МНОГОРАЗОВЫЙ ГИБРИДНЫЙ РАКЕТОНОСИТЕЛЬ КРИШТОПА (МГРК), ГИБРИДНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ГСУ) ДЛЯ МГРК И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МГРК С ГСУ (ВАРИАНТЫ)
REUSABLE HYBRID KRISHTOP LAUNCH VEHICLE (HLKV), HYBRID POWER PLANTS (HPP) FOR HLKV AND METHOD FOR FUNCTIONING OF HLKV WITH HPP (OPTIONS)

Группа изобретений относится к области многоразового гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, для вывода космопланов на низкую опорную орбиту с использованием атмосферного кислорода, что позволяет уменьшить стартовый вес ракетоносителя за счет уменьшения массы окислителя для ЖРД и РВРД детонационного горения, при известном соотношении массы ракетного топлива и окислителя один к трем в современных ракетных ЖРД.
МГРК может использоваться для вывода на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, который позволяет осуществлять контролируемое мягкое приземление возвращаемого МГРК. Возможно использование легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке МГРК. Достигается значительное уменьшение стартовой массы МГРК за счет эффективного использования атмосферного кислорода в гибридной силовой установке МГРК по сравнению с известными конструкциями, например многоразового ракетоносителя Falcon 9 компании Space X.
Из существующего уровня техники известен многоразовый ракетоноситель Falcon 9 компании Space X, использующий только жидкостные реактивные ракетные двигатели для вертикального взлета и посадки по-ракетному. Общие недостатки подобных конструкций: использование только одного типа жидкостных реактивных двигателей (ЖРД), работающих на малоэффективном дефлаграционном горении топливно-окислительных смесей и соответственно необходимость достаточно большого запаса ракетного топлива и окислителя при возвращении к месту приземления, что неизбежно ведет к уменьшению выводимой на орбиту полезной нагрузки многоразового ракетоносителя, а также невозможность использования атмосферного кислорода для уменьшения стартовой массы многоразового ракетоносителя и использование для приземления только одного способа по-ракетному, без использования гибридного способа посадки многоразового ракетоносителя с помощью парашюта, трансформируемого в аэростат.
Также из существующего уровня техники известен патент на изобретение RU 2710841 от 16.05.2019 (автор Криштоп Анатолий Михайлович) «Многоразовый ракетоноситель» (далее - MP), сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), способ функционирования которого, заключается в том, что вертикальный старт по-ракетному MP может производить за счет комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов турбовинтовых двигателей (далее - ТВД), и реактивной сверхзвуковой тяги от маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения (далее - МШУРДГ), которые получают для работы предварительно сжатый воздух только от компрессоров ТВД в составе ГСУ, с регулированием вертикальной устойчивости при старте в режиме функционирования MP, как мультикоптера, с дальнейшим переходом от вертикального взлетного режима по ракетно-мультикоптерному, на пологий полет с набором высоты по-самолетному, за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета MP по-самолетному, ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении высоты полета MP, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета MP, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, а при достижении максимальной высоты и скорости полета MP, устройство расстыковки отделяет по-ракетному для самостоятельного полета высшие ступени космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли, а MP переходит к заключительному этапу посадки путем плавного планирования по-самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета MP, и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ, и выполнением переходного вертикального маневра для посадки на площадку приземления, по ракетно-мультикоптерному за счет комбинированной оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ. Общие недостатки подобных конструкций: использование в составе ГСУ конструкции ТВД, работающих на малоэффективном дефлаграционном горении топливно-окислительных смесей, которые необходимы для работы МШУРДГ в составе ГСУ, а также неиспользование гибридного способа посадки MP с помощью парашюта, трансформируемого в аэростат.
Также из существующего уровня техники известен патент на изобретение от 13.01.2021 (автор Криштоп Анатолий Михайлович), выданный по решению, принятому от 08.12.2021, о выдаче патента по заявке №2021100731 - «Парашют, трансформируемый в аэростат», характеризующийся тем, что содержит источник электроэнергии, блок управления, парашют, устройство которого выполнено в форме зонта с куполом из герметичной двойной ткани, к которому стропами прикреплена подвесная система возвращаемого космического аппарата, на котором закреплен баллон, содержащий сжатый газ с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха, и на котором установлена запорная арматура с электроприводом, соединенная гибким шлангом с внутренней полостью герметичной двойной ткани купола парашюта, которая имеет возможность трансформироваться по форме из формы купола парашюта в форму шара аэростата, заполненного газом с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха.
