Способ и летательный аппарат для перемещения в атмосфере планет со скоростями выше первой космической и высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат (варианты) для осуществления способа - RU2618831C2

Чертежи

Показать все 18 чертежа(ей)

Описание

Изобретение относится к аэрокосмической индустрии, а именно к воздушно-космическим самолетам, совершающим полеты в атмосфере планет на гиперзвуковых скоростях с выходом в космическое пространство. Данное изобретение позволит совершать полеты в атмосфере планет на скоростях более 30 Маха, что значительно превысит возможности уже известных устройств. Данное устройство будет также полезно для разгона космических аппаратов с использованием атмосферы для удержания их коридора полета и как поставщика окислителя, в процессе разгона, не выходя из верхнего слоя атмосферы до второй и даже третьей космической скорости с общим условным удельным импульсом более 700-1000 сек.

Известен способ перемещения в атмосфере планет с космическими скоростями, превышающими местную круговую, при котором аппарат совершает торможение аэродинамической плоскостью на скоростях больше первой и даже третьей космической скорости. Однако такие способы направлены только на торможение космических аппаратов при возвращении из космических экспедиций.

Известен воздушно-космический самолет Хотол (Великобритания), который, однако, имеет сложную и громоздкую систему теплообменников для ожижения атмосферного воздуха, которая в любом случае не позволяет ему совершать полет на скорости больше 20 Маха, тем более на скорости больше первой космической.

Также известно устройство ПРОФАК (США). Данное устройство способно совершать полет на первой космической скорости, но только с целью сбора крайне разреженного верхнего слоя атмосферы, который затем сжимается многоступенчатыми компрессорами и охлаждается до жидкого состояния. Данное устройство не способно само разгоняться до космической скорости.

Известен также воздушно-космический самолет Скайлон (Великобритания), который по аналогии с Хотолом использует сложную систему теплообменников для предварительного охлаждения поступающего через воздухозаборник воздуха. Недостатком такого устройства является малая площадь воздухозаборников и сложная система теплообменников, кроме того, аппарат не способен разгоняться до скоростей более 6 Маха вследствие ограниченной температурной стойкости материалов как двигательной установки (в частности, воздухозаборника), так и планера самолета в целом.

Кроме того, известно устройство авиакосмической системы Зенгер (Германия), которая использует две крылатые ступени с несущим корпусом и воздушные реактивные двигатели. Основным недостатком такой системы является использование нескольких типов двигателей, каждый из которых является балластом на определенном этапе полета, а также слабая взаимная полезная интеграция корпусов двух ступеней, а также ограниченность по скорости полета в атмосфере, не позволяющая выполнять разгон в атмосфере до скорости выше первой космической.

Известно также устройство гиперзвукового летательного аппарата с гиперзвуковым двигателем внешнего сгорания, где камера двигателя образована поверхностью аппарата, основным недостатком такого устройства является организация подачи водорода через форсунки без использования полезной реактивной силы от струи впрыска в комбинации с активным охлаждением планера.

Кроме того, существует способ полета в атмосфере аппаратов, сопровождаемых дистанционным энергетическим лучом с энергетических станций, расположенных на Земной поверхности, например лазерным лучом. Данный тип устройства имеет серьезный недостаток - опасное воздействие мощного луча на флору и фауну планеты.

Известно также устройство воздушно-космического самолета «Аякс», использующего для перемещения магнитогазодинамическую тягу и активное охлаждение корпуса за счет каталитического разложения компонентов, которые хранят между слоями обшивки аппарата. Недостатком такого устройства является сложная и громоздкая конструкция, а также необходимость сложной организации набегающего потока плазмы с подачей его через заборники во внутреннюю полость рабочей камеры двигателя для МГД ускорения.

Ближайшим аналогом данного изобретения служит Заявка: 2008134351/11, 25.08.2008 «СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ полета гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере земли», где описаны способ полета гиперзвукового летательного аппарата, имеющего аэродинамические поверхности, с помощью которых производят удержание аппарата в атмосфере на скоростях больше первой космической, однако в данной заявке не указаны способы обеспечения целостности конструкции при огромных температурных нагрузках, которые будут сопровождать такой полет, так как неизвестны материалы, которые могут выдержать температурные нагрузки при полете на скорости более 25 М, а известные системы замкнутого активного охлаждения корпуса аппарата и его частей также не смогут обеспечить его целостность, кроме того, в данном способе не указаны способы обеспечения тяги для такого полета.

