RU2710992C1 - Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions) - Google Patents

Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2710992C1
RU2710992C1 RU2019114875A RU2019114875A RU2710992C1 RU 2710992 C1 RU2710992 C1 RU 2710992C1 RU 2019114875 A RU2019114875 A RU 2019114875A RU 2019114875 A RU2019114875 A RU 2019114875A RU 2710992 C1 RU2710992 C1 RU 2710992C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
additional
adjustable
air
aircraft
supply
Prior art date
Application number
RU2019114875A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Михайлович Криштоп
Original Assignee
Анатолий Михайлович Криштоп
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Анатолий Михайлович Криштоп filed Critical Анатолий Михайлович Криштоп
Priority to RU2019114875A priority Critical patent/RU2710992C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2710992C1 publication Critical patent/RU2710992C1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B61RAILWAYS
    • B61KAUXILIARY EQUIPMENT SPECIALLY ADAPTED FOR RAILWAYS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B61K11/00Serving peculiar to locomotives, e.g. filling with, or emptying of, water, sand, or the like at the depots
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04Helicopters
    • B64C27/08Helicopters with two or more rotors
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/16Extraterrestrial cars
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements

Abstract

FIELD: space equipment.SUBSTANCE: group of inventions relates to space engineering, and more specifically to hybrid aerospace vehicles with vertical take-off and landing. Suborbital rocket-propelled aircraft, which combines properties of multi-copter, aircraft and missile, comprises hybrid power unit (HPU). HPU comprises control system, electric accumulator, fuel tanks and three turboprops. There is an additional compressed air supply system. Output nozzle of pendulum-gate device of reactive detonation combustion contains MHD generator.EFFECT: enabling the application scope expansion.4 cl, 4 dwg

Description

Группа изобретений относится к области гибридного аэрокосмического транспорта с вертикальным взлетом и посадкой, использующего гибридную силовую установку, и представляет собой многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования - Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как суборбитальный пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как суборбитальный межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах - например в Антарктиде или высокогорных районах, не достижимых для обычной авиации. Возможно использование легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе в гибридной силовой установке. Может использовать для вертикального взлета и посадки неподготовленные ровные твердые площадки грунтовой или скальной породы.The group of inventions relates to the field of hybrid aerospace transport with vertical take-off and landing using a hybrid power plant, and is a multi-functional hybrid reusable aircraft - Krishtop's Suborbital Rocket Launcher, combining the properties of a multicopter, airplane and rocket, which can be used as a tourist suborbital reusable spacecraft, or as a suborbital passenger supersonic long-distance line An airplane with vertical take-off and landing, as well as a suborbital intercontinental cargo and passenger supersonic airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places - for example, in Antarctica or in high mountains that are not reachable for conventional aviation. It is possible to use light fuel - methane (a relatively inexpensive purified natural gas), burned in atmospheric air in a hybrid power plant. It can use unprepared, even, solid, solid ground of rock or rock for vertical take-off and landing.

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 ракетоплан North American Х-15, который не пошел в серийное производство, и было сконструировано лишь несколько опытных экземпляров. Х-15 стал историческим летательным аппаратом, который смог подняться на высоту 107,96 км и развил скорость в 6 тыс. км/час. Это был самый высокий полет за всю историю авиации. Однако ракетоплан не мог осуществлять вертикальный взлет и посадки по-ракетному, и алгоритм полета был таков: старт (отцепка) с самолета-носителя, набор скорости и высоты, отключение двигателя, полет по инерции с выходом за пределы плотной земной атмосферы, подъем до максимальной точки возвышения (практического потолка), баллистический спуск, вхождение в плотную атмосферу с выходом из пикирования, планирование, снижение по глиссаде, посадка.Also known from the prior art is the North American X-15 rocket launcher, which did not go into mass production, and only a few prototypes were designed. X-15 became a historical aircraft, which was able to rise to a height of 107.96 km and developed a speed of 6 thousand km / h. It was the highest flight in the history of aviation. However, the rocket plane could not carry out vertical take-off and landing on a rocket, and the flight algorithm was as follows: start (uncoupling) from the carrier aircraft, gain speed and altitude, shut off the engine, fly by inertia and go beyond the limits of the dense earth atmosphere, rise to the maximum elevation points (practical ceiling), ballistic descent, entry into a dense atmosphere with an exit from a dive, planning, descent along a glide path, landing.

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, и который, по утверждению Илона Маска для прессы, планируется в будущем использовать также как межконтинентальный грузо-пассажирский высокоскоростной лайнер с вертикальным взлетом и посадкой.Space X reusable Falcon 9 rocket launcher, which uses only liquid-propellant rocket engines for vertical rocket take-off and landing, is also known from the state of the art, and which, according to Ilon Mask for the press, is planned to be used in the future as an intercontinental cargo-passenger high-speed liner with vertical take-off and landing.

Однако из уровня техники не известен суборбитальный многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах.However, the prior art does not know the suborbital multifunctional hybrid reusable aircraft, combining the properties of a multirotor, aircraft and rocket, which can be used as a tourist space shuttle, or as a passenger supersonic long-range airliner with vertical take-off and landing, as well as as an intercontinental cargo and passenger supersonic airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places.

Также из существующего уровня техники известно, что одним из современных перспективных методов управляемого воздействия на газодинамическое течение является подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов. Устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований называются плазменными актуаторами. Цели их практического применения - снижение сопротивления элементов конструкции летательных аппаратов, инициирование и интенсификация процессов горения в камерах сгорания двигателей, создание усилий на плоскостях, управление потоком на входе в воздухозаборники воздушно-реактивных двигателей. Профессор Рот Рис, из Университета штата Теннесси в Ноксвилле (США), и его сотрудники в 1998 году показали, что плазменный актуатор снижает сопротивление среды для малых скоростей потока с помощью управления отрывом. (J. Reece Roth, Aerodynamic Flow Acceleration Using Paraelectric and Peristatic Electrohydrodynamic Effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma, Phys. of Plasmas, May 2003, Vol. 10, No. 5, Part 2, P. 2117 U.S. Patent No.5.669.583, issued 23 Sept. 1997).It is also known from the existing level of technology that one of the modern promising methods of controlled action on the gas-dynamic flow is the supply of energy to the flow based on various types of plasma formations. Devices for controlling the gas-dynamic flow based on plasma formations are called plasma actuators. The goals of their practical application are to reduce the resistance of structural elements of aircraft, initiating and intensifying combustion processes in the combustion chambers of engines, creating forces on planes, controlling the flow at the inlet of the air intakes of jet engines. Professor Roth Rhys, of the University of Tennessee at Knoxville (USA), and his collaborators in 1998 showed that a plasma actuator reduces medium resistance at low flow rates by means of separation control. (J. Reece Roth, Aerodynamic Flow Acceleration Using Paraelectric and Peristatic Electrohydrodynamic Effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma, Phys. Of Plasmas, May 2003, Vol. 10, No. 5, Part 2, P. 2117 US Patent No. 5.669.583, issued 23 Sept. 1997).

