RU2710841C1

RU2710841C1 - Reusable carrier of krishtop (rck), hybrid power unit (hpu) for rck and method of functioning with hpu (versions)

Info

Publication number: RU2710841C1
Application number: RU2019114881A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Криштоп
Original assignee: Анатолий Михайлович Криштоп
Priority date: 2019-05-16
Filing date: 2019-05-16
Publication date: 2020-01-14

Abstract

FIELD: space equipment.SUBSTANCE: group of inventions relates to hybrid aerospace vehicles with vertical take-off and landing using a hybrid power plant and is a reusable multifunctional hybrid aircraft, combining the properties of a multi-copter, an aircraft and a missile, which can be used to put the highest-level spacecraft into the Earth orbit, at the economically advantageous price of the used fuel only, as the multiple returnable first stage of the launch vehicle with vertical take-off and landing. It is possible to use light fuel – methane (relatively cheap purified natural gas) burnt in atmospheric air in a hybrid power plant of a reusable booster. Considerable reduction of Krishtop Reusable Crane launch weight compared to known designs, for example, reusable Falcon 9 launch vehicle of Space X.EFFECT: group of inventions makes it possible to obtain high economic and environmental effect when launching high-altitude spacecraft into Earth orbit at economically favorable price only used fuel, as a reusable returned first stage of booster with vertical take-off and landing.3 cl, 4 dwg

Description

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.The group of inventions relates to the field of hybrid aerospace transport with vertical take-off and landing using a hybrid propulsion system, and is a multi-functional hybrid reusable aircraft that combines the properties of a multicopter, airplane and rocket, which can be used to bring the upper stages of space into orbit of the Earth apparatuses, at the economical price of only used fuel, as a reusable return first stage rocket carrier with vertical take-off and landing. It is possible to use light fuel - methane (a relatively inexpensive purified natural gas) burned in the air in a hybrid propulsion system of a reusable carrier rocket. A significant reduction in the starting mass of the Christopher Reusable Launcher is possible compared with known designs, for example the Space X reusable Falcon 9 rocket launcher.

3 н.п. ф-лы, 4 ил.3 n.p. f-ly, 4 ill.

Из существующего уровня техники известно транспортное средство - мультикоптер, летательный аппарат построенный по вертолетной схеме с тремя и более несущими винтами.From the existing level of technology, a vehicle is known - a multicopter, an aircraft built according to a helicopter scheme with three or more rotors.

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.Also known from the prior art is a vehicle — an airplane, an aircraft, designed to fly in the atmosphere with the help of a thrust propulsion system, and a fixed wing, which creates lift, relative to other parts of the apparatus.

Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - ракета, летательный аппарат, движущийся вследствие отбрасывания высокоскоростных горячих газов, создаваемых реактивным (ракетным) двигателем.Also known from the prior art is a vehicle — a rocket, an aircraft moving due to the rejection of high-speed hot gases created by a jet (rocket) engine.

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.Also, the Space X reusable Falcon 9 launch vehicle is known in the art and uses only liquid-propellant rocket engines for vertical rocket take-off and landing.

Однако из уровня техники не известен многоразовый ракетоноситель, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты.However, the reusable carrier rocket combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket is not known from the prior art.

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.There is also a patent for utility model RU 164690 dated 03.22.2016 (author Krishtop Anatoly Mikhailovich (RU), which describes the “Pendulum-slide device for reactive detonation combustion”, characterized in that it includes an air supply system using at least one a source of pre-compressed air, a fuel supply system using at least one type of fuel, and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate devices the start of the detonation combustion process, operating at least from the main fuel system, the outlet nozzle and the swingarm ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to divide the detonation combustion system in longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, to separate the detonation system combustion in a longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the air-fuel mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase, is locked on the supply side of the fuel-air mixture and open to the side the output nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix smiling pendulum ceramic gate in its middle position. For versions of the pendulum-vane device for reactive detonation combustion using different modes of precompression of the main working mixture in operation, in the mode of a small degree of preliminary compression of the main working mixture, high efficiency of the detonation combustion process start system can be achieved through the use of combined detonation process start devices combustion in a ceramic combustion chamber that contain an additional fuel system with a separate ba com of additional flammable fuel for the possibility of initiating and starting the general process of detonation combustion in the mode of low degree of preliminary compression of the main air-fuel mixture and this allows the transition to direct-flow mode at incident air flow speeds several times lower than Mach 1.5, in contrast to conventional direct-flow air jet engines.

