained by the liquid during operation of the impeller is realized. Theoretical calculation of pressure drop of fluid held by the impeller .It is shown that these innovative technical proposals can reduce the mass-dimensional parameters of the pumps. The scheme of the device for command pressure of the automatic control and adjustment of the engine, which is stable and independent of the pressure with possible fluctuations in flow components in the pressure lines, is given. In general terms it has been justified how to configure a hydraulic system of this device enabling to adjust the pressure command value with high precision. Modernization of the fuel supply on the basis of innovative technical solutions KB Khimmash provides the basis for the development of advanced propulsion boosters.
Keywords: propulsion boosters, liquid rocket engine, turbopump assembly.
Введение. Основной особенностью современной отечественной космонавтики является широкое использование автоматических космических аппаратов различного типа, назначения и конструкции. Вывод космических аппаратов информационного и навигационного назначения на рабочие орбиты с высокой точностью позиционирования, перевод научно-исследовательских аппаратов с опорных орбит на отлетные траектории для полета в дальний космос и другие сложные задачи освоения космического пространства обеспечиваются ракетными транспортными системами, в состав которых входят специализированные средства выведения, получившие наименование «разгонные блоки». Характерной особенностью этих двигательных установок является их относительная универсальность и автономность по отношению как к полезным нагрузкам, так и к ракетам-носителям, доставляющим их вместе с космическими аппаратами на низкие опорные орбиты.
В ходе выполнения транспортных операций разгонные блоки должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки полета по переходным орбитам.
К маршевым двигателям разгонных блоков предъявляются требования по повышенной энергетической эффективности и надежности, длительному пребыванию в режиме стартовой готовности, продолжительному времени работы и многократному запуску. Поэтому при выборе параметров ЖРД разгонного блока обязательным является согласование его характеристик с параметрами ДУ как на основе прямых зависимостей между ними, так и по комплексной оценке подсистем, входящих в состав ДУ и разгонного блока в целом [1].
Таким образом, двигательные установки современных отечественных разгонных блоков представляют собой технические системы, обеспечивающие хранение необходимого для полета запаса топлива, а также подачу топлива с уровнем давлений и расходов, необходимым для создания требуемых импульсов тяги и управляющих моментов.
Направления модернизации двигательных установок. Конструкторским бюро химического машиностроения имени А. М. Исаева (КБ Химмаш) - филиалом ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева» разработаны двигатели С5.92 и 14Д30 для разгонных блоков «Фрегат», «Фрегат-СБ», «Бриз-М», которые успешно эксплуатируются при выводе космических аппаратов на различные орбиты ракетами-носителями типа «Союз», «Зенит», «Протон». Данные двигатели обладают высокими техническими характеристиками и показателями надежности, серийно выпускаются собственным опытным производством КБ Химмаш в течение длительного времени [2]. Вместе с тем в результате научно-исследовательских работ, проведенных в КБ Химмаш в сотрудничестве с рядом научных организаций ракетно-космической отрасли и аэрокосмических вузов, в том числе и с СибГАУ, получены оригинальные инновационные технические решения, практическое использование которых позволяет провести модернизацию систем топливоподачи двигателей и, соответственно, повысить показатели их энергетической эффективности, улучшить массово-габаритные характеристики и расширить возможности эксплуатации двигателей в составе перспективных разгонных блоков.
Одной из актуальных научно-технических задач является совершенствование системы подачи топлива двигателя 14Д30, который используется в качестве маршевого двигателя в разгонном блоке «Бриз-М». Однокамерный двигатель 14Д30 с турбонасосной системой топливоподачи выполнен по открытой схеме (без дожигания генераторного газа). Компоненты топлива самовоспламеняющиеся: горючее - НДМГ, окислитель - азотный тетроксид (АТ). Двигатель од-норежимный, многократного включения, создает силу тяги вдоль продольной оси разгонного блока, а также управляющие моменты по углам тангажа и рыскания, что обеспечивается карданным подвесом камеры ЖРД. Тяга двигателя составляет 2000 кгс, удельный импульс - 328,1 с, масса конструкции - 99 кг.
Основным органом системы подачи двигателя является турбонасосный агрегат (ТНА), параметры и характеристики которого определяют общую энергоэффективность ЖРД.
Турбонасосные агрегаты, разработанные в КБ Хим-маш, обладают определенными конструктивными особенностями [3; 4], которые учитываются при проведении экспериментальных и опытно-конструкторских работ в этом направлении.