Из уровня техники также известно, что детонационное горение возникает и при объемном взрыве, представляющем собой неконтролируемое выделение большого запаса энергии газовой или аэрозольной смеси горючих веществ и окислителя, заполняющих ограниченное пространство, при определенном соотношении горючего и окислителя и наличия инициирующего импульса, и, например, для смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0% создаются условия для образования объемного взрыва в соответствии с Л[3-9]. Детонационное горение, возникающее при объемном взрыве, может использоваться для создания ракетно-воздушно-реактивных двигателей пульсирующего детонационного горения в составе гибридных силовых установок многоразовых ракетоносителей.
Однако из уровня техники не известен многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, использующий гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, с использованием атмосферного кислорода.
Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, включая ЖРД, использующих «медленное» дефлаграционное горение топлива.
Из уровня техники также известно, что детонационное горение возникает и при объемном взрыве, представляющем собой неконтролируемое выделение большого запаса энергии газовой или аэрозольной смеси горючих веществ и окислителя, заполняющих ограниченное пространство, при определенном соотношении горючего и окислителя и наличия инициирующего импульса, и, например, для смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0% создаются условия для образования объемного взрыва в соответствии с Л [3-9].
Однако в настоящее время из уровня техники не известна гибридная силовая установка (ГСУ) для многоразовых ракетоносителей, в составе которой жидкостный ракетный двигатель и ракетно-воздушно-реактивный двигатель пульсирующего детонационного горения, работающий при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Таким образом, остается актуальной задача создания гибридной силовой установки (ГСУ) для многоразовых ракетоносителей, в составе которой жидкостный ракетный двигатель и ракетно-воздушно-реактивный двигатель пульсирующего детонационного горения, работающий при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Однако из уровня техники также не известен многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, использующий гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Таким образом, остается актуальной задача создания многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, использующего гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, использующего гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным ракетным двигателем (ЖРРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена Гибридная силовая установка по пункту 1 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена Гибридная силовая установка по пункту 2 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Многоразовый гибридный ракетоноситель по пункту 3 формулы изобретения.
Технический результат достигается также в способе функционирования Многоразового гибридного ракетоносителя с Гибридной силовой установкой, по пункту 4 формулы изобретения.
Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6.
На чертеже Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз Многоразового гибридного ракетоносителя (далее - МГР), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты, и парашюта, трансформируемого в аэростат, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), который содержит несущий корпус 38, внутри которого расположены основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для ГСУ, и кабина пилотируемого или беспилотного управления и убирающиеся посадочные шасси (на чертеже не показаны), а также содержит, например, четыре несущие плоскости 39 самолетного типа, с воздушными рулями 40, и соответственно четыре ракетно-воздушно-реактивных двигателя 27 (далее - РВРД) и, например два, жидкостных реактивных ракетных двигателя 41 (далее - ЖРРД) в составе ГСУ, Снаружи несущего корпуса 38 в передней части расположено устройство для расстыковки, например в виде пироболтов (на чертеже не показаны), с высшими ступенями космических аппаратов 36, выводимых на орбиту Земли и устройство парашюта, трансформируемого в аэростат 37 в упакованном состоянии.