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. Также для управляемого воздействия на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов, может использоваться вариант исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, в котором выходное сопло содержит МГД генератор.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. Also, for a controlled effect on the gas-dynamic flow, in which energy is required to be supplied to the flow on the basis of various types of plasma formations, an embodiment of the pendulum-gate device for reactive detonation combustion can be used, in which the output nozzle contains an MHD generator.

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 суборбитальный многофункциональный гибридный летательный аппарат многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.However, the prior art does not know the suborbital multifunctional hybrid reusable aircraft, combining the properties of a multirotor, aircraft and rocket, which can be used as a tourist suborbital space shuttle reusable, or as a passenger supersonic long-range airliner with vertical take-off and landing, and as well as an intercontinental cargo and passenger supersonic airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places, and which there is the possibility of controlled impact on the gas-dynamic flow of an air flow based on various types of plasma formations, and a hybrid power plant, which contains a turboprop engine and a pendulum-gate device for reactive detonation combustion, capable of efficiently using light fuel - methane (relatively inexpensive purified natural gas), burned in atmospheric air, as well as having the ability to supply energy from the MHD generator for controlled exposure to gas nomic based plasma formations of various types for the incoming air flow.

Таким образом, остается актуальной задача создания суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.Thus, the task of creating a suborbital multifunctional hybrid reusable aircraft, combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, which can be used as a tourist suborbital space shuttle, or as a passenger supersonic long-range airliner with vertical take-off and landing, remains relevant. as well as an intercontinental cargo and passenger supersonic airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach x places, and which has the possibility of controlled influence on the gas-dynamic flow of the incoming air flow on the basis of various types of plasma formations, and a hybrid power plant, which contains a turboprop engine and a pendulum-gate device for reactive detonation combustion, capable of efficiently using light fuel - methane (relatively inexpensive purified natural gas), burned in atmospheric air, and also having the ability to supply energy from the MHD generator for controlled air actions on the gas-dynamic flow of the oncoming air flow based on plasma formations of various types.

Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.The objective of achieving the technical result to which the claimed group of inventions is directed is to create a suborbital multifunctional hybrid reusable aircraft that combines the properties of a multirotor, aircraft and rocket, which can be used as a tourist suborbital space shuttle or as a passenger supersonic long-distance airliner with vertical take-off and landing, as well as an intercontinental cargo and passenger over a sound airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places, and which has the ability to control the gas dynamics of the incoming air flow based on various types of plasma formations, and a hybrid power plant, which contains a turboprop engine and a pendulum-vane jet detonation combustion device capable of effectively use light fuel - methane (a relatively inexpensive purified natural gas), burned in the air, and also having POSSIBILITY supplying energy from an MHD generator for a controlled exposure to a gas-dynamic based plasma formations of various types for the incoming air flow.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная силовая установка, предназначенная для конструкции суборбитального ракетоплана с вертикальным взлетом и посадкой, 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, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а 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 регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство 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 specified task (achievement of the technical result) is solved by the fact that a hybrid propulsion system is designed for the design of a suborbital rocket plane with vertical take-off and landing, combining the properties of a multicopter, airplane and rocket, characterized in that it includes a control system and 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 oxidation tanks the body, as well as the fuel supply system and the 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-sliding valve is installed on the body of each turboprop a jet detonation combustion device, the output nozzle of which contains an MHD generator, and 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 input device, a two-dimensional flow, having a rectangular cross-section, a channel formed by it, comprising pressure wedges that change their position and shape, and / or any known device for controlling the pressure jumps of an incoming external supersonic air flow, and also containing two adjustable gates, one of which has the ability to supply pre-compressed air to only the turboprop compressor, and the other of which has the ability to adjust to determine 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, 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 the adjustable pre-compressed air supply system also contains an additional nozzle for supplying additional oki numerator of feeding additional oxidant system.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены, грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон, с отдельной внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, 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, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а 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 регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство 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, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.The indicated task (achievement of the technical result) is also solved by the fact that the Krishtop Suborbital Rocket Launcher is proposed, combining the properties of a multirotor, an airplane and a rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside which there is a cargo compartment, 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 sealed passenger compartment, with a separate internal crew cabin, which may have turn in any direction with control of the roll and pitch, and on the sides of which there are at least three aircraft-type bearing planes with air rudders, it also includes a hybrid power plant containing a control system, a primary energy source, which, as a minimum, uses one electric battery and / or energy storage device of any known type, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as a fuel supply system and an additional oxidizing agent, 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 jet detonation combustion device, the output nozzle of which contains an MHD generator, is installed on the body of each turboprop and at the inlet of the air supply system, which has an additional adjustable pre-compressed air supply system, in the form of a flat inlet device, a two-dimensional flow, having a rectangular cross-section of the channel formed by it, containing wedges for adjusting pressure surges and / or any known device for controlling 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 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 complete access to the oncoming oncoming air stream, and when fully opened, the additional adjustable compressed air supply system performs the function of 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 turbo a rotary screw engine on a casing, which has at least one pendulum-vane reactive detonation combustion device installed parallel to the supporting casing, on the outer edges of each carrier plane of the aircraft type with air rudders, and the outer surfaces of the bearing casing and aircraft bearing planes contain also devices for controlled impact on the gas-dynamic flow of an incoming air flow based on various types of plasma formations using energy from MG D generator.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Суборбитальный Ракетоплан Криштопа, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон, с отдельной внутренней кабиной экипажа, содержащий в себе также аварийно-посадочную систему любого известного типа, и имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а также возможность аварийного отделения от несущего корпуса, 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, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а 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 регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство 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, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.The indicated task (achievement of the technical result) is also solved by the fact that the Krishtop Suborbital Rocket Launcher is proposed, combining the properties of a multirotor, an airplane and a rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside which there is a cargo compartment, 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 sealed passenger compartment, with a separate internal crew cabin, containing also an emergency landing system of any known type, and having the ability to turn in any direction with control of the roll and pitch position, as well as the possibility of emergency separation from the bearing body, and on the sides of which there are at least three aircraft-type load-bearing planes, 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 of a known type, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as fuel supply systems and additional oxidizing agents, at least three turboprop engines, propellers, each of which can change the angle of attack from zero to ninety degrees, and on the body of each turboprop the engine has at least one pendulum-slide device for reactive detonation combustion, the output nozzle of which contains an MHD generator, and at the inlet of the air supply system an additional a relative adjustable pre-compressed air supply system, in the form of a flat inlet device, a two-dimensional flow, having a rectangular cross section, a channel formed by it, containing pressure wedges that change their position and shape and / or any known device for regulating pressure surges of an incoming external supersonic flow air, as well as containing two adjustable gates, one of which has the ability to supply pre-compressed air to only the compressor urbovintovogo engine, and the other of which has the ability to control the size of the incoming air flow, with the possibility of completely closing the access of the incoming oncoming air flow, and when fully open which additional adjustable compressed air supply system performs the function of an adjustable subsonic air intake, and when partially opened, performs the function adjustable supersonic air intake, and each additional adjustable pre-compressed air supply system the ear also contains an additional nozzle for supplying an additional oxidizer from the additional oxidizer supply system, and each turboprop engine on the casing, which has at least one pendulum-vane device for reactive detonation combustion, is installed parallel to the supporting casing along the outer edges of each aircraft-type supporting plane with air rudders, while the outer surfaces of the bearing body and the bearing plane of the aircraft type also contain devices for controlled action I am on the gas-dynamic flow of the oncoming air flow based on various types of plasma formations using energy from the MHD generator.