Совершенствование конструкции гидравлического тракта. Модернизация конструкции газогидравлического тракта ТНА двигателя проводится на основе отечественных и зарубежных научно-теоретических исследований [5-9], а также базируется на результатах значительного объема экспериментальных работ предприятия. Для повышения антика-витационных качеств насосов горючего и окислителя разработана принципиально новая конструкция входа в насос (рис. 1), которая обеспечивает значительное увеличение критического кавитационного коэффициента Скр с 4000-5000 ед. до 8000 ед. [10].
Схемой данного конструкторского решения [11] предусмотрена установка дополнительного малоразмерного бустерного шнека 3 на входе в лопастную зону шнекоцентробежного насоса. Назначение бустерного шнека 3 заключается в повышении давления компонента перед предвключенным шнеком 6. Наружный диаметр бустерного шнека принимается из расчета, чтобы скорость обтекания его выходных кромок не превышала допускаемого значения скорости для заданного давления компонента на входе в насос из условия бескавитационной работы [12]:
^вх ^п ^ кавР
(1)
где Рвх - давление жидкости на входе в насос; Рп -давление паров жидкости при данной температуре; Хквв - эмпирический кавитационный коэффициент, учитывающий характер течения от входа в насос до лопаток колеса; р- плотность жидкого компонента топлива; w1 - относительная скорость жидкости на входе в насос.
Выражение (1) описывает физическую картину кавитационного процесса, при котором кавитационная каверна в шнекоцентробежном насосе появляется на периферии входной кромки шнека и находится в за-
висимости от величины давления на входе в насос и скорости обтекания лопаток шнека.
Одной из особенностей рассматриваемой конструкции является оригинальная геометрическая форма пилонов 4, обеспечивающих крепление втулки подшипника, установленного между бустерным и пред-включенными шнеками. Пилоны выполнены в виде спрямляющего аппарата и представляют собой лопатки, входные и выходные концы которых загнуты по направлению вектора угловой скорости вращения ротора насоса.
Угол установки входной части лопатки пилона соответствует направлению абсолютной скорости потока жидкости на выходе из бустерного шнека. Угол установки выходной части лопатки согласован с расходной скоростью потока. На рис. 2 показан план скоростей потока на входе в предвключенный шнек.
Значительным преимуществом данной комбинации осевых шнековых колес являются минимальные потери энергии потока при его переходе от бустерного шнека к предвключенному шнеку, что способствует повышению антикавитационных качеств и КПД насоса.
Для повышения антикавитационных качеств шнекоцентробежного насоса целесообразно также использовать утечки жидкого компонента через щелевое уплотнение заднего бурта центробежного колеса. На рис. 3 представлена перспективная конструкция подобного технического решения, обеспечивающего передвижение утечек по замкнутому контуру при минимальных потерях расходного КПД насоса.
Жидкость через щелевое уплотнение по заднему бурту 3 через отверстия перепуска 5 в ступице колеса поступает в приемную камеру 6, затем в лопастную систему 7 колеса 2. Через щелевое уплотнение по переднему бурту 8 утечки вновь поступают на вход в колесо, создавая тем самым внутреннюю циркуляцию утечек в насосе.
В результате комплексного решения задачи повышения антикавитационных качеств насосов и одновременно уменьшения габаритных размеров ТНА разработана конструкция насоса с радиальным входным патрубком (рис. 4).
