Способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов и система его реализации

Группа изобретений относится к двигательным системам космических транспортных средств. Способ осуществляется с помощью системы, которая содержит космический летательный аппарат (КЛА) с прямоточным реактивным двигателем (1) и устройством (2) для хранения рабочего вещества (одного из компонентов топлива). Предусмотрен также летательный аппарат-заправщик (ЛАЗ) (3) с системой (4) выброса рабочего вещества (другого компонента топлива). Система (4) формирует стабилизированную струю (5) рабочего вещества посредством одного или нескольких линейных элементов (нитей, лент и т.п.) или на основе сгущенных жидкостей и твердых материалов, или комбинацией твердых веществ с жидкими и/или газообразными. В результате образуется шнур (5), используемый единожды или многократно. Согласно способу производят предварительный запуск КЛА с прямоточным двигателем (1) и ЛАЗ (3) с запасом рабочего вещества (компонента). На заданной высоте осуществляют выброс из ЛАЗ рабочего вещества в виде шнуров (5), плотность которых превышает плотность окружающей воздушной среды. При этом ЛАЗ и КЛА сближаются со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества. Шнуры (5) поступают в прямоточный реактивный двигатель (1), где топливные компоненты смешиваются и сгорают, создавая тягу (при условии, что импульс продуктов сгорания, истекающих из сопла реактивного двигателя (1), превышает импульс поглощаемых струй - шнуров (5)). Технический результат группы изобретений направлен на снижение затрат по доставке грузов в космос. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетостроению и космонавтике, а именно к способам и космическим транспортным системам доставки грузов.

Задача снижения затрат на доставку грузов в космос усложняется тем, что большую часть грузов составляет топливо для их транспортировки, которое необходимо доставлять с Земли.

Известен способ доставки грузов в космос с помощью одноступенчатых и многоступенчатых (составных) ракет. К.Э.Циолковский предложил изменить подход к созданию ракетных систем. Идея Циолковского К.Э., дополненная Перельманом Я.И. и доработанная Тихонравовым М.К., о создании «пакета ракет» получила дальнейшее развитие в ряде патентов (US №3369771, №4834324, №5141181 и др.).

В указанных работах рассматривается способ объединения нескольких ракет, жестко связанных между собой до старта, в так называемый пакет, в котором производится передача топлива от одной ракеты к другой.

Однако такой «пакет ракет» обладает значительной громоздкостью на стартовой площадке, что предъявляет повышенные требования к стартовым сооружениям.

Известны способы дозаправки в полете космических летательных аппаратов (КЛА) с жидкостно-ракетными двигателями (ЖРД) при помощи летательного аппарата-заправщика (ЛАЗ) посредством стыковки, передачи топлива через шланг, связывающий аппарат и трубопровод, или без шланга - переливом топлива открытой струей рабочего вещества.

Данными способами обеспечивается снижение издержек предстартового обслуживания на пусковой площадке, которые зависят от величины стартовой массы КЛА и сокращаются при уменьшении массовых и габаритных параметров КЛА.

Суть одного из способов доставки грузов в космос (патент RU №2085448) сводится к одновременному старту и дальнейшему совместному полету космического аппарата вертикального взлета с жидкостно-реактивным двигателем и заправщика с вертикальным взлетом, при котором в ходе совместного и параллельного полета осуществляется передача топлива с помощью гибкого средства передачи топлива, которым они соединяются еще на стартовой позиции до взлета.

Недостатком данного способа является возникновение дополнительных аэродинамических нагрузок на систему, утяжеление гибкого средства передачи топлива в целях предотвращения флаттера, увеличение общей массы конструкции в результате значительного увеличения протяженности трубопроводной системы, заполненной топливом, дополнительный расход топлива на выполнение параллельного полета с учетом аэродинамической силы, действующей на трубопровод, стремящейся сблизить оба аппарата.

Суть другого способа доставки грузов в космос, предложенного на Четвертом астронавтическом конгрессе в Цюрихе в 1953 году Г.А.Крокко (G.A.Crocco. Le ravitallement dans et le probleme des polistades. The Fourth Astronautical Congress "Space-Flight Problems" Published by the Swiss Astronautical and Aeronautical Federation, pp.152-160), предусматривает запуск отдельных ракет двух типов: ракеты с полезной нагрузкой и одной и более ракет с топливом. Отдельные ракеты во время старта не объединены жестко в единую конструкцию и летят свободно, отдельно друг от друга, что позволяет значительно упростить стартовые сооружения, уменьшить общий вес ракет по сравнению с жестко связанным «пакетом ракет». На заданной высоте обе ракеты летят синхронно и параллельно некоторое время, в течение которого осуществляется свободный выброс топлива направленной струей из баков ракеты с топливом в отверстие ракеты с полезной нагрузкой.