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.It is also known from the prior art that jet engines using “fast” detonation combustion are much more efficient than existing jet engines using “slow” conventional fuel combustion. In addition, highly efficient detonation combustion in aircraft engines makes it possible to efficiently use such light fuel as methane (a relatively inexpensive purified natural gas), which is not currently used for aircraft jet engines, which can significantly facilitate aircraft and give them new unusual properties .

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.Also known from the prior art is a turboprop engine, a type of gas turbine engine, in which the main part of the hot gas energy is used to drive the propeller through a reduction gear, and only a small part of the energy is jet thrust exhaust. Despite its high efficiency and economy, the use of turboprop engines in aviation is limited by a speed limit of approximately 750 km / h.

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.However, the reusable rocket launcher, combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid propulsion system containing a turboprop engine and a pendulum-gate reactive detonation combustion device capable of efficiently using light fuel - methane (relatively inexpensive purified natural gas) is not known from the prior art. burned in the air.

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.Thus, the task of creating a reusable rocket carrier combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant containing a turboprop engine and a pendulum-gate reactive detonation combustion device capable of efficiently using light fuel - methane burned in atmospheric air, remains relevant.

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.The objective of achieving the technical result to which the claimed group of inventions is directed is to create a reusable rocket carrier that combines the properties of a multicopter, airplane and rocket, with a hybrid power plant containing a turboprop engine and a pendulum-slide device for reactive detonation combustion capable of efficiently using light fuel - methane burned in atmospheric air.

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.The indicated problem (achievement of the technical result) is solved by the fact that a hybrid propulsion system is proposed for the design of a reusable rocket carrier that combines the properties of a multicopter, airplane and rocket, characterized in that it includes a control system, a primary energy source, in which, as at least one electric battery and / or energy storage device of any known type is used, main fuel tanks and additional tanks with oxidizing agent, as well as supply systems at least three turboprop engines, propellers, each of which can change the angle of attack from zero to ninety degrees, and at least one pendulum-vane reactive detonation combustion device is installed on the housing of each turboprop engine, the inlet of the air supply system of which an additional adjustable pre-compressed air supply system is installed, in the form of a flat inlet device, a two-dimensional flow, having a rectangular a cross-section of the channel formed by it, comprising wedges for adjusting pressure surges and / or any known device for regulating pressure surges, incoming external supersonic air flow, and also containing two adjustable gates, one of which has the ability to supply pre-compressed air in only from the compressor of the turboprop engine, and the other of which has the ability to adjust the amount of incoming air flow, with the possibility of fully closed I have access to the oncoming oncoming air flow, and when fully opened, the additional adjustable compressed air supply system functions as an adjustable subsonic air intake, and when partially opened, it performs the function of an adjustable supersonic air intake, and each additional adjustable pre-compressed air supply system also contains an additional nozzle for supplying an additional oxidizing agent from an additional oxidizing agent supply system.