Рис. 1. Конструкция насоса с осевым входом: 1 - корпус насоса; 2 - вал; 3 - бустерный шнек; 4 - пилоны; 5 - подшипник; 6 - предвключенный шнек; 7 - центробежное колесо
1
Рис. 2. План скоростей на входе в шнек насоса: 1 - окружная скорость на входной кромке лопатки шнека; 2 - расходная скорость потока; 3 - относительная скорость обтекания входной кромки шнека;
4 - абсолютная скорость потока / 2
Рис. 3. Конструкция шнекоцентробежного насоса с передвижением утечек по замкнутому контуру: 1 - корпус насоса; 2 - центробежное колесо; 3 - щелевое уплотнение по заднему бурту; 4 - щелевое уплотнение гидрозатвора (импеллера); 5 - отверстие перепуска; 6 - приемная камера; 7 - лопастная система обтекания; 8 - щелевое уплотнение по переднему бурту
Рис. 4. Конструкция насоса с радиальным входом: 1 - винтовой насос; 2 - подшипник; 3 - камера смешения; 4 - конфузоры; 5 - камера высокого давления; 6 - отверстия подвода жидкости в камеру смешения; 7 - диффузоры; 8 - импеллер; 9 - отверстия подвода жидкости; 10 - входной патрубок
В зазоре между корпусом - обтекателем подшипника и валом установлен винтовой насос 1. Его функциональное назначение - обеспечить дозированный (расчетный) расход охлаждающей жидкости через подшипник и повысить давление компонента на входе в шнекоцентробежный насос [13]. Для повышения эффективности работы винтового насоса используется система конфузоров 4 и диффузоров 7, в которых реализуется энергия, полученная жидкостью при работе импеллера 8, и тем самым повышается давление на входе в винтовой насос и на выходе из винтового насоса. Стабильная и устойчивая работа этой гидравлической системы обеспечивается настройкой перепада давления, удерживаемого импеллером [14]. Величина перепада давлений АР определяется по формуле:
= р _ р =Р®У (д2 _ д2)
ш 1 имп 1 г 4 ч^имп ^г />
(2)
где Римп - давление на периферии импеллера по наружному диаметру Димп; Рг - давление в газовой полости импеллера (полости дренажа); р - плотность жидкости; ю - угловая скорость ротора ТНА; ф -коэффициент напора (для открытого лопаточного импеллера принимается ф = 0,83-0,9); Дг - диаметр раздела газовой и жидкостной фаз на лопаточной стороне импеллера.
Данное техническое решение позволяет уменьшить осевые габариты насоса, а также повысить критический кавитационный коэффициент Скр за счет эффективного влияния высоконапорного винтового насоса на антикавитационные качества предвключен-ного шнека.
Разработка устройств обеспечения командного давления. В турбонасосной системе подачи топлива управление и стабилизация параметров и характеристик двигателя осуществляется особой системой ав-
томатики, в состав которой входят регуляторы тяги, регуляторы соотношения компонентов и другие специальные автоматические устройства. На чувствительно-сравнительные элементы этих регуляторов должны быть поданы командные сигналы в виде командного давления регулируемой величины в заданном диапазоне параметров [15].
Выбор оптимального узла или участка на пневмо-гидравлической схеме ЖРД для отбора командного давления осложняется пульсациями давления, сопровождающими работу камеры и газогенератора, длинными трубопроводами с разветвленной пространственной конфигурацией и другими конструктивно-технологическими факторами, искажающими точность передачи командных сигналов.
С целью устранения влияния указанных факторов разработано устройство обеспечения командного давления для системы автоматического регулирования ЖРД с насосной системой подачи топлива [16]. Принципиальная схема данного устройства представлена на рис. 5.
Устройство содержит камеру командного давления 1 с патрубком 2 для подачи жидкости к узлам автоматики. Вход в камеру командного давления 4 соединен с полостью высокого давления насоса, а выход из камеры соединен с полостью пониженного давления 6. Камера командного давления 1 вместе с патрубком 2 и настроечными дроссельными элементами 3, 5 выполнены на крышке центробежного насоса. Полость пониженного давления располагается на диаметре Д между диаметром Д2 на выходе из центробежного колеса 8 и диаметром Дуп щелевого уплотнения по переднему бурту колеса. В процессе работы ТНА в камере командного давления обеспечивается заданное (расчетное) давление жидкости, которая через патрубок продается к потребителю.
Рис. 5. Устройство для обеспечения командного давления системы автоматического управления и регулирования ЖРД: 1 - камера командного давления; 2 - патрубок подачи компонента; 3, 5 - настроечный дроссельный элемент; 4 - вход в камеру командного давления; 6 - полость пониженного давления; 7 - центробежное колесо
Величину диаметра D, на котором выполняется полость пониженного давления, можно определить путем расчета потери напора в осевом зазоре между передним диском колеса и крышкой насоса с учетом величины утечек через щелевое уплотнение по переднему бурту колеса и влияния окружной скорости потока С2 на выходе из колеса. Принимая, что на входе в осевой зазор окружная скорость жидкости равна окружной скорости потока на выходе из колеса, в области D > 0,85 D2 разность давлений (Р2 - Р) имеет линейную зависимость от диаметра D [12]. Поэтому, зная требуемую величину командного давления в камере 1, можно графоаналитическим методом из построения эпюры давлений в осевом зазоре предварительно определить величину давления в полости 6, а следовательно, и размер D. Точная настройка системы обеспечивается подбором диаметров отверстий в дроссельных настроечных элементах 3, 5 при гидродинамических испытаниях (гидропроливе) насоса. По результатам настройки интегрирование давлений жидкости в полостях 4, 6 создает заданное значение командного давления в камере 1.