Технический результат достигается также в способе функционирования Суборбитального Ракетоплана Криштопа (далее - СРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), заключающемся в том, что вертикальный старт по-ракетному СРК 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 СРК, 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 при этом, герметичный пассажирский салон, с внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении, поворачивается в положение нулевого крена и тангажа на всех этапах полета СРК, и далее при достижении околозвуковой скорости полета СРК по-самолетному, ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении максимальной скорости полета и высоты полета СРК, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета СРК, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, с выходом СРК на суборбитальную орбиту и движением по синусоидальной траектории полета по-самолетному, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ на верхней полу-синусоиде в безвоздушном пространстве, и при этом, на всех рабочих режимах работы МШУРДГ, энергия от МГД генератора используется для работы устройств для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, для увеличения скорости полета СРК, с дальнейшим заключительным переходом к посадке путем плавного планирования по-самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета СРК, и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРД, и выполнением переходного вертикального маневра на посадку на любую твердую ровную площадку, 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 Suborbital Rocket Launcher Krishtop (hereinafter - SRK), 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 in rocket SRK 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 They use pre-compressed air for operation only from the theater’s compressors as part of the gas control system, with vertical stability control at start-up in the mode of operation of the air defense system 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 at the same time, a sealed passenger cabin, with an internal crew cabin, which can be rotated in any board, rotates to zero roll and pitch at all stages of the SRK flight, and then when the supersonic speed of the SRK is reached by plane, the GSU is transferred to the supersonic jet thrust mode only from the MSURDG, and then when the maximum flight speed and altitude of the SRK are reached , at which the oxygen content in the atmosphere no longer allows a further increase in the supersonic speed of the SRS, for the operation of the MSURDG, an additional oxidizing agent is used for HPS from additional tanks with oxidizing the launch of the ballistic missile system into a suborbital orbit and movement along a sinusoidal flight path in an airplane, relative to the suborbital orbit, with the inclusion of the MBRDG on the lower half-sinusoid in the upper atmosphere and the MBRDG on the upper half-sinusoid in the airless space, and at the same time, on all working MSHURDG operating modes, the energy from the MHD generator is used to operate devices for controlling the gas-dynamic flow of the incoming air flow on the basis of various types of plasma formations increasing the speed of the SRK, with a further final transition to landing by smoothly planning on an airplane, using braking by the propellers of the theater of propulsion, to the landing site along the descending glide path, with the subsonic speed of the SRK being reached, and then putting the GSU in combined thrust mode from the optimal air traction TVD propellers and jet supersonic thrust from the MSURD, and performing a transitional vertical maneuver for landing on any solid level ground, according to the multicopter rocket due to optimal thrust propeller propeller thrust and jet supersonic thrust from MSURDG.

Сущность группы изобретений поясняется Фиг. 1-4.The essence of the group of inventions is illustrated in FIG. 1-4.

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 Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз варианта Суборбитального Ракетоплана Криштопа (далее - СРК), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), который содержит несущий корпус 1, внутри которого расположены: грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для ГСУ (не показаны), и герметичный пассажирский салон 8, с люком - трапом 9 и с отдельной внутренней кабиной экипажа (не показана), имеющий возможность (любым известным способом) поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а также содержит, например, три несущие плоскости 2 самолетного типа с воздушными рулями 7 и например, три убирающиеся взлетно-посадочные шасси 10 (любого известного типа) для опоры на ровную твердую площадку 19, а также содержит гибридную силовую установку, содержащую в себе систему управления, первичный источник энергии, в котором, например, используется один электрический аккумулятор (не показаны), например три турбовинтовых двигателя 4, воздушные винты 3, каждого из которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено, например, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, выходное сопло которого содержит МГД генератор (не показан), а на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха 5, например, в виде плоского входного устройства, двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечение, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, а также содержит на внешних поверхностях, несущего корпуса и несущих плоскостей самолетного типа, устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора (не показано).In FIG. 1 is an explanatory sketch of a variant of the Suborbital Rocket Launcher of Krishtop (hereinafter - SRK), combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant (hereinafter - GSU), which contains a bearing housing 1, inside which are located: cargo compartment, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, and a fuel supply system and an additional oxidizing agent for the gas engine (not shown), and an airtight passenger compartment 8, with a hatchway ladder 9 and with a separate internal crew cabin (not shown), with the possibility l (by any known method) turning in any direction with control of the roll and pitch position, and also contains, for example, three carrier planes 2 of aircraft type with air rudders 7 and for example, three retractable take-off and landing landing gears 10 (of any known type) for support on a flat solid platform 19, and also contains a hybrid power plant containing a control system, a primary energy source, which, for example, uses one electric battery (not shown), for example three turboprop engines 4, an air e screws 3, each of which can change the angle of attack from zero to ninety degrees, and on the case of each turboprop engine there is, for example, one pendulum-slide device for reactive detonation combustion 6, the output nozzle of which contains an MHD generator (not shown), and at the inlet of the air supply system of which an additional adjustable pre-compressed air supply system 5 is installed, for example, in the form of a flat inlet device, a two-dimensional flow having a rectangular cross section the channel formed by him, containing the wedges of pressure jumps that change their position and shape, and also contains, on the external surfaces of the bearing body and the plane-bearing planes, devices for controlling the gas-dynamic flow of the incoming air flow on the basis of various types of plasma formations energy from the MHD generator (not shown).