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.The indicated task (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a Christopher Reusable Launcher is proposed combining the properties of a multicopter, airplane and rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside of which there are main fuel tanks and additional oxidant tanks, and also fuel supply systems and an additional oxidizer for the hybrid power plant, as well as a manned or unmanned control cabin and retractable landing gear, and from the outside in In the middle part there is a device for undocking with the upper stages of spacecraft orbiting the Earth, and on the sides of which there are at least three aircraft-type carrier planes with air rudders, and also includes a hybrid propulsion system containing a control system, a primary source energy, in which at least one electric battery and / or energy storage device of any known type is used, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as a system we supply fuel and an additional oxidizer, at least three turboprop engines, propellers, each of which can change the angle of attack from zero to ninety degrees, and at least one pendulum-vane reactive detonation combustion device is installed on the body of each turboprop , at the inlet of the air supply system of which an additional adjustable pre-compressed air supply system is installed, in the form of a flat inlet device, a two-dimensional flow, having the rhombic cross section of the channel formed by it, comprising wedges for regulating pressure surges and / or any known device for regulating pressure surges, an incoming supersonic air flow, and also containing two adjustable gates, one of which has the ability supply of pre-compressed air to only from the compressor of the turboprop engine, and the other of which has the ability to adjust the amount of incoming air flow, with the possibility of to completely close the access of the oncoming oncoming air flow, and when fully opened, the additional adjustable compressed air supply system acts as an adjustable subsonic air intake, and when partially opened, it performs the function of an adjustable supersonic air intake, and each additional adjustable pre-compressed air supply system also contains an additional nozzle for supplying an additional oxidizer from the supply system for an additional oxidizer, and each The fifth turboprop engine on the casing, which has at least one pendulum-vane device for reactive detonation combustion, is installed parallel to the casing, along the outer edges of each aircraft-type carrier plane with air rudders.

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.The technical result is also achieved in the method of operation of the Krishtop Reusable Launcher (hereinafter - RTOs), combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid propulsion system (hereinafter - GSU), which consists in the fact that a vertical launch on missile RTOs can produce due to the combined thrust from the optimum thrust of the propellers of turboprop engines (hereinafter referred to as the theater of operations), and reactive supersonic thrust from the pendulum-vane devices of reactive detonation combustion (hereinafter referred to as the MSURDG), which are Precompressed air is only available for operation from theater compressors as part of the gas control system, with vertical stability control at launch in the mode of functioning of an RTO as a multicopter, with a further transition from vertical take-off mode on a multicopter rocket to a gentle flight with climb by airplane, due to the regulation of the air rudders installed on each carrier plane of the aircraft type, and then upon reaching the transonic speed of the RTOs in an airplane way, the GSU is transferred to the operating mode in excess of suction jet thrust only from the MSURDG, and then after reaching the altitude of the MRC, at which the oxygen content in the atmosphere does not allow a further increase in the supersonic speed of the MRK, an additional oxidizer is used for the MGRDG from the additional gas tanks with oxidizing agent, and when the maximum height is reached and the flight speed of the RTOs, the undocking device separates the higher stages of the spacecraft launched into orbit of the Earth in a rocket for independent flight, and the RTO proceeds to the final tapu landing by smoothly planning in an airplane, using braking by propellers of a theater propeller, to the landing site along a descending glide path, with the achievement of subsonic flight speed of the RTOs, and subsequent transfer of the GSU to the combined thrust mode from the optimum thrust of the propellers of the theater of propulsion and supersonic thrust from the MSURDG, and performing a transitional vertical maneuver for landing on the landing site, according to multicopter missile due to the combined optimal thrust of the propellers of the theater of operations and reactive supersonic t Guy from MSHURDG.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3.The essence of the group of inventions is illustrated by the drawings of FIG. 1, FIG. 2 and FIG. 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.In the published patent for utility model RU 164690 dated 03.22.2016 (author Krishtop Anatoly Mikhailovich (RU), the essence of the pendulum-slide device of reactive detonation combustion is presented and the work with the process of detonation combustion in self-oscillating mode when the “white heat” mode of the ceramic combustion chamber is achieved brought to a wall temperature of 1300-1500 ° C with the effect of ignition for the vapor of the working air-fuel mixture, which allows very efficient and high-grade burning of very poor working fuel stuffy mixture with a significant and air excess coefficient guaranteed.