На чертеже Фиг. 2 представлена функциональная полетная схема МГР от момента вертикального старта по-ракетному, полета по пологой траектории в атмосфере по-самолетному, расстыковки высшими ступенями космических аппаратов, маневра увода на вертикальное направление МГР по-самолетному, погашение вертикальной скорости за счет гравитации при выключенных из работы всех ЖРРД и РВРД, плавный спуск МГР в режиме, как гибрида парашюта с мультикоптером при включении в работу РВРД в составе ГСУ в режиме использования набегающего потока атмосферного воздуха снизу и мягкая посадка спускаемого МГР в режиме, как гибрид аэростата с мультикоптером, где: 42 - стартовая площадка, 43 - МГР в сборе с высшими ступенями космических аппаратов, 44 - траектория полета до расстыковки с высшими ступенями космических аппаратов 36, плавный спуск МГР на парашюте 45 с дополнительным торможением и маневрированием по мультикоптерному при работе всех РВРД в составе ГСУ, трансформирование парашюта 45 в аэростат 46 и мягкая посадка, на выбранную поверхность 47, спускаемого МГР 38 в режиме, как гибрид аэростата с мультикоптером при работе всех РВРД в составе ГСУ.
На чертеже Фиг. 3 представлен вид спускаемого МГР 38 в режиме, как гибрид аэростата с мультикоптером при работе всех РВРД в составе ГСУ в момент мягкой посадки, где: 48 - стропы парашюта, трансформируемого в аэростат 46, 49 - убирающиеся посадочные шасси.
На чертеже Фиг. 4 представлена функциональная схема Детонационного пульсирующего реактивного двигателя (далее - ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ) на эскизе Фиг. 4 в режиме впуска сжатого воздуха через систему шиберного устройства впуска - выпуска 21 с формированием топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9, где: 1 - направление потока сжатого воздуха со стороны воздушного компрессора 26 Фиг. 6 в сторону системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, содержащую воздухозаборник 18, с устройством 22 для принудительного закрытия окна впуска сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора, 2 - трубопровод, 3 - переключающий двухлепестковый шибер в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, 4 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 5 - свеча зажигания и/или детонационная трубка системы зажигания, 6 - датчик массового расхода входящего воздуха, 7 - топливная форсунка системы подачи топлива, 8 - направление перемешивания топливовоздушной смеси, 9 - детонационная камера объемного взрыва, 10 - основное выходное реактивное сопло, 11 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 12 - верхний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 13 - нижний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 14 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 33 - форсунка системы подачи окислителя, блок управления (чертеже Фиг. 4 не показан).
На чертеже Фиг. 5 представлена функциональная схема ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ, и на эскизе Фиг. 5 (5-1) в момент инициирующего импульса объемного взрыва 17 и в режиме выпуска выхода основного потока выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва 9 в направлении 16, где: под действием ударной детонационной волны в открытом положении верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, и переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении закрытого впускного окна 19 воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, в функции отвода дополнительной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 в сторону входа газовой турбины 28 РВРД Фиг. 6, направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ, а также на эскизе Фиг. 5 (5-2) для варианта исполнения основного выходного реактивного сопла 10 ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ, содержащего МГД генератор 32, блок управления (на чертеже Фиг. 5 не показан).
На чертеже Фиг. 6 представлена функциональная схема РВРД в составе ГСУ в конструкции которого, например, два ДПуРД, где в одном корпусе 27 расположены, например осесимметричный, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23 с минимальными потерями на эскизе Фиг. 6 (6-1), воздушный компрессор 26, создающий напор воздуха на входе систем шиберного устройства впуска - выпуска 21 с трубопроводом 2 каждого из ДПуРД в конструкции РВРД, детонационная камера объемного взрыва 9 с основным выходным реактивным соплом 10 в открытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 на направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого из ДПуРД в конструкции РВРД, газовая турбина 28 привода воздушного компрессора 26, выходное реактивное сопло 29 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например без форсажной камеры РВРД в составе ГСУ, с направлением реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 двух ДПуРД Фиг. 6 (6-1), блок управления (на эскизе не показан). На эскизе Фиг. 6 (6-2) показано положение элементов осесимметричного воздухозаборника 24 при работе РВРД в составе ГСУ в режиме использования набегающего потока 35 атмосферного воздуха со стороны выходного реактивного сопла 29, когда все дополнительные воздушные шиберы 34 осесимметричного регулируемого воздухозаборника 24 каждого РВРД в составе ГСУ открыты на направление дополнительного доступа атмосферного воздуха при положении полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе центральным телом 25 осесимметричного регулируемого воздухозаборника 24 Фиг. 6 (6-2) на этапе вертикального плавного спуска МГР на парашюте 45 с дополнительным торможением и маневрированием по мультикоптерному при работе всех РВРД в составе ГСУ Фиг. 2.