Целью настоящего изобретения является устранение всех указанных выше недостатков и увеличение скоростей грузопассажирских перевозок или разгона космических аппаратов на орбиту или межпланетные траектории, в верхних слоях атмосферы до 16 км/с и даже выше, что осуществляется тем, что для эффективного охлаждения корпуса аппарата, а также для создания дополнительной реактивной тяги используют проточное активное охлаждение его планера и элементов корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперения, в том числе гондол и воздухозаборников, для чего осуществляют подачу жидкого горючего, например охлажденного водорода, метана и др., под большим давлением из основной топливной емкости в носовые теплонапряженные кромки, где горючее под действием высокой температуры газифицируется, после чего его проводят по тракту через каналы в многослойной обшивке, испускают через сопла, например выполненные в виде щелей, расположенных по контуру задних кромок планера и его элементов, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом рост температуры с увеличением скорости полета летательного аппарата используют для увеличения нагрева охлаждающей жидкости, повышая тем самым удельный импульс испускаемого через сопла рабочего тела, реактивную струю которого сжигают, смешивая ее с атмосферным воздухом, в кормовой части летательного аппарата, которую интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания, а указанные щелевые сопла автоматически используют как форсунки для подачи горючего, создавая таким образом комбинированный рабочий режим прямоточного воздушно-реактивного двигателя внешнего сгорания, возможно, чтобы при полете летательного аппарата над верхними слоями атмосферы на многослойную обшивку планера летательного аппарата и его элементов было оказано дистанционное воздействие с помощью энергетических станций слежения, например космических электростанций, которые генерируют направленную энергию для нагрева рабочего тела, которое подают насосами в передние кромки планера и его элементов, а затем пропускают через их многослойную обшивку и выпускают под давлением через сопла, например щелевые, расположенные по контуру их задних кромок, создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения для исключения их отрицательного экологического влияния на планету располагают над траекторией полета аппарата взаимно удаленно, например по схеме глобального позиционирования, позволяющей сопровождать аппарат, эстафетно снабжая его энергией, исходящей сразу от нескольких космических электростанций, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии и теплообменника, через который пропускают, под давлением, рабочее тело, например гелий, водород, воду, или атмосферу, создавая реактивную тягу и одновременно охлаждение планера летательного аппарата, причем на гиперзвуковых скоростях используют принцип магнитогазодинамического двигателя с внешним обтеканием, для чего к газодинамическому потоку прикладывают разность потенциалов, создавая в плазме электрический ток, взаимодействующий с магнитным полем сверхпроводящих катушек, которые устанавливают в корпусе, например, в емкости с криогенным горючим аппарата, кроме того, высоту полета летательного аппарата можно подбирать таким образом, чтобы плотность атмосферы на данной высоте соответствовала скоростному напору набегающего потока, создающему необходимое давление во входной части прямоточного гиперзвукового двигателя, а после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют реактивную силу пропущенной и нагретой в каналах многослойной оболочки планера охлаждающей жидкости, являющейся хладагентом активной системы охлаждения, планер может быть снабжен ракетными двигателями, в качестве окислителя для которых используют атмосферу, которую охлаждают и сгущают путем теплообмена непосредственно с частью оболочки криогенной емкости, для чего планер делают составным из двух половин, каждая из которых является топливной криогенной емкостью, имеющей внешнее теплозащитное покрытие, которое отсутствует на плоскости их внутреннего соединения, при этом две такие емкости снабжают механизмом их разделения-соприкосновения, с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют как тракт теплообменника для забора, предварительного охлаждения и возможного частичного сжижения набегающего воздушного потока, с направлением его через, например, центробежный насос прямо в камеру ракетного двигателя, причем охлаждение и частичное сжижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек, которые не имеют тепловой защиты, при этом газификацию криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена используют для наддува их емкостей, причем указанные половины выполнены с возможностью разделения на этапе разгона аппарата, при котором одна из половин выполняет функцию первой ступени, а другая - второй ступени, при этом маршевые двигатели крепят к первой ступени на продольных направляющих, по которым двигатели могут перемещаться вдоль корпуса первой ступени с целью регулирования ее центра тяжести при возвращении, причем планирование первой и второй ступеней при возвращении осуществляют, преимущественно, кормовой частью навстречу набегающему потоку, поток атмосферного воздуха, используемый для окислителя ракетного двигателя, также охлаждают и сгущают, направляя его в пространство между топливной емкостью и слоем теплозащиты, также возможно, чтобы в качестве окислителя для реактивного двигателя использовали атмосферу, для чего планер выполняют составным из двух половин, каждая из которых является топливной криогенной емкостью, имеющей внешнее теплозащитное покрытие, которое отсутствует на плоскости их внутреннего соединения, при этом две такие емкости снабжают механизмом их разделения-соприкосновения, с образованием между ними пустого пространства, которое используют в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковым и сверхзвуковым горением, для чего стойки и продольные переборки, предназначенные для крепления ступеней и организации потока между ступенями, снабжают форсунками для впрыска горючего, причем стойки и переборки выполнены, например, с регулировкой их высоты, обеспечивающей изменение геометрии воздухозаборника и сопловой части, возможно охлаждение воздушного потока перед подачей в камеру сгорания и его сгущение путем теплообмена с оболочкой топливных емкостей, уменьшая таким образом его скорость в камере сгорания вплоть до дозвуковой, а все пустое пространство и полость камеры сгорания прямоточного реактивного двигателя возможно заполнить топливом, которое используют при старте и предварительном разгоне летательного аппарата, для чего полости снабжают герметизируемыми створками, например виде жалюзи, снабженными приводами и топливозаборниками, кроме того, набегающий поток воздуха можно направить вдоль криогенной емкости, например, подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят и охлаждают с частичным сжижением, используя теплообмен через стенку части лишенной теплоизоляции емкости, после чего жидкую его часть направляют через насос в ракетный двигатель, а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно-реактивного двигателя, причем при полете над верхними слоями атмосферы переднюю часть воздухозаборников герметизируют и из вспомогательной емкости в канал воздуховода подают кислород, где он газифицируется и поступает в двигатель в обычном режиме, проходя через воздухозаборный тракт, также криогенная система летательного аппарата может содержать аэродинамическую