ДВИГАТЕЛЬ

1. Двигатель, содержащий
ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;
первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания;
вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания;
систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания;
причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации.
2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий
первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подаваемого в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором;
контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;
второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива;
3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий турбину для приведения в действие компрессора, при этом турбина выполнена с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого устройства теплообменника.
4. Двигатель по п. 3, дополнительно содержащий третье устройство теплообменника, выполненное с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в турбину.
5. Двигатель по п. 4, дополнительно содержащий первую предварительную камеру сгорания, выполненную с возможностью частичного сжигания по меньшей мере части топлива перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
6. Двигатель по п. 5, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания соединен с третьим устройством теплообменника для нагревания теплопередающей среды.
7. Двигатель по п. 5 или 6, в котором первая предварительная камера сгорания выполнена с возможностью частичного сжигания воздуха из компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.
8. Двигатель по одному из пп. 1-6, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора.
9. Двигатель по п. 8, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов.
10. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, который содержит один или больше перепускных клапанов в контуре теплопередающей среды для обхода теплопередающей средой одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.
11. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, дополнительно содержащий вторую предварительную камеру сгорания для частичного сгорания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания с окислителем, подаваемым по системе подачи окислителя.
12. Двигатель по п. 11, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания используют для приведения в действие одной или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.
13. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, дополнительно содержащий одну или больше перепускных форсунок для сжигания части топлива, подаваемого от второй системы подачи топлива.
14. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором множество воздушно-реактивных камер сгорания выполнены с размещением вокруг ракетной камеры сгорания.
15. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором ракетная камера сгорания и воздушно-реактивная камера сгорания используют общее сопло.
16. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором топливо из второй системы подачи топлива используют для приведения в действие одной или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.
17. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.
18. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды.
19. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором первая и вторая системы подачи выполнены для подачи водорода в качестве топлива.
20. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором воздушно-реактивная камера сгорания выполнена с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом.
21. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором
воздушно-реактивная камера сгорания выполнена с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом, а
двигатель выполнен с возможностью частичного сжигания топлива с указанным сжатым воздухом перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
22. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, выполненный с возможностью запуска в воздушно-реактивном режиме, в котором он приспособлен производить тяговое усилие при непрерывной работе при нулевой скорости полета.
23. Способ эксплуатации двигателя, включающий
обеспечение ракетной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя и воздушно-реактивной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя, при этом воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации;
сжатие воздуха с использованием компрессора для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;
подачу топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания с помощью второй системы подачи топлива в первом режиме работы;
подачу топлива в ракетную камеру сгорания с использованием первой системы подачи топлива во втором режиме работы;
подачу окислителя в ракетную камеру сгорания с использованием системы подачи окислителя во втором режиме работы.
24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, дополнительно включающий
в первом режиме работы, охлаждение воздуха, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды и первого устройства теплообменника, имеющего впуск и выпуск;
использование контура теплопередающей среды для указанной теплопередающей среды;
охлаждение теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого либо по первой, либо по второй системе подачи топлива, с помощью второго устройства теплообменника.
25. Способ эксплуатации двигателя по п. 24, в котором в первом режиме работы, теплопередающую среду пропускают мимо одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.
26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, в котором в первом режиме работы, температуру воздуха, подаваемого в компрессор, поддерживают выше точки замерзания воды путем избирательного обхода одной или больше ступеней первого устройства теплообменника с теплопередающей средой.
27. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 24-26, в котором топливо из второй системы подачи топлива частично сжигают с воздухом из компрессора перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
28. Способ эксплуатации двигателя по п. 27, дополнительно включающий использование турбины для приведения в действие компрессора, при этом турбину приводят в действие с помощью части теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого устройства теплообменника.
29. Способ эксплуатации двигателя по п. 28, дополнительно включающий использование третьего устройства теплообменника, при этом в воздушно-реактивном режиме работы теплопередающая среда нагревают в третьем устройстве теплообменника перед подачей в турбину.
30. Способ эксплуатации двигателя по п. 29, дополнительно включающий использование первой предварительной камеры сгорания, в которой по меньшей мере часть топлива частично сгорает перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
31. Способ эксплуатации двигателя по п. 30, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания подают в третье устройство теплообменника и используют для нагревания теплопередающей среды.
32. Способ эксплуатации двигателя по п. 30 или 31, в котором в первой предварительной камере сгорания частично сжигают воздух из первого компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.
33. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора, и теплопередающую среду пропускают через указанные одну или больше ступеней для охлаждения теплопередающей среды.
34. Способ эксплуатации двигателя по п. 33, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов, причем насосы приводят в действие с помощью турбин, приводимых в действие топливом, подаваемым от второй системы подачи топлива.
35. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, в котором во втором режиме работы топливо из первой системы подачи топлива частично сжигают во второй предварительной камере сгорания с окислителем из системы подачи окислителя перед подачей в ракетную камеру сгорания.
36. Способ эксплуатации двигателя по п. 35, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания приводит в действие одну или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.
37. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, включающий использование одной или большего количества перепускных форсунок, в которых сжигают часть топлива, подаваемого из второй системы подачи топлива.
38. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором выпуск из ракетной камеры сгорания и воздушно-реактивной камеры сгорания подают в общее сопло.
39. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором топливо из второй системы подачи топлива приводит в действие одну или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.
40. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором гелий используют в качестве теплопередающей среды.
41. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором водород подают по первой и второй системам подачи топлива.
42. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором кислород подают по системе подачи окислителя.
43. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором рабочее давление в воздушно-реактивной камере сгорания меньше рабочего давления в ракетной камере сгорания.
44. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором обеспечивают работу воздушно-реактивной камеры сгорания при давлении ниже 20 бар.
45. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором максимальную температуру теплопередающей среды поддерживают по существу постоянной в ходе первого режима работы.
46. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором, во время перехода от первого режима работы ко второму режиму работы задействуют как воздушно-реактивную камеру сгорания, так и ракетную камеру сгорания.
47. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором двигатель устанавливают в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.
48. Воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-22.
49. Летательный аппарат, самолет или воздушно-космический самолет по п. 48, дополнительно содержащий фюзеляж с аэродинамическими управляющими плоскостями, выполненными с возможностью действовать вместе с двигателем для управляемого взлета по самолетному от нулевой скорости полета, при двигателе, работающем в воздушно-реактивном режиме.