СУБОРБИТАЛЬНЫЙ РАКЕТОПЛАН КРИШТОПА (СРК), ГИБРИДНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ГСУ) ДЛЯ СРК И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ СРК С ГСУ (ВАРИАНТЫ)
SUBORBITAL ROCKET-PROPELLED AIRCRAFT OF KRISHTOP (SRPAK), HYBRID POWER UNIT (HPU) FOR SRPAK AND METHOD OF FUNCTIONING WITH HPU (VERSIONS)

Группа изобретений относится к области гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования - Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как суборбитальный пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как суборбитальный межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах - например в Антарктиде или высокогорных районах, не достижимых для обычной авиации. Возможно использование легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке. Может использовать для вертикального взлета и посадки неподготовленные ровные твердые площадки грунтовой или скальной породы.
Из существующего уровня техники известно транспортное средство - мультикоптер, летательный аппарат, построенный по вертолетной схеме с тремя и более несущими винтами.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - самолет, воздушное судно, предназначенное для полетов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного, относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - ракета, летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным (ракетным) двигателем.
Также из существующего уровня техники известен ракетоплан North American Х-15, который не пошел в серийное производство, и было сконструировано лишь несколько опытных экземпляров. Х-15 стал историческим летательным аппаратом, который смог подняться на высоту 107,96 км и развил скорость в 6 тыс. км/час. Это был самый высокий полет за всю историю авиации. Однако ракетоплан не мог осуществлять вертикальный взлет и посадки по-ракетному, и алгоритм полета был таков: старт (отцепка) с самолета-носителя, набор скорости и высоты, отключение двигателя, полет по инерции с выходом за пределы плотной земной атмосферы, подъем до максимальной точки возвышения (практического потолка), баллистический спуск, вхождение в плотную атмосферу с выходом из пикирования, планирование, снижение по глиссаде, посадка.
Также 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, и который, по утверждению Илона Маска для прессы, планируется в будущем использовать также как межконтинентальный грузо-пассажирский высокоскоростной лайнер с вертикальным взлетом и посадкой.
Однако из уровня техники не известен суборбитальный многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах.
Также из существующего уровня техники известно, что одним из современных перспективных методов управляемого воздействия на газодинамическое течение является подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов. Устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований называются плазменными актуаторами. Цели их практического применения - снижение сопротивления элементов конструкции летательных аппаратов, инициирование и интенсификация процессов горения в камерах сгорания двигателей, создание усилий на плоскостях, управление потоком на входе в воздухозаборники воздушно-реактивных двигателей. Профессор Рот Рис, из Университета штата Теннесси в Ноксвилле (США), и его сотрудники в 1998 году показали, что плазменный актуатор снижает сопротивление среды для малых скоростей потока с помощью управления отрывом. (J. Reece Roth, Aerodynamic Flow Acceleration Using Paraelectric and Peristatic Electrohydrodynamic Effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma, Phys. of Plasmas, May 2003, Vol. 10, No. 5, Part 2, P. 2117 U.S. Patent No.5.669.583, issued 23 Sept. 1997).
Известен также патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении. Для вариантов исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной рабочей смеси, в режиме малой степени предварительного сжатия основной рабочей смеси высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси и это позволяет осуществлять переход на прямоточный режим при скоростях набегающего воздушного потока в несколько раз ниже 1,5 Маха, в отличие от обычных прямоточных воздушных реактивных двигателей. Также для управляемого воздействия на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов, может использоваться вариант исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, в котором выходное сопло содержит МГД генератор.
Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, использующих «медленное» обычное горение топлива. Кроме того, высокоэффективное детонационное горение в авиационных двигателях позволяет эффективно использовать такое легкое топливо, как - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), который не используется в настоящее время для авиационных реактивных двигателей, что может значительно облегчить летательные аппараты и придать им новые необычные свойства.
Также из существующего уровня техники известен турбовинтовой двигатель - тип газотурбинного двигателя, в котором основная часть энергии горячих газов используется для привода воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор, и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги. Несмотря на высокий КПД и экономичность, использование в авиации турбовинтовых двигателей ограничено скоростным пределом, составляющим примерно 750 км/час.
Однако из уровня техники не известен суборбитальный многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.
Таким образом, остается актуальной задача создания суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.
Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная силовая установка, предназначенная для конструкции суборбитального ракетоплана с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующаяся тем, что включает в себя систему управления, первичный источник энергии, в котором, как минимум, используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум, три турбовинтовых двигателя, воздушные винты, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены, грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон, с отдельной внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а по бокам, которого расположены как минимум, три несущих плоскости самолетного типа с воздушными рулями, а также включает в себя гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, как минимум, используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум, три турбовинтовых двигателя, воздушные винты, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель на корпусе, которого установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон, с отдельной внутренней кабиной экипажа, содержащий в себе также аварийно-посадочную систему любого известного типа, и имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а также возможность аварийного отделения от несущего корпуса, а по бокам, которого расположены как минимум, три несущих плоскости самолетного типа с воздушными рулями, а также включает в себя гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, как минимум, используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум, три турбовинтовых двигателя, воздушные винты, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель на корпусе, которого установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.
Технический результат достигается также в способе функционирования Суборбитального Ракетоплана Криштопа (далее - СРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), заключающемся в том, что вертикальный старт по-ракетному СРК 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 СРК, 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 при этом, герметичный пассажирский салон, с внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении, поворачивается в положение нулевого крена и тангажа на всех этапах полета СРК, и далее при достижении околозвуковой скорости полета СРК по-самолетному, ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении максимальной скорости полета и высоты полета СРК, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета СРК, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, с выходом СРК на суборбитальную орбиту и движением по синусоидальной траектории полета по-самолетному, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ на верхней полу-синусоиде в безвоздушном пространстве, и при этом, на всех рабочих режимах работы МШУРДГ, энергия от МГД генератора используется для работы устройств для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, для увеличения скорости полета СРК, с дальнейшим заключительным переходом к посадке путем плавного планирования по-самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета СРК, и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРД, и выполнением переходного вертикального маневра на посадку на любую твердую ровную площадку, по ракетно-мультикоптерному за счет комбинированной оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ.
Сущность группы изобретений поясняется Фиг. 1-4.
В опубликованном патенте на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), представлена сущность маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения и описана работа с процессом детонационного горения в автоколебательном режиме при достижении режима «белого каления» керамической камеры сгорания, доведенной до температуры стенки в 1300-1500°С с эффектом калильного зажигания для паров рабочей топливовоздушной смеси, что позволяет весьма эффективно и полноценно сжигать очень бедную рабочую топливовоздушную смесь при значительном и гарантированном коэффициенте избытка воздуха.
Описанные варианты исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения в RU 164690 могут быть использованы в качестве детонационных реактивных двигателей для конструкций гибридных силовых установок для летательных аппаратов, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной рабочей смеси. И, именно, в режиме малой степени предварительного сжатия основной рабочей смеси высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси (в соответствии с RU 164690) и это позволяет осуществлять переход на прямоточный режим при скоростях набегающего воздушного потока в несколько раз ниже 1,5 Маха, в отличие от обычных прямоточных воздушных реактивных двигателей и при этом эффективно использовать для летательных аппаратов легкое топливо - метан (сравнительно недорогой природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе. А при использовании маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения в условиях разряженного атмосферного воздуха с низким содержанием кислорода могут применяться дополнительные баки с окислителем с системой подачи дополнительного окислителя на вход маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения.
На Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз варианта Суборбитального Ракетоплана Криштопа (далее - СРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), который содержит несущий корпус 1, внутри которого расположены: грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для ГСУ (не показаны), и герметичный пассажирский салон 8, с люком - трапом 9 и с отдельной внутренней кабиной экипажа (не показана), имеющий возможность (любым известным способом) поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а также содержит, например, три несущие плоскости 2 самолетного типа с воздушными рулями 7 и например, три убирающиеся взлетно-посадочные шасси 10 (любого известного типа) для опоры на ровную твердую площадку 19, а также содержит гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, например, используется один электрический аккумулятор (не показаны), например три турбовинтовых двигателя 4, воздушные винты 3, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, например, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, выходное сопло которого содержит МГД генератор (не показан), а на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха 5, например, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, а также содержит на внешних поверхностях, несущего корпуса и несущих плоскостей самолетного типа, устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора (не показано).
На Фиг. 2 представлена функциональная схема гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), содержащая турбовинтовой двигатель 4, воздушный винт 3, имеющий возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16, систему управления 15, первичный источник энергии - электрический аккумулятор 14, маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, с дополнительной регулируемой системой подачи предварительно сжатого воздуха 5, МГД генератор 17, который может использоваться для работы устройств 18 для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.
