WO2010095977A1 - Способ и система питания реактивных двигателей - Google Patents

Способ и система питания реактивных двигателей Download PDF

Info

Publication number
WO2010095977A1
WO2010095977A1 PCT/RU2009/000739 RU2009000739W WO2010095977A1 WO 2010095977 A1 WO2010095977 A1 WO 2010095977A1 RU 2009000739 W RU2009000739 W RU 2009000739W WO 2010095977 A1 WO2010095977 A1 WO 2010095977A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
working substance
engine
spacecraft
jet
cord
Prior art date
Application number
PCT/RU2009/000739
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Александр Олегович МАЙБОРОДА
Original Assignee
Maiboroda Alexander Olegovich
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 Maiboroda Alexander Olegovich filed Critical Maiboroda Alexander Olegovich
Priority to EA201100608A priority Critical patent/EA018524B1/ru
Priority to US13/202,304 priority patent/US20110303794A1/en
Priority to UAA201111198A priority patent/UA100625C2/ru
Publication of WO2010095977A1 publication Critical patent/WO2010095977A1/ru
Priority to US14/331,369 priority patent/US20140326832A1/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B64G1/4024—Propellant tanks; Feeding propellants refuelling in space
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/646—Docking or rendezvous systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems

Definitions

  • the invention relates to rocket science and astronautics, and in particular to methods and space transport systems for cargo delivery.
  • both rockets fly synchronously and in parallel for some time, during which free ejection of fuel is directed by a jet from the tanks of the rocket with fuel into the orifice of the rocket with a payload.
  • the method of transferring fuel in the form of a free discharge of a directed jet causes a number of problems.
  • Liquid fuel jet cannot maintain integrity over long distances; it loses its uniformity, is crushed into fragments - sprayed. It is also difficult to ensure the exact direction of flight of the fuel jet at large distances. standing due to the inevitable variation of the initial velocities and angles of jet ejection in terms of vibrations and vibrations arising during the flight.
  • the main disadvantage of the methods under consideration is that the fuel supply carried by the tanker must be accelerated to the same speed as that of the refueling aircraft. This does not give these methods any energy benefits compared to the traditional method, when all the fuel is in the same starting KJlA.
  • the known method includes the taking of air from the atmosphere, its compression, liquefaction and separation into oxygen and nitrogen, the accumulation of oxygen directly in flight KJlA, followed by consumption in the LRE, including in the areas of acceleration outside the dense layers of the atmosphere, where there is no longer Opportunities to take oxygen (I.Afanasyev, Status of work on “chemical vehicles”, the magazine “Cosmonautics News” (Registered in the State Committee of the Russian Federation on Press 10293. ISSN 1561-1078): http: //www.novosti- kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-5/30.shtm).
  • This method provides a reduction in the launch weight of the KJIA due to self-refueling with oxygen in flight without an aircraft tanker, which eliminates the drawbacks of the previous methods.
  • irreversible losses of heat removed from the air to liquefy it grow which makes it impossible to use this method in cases where the energy consumption for dynamic compression and oxygen liquefaction become commensurate with the energy release from fuel combustion in the oxygen produced.
  • it requires the use of a complex heat exchange system between incoming air, fuel and / or auxiliary working substances.
  • the technical problem to which the invention is directed is a significant reduction in the cost of delivering a group of
  • the method of powering the jet engines of spacecraft consists in preliminary launches of a spacecraft with
  • the jet ejection system of the aircraft-tanker forms the working substance in the form of cords, which are stabilized ny stream of working substance with a density exceeding the density of the surrounding air environment. Then the cords arrive at a speed of
  • the system implementing the method contains a spacecraft
  • an aircraft tanker equipped with a system for ejecting the working substance.
  • the ejection system forms a stabilized jet of the working substance due to the introduction of one or several linear elements: tapes, threads or fibers, mesh or
  • thermochemical engines for heating the working substance, which provides a specific impulse greater than that of the best thermochemical engines, comparable to the impulse of nuclear solid-phase engines.
  • FIG. 1 shows a system for implementing a method for powering jet engines of spacecraft, where 1 is a spacecraft
  • FIG. 2 (a, b, c) presents the options for the transfer of the working
  • FIG. 3 shows the variant of the transfer of the working substance for the engine of a spacecraft constantly on the orbit of an artificial satellite of the planet.
