RU2781720C1

RU2781720C1 - Detonation pulsating rocket-air-jet engine (dpraje) and the method for functioning of the dpraje (options)

Info

Publication number: RU2781720C1
Application number: RU2021138424A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Криштоп
Original assignee: Анатолий Михайлович Криштоп
Filing date: 2021-12-21
Publication date: 2022-10-17

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: detonating pulsating rocket-air-jet engine (hereinafter referred to as DPRAJE) relates to the field of combined tunable rocket-air-jet engines of pulsating detonation combustion, effectively operating in a wide range: from zero to supersonic in several Mach and further to near-space speeds, which can be used for long-haul, suborbital and/or space transport systems. The DPRAJE is capable of operating in the mode function of an atmospheric supersonic air-jet engine or in the mode function of the DPRAJE as a pulsating rocket engine, when flying in airless outer space. It can use any organic fuel and any oxidizer, the strictly dosed fuel-oxidizing mixture of which in the detonation chamber of the volumetric explosion of the DPRAJE strictly corresponds to the conditions of the occurrence of a volumetric explosion, in a closed volume in the presence of an initiating pulse. A variant of the DPRAJE containing an MHD generator in the design of the main output jet nozzle of the DPRAJE can be used as a source of electricity during flights in airless outer space.

EFFECT: expansion of the range of rocket engines.

3 cl, 3 dwg

Description

Заявленное изобретение относится к области комбинированных перестраиваемых ракетно-воздушно-реактивных двигателей пульсирующего детонационного горения, эффективно работающих в широком диапазоне - от нуля до сверхзвуковых в несколько Махов и далее до около космических скоростей, которые могут использоваться для дальне-магистральной, суборбитальной и/или космической транспортных систем.The claimed invention relates to the field of combined tunable rocket-air-jet engines of pulsating detonation combustion, effectively operating in a wide range - from zero to supersonic in a few Machs and further to near space speeds, which can be used for long-haul, suborbital and / or space transport systems.

2 н.п.и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.2 n.p. and 1 w.p. f-ly, 3 ill.

Из существующего уровня техники известен ракетно-прямоточный двигатель (РПД) - комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако, как общий недостаток, по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю. Другие недостатки РПД: отсутствие возможности использования высокоэффективного детонационного горения, как известно, при взрывном (детонационном) сгорании фронт горения имеет скорость - около 2000 м/сек, по сравнению с дефлаграционным горением, при котором фронт горения имеет скорость - около 20-40 м/сек, а также отсутствие возможности эффективно работать в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и космических скоростей летательных аппаратов.From the existing prior art known ramjet engine (RPD) - a combined engine that combines the principles of the rocket engine (liquid rocket engine, solid fuel rocket engine) and ramjet engine. The effect of ejection and afterburning of fuel in the path of a ramjet engine increases the efficiency (specific impulse) of the RPD by several times compared to rocket engines. However, as a general drawback, according to this indicator, the RPD is inferior to a conventional ramjet engine. Other disadvantages of RPD: the lack of the possibility of using highly efficient detonation combustion, as is known, in explosive (detonation) combustion, the combustion front has a speed of about 2000 m / s, compared with deflagration combustion, in which the combustion front has a speed of about 20-40 m / s sec, as well as the inability to work effectively in a wide range - from zero to supersonic and space speeds of aircraft.

Наиболее близким по технической сущности к заявленному техническому решению является патент на изобретение RU 2704503 от 28.01.2019 (автор Криштоп Анатолий Михайлович) и поэтому принятым за прототип, в котором описан «Трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения (ТРВРДДГ)», включающий в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, неизменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, 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 газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной 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. Недостатки прототипа: наличие в составе ТРВРДДГ дополнительного теплового двигателя привода воздушного компрессора, а также низкая общая эффективность ТРВРДДГ при использовании дополнительного теплового двигателя привода воздушного компрессора, работающего при малоэффективном дефлаграционном горении топливно-воздушных смесей в соответствии с Л[1,2].The closest in technical essence to the claimed technical solution is a patent for invention RU 2704503 dated 01/28/2019 (author Krishtop Anatoly Mikhailovich) and therefore taken as a prototype, which describes the "Transformable detonation combustion rocket-air-jet engine (TRVRDDG)", including a transformable device for the formation of a gas generator fuel-oxidant mixture, containing an axisymmetric adjustable air intake - a mixer - a gas generator, the central body of which, of an invariable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from complete closing of access to atmospheric air at the inlet to partial or complete opening of access atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system for at least one type of fuel, and a supply system for at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by a heat engine with an air receiver and a compressed air supply system black air into an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-gate device for reactive detonation combustion, containing a pre-chamber of pre-compressed gas-generating fuel-oxidant mixture and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, c, at least two separate devices for starting the detonation combustion process and two separate oxidizer supply devices operating from a supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in non-operating mode, and the possibility of limited turns to the extreme positions of the ceramic gate in operating mode, to separate of the detonation combustion system in longitudinal section into two areas of the detonation combustion system that are alternately dynamically locked in antiphase, one of which is open on the side of supply of the gas generator fuel-oxidant mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked on the side of supply of the gas generator fuel-oxidizer mixture and is open towards the outlet 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 to fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position. Disadvantages of the prototype: the presence of an additional heat engine of the air compressor drive in the TRVRDDG, as well as the low overall efficiency of the TRVRDDG when using an additional heat engine of the air compressor drive, operating with inefficient deflagration combustion of fuel-air mixtures in accordance with L[1,2].

