Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия
Двигательная установка ракеты включает жидкий окислитель и твердое горючее в отдельных отсеках, основное сопло, камеру дожигания, инжекторы жидкого окислителя и воздухозаборник, подающий воздух в камеру дожигания. Основное сопло расположено ниже по потоку от отсека с твердым горючим и получает богатый горючим выхлопной газ от сгорания жидкого окислителя и твердого топлива. Камера дожигания расположена ниже по потоку от основного сопла и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом. Инжектор жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержит первый клапан, подающий жидкий окислитель в расположенный выше по потоку конец твердого горючего. Инжектор жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, содержит второй клапан, действующий независимо от первого клапана и подающий жидкий окислитель перед основным соплом. При работе указанной выше двигательной установки вводят во взаимодействие богатые горючим продукты горения жидкого окислителя и твердого горючего с богатым окислителем твердым ракетным топливом для разгона в камере дожигания, создания тяги и обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя. Изобретения позволяют повысить безопасность двигательной установки ракеты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.
Настоящее изобретение относится к двигательной установке ракеты. Более конкретно, изобретение относится к нечувствительной двигательной установке ракеты, в которой окислитель и горючее разделены и их взаимодействием управляют, чтобы таким образом обеспечивать возможность эффективного действия в каждом из множества режимов действия, используемых в ракете во время полета.
Обычные двигательные установки ракеты для сообщения движения ракете обладают ограниченными эксплуатационными характеристиками, где ограничения налагаются из-за ряда факторов, включающих требования к транспортированию необходимого количества окислителя. При заданной взлетной массе это приводит в результате к укороченным диапазонам активных полетов или сокращенным полезным нагрузкам в сравнении с двигательными установками, подобными прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) и ГПВРД со сверхзвуковым горением, в которых используют окислитель из атмосферного воздуха. ПВРД и ГПВРД обладают собственными ограничениями, включающими неадекватную тягу при низких скоростях, из-за чего требуется ракетный или турбинный ускоритель, имеющий значительную массу, для ускорения ракеты до скорости, требующейся для ПВРД. Кроме того, так как окислитель для ПВРД поступает из атмосферы, то потоком горючего в ПВРД необходимо управлять во время полета для поддержания правильного соотношения горючего и окислителя, которое может колебаться в значительной степени во время полета.
Двигатели с изменяемым циклом, в которых переходят от использования двигательной установки ракеты при запуске и при относительно низких скоростях к использованию прямоточной воздушно-реактивной двигательной установки при более высоких скоростях, известны из патентов США №4651523 и №5224344. В патенте США №4651523 раскрыт двигатель с двойным циклом, содержащий твердое ракетное топливо с задним концом, выполненным в виде сопла. При горении ракетного топлива ракете сообщается движение за счет тяги ракетного двигателя. Горение ракетного топлива обеспечивает возможность соскальзывания назад расположенных спереди крышек, препятствующих доступу воздуха, для обеспечения подачи сжатого воздуха в камеру сгорания и инициирования действия ПВРД. В патенте США №5224344 раскрыта ракетная камера, заменяющая пилотное устройство ПВРД с двойным циклом сгорания. Смесь жидкого горючего и окислителя, сжигаемая в ракетном двигателе, первоначально сообщает ракете движение за счет реактивной движущей силы. С увеличением скорости в камеру сгорания ПВРД подается сжатый воздух через воздухозаборники и дополнительное горючее в ракетный двигатель, обеспечивая подачу выходящих газов, богатых горючим, в камеру сгорания. При сгорании выходящих газов, богатых горючим, происходит нагрев и расширение сжатого воздуха, обеспечивающие возможность действия ПВРД.
В большинстве ракет в настоящее время используют твердые ракетные топлива, содержащие однородную смесь химических веществ, представляющих горючее и окислитель, которые при воспламенении создают струю газа, обладающую большой энергией, эффективно используемую для сообщения поступательного движения. В ракетах с раздельной подачей компонентов жидкого топлива отделяют горючее от окислителя до момента инжектирования в ракетный двигатель, но при их использовании существует риск утечек и воспламенения в случаях, если баки оказываются пробитыми в результате аварии или действия противника. Случайное воспламенение ракетного топлива (топлив) может привести к серьезной угрозе для пользователя оружия. Эти угрозы включают: взрыв, воспламенение или даже несанкционированный пуск ракеты. Министерству обороны США требуются двигательные установки ракет, нечувствительные к случайному воспламенению, которое может произойти во время манипулирования или в любое время до запланированного пуска оружия. Системы, представляющие пониженную опасность, называют «нечувствительным снаряжением» (НС).
Гибридные двигатели, содержащие твердый компонент и жидкий компонент, являются одним из типов «нечувствительного снаряжения». Если горючее является жидким, а окислитель твердым, то двигатель называют гибридным двигателем обратной схемы. Один гибридный двигатель обратной схемы раскрыт в патенте США №3555826. В патенте раскрыт двигатель, содержащий жидкое горючее, отделенное от твердого окислителя электрически управляемым механическим клапаном.
Сохраняется потребность в двигателе с эффективно изменяемым циклом, в котором можно использовать нечувствительное снаряжение для сообщения поступательного движения.
В настоящем изобретении предлагается двигательная установка ракеты (10) с нечувствительным снаряжением и с множественными рабочими режимами, которая отличается тем, что:
жидкий окислитель (14) содержится в отсеке упомянутой ракеты (10);
твердое горючее (16) содержится в отдельном отсеке упомянутой ракеты (10);
основное сопло (24) ракетного двигателя расположено ниже по потоку от упомянутого отсека с твердым горючим (16);
камера дожигания (26) расположена ниже по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя;
инжектор (18) жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержащий первый клапан (18а), передает упомянутый жидкий окислитель (14) в расположенный выше по потоку конец упомянутого твердого горючего (16);
инжектор (20) жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, пространственно отдаленный от упомянутого инжектора (18) жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, 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 горючего (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).