Способ передачи топлива в виде свободного выброса направленной струи вызывает ряд проблем. Жидкая топливная струя не может сохранять целостность на больших расстояниях; она утрачивает однородность, дробится на фрагменты - распыляется. А также сложно обеспечить точное направление полета топливной струи на больших расстояниях из-за неизбежного разброса начальных скоростей и углов выброса струи в условиях вибраций и колебаний, возникающих при выполнении полета.

Главный недостаток рассматриваемых способов состоит в том, что запас топлива, несомый заправщиком, необходимо разгонять до той же скорости, что и у дозаправляемого летательного аппарата. Это не дает данным способам каких-либо энергетических выгод по сравнению с традиционным способом, когда все топливо находится в одном стартующем КЛА.

Известен способ, включающий забор воздуха из атмосферы, его сжатие, сжижение и разделение на кислород и азот, накопление кислорода непосредственно в полете КЛА, с последующим потреблением в ЖРД, в том числе на участках разгона за пределами плотных слоев атмосферы, там, где уже нет возможности осуществлять забор кислорода (И.Афанасьев. Состояние работ по «космическим самолетам». Журнал "Новости космонавтики" (Зарегистрирован в Государственном комитете РФ по печати №0110293. ISSN 1561-1078): http://www.novosti-kosmonavtiki.m/content/numbers/184-5/30.shtm).

Данным способом обеспечивается снижение стартовой массы КЛА за счет самостоятельной дозаправки кислородом в полете без летательного аппарата-заправщика, что устраняет недостатки предыдущих способов.

Однако на высоких скоростях полета растут необратимые потери тепла, отбираемого у воздуха для его сжижения, что делает невозможным использование этого способа в тех случаях, когда энергозатраты на динамическое сжатие и ожижение кислорода становятся соизмеримыми с энерговыделением от сжигания топлива в полученном кислороде. Кроме того, требуется использование сложной системы теплообмена между входящим воздухом, топливом и/или вспомогательными рабочими веществами.

Известен способ забора воздуха из атмосферы, его динамическое сжатие и потребление (без охлаждения и ожижения) в качестве окислителя и/или нагреваемого рабочего тела в реактивных двигателях прямоточного типа или прямоточных реактивных двигателях (ПРД). Данным способом обеспечивается снижение стартовой массы КЛА за счет потребления основной массы кислорода не из бортовых запасов, а из внешнего источника - атмосферы, для достижения скоростей полета, близких к первой космической скорости (Википедия: hhtp://ru.wikipedia.org/wiki/ Воздушно-реактивный двигатель).

При работе ПРД на гиперзвуковых скоростях начиная от 5 М (М - число Маха) возникает несколько технических проблем. Это сложности смешивания горючего с воздухом, борьба с тепловыми перегрузками двигателя, в частности с перегревом всех передних кромок воздухозаборника. Для полетов на гиперзвуковых скоростях требуются особые конструкции и материалы не только для двигателя, но и для летательного аппарата.

Известен способ, предложенный Меркуловым А.И., основанный на применении прямоточных реактивных двигателей (ПРД) в качестве космических воздушно-реактивных двигателей для разгона космических летательных аппаратов в верхних слоях атмосферы до скорости V=15-18 км/с (50-60 М) с целью осуществления межпланетных перелетов или для других целей, например сокращения времени перелета в околоземном пространстве (Известия Академии Наук СССР, ЭНЕРГЕТИКА И ТРАНСПОРТ, 1965. Проблема космических воздушно-реактивных двигателей, И.А.Меркулов, с.159-172).

Работа космических ПРД, согласно Меркулову И.А., может осуществляться не только за счет известных схем подвода тепла к потоку воздуха или комбинации тепла с дополнительной массой рабочего вещества из бортовых запасов, но и на основе подвода только одной дополнительной массы инертного (негорючего) вещества за счет использования суммарной кинетической энергии рабочего вещества (РВ) и КЛА в соответствии с теоремой, сформулированной автором «об эквивалентности дополнительных масс и дополнительной энергии с точки зрения получения тяги» (с.166). Устранение химического топлива решает следующие проблемы: защиту двигателя от эрозии в высокотемпературном потоке окислительной среды; регулирование подачи горючего в условиях непрерывно меняющегося потока воздуха вследствие ускорения КЛА и обеспечение его нормального смешения и сгорания в условиях гиперзвукового газового потока; обеспечивает значительное увеличение удельного импульса (по Меркулову 500-750 кг·с/кг для воздуха), начиная с М=30-40, по сравнению с величинами, которые могут иметь перспективные жидкостно-ракетные двигатели. Использование внешних ресурсов в виде атмосферного воздуха для разгона КЛА в диапазоне космических скоростей от первой до третьей сокращает запасы топлива и увеличивает долю полезного груза.

