Многоразовый ракетоноситель криштопа (мрк), гибридная силовая установка (гсу) для мрк и способ функционирования мрк с гсу (варианты)

Группа изобретений относится к области гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться для вывода на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. Возможно использование легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке многоразового ракетоносителя. Возможно значительное уменьшение стартовой массы Многоразового Ракетоносителя Криштопа по сравнению с известными конструкциями, например многоразового ракетоносителя Falcon 9 компании Space X. Группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект, при выводе на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Группа изобретений отаосится к области гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться для вывода на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. Возможно использование легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке многоразового ракетоносителя. Возможно значительное уменьшение стартовой массы Многоразового Ракетоносителя Криштопа по сравнению с известными конструкциями, например многоразового ракетоносителя Falcon 9 компании Space X.

3 н.п. ф-лы, 4 ил.

Из существующего уровня техники известно транспортное средство - мультикоптер, летательный аппарат построенный по вертолетной схеме с тремя и более несущими винтами.

Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - самолет, воздушное судно, предназначенное для полетов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного, относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу.

Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - ракета, летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным (ракетным) двигателем.

Также из существующего уровня техники известен многоразовый ракетоноситель Falcon 9 компании Space X, использующий только жидкостные реактивные ракетные двигатели для вертикального взлета и посадки по-ракетному.

Однако из уровня техники не известен многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты.

Известен также патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении. Для вариантов исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной рабочей смеси, в режиме малой степени предварительного сжатия основной рабочей смеси высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси и это позволяет осуществлять переход на прямоточный режим при скоростях набегающего воздушного потока в несколько раз ниже 1,5 Маха, в отличие от обычных прямоточных воздушных реактивных двигателей.

Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, использующих «медленное» обычное горение топлива. Кроме того, высокоэффективное детонационное горение в авиационных двигателях позволяет эффективно использовать такое легкое топливо, как - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), который не используется в настоящее время для авиационных реактивных двигателей, что может значительно облегчить летательные аппараты и придать им новые необычные свойства.

Также из существующего уровня техники известен турбовинтовой двигатель - тип газотурбинного двигателя, в котором основная часть энергии горячих газов используется для привода воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор, и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги. Несмотря на высокий КПД и экономичность, использование в авиации турбовинтовых двигателей ограничено скоростным пределом, составляющим примерно 750 км/час.

Однако из уровня техники не известен многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой, содержащей турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе.

Таким образом, остается актуальной задача создания многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой, содержащей турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан, сжигаемый в атмосферном воздухе.

Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой, содержащей турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан, сжигаемый в атмосферном воздухе.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная силовая установка, предназначенная для конструкции многоразовоого ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующаяся тем, что включает в себя систему управления, первичный источник энергии, в котором, как минимум, используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум, три турбовинтовых двигателя, воздушные винты, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего, меняющие свое положение и форму клинья для регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство для регулирования скачков давления, набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Многоразовый Ракетоноситель Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также кабина пилотируемого или беспилотного управления и убирающиеся посадочные шасси, а снаружи которого в передней части расположено устройство расстыковки с высшими ступенями космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли, а по бокам которого расположены как минимум, три несущих плоскости самолетного типа с воздушными рулями, а также включает в себя гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, как минимум, используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум, три турбовинтовых двигателя, воздушные винты, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего, меняющие свое положение и форму клинья для регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство для регулирования скачков давления, набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель на корпусе, которого установлено, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями.