  • FIG. 4 presents options for the transfer of the working substance for the engine of a spacecraft starting from a planet into space.
  • the LAZ and KJIA begin to converge.
  • the system of ejection of the jet of working substance 4 emits a stabilized jet of working substance (cord) 5 260 in the recommended speed range from 30 to 300 m / s, but the speed at which the jet enters the gearbox is higher than the velocity of its ejection, as it is the resultant velocity of approach of LAZ with KJIA and jet ejection. Stabilization of the jet is achieved in a variety of ways. In the case of the use of a liquid working substance, for example, liquefied oxygen (
  • 270 external structures hold and fix its shape in the form of a cord divided into segments with a length in the recommended range from 100 to 3000 m and in some cases from 10 to 300 km.
  • foaming of the liquid can be used additionally, with high foam multiplicity from 200 to
  • PB cords are ejected at heights where there are no significant aerodynamic resistance forces to the cords movement.
  • the engine will mix the oxidizer with
  • the amount of airborne fuel reserves can be significantly reduced if the working substance cord is a mixture of oxidizing agent and fuel, for example, a mixture of liquid oxygen (aqueous solution
  • 315 representing a mixture of fuel components, and the simultaneous supply of two or more cords, separately carrying components of the fuel, for example, liquid oxygen and hydrogen, which are connected in the chamber combustion, which allows you to completely reduce the onboard reserves of fuel and increase the payload.
  • the fuel for example, liquid oxygen and hydrogen
  • the PB cord can be both disposable and reusable.
  • one-time cord consists of at least one substance that is mixed in the engine with the substance supplied from the device for storing the working substance, and evaporates, which eliminates the reuse of the cord.
  • a reusable cord that includes at least one substance in a solid state that does not mix with the bead
  • the cord of the working substance enters the transmission in the amount necessary to create engine thrust, which provides KJIA acceleration to a given speed in various ranges: from the lowest possible speed
  • KJIA an artificial satellite of the planet constantly in orbit
  • KJIA launched from the orbit of an artificial satellite of the planet.
  • the LAZ releases the reserves of the working substance.
  • Working the substance is formed in the form of a cord (a sequence of cord lengths), which in the zone of cord absorption by the engine is oriented as much as possible parallel to the vector of the horizontal component of speed
  • 365 Tx can pre-accelerate LAZ relative to the surface of the planet in the same direction in which the spacecraft accelerates.
  • Preliminary acceleration can be carried out at speeds of 4-6 km / s, the achievement of which does not require large numbers of Tsiolkovsky and is possible on the basis of reusable single-stage missiles. This decrease in speed
  • 370 STI cord entry in the PDD may be relevant to reduce the effect of degeneration of thermochemical transmission occurs at high speeds. It is advisable to use kinetic energy at relative speeds of entry of the PB cord into the engine of a spacecraft larger than the first cosmic velocity, in accordance with the method of supplying the working substance
  • the PB cord before serving in the PRD LAZ accelerates relatively to the surface of the planet towards KJlA.
  • KJIA before the beginning of the reception of PB, may also be pre-accelerated in the opposite direction with respect to the LAZ. Pre-acceleration in the opposite direction can be carried out until
  • the process ends with the achievement of the speed required to enter the satellite orbit and / or interplanetary flight path.
  • 390 is a spacecraft equipped with a ramjet jet engine. From the surface of the planet, for example, from the Earth, launches of tanker vehicles along suborbital trajectories are carried out with the possibility of their intersection with the approaching KLAHs. At a given height, the LAZ is freed from the reserves of the working substance in the re-
  • the described process proceeds cyclically, within the time limits determined by the PRD resource with a useful result in the form of an increase in the mass of the working substance on board the orbital KJIA.
  • the 425th refueling machine with a fuel supply obtained directly in orbit by the method described above, or by other means, for example, from the factories of the Moon or other celestial bodies.
  • the LAZ generates cords of the working substance with their location in space along the LAZ flight path in the ejection zone. At the same time with the surface
  • the first is that the PB flow with orbital velocity enters the PRD from the side
  • the apparatus begins an accelerated movement towards the flow, which continues until a given speed is reached, in the range from the first space to the third (Fig. 4b).
  • the second - the catching PB, the PB stream with orbital speed enters the aft part of the KJIA, rotates 180 degrees with the transfer of the motion impulse,
  • substances that are carriers of chemical energy can be used, as well as neutral substances.