несущую топливную емкость, внутри которой помещены воздуховоды с регулируемой степенью теплоизоляции, вдоль которых пропускают набегающий воздушный поток, сгущая его путем охлаждения, после чего его, например, подают в многоступенчатый компрессор и через детандеры доводят до жидкого состояния для последующей подачи в ракетный двигатель с помощью центробежного насоса, летательный аппарат может быть снабжен воздушно-реактивным двигателем, а для полета в крайне разряженных слоях атмосферы планер выполнен в виде аэродинамической несущей воронки, корпус которой образует указанная топливная емкость, состоящая из продольных трубчатых сегментов с топливом, которые шарнирно соединяют между собой по всей длине, при этом шарниры снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же сплюснутую обтекаемую аэродинамическую форму, при этом образованное внутреннее пространство воронки служит для направления в нее набегающего потока, который омывая стенки сегментов, лишенных теплозащиты, резко охлаждается и частично сжижается, при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель, а газообразную часть - в воздушно-реактивный двигатель, летательный аппарат также может быть снабжен гиперзвуковым прямоточным двигателем, а планер летательного аппарата может быть выполнен в виде аэродинамического несущего тела, имеющего вид топливной емкости и являющегося центропланом, вдоль боковых частей которого с поперечным углом V установлены развитые аэродинамические наплывы в виде коротких, но с большим продольным удлинением консолей, концевых крылышек, причем внутренний объем таких консолей используют для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя, для чего консоли выполняют путем продольного набора из трубчатых элементов, внутри которых размещают воздухозаборник, воздуховодный тракт, камеру сгорания и сопловую часть, кроме того, планер может быть выполнен в виде указанной топливной емкости, сформированной из продольного набора отдельных трубчатых топливных сегментов овального или круглого сечения с оболочкой из жаропрочных сортов однородного металла, спаянных или сваренных между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем к внешней части оболочки таких сегментов крепят с помощью разъемов, например болтовых, теплообменный тракт, выполненный в виде плоского листа корпуса, сваренного из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения, либо гофровой конструкции, или с выполнением самой оболочки топливных сегментов из продольного набора трубок в два или более слоя один над другим, при этом обвязку набора по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной сварки, трубчатой распределительной окантовки с профилированным под встречный поток сечением, или с использованием частей внутреннего герметичного пространства данной трубчатой контурной окантовки для размещения во внутренней ее части вспомогательной емкости с окислителем, а также пассажиров и грузов, для чего в боковых частях окантовки предусматривают входные герметичные двери и иллюминаторы, причем оболочку такой контурной окантовки выполняют поперечным набором из трубок расчетного сечения подобно оболочке емкости, а их теплообменные тракты объединяют, при этом охлаждающую жидкость - рабочее тело, подают через трубчатый распределяющий коллектор, расположенный вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке, возможно выполнение летательного аппарата в виде высокоинтегрированного гиперзвукового летательного аппарата, содержащего аэродинамический несущий корпус, передняя часть которого интегрирована под воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя, расположенный в миделевой части корпуса, а задняя - под сопло гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), при этом боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами в виде, например, дополнительных емкостей с клиновидным профилем, ширина и объем которых увеличивается к хвостовой части, причем наплывы установлены, например, с поперечным положительным или отрицательным V, при этом камеру воздушно-реактивного двигателя выполняют в виде полости, образованной с внешней стороны подвесной платформой, а с внутренней стороны - корпусом летательного аппарата, причем по бокам полость камеры герметизирована продольными пилонами в виде ребер, жестко закрепленных на платформе и размещенных в углублениях нижней части корпуса, так что расстояние платформы от корпуса регулируется погружением пилонов в углубления с помощью приводов, управляющих геометрией и объемом воздушного тракта и камеры сгорания, например, в колодцах, которыми снабжают часть корпуса, при этом расстояние платформы от корпуса регулируют погружением пилонов в колодцы с помощью приводов, тем самым управляют геометрией и объемом воздушного тракта и камеры сгорания как на дозвуковом, так и на сверхзвуковом режимах, при этом в переднем и заднем торцах платформы закреплены управляемые с помощью приводов щитки, которые служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части и управления реактивной струей в задней части корпуса, а также при герметизации камеры сгорания, например, во время посадки или планирования аппарата, а также при использовании камеры сгорания ГПВРД для работы на дозвуковой скорости полета, причем для использования камеры сгорания ГПВРД при скорости полета 0-2 М ее переднюю часть герметизируют с помощью переднего щитка и подают воздух через воздуховоды отдельно расположенными воздушными компрессорами, которые размещены в передней части аппарата и вращаются с помощью турбин пропущенным через теплообменники, например через охлаждающие тракты, газообразным водородом, при этом задний щиток регулирует сечение выхода реактивной струи на различных режимах работы камеры сгорания, а для блокировки воздушного потока после завершения работы компрессоров в носовой части предусмотрен щиток для герметизации воздухозаборника компрессоров после набора скорости более 2 М, когда открывается передний щиток воздухозаборника ГПВРД, кроме того, возможно выполнение высокоинтегрированного гиперзвукового летательного аппарата, таким образом, что аэродинамический несущий корпус будет образован продольно удлиненным центропланом, являющимся топливной емкостью с симметричными верхней и нижней частями, клиновидным продольным сечением, и развитыми четырьмя наплывами, выполняющими функцию крыльев, которые устанавливают таким образом, что каждая пара крыльев с каждой стороны образует крыло с положительным и отрицательным V относительно плоскости центроплана, при этом наплывы используют для организации потока, требуемого для работы ГПВРД с внешним сгоранием, путем блокировки бокового стекания потока с поверхности аппарата, кроме того, нижнюю часть корпуса снабжают также аэродинамическими продольными ребрами в виде реданов, которые могут быть полыми и являться, например, частью топливной емкости, причем для работы указанного двигателя в миделевой части поверхности корпуса предусматривают реактивные сопла, выполняющие функцию форсунок, также возможно выполнение гиперзвукового аппарата, где указанный корпус выполняют из твердого горючего, которое, например, пространственно армируют волокном, являющимся также горючим, причем твердое горючее выполнено в виде планера и покрыто защитной оболочкой с перфорацией и форсунками, так что твердое горючее, нагреваясь во время полета в атмосфере, сублимирует с образованием газа, который выходит из перфораций в защитной оболочке, образуя струи для реактивной тяги и подачи горючего в зону горения.