Рассмотренное конструкторское исполнение устройства для получения командного давления обеспечивает высокую стабильность и независимость давления жидкости в камере командного давления от колебаний расхода в напорной магистрали насоса вследствие изменения гидравлического сопротивления всего тракта. При этом потери расходного КПД насоса являются минимальными. Установка настроечных элементов в камере командного давления и в полости пониженного давления позволяет обеспечить требуемое значение командного давления с высокой точностью.
Заключение. Представленные в статье инновационные технические решения создают основу для глубокой модернизации систем топливоподачи ЖРД разгонных блоков, предназначенных для вывода космических аппаратов на геостационарные орбиты и для решения других задач при освоении космического пространства. Конструкторские разработки КБ Химмаш имени А. М. Исаева находятся на уровне лучших мировых достижений и определяют перспективные направления развития отечественного ракетно-космического двигателестроения.
Библиографические ссылки
1. Ракетные двигатели космических аппаратов / В. П. Назаров [и др.] ; СибГАУ. Красноярск, 2015. 200 с.
2. Петрик В. А., Дерягин Ю. А., Пиунов В. Ю. Двигатели разгонных блоков разработки КБ Химмаш им. А. М. Исаева - филиала ФБУП ГКНПЦ им. М. В. Хруничева // Двигатель. 2010. № 4 (70). С. 36-37.
3. Позняк М. И., Поляков В. И., Шапиро А. С. Исследование и разработка турбонасосных агрегатов в КБ химического машиностроения им. А. М. Исаева. В 2 ч. Ч. 1 // Космонавтика и ракетостроение. 2002. № 3 (28). С. 70-78.
4. Шапиро А. С., Поляков В. И. Исследование и разработка турбонасосных агрегатов в КБ химического машиностроения им. А. М. Исаева. Ч. 2 // Космонавтика и ракетостроение. 2004. № 1 (34). С. 57-61.
5. Байбиков А. С., Карахатьян В. К. Гидродинамика вспомогательных трактов лопастных машин. М. : Машиностроение, 1974. 224 с.
6. Краев М. В., Овсянников Б. В., Шапиро А. С. Гидродинамические уплотнения высокооборотных валов. М. : Машиностроение, 1976. 104 с.
7. Краев М. В., Талдыкин Ю. А. Гидродинамика полостей вращения роторных машин : моногр. / Сиб. аэрокосмич. акад. Красноярск, 1999. 134 с.
8. Gulbrandsen N. C., Furst R. B., Burgess R. M. Small centrifugal pumps for low thrust rockets // AIAA Pap. 1985. № 1302. P. 11.
9. Gohuson R. T., Sackheim R. L., Machlis H. Feed system for low thrust integrated orbit transfer propulsion // AIAA Pap. 1985. № 1302. P. 11.
10. Современные направления повышения всасывающей способности насосов ЖРД / В. Ю. Пиунов [и др.] // Двигатель. 2013. № 3 (87). С. 40-42.
11. А. с. 693734 СССР, МКЛ3 F 04 D 11/00. Шнекоцентробежный насос / Л. Ф. Калашников, В. И. Константинов, В. В. Николаев, А. С. Шапиро. № 2204198/23 от 24.05.76 ; 1981, Бюл. № 45.
12. Овсянников Б. В., Боровский Б. И. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1971. 540 с.
13. Пат. 2412378 Российская Федерация, C1 F 04 D 29/58. Лопастной насос / Константинов Р. И., Пиунов В. Ю., Фабрин Ю. Н., Холопова И. Ю. № 2009121935 от 08.06.2009 ; 2011, Бюл. № 5.
14. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г. Г. Гахун [и др.]. М. : Машиностроение, 1989. 424 с.
15. Козлов А. А., Новиков В. Н., Соловьев Е. В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М. : Машиностроение, 1988. 352 с.
16. Пат. 2395706 Российская Федерация, С1 МПК F 02 K 9/48, F 04 D 13/04 Турбонасосный агрегат / Константинов Р. И., Пиунов В. Ю., Смирнов И. А., Фабрин Ю. Н.., Холопова И. Ю. № 2009110800/06 от 24.03.2009 ; 2010, Бюл. № 21.
References
1. Nazarov V. P., Zhuravlev V. J. et al. Raketnye dvigateli kosmicheskikh apparatov. [Rocket engines of space vehicles]. Krasnoyarsk, SibGaU Publ., 2015, 200 p. (In Russ.).
2. Petrik V. A., Derjagin J. A., Piunov V. J. [Engines boosters developed by Bureau Khimmash named after A. M. Isayev - a branch of the PCF "GKNPTs named after M. V. Khrunicheva"]. Dvigatel. 2010, No. 4 (70), P. 36-37 (In Russ.).
3. Poznyak M. I., Polyakov V. I., Shapiro A. S. [Research and development of turbopump units in KB chemical engineering named after A. M. Isayev. Part 1]. Kosmonavtika i raketostroenie. 2002, No. 3 (28), P. 70-78 (In Russ.).
4. Shapiro A. S., Polyakov V. I. [Research and development of turbopump units in KB chemical engineering named after A. M. Isayev. Part 2]. Kosmonavtika i raketostroenie. 2004, No. 1 (34), P. 57-61 (In Russ.).
5. Baybikov A. S., Karakhat'yan V. K. Gidrodina-mika vspomogatel 'nykh traktov lopastnykh mashin. [Hydrodynamics of auxiliary paths of vane machines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1974, 224 p. (In Russ.).
6. Kraev M. V., Ovsyannikov B. V., Shapiro A. S. Gidrodinamicheskie uplotneniya vysokooborotnykh valov. [Hydrodynamic high-speed shaft seals]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1976, 104 p. (In Russ.).
7. Kraev M. V., Taldykin Yu. A. Gidrodinamika polostey vrashcheniya rotornykh mashin: monogr. [Hydrodynamics of rotation cavities of rotating machines: monograph]. Krasnoyarsk, SibSAU Publ., 1999, 134 p. (In Russ.).
8. Gulbrandsen N. C., Furst R. B., Burgess R. M. Small centrifugal pumps for low thrust rockets. AIAA Pap. 1985, No. 1302, P. 11.
9. Gohuson R. T., Sackheim R. L., Machlis H. Feed system for low thrust integrated orbit transfer propulsion. AIAA Pap. 1985, No. 1302, P. 11.
10. Piunov V. Yu., Konstantinov R. I., Kuznetsov A. L. etc. [Modern ways of increasing the capacity of the suction pump engines]. Dvigatel, 2013, No. 3 (87), P. 40-42 (In Russ.).
11. Kalashnikov L. F., Konstantinov V. I., Nikolaev V. V., Shapiro A. S. Shnekotsentrobezhnyy nasos. [Screw-centrifugal pump]. Patent SU, No. 693734, 1981.
12. Ovsjannikov B. V. Teoriya i raschet agregatov pitaniya zhidkostnykh raketnykh dvigateley. [Theory and calculation of aggregates supply of liquid rocket engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1971, 540 p. (In Russ.).
13. Konstantinov R. I., Piunov V. Yu., Smirnov I. A., Fabrin Yu. N., Kholopova I. Yu. Lopastnoy nasos. [Vane pump]. Patent RF, No 2412378, 2011.
14. Gaxun G. G., Baulin V. I., Volodin V. A. et at. Konstruktsiya i proektirovanie zhidkostnykh raketnykh dvigateley [The construction and design of liquid rocket engines]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1989, 424 p. (In Russ.).
15. Kozlov A. A., Novikov V. N., Solovyov E. V. Sistemy pitaniya i upravleniya zhidkostnykh raketnykh dvigatel'nykh ustanovok. [The power supply system and the control of liquid rocket propulsion systems]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1988, 352 p. (In Russ.).
16. Konstantinov R. I., Piunov V. Yu., Smirnov I. A., Fabrin Yu. N., Kholopova I. Yu. Turbonasosnyy agregat. [Turbopump assembly]. Patent RF, No 2395706, 2010.
© Пиунов В. Ю., Назаров В. П., Константинов Р. И., Морозов В. И., Гайнутдинов А. В., 2016
