Двигательная установка с жидкостными ракетными двигателями Российский патент 2024 года по МПК F02K9/66 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании как одноразовых, так и многоразовых ступеней ракеты-носителя.

В настоящее время основной тенденцией развития ракетно-космической техники является снижение стоимости выведения полезной нагрузки, в том числе за счет повышения эффективности средств выведения и их двигателей, создания многоразовыъх транспортных космических систем.

Из уровня техники известен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель РД171 первой ступени ракеты-носителя «Зенит» (Katorgin B.I., Chelkis F.J., Limerick C.D. The RD-170, a different approach to launch vehicle propulsion. AIAA 1993-2415. Б.И. Каторгин, В.И. Семёнов, В.К. Чванов, Ф.Ю. Челькис Двигатель РД171М. Конверсия в машиностроении - 2006. №1. Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, Ф.Ю. Челькис ЖРД окислительной схемы с дожиганием - основа достижений отечественного ракетостроения. Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. Вып. 8-10), выполненный по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, включающий в себя четыре одинаковых камеры, систему подачи компонентов топлива с бустерными насосными агрегатами по линиям окислителя и горючего, один турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления, при этом каждая камера для обеспечения управления вектором тяги ракеты-носителя по тангажу, рысканию и крену закреплена в карданном узле, что за счет использования рулевых приводов и сильфонных компенсаторов, установленных на линиях подвода компонентов в камеру сгорания, позволяет отклонять ее в одной плоскости. В двигателе используется химическое зажигание компонентов топлива с применением ампул, заполненных пусковым горючим. Недостатками такого двигателя являются:

- высокие усилия на рулевых приводах мощных камер сгорания;

- сложность применения в многоразовых системах, так как для обеспечения посадки многоразовой ступени требуется дросселирование тяги до уровня 5-10% от номинального, что на практике крайне сложно реализовать;

- система зажигания компонентов топлива позволяет выполнить только однократное включение двигателя.

Известна двигательная установка первой ступени ракеты-носителя «Рокот», состоящий из четырех двигателей - трех одинаковых и одного отличающегося от остальных наличием агрегатов наддува баков (ROCKOT Users Guide, Issue 2, Rev. 0, Eurockot Launch Services, Bremen 1998, http://www.khrunichev.ru/main.php?id=43), каждый из которых выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа, включает в себя камеру сгорания, систему подачи компонентов топлива, при этом для обеспечения управления вектором тяги ракеты-носителя по тангажу, рысканию и крену каждый двигательный блок может отклоняться за счет установки в карданном подвесе. Применение самовоспламеняющихся компонентов топлива не требует применения системы зажигания компонентов топлива. Недостатками такого двигателя являются:

- снижение надежности за счет применения большого количества двигателей;

- при использовании в составе многоразовой первой ступени для посадки будут использоваться либо все двигатели с их глубоким дросселированием, что усложняет конструкцию, либо один из двигателей, что потребует его отклонения на больший угол по сравнению с остальными двигателями, приведет к усложнению его конструкции, разунификации с остальными двигателями, потребует увеличенных управляющих моментов, так как двигатель расположен не на оси ступени.

Известна двигательная установка второй ступени ракеты-носителя «Энергия», состоящая из четырех одинаковых двигателей РД0120 (https://www.roscosmos.ru/472/, V.S. Rachuk, N.S. Goncharov, Y.A. Martynyenko, B.M. Barinshtein (CADB Voronezh, Russia) and F.A. Sciorelli (Aerojet, Sacramento, CA, USA). Design, Development, and History of The OxygenIHydrogen Engine RD-0120. 31st Joint Propulsion Conference and Exhibit, July 10-12 / SanDiego, СА.), каждый из двигателей выполнен с дожиганием восстановительного генераторного газа, имеет камеру, систему питания, состоящую из одновального турбонасосного агрегата и двух бустерных турбонасосных агрегатов - по линии окислителя и горючего, агрегаты системы управления и регулирования, камера каждого двигателя для обеспечения управления вектором тяги ракеты-носителя по тангажу, рысканию и крену установлена в карданном подвесе, за счет использования рулевых приводов, сильфонных компенсаторов, установленных по линии каждого компонента на входе в двигатель, обеспечивается отклонение каждого из двигателей в двух плоскостях, при этом отклоняется весь двигатель. Недостатками являются:

- снижение надежности за счет применения большого количества двигателей в ступени ракеты-носителя;

- так как отклоняется полностью двигатель, а не камера, необходимы приводы системы управления вектором тяги с существенно большими усилиями;

- при использовании в составе многоразовой ступени для посадки будут использоваться либо все двигатели с их глубоким дросселированием, что усложняет конструкцию, либо один из двигателей, что потребует его отклонения на больший угол по сравнению с остальными двигателями, приводя к усложнению его конструкции, разунификации с остальными двигателями, либо обеспечение увеличенного угла отклонения для всех двигателей, что усложнит их конструкцию. Применение для посадки одного двигателя потребует увеличенных управляющих моментов, так как двигатель расположен не на оси ступени.