Краткое описание чертежей:

На Фиг. 1 схематично показан способ снабжения энергией гиперзвукового летательного аппарата с помощью энергетических станций глобального позиционирования, расположенных над аппаратом, при этом аппарат совершает полет с отрицательным углом атаки на скорости выше первой космической.

На Фиг. 2 изображена схема магистралей и газоводов топливного и газораспределения активной системы терморегулирования с закрытым и открытым проточными циклами, когда при достижении максимального воздействия температурных нагрузок на корпус аппарата закрытый цикл активной циркуляции жидкости теплообмена переводят на открытый проточный цикл, при котором хладагент в виде горючего истекает из сопел, расположенных в интегрированной миделевой и задней частях аппарата, и образует дополнительную реактивную силу.

На Фиг. 3 показан способ соединения между собой двух топливных емкостей в виде двух ступеней с образованием между ними свободного герметизируемого по бокам пространства, которое используют как камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя или организации течения воздушного потока, например, для его охлаждения и сгущения перед подачей в воздушно-реактивный двигатель.

На Фиг. 4 показано шарнирное соединение двух ступеней в единый летательный аппарат, при котором объединяют вместе теплообменный тракт значительной протяженности для охлаждения перед подачей в воздушно-реактивный двигатель набегающего потока холодными стенками топливных емкостей, сформированных набором продольных герметичных камер, при этом возможна активная регулировка с помощью приводов площади воздухозаборника и объема охлаждающего тракта.

На Фиг. 5 изображен летательный аппарат с несущим корпусом, выполненным в виде емкости с крылышками, набранной из продольных герметичных камер, спаянных между собой, причем крайние боковые камеры, расположенные на изгибе, используют для размещения груза, например пассажиров, а воздухозаборник с камерой для охлаждения воздушного потока выполняют в виде теплозащитной панели.

На Фиг. 6 показан летательный аппарат, выполненный в виде воронки с большой площадью воздухозаборника для полетов в крайне разреженных слоях атмосферы.

На Фиг. 7 изображен летательный аппарат с передним расположением воздушно-реактивного двигателя, нижним расположением килей в виде стоек шасси, концы которых снабжены колесами и системой управления распределением набегающего потока. При этом теплообменник представлен поперечными каналами, проходящими из верхней части поверхности топливной (охлаждающей) емкости в нижнюю.