Технический результат достигается также в способе функционирования Многоразового Ракетоносителя Криштопа (далее - МРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), заключающемся в том, что вертикальный старт по-ракетному МРК может производить за счет комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов турбовинтовых двигателей (далее - ТВД), и реактивной сверхзвуковой тяги от маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения (далее - МШУРДГ), которые получают для работы предварительно сжатый воздух только от компрессоров ТВД в составе ГСУ, с регулированием вертикальной устойчивости при старте в режиме функционирования МРК, как мультикоптера, с дальнейшим переходом от вертикального взлетного режима по ракетно-мультикоптерному, на пологий полет с набором высоты по-самолетному, за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета МРК по-самолетному, ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении высоты полета МРК, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета МРК, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, а при достижении максимальной высоты и скорости полета МРК, устройство расстыковки отделяет по-ракетному для самостоятельного полета высшие ступени космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли, а МРК переходит к заключительному этапу посадки путем плавного планирования по-самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета МРК, и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ, и выполнением переходного вертикального маневра для посадки на площадку приземления, по ракетно-мультикоптерному за счет комбинированной оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3.

В опубликованном патенте на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), представлена сущность маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения и описана работа с процессом детонационного горения в автоколебательном режиме при достижении режима «белого каления» керамической камеры сгорания, доведенной до температуры стенки в 1300-1500°С с эффектом калильного зажигания для паров рабочей топливовоздушной смеси, что позволяет весьма эффективно и полноценно сжигать очень бедную рабочую топливовоздушную смесь при значительном и гарантированном коэффициенте избытка воздуха.

Описанные варианты исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения в RU 164690 могут быть использованы в качестве детонационных реактивных двигателей для конструкций гибридных силовых установок для летательных аппаратов, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной рабочей смеси. И, именно, в режиме малой степени предварительного сжатия основной рабочей смеси высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси (в соответствии с RU 164690) и это позволяет осуществлять переход на прямоточный режим при скоростях набегающего воздушного потока в несколько раз ниже 1,5 Маха, в отличие от обычных прямоточных воздушных реактивных двигателей и при этом эффективно использовать для летательных аппаратов легкое топливо - метан (сравнительно недорогой природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе. А при использовании маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения в условиях разряженного атмосферного воздуха с низким содержанием кислорода могут применяться дополнительные баки с окислителем с системой подачи дополнительного окислителя на вход маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения.

На чертеже Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз варианта Многоразового Ракетоносителя Криштопа (далее - МРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), который содержит несущий корпус 1, внутри которого расположены основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для ГСУ, и кабина пилотируемого или беспилотного управления и убирающиеся посадочные шасси (на чертеже не показаны), а также содержит, например, три несущие плоскости 2 самолетного типа с воздушными рулями 7, гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, например, используется один электрический аккумулятор (на чертеже не показаны), например три турбовинтовых двигателя 4 двухвального типа, воздушные винты 3, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя 4 установлено, например, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха 5, устройство расстыковки 10 с высшими ступенями 8 и 9 космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли.

На чертеже Фиг. 2 - представлена функциональная схема гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), содержащая турбовинтовой двигатель 4, например двухвального типа, воздушный винт 3, имеющий возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16, систему управления 15, первичный источник энергии, например, электрический аккумулятор 14, маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, с дополнительной регулируемой системой подачи предварительно сжатого воздуха 5.

На чертеже Фиг. 3 представлены пояснительные эскизы функциональной схемы и режимов работы дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ (Фиг. 3-А -), выполненной, например (Фиг. 3-В -), в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего регулируемое прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья 12 регулирования скачков давления, набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, и содержащей регулируемый шибер 13, который имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха в только от компрессора турбовинтового двигателя 4, а также регулируемый шибер 11, который имеет возможность регулировать величину прямоугольного поперечного сечения, образованного им канала входного устройства и подачи предварительно сжатого воздуха от набегающего встречного потока воздуха для функции, регулируемого дозвукового или сверхзвукового воздухозаборника, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, а также содержащей дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя (на эскизе не показана), в составе ГСУ, установленной на входе маятниково-шиберное устройства реактивного детонационного горения 6 (далее - МШУРДГ). Режимы работы дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 показаны на эскизах (Фиг. 3-C,D,E -), где шибер 13 имеет возможность подачи в МШУРДГ предварительно сжатого воздуха в только от компрессора Фиг. 3-С -, турбовинтового двигателя 4, а шибер 11 имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха Фиг. 3-С -, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника Фиг. 3-D -, а при частичном открытии которого, выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника Фиг. 3-Е -, и при этом внутри, образованного им канала сверхзвукового воздухозаборника, содержатся также меняющие свое положение клинья 12 и дополнительная форсунка подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя (на эскизе не показана) для режимов полета в разряженной атмосфере при недостатке кислорода.