На Фиг. 2 представлена функциональная схема гибридной силовой установкой (далее - ГСУ), содержащая турбовинтовой двигатель 4, воздушный винт 3, имеющий возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов с помощью устройства регулирования 16, систему управления 15, первичный источник энергии - электрический аккумулятор 14, маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, с дополнительной регулируемой системой подачи предварительно сжатого воздуха 5, МГД генератор 17, который может использоваться для работы устройств 18 для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.In FIG. 2 is a functional diagram of a hybrid power plant (hereinafter referred to as the GSU), comprising a turboprop engine 4, 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, the primary energy source is an electric battery 14, pendulum-slide device for reactive detonation combustion 6, with an additional adjustable system for supplying pre-compressed air 5, MHD generator 17, which can be used to operate devices 18 for a controlled effect on the gas-dynamic flow of the oncoming air flow based on various types of plasma formations.

На 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 FIG. 3 presents explanatory sketches of the functional diagram and operating modes of the 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 (Fig. 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 closing the access of the incoming oncoming air flow FIG. 3 -C-, and with full opening of which an additional adjustable compressed air supply system functions as 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 it of the supersonic air intake, it also contains wedges 12 and an additional nozzle for supplying an additional oxidizer 14 that change their position from the supply system of an additional oxidizer (not shown in the sketch) for flight modes in a rarefied atmosphere with a lack of oxygen .

На Фиг. 4 представлен пояснительный эскиз полной траектории полета от вертикального старта СРК по ракетно-мультикоптерному, с последующим переходом на пологий полет с набором высоты по-самолетному, и выходом на суборбитальную траекторию на орбите Земли 19 на границе стратосферы 20 (Фиг. 4 -F-), с дальнейшим движением по ракетно-самолетному по синусоидальной траектории полета, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ для ускорения на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ и движением по инерции на верхней полусинусоиде в безвоздушном пространстве (Фиг. 4 -G-), с дальнейшим плавным планированием по спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления СРК 1, с финишной вертикальной плавной посадкой СРК, по ракетно-мультикоптерному, на площадку приземления 19 (Фиг. 4 -F-), при регулировании комплексной тяги ГСУ.In FIG. Figure 4 presents an explanatory sketch of the complete flight path from the vertical launch of the missile launch vehicle on a multicopter rocket, with the subsequent transition to a gentle flight with climb by plane, and access to the suborbital path in orbit of the Earth 19 at the border of the stratosphere 20 (Fig. 4 -F-) , with further movement along the rocket-plane along a sinusoidal flight path, relative to the suborbital orbit, with the inclusion of a ballast for accelerating on the lower half-sinusoid in the upper atmosphere and turning off the ballast and inertia in the upper a half-sine wave in airless space (Fig. 4 -G-), with further smooth planning along a spiral glide path in a plane to the landing site of the air defense system 1, with a vertical vertical smooth landing of the air defense system, along the multicopter rocket, to the landing site 19 (Fig. 4 - F-), when regulating the integrated thrust of the GSU.