  • a cord can be made, for example, of metals and is constantly in orbit of an artificial satellite of the planet paired with a LAZ, which at the same time serves as a tow
  • KJIA launched either from the surface of the planet or from orbit, captures with its engine a cord moving towards it with relative speeds ranging from 8 to 16 km / s in the beginning of acceleration in a circular orbit and in the range from 11 to 22 km / s on the elliptical one.
  • the engine measure introduces a working substance from KJIA’s on-board stocks, for example, in the form of hydrogen or helium, which are heated by friction as a result of interaction with the cord and the walls of the chamber, which creates traction when the gas escapes from the PDD.
  • the length and weight of the cord is chosen such that when passing the cord through the PRD, the resulting thrust force ensures
  • the reusable cord can be used in combination with the substances applied to it as a disposable coating, which, when passing the cord through the engine chamber, evaporates when interacting with the substance from the onboard KJIA stocks and then creates cravings when leaving the engine.
  • the 480 method allows the use of substances of extraterrestrial origin for KJIA launches, for example, delivered to the Earth orbit from the Moon or asteroids, as well as to reduce the loss of impulse of movement of the reusable part of the cord.
  • V. working chamber is a working substance, immediately supplied with the density necessary for the operation of the PDD, which eliminates the energy loss inevitable in the case of the use of air during its dynamic compression in the diffuser
  • the supply of the working substance from LAZ allows the spacecraft to accelerate outside the dense layers of the atmosphere, and thereby eliminate the forces of aerodynamic resistance and extreme thermal loads, which simplifies the design of spacecraft, reduces its cost and increases reliability.
  • the ability to increase the linear dimensions of the PDD is also favorable because it removes the problem of mixing fuel with a hypersonic oxidizer flow and burning it for a short time.
  • the transfer of the working substance, in the composition of which the oxidizer is preliminarily mixed with fuel also eliminates the problem of ensuring the efficient operation of the transmission gear at hypersonic speeds.
  • the working substance can be transferred to the KJIA engines at an initially high speed, the transmission of the PDD can be carried out only on the basis of the kinetic energy PB, without using problematic fuel combustion processes. In this case, the engine can be freed from the destructive effects.
  • the transfer of the working substance, in the form of a reusable cord, is advantageous in that the additional working substance used in the PRD from onboard stocks of KLAh can practically be with any large molecular weight in view of the possibility of its acceleration up to a speed close to
  • space-based LAZ allows using spacecraft from a planet, for example, the Earth, to use kinetic energy of extraterrestrial origin, for example, delivered from small celestial bodies, for example, from asteroids, the Moon, or natural satellites of other planets, for example, Mars. This provides significant energy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Изобретения относятся к двигательным системам космических транспортных средств. Способ осуществляется с помощью системы, которая содержит космический летательный аппарат (KЛA) с прямоточным реактивным двигателем (1) и устройством (2) для хранения рабочего вещества (одного из компонентов топлива). Предусмотрен также летательный аппарат-заправщик (ЛАЗ) (3) с системой (4) выброса рабочего вещества (другого компонента топлива). Система (4) формирует стабилизированную струю (5) рабочего вещества посредством одного или нескольких линейных элементов (нитей, лент и т.п.) или - на основе сгущенных жидкостей и твердых материалов или комбинацией твердых веществ с жидкими и/или газообразными. В результате образуется шнур (5), используемый единожды или многократно. Согласно способу, производят предварительный запуск KЛA с прямоточным двигателем (1) и ЛАЗ (3) с запасом рабочего вещества (компонента). На заданной высоте осуществляет выброс из ЛАЗ рабочего вещества в виде шнуров (5), плотность которых превышает плотность окружающей воздушной среды. При этом ЛАЗ и КЛА сближаются со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества. Шнуры (5) поступают в прямоточный реактивный двигатель (1), где топливные компоненты смешиваются и сгорают, создавая тягу (при условии, что импульс продуктов сгорания, истекающих из сопла реактивного двигателя (1), превышает импульс поглощаемых струй - шнуров (5)). Технический результат группы изобретений направлен на снижение затрат по доставке грузов в космос.

Description

СПОСОБ И СИСТЕМА ПИТАНИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Изобретение относится к ракетостроению и космонавтике, а именно к способам и космическим транспортным системам доставки грузов.
