СПОСОБ ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ГРУЗОВ В АТМОСФЕРЕ ПЛАНЕТ НА СКОРОСТЯХ ВЫШЕ ПЕРВОЙ КОСМИЧЕСКОЙ И МНОГОРЕЖИМНЫЙ СВЕРХГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВЫСОКОЙ ИНТЕГРАЦИЕЙ ПЛАНЕРА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

1. Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической, включающий в себя реактивный движитель и планер летательного аппарата, отличающийся тем, что летательный аппарат разгоняют в верхних слоях атмосферы вокруг планеты, до сверхгиперзвуковой скорости (СГС) при значениях Маха много больших, чем M25-100, достигая таким образом космических скоростей значительно больших, чем местная круговая скорость (первая космическая), а центробежную силу Fc, возникающую при таком полете, которая становится значительно больше гравитационного притяжения планеты (силы тяжести) G, компенсируют аэродинамической или реактивной отрицательной подъемной силой Y, направленной к центру планеты, для чего угол атаки @ планера летательного аппарата делают отрицательным к поверхности планеты, таким образом, установившийся равновесный крейсерский полет в режиме СГС имеет следующий вид: Fc=Y+G, и соответственно при подъеме мы имеем: Fc>Y+G, а при снижении соответственно: Fc<G+Y при отрицательном угле атаки и скорости больше первой космической (местной круговой) и условия полета для гиперзвукового самолета при положительном угле атаки, кроме того во время полета также соблюдают следующие отношения соответственно: Ft>Fq при увеличении скорости, где Ft - сила тяги движения аппарата, а Fq - сила лобового сопротивления и Ft<Fq при торможении.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что увеличение скорости летательного аппарата вне атмосферы производят дистанционно, воздействуя на многослойную обшивку планера летательного аппарата и его элементов (гондол пилонов, оперенья и пр.) с помощью энергетических станций слежения (космических электростанций), которые генерируют направленную энергию, принимаемую им для нагрева рабочего тела, которое подают насосами в передние кромки планера и его элементов, а затем пропускают через их многослойную обшивку и выпускают под давлением через сопла, например, щелевые, расположенные по контуру их задних кромок, создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения для исключения их влияния на экологию планеты, располагают над траекторией полета аппарата на взаимно удаленной дистанции, например, по системе глобального позиционирования, позволяющей последовательно вести аппарат эстафетно, снабжая его энергией, например пространственной резонансной фокусировкой СВЧ (или лазерного) излучения умеренной (безопасной мощности), исходящей сразу от нескольких космических электростанций, энергия которых суммируется на корпусе аппарата, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии (теплообменника), через который пропускают под давлением рабочее тело (гелий, водород, воду, атмосферу), создающее реактивную тягу и автоматическое его охлаждение, а частоту СВЧ излучения подбирают таким образом, чтобы глубина воздействия на поверхность аппарата была в пределах толщины теплообменника, при этом отрицательную подъемную силу создают ориентацией аппарата, при которой вектор тяги ракетного двигателя направлен в сторону планеты.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что высоту полета подбирают таким образом, чтобы плотность атмосферы на данной высоте соответствовала скоростному напору набегающего потока, создающему необходимое давление в воздухозаборнике, а после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют активное охлаждение его планера и элементов (корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперенья, в том числе гондол и воздухозаборников) для создания дополнительной реактивной тяги, для чего осуществляют подачу жидкого (охлажденного горючего), например, водорода, под большим давлением из основной топливной емкости в их носовые теплонапряженные кромки, где горючее под действием высокой температуры газифицируется, и далее его проводят по тракту через каналы в многослойной обшивке, после чего испускают через сопла, например выполненные в виде щелей, расположенных по контуру задних кромок планера и его элементов, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом удельный импульс такой дополнительной проточной термо-ракетной двигательной установки возрастает с увеличением скорости полета летательного аппарата, вследствие более интенсивного нагрева охлаждающей жидкости, которая