Несмотря на указанные выгоды, основным недостатком проекта космических ПРД является использование верхних слоев атмосферы в качестве источника компонентов топлива или рабочего вещества. Этот недостаток порождает три основные проблемы.

Потребление рабочего вещества из верхних слоев атмосферы требует сжатия в диффузоре поступающего в двигатель потока разреженного воздуха, что вызывает торможение и уменьшает тягу ПРД, а также необратимые потери механической энергии. Эти потери, по оценке Меркулова И.А., по крайней мере, на порядок больше потерь энергии вследствие трения газа при его течении вдоль стенок камеры сгорания и сопла по сравнению с потерями, сопровождающими процесс сжатия воздуха в диффузоре. Как замечает сам автор, тяга двигателя рассматривалась независимо от внешнего сопротивления мотогондолы и всего корпуса КЛА при полете в атмосфере, а потому реальные энергетические и технические результаты использования космических ПРД на КЛА будут существенно ниже теоретических.

Кроме того, необходимость полета в верхних слоях атмосферы, помимо ухудшения энергетических характеристик работы прямоточного двигателя, предъявляет жесткие требования к конструкциям и материалам всего КЛА в связи со следующими проблемами:

- очень высокие температуры;

- нагрев аппарата в целом, в частности перегрев всех передних кромок воздухозаборника;

- стационарные и перемещающиеся локализованные зоны нагрева от ударных волн;

- высокие аэродинамические нагрузки;

- высокие нагрузки от пульсаций давления;

- возможность серьезного флаттера, вибраций, флуктуирующие нагрузки термического происхождения;

- эрозия под воздействием набегающего воздушного потока.

Технической задачей, на решение которой направленно предлагаемое изобретение, является значительное снижение затрат на доставку грузов в космос за счет создания способа и системы передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов, позволяющих производить прием и дальнейшее продвижение потока рабочего вещества без значительных потерь энергии и экстремальных воздействий на конструкцию, а также увеличение полезной нагрузки за счет сокращения бортовых запасов топлива космического летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается при помощи предлагаемого способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов и системы его реализации. Способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов заключается в предварительных запусках космического летательного аппарата с прямоточным реактивным двигателем и летательного аппарата-заправщика с запасом рабочего вещества, оборудованного системой выброса струи рабочего вещества, который на заданной высоте осуществляет выброс запасов рабочего вещества. Летательный аппарат-заправщик и космический летательный аппарат сближаются относительно другу друга со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества. При этом система выброса струи летательного аппарата-заправщика формирует рабочее вещество в виде шнуров, представляющих собой стабилизированную струю рабочего вещества с плотностью, превышающей плотность окружающей воздушной среды. Затем шнуры поступают в прямоточный реактивный двигатель космического летательного аппарата для получения тяги на основе использования химической и/или кинетической энергии шнура со скоростью, большей скорости выброса струи из летательного аппарата-заправщика.

Система, реализующая способ, содержит космический летательный аппарат с прямоточным реактивным двигателем и устройством для хранения рабочего вещества, летательный аппарат-заправщик, оборудованный системой выброса рабочего вещества. Система выброса формирует стабилизированную струю рабочего вещества за счет введения одного или нескольких линейных элементов: лент, нитей или волокон, сетчатых или пленочных, внутренних и наружных структур, а также на основе загущенных жидкостей и твердых материалов или комбинацией твердых веществ с жидкими и/или газообразными, образующими гибкий шнур, выполненный с возможностью одно- или многоразового использования, который проходит сквозь канал прямоточного реактивного двигателя.

Предложенный способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов и система его реализации позволяют устранить недостатки рассмотренных выше способов.

Во-первых, уменьшить стартовую массу КЛА как за счет сокращения бортовых запасов кислорода, так и горючего компонента топлива. Использование ЛАЗ в качестве источника рабочего вещества позволяет обеспечить КЛА всеми компонентами топлива после старта и за счет сокращения массы горючих компонентов дополнительно увеличить долю полезной нагрузки.

Во-вторых, исключить потери энергии на сжатие при приеме потока рабочего вещества. В обычных прямоточных двигателях в качестве окислителя используется кислород из атмосферного воздуха, который при гиперзвуковых скоростях движения, возможных на больших высотах, находится в разреженном состоянии и требует сжатия для использования в двигателе. Процесс сжатия сопровождается необратимыми тепловыми потерями, которые устраняются в предлагаемом способе. Кислород или любой другой окислитель подаются в состоянии высокой плотности, не требующем дополнительного сжатия.