Другим объектом изобретения является способ действия двигательной установки ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными рабочими режимами, при этом твердое горючее является цилиндрическим по форме, а упомянутый инжектор (18) жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, инжектирует жидкий окислитель (14) в его центральное отверстие (19), а 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 не сгорит полностью, причем упомянутое ракетное топливо (32) для разгона богато окислителем, при этом способ включает в себя этап обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя обратной схемы путем введения во взаимодействие богатых горючим продуктов горения упомянутого жидкого окислителя (14) и упомянутого твердого горючего (16) с упомянутым богатым окислителем ракетным топливом (32) для разгона в упомянутой камере дожигания (26) для создания тяги.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения нечувствительная двигательная установка ракеты с комбинированным циклом содержит горючее, размещенное в первом отсеке ракеты, и окислитель, размещенный во втором отсеке ракеты, где один из компонентов, горючее или окислитель, является жидкостью до его потребления во время полета, а другой является твердым телом до его потребления во время полета. Первый канал содержит первый клапан, соединяющий горючее с окислителем, и второй канал, пространственно отдаленный от первого канала, содержит второй клапан, соединяющий горючее с окислителем. Из сопла ракетного двигателя выпускаются продукты горения, образующиеся в результате сгорания горючего и окислителя.
Согласно второму варианту осуществления изобретения нечувствительная двигательная установка ракеты с комбинированным циклом содержит горючее, размещенное в первом отсеке ракеты, и окислитель, размещенный во втором отсеке ракеты, где один из компонентов, горючее или окислитель, является жидкостью до его потребления во время полета, а другой является твердым телом до его потребления во время полета. Первый канал содержит первый клапан, соединяющий горючее с окислителем, и второй канал, пространственно отдаленный от первого канала, содержит второй клапан, соединяющий горючее с окислителем. Сопло ракетного двигателя, расположенное ниже по потоку от первого клапана и второго клапана, действующее для выпуска продуктов горения, образующихся в результате сгорания горючего и окислителя, в камеру дожигания. Загороженный воздухозаборник содержит носовой конец и корпусной конец, при этом корпусной конец оканчивается около камеры сгорания.
В частном исполнении второго варианта осуществления изобретения упомянутый носовой конец (43) упомянутого воздухозаборника (22) загражден крышкой 44 воздухозаборника, а упомянутый корпусной конец (45) упомянутого воздухозаборника (22) загражден богатым окислителем твердым ракетным топливом (50), покрывающим внутреннюю поверхность упомянутой камеры сгорания 48.
В другом частном исполнении второго варианта осуществления изобретения упомянутое богатое окислителем твердое ракетное топливо (50) дополнительно образует расходуемую горловину (51) внутри упомянутой камеры сгорания (48).
В частном варианте осуществления канал между упомянутым первым клапаном (42а) и упомянутым вторым клапаном (40а) выполнен таким образом, что с его помощью можно менять направление потока упомянутых продуктов сгорания (34) приблизительно на 180°.
Также предлагается способ действия нечувствительной двигательной установки ракеты (10) с комбинированным циклом, отличающийся тем, что включает этапы:
- обеспечение упомянутой двигательной установки, содержащей горючее (16), размещенное в первом отсеке упомянутой ракеты (10), и окислитель (14), размещенный во втором отсеке упомянутой ракеты (10), при этом один из компонентов, упомянутое горючее (16) или окислитель (14), является жидкостью до его потребления, а другой из компонентов, упомянутое горючее (16) или окислитель (14), является твердым телом до его потребления;
- установка первого клапана (42а) и второго клапана (40а) между упомянутым окислителем (14) и пространственно отделенными частями упомянутого горючего (16), при этом упомянутый первый клапан (42а) расположен выше по потоку от упомянутого второго клапана (40а) относительно потока реагентов (14), (16) во время полета упомянутой ракеты (10);
- расположение сопла (24) ракетного двигателя ниже по потоку от упомянутого второго клапана (40а);
- расположение камеры сгорания (48) ниже по потоку от упомянутого сопла (24) ракетного двигателя, при этом воздухозаборник (22) расположен между упомянутым соплом (24) ракетного двигателя и упомянутой камерой сгорания (48), причем носовой конец (43) упомянутого воздухозаборника (22) загражден крышкой (44) воздухозаборника, а корпусной конец (45) упомянутого воздухозаборника (22) загражден богатым окислителем твердым ракетным топливом (50), покрывающим внутреннюю поверхность упомянутой камеры сгорания (48).
В частном варианте осуществления предлагаемого способа во время первоначального ускорения упомянутый первый клапан (42а) открыт для обеспечения возможности образования смеси из упомянутого окислителя (14) и упомянутого горючего (16);
- упомянутую смесь воспламеняют; и
- воспламенение создает горячие выхлопные газы (34), вытесняемые из упомянутого сопла (24) ракетного двигателя для создания тяги.
В другом частном варианте осуществления упомянутые горячие выхлопные газы (34) вступают в реакцию с богатым окислителем твердым ракетным топливом (50), покрывающим внутренние поверхности упомянутой камеры дожигания (48), для создания дополнительной тяги.
В еще одном частном варианте осуществления посредством упомянутой двигательной установки создают дополнительный разгон для получения управления ПВРД путем открывания упомянутого второго клапана (40а) и прекращения загораживания упомянутого воздухозаборника (22).
В другом частном варианте осуществления упомянутый второй клапан (40а) постепенно закрывают для уменьшения потока окислителя (14), проходящего через него, до расхода, эффективного для максимизации эффективной удельной тяги (УТ).
Также в упомянутой двигательной установке используют ПВРД, и с помощью упомянутого первого клапана (42а) устанавливают расход упомянутого окислителя (14) для достижения желаемого расхода горючего.
Дополнительно в упомянутой двигательной установке используют сверхзвуковой ПВРД, и с помощью упомянутого первого клапана (42а) устанавливают расход упомянутого окислителя (14) для достижения желаемого расхода горючего.
Также способ может дополнительно отличаться тем, что упомянутый второй клапан (40а) открывают, чтобы таким образом создавать дополнительную тягу.
Кроме того, периферические ракетные двигатели (36) малой тяги, встроенные рядом с центром масс упомянутой ракеты (10), приводят в действие для рулевого управления упомянутой ракетой (10).
Подробности одного или большего числа вариантов исполнения изобретения представлены на прилагаемых чертежах и в описании, приведенном ниже. Другие особенности, цели и преимущества изобретения станут очевидными после ознакомления с описанием и чертежами, и с формулой изобретения.
На фиг.1 изображена ракета, которой сообщают поступательное движение гибридным ракетным двигателем с двумя инжекторами с воздушным форсированием, который может действовать, выполняя множество режимов, согласно изобретению.
На фиг.2 графически проиллюстрировано, как изменяют расход горючего и соотношение горючего и окислителя для поддержания различных циклов полета.
На фиг.3 графически проиллюстрирована зависимость тяги от числа Маха для ракетного двигателя с воздушным форсированием, ускоряемого из статического состояния на уровне моря, до числа Маха, равного 5.
На фиг.4 изображена ракета, которой сообщают поступательное движение интегрированным гибридным ракетным двигателем обратной схемы во время первого режима действия согласно первому варианту осуществления изобретения.
На фиг.5 - ракета, представленная на фиг.4, которой сообщают поступательное движение ракетным гибридным двигателем с воздушным форсированием во время второго режима действия.
На фиг.6 - ракета, представленная на фиг.4, которой сообщают поступательное движение в режиме действия ПВРД.
На фиг.7 - ракета, представленная на фиг.4, которой сообщают поступательное движение в режиме действия, пригодном тогда, когда требуется дополнительная тяга или требуется сообщение поступательного движения за пределами пригодной для использования атмосферы.
На фиг.8 - ракета, представленная на фиг.4, которой сообщают поступательное движение в режиме действия ракетного двигателя на однокомпонентном топливе, действующим для создания боковой тяги для управления.
На фиг.9 - ракета, которой сообщают поступательное движение интегрированным гибридным ракетным двигателем обратной схемы во время первого режима действия согласно второму варианту осуществления изобретения.
На фиг.10 - ракета, представленная на фиг.9, с ракетным двигателем, действующим в режиме гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием.
На фиг.11 - ракета, представленная на фиг.9, с ракетным двигателем, работающим в режиме ПВРД с двойным режимом действия.
На фиг.12 - ракета, представленная на фиг.9, с ракетным двигателем, работающим в режиме гибридного ракетного двигателя с двумя инжекторами.
На фиг.13 - ракета, представленная на фиг.9, с ракетным двигателем, работающим в отклоняющем режиме действия ракетного двигателя на однокомпонентном топливе.
На фиг.14 - клапан для жидкого окислителя, расположенный выше по потоку.
На фиг.15 - клапан для жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку.
Подобные элементы на различных чертежах обозначены одинаковыми номерами позиций и одинаковыми знаками.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
В настоящем описании раскрыта двигательная установка с «нечувствительным снаряжением» (НС), обладающая высокими эксплуатационными характеристиками, с очень низким уровнем опасности случайного срабатывания. Первым аспектом этой двигательной установки с НС является отделение горючего от окислителя таким образом, чтобы отсутствовала возможность возгорания до их намеренного смешивания и воспламенения. Вторым аспектом этой двигательной установки с НС является то, что при использовании атмосферного кислорода для осуществления некоторых вариантов сообщения поступательного движения система по своей природе является менее чувствительной и обладающей более высокими эксплуатационными характеристиками. В этой двигательной установке с НС в различных вариантах ее осуществления дополнительно отделены горючее и окислитель, используемые для разгона ракетного двигателя или способствования выполнению функций, для минимизации ее опасности. Кроме того, горючее и некоторые из окислителей находятся в твердом состоянии, чтобы они не могли вытекать из установки и создавать угрозу воспламенения. Установка предложена в такой конфигурации, чтобы ее можно было использовать с этой компоновкой «нечувствительного снаряжения» во время выполнения ряда режимов полета, включающих элементы разгона, ускорения, полета в маршевом режиме, режимы управления отклонением и пространственным положением и финальным краткосрочным полетом в атмосфере или над ней.
Отделением горючего от окислителя в двигательной установке ракеты обеспечивают возможность создания ракеты, обладающей более высокими эксплуатационными характеристиками и пониженной восприимчивостью к авариям и угрозам, вызываемым противником. Благодаря такому отделению обеспечивают достижение атрибутов «нечувствительного снаряжения», и его достигают посредством использования гибридной ракеты и технологий сообщения поступательного движения с помощью воздушно-реактивного двигателя. Горение возможно только при введении в контакт горючего и окислителей и при их воспламенении. Это не может произойти случайно. Управлением соотношения окислителя и горючего обеспечивают возможность получения эффективной ракеты и эффективных воздушно-реактивных характеристик. Эта двигательная установка сконфигурирована для работы, выполняя до пяти режимов:
А. интегрированный гибридный ракетный двигатель обратной схемы для первоначального разгона;
В. гибридный ракетный двигатель с воздушным форсированием для дополнительного разгона;
С. ПВРД/ГПВРД для дополнительного ускорения и полета в маршевом режиме;
D. гибридный ракетный двигатель с двумя инжекторами для конечного сообщения поступательного движения; и
Е. ракетный двигатель на однокомпонентном топливе для управления отклонением и пространственным положением.
Всеми этими режимами управляют с помощью небольших клапанов для пропуска холодной жидкости и при использовании самое большое трех различных ракетных топлив: богатого окислителем твердого топлива, богатого горючим твердого топлива и жидкого окислителя.
На фиг.1 изображена ракета 10, которой сообщают поступательное движение с помощью гибридного двигателя 12 с двумя инжекторами с воздушным форсированием, который может действовать, выполняя множество режимов согласно изобретению. Двигатель 12 содержит жидкий окислитель 14, размещенный внутри отсека ракеты. Жидкий окислитель 14 может быть любым пригодным химическим веществом с положительным кислородным балансом, который можно поддерживать в жидком состоянии до введения его во взаимодействие. Химические вещества, пригодные для использования в качестве жидкого окислителя 14, включают: перекись водорода, тетроксид азота, концентрированную азотную кислоту и, предпочтительно, нитрат гидроксиламмония. Горючее 16 размещено внутри отдельного отсека ракеты и может быть любым пригодным твердым горючим, например, полибутадиеном с концевыми гидроксильными группами.
Двигатель 12 содержит: две включаемые независимо клапанные системы 18а, 20а; инжектор 18 жидкого окислителя, расположенный выше по потоку; и инжектор 20 жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку. Каждый клапан сообщен с жидким окислителем посредством пространственно отделенных каналов. Слова «выше по потоку» и «ниже по потоку» использованы для обозначения положения клапанов относительно направления потока реагентов. На фиг.14 представлено покомпонентное изображение комбинации клапана 18а, расположенного выше по потоку, и инжектора 18 жидкого окислителя. Хотя любая из комбинаций клапана и инжектора может быть выполнена как одна деталь, их обычно выполняют отдельно. При открывании клапана 18а обеспечивается возможность инжектирования жидкого окислителя 14 посредством инжектора 18, расположенного выше по потоку, в центральное отверстие 19 цилиндра из горючего, где окислитель вступает в контакт с горючим 16.
На фиг.15 представлено покомпонентное изображение клапана 20а, расположенного ниже по потоку, и инжектора 20 жидкого окислителя. При открывании клапана 20а обеспечивается возможность протекания жидкого окислителя по каналу 21 в инжектор 20 жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку. Жидкий окислитель инжектируют в газогенератор 46, где он взаимодействует с несгоревшим горючим.
Горючее 16 (см. фиг.1) может быть сформировано в виде полого цилиндра и с помощью инжектора 18 жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, инжектируют жидкий окислитель 14 в центральное отверстие 19 цилиндра из горючего. Двигатель 12 дополнительно содержит воздухозаборники 22, основное сопло 24 ракетного двигателя и камеру дожигания 26. Функции этих компонентов двигателя описаны ниже. Кроме двигателя 12 ракета 10 обычно дополнительно содержит носовую часть 28 и передний конец 30. В переднем конце 30 обычно размещены направляющие и управляющие системы, а также боеголовка.
Преимущества гибридного двигателя 12 в сравнении с известными гибридными ракетными двигателями заключаются в наличии коллектора. Двигатель может работать, выполняя до пяти режимов действия, при сохранении высоких эксплуатационных характеристик в каждом из режимов, о чем сказано более подробно ниже. Эти преимущества достигаются путем использования обоих инжекторов 18 и 20 жидкого окислителя, расположенных выше по потоку и ниже по потоку. Инжектором 18 жидкого окислителя, расположенным выше по потоку, вызывают выработку твердого горючего, как и в известном гибридном ракетном двигателе. Скорость этой выработки не пропорциональна потоку окислителя и изменяется дополнительно по мере того, как форма прохода отдаляется от его первоначальной геометрии. В известном решении это приводит в результате к нежелательным колебаниям соотношения горючего и окислителя. Во время действия ракеты удельную тягу (УТ), т.е. тягу на фунт расходуемого ракетного топлива, являющуюся главным показателем эффективности ракеты, максимизируют посредством поддержания соотношения горючего и окислителя на уровне, очень близком к стехиометрическому. В результате этого известный гибридный ракетный двигатель обладает эффективностью, которая ниже оптимального значения.
В гибридном двигателе 12 с двумя инжекторами с помощью инжектора 20 жидкого окислителя, расположенного ниже по потоку, управляют соотношением горючего и окислителя для достижения оптимальной эффективности в обоих режимах действия: реактивном и воздушно-реактивном. В режиме действия, соответствующем реактивному режиму, инжектируют дополнительное количество окислителя и дожигают в газогенераторе 46, где продукты богатые горючим, поступающие из заряда твердого горючего 16, сгорают вместе с окислителем 14, поступающим из инжектора 18 жидкого окислителя, расположенного выше по потоку. В режиме действия, соответствующем воздушно-реактивному двигателю, существует чистое не сгоревшее горючее, выпускаемое из основного сопла 24 ракетного двигателя, которое используют для сжигания в камере сгорания 26 ПВРД вместе с воздухом, обеспечиваемым посредством системы воздухозаборников 22 и с помощью лобового давления, создающегося за счет скоростей сверхзвукового полета. Поток окислителя от инжектора 18 жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, создает этот требующийся доступный поток горючего для действия ПВРД, и обеспечивает наивысшую удельную тягу (УТ) ПВРД. Требуется небольшое количество окислителя или не требуется вовсе, инжектируемого из инжектора 20 жидкого окислителя, расположенного ниже по потоку, при действии ракеты в режиме воздушно-реактивного двигателя.
На фиг.2 графически показано, как может действовать гибридный двигатель (12 на фиг.1) при изменяемых в широких пределах расходах горючего и соотношениях горючего и окислителя для обеспечения оптимальной эффективности при действии в обоих режимах: режиме реактивного двигателя и режиме ПВРД. Для достижения максимальной эффективности при действии в режиме ПВРД должен быть создан поток горючего, требующийся для горения, с минимальным потоком окислителя. Кривая чистого расхода горючего, представленная на фиг.2, быстро поднимается вверх с увеличением расхода окислителя из-за нелинейности процесса выработки гибридного горючего. Так как окислитель потребляет некоторую часть общего расхода горючего, то чистый расход горючего увеличивается до пиковых значений и падает после подачи некоторого количества окислителя. Как только проходят это пиковое значение, инжектор (20 на фиг.1), расположенный ниже по потоку, приводится в действие для увеличения расхода окислителя, для потребления горючего даже с еще большей скоростью при действии в режиме, подобном реактивному (высокие значения соотношения окислителя и горючего). Если для ПВРД требуется чистый расход горючего 9,1×102 кг/с (0,2 фунт/с), то кривая содержит две точки, которые удовлетворяют этому требованию. Первая находится в области низкого расхода окислителя составляющего 0,23 кг/с (0,5 фунт/с) (опорная точка 29), а вторая точка находится в области высокого расхода окислителя, составляющего 1,4 кг/с (3,0 фунт/с) (опорная точка 31). Первая точка 29 соответствовала бы режиму ПВРД с высокой удельной тягой (УТ) и тягой, достаточной для действия с умеренным ускорением. Вторая точка 31 представляла бы режим ракетного двигателя с воздушным форсированием с дополнительной тягой, создаваемой благодаря более высокому потреблению горючего и окислителя в газогенераторе (46 на фиг.1), вносящим дополнительный вклад в реактивную тягу. Большая часть действия в режиме ПВРД выполнялась бы даже при более низких расходах окислителя. Большая часть действия в режиме ракетного двигателем с воздушным форсированием выполнялась бы при более высоких расходах окислителя. Это показывает, как предложенная авторами система с двойной инжекцией может удовлетворять два сильно различающихся режима действия.
Ракетный двигатель с воздушным форсированием при правильном проектировании будет использовать воздушный поток, вносимый в двигатель, для создания большей тяги (форсирование), чем создавалась бы ракетным двигателем, действующим в одиночку. Эту известную двигательную установку также называли различным образом: и как «ракетный двигатель с кольцевым ускоряющим эжектором», «эжекторным ПВРД» и «ракетным двигателем с воздушным форсированием». Как известно, воздушное форсирование может быть положительным даже при нулевой скорости благодаря нагнетанию с помощью эжектора основной реактивной струи, действующей на впускаемый воздушный поток. На фиг.3 графически показаны данные испытаний ракетного двигателя с воздушным форсированием от статического состояния на уровне моря до числа Маха 5 и на большой высоте. Форсирование остается небольшим до тех пор, пока скорость полета не превышает число Маха 1,5. Это происходит из-за малого лобового давления при низких значениях сверхзвуковой скорости. При скорости выше числа Маха 1,5 форсирование быстро увеличивается и может превышать 100%, превышая в два раза тягу, создаваемую только ракетным двигателем.
Следует отметить, что камера сгорания 26 (см. фиг.1) ПВРД по существу пуста и функционирует только как камера дожигания для режима ракетного двигателя с воздушным форсированием и как основная камера сгорания для режима ПВРД. Камера сгорания ПВРД может быть первоначально заполнена твердым ракетным топливом для обеспечения разгона для перехода на ПВРД. Эту конфигурацию называют «интегрированным ракетно-прямоточным воздушно-реактивным двигателем» или «ИРПД-системой». Одним ограничением известных ИРПД-систем является необходимость в увеличении толщины стенок камеры сгорания ПВРД для того, чтобы она выдерживала более высокие ракетные давления, и в удлинении ее для обеспечения достаточного количества ракетного топлива ускорителя для ускорения ракеты до скорости перехода на ПВРД. Можно использовать камеру сгорания 26 ПВРД (см. фиг.4) в основном в ее исходном виде. В камеру сгорания ПВРД формуют небольшое количество ракетного топлива 32 для разгона, которым покрывают внутренние поверхности камеры сгорания. Однако сформованного ракетного топлива 32 для разгона не достаточно для разгона ракеты до перехода на ПВРД, и поэтому авторы изобретения называют его «частичным ускорителем». После полного сгорания этого ракетного топлива 32 для разгона ракета движется только с низкой сверхзвуковой скоростью (приблизительно составляющей число Маха 1,5). Баланс разгона для перехода на ПВРД, приблизительно соответствует числу Маха 2,5-3,0, осуществляется в режиме ракетного двигателя с воздушным форсированием. Другой отличительной особенностью предложенного авторами частичного ускорителя в сравнении с известным ускорителем интегрированного ракетно-прямоточного воздушно-реактивного двигателя является то, что авторы не использовали обычное ракетное топливо, представляющее собой однородную смесь горючего и окислителя, с его сопутствующими опасными свойствами. Предложенное авторами ракетное топливо для частичного ускорителя представляет собой по большей части окислитель со связующим, который не поддерживает горение при отсутствии горячих газов 34 богатых горючим, поступающих из предложенного авторами гибридного ракетного газогенератора 46 с двумя инжекторами. Предложенный авторами частичный ускоритель является, таким образом, «гибридом обратной схемы», содержащим твердое богатое окислителем ракетное топливо 32 для разгона, а богатый горючим инжектируемый газ 34 богат горючим, когда находится в режиме частичного интегрированного ракетно-прямоточного ускорителя. Типичным окислителем для частичного ускорителя является перхлорат аммония, а типичным связующим является жидкость с функцией гидроксила, например, полибутадиен с концевыми гидроксильными группами.
Эта двигательная установка создана с возможностью выполнения вплоть до пяти режимов. Первый вариант осуществления представляет собой дозвуковую систему сгорания, а второй вариант осуществления более пригоден для сверхзвуковой системы сгорания.
На фиг.4 представлен двигатель 12, действующий в режиме интегрированного гибридного ракетного двигателя обратной схемы(IRHR) согласно первому варианту осуществления. Этот режим используют для первоначального ускорения ракеты 10 до скорости, при которой второй режим, режим гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием, может быть эффективно введен в действие. Двигательную установку приводят в действие путем открывания управляющего клапана 18а инжектора жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, и при этом жидкий окислитель 14 распыляется на твердое горючее 16. Воспламенение производят любым средством, из ряда обычных средств, например, посредством небольшого пиротехнического патрона или посредством катализаторов, воздействующих на поток окислителя. Как только происходит воспламенение, в результате горения горючего в гибридном газогенераторе 46 образуется горячий выхлопной газ 34, очень богатый горючим, который проходит в погруженный задний инжектор 20 жидкого окислителя и в основное сопло 24 ракетного двигателя, где газы ускоряются до низкой сверхзвуковой скорости и входят в камеру сгорания 26 ПВРД, первоначально заполненного богатым окислителем ракетным топливом 32 для разгона. Контакт горячих выхлопных газов 34 богатых горючим с богатым окислителем ракетным топливом 32 для разгона вызывает массовую скорость окислителя, приводимого в движение с поверхности для смешивания и взаимодействия с газами богатыми горючим, значительно увеличивая давление в проходе и, таким образом, увеличивая тягу двигателя с комбинированным циклом. При заблокированном воздухозаборнике 22 непотребленным богатым окислителем ракетным топливом 32 для разгона во время этого режима, этот режим технически представляет собой форсажный ракетный двигатель, подобный форсажному термоядерному ракетному двигателю на ЖК корпорации Aerojet-General Corp. (США, шт. Калифорния, г.Сакраменто) (раскрытой в докладе «Revolutionary Lunar Space Transportation System Architecture Using Extraterrestrial LOX-Augmented NTR Propulsion», зачитанном на совместном заседании Американского института аэронавтики и астронавтики (AIAA), состоявшемся 27-29 июня, 1994 г.) или подобной ракете с камерой дожигания для увеличения тяги (раскрытой в патенте США №6568171). В известном форсажном двигателе увеличение тяги, превышающее 100%, легко достигается в сравнении с основной ракетой. Этим обеспечивают большое ускорение ракеты при первоначальном разгоне. При сравнении с обычным интегрированным ракетно-прямоточным двигателем при той же чистой тяге давление в камере сгорания ПВРД более низкое при использовании частичного ускорителя благодаря большей эффективной площади горловины. Это позволяет снизить вес камеры сгорания 26 ПВРД.
На фиг.5 представлен двигатель 12 в режиме действия гибридного ракетного двигателя (AAHR) с воздушным форсированием, с помощью которого обеспечивают дополнительный разгон для перехода на ПВРД. Двигательная установка переходит в этот режим, когда твердый окислитель интегрированного гибридного ракетного двигателя (IRHR)обратной схемы сгорает полностью и воздухозаборники 22 открывают с помощью любого обычного средства, например, с помощью расходных мембран, подвергаемых воздействию горячих газов при выработке ракетного топлива интегрированного гибридного ракетного двигателя. Это позволяет потоку воздуха смешиваться с продуктами сгорания ниже по потоку от сопла ракетного двигателя. Без окислителя гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием тяга уменьшается до части желаемого уровня. При скорости, приблизительно составляющей число Маха 1,5 или более, поступающий воздушный поток и воздушное форсирование начинают расти, но все еще остаются низкими. Для восстановления потерянной тяги, задний клапан управления инжектора 20а жидкого окислителя открывается, и жидкий окислитель 14 распыляется в заднем конце гибридного газогенератора 46. Во время действия интегрированного гибридного ракетного двигателя обратной схемы эти подпорки заднего инжектора обнажаются из-за выработки гибридного горючего. Добавление массы окислителя и более полное сгорание гибридного выхлопного газа 34 богатого горючим ведет к сдвигу соотношения горючего и окислителя, а также давления в камере к значениям, более пригодным для эффективного действия ракетного двигателя с высокой тягой.
Подпорки заднего инжектора 20 жидкого окислителя спроектированы таким образом, чтобы сначала инжектировать окислитель вблизи поверхности прохода в твердом горючем 16. Это ведет к уменьшению несгоревшего горючего на границе основной струи во время низкого режима гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием, для исключения преждевременного термического блокирования впускного воздушного потока, в результате чего не начинается впуск. Основная масса чистого доступного горючего содержится внутри струи, и только становится доступной для сгорания вместе с воздухом на достаточно большом расстоянии для смешивания, где площадь канала увеличилась в достаточной степени для обеспечения возможности высвобождения дополнительного тепла. По мере дальнейшей выработки поверхности твердого горючего 16, эта конструкция обеспечивает возможность пассивного увеличения количества доступного горючего на границе основной струи.
Количеством остаточного горючего 35, рассеянного в факеле струи гибридной ракетного двигателя, управляют таким образом, чтобы его было достаточно для сгорания в камере сгорания 26 ПВРД вместе с поступающим воздушным потоком 37. Основная струя ракетного двигателя нагнетает поступающий воздух, который рассеивается и затем дожигается, как это обычно происходит в известных эжекторных ПВРД. По мере увеличения воздушного потока с увеличением скорости поток окислителя из заднего инжектора 20 жидкого окислителя сокращается во взаимодействии с потоком из переднего инжектора 18 жидкого окислителя для регулирования общего потока ракетного топлива и его доли в смеси для максимального увеличения эффективной удельной тяги (УТ) ((тяга - лобовое сопротивление)/поток ракетного топлива) или для максимального увеличения тяги в остальной части ускорения, создаваемого гибридным ракетным двигателем с воздушным форсированием. Вообще, это приводит в результате к постоянному уменьшению общего потока окислителя.
На фиг.6 представлен ракетный двигатель 12 в режиме действия ПВРД. Двигательная установка переходит в режим действия ПВРД, когда действие ПВРД становится наиболее эффективным способом сообщения поступательного движения для полета. В режиме действия ПВРД поток окислителя из заднего инжектора 20 жидкого окислителя прекращается или находится на низком уровне. Поток горючего для создания требующейся для ПВРД тяги регулируют посредством регулирования расхода окислителя 14, подаваемого передним инжектором 18 жидкого окислителя. Расход горючего в ПВРД зависит от от высоты полета ракеты, скорости и потребности в тяге (ускорение или полет на маршевом режиме). Отношение максимального к минимальному чистому расходу горючего может превышать 10:1. В отличие от известных ракет с ПВРД, переход от гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием к ПВРД является непрерывным и не критическим. Воздухозаборники 22 открыты во время начала режима гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием (AAHR) и воспламенение твердого горючего 16 ПВРД хорошо установилось до завершения режима AAHR. Геометрия камеры сгорания 26 является расходящейся, термически дросселируемой, обладающей многими преимуществами, включающими способность к действию совместно с режимами сверхзвукового сгорания (ГПВРД) или с режимом краткосрочного полета с максимальной скоростью. Для ракет, спроектированных для полетов со скоростью ниже числа Маха, приблизительно составляющего 6, и остающихся в пределах ощутимой атмосферы, может быть использована механическая горловина (не показана).
На фиг.7 представлена ракета 10 с двигателем 12, действующим в режиме гибридного ракетного двигателя с двумя инжекторами ((DIHR), который является подходящим режимом при полете за пределами пригодной атмосферы или тогда, когда требуется дополнительная тяга в пределах атмосферы. Этот режим подобен режиму AAHR при использовании гибридного ракетного двигателя с двумя инжекторами, применяемого тогда, когда во время полета требуется дополнительная тяга. Эта дополнительная тяга очень благоприятна на завершающем этапе маневрирования, когда обычная ракета с ПВРД может слишком быстро терять энергию, или для вылета за пределы атмосферы, где действие ПВРД или ГПВРД становится несостоятельным. Геометрия расходящейся камеры сгорания 26, показанная на этих фигурах, эффективна для использования в этом режиме на больших высотах, где воздушный поток, поступающий в камеру сгорания, является минимальным. В условиях, близких к вакууму, механическая или вторая горловина приводила бы к снижению эксплуатационных характеристик двигателя из-за скачков уплотнения, которые возникали бы при столкновении основной сверхзвуковой струи с вновь суженной геометрией.
На фиг.8 представлена ракета 10 с двигателем 12 в режиме действия отклонения ракеты с двигателем на однокомпонентном топливе (MPDR). Этот режим используют для рулевого управления ракеты для поражения и уничтожения внеатмосферных перехватчиков, где аэродинамические управляющие средства неэффективны. Эту управляемую боковую тягу создают путем использования небольших периферических ракетных двигателей 36 малой тяги, встроенных вблизи центра масс (CG) корпуса ракеты 10. Гибридный газ, богатый горючим, можно использовать, но для исключения клапанного управления горячим газом используют однокомпонентное ракетное топливо - окислитель 14, текущий в каждый периферический ракетный двигатель 36 малой тяги, управляемый с помощью небольших управляющих клапанов 39а для управления отклонением и пространственным положением, создающими реактивные струи, богатые кислородом. Каждый периферический ракетный двигатель 36 малой тяги содержит интегрированную воспламеняющую систему, приспособленную к используемому ракетному топливу. Управление пространственным положением требуется по многим причинам, например, для сохранения корпуса ракеты и устройств для самонаведения, нацеленных на предполагаемые цели. Управление пространственным положением можно осуществлять, используя ряд способов. Если основной двигатель все еще продолжает создавать тягу, то могут быть использованы отражатели реактивной струи для снижения до нуля моментов, создаваемых отклоняющей тягой, или для перенаправления носителя во время конечной фазы перехвата. В альтернативном варианте осуществления более маленькие ракетные двигатели малой тяги располагают в передней или задней частях корпуса ракеты с теми же целями. Основное преимущество этой конфигурации заключается в интегрировании отклоняющего двигателя на однокомпонентном топливе с главной двигательной установкой и исключении отдельной системы. Этим не только уменьшают сложность двигательной установки, но использование общей топливной системы ракеты приводит в результате к большей гибкости полета.
На фиг.9-12 представлен второй вариант осуществления согласно изобретению. Эта конфигурация обладает признаками, общими с первым вариантом осуществления, рассмотренным выше, и на чертежах подобные элементы обозначены одинаковыми номерами позиций. Этот второй вариант осуществления является предпочтительным для действия с более высокими скоростями, при которых используют режим действия ПВРД со сверхзвуковым сгоранием (ГПВРД). Чтобы действовать в атмосфере со скоростями вплоть до числа Маха 6 или более, в этом варианте осуществления используют впуск и сверхзвуковую камеру сгорания, подобную используемой в ПВРД двойного сгорания. Гибридный газогенератор перевернут и смонтирован в виде кольца вокруг камеры сгорания DMRJ.
На фиг.9 представлена ракета 10, которой сообщают поступательное движение двигателем 12 согласно второму варианту осуществления в частичном режиме действия интегрированного гибридного ракетного двигателя обратной схемы, который используют для выполнения начальной стадии полета. Гибридный двигатель 12 содержит жидкий окислитель 14 и твердое горючее 16. Центральная камера 38 ракетного двигателя содержит инжектор 40 жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку. Инжектор 42 жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, размещен между жидким окислителем 14 и твердым горючим 16. Воздухозаборники 22, идущие от носового конца 43 к корпусному концу 45, оканчиваются около расположенной вдоль центральной оси камеры сгорания 48 ГПВРД. Воздухозаборники 22 первоначально блокированы крышкой 44 воздухозаборника.
Двигательную установку приводят в действие путем открывания клапана управления инжектора 42 жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, и жидкий окислитель 14 распыляется в кольцевом гибридном газогенераторе 46 с множеством каналов для газообразования и потоков. Воспламенение выполняется, как и раньше. Как только происходит воспламенение, в результате горения горючего в кольцевом гибридном газогенераторе 46 образуются горячие выхлопные газы 34 очень богатые горючим, которые проходят вперед и через впускные подпорки в центральную камеру 38 ракетного двигателя и центральное сопло 47 ракетного двигателя, где газы ускоряются до низкой сверхзвуковой скорости и входят в расположенную вдоль центральной оси камеру сгорания 48 ГПВРД, которая первоначально заполнена богатым окислителем ракетным топливом 50 для разгона. Задняя часть 51 богатого окислителем ракетного топлива 50 для разгона образует расходную горловину внутри камеры сгорания 26. Контакт богатых горючим горячих газов 34 с богатым окислителем ракетным топливом 50 для разгона вызывает поток массы окислителя, приводимого в движение с поверхности для смешивания и взаимодействия с богатыми горючим газами 34, значительно увеличивая давление в проходе и, таким образом, увеличивая тягу двигателя с комбинированным циклом.
На фиг.10 представлена ракета 10, когда ракетный двигатель 12 находится в режиме гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием (AAHR). Двигательная установка переходит в режим действия AAHR, так как окислитель (50 на фиг.9) твердого ракетного топлива для разгона для режима интегрированного гибридного ракетного двигателя обратной схемы сгорает полностью, а удаление крышки (44 на фиг.9) воздухозаборника, открывает воздухозаборники 22. Основной ракетный двигатель действует, как известные эжекторные прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Вместо открытых инжекторов 40 жидкого окислителя, расположенных ниже по потоку, как это было в первом варианте осуществления, в варианте осуществления с ГПВРД инжекторы жидкого окислителя, расположенные ниже по потоку, размещены в центральной камере 38 ракетного двигателя после завершения поворота выхлопных газов 34 богатых горючим номинально на 180° внутри центральной камеры 38 ракетного двигателя. Этим уменьшают термическую нагрузку на впускные подпорки. Инжекторы 40 жидкого окислителя, расположенные ниже по потоку, размещены таким образом, чтобы инжектировать жидкий окислитель 14 от стенки камеры к центру. Клапаны 42а, расположенные выше по потоку, открывают в такой степени, чтобы обеспечивать требующийся расход жидкого окислителя 14.
Этот подход также позволяет снижать количество несгоревшего горючего на границе 49 факела во время режима гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием. Так как поток окислителя уменьшается при более высоких скоростях, ядро 57 факела, богатое горючим, становится больше, и меньшее расстояние требуется для воздействия воздухом на это горючее для его сжигания, приводящего к более быстрому горению с увеличением скорости.
На фиг.11 представлена ракета 10 с двигателем 12 в режиме действия DMRJ. Двигательная установка переходит в этот режим действия, как и в первом варианте осуществления, посредством отключения инжектора 40 жидкого окислителя, расположенного ниже по потоку. Действие в режиме ГПВРД достигают, когда скорость и характеристики потока горючего обеспечивают возможность поддержания сверхзвуковых условий вдоль осевой линии 53 в камере сгорания 48. При скоростях выше числа Маха 5-6 действие ГПВРД термодинамически превосходит дозвуковой режим сгорания. Этот переход происходит естественным образом без потребности в активном управлении.
На фиг.12 представлена ракета 10 с двигателем 12 в режиме действия гибридного ракетного двигателя с двумя инжекторами (DIHR). Этот режим действия подобен первому варианту осуществления, и его достигают посредством включения вновь инжекторов 40 жидкого окислителя, расположенных ниже по потоку, для возврата к функционированию гибридного ракетного двигателя с двойным инжектированием.
На фиг.13 представлена ракета 10 с ракетным двигателем 12, действующим в режиме отклоняющего ракетного двигателя на однокомпонентном топливе (MPDR). Концепция подобна предыдущему варианту осуществления, за исключением того, что периферические ракетные двигатели 36 малой тяги размещены в кольцевом пространстве, окружающем камеру сгорания 48 ГПВРД. Возможные варианты управления пространственным положением являются такими же, как и в первом варианте осуществления.
Были описаны один или большее число вариантов осуществления настоящего изобретения. Тем не менее, следует понимать, что могут быть выполнены различные модификации без отступления от сущности и объема изобретения. Например, могут быть использованы, без отклонения от сущности изобретения, различные типы воздухозаборников, например, одиночный воздухозаборник в передней нижней части корпуса. В соответствии с этим, другие варианты осуществления подпадают под объем действия следующей ниже формулы изобретения.
1. Двигательная установка ракеты (10) с нечувствительным снаряжением и с множественными рабочими режимами, отличающаяся тем, что:
жидкий окислитель (14) содержится в отсеке упомянутой ракеты (10);
твердое горючее (16) содержится в отдельном отсеке упомянутой ракеты (10);
основное сопло (24) ракетного двигателя расположено ниже по потоку от упомянутого отсека с твердым горючим (16) и получает очень богатый горючим горячий выхлопной газ (34), получающийся в результате сгорания жидкого окислителя (14) и упомянутого твердого топлива (16);
камера дожигания (26) расположена ниже по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом (32) для разгона, которое входит в реакцию с упомянутым очень богатым горючим горячим выхлопным газом (34);
инжектор (18) жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержащий первый клапан (18а), передает упомянутый жидкий окислитель (14) в расположенный выше по потоку конец упомянутого твердого горючего (16);
инжектор (20) жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, пространственно отдаленный от упомянутого инжектора (18) жидкого окислителя, расположенного выше по потоку, 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 горючего (16), но выше по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя; и
воздухозаборник (22), который изначально заблокирован упомянутым богатым окислителем ракетным топливом (32) для разгона, открывание упомянутого воздухозаборника (22) посредством сгорания упомянутого богатого окислителем ракетного топлива (32) для разгона обеспечивает поток воздуха в упомянутую камеру дожигания (26),
при этом множественные рабочие режимы включают в себя: интегрированный гибридный ракетный двигатель обратной схемы для первоначального разгона; гибридный ракетный двигатель с воздушным форсированием для дополнительного разгона; ПВРД/ГПВРД для дополнительного ускорения и полета в маршевом режиме; гибридный ракетный двигатель с двумя инжекторами для конечного сообщения поступательного движения.
2. Двигательная установка ракеты (10) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутое твердое горючее является цилиндрическим по форме, а упомянутый инжектор (18) жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, инжектирует жидкий окислитель (14) в его центральное отверстие (19).
3. Двигательная установка ракеты (10) по п.1 или 2, 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) и обеспечивают ракетный двигатель на однокомпонентном топливе для управления отклонением и пространственным положением.
4. Способ действия двигательной установки ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными рабочими режимами по п.1, отличающийся тем, что включает в себя этап:
обеспечение поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя обратной схемы путем введения во взаимодействие богатых горючим продуктов горения упомянутого жидкого окислителя (14) и упомянутого твердого горючего (16) с упомянутым богатым окислителем твердым ракетным топливом (32) для разгона в упомянутой камере дожигания (26) для создания тяги.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что упомянутая двигательная установка создает дополнительное ускорение в режиме гибридного ракетного двигателя с воздушным форсированием, в 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 горючим выхлопной газ.
6. Способ по п.5, 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 Isp.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что когда упомянутая двигательная установка находится в режиме ПВРД, с помощью упомянутого первого клапана (18а) устанавливают расход упомянутого окислителя (14) для достижения желаемого результирующего расхода горючего для поддержания требуемой скорости.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что упомянутый второй клапан (20а) может быть открыт для создания таким образом дополнительной тяги.
9. Способ по любому из пп.4-8, отличающийся тем, что периферические ракетные двигатели (36) малой тяги, встроенные вблизи центра масс упомянутой ракеты (10), сообщены с упомянутым жидким окислителем (14), который является однокомпонентным ракетным топливом окислителем, и воспламенение упомянутого жидкого однокомпонентного ракетного топлива - окислителя (14) в упомянутых периферических ракетных двигателях (36) малой тяги создает богатую кислородом струю ракетного топлива для отклонения упомянутой ракеты (10).