Задача снижения затрат на доставку грузов в космос усложняется тем, что большую часть грузов составляет топливо для их транспортиров- ки, которое необходимо доставлять с Земли.
Известен способ доставки грузов в космос с помощью одноступенчатых и многоступенчатых (составных) ракет. К.Э. Циолковский предложил изменить подход к созданию ракетных систем. Идея Циолковского K.Э., дополненная Перельманом Я.И. и доработанная Тихонравовым М.К. о создании «пaкeтa paкeт» получила дальнейшее развитие в ряде патентов (US X23369771, _Ns4834324, Xe 5141181 и др.). В указанных работах рассматривается способ объединения нескольких ракет, жестко связанных между собой до старта, в так называемый пакет, в котором производится передача топлива от одной ракеты к другой. Однако такой «пaкeт paкeт» обладает значительной громоздкостью на стартовой площадке, что предъявляет повышенные требования к стартовым сооружениям.
Известны способы дозаправки в полете космических летательных аппаратов (KJIA) с жидкостно-ракетными двигателями (ЖРД) при помощи летательного аппарата-заправщика (ЛАЗ) посредством стыковки, передачи топлива через шланг - трубопровод, связывающий аппараты, или без шланга - переливом топлива открытой струей рабочего вещества. Данными способами обеспечивается снижение издержек предстартового обслуживания на пусковой площадке, которые зависят от величины стартовой массы КЛА и сокращаются при уменьшении массовых и габаритных пара- метров КЛА. Суть одного из способов доставки грузов в космос (патент RU JЧ°2085448) сводится к одновременному старту и дальнейшему совместному полету космического аппарата вертикального взлета с жидкостно- реактивным двигателем и заправщика с вертикальным взлетом, при котором в ходе совместного и параллельного полета осуществляется передача топлива с помощью гибкого средства передачи топлива, которым они соединяются еще на стартовой позиции до взлета. Недостатком данного способа является возникновение дополнительных аэродинамических нагрузок на систему, утяжеление гибкого средства передачи топлива в целях предотвращения флаттера, увеличение общей массы конструкции в результате значительного увеличения протяженности трубопроводной системы заполненной топливом, дополнительный расход топлива на выполнение параллельного полета с учетом аэродинамической силы, действующей на трубопровод, стремящейся сблизить оба аппарата.
Суть другого способа доставки грузов в космос, предложенного на Четвертом астронавтическом конгрессе в Цюрихе в 1953 году Г. А. Крокко, (G. А. Сrоссо. Le rаvitаllеmепt dans et Ie рrоblеmе dеs роlistаdеs. Тhе Fоurth Аstrопаutiсаl Сопgrеss "Sрасе-Flight Рrоblеms" Рublishеd bу thе Swiss Аstrопаutiсаl апd Аеrопаutiсаl Fеdеrаtiоп, рр. 152-160) предусматривает запуск отдельных ракет двух типов: ракеты с полезной нагрузкой и одной и более ракеты с топливом. Отдельные ракеты во время старта не объединены жестко в единую конструкцию и летят свободно, отдельно друг от друга, что позволяет значительно упростить стартовые сооружения, уменьшить общий вес ракет по сравнению с жестко связанным «пaкeтoм paкeт». На заданной высоте обе ракеты летят синхронно и параллельно некоторое время, в течение которого осуществляется свободный выброс топлива направленной струей из баков ракеты с топливом в отверстие ракеты с полезной нагрузкой. Способ передачи топлива в виде свободного выброса направленной струи вызывает ряд проблем. Жидкая топливная струя не может сохранять целостность на больших расстояниях; она утрачивает однородность, дробится на фрагменты - распыляется. А так же сложно обеспечить точное направление полета топливной струи на больших рас- стояниях из-за неизбежного разброса начальных скоростей и углов выброса струи в условиях вибраций и колебаний, возникающих при выполнении полета. Основной недостаток рассматриваемых способов состоит в том, что запас топлива, несомый заправщиком, необходимо разгонять до той же скорости, что и у дозаправляемого летательного аппарата. Это не дает данным способам каких-либо энергетических выгод по сравнению с традиционным способом, когда все топливо находится в одном стартующем KJlA. Известен способ, включающий забор воздуха из атмосферы, его сжатие, сжижение и разделение на кислород и азот, накопление кислорода непосредственно в полете KJlA, с последующим потреблением в ЖРД, в том числе на участках разгона за пределами плотных слоев атмосферы, там, где уже нет возможности осуществлять забор кислорода (И.Афанасьев, Состояние работ по «кocмичecким caмoлeтaм», журнал "Новости космонавтики" (Зарегистрирован в Государственном комитете РФ по печати
Figure imgf000005_0001
10293. ISSN 1561-1078):http://www.novosti- kosmonavtiki.ru/content/numbers/184-5/30.shtm). Данным способом обеспечивается снижение стартовой массы KJIA за счет самостоятельной дозаправки кислородом в полете без летательного аппарата-заправщика, что устраняет недостатки предыдущих способов. Однако на высоких скоростях полета растут необратимые потери тепла, отбираемого у воздуха для его сжижения, что делает невозможным использование этого способа в тех случаях, когда энергозатраты на динамическое сжатие и ожижение кислорода становятся соизмеримыми с энерговыделением от сжигания топлива в полученном кислороде. Кроме того, требуется использование сложной системы теплообмена между входящим воздухом, топливом и/или вспомогательными рабочими веществами.