В-третьих, устранить потери энергии на преодоление аэродинамического сопротивления корпусу КЛА и/или мотогондоле прямоточного реактивного двигателя при гиперзвуковых скоростях (вплоть до 50-60 М). Подача рабочего вещества не из атмосферы, а из летательного аппарата-заправщика позволяет осуществлять разгон КЛА вне плотных слоев атмосферы на таких высотах, где силы аэродинамического сопротивления не существенны.

В-четвертых, устранить экстремальные нагрузки на конструкцию и материалы КЛА, обусловленные необходимостью разгона в атмосфере. Подача рабочего вещества с помощью ЛАЗ позволяет осуществлять разгон КЛА на таких высотах, где не возникают экстремальные нагрузки на конструкцию и материалы КЛА.

В-пятых, обеспечить полноту смешения и сгорания окислителя и горючего на гиперзвуковых скоростях топливной смеси путем снятия габаритных и массовых ограничений на ПРД в случае размещения двигателя на искусственном спутнике, который использует тягу ПРД только для поддержания постоянной скорости без ускорения.

В-шестых, уменьшить эрозионные нагрузки на проточную часть двигателя, вызванные потреблением кислорода при высоких температурах в качестве части рабочего тела. Вместо химической энергии рабочего вещества при движении на гиперзвуковых скоростях возможно использование его кинетической энергии в соответствии со способом, предложенным Меркуловым И.А., в тех случаях, когда доля кинетической энергии становится соизмеримой с долей химической энергии. Устранение химического топлива решает проблему защиты двигателя от эрозии в высокотемпературном потоке окислительной среды.

В-седьмых, повысить энергетическую эффективность разгона КЛА путем рекуперации его кинетической энергии в энергию истечения рабочего вещества, в соответствии с изложенным выше способом Меркулова И.А. Разгон КЛА и струи рабочего вещества относительно друг друга до скоростей, соизмеримых с первой космической и выше, позволяет использовать их относительную кинетическую энергию для нагрева рабочего вещества, что обеспечивает удельный импульс, больший, чем у лучших термохимических двигателей, сопоставимый с импульсом ядерных твердофазных двигателей.

На фиг.1 представлена система реализации способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов, где 1 - космический летательный аппарат с прямоточным реактивным двигателем; 2 - устройство для хранения рабочего вещества; 3 - летательный аппарат-заправщик; 4 - система выброса струи рабочего вещества; 5 - шнур (стабилизированная струя рабочего вещества).

На фиг.2 (а, б, в) представлены варианты передачи рабочего вещества для двигателя космического летательного аппарата, стартующего с планеты в космос.

На фиг.3 представлен вариант передачи рабочего вещества для двигателя космического летательного аппарата, постоянно находящегося на орбите искусственного спутника планеты.

На фиг.4 (а, б, в) представлены варианты передачи рабочего вещества для двигателя космического летательного аппарата, стартующего с планеты в космос.

Реализация способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов (фиг.1). Предварительно осуществляется запуск КЛА, оснащенного прямоточным реактивным двигателем 1 и устройством для хранения рабочего вещества 2, и осуществляется запуск ЛАЗ 3 с основным запасом рабочего вещества. На заданной высоте ЛАЗ и КЛА начинают сближаться. В процессе сближения система выброса струи рабочего вещества 4 выбрасывает стабилизированную струю рабочего вещества (шнур) 5 в рекомендуемом диапазоне скоростей от 30 до 300 м/с, но при этом скорость входа струи в ПРД больше скорости ее выброса, так как скорость входа струи в ПРД больше скорости ее выброса, так как является результирующей скоростей сближения ЛАЗ с КЛА и выброса струи.

Стабилизация струи достигается разнообразными способами. В случае использования жидкого рабочего вещества, например сжиженного кислорода (пероксида водорода, водных растворов пероксида, воды, азотной кислоты и других окислителей), стабилизация обеспечивается путем введения в поток формируемой струи различных линейных элементов: лент, нитей или волокон, сетчатых или пленочных, внутренних и наружных структур, которые за счет сил поверхностного натяжения жидкости и/или упругости внешних структур удерживают и фиксируют ее форму в виде шнура, разделенного на отрезки с протяженностью в рекомендуемом диапазоне от 100 до 3000 м и в отдельных случаях от 10 до 300 км. Для понижения избыточно высокой плотности жидкого окислителя дополнительно может применяться вспенивание жидкости, с высокой кратностью пены от 200 до 1500-2000 единиц, а для предотвращения кипения жидкости в условиях космического вакуума применяется процедура переохлаждения жидкостей, выбрасываемых ЛАЗ.