Аналог изобретения

Известна многокамерная двигательная установка с жидкостными ракетными двигателями с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, содержащий два двигателя, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, в котором каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер (Патент РФ 2707015. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги -прототип изобретения).

Недостатками такой двигательной установки с точки зрения применения на первой ступени ракеты-носителя являются:

- камеры обоих двигателей, выполнены отклоняющимися, что усложняет конструкцию двигательной установки;

- высокие усилия на рулевых приводах мощных камер сгорания;

- сложность применения в многоразовых системах, так как применяются камеры одинаковой тяги и для обеспечения посадки многоразовой ступени требуется дросселирование тяги до уровня 5-10% от номинального, что на практике крайне сложно реализовать;

- указанное техническое решение не всегда позволяет решить задачи по снижению разнотяговости камер в одинаковых плоскостях стабилизации из-за неизбежного отличия параметров каждого из скомплектованных двигателей, так как в одной плоскости стабилизации расположены камеры от двух разных двигателей, снабженных разными турбонасосными агрегатами, не всегда обеспечивающими одинаковые давления в камерах двух разных двигателей, что может быть недопустимо, даже комплектация многокамерной двигательной установки, состоящей из двух двухкамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием и управляемым вектором тяги в некоторых случаях требует дополнительного подбора двигателей с очень близкими параметрами по тяге, что требует дополнительных затрат;

- применение двигательной установки с многокамерными жидкостными ракетными двигателями с дожиганием и управляемым вектором тяги, скомплектованной из двух двухкамерных двигателей, не всегда позволяет самостоятельно решать задачу выведения с меньшей тягой, но с большей длительностью работы, что требует глубокого дросселирования работающего двигателя, а это сопряжено с известными техническими трудностями;

- указанное техническое решение не позволяет расширить функциональные возможности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, заключающиеся в обеспечении работы на конечных ступенях тяги одного блока с относительно малой тягой при отключенном другом блоке с минимальным импульсом последействия.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, расширение функциональных возможностей двигательной установки, состоящей из многокамерных жидкостных ракетных двигателей с газогенератором, причем оба или один из двигателей могут быть выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа, и управляемым вектором тяги, заключающееся в выборе тяги каждого из двигателей, оптимальной для решения поставленных задач, использовании отклоняющихся камер только для двигателя с меньшей тягой, выполняющего на активном участке полета функции управления вектором тяги, в обеспечении работы на конечной ступени одного из двигателей - двигателя с меньшей тягой, снижении разнотяговости камер в плоскости стабилизации, обеспечении возможности посадки многоразовой первой ступени для повторного запуска за счет двигателя с меньшей тягой, обладающего приемлемой величиной дросселирования для посадки, например, порядка 40%.

Задача изобретения достигается тем, что в двигательной установке, содержащей автономные двухкамерные двигатели с крестообразно установленными друг относительно друга камерами, причем каждый двигатель выполнен по схеме с газогенератором, с дожиганием или без дожигания генераторного газа, и содержит газогенератор, агрегаты системы питания, автоматики и регулирования, один из двигателей выполнен с большей тягой, и его камеры закреплены неподвижно, а каждая камера двигателя с меньшей тягой снабжена приводами и установлена с возможностью управляемого отклонения в пределах кругового конуса.

Другими отличиями заявленного изобретения являются:

- Двигательная установка, которая снабжена двумя двигателями, камеры которых установлены ортогонально друг к другу.

- Двигательная установка в которой двигатель с меньшей тягой выполнен с возможностью дросселирования, по меньшей мере, до 40% полной тяги.

- Двигательная установка, в которой камеры двигателя с меньшей тягой снабжены двумя одинаковыми приводами, один конец которых соединен с рамой, а другой - с камерой.

- Двигательная установка, в которой приводы распложены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

- Двигательная установка, в которой по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем химического воспламенения компонентов топлива.

- Двигательная установка, в которой система повторного запуска снабжена одноразовыми герметичными ампулами с пусковым горючим.

- Двигательная установка, в которой система повторного запуска снабжена многоразовой пусковой емкостью с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор двигателя.