Из уровня техники также известно, что детонационное горение возникает и при объемном взрыве, представляющем собой неконтролируемое выделение большого запаса энергии газовой или аэрозольной смеси горючих веществ и окислителя, заполняющих ограниченное пространство, при определенном соотношении горючего и окислителя и наличия инициирующего импульса, и, например, для смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0% создаются условия для образования объемного взрыва в соответствии с Л[6-9]. Известно также, что в настоящее время исследуются конструкции детонационного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, использующего детонационное горение в соответствии с Л[4,5].It is also known from the prior art that detonation combustion also occurs during a volumetric explosion, which is an uncontrolled release of a large energy reserve of a gas or aerosol mixture of combustible substances and an oxidizer filling a limited space, at a certain ratio of fuel and oxidizer and the presence of an initiating pulse, and, for example, for a mixture of natural gas with air within the proportion of natural gas 3.80-17.0%, conditions are created for the formation of a volumetric explosion in accordance with L[6-9]. It is also known that designs of detonation pulse jet engine using detonation combustion in accordance with L[4,5] are currently being investigated.

Однако в настоящее время из уровня техники не известен ракетно-воздушно-реактивный двигатель пульсирующего детонационного горения, работающий при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.However, at the present time, a rocket-air-jet engine of pulsed detonation combustion is not known from the prior art, operating during detonation combustion, which occurs during a volumetric explosion of fuel-oxidant mixtures.

Таким образом, остается актуальной задача создания ракетно-воздушно-реактивного двигателя пульсирующего детонационного горения, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.Thus, the problem of creating a rocket-air-jet engine of pulsating detonation combustion, operating during detonation combustion, which occurs during a volumetric explosion of fuel-oxidant mixtures, remains relevant.

Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание ракетно-воздушно-реактивного двигателя пульсирующего детонационного горения, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.The objective of achieving the technical result to which the claimed invention is directed is the creation of a rocket-air-jet engine of pulsating detonation combustion, operating during detonation combustion that occurs during a volumetric explosion of fuel-oxidant mixtures.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен Детонационный пульсирующий ракетно-воздушно-реактивный двигатель, по пункту 1 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is solved by the proposed detonation pulsating rocket-air-jet engine, according to paragraph 1 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Детонационный пульсирующий ракетно-воздушно-реактивный двигатель, по пункту 2 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is also solved by the fact that a detonation pulsating rocket-air-jet engine is proposed, according to paragraph 2 of the claims.

Технический результат достигается также в способе функционирования Детонационного пульсирующего ракетно-воздушно-реактивного двигателя (далее - ДПуРВРД), по пункту 3 формулы изобретения.The technical result is also achieved in the method of operation of the Detonation pulsating rocket-air-jet engine (hereinafter referred to as the DPURRD), according to paragraph 3 of the claims.

Сущность изобретения поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3.The essence of the invention is illustrated by the drawings of Fig. 1, Fig. 2 and FIG. 3.

На чертеже Фиг. 1 представлена функциональная схема Детонационного пульсирующего реактивного двигателя (далее - ДПуРД в составе ДПуРВРД) на эскизе Фиг. 1 (1-1) в режиме впуска сжатого воздуха через систему шиберного устройства впуска - выпуска 21 с формированием топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9, где: 1 - направление потока сжатого воздуха со стороны воздушного компрессора 26 Фиг. 3 в сторону системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, содержащую, например, осесимметричный регулируемый воздухозаборник 18, центральное тело 31 которого, изменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе в положении на эскизе Фиг. 1 (1-2) до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе в положении на эскизе Фиг. 1 (1-1) с устройством 22 для принудительного закрытия окна впуска сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора, 2 - трубопровод, 3 - переключающий двухлепестковый шибер в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, 4 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 5 - свеча зажигания и/или детонационная трубка системы зажигания, 6 - датчик массового расхода входящего воздуха, 7 - топливная форсунка системы подачи топлива, 8 - направление перемешивания топливовоздушной смеси, 9 - детонационная камера объемного взрыва, 10 - основное выходное реактивное сопло, 11 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 12 - верхний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 13 - нижний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 14 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 33 - форсунка системы подачи окислителя, блок управления (чертеже Фиг. 1 не показан).In the drawing of Fig. 1 shows a functional diagram of the detonation pulse jet engine (hereinafter referred to as the DPURD as part of the DPURD) in the sketch of Fig. 1 (1-1) in the mode of compressed air intake through the intake-exhaust gate system 21 with the formation of an air-fuel mixture in the volumetric explosion detonation chamber 9, where: 1 is the direction of the compressed air flow from the side of the air compressor 26 FIG. 3 in the direction of the intake-exhaust gate system 21, containing, for example, an axisymmetric adjustable air intake 18, the central body 31 of which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking the access of atmospheric air at the inlet in the position in the sketch Fig. . 1 (1-2) until partial or complete opening of access to atmospheric air at the inlet in the position in the sketch of FIG. 1 (1-1) with a device 22 for forced closing of the compressed air inlet window from the side of the air compressor, 2 - pipeline, 3 - switching two-leaf gate in the position of the open inlet window 19 and the closed outlet window 20, 4 - torsion bar with adjustable initial moment twisting, 5 - spark plug and / or detonation tube of the ignition system, 6 - mass flow sensor of incoming air, 7 - fuel injector of the fuel supply system, 8 - direction of mixing of the air-fuel mixture, 9 - detonation chamber of a volumetric explosion, 10 - main outlet jet nozzle , 11 - torsion bar with adjustable initial torque, 12 - upper single-blade gate in the position of the closed outlet of the main outlet jet nozzle 10, 13 - lower single-blade gate in the position of the closed outlet of the main outlet jet nozzle 10, 14 - torsion bar with adjustable initial twisting moment, 33 - nozzle of the oxidant supply system, control unit i (drawing Fig. 1 not shown).

На чертеже Фиг. 2 представлена функциональная схема ДПуРД в составе ДПуРВРД на эскизе Фиг. 2 (2-1) в момент инициирующего импульса объемного взрыва 17 и в режиме выпуска выхода основного потока выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва 9 в направлении 16, где: под действием ударной детонационной волны в открытом положении верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, и переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении закрытого впускного окна 19 воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, в функции отвода дополнительной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 в сторону входа газовой турбины 28 ДПуРВРД Фиг. 3, направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД в составе ДПуРВРД, а также на эскизе Фиг. 2 (2-2) для варианта исполнения основного выходного реактивного сопла 10 ДПуРД, содержащего МГД генератор 32, блок управления (чертеже Фиг. 2 не показан).In the drawing of Fig. 2 shows a functional diagram of the DPURD as part of the DPURDWR in the sketch of FIG. 2 (2-1) at the time of the initiating impulse of the volume explosion 17 and in the mode of releasing the outlet of the main flow of exhaust gases of the volume explosion from the detonation chamber of the volume explosion 9 in the direction 16, where: under the action of a shock detonation wave in the open position, the upper single-blade gate 12 and the lower a single-leaf gate 13, and a switching two-leaf gate 3 in the position of the closed inlet window 19 of the air intake 18 and the open outlet window 20, in the function of removing an additional part of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion in the direction 15 towards the inlet of the gas turbine 28 3, the direction 16 of the main part of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion of each DPJE in the composition of the DPJRD, as well as in the sketch of FIG. 2 (2-2) for an embodiment of the main output jet nozzle 10 of the DPRD, containing an MHD generator 32, a control unit (the drawing of Fig. 2 is not shown).

На чертеже Фиг. 3 представлена функциональная схема ДПуРВРД в составе которого, например, два ДПуРД, где в одном корпусе 27 расположены, например осесимметричный, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23 с минимальными потерями, воздушный компрессор 26, создающий напор воздуха на входе систем шиберного устройства впуска - выпуска 21 с трубопроводом 2 каждого из ДПуРД, детонационная камера объемного взрыва 9 с основным выходным реактивным соплом 10 в открытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 на направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого из ДПуРД, газовая турбина 28 привода воздушного компрессора 26, выходное реактивное сопло 29 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например без форсажной камеры ДПуРВРД, с направлением реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 двух ДПуРД, блок управления (на эскизе не показан).In the drawing of Fig. 3 shows a functional diagram of a DPURRDJ, which includes, for example, two DPURJEs, where, for example, an axisymmetric air intake 24 with a central body 25 with adjustable dimensions and a variable shape is located in one housing 27, allowing for the greatest use of subsonic and supersonic high-speed direction of air pressure 23 s minimum losses, the air compressor 26, which creates air pressure at the inlet of the systems of the inlet-exhaust gate device 21 with the pipeline 2 of each of the DPRD, the detonation chamber of the volumetric explosion 9 with the main outlet jet nozzle 10 in the open position of the upper single-blade gate 12 and the lower single-blade gate 13 on direction 16 of the main part of the exhaust gases of a volumetric explosion from the detonation chamber of a volumetric explosion of each of the DPRD, the gas turbine 28 of the air compressor drive 26, the outlet jet nozzle 29 with adjustable sizes and shapes, allowing efficient operation at subsonic and supersonic velocities, for example, without afterburner DPURRD, with the direction of the jet thrust 30, formed at the outlet of the gas turbine 28 by the sum of all additional parts of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion through the system of the intake-exhaust gate device 21 of two DPURRD, the control unit (in the sketch not shown).

На всех чертежах Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 вариант исполнения каждого ДПуРД в составе ДПуРВРД с предпочтительной формой детонационной камеры объемного взрыва 9 в виде эллипсоида, а трубопровод 2 и основное выходное реактивное сопло 10 выполнены в виде предпочтительной коробчатой формы прямоугольного сечения. Устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19 переключающим двухлепестковым шибером 3, выполнено, например, в виде электромагнита с подвижным сердечником с регулируемой длиной хода штока, достаточной для принудительного поворота переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение закрытия впускного окна 19 и отрытого выпускного окна 20 на Фиг. 2. Регулируемый начальный момент закручивания торсиона 4 и торсионов 11, 14 настроен на величину, обеспечивающую положение всех шиберов 3, 12 и 13, закрепленных на торсионах согласно Фиг. 1 без действия детонационной волны, но достаточную для изменения положения всех шиберов 3, 12 и 13 согласно Фиг. 2 под действием детонационной волны выхлопных газов объемного взрыва топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9. Для обеспечения оптимального температурного режима работы ДПуРД в составе ДПуРВРД могут использоваться любые известные системы охлаждения двигателей, например естественное воздушное охлаждение.In all drawings of Fig. 1, Fig. 2 and FIG. 3 is a variant of each DPURD as part of the DPURRD with the preferred shape of the detonation chamber of a volumetric explosion 9 in the form of an ellipsoid, and the pipeline 2 and the main outlet jet nozzle 10 are made in the form of a preferred box-shaped shape of a rectangular section. The device 22 for forced closing of the inlet window 19 by a switching two-blade gate 3 is made, for example, in the form of an electromagnet with a movable core with an adjustable stroke length sufficient for forced rotation of the switching two-blade gate 3 to the closing position of the inlet window 19 and the open outlet window 20 in Fig. . 2. The adjustable initial twisting moment of the torsion bar 4 and the torsion bars 11, 14 is set to a value that ensures the position of all gates 3, 12 and 13 fixed on the torsion bars according to FIG. 1 without the action of a detonation wave, but sufficient to change the position of all gates 3, 12 and 13 according to FIG. 2 under the action of a detonation wave of the exhaust gases of a volumetric explosion of the air-fuel mixture in the detonation chamber of a volumetric explosion 9. To ensure the optimal temperature regime of the DPURD, any known engine cooling systems, for example, natural air cooling, can be used as part of the DPURRD.

Работа ДПуРВРД, в составе которого два ДПуРД описанных по чертежам Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 осуществляется следующим образом.The operation of the DPURRD, which includes two DPURDEs described according to the drawings of Fig. 1, Fig. 2 and FIG. 3 is carried out as follows.

В исходном положении ДПуРВРД для запуска в работу в режимной функции атмосферного воздушно-реактивного двигателя, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, в положении позволяющем обеспечивать наибольшее использование дозвукового скоростного направления напора воздуха 23, а в каждом ДПуРД устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19, а также системы подачи топлива, окислителя и зажигания отключены, а переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания. Для запуска в работу ДПуРВРД раскручивают стартером (на эскизе не показан) воздушный компрессор 27 и включают устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19 сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора 27 для создания за счет эжекции начального разрежении в детонационной камере объемного взрыва 9 при принудительно закрытом окне впуска 19 и открытом окне выпуска 20 системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 каждого ДПуРД при работе воздушного компрессора 27 ДПуРВРД, создающего скоростной напор воздуха в сторону выходного реактивного сопла 29 ДПуРВРД, перед запуском в работу двух ДПуРД. Величина определенного разряжения, формирует соответствующий сигнал датчика массового расхода входящего воздуха 6 и блок управления выключает устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19. Соответственно открывается впускное окно 19 с закрытием выпускного окна 20 при изменении положения переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение Фиг. 1 под действием торсиона 4 и скоростной напор воздуха поступает по трубопроводу 2 в детонационную камеру объемного взрыва 9. По соответствующему сигналу датчика массового расхода входящего воздуха 6 блок управления включает подачу топлива через топливную форсунку 7 системы подачи топлива в детонационную камеру объемного взрыва 9 при закрытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 каждого ДПуРД. Таким образом, блок управления формирует качественный состав топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва - например, для топлива природный газ это соотношение смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80 - 17,0%, а для других составов топливно-окислительных смесей, например, в соответствии со Справочником химика 21. Далее блок управления подает инициирующий импульс 17 от свечи зажигания и/или детонационной трубки 5 системы зажигания Фиг. 2, формируя, таким образом, объемный взрыв топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД. Под действием детонационной волны открываются одновременно верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, а также изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение закрытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, обеспечивая, таким образом, комплексную пульсирующую реактивную тягу каждого ДПуРД за счет выхода выхлопных газов детонационного горения объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 и в направлении 16 Фиг. 2. При этом, реактивная тяга в направлении 15 из системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, каждого ДПуРД, направлена на вход газовой турбины 28 и обеспечивает полноценную работу газовой турбины 28 привода воздушного компрессора 26 ДПуРВРД, также формируя общее направление реактивной тяги 30 ДПуРВРД, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД. Далее в пульсирующем цикле работы после выхода выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва и создания разрежения под действием эжекции от потока воздуха после воздушного компрессора 26 и под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение открытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и закрытого выпускного окна 20 Фиг. 1 и возвращаются в закрытое положение верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13 под действием торсиона 11 и торсиона 14 с регулируемым начальным моментом закручивания Фиг. 1. И затем вышеописанный пульсирующий цикл работы двух ДПуРД в составе ДПуРВРД повторяется, а частота пульсаций зависит от размеров детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД. Что дает возможность создавать общий приятный звук работы для вариантов исполнения ДПуРВРД, например, со звуком трехзвучного аккорда при использовании трех разных пар ДПуРД с определенными размерами или септаккорда при использовании четырех разных пар ДПуРД с определенными размерами при звуке общей комплексной реактивной тяги от реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД и направлением 16 реактивной тяги основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва из основного выходного реактивного сопла 10 всех ДПуРД. При достижении сверхзвуковых скоростей воздухозаборник 24 с центральным телом 25 ДПуРВРД с регулируемыми размерами и изменяемой формой, переводятся в положение позволяющее обеспечивать наибольшее использование сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23. Алгоритм работы других вариантов исполнения состава и элементов ДПуРВРД аналогичен вышеописанному.In the initial position of the DPURRD to start operation in the regime function of an atmospheric air-jet engine, the air intake 24 with a central body 25 with adjustable dimensions and variable shape, in a position that allows for the greatest use of the subsonic high-speed direction of the air pressure 23, and in each DPURDE the device 22 for forced closing of the inlet window 19, as well as the fuel supply, oxidizer and ignition systems are disabled, and the switching two-blade gate 3 is in the position of the open inlet window 19 and the closed outlet window 20, under the action of the torsion bar 4 with an adjustable initial torque. To start the DPURRD, the air compressor 27 is spun with a starter (not shown in the sketch) and the device 22 is turned on for forced closing of the inlet window 19 of the compressed air flow from the side of the air compressor 27 to create an initial vacuum in the detonation chamber of the volumetric explosion 9 due to ejection when it is forcibly closed the inlet window 19 and the open outlet window 20 of the system of the intake-exhaust gate device 21 of each DPURRD during the operation of the air compressor 27 DPURRD, creating a high-speed air pressure towards the outlet jet nozzle 29 DPURRD, before starting two DPURRDs. The value of a certain vacuum forms the corresponding signal of the mass flow sensor of incoming air 6 and the control unit turns off the device 22 for forced closing of the inlet window 19. Accordingly, the inlet window 19 opens with the closing of the outlet window 20 when the position of the switching two-blade gate 3 is changed to the position of Fig. 1 under the action of the torsion bar 4 and the velocity pressure of the air enters through the pipeline 2 into the detonation chamber of the volumetric explosion 9. According to the corresponding signal from the mass flow rate sensor of the incoming air 6, the control unit switches on the fuel supply through the fuel injector 7 of the fuel supply system to the detonation chamber of the volumetric explosion 9 in the closed position the upper single leaf gate 12 and the lower single leaf gate 13 of each DPRD. Thus, the control unit generates a qualitative composition of the air-fuel mixture in the detonation chamber of a volumetric explosion 9 of each DPRD corresponding to the conditions for the formation of a volumetric explosion - for example, for natural gas fuel, this is the ratio of the mixture of natural gas with air within the proportion of natural gas 3.80 - 17.0 %, and for other compositions of fuel-oxidant mixtures, for example, in accordance with the Chemist's Handbook 21. Next, the control unit supplies an initiating pulse 17 from the spark plug and/or detonation tube 5 of the ignition system FIG. 2, thus forming a volumetric explosion of the air-fuel mixture in the detonation chamber of the volumetric explosion 9 of each DPRD. Under the action of a detonation wave, the upper single-blade gate 12 and the lower single-blade gate 13 open simultaneously, and the switching two-blade gate 3 also changes its position to the position of the closed inlet window 19 of the unregulated subsonic air intake 18 and the open outlet window 20, thus providing a complex pulsating jet thrust of each DPRD due to the release of the exhaust gases of the detonation combustion of the volume explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion in the direction 15 and in the direction 16 FIG. 2. At the same time, jet thrust in the direction 15 from the system of the intake-exhaust gate device 21, of each DPURRD, is directed to the inlet of the gas turbine 28 and ensures the full operation of the gas turbine 28 of the drive of the air compressor 26 DPURVRD, also forming the general direction of the jet thrust 30 DPURRD, formed at the outlet of the gas turbine 28 by the sum of all additional parts of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion through the system of the intake-exhaust gate device 21 of all DPURD. Further, in the pulsating cycle of operation, after the release of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion and the creation of vacuum under the action of ejection from the air flow after the air compressor 26 and under the action of the torsion bar 4 with an adjustable initial torque, the switching two-blade gate 3 changes its position to the position of the open inlet the window 19 of the unregulated subsonic air intake 18 and the closed exhaust port 20 FIG. 1 and return to the closed position the upper single-leaf gate 12 and the lower single-leaf gate 13 under the action of the torsion bar 11 and the torsion bar 14 with an adjustable initial torque FIG. 1. And then the above-described pulsating cycle of operation of two DPRD as part of the DPRD is repeated, and the frequency of pulsations depends on the size of the detonation chamber of the volumetric explosion of each DPRD. Which makes it possible to create a general pleasant sound of work for the variants of the DPURRD, for example, with the sound of a three-sound chord when using three different pairs of DPURJ with certain sizes or a seventh chord when using four different pairs of DPURJ with certain sizes with the sound of a common complex jet thrust from jet thrust 30, formed at the outlet of the gas turbine 28 by the sum of all additional parts of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion through the system of the inlet-exhaust gate device 21 of all DPURD and the direction 16 of the jet thrust of the main part of the exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion from the main outlet jet nozzle 10 all DPRD. When supersonic speeds are reached, the air intake 24 with the central body 25 of the DPURRDJ with adjustable dimensions and variable shape is transferred to a position that allows for the greatest use of the supersonic high-speed direction of the air pressure 23. The operation algorithm of other variants of the composition and elements of the DPURVRDE is similar to that described above.

Как известно, в соответствии с Л[10], весовое содержание кислорода в воздухе прямо пропорционально атмосферному давлению за вычетом парциального давления водяного пара и обратно пропорционально температуре воздуха (т.к. с ростом температуры падает плотность воздуха)As you know, in accordance with L[10], the weight content of oxygen in the air is directly proportional to atmospheric pressure minus the partial pressure of water vapor and inversely proportional to the air temperature (since the air density decreases with increasing temperature)

О2(г/м3)=83*(Р-е)/ТO2(g/m3)=83*(R-e)/T

где P и е в гПа, T в °К. Для -30° и 1050 гПа получаем 358 г/м3, для 0° и 1000 гПа 304 г/м3, для +30, 990 гПа, вл. 10% (е=4.2 гПа) 270 г/м3, для +30, 990 гПа, вл. 60% (е=25.2 гПа) 264 г/м3where P and e are in hPa, T in °K. For -30° and 1050 hPa we get 358 g/m3, for 0° and 1000 hPa 304 g/m3, for +30, 990 hPa, vl. 10% (e=4.2 hPa) 270 g/m3, for +30, 990 hPa, wet. 60% (e=25.2 hPa) 264 g/m3

Рассчитан вертикальный градиент парциальной плотности кислорода в воздухе, равный 3,3 г/м3 на 100 метров и отсюда следует, что при полетах на высоте более 30 км уменьшение парциальной плотности кислорода в воздухе составит 900-990 г/м3 и соответственно такая расчетная программа может быть заложена в блок управления ДПуРВРД для дополнительной подачи окислителя через форсунку 33 системы подачи окислителя в детонационную камеру объемного взрыва 9 и таким образом, блок управления будет обеспечивать качественный состав топливо-воздушно-окислительной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва детонационного горения при полетах на больших высотах в атмосфере.The vertical gradient of the oxygen partial density in the air is calculated to be 3.3 g/m be installed in the control unit of the DPURRD for additional supply of oxidizer through the nozzle 33 of the oxidizer supply system to the detonation chamber of the volume explosion 9 and thus, the control unit will provide a qualitative composition of the fuel-air-oxidant mixture in the detonation chamber of the volumetric explosion 9 of each DPRD, corresponding to the formation conditions volumetric explosion of detonation combustion during flights at high altitudes in the atmosphere.

При полетах в безвоздушном космическом пространстве в режимной функции ДПуРВРД, как пульсирующего ракетного двигателя, блок управления переводит во всех воздухозаборниках ДПуРД и ДПуРВРД, каждое центральное тело в положение полного закрытия доступа атмосферного воздуха эскиз Фиг. 1 (1-2) и путем периодической подачи топлива через топливную форсунку системы подачи топлива и форсунку системы подачи окислителя, в момент закрытия окна выпуска системы шиберного устройства впуска - выпуска и закрытия основных выходных реактивных сопел двумя однолепестковыми шиберами всех ДПуРД, создают строго дозированную топливоокислительную смесь в детонационной камере объемного взрыва ДПуРВРД, состав которой строго соответствует условиям возникновения объемного взрыва, в замкнутом объеме при наличии инициирующего импульса, продукты детонационного горения топливоокислительной смеси которого обеспечивают пульсирующую работу ДПуРВРД с созданием периодической основной реактивной тяги через основное выходное реактивное сопло каждого ДПуРД, а также общую дополнительную реактивную тягу всех ДПуРД через системы шиберного устройства впуска - выпуска всех, продукты детонационного горения топливоокислительной смеси выходят через выходное реактивное сопло с регулируемыми размерами и формой ДПуРВРД и комплексная реактивная тяга которых обеспечивает эффективную работу ДПуРВРД в режимной функции пульсирующего ракетного двигателя при полетах в безвоздушном космическом пространстве.When flying in airless space in the mode function of the DPURJE, as a pulsating rocket engine, the control unit translates in all air intakes of the DPURJE and DPURJE, each central body into the position of completely blocking the access of atmospheric air sketch Fig. 1 (1-2) and by periodically supplying fuel through the fuel injector of the fuel supply system and the injector of the oxidizer supply system, at the moment of closing the outlet window of the intake-exhaust gate device system and closing the main outlet jet nozzles with two single-bladed gates of all DPRD, a strictly metered fuel-oxidizing the mixture in the detonation chamber of the DPURRDY volumetric explosion, the composition of which strictly corresponds to the conditions for the occurrence of a volumetric explosion, in a closed volume in the presence of an initiating pulse, the detonation combustion products of the fuel-oxidizing mixture of which provide the pulsating operation of the DPURRDY with the creation of a periodic main jet thrust through the main output jet nozzle of each DPURRE, and also the total additional jet thrust of all DPRD through the intake and exhaust gate systems of all, the products of detonation combustion of the fuel-oxidizing mixture exit through the outlet jet nozzle with adjustable sizes and shape of the DP URVRD and complex jet thrust of which ensures the effective operation of the RPURRD in the regime function of a pulsating rocket engine during flights in airless outer space.

Алгоритм работы других вариантов исполнения состава и элементов ДПуРВРД аналогичен вышеописанному. А вариант исполнения ДПуРВРД, содержащего МГД генератор в конструкции основного выходного реактивного сопла ДПуРД может использоваться как источник электроэнергии при полетах в безвоздушном космическом пространстве.The algorithm of operation of other variants of the composition and elements of the DPuRVRD is similar to that described above. And the version of the DPURRD, containing the MHD generator in the design of the main output jet nozzle of the DPURRD, can be used as a source of electricity during flights in airless outer space.

Таким образом, изобретение охватывает несколько десятков возможных вариантов исполнения, которые могут быть универсально использованы в различных конструкциях ДПуРВРД для летательных аппаратов, например, дальне-магистральной, суборбитальной и/или космической транспортных систем.Thus, the invention covers several tens of possible embodiments that can be universally used in various designs of DPURJE for aircraft, for example, long-haul, suborbital and/or space transport systems.

Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании Детонационного пульсирующего ракетно-воздушно-реактивного двигателя, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.Thanks to the above, the invention achieves a technical result, which consists in creating a detonation pulsating rocket-air-jet engine operating during detonation combustion that occurs during a volumetric explosion of fuel-oxidant mixtures.

Список литературыBibliography

1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003.1. Kulagin V.V. Theory, calculation and design of aircraft engines and power plants. Ed. 2nd. M. Engineering. 2003.

2. Скубачевский Г.С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.2. Skubachevskiy G.S., Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts, 2nd ed., M., 1965; "Aviation and Cosmonautics", 1963, No. 3, p. 6-13; 1966, No. 2, p. 60-64; 1967, No. 7, p. 57-61.

3. Елисеев, Ю.С. Исследование возможности увеличения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью выносных пульсирующих детонационных форсажных камер / Ю.С. Елисеев, Ю.Н. Нечаев, В.А. Левик [и др.] // Двигатели 21 века: тез. докладов. М.: ЦИ-АМ, 2000. - С. 16-17.3. Eliseev, Yu.S. Investigation of the possibility of increasing the thrust of a bypass turbojet engine using remote pulsating detonation afterburners / Yu.S. Eliseev, Yu.N. Nechaev, V.A. Levik [et al.] // Engines of the 21st century: abstract. reports. M.: CI-AM, 2000. - S. 16-17.

4. Елизаров, В.А. Некоторые аспекты стендовой отработки пульсирующего детонационного двигателя, работающего на керосиново-воздушном топливе / В.А. Елизаров [и др.] // Сб. научных докладов РАН. М.: ИМАШ, РАН, 2002 - С. 338-343.4. Elizarov, V.A. Some aspects of bench testing of a pulsating detonation engine operating on kerosene-air fuel / V.A. Elizarov [et al.] // Sat. scientific reports of the Russian Academy of Sciences. M.: IMASH, RAN, 2002 - S. 338-343.

5. Елистратов Нечаев, Ю.Н. Новый тип двигателя с периодическим сгоранием топлива -пульсирующий детонационный двигатель / Ю.Н. Нечаев // Вестн. академии наук авиации и космонавтики. - №2. - 2002. - С. 28-32.5. Elistratov Nechaev, Yu.N. A new type of engine with periodic fuel combustion - a pulsating detonation engine / Yu.N. Nechaev // Vestn. academy of sciences of aviation and astronautics. - No. 2. - 2002. - S. 28-32.

6. Курант, Г. Сверхзвуковое течение и ударные волны / Г. Курант, К. Фридрихс. - М.; ИИЛ, 1950. - С. 426.6. Courant, G. Supersonic flow and shock waves / G. Courant, K. Friedrichs. - M.; IIL, 1950. - S. 426.

7. А.А. Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145.7. A.A. Vasiliev. Features of the use of detonation in propulsion systems, p. 129, 141-145.

8. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).8. F.A. Bykovsky et al. Detonation initiation in flows of hydrogen-air mixtures, p. 521-539 / Pulse Detonation Engines. Under the editorship of d.ph.m.s. CM. Frolova. TORUS-PRESS, M., 2006).

9. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.9. Initiation of gas detonation by electrical discharges / Pulse Detonation Engines. Under the editorship of d.ph.m.s. CM. Frolova. TORUS-PRESS, 2006, M., p. 235-254.

10. Климат и здоровье человека // Труды международного симпозиума ВМО/ВОЗ/ЮНЕП СССР, Ленинград, 22-26 сентября 1986 г. Том 2. Л.: Гидрометеоиздат, 1988 г.10. Climate and human health // Proceedings of the international symposium WMO / WHO / UNEP USSR, Leningrad, September 22-26, 1986. Volume 2. L .: Gidrometeoizdat, 1988.

11. Патент на изобретение RU 2704503 от 28.01.2019.11. Patent for invention RU 2704503 dated 01/28/2019.

Claims

1. Detonation pulsating rocket-air-jet engine, characterized by the fact that it includes in one housing a control unit, an axisymmetric adjustable air intake, the central body of which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking the access of atmospheric air at the inlet to partially or completely open access to atmospheric air at the inlet, an air compressor, a gas turbine for driving an air compressor and an outlet jet nozzle with adjustable sizes and shapes, allowing efficient operation at subsonic and supersonic speeds with or without an afterburner, as well as at least two detonation pulsating jet engines, fixed on the outer side of the gas turbine housing of the air compressor drive, containing a detonation chamber of a volumetric explosion with a main outlet jet nozzle, at the outlet of which a sliding device is installed at least with two single-leaf gates, which are mounted on torsion bars with adjustable torque, which can be closed to prevent access of external air when filling the volumetric explosion detonation chamber with an air-fuel mixture and open at the moment the main exhaust gas flow of the volumetric explosion leaves the volumetric explosion detonation chamber, at least one an intake-exhaust gate system located in the space between the air compressor outlet and the air compressor drive gas turbine inlet, containing an axisymmetric adjustable air intake, the central body of which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking the access of atmospheric air at the inlet until partial or complete opening of access to atmospheric air at the inlet, with a device for forced closing of the compressed air inlet window on the side of the air compressor, pipeline, with mounted on a torsion bar, with adjustable torque, with a two-position switching gate valve for the function of supplying compressed air flow from the air compressor side to the detonation chamber of a volumetric explosion through the compressed air inlet window opened by a switching two-blade gate valve from the air compressor side and for the function of removing an additional part exhaust gases of the volumetric explosion from the detonation chamber of the volumetric explosion through the outlet window opened by a switching two-blade gate in the direction of the inlet to the gas turbine of the air compressor drive, and in the pipeline of which an inlet air mass flow sensor is installed, and at the same time, at least one a fuel injector of the fuel supply system, at least one injector of the oxidizer supply system, a spark plug and / or a detonation tube of the ignition system to create an initiating pulse of a volumetric explosion a.

2. Detonation pulsating rocket-air-jet engine according to claim 1, characterized in that it contains a cooling system of a known type and / or at least two systems for supplying different fuels, the air-fuel mixture of which is capable of generating a volumetric explosion, and at least one output jet the nozzle contains an MHD generator.

3. The method of functioning of the Detonation pulsating rocket-air-jet engine (hereinafter referred to as the DPURRD), characterized in that the DPURRD is used according to claim 1 and, at the same time, to start operation in the mode function of the atmospheric air-jet engine in the position of the subsonic air intake of the DPURRD with adjustable sizes and variable shape, include through the control unit a device for forced closing of the compressed air inlet window from the side of the air compressor to create an initial vacuum in the detonation chamber of a volumetric explosion with the inlet window forcibly closed and the outlet window of the intake-exhaust gate system of detonation pulsating jet engines ( hereinafter referred to as DPURRD) when the starter starts the operation of the DPURVRD air compressor, which creates a high-speed air pressure towards the outlet jet nozzle of the DPURRD before starting the DPURRD, and then turn off the device for forced closing of the compressed flow inlet window DPURRD air compressor from the side of the DPURVRD air compressor for the subsequent periodic supply of fuel through the fuel injector, at the moment of opening the inlet window of the intake-exhaust gate system, to create a strictly metered air-fuel mixture in the detonation chamber of the RPVRRD volumetric explosion, the composition of which strictly corresponds to the conditions for the occurrence of a volumetric explosion , in a closed volume in the presence of an initiating pulse, the products of detonation combustion of the fuel-air mixture of which provide pulsating operation of the DPURRD with the creation of a periodic main jet thrust through the main outlet jet nozzle of each APRD, as well as the total additional jet thrust of all APRD through the intake-exhaust slide gate systems, products detonation combustion of the air-fuel mixture which is also ensured by the operation of the gas turbine of the air compressor drive of the DPURVRD and the total jet thrust through the outlet jet nozzle with adjustable dimensions and shape of the DPUR WJE, the complex jet thrust of which ensures the efficient operation of the RPSJE at subsonic and supersonic speeds with the efficient operation of the air intake of the RPSJE with adjustable dimensions and variable shape, and when flying in airless space in the mode function of a pulsating rocket engine, each central body is transferred in all air intakes of the RPSJE and the RPSJE to the position of complete closure of atmospheric air access and by periodically supplying fuel through the fuel injector of the fuel supply system and the injector of the oxidizer supply system, at the moment of closing the outlet window of the inlet-exhaust gate system and closing the main outlet jet fuel-oxidizing mixture in the detonation chamber of the volumetric explosion of the DPURVRD, the composition of which strictly corresponds to the conditions for the occurrence of a volumetric explosion, in a closed volume in the presence of an initiating pulse, detonation products The combustion of the fuel-oxidizing mixture of which is ensured by the pulsating operation of the DPURRD with the creation of a periodic main jet thrust through the main outlet jet nozzle of each DPRD, as well as the total additional jet thrust of all DPRD through the system of the intake-exhaust gate device, the detonation combustion products of the fuel-oxidizing mixture exit through the outlet jet nozzle with adjustable sizes and shape of the DPURRDJ and the complex jet thrust of which ensures the effective operation of the DPURRDJ in the regime function of a pulsating rocket engine during flights in airless outer space.