Кроме того, для стабилизации струи можно использовать известные методы загущения жидкостей до состояния гелей, а также использовать вместо жидкостей различные пасты и пластические материалы или заранее подготовленные и намотанные на катушку твердые шнуры рабочего вещества, в качестве которого могут быть использованы известные виды твердого ракетного топлива. В необходимых случаях в качестве твердого ракетного топлива могут быть использованы вещества с увеличенной скоростью горения, которая необходима при гиперзвуковой скорости вхождения шнура в двигатель, а также с уменьшенной плотностью на основе придания шнуру пористой или ячеистой структуры.

Выброс шнуров РВ осуществляется на таких высотах, где отсутствуют значимые силы аэродинамического сопротивления движению шнуров. В случае создания трасс из шнуров рабочего вещества протяженностью от десятков до сотен километров могут одновременно применяться несколько ЛАЗ. Процесс выброса завершается до начала процесса приема, происходящего в зоне будущей траектории пролета КЛА, в связи с тем, что время поглощения шнуров РВ значительно меньше времени его формирования, так как процесс поглощения шнура двигателем происходит на скоростях начиная с 1000 м/с и выше, а процесс формирования шнура идет со скоростями от 30 до 300 м/с.

Прием рабочего вещества космическим летательным аппаратом в отличие от прототипа осуществляется без предварительного уплотнения, так как подаваемые шнуры рабочего вещества уже сформированы ЛАЗ с требуемым состоянием плотности, что сокращает необратимые потери энергии и повышает КПД двигателя.

При поступлении шнура рабочего вещества в двигатель возможны различные варианты его использования для получения тяги.

В случае если шнур рабочего вещества представляет собой только окислитель, то в двигателе происходит процесс смешения окислителя с горючим, которое подается в камеру сгорания из бортовых запасов устройства для хранения рабочего вещества космического летательного аппарата.

Количество бортовых запасов горючего может быть значительно уменьшено, если шнур рабочего вещества представляет собой смесь окислителя и горючего, например смесь жидкого кислорода (водного раствора пероксида водорода, чистой воды или замороженной углекислоты) с порошкообразным алюминием, а из бортовых запасов в камеру сгорания подается только часть горючего, например водород.

Возможна подача шнура с полным набором всех необходимых топливных компонентов, что осуществляется подачей как одного шнура, представляющего собой смесь топливных компонентов, так и одновременной подачей двух и более шнуров, раздельно несущих компоненты топлива, например жидкие кислород и водород, которые соединяются в камере сгорания, что позволяет полностью сократить бортовые запасы горючего и увеличить полезную нагрузку.

Кроме использования химической энергии рабочего вещества шнура возможно также использование его кинетической энергии путем нагрева РВ из бортовых запасов КЛА за счет сил трения с частицами или поверхностью шнура при прохождении его через рабочую камеру двигателя. При этом шнур РВ может быть как одноразового, так и многократного использования. Одноразовый шнур состоит как минимум из одного вещества, которое смешивается в двигателе с веществом, подаваемым из устройства для хранения рабочего вещества, и испаряется, что исключает повторное использование шнура. Шнур многократного использования, включающий как минимум одно вещество в твердом состоянии, которое не смешивается с бортовым рабочим веществом при его нагреве в камере двигателя и не разрушается, поэтому шнур может быть использован многократно.

Шнур рабочего вещества поступает в ПРД в количестве, необходимом для создания тяги двигателя, обеспечивающей разгон КЛА до заданной скорости в различных диапазонах: от минимально возможной скорости до первой космической или орбитальной; поддержание заданной скорости на орбите КЛА; от первой космической до второй и третьей скоростей.

Существуют различные варианты способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов: для КЛА, стартующих с планеты в космос; для КЛА, постоянно находящегося на орбите искусственного спутника планеты; для КЛА, стартующего с орбиты искусственного спутника планеты.

Способы передачи рабочего вещества для КЛА, стартующих с планеты в космос, представлены на фиг.2. С поверхности планеты стартуют ЛАЗ и КЛА. После прохождения плотных слоев атмосферы и достижения заданной высоты ЛАЗ выбрасывает запасы рабочего вещества. Рабочее вещество формируется в виде шнура (последовательности отрезков шнуров), который в зоне поглощения шнура двигателем ориентирован максимально параллельно вектору горизонтальной составляющей скорости КЛА. Одновременно с процессом формирования шнура рабочего вещества происходит сближение КЛА и шнура. При этом ускорение ЛАЗ и КЛА по вертикали во время баллистического полета (движения по инерции) синхронно. Процесс организован так, что после полного формирования шнура РВ происходит его встреча с КЛА и начинается вхождение в прямоточный реактивный двигатель. Далее происходит извлечение энергии шнура в ПРД и разгон КЛА вдоль шнура (последовательности шнуров, аналогичной пунктирной линии, сформированной другими ЛАЗ).