На Фиг. 8 показан летательный аппарат с взлетом и посадкой на водную поверхность, с наплывами, крыльями, и нижним расположением киля, в виде единой аэродинамической несущей топливной емкости, при этом тракт для теплообмена потока с охлажденными стенками емкости образован в пространстве между внешней поверхностью емкости и теплоизоляцией.

На Фиг. 9 изображен летательный аппарат с внешней и внутренней теплоизоляцией криогенной емкости, при котором внешняя теплоизоляция при разгоне смывается горячим потоком с корпуса аппарата, облегчая корпус аппарата и обеспечивая тепловой приток к корпусу, например, к внешнему теплообменному тракту для нагрева хладагента для проточного охлаждения с образованием реактивной тяги, а внутренний слой теплоизоляции служит для регулирования степени охлаждения набегающего потока перед поступлением в камеру воздушно-реактивного двигателя.

На Фиг. 10 показан летательный аппарат с откидной панелью выполненной в виде приемника СВЧ излучения, которая снабжена проточными каналами в виде продольного набора трубок с СВЧ резонаторами для прохождения рабочего тела, которое, нагреваясь под давлением, истекает в ее концевой части. Между панелью и корпусом в виде продольного набора криогенных емкостей расположен канал для прохождения набегающего потока, где он охлаждается и сгущается перед поступлением на вход воздушно-реактивного двигателя.

На Фиг. 11 изображен возможный вариант летательного аппарата с гибким передним капотом, образующий воздухозаборную часть с трактом охлаждения набегающего потока вдоль лишенной теплозащиты нижней части криогенной емкости, при этом показаны направления течения хладагента, выполняющего при проточном охлаждении функцию рабочего тела для создания ракетной тяги.

На Фиг. 12 показан летательный аппарат с крылышками и с подвижной платформой, которая образует внешнюю часть камеры многорежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с регулируемым объемом камеры сгорания и ее геометрией, а также с регулируемой площадью воздухозаборника и реактивного сопла.

На Фиг. 13 изображен летательный аппарат с многорежимным ГПВРД, камера сгорания которого образована нижней частью несущего корпуса в виде топливной емкости и подвесной платформой, снабженной в передней и задней торцевых частях гибкими или шарнирными створками, при этом камеру сгорания ГПВРД с закрытой передней створкой используют на дозвуковых скоростях полета, для чего воздух подают компрессором, установленным в передней части планера.

На Фиг. 14 показан летательный аппарат с плоской несущей средней частью, снабженной реданами, с корпусом интегрированным под ГПВРД внешнего сгорания, при этом миделевая часть с группой форсунок расположена в районе центра тяжести и впереди него.

На Фиг. 15 показан летательный аппарат, состоящий из двух половин, соединенных шарнирно в задней части с пространством, оборудованным герметичными створками, между ними заполненным топливом, используемым для предварительного разгона.

На Фиг. 16 изображен летательный аппарат, состоящий из двух половин в виде топливных емкостей, пространство между которыми используют для организации потока и для камеры сгорания, при этом для разгона до скорости 3 М используют компрессоры.

На Фиг. 17 показан возможный вариант пассажирского гиперзвукового аппарата, состоящего из двух половин емкостей ступеней с охлаждением воздушного потока оболочкой самих емкостей.

На Фиг. 18 изображен летательный аппарат, состоящий из двух половин ступеней, выполненных из твердого горючего.

Изобретение осуществляется следующим образом.