нагреваясь, непосредственно становится эффективным рабочим телом, со скоростью истечения пропорциональным квадратному корню из T/M, где T - абсолютная температура нагрева проходящего через обшивку водорода, M - его средний молекулярный вес, кроме того созданную таким образом реактивную струю чистого горячего водорода, сжигают в кормовой части летательного аппарата, смешивая ее с атмосферным воздухом, для чего кормовую часть корпуса аппарата интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания, при этом щелевые реактивные сопла автоматически используют как форсунки для подачи горючего для его работы, таким образом, создают комбинированный рабочий режим ракетно-прямоточного двигателя внешнего сгорания, используя сумму реактивной тяги самих форсунок и прямоточного реактивного двигателя внешнего сгорания.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что для ускоренного движения аппарата в облаке плазмы набегающего потока на гипер и сверхгиперзвуковых скоростях используют принцип магнито-газодинамического двигателя с внешним обтеканием (МГДДВ), для чего в газодинамический поток вводят разность потенциалов, созданный таким образом в плазме электрический ток, взаимодействуя с магнитным полем сверхпроводящих катушек, установленных в корпусе аппарата (в емкости с криогенным горючим (водородом) создает поступательное движение,
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что воздухозаборной плоскостью может являться теплозащитный слой в нижней или верхней части, кроме того половины емкостей снабжают замками фиксаторами и после достижения определенной скорости одну половину отбрасывают а вторую используют как вторую ступень, при этом половинам придают такую аэродинамическую форму, при которой каждая из половин способна самостоятельно осуществлять планирование, причем основную часть маршевых (стартовых) двигателей крепят к отделяемой половине служащей первой ступенью, причем маршевые двигатели блоком или отдельно крепят к первой ступени на продольных направляющих, по которым двигатели могут перемещаться вдоль корпуса первой ступени, с целью регулирования центра тяжести первой ступени при ее возвращении.
6. Способ по п 5, отличающийся тем, что пространство между ступенями используют в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковым и сверхзвуковым горением, для чего стойки и продольные переборки, предназначенные для крепления ступеней и организации потока между ступенями, снабжают форсунками для впрыска горючего, возможно снабжение стоек и переборок узлами регулирования их высоты, а также регулирования пространства между ступенями в передней и задней частях с целью изменения геометрии и площади воздухозаборника и сопловой части.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что входную часть воздухозаборника, которая служит поверхностью теплообменного тракта, снабжают дополнительной поверхностью, с помощью которой регулируют степень теплообмена входной области гиперзвукового воздушно-прямоточного двигателя, а поток в тракте частично охлаждают на сверхгиперзвуковых скоростях полета, при котором его характеристики соответствуют наивыгодному режиму работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя с максимальным удельным импульсом тяги, при этом также автоматически исключается диссоциация продуктов дозвукового и сверхзвукового горения в камере сгорания.
8. Способ по п.5, отличающийся тем, что все пустое пространство (полости) воздуховодов с теплообменными трактами или полость камеры сгорания прямоточного двигателя заполняют топливом, которое используют при старте и предварительном разгоне летательного аппарата, для чего полости снабжают герметизируемыми створками например, в виде жалюзи, снабженными приводами и топливозаборниками.
9. Способ по п.4, отличающийся тем, что набегающий поток воздуха направляют (прогоном) вдоль криогенной емкости, например подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят, охлаждают с частичным ожижением, используя теплообмен через стенку части емкости лишенной теплоизоляции, после чего жидкую его часть направляют через насос в ракетный двигатель, а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно-реактивного двигателя, причем при полете в вакууме переднюю часть воздухозаборников герметизируют и из вспомогательной емкости в канал воздуховода подают (впрыскивают) кислород, где он газифицируется и поступает в обычном режиме, проходя через воздухозаборный тракт в обычный воздушно-реактивный двигатель, создающий тягу.
10. Способ по п.3, отличающийся тем, что аппарат выполняют в виде одной несущей емкости, внутри которой помещают воздуховоды с регулируемой теплоизоляцией и противообледенительным, при этом набегающий воздушный поток пропускают вдоль воздуховодов, сжимая его путем охлаждения, после чего его подают в многоступенчатый компрессор и через детандеры доводят до жидкого состояния и с помощью центробежного насоса подают в ракетный двигатель.
11. Летательный аппарат для осуществления способа по п.1, отличающийся тем, что несущий корпус летательного аппарата содержит ракетные двигатели и состоит из двух плоских половин, каждая из которых является топливной криогенной емкостью, имеющей внешнее термозащитное покрытие, которое отсутствует на плоскости их внутреннего соединения, при этом две емкости имеют механизм их разделения-соприкосания с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют как тракт-теплообменник для забора и предварительного охлаждения и даже возможного сжижения набегающего воздушного потока и направлением его через, например, центробежный насос прямо в камеру ракетного двигателя, причем охлаждение и частичное сжижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек, которые не имеют тепловой защиты, при этом расширение криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена при сжижении используют для наддува самих емкостей, кроме того возможно разделение половин на этапе разгона аппарата, при котором одна из половин выполняет функцию первой ступени, а другая соответственно второй, причем маршевые двигатели блоком или отдельно крепят к первой ступени на продольных направляющих, по которым двигатели могут перемещаться вдоль корпуса первой ступени с целью регулирования центра тяжести первой ступени при ее возвращении, возможно планирование первой и второй ступени кормовой частью навстречу набегающему потоку.
12. Летательный аппарат по п. 11, отличающийся тем, что, с целью увеличения площади воздухозаборника для сверхгиперзвукового полета в крайне разряженных слоях атмосферы, планер летательного аппарата выполняют в виде аэродинамически несущей воронки, корпус которой образуют топливные емкости, состоящие из продольных трубчатых сегментов с топливом, которые шарнирно соединяют между собой по всей длине, при этом шарниры снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же полностью соединяться, приобретая сплюснутую обтекаемую аэродинамическую плоскость, при этом в образованное внутреннее пространство воронки направляют набегающий поток, который омывая стенки емкостей, лишенных теплозащиты, резко охлаждается и частично сжижается, при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель, а газообразную часть в воздушно-реактивный двигатель.
13. Летательный аппарат по п. 11, отличающийся тем, что корпус летательного аппарата выполняют в виде базовой плоской топливной емкости (центроплана) с продольным относительным удлинением, вдоль боковых частей которой с поперечным углом V устанавливают аэродинамические плоскости, в виде коротких, но с большим продольным удлинением консолей (концевых крылышек), причем внутренний объем консолей используют для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя, для чего консоли выполняют путем продольного набора из труб, образующих воздухозаборник, воздуховодный тракт, камеру сгорания и сопловую часть.
14. Летательный аппарат по п. 11, отличающийся тем, что планер летательного аппарата выполняют в виде аэродинамической несущей топливной емкости, которую формируют из продольного набора отдельных трубчатых топливных емкостей овального или круглого сечения с оболочкой из жаропрочных сортов однородного металла, спаянных (сваренных) между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем к внешней части оболочки таких емкостей крепят с помощью разъемов, например, болтовых теплообменный тракт, выполненный в виде плоского листа капота, сваренного из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения, возможно выполнение теплообменного тракта гофровой конструкции, возможно также выполнение самой оболочки таких топливных емкостей из продольного набора трубок в два или более слоя, один над другим которые подкрепляют поперечными силовыми бандажами, при этом заделку (обвязку набора) по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной припайки (сварки) трубчатой распределительной окаемки с профилированным под встречный поток сечением, возможно использование частей внутреннего герметичного пространства такой трубчатой контурной окаемки для размещения во внутренней ее части вспомогательной емкости с окислителем, пассажиров и грузов, для чего в боковых частях окаемки предусматривают входные герметичные двери и иллюминаторы, причем оболочку такой контурной окантовки выполняют поперечным набором из трубок расчетного сечения подобно оболочке основной емкости, а их теплообменные тракты объединяют, при этом охлаждающую жидкость - рабочее тело подают через трубчатый распределяющий коллектор, расположенный вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке.
15. Высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат для осуществления способа по п. 3, содержащий в себе несущий корпус, передняя часть которого интегрирована под воздухозаборник, а задняя - под сопло гиперзвукового прямоточного двигателя, который располагают под миделевой частью корпуса, отличающийся тем, что боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами в виде, например, дополнительных емкостей с клиновидным профилем, ширина которых увеличивается к хвостовой части, образуя характерную аэродинамическую схему типа волнолет, причем возможна установка наплывов с поперечным ″V″ сечением как положительным, так и отрицательным углом, при этом камеру воздушно-реактивного двигателя выполняют в виде подвесной платформы, которую крепят к нижней части корпуса, например, через продольные телескопические пилоны, высоту которых регулируют, тем самым управляя геометрией и объемом воздушного тракта и камеры его сгорания, а в передней и задней торцах плиты крепят управляемые с помощью приводов щитки, которые также служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части и управления реактивной струей в задней части, а также при герметизации, камеры сгорания, например, во время посадки или планирования аппарата, а также при использовании камеры сгорания ГПВРД для ее работы при дозвуковой скорости полета когда в камеру сгорания подают сжатый воздух компрессором, при герметично закрытом переднем щитке, причем камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя используют и при небольшой скорости полета 0-2M для чего ее переднюю часть герметизируют с помощью переднего щитка и подают воздух через воздуховоды отдельно расположенными воздушными компрессорами, которые размещают в передней части аппарата, при этом их вращают с помощью турбин, пропущенным через теплообменники, например через охлаждающие тракты, газообразным водородом, при этом задним щитком регулируют сечение выхода реактивной струи на различных режимах работы камеры сгорания, а для того чтобы блокировать воздушный поток после завершения работы компрессоров, в носовой части располагают щиток для герметизации воздухозаборника компрессоров после набора скорости более 2M, когда открывают передний щиток воздухозаборника прямоточного двигателя, активно регулируя режим воздухозаборника от режима прямоточного двигателя с подачей в камеру сгорания с дозвуковым горением до режима сверхзвукового горения, при котором передний и задний щитки находятся при максимальном раскрытии, обеспечивая прямое течение в камере сгорания, причем возможна активная регулировка геометрии и объема камеры сгорания как при сверхзвуковом прямоточном режиме полета, так и при гиперзвуковом, кроме того нижнюю часть корпуса снабжают аэродинамическими продольными реданами, которые могут быть полыми и являться, например, частью топливной емкости.
16. Высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат по п. 15, отличающийся тем, что сверхгиперзвуковой летательный аппарат выполняют в виде несущего корпуса с аэродинамической схемой типа звездообразный волнолет с симметричной верхней и нижней частью, причем осевую линию такого волнолета выполняют в виде аэродинамической плоской емкости с клиновидным продольным сечением, при этом развитые наплывы используют для организации потока гиперзвукового двигателя с внешним сгоранием, для чего в миделевой части поверхности корпуса предусматривают реактивные сопла, выполняющие функцию форсунок.
17. Высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что объемный корпус летательного аппарата выполняют из твердого топлива (из топлива в твердом состоянии), например из переохлажденного твердого водорода, которое пространственно армируют волокном, являющимся также горючим, твердое топливо, выполненное в виде планера, покрывают оболочкой, снабженной перфорацией с форсунками, при этом твердое топливо аблирует, образуя газ, который выходит из перфораций в защитной оболочке, образуя струи для реактивной тяги и подачи горючего в зону горения.