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.The described embodiments of the pendulum-vane device for reactive detonation combustion in RU 164690 can be used as detonation reactive engines for the design of hybrid power plants for aircraft using different modes of preliminary compression of the main working mixture. And, specifically, in the mode of a small degree of preliminary compression of the main working mixture, the high efficiency of the detonation combustion process start system can be achieved through the use of combined detonation combustion process start devices in the ceramic combustion chamber, which contain an additional fuel system with a separate tank of additional flammable fuel to enable initiation and start of the general process of detonation combustion in the mode of low degree of preliminary compression main air-fuel mixture (in accordance with RU 164690) and this allows the transition to direct-flow mode at incident air flow speeds several times lower than Mach 1.5, in contrast to conventional direct-flow air jet engines and at the same time it is efficient to use light fuel for aircraft - methane (relatively inexpensive natural gas) burned in the air. And when using a pendulum-vane device for reactive detonation combustion in the conditions of low atmospheric discharged atmospheric air, additional tanks with an oxidizer can be used with a system for supplying an additional oxidizer to the input of the pendulum-vane device of reactive detonation combustion.

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.In the drawing of FIG. 1 is an explanatory sketch of a variant of the Krishtop Reusable Launcher (hereinafter referred to as RTO), combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant (hereinafter - GSU), which contains a supporting body 1, inside which are located the main fuel tanks and additional tanks with oxidizer, and the fuel supply system and additional oxidizing agent for the gas control system, and the cabin of a manned or unmanned control and retractable landing gear (not shown), and also contains, for example, three flat carriers these are 2 airplane-type aircraft with air rudders 7, a hybrid power plant containing a control system, a primary energy source in which, for example, one electric battery (not shown) is used, for example, three twin-shaft turboprops 4, propellers 3 , each of which has the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees, and on the housing of each turboprop engine 4 there is, for example, one pendulum-slide device for reactive detonation combustion 6, During the air supply system which is an extra adjustable feed system pre-compressed air 5, uncoupling device 10 with the higher stages 8 and 9 spacecraft in Earth orbit outputted.

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.In the drawing of FIG. 2 - presents a functional diagram of a hybrid power plant (hereinafter referred to as the GCU) containing a turboprop engine 4, for example a twin-shaft type, an airscrew 3, having the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees using a control device 16, a control system 15, a primary energy source for example, an electric accumulator 14, a pendulum-slide device for reactive detonation combustion 6, with an additional adjustable pre-compressed air supply system 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.In the drawing of FIG. 3 presents explanatory sketches of the functional diagram and operating modes of an additional adjustable pre-compressed air supply system 5 as a part of the gas control system (Fig. 3-A -), made, for example (Fig. 3-B -), in the form of a flat input device, two-dimensional flow, having an adjustable rectangular cross-section, a channel formed by it, containing wedges 12 for regulating pressure surges, an external supersonic air flow that change their position and shape, and containing an adjustable gate 13, which can the possibility of supplying pre-compressed air to only from the compressor of the turboprop engine 4, as well as an adjustable gate 11, which has the ability to adjust the size of the rectangular cross section formed by the channel of the inlet device and supplying pre-compressed air from the incoming oncoming air flow for a function controlled by subsonic or supersonic air intake, with the possibility of completely closing the access of the oncoming oncoming air stream, as well as containing an additional nozzle the supply of additional oxidizer 14 from the supply system of the additional oxidizer (not shown in the sketch), as part of the gas control system installed at the inlet of the pendulum-gate device for reactive detonation combustion 6 (hereinafter - MSURDG). The operating modes of the additional adjustable pre-compressed air supply system 5 are shown in the sketches (Figs. 3-C, D, E -), where the gate 13 has the ability to supply pre-compressed air to the WLMG only from the compressor of FIG. 3-C - of the turboprop engine 4, and the gate 11 has the ability to control the amount of incoming air flow, with the possibility of completely blocking the access of the incoming oncoming air flow FIG. 3-C -, and with full opening of which an additional adjustable compressed air supply system performs the function of an adjustable subsonic air intake FIG. 3-D -, and when partially opened, it functions as an adjustable supersonic air intake FIG. 3-E -, and at the same time inside the channel formed by him of the supersonic air intake, there are also wedges 12 and an additional nozzle for supplying an additional oxidizer 14 changing their position from the supply system for an additional oxidizer (not shown in the sketch) for flight modes in a rarefied atmosphere with a lack of oxygen .