Работа, описанного СРК с ГСУ (см. Фиг. 1-4) происходит следующим образом. В исходном положении СРК, с полностью заправленными основными топливными баками и дополнительными баками с окислителем, в вертикальном положении на стартовой площадке 19 Фиг. 1 на взлетно-посадочных шасси 10 и герметичный пассажирский салон 8, с люком - трапом 9 и с отдельной внутренней кабиной экипажа (не показана), в положении нулевого крена и тангажа. 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 СРК по-ракетному (Фиг. 4 -F-), а регулирование при этом вертикальной устойчивости СРК 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 СРК скорости примерно 750 км/час, все воздушные винты ТВД изменяют углы атаки в положение девяносто градусов, для наименьшего сопротивления движению СРК, 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 СРК 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 -F-), за счет регулирования воздушными рулями, установленными на каждой несущей плоскости самолетного типа. При этом, герметичный пассажирский салон, с внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении поворачивается в положение нулевого крена и тангажа, и далее при достижении околозвуковой скорости полета СРК, 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 СРК 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 внутри, образованного им канала сверхзвукового воздухозаборника Фиг. 3 -Е-. Таким образом, СРК плавно достигает максимальной сверхзвуковой скорости полета, а при достижении высоты полета СРК, 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 СРК, с выходом на суборбитальную орбиту, СРК может двигаться по синусоидальной траектории полета, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ на верхней полу-синусоиде в безвоздушном пространстве. При этом, на всех рабочих режимах работы МШУРДГ, энергия от МГД генератора 17 может использоваться для работы устройств 18 для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, с увеличением скорости полета СРК Фиг. 2. При подлете к району приземления, СРК с минимальной тягой МШУРДГ плавно планирует по прямой или спиральной глиссаде по-самолетному к месту приземления Фиг. 4, используя воздушные рули, установленные на каждой несущей плоскости самолетного типа, с использованием торможения СРК воздушными винтами ТВД при плавном изменении угла атаки от девяноста градусов до значения оптимального торможения, и при достижении, таким образом, скорости СРК 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, СРК осуществляет маневр по-самолетному, на вертикальный набор высоты, с уменьшением вертикальной скорости до нуля при вертикальном положении СРК Фиг. 4, и таким образом, затем переходя на режим полета по ракетно-мультикоптерному, с дальнейшей вертикальной плавной посадкой СРК на площадку приземления Фиг. 4, с регулированием при этом вертикальной устойчивости СРК комплексной тягой ГСУ, как мультикоптер.The work described by the IBS with the GSO (see Fig. 1-4) is as follows. In the initial position of the IBS, with the main fuel tanks and additional tanks with oxidizer fully charged, in a vertical position on the launch pad 19 of FIG. 1 on the landing gear 10 and the hermetic passenger compartment 8, with a hatch - ladder 9 and with a separate internal crew cabin (not shown), in the zero roll and pitch position. The gates 11 and 13 of the additional adjustable pre-compressed air supply system 5 as part of the gas control system are in the closed state, all the turbine engines and ballistic engines 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 at zero angle of attack. 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 MBURDG are put into operation in the mode of low reactive thrust. Then the propellers 3, having 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 the turbojet engine and power steering system to maximum power and vertical launch of the missile launcher is carried out (Fig. 4 -F- ), and the regulation of the vertical stability of the IBS 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 ballistic control gear, which are received for operation tion compressed air only from the theater compressors as part of GSM. When the SRK reaches a speed of approximately 750 km / h, all the propellers of the theater change the angle of attack to ninety degrees, for the least resistance to movement of the system, 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 compressors of the theater in the MSURDG as part of the GSU, and the speed of the SRS increases due to the greater reactive supersonic thrust from the MSURDG with a simultaneous transition from the vertical take-off mode in a multicopter mode to a gentle flight with climb in the plane (Fig. 4 -F-), due to the regulation of the air rudders installed on each carrier plane of the aircraft type. At the same time, a sealed passenger cabin, with the ability to turn in any direction, is rotated to zero roll and pitch, and then, when the near-sonic speed of the SRK is reached, sufficient to switch to the operation mode of each ICBM in direct-flow mode, an additional adjustable system compressed air supply as part of the gas control system, is transferred to the regulated subsonic air intake mode FIG. 3 -D- and all theater of operations are switched off from work, and with a further increase in flight altitude and achieving supersonic flight speed of the airspace control system, 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 inside, formed by him channel supersonic air intake FIG. 3 -E-. Thus, the SRK smoothly reaches the maximum supersonic flight speed, and when the SRK flight altitude is reached, at which the oxygen content in the atmosphere does not allow a further increase in flight speed, an additional oxidizing agent for the hybrid propulsion system is used to operate the MSURDG by switching on an additional feed nozzle additional oxidizer 14 from the supply system of an additional oxidizer from additional tanks with an oxidizing agent (Fig. 2 and Fig. 3 -E-), and when reaching the maximum flight altitude C RK, with access to the suborbital orbit, the SRS can move along a sinusoidal flight path relative to the suborbital orbit, with the inclusion of the MBSURDG in the lower half-sinusoid in the upper atmosphere and the MBSURDG in the upper half-sinusoid in airless space. At the same time, in all operating modes of the MSHURDG, the energy from the MHD generator 17 can be used to operate the devices 18 for controlled exposure to the gas-dynamic flow of the incoming air flow based on various types of plasma formations, with an increase in the flight speed of the SRS Fig. 2. When approaching the landing area, the SRK with minimal thrust MSURDG smoothly plans in a straight or spiral glide path in the plane to the place of landing FIG. 4, using the air rudders installed on each aircraft-type carrier plane, using the braking system of the ballistic missile system with 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 ballistic missile system of approximately 750 km / h, the angles propeller attacks are translated to the optimum 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 SRK maneuvers in the plane, to climb vertically, with a decrease in vertical speed to zero with the vertical position of the SRK FIG. 4, and thus, then switching to multicopter flight mode, with further vertical smooth landing of the SRS on the landing pad of FIG. 4, with the regulation of the vertical stability of the IBS with the integrated thrust of the GSU, like a multicopter.

Алгоритм работы других вариантов исполнений СРК и ГСУ аналогичен вышеописанному.The operation algorithm of other versions of the SRK and GSU versions is similar to the above.

Для варианта исполнения СРК с герметичным пассажирским салоном, с отдельной внутренней кабиной экипажа, содержащим в себе также аварийно-посадочную систему любого известного типа, и имеющим возможность аварийного отделения от несущего корпуса, на всех этапах полета при необходимости, возможна безопасная аварийная посадка пассажиров и экипажа при срабатывании аварийно-посадочной системы.For the version of the IBS with a sealed passenger cabin, with a separate internal crew cabin, which also contains an emergency landing system of any known type, and having the ability to emergency separation from the bearing body, at all stages of the flight, if necessary, safe emergency landing of passengers and crew is possible when the emergency landing system is triggered.

Описанная группа изобретений позволяет получить высокий экономический и экологический эффект при эксплуатации Суборбитального Ракетоплана Криштопа, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральньш лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, с возможностью управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а также эффективным использованием легкого топлива - метана (сравнительно недорогого очищенного природного газа), сжигаемого в атмосферном воздухе.The described group of inventions allows to obtain a high economic and environmental effect when operating the Suborbital Rocketoplan Krishtop, combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, which can be used as a tourist suborbital space shuttle reusable, or as a passenger supersonic long-distance long-haul airliner with vertical take-off and landing , as well as an intercontinental cargo and passenger supersonic airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places with the possibility of a controlled effect on the gas-dynamic flow of an air flow based on various types of plasma formations, as well as the efficient use of light fuel - methane (a relatively inexpensive purified natural gas) burned in atmospheric air.

Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании суборбитального многофункционального гибридного летательного аппарата многоразового использования, сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, который может использоваться, как туристический суборбитальный космоплан многоразового использования, или как пассажирский сверхзвуковой дальне-магистральный лайнер с вертикальным взлетом и посадкой, а также как межконтинентальный грузо-пассажирский сверхзвуковой лайнер с вертикальным взлетом и посадкой в труднодоступных местах, и который имеет возможность управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, а гибридная силовая установка, которого содержит турбовинтовой двигатель и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, способное эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), сжигаемый в атмосферном воздухе, а также имеющее возможность подвода энергии от МГД генератора для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов.Thanks to the above, a technical result is achieved in the group of inventions, which consists in creating a suborbital multifunctional hybrid reusable aircraft that combines the properties of a multirotor, aircraft and rocket, which can be used as a tourist suborbital space shuttle or as a supersonic long-distance passenger liner with vertical take-off and landing, as well as intercontinental cargo and passenger supersonic a new airliner with vertical take-off and landing in hard-to-reach places, and which has the ability to control the gas dynamics of the incoming air flow based on various types of plasma formations, and a hybrid power plant, which contains a turboprop engine and a pendulum-vane jet detonation combustion device capable of effectively use light fuel - methane (a relatively inexpensive purified natural gas), burned in atmospheric air, as well as having zhnosti supplying energy from an MHD generator for a controlled exposure to a gas-dynamic based plasma formations of various types for the incoming air flow.

ЛитератураLiterature

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 Странствий, 2009, 496 с.3. Lukashevich V.P., Afanasyev A.B. Cosmic wings - M .: Tape of Wanderings, 2009, 496 p.

4. Evans, Michelle L. The X-15 Rocket Plane: Flying the First Wings Into Space, (англ.) - Lincoln and London: University of Nebraska Press, 2013. - 488 p.4. Evans, Michelle L. The X-15 Rocket Plane: Flying the First Wings Into Space, (English) - Lincoln and London: University of Nebraska Press, 2013 .-- 488 p.

5. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей: Учебник для вузов / В.М. Акимов, B.И. Бакулев, Р.И. Курзинер, В.В. Поляков, В.А. Сосунов, С.М. Шляхтенко; Под ред. C.М. Шляхтенко. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1987.5. 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.

6. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - 4-е изд. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1976.6. Abramovich G.N. Applied gas dynamics. - 4th ed. - M .: Nauka, Main Edition of Physics and Mathematics, 1976

7. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.7. V.M. Korneev. Design features of gas turbine engines. - 2018.

8. А.М. Криштоп - Патент на полезную модель «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения» RU 164690 от 22.03.2016 г.8. A.M. Krishtop - Utility model patent “Pendulum-slide device for reactive detonation combustion” RU 164690 of 03.22.2016.

9. D. Ishihara, Y. Noma, S. Stauss et al. Development of dielectric barrier discharge (DBD) cryo microplasma jet under atmospheric pressure: generation and characterization. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 163-166.9. D. Ishihara, Y. Noma, S. Stauss et al. Development of dielectric barrier discharge (DBD) cryo microplasma jet under atmospheric pressure: generation and characterization. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany 2006. - p. 163-166.

10. Stoffels E., Fleekweert A.J., Stoffels W.W. et al. Plasma needle: a non-destructive atmospheric plasma source for fine surface treatment of (bio) materials. //Plasma Sources Sci. Technnol. 2002. №11. P. 383-388.10. Stoffels E., Fleekweert A.J., Stoffels W.W. et al. Plasma needle: a non-destructive atmospheric plasma source for fine surface treatment of (bio) materials. // Plasma Sources Sci. Technnol. 2002. No. 11. P. 383-388.

11. D. Dudek, A. Brockhaus, J. Engelmann Efficiency studies of direct current atmospheric pressure plasma jets operated at ambient air. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 169-172.11. D. Dudek, A. Brockhaus, J. Engelmann Efficiency studies of direct current atmospheric pressure plasma jets operated at ambient air. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany 2006. - p. 169-172.

12. M. Laroussi, X. Lu, Room-temperature atmospheric pressure plasma plume for biomedical applications. Applied physics letters 87,113902 (2005).12. M. Laroussi, X. Lu, Room-temperature atmospheric pressure plasma plume for biomedical applications. Applied physics letters 87,113902 (2005).

13. Гостев B.A., Лебедева A.B., Мамкович B.B., Сысун В.И. // Материалы Всероссийской научной конференции по физике низкотемпературной плазмы ФНТП-2001. Петрозаводск. 2001. с. 207-209.13. Gostev B.A., Lebedeva A.B., Mamkovich B.B., Sysun V.I. // Materials of the All-Russian scientific conference on the physics of low-temperature plasma FNTP-2001. Petrozavodsk. 2001.S. 207-209.

Claims (4)