На чертеже Фиг. 4 - представлен пояснительный эскиз полной траектории полета от вертикального старта по-ракетно-мультикоптерному МРК с высшими ступенями космических аппаратов 17, выводимых на орбиту Земли, с последующим переходом на пологий полет с набором высоты по-самолетному, с отделением на максимальной высоте полета высших ступеней космических аппаратов 20 по-ракетному, выводимых на орбиту Земли для самостоятельного полета, и дальнейшего плавного планирования МРК 19 по спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления МРК, с финишной вертикальной плавной посадкой МРК, по-мультикоптерному, на площадку приземления 18, при регулировании комплексной тяги ГСУ.

Работа, описанного МРК с ГСУ, по чертежам Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3 и Фиг. 4 происходит следующим образом. В исходном положении МРК, с полностью заправленными основными топливными баками и дополнительными баками с окислителем, установлен в вертикальное положение на стартовой площадке Фиг. 4 в сборе с устройством расстыковки с высшими ступенями и космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли Фиг. 1. Шиберы 11 и 13 дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ в закрытом состоянии, все ТВД и МШУРДГ в составе ГСУ выключены, а воздушные винты 3, имеющие возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16, находятся в положении угла атаки нуль градусов. Затем система управления 15 от первичного источника энергии - электрического аккумулятора 14 запускает поочередно все ТВД в составе ГСУ Фиг. 2. Далее поочередно на всех дополнительных регулируемых системах подачи предварительно сжатого воздуха 5 в составе ГСУ открываются шиберы 13 Фиг. 3-С - для подачи в МШУРДГ предварительно сжатого воздуха только от компрессора ТВД в составе ГСУ и все МШУРДГ запускаются в работу в режиме малой реактивной тяги. Затем воздушные винты 3, имеющие возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16 переводятся на угол атаки максимальной тяги, а ТРД и МШУРДГ на максимальную мощность работы и осуществляется вертикальный старт МРК по-ракетному Фиг. 4, а регулирование при этом вертикальной устойчивости МРК производится по-мультикоптерному, за счет регулирования комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТРД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ, которые получают для работы предварительно сжатый воздух только от компрессоров ТВД в составе ГСУ. При достижении МРК скорости примерно 750 км/час, все воздушные винты ТВД изменяют углы атаки в положение девяносто градусов, для наименьшего сопротивления движению МРК, и отключаются от приводного вала турбины ТВД и вся мощность ТВД используется для увеличения подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессоров ТВД в МШУРДГ в составе ГСУ, и скорость полета МРК увеличивается за счет большей реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ с одновременным переходом от вертикального взлетного режима по-ракетно-мультикоптерному, на пологий полет с набором высоты по-самолетному Фиг. 4, за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета МРК, достаточной для перехода на режим работы каждого МШУРДГ на прямоточный режим, дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха в составе ГСУ, переводится в режим регулируемого дозвукового воздухозаборника Фиг. 3-D - и все ТВД выключаются из работы, а при дальнейшем увеличении высоты полета и достижении сверхзвуковой скорости полета МРК дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха в составе ГСУ, плавно переходит в режим частичного открытия на набегающий поток воздуха, с выполнением функции регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, с возможностью регулирования формы и положения клиньев 12 внутри, образованного им канала сверхзвукового воздухозаборника Фиг. 3-Е -, и таким образом, МРК плавно достигает максимальной сверхзвуковой скорости полета, а при достижении высоты полета МРК, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение скорости полета, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для гибридной силовой установки, путем включения в работу дополнительной форсунки подачи дополнительного окислителя 14 от системы подачи дополнительного окислителя из дополнительных баков с окислителем Фиг. 2 и Фиг. 3-Е -, а при достижении максимальной высоты полета МРК, устройство расстыковки 10 отделяет по-ракетному высшие ступени космических аппаратов 8 и 9, выводимых на орбиту Земли для самостоятельного полета Фиг. 4, а МРК далее с минимальной тягой МШУРДГ плавно планирует по спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления Фиг. 4, используя воздушные рули, установленные на каждой несущей плоскости самолетного типа, с использованием торможения МРК воздушными винтами ТВД при плавном изменении угла атаки от девяноста градусов до значения оптимального торможения, и при достижении, таким образом, скорости МРК примерно 750 км/час, углы атаки воздушных винтов переводятся на значение значения оптимальной тяги и запускаются в работу ТВД, а МШУРДГ переводятся дополнительной регулируемой системой подачи сжатого воздуха, в составе ГСУ, на подачу предварительно сжатого воздуха только от компрессоров ТВД, а при достижении высоты примерно 1 км и района посадки, МРК осуществляет маневр по-самолетному, на вертикальный набор высоты, с уменьшением вертикальной скорости до нуля при вертикальном положении МРК и выдвижением убирающихся посадочных шасси (Фиг. 4), и таким образом, затем переходя на режим полета по ракетно-мультикоптерному, с дальнейшей вертикальной плавной посадкой МРК на площадку приземления Фиг. 4, с регулированием при этом вертикальной устойчивости МРК комплексной тягой ГСУ, как мультикоптер.