Известен способ забора воздуха из атмосферы, его динамическое сжатие и потребление (без охлаждения и ожижения) в качестве окислителя и/или нагреваемого рабочего тела в реактивных двигателях прямоточного типа или прямоточных реактивных двигателях (ПРД). Данным способом обеспечивается снижение стартовой массы KJlA за счет потребления основной массы кислорода не из бортовых запасов, а из внешнего источника - атмосферы, для достижения скоростей полета близких к первой космиче-
90 cкoй скорости (Википедия: http://ru.wikipedia.org/wiki/Boздyшнo- реактивный двигатель). При работе ПРД на гиперзвуковых скоростях начиная от 5 M (M - число Маха), возникает несколько технических проблем. Это сложности смешивания горючего с воздухом, борьба с тепловыми перегрузками двигателя, в частности с перегревом всех передних кро-
95 мок воздухозаборника. Для полетов на гиперзвуковых скоростях требуются особые конструкции и материалы не только для двигателя, но и для летательного аппарата.
Известен способ, предложенный Меркуловым A.И., основанный на применении прямоточных реактивных двигателей (ПРД) в качестве косми-
ЮО ческих воздушно-реактивных двигателей для разгона космических летательных аппаратов в верхних слоях атмосферы до скорости V = 15 - 18 км/с (50-60 M) с целью осуществления межпланетных перелетов или для других целей, например, сокращения времени перелета в околоземном пространстве (Известия Академии Наук СССР, ЭНЕРГЕТИКА И TPAHC-
105 ПОРТ, 1965. Проблема космических воздушно-реактивных двигателей, И. А. Меркулов, с. 159-172). Работа космических ПРД, согласно Меркулову И.A., может осуществляться не только за счет известных схем подвода тепла к потоку воздуха или комбинации тепла с дополнительной массой рабочего вещества из бортовых запасов, но и на основе подвода только од-
110 ной дополнительной массы инертного (негорючего) вещества, за счет использования суммарной кинетической энергии рабочего вещества (PB) и KJIA в соответствии с теоремой, сформулированной автором «oб эквивалентности дополнительных масс и дополнительной энергии с точки зрения получения тяги» (с. 166). Устранение химического топлива решает еле- 115 дующие проблемы: защиту двигателя от эрозии в высокотемпературном потоке окислительной среды; регулирование подачи горючего в условиях непрерывно меняющегося потока воздуха вследствие ускорения KJlA и обеспечение его нормального смешения и сгорания в условиях гиперзвукового газового потока; обеспечивает значительное увеличение удельного
120 импульса (по Меркулову 500-750 кг-с/кг для воздуха), начиная с M = 30- 40, по сравнению с величинами, которые могут иметь перспективные жид- костно-ракетные двигатели. Использование внешних ресурсов в виде атмосферного воздуха для разгона KJIA в диапазоне космических скоростей от первой до третьей сокращает запасы топлива и увеличивает долю по-
125 лeзнoгo груза. Несмотря на указанные выгоды, основным недостатком проекта космических ПРД является использование верхних слоев атмосферы в качестве источника компонентов топлива или рабочего вещества. Этот недостаток порождает три основные проблемы. Потребление рабочего вещества из верхних слоев атмосферы, требует сжатия в диффузоре по-
130 ступающего в двигатель потока разряженного воздуха, что вызывает торможение и уменьшает тягу ПРД, а так же необратимые потери механической энергии. Эти потери, по оценке Меркулова И.A., по крайней мере, на порядок больше потерь энергии вследствие трения газа при его течении вдоль стенок камеры сгорания и сопла по сравнению с потерями, сопрово-