Возможно использование как химической энергии шнура, так и кинетической, которая позволяет получить более высокий удельный импульс.

Использование химической энергии целесообразно при относительных скоростях входа шнура РВ в двигатель КЛА, равных или меньших первой космической скорости, в соответствии со способом подачи рабочего вещества, изображенного на фиг.2 а, б. Здесь шнур РВ перед подачей в ПРД может предварительно разгоняться ЛАЗ относительно поверхности планеты в ту же сторону, в которую ускоряется КЛА. Предварительный разгон может осуществляться до скоростей в 4-6 км/с, достижение которых не требует больших чисел Циолковского и возможно на основе одноступенчатых ракет многократного применения. Такое уменьшение скорости входа шнура РВ в ПРД может быть актуально для снижения эффекта вырождения термохимического ПРД, возникающего на высоких скоростях.

Кинетическую энергию целесообразно использовать при относительных скоростях входа шнура РВ в двигатель КЛА, больших первой космической скорости, в соответствии со способом подачи рабочего вещества, изображенным на фиг.2в. Здесь шнур РВ перед подачей в ПРД предварительно разгоняется ЛАЗ относительно поверхности планеты навстречу КЛА. При этом КЛА до начала приема РВ также может предварительно разгоняться во встречном направлении по отношению к ЛАЗ. Предварительный разгон во встречном направлении может осуществляться до скоростей в 4-6 км/с каждым летательным аппаратом, что обеспечивает относительную скорость входа РВ в двигатель КЛА в пределах 8-12 км/с при низком значении числа Циолковского ЛАЗ и КЛА.

Процесс завершается достижением скорости, необходимой для выхода на орбиту спутника планеты и/или межпланетную траекторию полета. Аппарат-заправщик, имевший суборбитальную скорость, возвращается на поверхность планеты.

В случае, когда КЛА постоянно находится на орбите искусственного спутника планеты, способ передачи рабочего вещества представлен на фиг.3. Предварительно на орбиту искусственного спутника планеты выводится космический летательный аппарат, оснащенный прямоточным реактивным двигателем. С поверхности планеты, например с Земли, осуществляются запуски летательных аппаратов-заправщиков по суборбитальным траекториям с возможностью их пересечения с приближающимся КЛА. На заданной высоте ЛАЗ освобождается от запасов рабочего вещества в результате его выброса в виде струи, которая ориентирована максимально параллельно траектории движения КЛА в зоне приема. После этого ЛАЗ возвращается на планету. Выброс шнуров рабочего вещества осуществляется таким образом, чтобы они при продолжении своего движения по баллистической траектории оказалась перед КЛА, в виде одного или нескольких шнуров (продольных и/или параллельных) на период времени, достаточный для его вхождения в прямоточный реактивный двигатель КЛА, с рекомендуемой остаточной вертикальной составляющей скорости в интервале 10-100 м/с. При вхождении в камеру сгорания ПРД топливо, содержащееся в шнуре, воспламеняется и при расширении создает тягу. Часть топлива, поступающего в двигатель, не сжигается, а отбирается из тракта двигателя и аккумулируется на борту КЛА в устройстве для хранения рабочего вещества. Силы торможения, которые возникают при отборе и накоплении части рабочего вещества, протекающего через прямоточный реактивной двигатель КЛА, нейтрализуются тягой двигателя. Это обеспечивает в среднем постоянство скорости движения КЛА по орбите с учетом нейтрализации других возможных сил торможения (аэродинамических и других). Описываемый процесс протекает циклически, в пределах времени, определяемых ресурсом ПРД, с полезным результатом в виде прироста массы рабочего вещества на борту орбитального КЛА. Использование спутника, который не нуждается в расходе топлива для удержания на определенной высоте, позволяет осуществлять передачу рабочего вещества к его двигателю не только в постоянном режиме, но и с паузами, которые используются для предотвращения перегрева двигателя. Также размещение ПРД на спутнике в отличие от размещения на стартующих аппаратах дает возможность применять такие ПРД, конструкция которых не имеет каких-либо массовых и габаритных ограничений.