На всех чертежах Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6 вариант исполнения каждого ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ с предпочтительной формой детонационной камеры объемного взрыва 9 в виде эллипсоида, а трубопровод 2 и основное выходное реактивное сопло 10 выполнены в виде предпочтительной коробчатой формы прямоугольного сечения. Устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19 переключающим двухлепестковым шибером 3, выполнено, например, в виде электромагнита с подвижным сердечником с регулируемой длиной хода штока, достаточной для принудительного поворота переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение закрытия впускного окна 19 и отрытого выпускного окна 20 на Фиг. 5. Регулируемый начальный момент закручивания торсиона 4 и торсионов 11, 14 настроен на величину, обеспечивающую положение всех шиберов 3, 12 и 13, закрепленных на торсионах согласно Фиг. 4 без действия детонационной волны, но достаточную для изменения положения всех шиберов 3, 12 и 13 согласно Фиг. 5 под действием детонационной волны выхлопных газов объемного взрыва топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9. Для обеспечения оптимального температурного режима работы ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ могут использоваться любые известные системы охлаждения двигателей, например естественное воздушное охлаждение.
Работа ЖРРД в составе ГСУ не требует описания, так как известна специалисту в данной области техники, а работа РВРД в составе ГСУ, описанного по чертежам Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6 не имеет аналогов в мире и осуществляется следующим образом. В исходном положении РВРД в составе ГСУ для запуска в работу в режимной функции атмосферного воздушно-реактивного двигателя, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, в положении позволяющем обеспечивать наибольшее использование дозвукового скоростного направления напора воздуха 23, а в каждом ДПуРД устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19, а также системы подачи топлива, окислителя и зажигания отключены, а переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания. Для запуска в работу РВРД в составе ГСУ раскручивают стартером (на эскизе не показан) воздушный компрессор 27 и включают устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19 сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора 27 для создания за счет эжекции начального разрежении в детонационной камере объемного взрыва 9 при принудительно закрытом окне впуска 19 и открытом окне выпуска 20 системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 каждого ДПуРД при работе воздушного компрессора 27 РВРД в составе ГСУ, создающего скоростной напор воздуха в сторону выходного реактивного сопла 29 РВРД в составе ГСУ, перед запуском в работу двух ДПуРД. Величина определенного разряжения, формирует соответствующий сигнал датчика массового расхода входящего воздуха 6 и блок управления выключает устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19. Соответственно открывается впускное окно 19 с закрытием выпускного окна 20 при изменении положения переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение Фиг. 4 под действием торсиона 4 и скоростной напор воздуха поступает по трубопроводу 2 в детонационную камеру объемного взрыва 9. По соответствующему сигналу датчика массового расхода входящего воздуха 6 блок управления включает подачу топлива через топливную форсунку 7 системы подачи топлива в детонационную камеру объемного взрыва 9 при закрытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 каждого ДПуРД. Таким образом, блок управления формирует качественный состав топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва - например, для топлива природный газ это соотношение смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0%, а для других составов топливно-окислительных смесей, например, в соответствии со Справочником химика 21. Далее блок управления подает инициирующий импульс 17 от свечи зажигания и/или детонационной трубки 5 системы зажигания Фиг. 2, формируя, таким образом, объемный взрыв топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД. Под действием детонационной волны открываются одновременно верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, а также изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение закрытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, обеспечивая, таким образом, комплексную пульсирующую реактивную тягу каждого ДПуРД за счет выхода выхлопных газов детонационного горения объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 и в направлении 16 Фиг. 5. При этом, реактивная тяга в направлении 15 из системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, каждого ДПуРД, направлена на вход газовой турбины 28 и обеспечивает полноценную работу газовой турбины 28 привода воздушного компрессора 26 РВРД в составе ГСУ, также формируя общее направление реактивной тяги 30 РВРД в составе ГСУ, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД. Далее в пульсирующем цикле работы после выхода выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва и создания разрежения под действием эжекции от потока воздуха после воздушного компрессора 26 и под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение открытого впускного окна 19 воздухозаборника 18 и закрытого выпускного окна 20 Фиг. 4 и возвращаются в закрытое положение верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13 под действием торсиона 11 и торсиона 14 с регулируемым начальным моментом закручивания Фиг. 4. И затем вышеописанный пульсирующий цикл работы двух ДПуРД в конструкции РВРД в составе ГСУ повторяется, а частота пульсаций зависит от размеров детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД. Что дает возможность создавать общий приятный звук работы для вариантов исполнения РВРД в составе ГСУ, например, со звуком трехзвучного аккорда при использовании трех разных пар ДПуРД с определенными размерами или септаккорда при использовании четырех разных пар ДПуРД с определенными размерами при звуке общей комплексной реактивной тяги от реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД и направлением 16 реактивной тяги основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва из основного выходного реактивного сопла 10 всех ДПуРД. При достижении сверхзвуковых скоростей воздухозаборник 24 с центральным телом 25 РВРД в составе ГСУ с регулируемыми размерами и изменяемой формой, переводятся в положение позволяющее обеспечивать наибольшее использование сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23.
Как известно, в соответствии с Л[10], весовое содержание кислорода в воздухе прямо пропорционально атмосферному давлению за вычетом парциального давления водяного пара и обратно пропорционально температуре воздуха (т.к. с ростом температуры падает плотность воздуха) O2(г/м3)=83*(Р-е)/Т и соответственно рассчитан вертикальный градиент парциальной плотности кислорода в воздухе, равный 3,3 г/м3 на 100 метров. Отсюда следует, что при полетах на высоте более 30 км уменьшение парциальной плотности кислорода в воздухе составит 900-990 г/м3 и соответственно такая расчетная программа может быть заложена в блок управления РВРД в составе ГСУ для дополнительной подачи определенной порции окислителя через форсунку 33 системы подачи окислителя в детонационную камеру объемного взрыва 9, и таким образом, блок управления будет обеспечивать качественный состав топливо-воздушно-окислительной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва детонационного горения при полетах на больших высотах в атмосфере.
Работа, описанного МГР с ГСУ, по чертежам Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6 происходит следующим образом. В исходном положении МРК, с полностью заправленными основными топливными баками и дополнительными баками с окислителем, установлен в вертикальное положение на стартовой площадке 42 в сборе с устройством расстыковки с высшими ступенями и космических аппаратов 43, выводимых на орбиту Земли Фиг. 2. Сначала включают в работу все РВРД в составе ГСУ, описанной по чертежам Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6, а затем включают в работу все ЖРРД в составе ГСУ и осуществляют вертикальный старт по-ракетному МГР за счет комбинированной тяги, сверхзвуковой тяги от РВРД в составе ГСУ при детонационном горении топлива и атмосферного кислорода, и реактивной тяги от ЖРРД в составе ГСУ при дефлаграционном горении топлива и окислителя из баков МГР, с регулированием вертикальной устойчивости при старте в режиме функционирования МГР, как гибрида ракеты с мультикоптером при регулировании уровня тяги всех РВРД в составе ГСУ. Дальнейший полет МГР, с переходом от вертикального взлетного режима по ракетно-мультикоптерному на пологий полет по траектории 44 полета до расстыковки с высшими ступенями космических аппаратов с набором высоты по-самолетному, осуществляется за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета МГР по-самолетному, осесимметричные регулируемые воздухозаборники всех РВРД в составе ГСУ переводятся на режим работы использования атмосферного кислорода при сверхзвуковых скоростях полета МГР. При достижении высоты полета МГР, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее полноценное использование атмосферного кислорода в работе всех РВРД в составе ГСУ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем в соответствии с описанием работы всех РВРД в составе ГСУ по чертежам Фиг. 4, Фиг. 5 и Фиг. 6. При достижении максимальной расчетной высоты и скорости полета МГР, устройство расстыковки отделяет для самостоятельного полета по-ракетному высшие ступени космических аппаратов 36, выводимых на орбиту Земли, а МГР 38 совершает маневр увода на вертикальное направление по-самолетному Фиг. 2„ за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и переходит к заключительному этапу посадки путем выключения из работы всех ЖРРД и РВРД на вертикальном направлении полета МГР по инерции с плавным уменьшением вертикальной скорости за счет действия сил гравитации и при достижении нулевой вертикальной скорости МГР с переходом в режим вертикального спуска при выключенных из работы всех ЖРРД и РВРД в составе ГСУ. При достижении скорости вертикального спуска, достаточной для раскрытия парашюта, устройство парашюта, трансформируемого в аэростат, раскрывает парашют 45, переводя спуск МГР 38 в режим, как гибрида парашюта с мультикоптером при включении в работу всех РВРД в составе ГСУ в режиме использования набегающего потока атмосферного воздуха снизу, когда все дополнительные воздушные шиберы 34 осесимметричного регулируемого воздухозаборника 24 каждого РВРД в составе ГСУ открыты на направление дополнительного доступа атмосферного воздуха при положении полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе центральным телом 25 осесимметричного регулируемого воздухозаборника 24 Фиг. 6 (6-2), осуществляя, таким образом, плавный, с коррекцией направления и скорости спуск МГР. При снижении МГР до плотных слоев атмосферы устройство парашюта, трансформируемого в аэростат переводится в положение аэростата 46 в соответствии с Л[15],, переводя спуск МГР 38 в режим, как гибрида аэростата с мультикоптером при включении в работу РВРД в составе ГСУ, снижая, таким образом, посадочную скорость приземления МГР практически до нуля на выбранную посадочную поверхность 47 Фиг. 2. Алгоритм работы других вариантов исполнения МГР с ГСУ аналогичен вышеописанному.
Описанная группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект, при выводе на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. Для РВРД в составе ГСУ возможно применение любого органического топлива, топливоокислительная смесь которого способна создавать условия для образования объемного взрыва детонационного горения.
Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета, ракеты и парашюта, трансформируемого в аэростат, использующего гибридную силовую установку, с двумя типами реактивных двигателей: жидкостным реактивным ракетным двигателем (ЖРРД) и ракетно-воздушно-реактивным двигателем (РВРД) детонационного горения, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей с возможностью использования атмосферного кислорода.
Литература:
1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М., Машиностроение. 2003.
2. Скубачевский Г.С, Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.
3. Елисеев, Ю.С. Исследование возможности увеличения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью выносных пульсирующих детонационных форсажных камер / Ю.С. Елисеев, Ю.Н. Нечаев, В.А. Левик [и др.] // Двигатели 21 века: тез. докладов. М.: ЦИАМ, 2000. - С. 16-17.
4. Елизаров, В.А. Некоторые аспекты стендовой отработки пульсирующего детонационного двигателя, работающего на керосиново - воздушном топливе / В.А. Елизаров [и др.] // Сб. научных докладов РАН. М.: ИМАШ, РАН, 2002 - С. 338-343.
5. Елистратов Нечаев, Ю.Н. Новый тип двигателя с периодическим сгоранием топлива - пульсирующий детонационный двигатель / Ю.Н. Нечаев // Вестн. академии наук авиации и космонавтики. - №2. - 2002. - С. 28-32.
6. Курант, Г. Сверхзвуковое течение и ударные волны / Г. Курант, К. Фридрихс. - М.; ИИЛ, 1950. - С. 426.
7. А.А. Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145.
8. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).
9. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.
10. Климат и здоровье человека // Труды международного симпозиума ВМО/ВОЗ/ЮНЕП СССР, Ленинград, 22-26 сентября 1986 г. Том 2. Л.: Гидрометеоиздат, 1988 г.
11. Официальная страница Falcon 9 (англ.) на сайте SpaceX.
12. Falcon User's Guide // Space Exploration Technologies Corporation, January 2019.
13. Лукашевич В.П., Афанасьев А.Б. Космические крылья - М.: Лента Странствий, 2009, 496 с.
14. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.
15. A.M. Криштоп - Патент на изобретение от 13.01.2021, выданный по решению о выдаче патента по заявке №2021100731, принятому от 08.12.2021 - «Парашют, трансформируемый в аэростат».