1. Гибридная силовая установка, предназначенная для конструкции суборбитального ракетоплана с вертикальным взлетом и посадкой, 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 0 до 90°, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а 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 регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя.1. A hybrid power plant designed for the construction of a suborbital rocket plane with vertical take-off and landing, combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, characterized in that it includes a control system, a primary energy source, which uses at least one electric battery and / or energy storage device of any known type, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as fuel supply systems and an additional oxidizing agent, at least three turboprop engines, each of whose propellers have the ability to change the angle of attack from 0 to 90 °, and at least one pendulum-vane jet detonation combustion device is installed on the body of each turboprop, the output nozzle of which contains an MHD generator, and at the inlet of the air supply system which has an additional adjustable pre-compressed air supply system in the form of a flat two-dimensional flow inlet device having a rectangular cross section image the channel, containing changing position and shape wedges for regulating pressure surges, and / or any known device for controlling pressure surges of an incoming external supersonic air flow, as well as containing two adjustable gates, one of which can supply pre-compressed air only from a turboprop compressor engine, and the other of which has the ability to adjust the value of the incoming air flow, with the possibility of completely closing the access of the oncoming counter air flow, and with full opening of which an additional adjustable compressed air supply system performs the function of an adjustable subsonic air intake, and with partial opening of which performs the function of an adjustable supersonic air intake, each additional adjustable pre-compressed air supply system also contains an additional nozzle for supplying an additional oxidizer from additional oxidizer supply systems. 2. Суборбитальный ракетоплан, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон с отдельной внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а по бокам которого расположены как минимум три несущие 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 0 до 90°, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а на входе системы подачи воздуха которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха в виде плоского входного устройства двухмерного течения, имеющего прямоугольное поперечное сечене, образованного им канала, содержащего меняющие свое положение и форму клинья регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель, на корпусе которого установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующих энергию от МГД генератора.2. A suborbital rocket plane combining the properties of a multirotor, an airplane and a rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside which there is a cargo compartment, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizer, as well as a fuel supply system and an additional oxidizer for hybrid power plant, as well as a sealed passenger cabin with a separate internal cockpit, which can be turned in any direction with control of the roll and pitch, and on the sides of which there is a at least three aircraft-type carrier planes with air rudders are included, and also includes a hybrid power plant containing a control system, a primary energy source, which uses at least one electric battery and / or any type of electric energy storage device, the main fuel tanks and additional tanks with an oxidizing agent, as well as fuel supply systems and an additional oxidizing agent, at least three turboprop engines, each of which has propellers the angle of attack is from 0 to 90 °, and at least one pendulum-vane jet detonation combustion device is installed on the casing of each turboprop engine, the output nozzle of which contains an MHD generator, and 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 input device of a two-dimensional flow, having a rectangular cross-section, a channel formed by it, containing wedges of regulation that change their position and shape pressure surges, and / or any known device for controlling 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 flow air, with the possibility of completely closing the access of the oncoming oncoming air flow, and when fully open which additional adjustable system for compressed air supply 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 which case has at least one pendulum-slide device for reactive detonation combustion, mounted parallel to the bearing body, on the outer edges of each carrier plane of the aircraft type with air rudders, and the outer surfaces of the bearing body and carrier planes of the aircraft type also contain devices for controlling the gas dynamic flow of the incoming air flow based on various types of plasma formations using energy from the MHD generator. 3. Суборбитальный ракетоплан, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, внутри которого расположены грузовой отсек, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной силовой установки, а также герметичный пассажирский салон с отдельной внутренней кабиной экипажа, содержащий в себе также аварийно-посадочную систему любого известного типа и имеющий возможность поворота в любом направлении с контролем положения крена и тангажа, а также возможность аварийного отделения от несущего корпуса, а по бокам которого расположены как минимум три несущие 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 0 до 90°, а на корпусе каждого турбовинтового двигателя установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого содержит МГД генератор, а 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 регулирования скачков давления, и/или любое известное устройство регулирования скачков давления набегающего внешнего сверхзвукового потока воздуха, а также содержащее два регулируемых шибера, один из которых имеет возможность подачи предварительно сжатого воздуха только от компрессора турбовинтового двигателя, а другой из которых имеет возможность регулировать величину набегающего потока воздуха, с возможностью полного закрытия доступа набегающего встречного потока воздуха, и при полном открытии которого дополнительная регулируемая система подачи сжатого воздуха выполняет функцию регулируемого дозвукового воздухозаборника, а при частичном открытии которого выполняет функцию регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, и при этом каждая дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха содержит также дополнительную форсунку подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, а каждый турбовинтовой двигатель, на корпусе которого установлено как минимум одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, установлен параллельно несущему корпусу, по внешним краям каждой несущей плоскости самолетного типа с воздушными рулями, и при этом внешние поверхности несущего корпуса и несущие плоскости самолетного типа содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующих энергию от МГД генератора.3. A suborbital rocket plane combining the properties of a multirotor, an airplane and a rocket, characterized in that it includes a supporting body, inside which there is a cargo compartment, main fuel tanks and additional tanks with an oxidizer, as well as a fuel supply system and an additional oxidizer for the hybrid power plant, as well as a sealed passenger cabin with a separate internal cockpit, which also contains an emergency landing system of any known type and having the ability to turn in any direction with control of the roll and pitch position, as well as the possibility of emergency separation from the bearing body, and on whose sides there are at least three aircraft-type supporting planes with air rudders, and also includes a hybrid power plant 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 oxidant tanks, as well as supply systems and fuel and an additional oxidizer, at least three turboprop engines, each of which has propellers, can change the angle of attack from 0 to 90 °, and at least one pendulum-vane jet detonation combustion device is installed on the casing of each turboprop, the output nozzle of which contains MHD generator, and 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 input device of a two-dimensional a section having a rectangular cross-section of the channel formed by it, containing wedges for adjusting pressure surges and / or any known device for controlling pressure surges of an incoming external supersonic air flow, and also containing two adjustable gates, one of which can be pre-fed compressed air only from a turboprop compressor, and the other of which has the ability to control the amount of incoming air flow, with by completely closing the access of 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, and each turboprop engine, on the casing of which at least one pendulum-slide device for reactive detonation combustion is installed, is installed parallel to the casing, along the outer edges of each carrier plane of the aircraft type with air rudders, and the outer surfaces of the carrier casing and aircraft bearing planes contain also devices for the controlled impact on the gas-dynamic flow of the incoming air flow based on plasma formations of various types using ergiyu from the MHD generator. 4. Способ функционирования суборбитального ракетоплана (далее CP), сочетающего в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, с гибридной силовой установкой (далее ГСУ), заключающийся в том, что вертикальный старт по-ракетному CP 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 CP 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 при этом герметичный пассажирский салон с внутренней кабиной экипажа, имеющий возможность поворота в любом направлении, поворачивается в положение нулевого крена и тангажа на всех этапах полета CP, и далее при достижении околозвуковой скорости полета CP по-самолетному, ГСУ переводится на режим работы сверхзвуковой реактивной тяги только от МШУРДГ, а далее при достижении максимальной скорости полета и высоты полета CP, на которой содержание кислорода в атмосфере уже не позволяет дальнейшее увеличение сверхзвуковой скорости полета CP, для работы МШУРДГ используется дополнительный окислитель для ГСУ из дополнительных баков с окислителем, с выходом CP на суборбитальную орбиту и движением по синусоидальной траектории полета по-самолетному, относительно суборбитальной орбиты, с включением МШУРДГ на нижней полу-синусоиде в верхних слоях атмосферы и выключением МШУРДГ на верхней полу-синусоиде в безвоздушном пространстве, и при этом на всех рабочих режимах работы МШУРДГ, энергия от МГД генератора используется для работы устройств для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, для увеличения скорости полета CP, с дальнейшим заключительным переходом к посадке путем плавного планирования по-самолетному, используя торможение воздушными винтами ТВД, к месту приземления по нисходящей глиссаде, с достижением дозвуковой скорости полета CP и последующим переводом ГСУ в режим комбинированной тяги от оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРД, и выполнением переходного вертикального маневра на посадку на любую твердую ровную площадку, по ракетно-мультикоптерному за счет комбинированной оптимальной тяги воздушных винтов ТВД и реактивной сверхзвуковой тяги от МШУРДГ.4. The method of functioning of the suborbital rocket plane (hereinafter CP), combining the properties of a multicopter, aircraft and rocket, with a hybrid power plant (hereinafter the GCS), which consists in the fact that a vertical launch in rocket CP can produce due to combined traction from optimal traction propeller propellers of turboprop engines (hereinafter referred to as theater) and jet supersonic thrust from pendulum-vane reactive detonation combustion devices (hereinafter referred to as MSURDG), which receive pre-compressed air for operation only from compressor sorrow of the theater of operations as part of the gas control system, with vertical stability control at start-up in the operating mode of the CP as a multicopter, with a further transition from a vertical take-off mode on a multicopter rocket to a gentle flight with climb by aircraft, by adjusting the air rudders installed on each aircraft-type carrier plane, and at the same time a sealed passenger cabin with an internal cockpit that can be rotated in any direction, rotates to zero roll and pitch and at all stages of the CP flight, and then when the supersonic CP flight speed is reached by plane, the GCS is switched to the supersonic jet thrust mode only from the ICMS, and then when the maximum flight speed and altitude CP is reached, at which the oxygen content in the atmosphere is no longer allows a further increase in the supersonic speed of flight of CP; for the operation of the MSURDG, an additional oxidizer is used for the gas-turbine generator from additional tanks with an oxidizer, with the CP entering the suborbital orbit and moving along a sinusoidal path During a flight in an airplane, relative to the suborbital orbit, with the MSURDG on the lower half-sinusoid in the upper atmosphere turned on and the MSURDG on the upper half-sinusoid in airless space turned off, and at the same time, in all operating modes of the MSURDG, the energy from the MHD generator is used to operation of devices for controlled impact on the gas-dynamic flow of an incoming air flow based on various types of plasma formations, to increase the CP flight speed, with a further final transition to landing by smoothly planning in an airplane, using braking by propellers of a theater propeller, to the landing site along a descending glide path, achieving a subsonic flight speed CP and then transferring the gas engine to combined thrust from the optimum thrust of the propellers of a theater of propulsion and jet supersonic thrust from an ISMS, and performing transition vertical maneuver for landing on any solid level ground, according to multicopter missile due to the combined optimal thrust of the propellers of the theater of operations and reactive supersonic thrust from the LNA RDG.
RU2019114875A 2019-05-16 2019-05-16 Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions) RU2710992C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019114875A RU2710992C1 (en) 2019-05-16 2019-05-16 Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019114875A RU2710992C1 (en) 2019-05-16 2019-05-16 Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2710992C1 true RU2710992C1 (en) 2020-01-14