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.In the drawing of FIG. 4 - an explanatory sketch of the full flight path from a vertical launch according to the multicopter MRT with the highest stages of spacecraft 17 put into orbit of the Earth, with the subsequent transition to a gentle flight with climb in the plane, with separation at the maximum flight altitude of the highest stages 20 rocket-propelled spacecraft, launched into the Earth’s orbit for independent flight, and further smooth planning of the MRK 19 along the spiral glide path in the plane to the landing site of the MRK, with the finishing vertical oh smooth landing IRs in multikopternomu at landing pad 18 in the regulation of complex thrust GUS.

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.The work described by MRK with GSU, according to the drawings of FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3 and FIG. 4 occurs as follows. In the initial position, RTOs, with the main fuel tanks and additional tanks with oxidizer fully charged, is installed in a vertical position on the launch pad of FIG. 4 in assembly with a device for undocking with higher stages and spacecraft placed in orbit of the Earth. FIG. 1. The gates 11 and 13 of the additional adjustable pre-compressed air supply system 5 as part of the gas control system in the closed state, all the theater and the ballistic control as part of the gas control system are turned off, and the propellers 3, which can change the angle of attack from zero to ninety degrees using the control device 16 are in the angle of attack position of zero degrees. Then, the control system 15 from the primary energy source, the electric battery 14, starts, in turn, all the theater of operations as part of the GCU; FIG. 2. Then, alternately on all additional adjustable systems for supplying pre-compressed air 5 as part of the gas control system, the gates 13 of FIG. 3-C - for supplying pre-compressed air to the MSURDG only from the theater compressor as part of the gas control system and all the MSURDG are put into operation in the mode of low reactive thrust. Then the propellers 3, which have the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees using the control device 16 are transferred to the angle of attack of maximum thrust, and turbojet engine and power steering for maximum power and the vertical launch of the rocket-and-missile launcher is performed FIG. 4, and the regulation of the vertical stability of RTOs in this case is multicopter due to the regulation of the combined thrust from the optimum thrust of the propellers of the turbojet engine and reactive supersonic thrust from the MSURDG, which receive pre-compressed air for operation only from the TVD compressors in the gas distribution system. When the RTO reaches a speed of about 750 km / h, all the propellers of the theater change the angle of attack to ninety degrees, for the least resistance to the movement of the MRK, and are disconnected from the drive shaft of the turbine of the theater and all the power of the theater is used to increase the supply of pre-compressed air only from the theater compressors in the MSURDG as part of the GSU, and the flight speed of the RTOs increases due to greater reactive supersonic thrust from the MSURDG with a simultaneous transition from the vertical take-off mode in multi-rotor mode to gentle airplane climb FIG. 4, due to the regulation of the air rudders installed on each carrier plane of the aircraft type, and then, when the subsonic MRK flight speed is sufficient to switch to the operation mode of each MSURDG in direct-flow mode, an additional adjustable compressed air supply system as part of the gas control system is switched to adjustable subsonic air intake FIG. 3-D - and all the turbojet engines are turned off from work, and with a further increase in flight altitude and achievement of supersonic flight speed of the RTOs, an additional adjustable compressed air supply system as part of the gas control system smoothly switches to partial opening mode on the incoming air flow, with the function of an adjustable supersonic air intake , with the possibility of regulating the shape and position of the wedges 12 inside, formed by him channel supersonic air intake FIG. 3-E -, and thus, the RTO smoothly reaches the maximum supersonic flight speed, and when the RTO reaches a flight altitude, at which the oxygen content in the atmosphere no longer allows a further increase in flight speed, an additional oxidizing agent is used for the power propulsion system for the hybrid propulsion system, by switching on the operation of an additional nozzle for supplying an additional oxidizer 14 from the supply system for an additional oxidizer from additional tanks with an oxidizing agent FIG. 2 and FIG. 3-E -, and upon reaching the maximum flight altitude of the RTOs, the undocking device 10 separates the higher stages of the spacecraft 8 and 9, launched into the Earth’s orbit for independent flight, on a rocket basis. FIG. 4, and the MRC further with minimal thrust, the MSURDG smoothly plans along the spiral glide path in the plane to the landing point of FIG. 4, using the air rudders installed on each aircraft-type carrier plane, using the braking of the missile systems by the propellers of the theater of operations with a smooth change of the angle of attack from ninety degrees to the optimal braking value, and thus reaching the speed of the missile system of approximately 750 km / h, the angles propeller attacks are translated to the optimal thrust value and launched into the operation of the theater of operations, and the ballistic missile engines are transferred by an additional adjustable compressed air supply system, as part of the gas control system, to the supply of pre-compressed air the ear only from the theater’s compressors, and when reaching an altitude of about 1 km and the landing area, the RTO maneuvers in an airplane, to vertical climb, with a decrease in vertical speed to zero when the RTO is vertical and the retractable landing gear is extended (Fig. 4), and thus, then switching to multicopter flight mode, with further vertical smooth landing of RTOs on the landing pad of FIG. 4, with the regulation of the vertical stability of the RTOs with the integrated thrust of the GSU, like a multicopter.