- Двигательная установка, в которой двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем химического воспламенения компонентов топлива, которая снабжена многоразовой пусковой емкостью с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор соответствующего двигателя.

- Двигательная установка, в которой по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем лазерного воспламенения компонентов топлива.

- Двигательная установка, в которой двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем лазерного воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.

- Двигательная установка, в которой по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива.

- Двигательная установка, в которой двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.

Сущность изобретения проиллюстрирована чертежами. На фиг. 1 показан общий вид двигательной установки с жидкостными ракетными двигателями, на фиг. 2 показан вид двигательной установки со стороны сопл ракетных двигателей, а фиг. 3 показана схема двигательной установки, на фиг. 4 показан общий вид рулевого двигателя двигательной установки.

Как показано на фиг. 1 двигательная установка состоит из автономных двухкамерных двигателей - двигателя большей тяги 1 (фиг. 2, 3) и двигателя меньшей тяги 2 (фиг. 4), с крестообразно установленными друг относительно друга камерами. Двигатель большей тяги 1 включает в свой состав две камеры 3, агрегаты системы питания 4, агрегаты автоматики и регулирования 5, газогенератор 6, раму 7 и агрегаты системы воспламенения компонентов в газогенераторе 8 и камерах 9. Камеры 3 двигателя большей тяги 1 закреплены неподвижно. В состав агрегатов системы питания 4 могут входить турбонасосный агрегат и бустерные турбонасосные агрегаты, состав агрегатов определяется потребным напором системы питания, давлением и температурой компонентов на входе в двигатель. Все агрегаты двигателя закреплены на раме 7, которая крепит двигательный блок к ступени ракеты-носителя. Двигатель большей тяги может быть выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа - выход из турбины турбонасосного агрегата системы питания 4 соединен со входом в смесительную головку камер 3 газоводами 10. Двигатель меньшей тяги 2 включает в себя две камеры 11, агрегаты системы питания 12, агрегаты автоматики и регулирования 13, газогенератор 14, раму 15, агрегаты системы воспламенения компонентов в газогенераторе 16 и камерах сгорания - 17. Кроме того двигатель большей тяги может быть выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Для обеспечения управления вектором тяги ракеты-носителя в полете, при торможении и посадке камеры двигателя меньшей тяги установлены с возможностью управляемого отклонения в пределах кругового конуса, например, в карданном подвесе 18, и снабжены приводами 19. Для обеспечения отклонения камер 11 могут использоваться сильфонные компенсаторы 20, установленные по линии подачи каждого из компонентов в камеры 11 двигателя с меньшей тягой 2. Двигатель меньшей тяги 2, как и двигатель большей тяги 1, может быть выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа - выход из турбины турбонасосного агрегата системы питания 12 соединен со входом в смесительные головки камер 11 газоводами 21. При этом, исходя из удобства компоновки двигателя, агрегаты питания 12 двигательного блока меньшей тяги 2 могут быть расположены несимметрично относительно его камер 11, что приведет к разной длине газоводов 21, идущих от турбонасосного агрегата к камерам 11 двигателя. Двигатель меньшей тяги может быть выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. В составе двигательной установки комбинация двигателей может быть различной: оба двигателя выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа, оба двигателя - по схеме без дожигания генераторного газа, один из двигателей - с дожиганием генераторного газа, второй - без дожигания генераторного газа. Двигательная установка может состоять из двух двухкамерных двигателей - с большей 1 и меньшей тягой 2, камеры которых установлены ортогонально друг к другу. Для выполнения функций по довыведению полезной нагрузки, торможения и посадки двигатель с меньшей тягой может быть выполнен с возможностью дросселирования, по меньшей мере, до 40% его полной тяги. Приводы 19 для обеспечения управляемого отклонения камер 11 двигателя с меньшей тягой 2 могут быть выполнены одинаковыми, при этом один конец привода соединен с рамой 15, а другой - с камерой 11. Приводы 19 могут быть расположены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Для обеспечения одного или нескольких повторных включений в полете, по меньшей мере, один из двигателей может быть оснащен системой повторного воспламенения компонентов топлива, которая может быть реализована:

- путем химического воспламенения компонентов топлива, например, с использованием одноразовых герметичных ампул с пусковым горючим, количество которых для каждой камеры и газогенератора соответствует числу повторных включений соответствующего двигателя, или с использованием многоразовой пусковой емкости с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор двигателя;

- путем лазерного воспламенения компонентов топлива;

- путем электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива.