В случае, когда используется ЛАЗ космического базирования, способ передачи рабочего вещества представлен на фиг.4а. Предварительно на орбиту искусственного спутника выводится летательный аппарат-заправщик с запасом топлива, полученным непосредственно на орбите по способу, описанному выше, либо иным путем, например, с фабрик Луны или других небесных тел. На заданной орбите ЛАЗ формирует шнуры рабочего вещества с расположением их в пространстве вдоль траектории полета ЛАЗ в зоне выброса. Одновременно с этим с поверхности планеты, например с Земли, осуществляются запуски КЛА по суборбитальным траекториям, с возможностью пересечения с орбитальными потоками рабочего вещества в виде шнуров. Космические летательные аппараты, поднявшись на высоту орбиты приближающихся к ним шнуров рабочего вещества, скорость подлета которых равна или больше первой космической, зависают на заданной высоте с помощью верньерных ракетных двигателей на время (3-10 с), необходимое для подлета к ним орбитального потока рабочего вещества и его поступления в ПРД.

Возможны два подварианта способа передачи рабочего вещества. Первый - поток РВ с орбитальной скоростью поступает в ПРД со стороны головной части КЛА, и аппарат начинает ускоренное движение навстречу потоку, которое продолжается до достижения заданной скорости, в диапазоне от первой космической до третьей (фиг.4б). Второй - догоняющий КЛА поток РВ с орбитальной скоростью поступает в кормовую часть КЛА, разворачивается на 180 градусов с передачей импульса движения, поступает затем в камеру сгорания ПРД, где при сжигании создает тягу, разгоняющую КЛА в ту же сторону, в какую направлено движение орбитального потока РВ до достижения заданной скорости (фиг.4в).

В качестве рабочего вещества в данных случаях могут использоваться вещества-носители химической энергии, а также и нейтральные вещества, несущие только кинетическую энергию, извлечение которой происходит по ранее изложенному способу Меркулова с использованием части рабочего вещества из бортовых запасов КЛА, находящихся в устройстве для хранения рабочего вещества.

Рассмотренный вариант способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов в качестве кинетического источника энергии допускает использование шнура рабочего вещества многократного применения. Такой шнур может быть изготовлен, например, из металлов и постоянно находится на орбите искусственного спутника планеты в паре с ЛАЗ, который при этом выполняет функции буксировщика - разгонщика шнура. КЛА, запускаемый либо с поверхности планеты, либо с орбиты, захватывает своим двигателем шнур, движущийся ему навстречу с относительными скоростями в диапазоне от 8 до 16 км/с в начале разгона на круговой орбите и в диапазоне от 11 до 22 км/с на эллиптической. При пропускании металлического шнура через ПРД в камеру двигателя вводится рабочее вещество из бортовых запасов КЛА, например, в виде водорода или гелия, которые разогреваются силами трения в результате взаимодействия со шнуром и стенками камеры, что создает тягу при выходе газа из ПРД. Длина и масса шнура выбирается такой, чтобы при пропускании шнура через ПРД возникающая сила тяги обеспечивала разгон КЛА до заданной скорости, а шнур не сходил с орбиты после прохождения ПРД и передачи части свой кинетической энергии КЛА. После выхода из ПРД шнур многократного применения стыкуется с ЛАЗ, который разгоняет шнур до скорости, равной первоначальной, и, таким образом, восстанавливает исходный запас кинетической энергии, что позволяет осуществить разгон следующего КЛА. Кроме того, многоразовый шнур может использоваться в комбинации с веществами, нанесенными на него в качестве одноразового покрытия, которое при прохождении шнура через камеру двигателя испаряется при взаимодействии с веществом из бортовых запасов КЛА и затем создает тягу при выходе из двигателя. Данный способ позволяет использовать для запусков КЛА вещества внеземного происхождения, например доставляемые на орбиту Земли с Луны или астероидов, а также сократить потери импульса движения многоразовой части шнура.

Предлагаемый способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов более выгоден, чем способ подачи рабочего вещества из атмосферы. Вместо смеси кислорода и азота к двигателям может подаваться только окислитель без балластных веществ, что увеличивает удельную мощность, удельный импульс и коэффициент полезного действия двигателей. Причем вещество-окислитель может выбираться произвольно, с учетом требований по оптимизации рабочих процессов в ПРД. Одновременно с окислителем в ПРД может подаваться и горючее, что позволяет запускать КЛА почти без запасов топлива. Это, например, при использовании воздушного старта на основе сверхзвукового самолета-носителя или другой нулевой ступени позволяет загрузить КЛА полезным грузом на 70-80 процентов его стартовой массы, тогда как у классических ракет полезный груз составляет 2-4 процента.