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.The operation algorithm of other versions of the GSU versions with an electric energy storage device of any known type or an additional adjustable pre-compressed air supply system, with any known device for regulating pressure surges of an incoming external supersonic air flow, and other RTO versions with a different number of aircraft-type plane-carrying aircraft with air wheels turboprop engines and pendulum-vane devices for jet detonation combustion, similar to the above.

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.The described group of inventions allows to obtain a high economic and environmental effect, when the upper stages of spacecraft are put into Earth’s orbit, at the economically reasonable price of only used fuel, as a reusable return first stage of a launch vehicle with vertical take-off and landing.

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.Thanks to the above, a technical result is achieved in the group of inventions, which consists in creating a reusable launch vehicle that combines the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant containing a turboprop engine and a pendulum-vane jet detonation combustion device capable of efficiently using light fuel - methane, burned in atmospheric air.

Литература:Literature:

1. Официальная страница Falcon 9 (англ.) на сайте SpaceX.1. The official Falcon 9 page on the SpaceX website.

2. Falcon User's Guide // Space Exploration Technologies Corporation, January 2019.2. 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. 3. Lukashevich V.P., Afanasyev A.B. Cosmic Wings - M.: LenTa Streviy, 2009.496 p.

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, 1987.4. Theory and calculation of jet engines: Textbook for universities / V.M. Akimov, B.I. Bakulev, R.I. Kurziner, V.V. Polyakov, V.A. Sosunov, S.M. Shlyakhtenko; Ed. C.M. Shlyakhtenko. - 2nd ed., Revised. and additional.- M.: Mechanical Engineering, 1987.

5. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - 4-е изд. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1976.5. Abramovich G.N. Applied gas dynamics. - 4th ed. - M .: Nauka, Main Edition of Physics and Mathematics, 1976

6. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.6. V.M. Korneev. Design features of gas turbine engines. - 2018.

7. A.M. Криштоп - Патент на полезную модель «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения» RU 164690 от 22.03.2016 г. 7. A.M. Krishtop - Utility model patent “Pendulum-slide device for reactive detonation combustion” RU 164690 of 03.22.2016.

Claims

1. A hybrid power plant designed for the construction of a reusable rocket carrier that combines the properties of a multicopter, airplane and rocket, characterized in that it includes a control system, a primary energy source, which uses at least one electric battery and / or any energy storage device of a known type, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizer, as well as fuel supply systems and an additional oxidizer, at least three turboprop engines, air each of them has the ability to change the angle of attack from zero to ninety degrees, and at least one pendulum-vane reactive detonation combustion device is installed on the body of each turboprop engine, at the inlet of the air supply system of which an additional adjustable pre-compressed air supply system is installed, in in the form of a flat input device of a two-dimensional flow, having a rectangular cross section of the channel formed by it, containing changing their position and shape wedges for regulating pressure surges, and / or any known device for regulating pressure surges of an incoming external supersonic air flow, and also containing two adjustable gates, one of which has the ability to supply pre-compressed air only from a turboprop compressor, and the other of which the ability to adjust the value of the oncoming air flow with the possibility of completely closing the access of the oncoming oncoming air flow and, when fully opened, supplement te a regulated compressed air supply system has the function controlled subsonic air intake with a partial opening which serves as a controlled supersonic air intake, and wherein each additional adjustable feed system includes a pressurized air supply nozzle is also further from the additional oxidant supply additional oxidant system.