На Фиг. 3 представлены пояснительные эскизы функциональной схемы и режимов работы дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ (Фиг. 3 -А-), выполненной, например (Фиг. 3 -В-), в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего регулируемое прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья 12 регулирования скачков давления, набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, и содержащей регулируемый шибер 13, который имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя 4, а также регулируемый шибер 11, который имеет возможность регулировать величину прямоугольного поперечного сечения, образованного им канала входного устройства и подачи предварительно сжатого воздуха от набегающего встречного потока воздуха для функции, регулируемого дозвукового или сверхзвукового воздухозаборника, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, а также содержащей дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя (на эскизе не показана), в составе ГСУ, установленной на входе маятниково-шиберное устройства реактивного детонационного горения 6 (далее - МШУРДГ). Режимы работы дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 показаны на эскизах (Фиг. 3 -C,D,E-), где шибер 13 имеет возможность подачи в МШУРДГ предварительно сжатого воздуха в только от компрессора Фиг. 3 -С-, турбовинтового двигателя 4, а шибер 11 имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха Фиг. 3 -С-, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника Фиг. 3 -D-, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника Фиг. 3 -Е-, и при этом внутри, образованного им канала сверхзвукового воздухозаборника, содержатся также меняющие свое положение клинья 12 и дополнительная форсунка подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя (на эскизе не показана) для режимов полета в разряженной атмосфере при недостатке кислорода.
На Фиг. 4 представлен пояснительный эскиз полной траектории полета от вертикального старта СРК по ракетно-мультикоптерному, с последующим переходом на пологий полет с набором высоты по-самолетному, и выходом на суборбитальную траекторию на орбите Земли 19 на границе стратосферы 20 (Фиг. 4 -F-), с дальнейшим движением по ракетно-самолетному по синусоидальной траектории полета, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ для ускорения на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ и движением по инерции на верхней полусинусоиде в безвоздушном пространстве (Фиг. 4 -G-), с дальнейшим плавным планированием по спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления СРК 1, с финишной вертикальной плавной посадкой СРК, по ракетно-мультикоптерному, на площадку приземления 19 (Фиг. 4 -F-), при регулировании комплексной тяги ГСУ.
Работа, описанного СРК с ГСУ (см. Фиг. 1-4) происходит следующим образом. В исходном положении СРК, с полностью заправленными основными топливными баками и дополнительными баками с окислителем, в вертикальном положении на стартовой площадке 19 Фиг. 1 на взлетно-посадочных шасси 10 и герметичный пассажирский салон 8, с люком - трапом 9 и с отдельной внутренней кабиной экипажа (не показана), в положении нулевого крена и тангажа. Шиберы 11 и 13 дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ в закрытом состоянии, все ТВД и МШУРДГ в составе ГСУ выключены, а воздушные винты 3, имеющие возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16, находятся в положении угла атаки нуль градусов. Затем система управления 15 от первичного источника энергии - электрического аккумулятора 14 запускает поочередно все ТВД в составе ГСУ Фиг. 2. Далее поочередно на всех дополнительных регулируемых системах подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ открываются шиберы 13 Фиг. 3 -С- для подачи в МШУРДГ предварительно сжатого воздуха только от компрессора ТВД в составе ГСУ и все МШУРДГ запускаются в работу в режиме малой реактивной тяги. Затем воздушные винты 3, имеющие возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16 переводятся на угол атаки максимальной тяги, а ТРД и МШУРДГ на максимальную мощность работы и осуществляется вертикальный старт СРК по-ракетному (Фиг. 4 -F-), а регулирование при этом вертикальной устойчивости СРК производится по-мультикоптерному, за счет регулирования комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТРД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ, которые получают для работы предварительно сжатый воздух только от компрессоров ТВД в составе ГСУ. При достижении СРК скорости примерно 750 км/час, все воздушные винты ТВД изменяют углы атаки в положение девяносто градусов, для наименьшего сопротивления движению СРК, и отключаются от приводного вала турбины ТВД и вся мощность ТВД используется для увеличения подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессоров ТВД в МШУРДГ в составе ГСУ, и скорость полета СРК увеличивается за счет большей реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ с одновременным переходом от вертикального взлетного режима по-ракетно-мультикоптерному, на пологий полет с набором высоты по-самолетному (Фиг. 4 -F-), за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа. При этом, герметичный пассажирский салон, с внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении поворачивается в положение нулевого крена и тангажа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета СРК, достаточной для перехода на режим работы каждого МШУРДГ на прямоточный режим, дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха в составе ГСУ, переводится в режим регулируемого