Система повторного воспламенения может быть выполнена единой для двигателей с большей и меньшей тягой и реализована:

- путем химического воспламенения компонентов топлива, которая снабжена многоразовой пусковой емкостью с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор соответствующего двигателя;

- путем лазерного воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя;

- путем электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.

При работе двигательной установки (фиг. 1, 2, 3) оба двигателя - большей тяги 1 и меньшей тяги 2 (фиг. 4) работают автономно, при этом после воспламенения компонентов топлива в камерах 3 и 11, газогенераторах 6 и 14, которое осуществляется с помощью агрегатов системы воспламенения компонентов 8 и 16, 9 и 17 двигателей 1 и 2, двигатель большей тяги 1 создает основную тягу ступени и, так как закреплен неподвижно относительно оси ступени ракеты-носителя не участвует в управлении вектором тяги ракеты-носителя, а двигатель меньшей тяги 2, создавая дополнительную тягу - повышая энерговооруженность ракеты-носителя, обеспечивает управление вектором тяги ступени по тангажу, рысканию и крену. Для обеспечения довыведения полезной нагрузки, управления, торможения и посадки в процессе работы двигатель 2 с меньшей тягой может дросселироваться, по меньшей мере, до 40% от номинальной тяги. Так как его тяга меньше, чем у двигателя 1, то и уровень дросселирования, который требуется для выполнения указанных выше операций существенно ниже. Системы двигателя большей тяги 1 обеспечивают создание и регулирование тяги в необходимом диапазоне, используя агрегаты автоматики и регулирования 5, в соответствии с заданной циклограммой полета. При этом агрегаты системы питания 5 и 12 каждого из двигателей обеспечивают необходимые для их функционирования давления и расходы. Усилие от двигателей 1, 2 многокамерного двигателя передается ракете-носителю через рамы 7 и 15. Управление вектором тяги осуществляется за счет отклонения камер 11 двигателя меньшей тяги 2, которые установлены с возможностью управляемого отклонения в пределах кругового конуса, например, в карданном подвесе 18, с использованием приводов 19 и систем, позволяющих обеспечить смещение камер относительно трубопроводов, например, сильфонных компенсаторов 20. Применение двух рулевых приводов 19, которые могут быть одинаковыми и расположены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, позволяет отклонять каждую из камер 11 в пределах кругового конуса с углом полураствора, обеспечивающим создание необходимых управляющих усилий. Как агрегаты автоматики и регулирования двигателей 5 и 13, так и системы воспламенения компонентов топлива 8, 9, 16, 17 могут быть выполнены полностью многоразовыми, что может потребоваться при довыведении полезной нагрузки на заданную орбиту и при обеспечении возвращения и посадки ступени для ее повторного использования. В случае необходимости повторного включения они обеспечивают повторный запуск двигателя, например, для создания тормозного усилия при возвращении ступени ракеты-носителя, обеспечивают повторный запуск двигателя меньшей тяги 2 для обеспечения управления вектором тяги на участках торможения, маневрирования и посадки. Время работы и количество включений каждого из двигателей выполняется достаточным для обеспечения требуемых условий полета, в том числе выведения полезной нагрузки, торможения и посадки ступени. Повторное включение обеспечивается применением многоразовых систем воспламенения компонентов топлива, которая в зависимости от исполнения работает следующим образом:

- при применении химического воспламенения компонентов топлива с использованием одноразовых герметичных ампул с пусковым горючим, количество которых для каждой камеры и газогенератора соответствует числу повторных включений соответствующего двигателя, горючее после насоса вытесняет пусковое горючее из ампул в полости камер и газогенераторов, где оно, соединяясь с окислителем воспламеняет компоненты топлива, при повторном включении используются следующие одноразовые герметичные ампулы;

- при применении химического воспламенения компонентов топлива с использованием многоразовой пусковой емкости с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор двигателя, необходимые порции пускового горючего подаются из пусковой емкости в полости камер и газогенераторов, объем подаваемого пускового горючего обеспечивается срабатыванием автоматики, в полостях камер и газогенераторов пусковое горючее воспламеняется при контакте с окислителем и воспламеняет компоненты топлива;

- при применении лазерного воспламенения компонентов топлива их воспламенение осуществляется следующим образом: в источнике лазерного излучения генерируется излучение, которое через световоды поступает к лазерному запальному устройству, в запальных устройствах происходит фокусировка лазерного излучения, которое попадая на компоненты топлива, воспламеняет их;

- путем электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива, при котором воспламенение компонентов топлива инициируется электрическим разрядом.

Система повторного воспламенения может быть выполнена единой для двигателей с большей и меньшей тягой и работает следующим образом:

- при применении химического воспламенения компонентов топлива с использованием многоразовой пусковой емкости с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор двигателя, необходимые порции пускового горючего подаются из пусковой емкости в полости камер и газогенераторов, объем подаваемого пускового горючего обеспечивается срабатыванием автоматики, в полостях камер и газогенераторов пусковое горючее воспламеняется при контакте с окислителем и воспламеняет компоненты топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя;

- при применении лазерного воспламенения компонентов топлива их воспламенение осуществляется следующим образом: в источнике лазерного излучения генерируется излучение, которое через световоды поступает к лазерному запальному устройству, в запальных устройствах происходит фокусировка лазерного излучения, которое попадая на компоненты топлива, воспламеняет их в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя;

- при применении электрического - электроискрового или электроплазменного воспламенения компонентов топлива оно инициируется электрическим разрядом воспламеняя компоненты в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.

Таким образом в предлагаемая двигательная установка, состоящая из многокамерных двигателей с дожиганием и управляемым вектором тяги расширяет функциональные возможности ракет-носителей, в том числе с многоразовыми ступенями за счет упрощения схемы - использования только одного двигателя с отклоняющимися камерами, обеспечения работы с меньшей тягой на конечных ступенях тяги одного двигательного блока с сохранением соосности вектора тяги с продольной осью симметрии жидкостного ракетного двигателя, обеспечения возможности посадки ступени на одном из двигательных блоков с приемлемым уровнем дросселирования.

Двигательная установка будет использована при создании перспективных средств выведения, в том числе с возвращаемыми верхними ступенями.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании как одноразовых, так и многоразовых ступеней ракеты-носителя. Двигательная установка, содержащая автономные двухкамерные двигатели с крестообразно установленными относительно друг друга камерами, причем каждый двигатель выполнен по схеме с газогенератором, с дожиганием или без дожигания генераторного газа, и содержит газогенератор, агрегаты системы питания, автоматики и регулирования, отличается тем, что один из двигателей выполнен с большей тягой и его камеры закреплены неподвижно, а каждая камера двигателя с меньшей тягой снабжена приводами и установлена с возможностью управляемого отклонения в пределах кругового конуса. Для обеспечения повторного запуска по меньшей мере один из двигателей может быть снабжен системой многократного воспламенения, которая может быть выполнена химической, лазерной или электрической - электроплазменной или электроискровой. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Двигательная установка, содержащая автономные двухкамерные двигатели с крестообразно установленными относительно друг друга камерами, причем каждый двигатель выполнен по схеме с газогенератором, с дожиганием или без дожигания генераторного газа, и содержит газогенератор, агрегаты системы питания, автоматики и регулирования, отличающаяся тем, что один из двигателей выполнен с большей тягой и его камеры закреплены неподвижно, а каждая камера двигателя с меньшей тягой снабжена приводами и установлена с возможностью управляемого отклонения в пределах кругового конуса.

2. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что снабжена двумя двигателями, камеры которых установлены ортогонально друг к другу.

3. Двигательная установка по пп. 1, 2, отличающаяся тем, что двигатель с меньшей тягой выполнен с возможностью дросселирования по меньшей мере до 40% полной тяги.

4. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что камеры двигателя с меньшей тягой снабжены двумя одинаковыми приводами, один конец которых соединен с рамой, а другой - с камерой.

5. Двигательная установка по п. 4, отличающаяся тем, что приводы распложены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

6. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем химического воспламенения компонентов топлива.

7. Двигательная установка по п. 6, отличающаяся тем, что система повторного запуска снабжена одноразовыми герметичными ампулами с пусковым горючим.

8. Двигательная установка по п. 6, отличающаяся тем, что система повторного запуска снабжена многоразовой пусковой емкостью с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор двигателя.

9. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем химического воспламенения компонентов топлива, которая снабжена многоразовой пусковой емкостью с пусковым горючим и агрегатами автоматики, обеспечивающими возможность многократной подачи и отключения подачи пускового горючего в линии подачи горючего в камеры и газогенератор соответствующего двигателя.

10. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем лазерного воспламенения компонентов топлива.

11. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем лазерного воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.

12. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере один двигатель оснащен автономной системой повторного запуска путем электрического - электроискрового или электроплазменного - воспламенения компонентов топлива.

13. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что двигатели оснащены единой системой повторного запуска путем электрического - электроискрового или электроплазменного - воспламенения компонентов топлива в камерах и газогенераторе соответствующего двигателя.