2. A reusable launcher that combines the properties of a multicopter, airplane and rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside which are located the main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as a fuel supply system and an additional oxidizing agent for a hybrid power plant, as well as a cockpit of manned or unmanned control, and outside of which in front of it there is a device for undocking with the higher stages of spacecraft put into orbit of the Earth, and more where at least three aircraft-type carrier planes with air rudders are located, and also includes a hybrid power plant containing a control system, a primary energy source in which at least one electric battery and / or energy storage device of any known type is used, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizer, as well as fuel supply systems and an additional oxidizer, at least three turboprop engines, each of which has propellers there is the possibility of changing the angle of attack from zero to ninety degrees, and at least one pendulum-vane reactive detonation combustion device is installed on the body of each turboprop engine, at the inlet of the air supply system of which an additional adjustable pre-compressed air supply system is installed in the form of a two-dimensional flat inlet device having a rectangular cross section of the channel formed by him, containing wedges for changing the position and shape of the to regulate the jump ov pressure, and / or any known device for regulating pressure surges of an incoming external supersonic air flow, as well as containing two adjustable gates, one of which has the ability to supply pre-compressed air only from a turboprop compressor, and the other of which has the ability to control the amount of incoming air flow with the ability to completely close the access of the oncoming oncoming air flow and when fully open which additional adjustable supply system and compressed air serves as an adjustable subsonic air intake, and when partially opened, it performs the function of an adjustable supersonic air intake, and each additional adjustable pre-compressed air supply system also contains an additional nozzle for supplying an additional oxidizer from the additional oxidizer supply system, and each turboprop engine on the housing which has at least one pendulum-slide device for reactive detonation combustion, installed parallel to the supporting body, on the outer edges of each supporting plane of the aircraft type with air rudders.

3. The method of functioning of a reusable carrier rocket (hereinafter - MR), combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant (hereinafter - GSU), which consists in the fact that a vertical launch along rocket MR can be carried out due to the combined thrust from the optimal propeller thrust of turboprop engines (hereinafter referred to as theater) and supersonic thrust from pendulum-vane reactive detonation combustion devices (hereinafter referred to as MSURDG), which receive only compressed air for operation from TVD compressors as part of the gas control system, with vertical stability control at start-up in the operating mode of the MR as a multicopter, with a further transition from vertical take-off mode on a multicopter rocket to a gentle flight with climb on an airplane by adjusting the air wheels installed on each carrier plane type aircraft, and then, when the transonic speed of the MR is reached by the aircraft GSU, it is transferred to the supersonic jet thrust mode of operation only from the MSURDG, and then at to reduce the flight altitude of the MR, at which the oxygen content in the atmosphere no longer allows a further increase in the supersonic flight speed of the MR, an additional oxidizer is used for the MSURDG to operate the gas separation system from additional tanks with an oxidizer, and when the maximum altitude and speed of flight of the MR is reached, the separation device is separated by rocket for independent flight, the higher stages of spacecraft launched into the Earth’s orbit, and the MR passes to the final stage of landing by means of smooth planning by plane, using Using braking by the propellers of the theater of operations, to the landing site along the descending glide path, with the achievement of the subsonic flight speed of the MR, and the subsequent transfer of the GSU to the combined traction mode from the optimal traction of the propellers of the theater of operations and supersonic jet propulsion from the MSHURDG, and performing a transitional vertical maneuver for landing on the platform landing, on multicopter missile due to the combined optimal thrust of the propellers of the theater of operations and reactive supersonic thrust from MSURDG.