Летательный аппарат 1 разгоняют в верхних слоях атмосферы вокруг планеты до гиперзвуковой скорости, Фиг.1, достигая космических круизных скоростей, существенно больших, чем первая космическая, а центробежную силу Fc, возникающую при таком полете, которая становится значительно больше гравитационного притяжения планеты G, компенсируют отрицательной подъемной силой Y, направленной к центру планеты, увеличение скорости летательного аппарата при этом производят дистанционно, воздействуя на многослойную обшивку 3 планера летательного аппарата и его элементов гондол, пилонов, оперенья и др. с помощью энергетических станций слежения 2, например космических электростанций, которые генерируют направленную энергию, принимаемую им для нагрева рабочего тела 4, которое подают насосами 5 в передние кромки 6 планера и его элементов, а затем пропускают через многослойную обшивку 3 и выпускают под давлением через сопла 7, например щелевые, расположенные по контуру их задних кромок, создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения 2 для исключения их вредного влияния на экологию планеты располагают над траекторией полета аппарата на взаимно удаленной дистанции, позволяющей последовательно вести аппарат, эстафетно снабжая его энергией, например, СВЧ или лазерным излучением, исходящей сразу от нескольких космических электростанций 2, энергия которых суммируется на корпусе аппарата 1, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии и теплообменника, через который пропускают, под давлением, рабочее тело 4, например водород, воду, атмосферу, создающее реактивную тягу и автоматическое охлаждение корпуса, а после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют активное охлаждение его планера и элементов корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперения, в том числе гондол и воздухозаборников, для создания дополнительной реактивной тяги, для чего осуществляют подачу рабочего тела в виде горючего 4 под большим давлением из основной топливной емкости в их носовые теплонапряженные кромки 6, где оно под действием высокой температуры газифицируется и далее поступает по тракту через каналы в многослойной обшивке, в сопла 7, расположенные по контуру задних кромок планера и его элементов, а также ярусами на задней поверхности аппарата, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом удельный импульс такой дополнительной проточной терморакетной двигательной установки возрастает с увеличением скорости полета летательного аппарата, кроме того, созданную таким образом реактивную струю горючего сжигают в кормовой части летательного аппарата, смешивая ее с атмосферным воздухом, для чего кормовую часть корпуса аппарата интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания 8, при этом щелевые реактивные сопла 7 автоматически используют как форсунки для подачи горючего для его работы, таким образом, создают комбинированный рабочий режим ракетно-прямоточного двигателя внешнего сгорания, возможно, чтобы несущий корпус 1, Фиг. 3 и Фиг. 4, летательного аппарата содержал ракетные двигатели 14 и состоял из двух половин 9 и 10, каждая из которых является топливной криогенной емкостью, имеющей внешнее теплозащитное покрытие 11, которое отсутствует на плоскости их соединения, при этом две емкости имеют шарнирный механизм их разделения-соприкосновения 12 с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют для забора и охлаждения с последующим частичным сжижением набегающего воздушного потока и направлением его через, например, центробежный насос 13 прямо в камеру ракетного двигателя 14, причем охлаждение и частичное сжижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек 15, которые не имеют тепловой защиты, при этом расширение криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена при сжижении используют для наддува самих емкостей 9 и 10, в способе также возможно, чтобы частью воздухозаборника являлся теплозащитный слой 11 в нижней верхней или боковых частях корпуса летательного аппарата, кроме того, возможно снабжение половин-емкостей, Фиг. 3, замками фиксаторами 16, и после достижения определенной скорости одну половину отбрасывают, а вторую используют как вторую ступень, при этом половинам придают такую аэродинамическую форму, при которой каждая из них способна самостоятельно осуществлять полет, причем основную часть маршевых воздушно реактивных двигателей 17 или ракетных двигателей 14 крепят к отделяемой половине 10, служащей первой ступенью, возможно также использование пространства между ступенями в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя ГПВРД 18, для чего стойки 19 крепления ступеней снабжают форсунками 20 для впрыска горючего в пространство между половинами, Фиг. 3, кроме того, возможно разгонять летательный аппарат и поддерживать его скорость в полете ракетным двигателем 14, окислитель для которого берут из атмосферы, для чего набегающий поток воздуха направляют вдоль криогенной емкости, например, подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят, охлаждают с возможным частичным сжижением, используя теплообмен через стенку 15 части емкости, лишенной теплоизоляции, после чего жидкую его часть направляют через насос 13 в ракетный двигатель 14, а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно-реактивного двигателя 17, адаптированного под водородное горючее, Фиг. 5, при полете над верхними слоями атмосферы переднюю часть воздухозаборников 21 герметизируют, например, их прижимом к основному корпусу и из вспомогательной емкости с жидким кислородом 22 через клапан 24 в канал воздуховода 23 подают кислород, где он газифицируется и поступает, проходя через воздухозаборный тракт 23 в воздушно-реактивный двигатель 17, создающий тягу, возможно заполнение пространства (полости) воздуховодов с теплообменными трактами 23 и 36 или полость камеры сгорания прямоточного двигателя 18 топливом, которое используют при старте и предварительном разгоне летательного аппарата, для чего полости снабжают герметизируемыми створками, снабженными приводами и топливными заборниками, аппарат 1 может быть выполнен в виде одной несущей емкости, внутри которой помещают воздуховоды с регулируемой степенью теплоизоляции, при этом набегающий воздушный поток пропускают вдоль воздуховодов, сгущая его путем охлаждения, после чего его подают в многоступенчатый компрессор и через детандеры доводят до жидкого состояния и затем с помощью центробежного насоса подают в ракетный двигатель, а с целью увеличения площади воздухозаборника, для гиперзвукового полета в крайне разряженных слоях атмосферы, планер летательного аппарата может быть выполнен в виде аэродинамической несущей воронки, Фиг. 6, корпус которой образуют топливные емкости, состоящие из продольных сегментов 26 с топливом, которые шарнирно соединяют между собой по всей длине, при этом шарниры 25 снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же приобретать сплюснутую обтекаемую аэродинамическую форму, при этом в образованное внутреннее пространство 23 воронки направляют набегающий поток, который, омывая стенки 15 емкостей, лишенных теплозащиты, резко охлаждается и частично сжижается, при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель 14, а газообразную часть в воздушно-реактивный двигатель 17. Также корпус летательного аппарата 1 можно выполнить в виде топливной емкости 27 (центроплана) с продольным относительным удлинением, вдоль боковых частей которой с поперечным углом V устанавливают аэродинамические плоскости 28 в виде коротких, но с большим продольным удлинением концевых крылышек, причем внутренний объем крылышек можно использовать для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя или трактов охлаждения воздушного потока перед подачей в воздушно-реактивный двигатель, для чего крылышки выполняют частично полыми, Фиг. 7, причем для увеличения передней центровки аппарата воздушно-реактивные двигатели, используемые при скоростях полета до М 2-3, располагают в передней его части, при этом входную часть воздухозаборника снабжают щитком 33, который закрывают перед включением охлаждаемого воздухозаборного тракта 23, который открывается щитком 35 и 34, при этом охлаждение воздуха возможно обеспечить, например, прогоном из пространства верхней части емкости в нижнюю через встроенные в нее воздуховоды 36, кроме того, для крепления шасси 37 возможно использовать наплыв на блок ВРД в передней части аппарата и нижние кили в задней, Фиг. 7. В одном из вариантов устройства на Фиг. 8 и 9 планер летательного аппарата, способный совершать взлет и посадку на водную поверхность, выполняют в виде аэродинамической несущей топливной емкости, имеющей аэрогидродинамическую форму, которую формируют из продольного набора отдельных трубчатых топливных емкостей овального или круглого сечения 29, Фиг. 10, с оболочкой из жаропрочных и криогенно-стойких сортов однородного металла, спаянных или сваренных между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем на внешнюю часть оболочки таких емкостей крепят пайкой или сваркой теплообменный тракт 3, выполненный также из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения в один или два ряда один над другим из того же материала, что очень важно при воздействии высоких контрастных температур, возможно выполнение теплообменного тракта гофровой конструкции, возможно также выполнение самой оболочки таких топливных емкостей из продольного набора трубок в два или более слоя один над другим, которые подкрепляют поперечными силовыми бандажами, при этом заделку (связку набора) по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной припайки (сварки) трубчатой распределительной окаемки 6 с профилированным под встречный поток сечением, причем ее располагают вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке, теплообменный тракт 3, выполненный съемным кожухом в виде панели с продольными герметичными каналами может крепиться к продольным выпуклым частям емкостей по всей поверхности планера, передняя часть кожуха имеет поперечный распределитель рабочего тела для активного охлаждения, а в задней части щелевые сопла, для его истечения, кожуха с передним шарнирным креплением как в носовой части планера, так и в кормовой, Фиг. 11, в корпусе предусмотрен грузовой отсек 30, у гиперзвукового летательного аппарата боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами 48 в виде, например, дополнительных емкостей с клиновидным профилем, Фиг. 12, ширина которых увеличивается к хвостовой части, причем возможна установка наплывов с поперечным V как положительным, так и отрицательным, при этом нижнюю часть камеры гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя выполняют в виде подвесной платформы 42, которую крепят к нижней части корпуса, например, через продольные телескопические пилоны 45, высоту которых регулируют, тем самым управляя геометрией и объемом воздушного тракта и камеры его сгорания, а в переднем и заднем торцах частях двигателя крепят управляемые с помощью приводов щитки, которые также служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части 43 и управления реактивной струей в задней части 44, а также при герметизации камеры сгорания, например, во время посадки или планирования аппарата, а также при использовании камеры сгорания ГПВРД для ее работы при дозвуковой скорости полета, когда в камеру сгорания подают сжатый воздух компрессором 38 при герметично закрытом переднем щитке 43, причем камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя используют и при небольшой скорости полета 0-2 М, для чего ее переднюю часть герметизируют с помощью переднего щитка 43 и подают воздух через воздуховоды отдельно расположенными воздушными компрессорами 38, которые размещают в передней части аппарата, при этом их вращают с помощью турбин 