ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТЫ С КОМБИНИРОВАННЫМ ЦИКЛОМ

1. Нечувствительная двигательная установка ракеты (10) с комбинированным циклом, отличающаяся тем, что
жидкий окислитель (14) содержится в отсеке упомянутой ракеты (10);
твердое топливо (16) содержится в отдельном отсеке упомянутой ракеты (10);
основное сопло (24) ракетного двигателя расположено ниже по потоку от упомянутого отсека с твердым топливом (16);
камера дожигания (26) расположена ниже по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя;
первый канал (18), содержащий первый клапан (18а), передает упомянутый жидкий окислитель (14) в расположенный выше по потоку конец упомянутого твердого топлива (16);
второй канал (20), пространственно отдаленный от упомянутого первого канала (18), содержащий второй клапан (20а), который приводят в действие независимо от упомянутого первого клапана (18а), передающий упомянутый жидкий окислитель (14) ниже по потоку от упомянутого твердого топлива (16), но выше по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя; и
воздухозаборник (22), который, когда он открыт, обеспечивает поток воздуха в упомянутую камеру дожигания (26).
2. Двигательная установка ракеты (10) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутое твердое топливо является цилиндрическим по форме, а упомянутый первый канал (18) инжектирует жидкий окислитель (14) в его центральное отверстие (19).
3. Двигательная установка ракеты (10) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внутренняя часть упомянутой камеры дожигания (26) сформована ракетным топливом (32) для разгона, которым заблокирован упомянутый воздухозаборник (22) до тех пор, пока упомянутое ракетное топливо (32) для разгона ни сгорит полностью.
4. Двигательная установка ракеты (10) по п.3, отличающаяся тем, что упомянутое ракетное топливо (32) для разгона богато окислителем.
5. Двигательная установка ракеты (10) по любому одному из пп.1, 2 и 4, отличающаяся тем, что множество периферических ракетных двигателей (36) малой тяги встроено вблизи центра масс упомянутой ракеты (10), и они сообщены с упомянутым жидким окислителем (14).
6. Способ действия нечувствительной двигательной установки ракеты с комбинированным циклом по п.4, отличающийся тем, что включает этап
обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя обратной схемы путем введения во взаимодействие богатых топливом продуктов горения упомянутого жидкого окислителя (14) и упомянутого твердого топлива (16) с упомянутым богатым окислителем ракетным топливом (32) для разгона в упомянутой камере дожигания (26) для создания большой тяги на стартовом участке.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что упомянутая двигательная установка создает дополнительное ускорение в режиме котором после полного сгорания упомянутого богатого окислителем ракетного топлива (32) для разгона прекращается загораживание упомянутого воздухозаборника (22), упомянутый второй клапан (20а) открывают для распыления жидкого окислителя в богатый топливом выхлопной газ.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что упомянутый второй клапан (20а) постепенно закрывают, уменьшая поток жидкого окислителя (14) через него, в то время как воздушный поток через упомянутый воздухозаборник (22) увеличивается для максимального увеличения эффективной удельной тяги.
9. Способ по п.8 при еще более высокой скорости, отличающийся тем, что упомянутая двигательная установка действует как ПВРД (26), а с помощью упомянутого первого клапана (18а) устанавливают расход упомянутого окислителя (14) для достижения желаемого результирующего расхода топлива для поддержания требуемой скорости.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что упомянутый второй клапан (20а) может быть открыт для создания таким образом дополнительной тяги.
11. Способ по любому из пп.6-10, отличающийся тем, что периферические ракетные двигатели (36) малой тяги, встроенные вблизи центра масс упомянутой ракеты (10), сообщены с упомянутым окислителем (14), и воспламенение упомянутого окислителя (14) в упомянутых периферических ракетных двигателях (36) малой тяги создает богатую кислородом струю ракетного топлива для отклонения упомянутой ракеты (10).