дозвукового воздухозаборника Фиг. 3 -D- и все ТВД выключаются из работы, а при дальнейшем увеличении высоты полета и достижении сверхзвуковой скорости полета СРК дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха в составе ГСУ, плавно переходит в режим частичного открытия на набегающий поток воздуха, с выполнением функции регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, с возможностью регулирования формы и положения клиньев внутри, образованного им канала сверхзвукового воздухозаборника Фиг. 3 -Е-. Таким образом, СРК плавно достигает максимальной сверхзвуковой скорости полета, а при достижении высоты полета СРК, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение скорости полета, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для гибридной силовой установки, путем включения в работу дополнительной форсунки подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя из дополнительных баков с окислителем (Фиг. 2 и Фиг. 3 -Е-), а при достижении максимальной высоты полета СРК, с выходом на суборбитальную орбиту, СРК может двигаться по синусоидальной траектории полета, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ на верхней полу-синусоиде в безвоздушном пространстве. При этом, на всех рабочих режимах работы МШУРДГ, энергия от МГД генератора 17 может использоваться для работы устройств 18 для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, с увеличением скорости полета СРК Фиг. 2. При подлете к району приземления, СРК с минимальной тягой МШУРДГ плавно планирует по прямой или спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления Фиг. 4, используя воздушные рули, установленные на каждой несущей плоскости самолетного типа, с использованием торможения СРК воздушными винтами ТВД при плавном изменении угла атаки от девяноста градусов до значения оптимального торможения, и при достижении, таким образом, скорости СРК примерно 750 км/час, углы атаки воздушных винтов переводятся на значение значения оптимальной тяги и запускаются в работу ТВД, а МШУРДГ переводятся дополнительной регулируемой системой подачи сжатого воздуха, в составе ГСУ, на подачу предварительно сжатого воздуха только от компрессоров ТВД, а при достижении высоты примерно 1 км и района посадки, СРК осуществляет маневр по-самолетному, на вертикальный набор высоты, с уменьшением вертикальной скорости до нуля при вертикальном положении СРК Фиг. 4, и таким образом, затем переходя на режим полета по ракетно-мультикоптерному, с дальнейшей вертикальной плавной посадкой СРК на площадку приземления Фиг. 4, с регулированием при этом вертикальной устойчивости СРК комплексной тягой ГСУ, как мультикоптер.
Алгоритм работы других вариантов исполнений СРК и ГСУ аналогичен вышеописанному.
Для варианта исполнения СРК с герметичным пассажирским салоном, с отдельной внутренней кабиной экипажа, содержащим в себе также аварийно-посадочную систему любого известного типа, и имеющим возможность аварийного отделения от несущего корпуса, на всех этапах полета при необходимости, возможна безопасная аварийная посадка пассажиров и экипажа при срабатывании аварийно-посадочной системы.
Описанная группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект при эксплуатации Суборбитального Ракетоплана Криштопа, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральньш лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, с возможностью управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а также эффективным использованием легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе.
Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.
Литература
1. Официальная страница Falcon 9 (англ.) на сайте SpaceX.
2. Falcon User's Guide // Space Exploration Technologies Corporation, January 2019.
3. Лукашевич В.П., Афанасьев А.Б. Космические крылья - М.: Лента Странствий, 2009, 496 с.
4. Evans, Michelle L. The X-15 Rocket Plane: Flying the First Wings Into Space, (англ.) - Lincoln and London: University of Nebraska Press, 2013. - 488 p.
5. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей: Учебник для вузов / В.М. Акимов, B.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, В.В. Поляков, В.А. Сосунов, С.М. Шляхтенко; Под ред. C.М. Шляхтенко. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1987.
6. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - 4-е изд. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1976.
7. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.
8. А.М. Криштоп - Патент на полезную модель «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения» RU 164690 от 22.03.2016 г.
9. D. Ishihara, Y. Noma, S. Stauss et al. Development of dielectric barrier discharge (DBD) cryo microplasma jet under atmospheric pressure: generation and characterization. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 163-166.
10. Stoffels E., Fleekweert A.J., Stoffels W.W. et al. Plasma needle: a non-destructive atmospheric plasma source for fine surface treatment of (bio) materials. //Plasma Sources Sci. Technnol. 2002. №11. P. 383-388.
11. D. Dudek, A. Brockhaus, J. Engelmann Efficiency studies of direct current atmospheric pressure plasma jets operated at ambient air. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 169-172.
12. M. Laroussi, X. Lu, Room-temperature atmospheric pressure plasma plume for biomedical applications. Applied physics letters 87,113902 (2005).
13. Гостев B.A., Лебедева A.B., Мамкович B.B., Сысун В.И. // Материалы Всероссийской научной конференции по физике низкотемпературной плазмы ФНТП-2001. Петрозаводск. 2001. с. 207-209.