Алгоритм работы других вариантов исполнений ГСУ с накопителем электроэнергии любого известного типа или дополнительной регулируемой системой подачи предварительно сжатого воздуха, с любым известным устройством регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, и других вариантов исполнений МРК с другим количеством несущих плоскости самолетного типа с воздушными рулями, турбовинтовых двигателей и маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения, аналогичен вышеописанному.

Описанная группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект, при выводе на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой.

Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой, содержащей турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан, сжигаемый в атмосферном воздухе.

Литература:

1. Официальная страница Falcon 9 (англ.) на сайте SpaceX.

2. Falcon User's Guide // Space Exploration Technologies Corporation, January 2019.

3. Лукашевич В.П., Афанасьев А.Б. Космические крылья - М.: ЛенТа Стр-вий, 2009,496 с.

4. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей: Учебник для вузов / В.М. Акимов, B.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, В.В. Поляков, В.А. Сосунов, С.М. Шляхтенко; Под ред. C.М. Шляхтенко. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1987.

5. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - 4-е изд. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1976.

6. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.

7. A.M. Криштоп - Патент на полезную модель «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения» RU 164690 от 22.03.2016 г.

1. Гибридная силовая установка, предназначенная для конструкции многоразового ракетоносителя, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующаяся тем, что включает в себя систему управления, первичный источник энергии, в котором как минимум используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум три турбовинтовых двигателя, воздушные винты каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха, в виде плоского входного устройства двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья для регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство для регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя.

2. Многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также кабина пилотируемого или беспилотного управления, а снаружи которого в передней части расположено устройство расстыковки с высшими ступенями космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли, а по бокам которого расположены как минимум три несущих плоскости самолетного типа с воздушными рулями, а также включает в себя гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором как минимум используется один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного типа, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум три турбовинтовых двигателя, воздушные винты каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха в виде плоского входного устройства двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья для регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство для регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель на корпусе которого установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями.