В рабочую камеру рабочее вещество сразу подается с плотностью, необходимой для работы ПРД, что устраняет потери энергии, неизбежные в случае использования воздуха при его динамическом сжатии в диффузоре двигателя. Подача рабочего вещества из ЛАЗ позволяет осуществлять разгон КЛА вне плотных слоев атмосферы и тем самым устранить силы аэродинамического сопротивления и экстремальные тепловые нагрузки, что упрощает конструкцию КЛА, снижает его стоимость и повышает надежность.

Получение РВ не из атмосферы, а от ЛАЗ позволяет передавать рабочее вещество к двигателям КЛА, которые выведены на орбиту искусственного спутника планеты и могут аккумулировать часть РВ, поступающего в ПРД. Это позволяет снять жесткие массогабаритные ограничения на конструкцию ПРД, а также ограничение на прерывание работы двигателя для охлаждения, которые невозможно устранить в случаях подачи РВ из атмосферы, что в итоге упрощает конструкцию ПРД, повышает запас прочности и рабочий ресурс. Возможность увеличить линейные размеры ПРД благоприятно также и потому, что снимает проблемы смешения горючего с гиперзвуковым потоком окислителя и его сжигания за малое время, которые характерны при использовании ПРД с короткими участками зон смешения и сжигания.

Передача рабочего вещества, в составе которого предварительно смешаны окислитель с горючим, также устраняет проблему обеспечения эффективной работы ПРД на гиперзвуковых скоростях.

В тех случаях, когда благодаря движению ЛАЗ рабочее вещество может передаваться в двигатели КЛА с изначально высокой скоростью, работа ПРД может осуществляться только на основе кинетической энергии РВ, без использования проблемных процессов сжигания горючего. В этом же случае двигатель может быть избавлен от разрушительного воздействия веществ-окислителей в условиях высоких температур и давлений, что упрощает и удешевляет конструкцию гиперзвукового ПРД. Высокие скорости поступления РВ в ПРД, например, в интервале 8-12 км/с достаточно просто получить (без больших чисел Циолковского) на встречном движении ЛАЗ и КЛА путем придания каждому скорости 4-6 км/с относительно планеты.

Передача рабочего вещества в виде шнура многократного применения выгодна тем, что дополнительное рабочее вещество, используемое в ПРД из бортовых запасов КЛА, может быть практически с любой большой молекулярной массой ввиду возможности его разгона до скорости, близкой к скорости движения шнура в камере двигателя. Такие виды бортовых запасов РВ, как неон, аргон, вода, парообразные кремний, углерод и т.п., могут использоваться в ПРД ввиду возможности достижения скоростей истечения от 8 км/с и выше, в зависимости от скорости прохождения шнура через камеру двигателя.

Использование ЛАЗ космического базирования позволяет использовать для запусков КЛА с планеты, например Земли, кинетическую энергию вещества внеземного происхождения, например доставляемого с малых небесных тел, например с астероидов, Луны или естественных спутников других планет, например Марса. Это обеспечивает существенный энергетический выигрыш за счет разницы между энергией, выделяемой РВ при входе в двигатель стартующего с планеты КЛА, и энергией, затрачиваемой ЛАЗ на отправку к Земле вещества малых небесных тел.

1. Способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов, заключающийся в предварительных запусках космического летательного аппарата, оснащенного прямоточным реактивным двигателем, и летательного аппарата-заправщика с запасом рабочего вещества, оборудованного системой выброса струи рабочего вещества, осуществляющего выброс на заданной высоте из указанного аппарата-заправщика запасов рабочего вещества, отличающийся тем, что летательный аппарат-заправщик и космический летательный аппарат сближают относительно друг друга со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества, при этом система выброса струи летательного аппарата-заправщика формирует рабочее вещество в виде шнуров, представляющих собой стабилизированные струи рабочего вещества с плотностью, превышающей плотность окружающей воздушной среды, и поступающих затем со скоростью, большей скорости выброса струи из летательного аппарата-заправщика, в прямоточный реактивный двигатель космического летательного аппарата для получения тяги на основе использования химической и/или кинетической энергии указанных шнуров.

2. Система, реализующая способ по п.1, содержащая космический летательный аппарат, оснащенный прямоточным реактивным двигателем и устройством для хранения рабочего вещества, летательный аппарат-заправщик, оборудованный системой выброса рабочего вещества, отличающаяся тем, что указанная система выброса формирует стабилизированную струю рабочего вещества за счет введения одного или нескольких из следующих линейных элементов: лент, нитей, волокон, сетчатых или пленочных, внутренних и наружных структур, а также на основе загущенных жидкостей и твердых материалов или комбинаций твердых веществ с жидкими и/или газообразными, образующих шнур, способный проходить сквозь канал указанного прямоточного реактивного двигателя и выполненный с возможностью одно- или многоразового использования.