41 пропущенным через теплообменники, например через охлаждающие тракты, газообразным водородом, при этом задним щитком 44 регулируют сечение выхода реактивной струи на различных режимах работы камеры сгорания, а для того чтобы блокировать воздушный поток после завершения работы компрессоров, в носовой части располагают щиток для герметизации воздухозаборника 33 компрессоров, после набора скорости более 2 М, когда открывают передний щиток 43 воздухозаборника прямоточного двигателя. активно регулируя режим воздухозаборника от режима прямоточного двигателя с дозвуковым горением до режима сверхзвукового горения, при котором передний 43 и задний 44 щитки находятся при максимальном раскрытии, обеспечивая прямое течение потока в камере сгорания, причем возможна активная регулировка геометрии и объема камеры сгорания как при сверхзвуковом прямоточном режиме полета, так и при гиперзвуковом, Фиг. 13, устройство может отличаться и тем, что гиперзвуковой летательный аппарат выполняют в виде несущего корпуса с симметричными верхней и нижней частями, Фиг. 14, причем осевую линию такого аппарата выполняют в виде аэродинамической емкости центроплана с клиновидным продольным сечением, при этом развитые наплывы используют для организации истекающих газов гиперзвукового двигателя с внешним сгоранием, для чего в миделевой части поверхности корпуса предусматривают реактивные сопла, выполняющие функцию форсунок 46, кроме того, всю нижнюю часть корпуса снабжают развитыми аэродинамическими продольными полыми ребрами в виде реданов 47, являющихся также топливными емкостями, на Фиг. 15 показано устройство летательного аппарата, состоящего из двух основных половин 9 и 10, представляющих собой емкости с горючим, с большим продольным удлинением, которые соединены между собой в хвостовой части шарниром 12, при этом передняя часть емкостей может расходиться, образуя воздухозаборник с полостью 23, служащей воздуховодным трактом, в котором совершается теплообмен с лишенными изоляции стенками 15 криогенной емкости 9 и 10, в передней части располагают вспомогательную емкость с кислородом 22, который расходуют в безвоздушном пространстве, открытием клапанов 24, в задней части нижней емкости 10 располагают воздушно-реактивный двигатель 17 и заслонки воздухозаборника 33, которые открывают на скоростях до 3 М, а закрывают после набора данной скорости для дальнейшего разгона, при этом двигатель 17 до 3 М расходует горючее 49, которым заполняют полость воздушного тракта 23, герметизируя ее шлюзом 34, кроме того, заднюю часть емкости 10 снабжают относительно небольшими килями с нижним расположением, на внешней части корпуса 9 и 10 крепят слои внешнего теплообменного тракта 3 с приемниками СВЧ диапазона в виде съемных панелей 50, изолированных от криогенных емкостей теплоизоляционным слоем 51 с регулируемой теплопроводностью, на Фиг. 16 показано устройство гиперзвукового летательного аппарата с интегрированной двигательной установкой, состоящего из двух емкостей, скрепленных между собой узлами 16 на таком расстоянии, которое образует внутреннее пространство между ними, выполняющее функцию камеры сгорания многорежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем стенки камеры сгорания, образованные стенками криогенных емкостей, снабжают теплообменным слоем 40, активно регулирующим охлаждение воздушного потока перед камерой сгорания, где камера сгорания прямоточного реактивного двигателя 52 используется в дозвуковом режиме полета, для чего в задней нижней и верхней частях предусмотрен воздухозаборный воздушный тракт, в котором размещают изолированные воздушные компрессоры 38, вал которых вращают турбиной, работающей на газифицированном водороде, компрессоры нагнетают воздушный поток в камеру прямоточного двигателя на дозвуковом режиме, предварительно перекрыв герметично перегородками 53, выполненными, например, в виде жалюзи, его прямой воздухозаборник 23, при этом жалюзи 53 могут быть снабжены форсунками для впрыска горючего. На Фиг. 17 показан возможный вариант летательного аппарата в пассажирском варианте, состоящий из двух половин в виде емкостей ступеней 9 и 10, а также воздушный компрессор 38, расположенный в задней части аппарата для нагнетания охлажденного через поперечные воздуховоды, проходящие через криогенные верхнюю и нижнюю емкости воздуха в камеру сгорания ракетных двигателей 14, а подают воздушный поток через воздухозаборник со складными створками 33, при этом аппарат имеет вспомогательные ракетные двигатели 14 для продолжения полета в открытом космосе, грузопассажирские отсеки 31 с иллюминаторами 55, причем аппарат способен совершать взлет и посадку на водную поверхность, для чего при взлете герметизируют нижний щиток 33 и соответственно соединяют герметично две половины емкости 9 и 10, в передней их части выполненные в виде цилиндрических продолговатых гермоотсеков, расположенных по бокам аппарата, на Фиг. 18 изображен гиперзвуковой летательный аппарат, объемный корпус которого образован горючим в твердом состоянии 56, которое пространственно армируют волокном 60, твердое горючее, выполненное в виде планера, покрывают оболочкой 58, снабженной перфорацией с форсунками 57, при нагреве твердое горючее сублимирует, образуя газ 59, который выходит через перфорации в оболочке 57, образуя струю подачи горючего в зону горения 8.

Литература

В.И. Левантовский. Механика космического полета. М.: Наука. 1980 г. С. 260.

Авиация. 1994 г. Большая Российская энциклопедия. С. 177-178.

Астронавтика и Ракетодинамика. Экспресс информация ВИНИТИ. Вып.12. 1988 г. С. 23-24.

Реферат

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой. Технический результат состоит в возможности сохранить целостность указанных конструкций при их допустимой температуре и получить достаточную тягу для полёта и спуска в атмосфере. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Формула