3. Способ функционирования многоразового ракетоносителя (далее - МР), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), заключающийся в том, что вертикальный старт по ракетному МР может производиться за счет комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов турбовинтовых двигателей (далее - ТВД) и реактивной сверхзвуковой тяги от маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения (далее - МШУРДГ), которые получают для работы предварительно сжатый воздух только от компрессоров ТВД в составе ГСУ, с регулированием вертикальной устойчивости при старте в режиме функционирования МР, как мультикоптера, с дальнейшим переходом от вертикального взлетного режима по ракетно-мультикоптерному на пологий полет с набором высоты по самолетному за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета МР по самолетному ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении высоты полета МР, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета МР, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, а при достижении максимальной высоты и скорости полета МР устройство расстыковки отделяет по ракетному для самостоятельного полета высшие ступени космических аппаратов, выводимых на орбиту Земли, а МР переходит к заключительному этапу посадки путем плавного планирования по самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета МР, и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ, и выполнением переходного вертикального маневра для посадки на площадку приземления, по ракетно-мультикоптерному за счет комбинированной оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспорту, в частности, к стартовым позициям баллистических транспортных систем. Целью изобретения является повышение оперативности и надежности обеспечения экстренной доставки грузов в условиях низких температур с использованием баллистического транспортного средства (БТС) в виде ракетной ступени и пристыкованного к ней грузового контейнера.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к стартовым установкам. При старте ракеты из широкофюзеляжного носителя выполняют старт из контейнера, размещенного на носителе, и меры по безударному выдвижению ракеты.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к оборудованию для заправки топливом. Соединительный модуль (12) для заправки космической ракеты-носителя топливом содержит наземную часть (18), полетную часть (16) и соединительное звено (24).

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к гидроприводам. Гидропривод ракетного комплекса монтирован на раме шасси подвижного агрегата ракетного комплекса.

Изобретение относится к криогенным системам заправки топливом, в частности для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. Криогенная система (1) заправки топливом характеризуется наличием шланга (80) подачи топлива для соединения ракеты-носителя (100) и пусковой вышки (200).

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию, а именно к транспортно-установочным агрегатам (ТУА) стартовых комплексов ракет космического назначения (РКН).

Группа изобретений относится к управлению реконфигурацией наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами (НАКУ КА). НАКУ КА и способ управления его реконфигурацией на базе нейросетевых технологий и элементов искусственного интеллекта с использованием базы знаний на основе технологии блокчейн включают использование для управления направленной реконфигурацией НАКУ КА нейросетевого комплекса.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него.

Изобретение относится к средствам спасения космонавтов в аварийной ситуации на старте. Система содержит каркас (1) с площадкой (2) (на уровне посадки в космический корабль), расположенной в изолированном помещении (3), лифт с кабиной (4), где установлено защищенное спасательное транспортное средство (5) с автономным приводом перемещения.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в электрогидравлических системах управления поворотным кольцом стартовых ракетных комплексов (ЭГСУ ПК СРК).

Раскрыта система теплозащиты с панелью, размещенной на расстоянии. Система содержит сэндвичевую панель, содержащую: первый облицовочный лист из керамического матричного композита и второй облицовочный лист из керамического матричного композита.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. В способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя для старта и пуска ракеты-носителя, самолет с ракетой-носителем выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Способ включает выведение космоплана и размещенного на нем гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с полезной нагрузкой (ПН) на орбиту дежурства.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей на активных участках их траекторий. При разгоне ракеты-носителя на активном участке ее траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их во внешнее пространство.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем. Возвращаемая ступень РН содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным системам передачи информации с помощью летательных аппаратов. Привязной коптер содержит каркас с размещенными на нем электродвигателями с автоматами перекоса винтов, системой управления с гироскопом и радиоэлектронной аппаратурой, гибкую тягу в виде силового, энергетического и информационного кабеля.

Группа изобретений относится к области гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться для вывода на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. Возможно использование легкого топлива - метана, сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке многоразового ракетоносителя. Возможно значительное уменьшение стартовой массы Многоразового Ракетоносителя Криштопа по сравнению с известными конструкциями, например многоразового ракетоносителя Falcon 9 компании Space X. Группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект, при выводе на орбиту Земли высших ступеней космических аппаратов, по экономически выгодной цене только использованного топлива, в качестве многоразовой возвращаемой первой ступени ракетоносителя с вертикальным взлетом и посадкой. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх