Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям — ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т. д.

Общеизвестно применение системы Глонасс для определения координат объекта, но этого недостаточно для управления ракетой.
Для трехмерной навигации теоретически достаточно знать расстояния от приемника до 3 спутников. Глобальная Навигацио́нная Спу́тниковая Систе́ма (ГЛОНА́СС) — советская и российская спутниковая система навигации, разработана по заказу Министерства обороны СССР. Одна из двух функционирующих на сегодня систем глобальной спутниковой навигации. Основой системы должны являться 24 спутника, движущихся над поверхностью Земли в трёх орбитальных плоскостях с наклоном орбитальных плоскостей 64,8° и высотой 19 100 км. Принцип измерения аналогичен американской системе навигации NAVSTAR GPS. В настоящее время развитием проекта ГЛОНАСС занимается Федеральное космическое агентство (Роскосмос) и ОАО «Российские космические системы».
Российская глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) предназначена для оперативного навигационно-временного обеспечения неограниченного числа пользователей наземного, морского, воздушного и космического базирования. Доступ к гражданским сигналам ГЛОНАСС в любой точке земного шара на основании указа Президента РФ предоставляется российским и иностранным потребителям на безвозмездной основе и без ограничений.
Для обеспечения коммерциализации и массового внедрения технологий ГЛОНАСС в России и за рубежом Постановлением Правительства РФ в июле 2009 г. был создан «Федеральный сетевой оператор в сфере навигационной деятельности», функции которого были возложены на ОАО «Навигационно-информационные системы».
Основное отличие от системы GPS в том, что спутники ГЛОНАСС в своем орбитальном движении не имеют резонанса (синхронности) с вращением Земли, что обеспечивает им большую стабильность. Таким образом, группировка КА ГЛОНАСС не требует дополнительных корректировок в течение всего срока активного существования. Тем не менее, срок службы спутников ГЛОНАСС заметно короче.
Жидкостный ракетный двигатель- ЖРД (рис. 1…3) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2 и турбонасосный агрегат ТНА 3 закрепленный на камере сгорания при помощи двух тяг 4, и имеющих шарниры 5.

Камера сгорания 1 содержит головку 6 и цилиндрическую часть 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с коллектором горючего 10.

Как сужающаяся 8 так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 11 и наружную стенку 12 с зазором 13 между ними для прохождения охлаждающего горючего.
Турбонасосный агрегат 3 содержит основную турбину 14, насос окислителя 15, насос горючего 16, дополнительный насос горючего 17, пусковую турбину 18 к которой присоединена выхлопная труба 19. Соосно с ТНА 3 установлен газогенератор 20, который газоводом 21 соединен с головой 6 камеры сгорания 1. ТНА 3 имеет установленный на валу 22 датчик частоты вращения 23. Внутри камеры сгорания 1 (рис. 1) выполнены наружная плита 24 и внутренняя плита 25 с зазором (полостью) между ними 26. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 27 и форсунки горючего 28. Форсунки окислителя 27 сообщают полость 29 с внутренней полостью 30 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 28 сообщают полость 26 с внутренней полостью 30.
К коллектору горючего 10 подключен трубопровод 31 на котором установлен клапан горючего 32, вход которого трубопроводом горючего 33 соединен с выходом насоса горючего 16. Выход из дополнительного насоса горючего 17 соединен топливопроводом высокого давления 34, содержащим регулятор расхода 35 с приводом 36 и клапан высокого давления 37 — с газогенератором 20, конкретно с его полостью 38 Выход из насоса окислителя 15 трубопроводом окислителя 39 через клапан окислителя 40 соединен с газогенератором 20.
Газогенератор 20 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 41 и 42 с полостью 43 между ними и форсунки окислители и горючего, соответственно – 44 и 45.. На головке 6 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 46 (рис. 1 и 2), а на газогенераторе 19 – запальные устройства 47 ( пирозапальники).
Особенностью заявляемого ЖРД является то, что выполнено как минимум две группы запальных устройств 48 и 49 на камере сгорания 1 и как минимум две группы 50 и 51 на газогенераторе 20. Далее для примере описан ЖРД который может быть запущен три разп: один- на земле и два – в полете.
На ЖРД установлен бортовой компьютер 52, к которому электрическими связями 53 присоединены приемник системы Глонасс 54 с антенной 55 и приемно-передающее устройство 56 с антенной 57. Связь приемника системы Глонасс 54 со спутниками 58 осуществляется при помощи антенны 55 по радиоканалу 59.

ЖРД содержит источник электроэнергии 60 который электрической связью 53 соединен с коммутаторами 61 — 63, число которых равно числу групп запальных устройств 48, 49, 51 и 52 на камере сгорания 1 и газогенераторе 20 (число запусков ЖРД)..
К бортовому компьютеру 52 электрическими связями 52 подключены коммутаторы 61-63 и клапан горючего 36, клапан окислителя 40, привод 36 регулятора расхода 35, клапан высокого давления 37.
Схема коммутации приведена на рис. 4.

На газоводе 21 на оси камеры сгорания 1 установлен центральный шарнир подвески 64, который может быть выполнен либо цилиндрическим либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной или в двух плоскостях для управления вектором тяги. Такие электрическая схема ЖРД обеспечения его многократного включения.
ЖРД содержит баллон сжатого воздуха (газа) 65, с которым соединен, по меньшей мере одним трубопроводом высокого давления 66, имеющим клапан 67 с пусковой турбиной 18. роме того к пусковой турбине 18 присоединен, по меньшей мере один трубопровод высокого давления 68, содержащий обратный клапан 69 и быстроразъемное соединение 70. К быстроразъемному соединению 70 пристыкован внешний трубопровод 71, который через клапан 72 присоединен к внешним баллону (баллонам) сжатого воздуха (газа) 73. ЖРД для обеспечения его многократного запуска в полете также содержит дополнительный баллон сжатого воздуха (газа) 74, с которым соединен, по меньшей мере, одним трубопроводом высокого давления 75, имеющий дополнительный клапан 76 с пусковой турбиной 18.
Это сделано для обеспечения многоразового включения ЖРД и для обеспечения его первого запуска от внешних баллонов сжатого воздуха. Это сделано для уменьшения веса ЖРД и ракеты, на которой он установлен. Под внешним расположением подразумевается установка баллонов сжатого воздуха (газа) и соответствующих трубопроводов на земле или на орбитальной станции при запуске ракеты с нее.
К коллектору горючего 9 может быть подключен продувочный трубопровод 77 с клапаном продувки 78.
На рис. 4 приведено сравнение дальности полета ракеты с одним запуском 79 ЖРД и с двумя запусками 80 ЖРД.
На рис. 5 – приведено сравнение дальности полета ракеты с одним запуском 79 ЖРД и с тремя запусками 81.

Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапан 72 и сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха 73 по внешнему трубопроводу 71 поступает в пусковую турбину 18 и раскручивает ее вал 22 ТНА 3. Датчик частоты вращения 23 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике. Потом открывают клапана горючего 36, клапан окислителя 40, клапан высокого давления 39. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 18. Потом с бортового компьютера 53 подают сигнал на первый блок коммутации 61 и он подает напряжение на запальные устройства 48 и 49 первых группы 61. Так как компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторе 66, где сгорают с избытком окислителя или горючего. В конкретном примере они сгорают с избытком окислителя. Горючее и газогенераторный газ поступает в камеру сгорания, точнее в ее внутреннюю полость 66, где воспламеняются при помощи воспламеняющих устройств. Горючее перед этим нагревается в зазоре 13, охлаждая внутреннюю стенку 11 сопла 2..
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода 35 при помощи привода 36, используя сигналы с компьютера 52 передаваемые по электрическим связям 53.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке.
Применение изобретения позволит:
Многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что не принято в мировой практике ракетостроения.
Повысить дальность полета ракеты в 2 – 3 раза (рис. 4 и 5).
Обеспечить неуязвимость ракет, оборудованных такими ЖРД за счет коррекции траектории ее полета и скорости, что значительно затрудняет применение средств ПРО.
Обеспечить высокую точность попадания за счет коррекции траектории ее полета по показателям системы ГЛОНАСС или использования радиокоманд.
Расширить другие функциональные возможности ракет, оборудованных таким ЖРД в том числе улучшить управляемость за счет использования центрального силового шарнира..
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы продукции в 5…10 раз, при более низкой себестоимости