Family

ID=69171520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019114875A RU2710992C1 (en) 2019-05-16 2019-05-16 Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2710992C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2006145529A (en) * 2006-12-20 2008-06-27 Открытое Акционерное Общество "Научно-исследовательское предпри тие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") (RU) METHOD FOR GETTING THROUGH AIR-REACTIVE ENGINES
RU111516U1 (en) * 2010-07-13 2011-12-20 Виктор Анатольевич Кущенко SYSTEM OF LIFTING INTO THE EARTH'S ORBIT AND DOWN
WO2014161794A1 (en) * 2013-04-05 2014-10-09 Astrium Sas Device for controlling the speed of a spaceplane during the transition from a phase of space flight to a phase of aeronautical flight and associated transition method
RU164690U1 (en) * 2016-03-22 2016-09-10 Анатолий Михайлович Криштоп PENDULUM-SLIDER DEVICE FOR REACTIVE DETONATION BURNING

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2006145529A (en) * 2006-12-20 2008-06-27 Открытое Акционерное Общество "Научно-исследовательское предпри тие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") (RU) METHOD FOR GETTING THROUGH AIR-REACTIVE ENGINES
RU111516U1 (en) * 2010-07-13 2011-12-20 Виктор Анатольевич Кущенко SYSTEM OF LIFTING INTO THE EARTH'S ORBIT AND DOWN
WO2014161794A1 (en) * 2013-04-05 2014-10-09 Astrium Sas Device for controlling the speed of a spaceplane during the transition from a phase of space flight to a phase of aeronautical flight and associated transition method
RU164690U1 (en) * 2016-03-22 2016-09-10 Анатолий Михайлович Криштоп PENDULUM-SLIDER DEVICE FOR REACTIVE DETONATION BURNING

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10815935B2 (en) Throttleable propulsion launch escape systems and devices
US10246200B2 (en) Centripetal aerodynamic platform spacecraft
US6966174B2 (en) Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
US20080169375A1 (en) Vertically movable flying body
US6371406B1 (en) Progressive 3-axis multi-variable propulsion vectoring aerial and spacecraft vehicle
CN205559070U (en) Use system and aircraft of compressed air as application of force source
US6981364B2 (en) Combine engine for single-stage spacecraft
RU2669220C2 (en) Engine
RU2674832C2 (en) Engine
GB2222635A (en) A propulsion system for an aerospace vehicle
Swithenbank Hypersonic air-breathing propulsion
Fry et al. The US Navy's Contributions to Airbreathing Missile Propulsion Technology
US6367243B1 (en) Atomic-based combined cycle propulsion system and method
RU2710992C1 (en) Suborbital rocket-propelled aircraft of krishtop (srpak), hybrid power unit (hpu) for srpak and method of functioning with hpu (versions)
RU2364551C2 (en) Flying wing of vertical take off and landing (fwvtl)
CN109764774A (en) A kind of experimental rig returning to landing mission for simulated rocket
RU2715823C1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft (vtla), hybrid electric power plant (hepp) for vtla and method of operation of locomotive with hepp (embodiments)
US20210363939A1 (en) Rocket propulsion systems and associated methods
RU2609539C1 (en) Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage
KR20090073642A (en) Novel propulsion system combined with bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator and operating method of the same
RU2710841C1 (en) Reusable carrier of krishtop (rck), hybrid power unit (hpu) for rck and method of functioning with hpu (versions)
Siebenhaar et al. The strutjet rocket based combined cycle engine
US8281567B2 (en) Deployable rocket engine in a combination jet and rocket engine
RU2602656C1 (en) Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine
RU2609549C1 (en) Return stage of rocket vehicle and method of its operation