135 ждающими процесс сжатия воздуха в диффузоре. Как замечает сам автор, тяга двигателя рассматривалась независимо от внешнего сопротивления мотогондолы и всего корпуса KJIA при полете в атмосфере, а потому реальные энергетические и технические результаты использования космических ПРД на KJIA будут существенно ниже теоретических. Кроме того,
140 необходимость полета в верхних слоях атмосферы, помимо ухудшения энергетических характеристик работы прямоточного двигателя, предъявляет жесткие требования к конструкциям и материалам всего KJIA в связи со следующими проблемами: - очень высокие температуры; - нагрев аппарата в целом, в частности перегрев всех передних кро- 145 мок воздухозаборника;
- стационарные и перемещающиеся локализованные зоны нагрева от ударных волн;
- высокие аэродинамические нагрузки;
- высокие нагрузки от пульсаций давления;
150 - возможность серьезного флаттера, вибраций, флуктуирующие нагрузки термического происхождения;
- эрозия под воздействием набегающего воздушного потока. Технической задачей, на решение которой направленно предлагаемое изобретение, является значительное снижение затрат на доставку гру-
155 зов в космос за счет создания способа и системы питания реактивных двигателей, позволяющих производить прием и дальнейшее продвижение потока рабочего вещества без значительных потерь энергии и экстремальных воздействий на конструкцию, а так же увеличение полезной нагрузки за счет сокращения бортовых запасов топлива космического летательного
160 аппарата.
Указанный технический результат достигается при помощи предлагаемого способа и системы питания реактивных двигателей. Способ питания реактивных двигателей космических летательных аппаратов заключается в предварительных запусках космического летательного аппарата с
165 прямоточным реактивным двигателем и летательного аппарата- заправщика с запасом рабочего вещества, оборудованного системой выброса струи рабочего вещества, который на заданной высоте осуществляет выброс запасов рабочего вещества. Летательный аппарат-заправщик и космический летательный аппарат сближаются относительно другу друга
170 со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества. При этом система выброса струи летательного аппарата-заправщика формирует рабочее вещество в виде шнуров, представляющих собой стабилизирован- ную струю рабочего вещества с плотностью превышающей плотность окружающей воздушной среды. Затем шнуры поступают со скоростью боль-
175 шей скорости выброса струи из летательного аппарата-заправщика в прямоточный реактивный двигатель космического летательного аппарата для получения тяги на основе использования химической и/или кинетической энергии шнура.
Система, реализующая способ содержит космический летательный
180 аппарат с прямоточным реактивным двигателем и устройством для хранения рабочего вещества, летательный аппарат-заправщик, оборудованный системой выброса рабочего вещества. Система выброса формирует стабилизированную струю рабочего вещества за счет введения одного или нескольких линейных элементов: лент, нитей или волокон, сетчатых или
185 пленочных, внутренних и наружных структур, а так же на основе загущенных жидкостей и твердых материалов или комбинацией твердых веществ с жидкими и/или газообразными, образующими гибкий шнур, выполненный с возможностью одно- или многоразового использования, который проходит сквозь канал прямоточного реактивного двигателя.
190 Предложенный способ питания реактивных двигателей космических летательных аппаратов и система его реализации, позволяют устранить недостатки рассмотренных выше способов. Во-первых, уменьшить стартовую массу KJlA как за счет сокращения бортовых запасов кислорода, так и горючего компонента топлива. Использование ЛАЗ в качестве источника
195 рабочего вещества позволяет обеспечить KJIA всеми компонентами топлива после старта и за счет сокращения массы горючих компонентов дополнительно увеличить долю полезной нагрузки. Во-вторых, исключить потери энергии на сжатие при приеме потока рабочего вещества. В обычных прямоточных двигателях в качестве окислителя используется кислород из
200 атмосферного воздуха, который при гиперзвуковых скоростях движения возможных на больших высотах находится в разряженном состоянии и требует сжатия для использования в двигателе. Процесс сжатия сопровождается необратимыми тепловыми потерями, которые устраняются в предлагаемом способе. Кислород или любой другой окислитель подаются в со-
205 стоянии высокой плотности, не требующем дополнительного сжатия. B- третьих, устранить потери энергии на преодоление аэродинамического сопротивления корпусу KJIA и/или мотогондоле прямоточного реактивного двигателя при гиперзвуковых скоростях (вплоть до 50-60 M). Подача рабочего вещества не из атмосферы, а из летательного аппарата-заправщика,
210 позволяет осуществлять разгон KJTA вне плотных слоев атмосферы, на таких высотах, где силы аэродинамического сопротивления не существенны. В-четвертых, устранить экстремальные нагрузки на конструкцию и материалы KJlA, обусловленные необходимостью разгона в атмосфере. Подача рабочего вещества с помощью ЛАЗ позволяет осуществлять разгон KJIA
215 на таких высотах, где не возникают экстремальные нагрузки на конструкцию и материалы KJIA. В-пятых, обеспечить полноту смешения и сгорания окислителя и горючего на гиперзвуковых скоростях топливной смеси путем снятия габаритных и массовых ограничений на ПРД в случае размещения двигателя на искусственном спутнике, который использует тягу
220 ПРД только для поддержания постоянной скорости без ускорения. B- шестых, уменьшить эрозионные нагрузки на проточную часть двигателя, вызванные потреблением кислорода при высоких температурах в качестве части рабочего тела. Вместо химической энергии рабочего вещества при движении на гиперзвуковых скоростях возможно использование его кине-
225 тической энергии, в соответствии со способом предложенным Меркуловым И. А., в тех случаях, когда доля кинетической энергии становится соизмеримой с долей химической энергии. Устранение химического топлива решает проблему защиты двигателя от эрозии в высокотемпературном потоке окислительной среды. В-седьмых, повысить энергетическую эффек-
230 тивнocть разгона KJIA путем рекуперации его кинетической энергии в энергию истечения рабочего вещества, в соответствии с изложенным выше способом Меркулова И.А. Разгон KJIA и струи рабочего вещества относительно друг друга до скоростей соизмеримых с первой космической и выше позволяет использовать их относительную кинетическую энергию
235 для нагрева рабочего вещества, что обеспечивает удельный импульс больший, чем у лучших термохимических двигателей, сопоставимый с импульсом ядерных твердофазных двигателей.
На фиг. 1 представлена система реализации способа питания реактивных двигателей космических летательных аппаратов, где 1 - космиче-
240 cкий летательный аппарат с прямоточным реактивным двигателем; 2 - устройство для хранения рабочего вещества; 3 — летательный аппарат- заправщик; 4 - система выброса струи рабочего вещества; 5 - шнур (стабилизированная струя рабочего вещества).
На фиг. 2 (а, б, в) представлены варианты передачи рабочего веще-
245 ства для двигателя космического летательного аппарата стартующего с планеты в космос.
На фиг. 3 представлен вариант передачи рабочего вещества для двигателя космического летательного аппарата постоянно находящегося на орбите искусственного спутника планеты.
250 На фиг. 4 (а, б, в) представлены варианты передачи рабочего вещества для двигателя космического летательного аппарата стартующего с планеты в космос.
Реализация способа питания реактивных двигателей космических летательных аппаратов (фиг.1 ). Предварительно осуществляется запуск KJIA,
255 оснащенного прямоточным реактивным двигателем 1 и устройством для хранения рабочего вещества 2 и осуществляется запуск ЛАЗ 3 с основным запасом рабочего вещества. На заданной высоте ЛАЗ и KJIA начинают сближаться. В процессе сближения система выброса струи рабочего вещества 4 выбрасывает стабилизированную струю рабочего вещества (шнур) 5 260 в рекомендуемом диапазоне скоростей от 30 до 300 м/с, но при этом скорость входа струи в ПРД больше скорости её выброса, так как является результирующей скоростей сближения ЛАЗ с KJIA и выброса струи. Стабилизация струи достигается разнообразными способами. В случае использования жидкого рабочего вещества, например, сжиженного кислорода (пе-
265 роксида водорода, водных растворов пероксида, воды, азотной кислоты и других окислителей) стабилизация обеспечивается путем введения в поток формируемой струи различных линейных элементов: лент, нитей или волокон, сетчатых или пленочных, внутренних и наружных структур, которые за счет сил поверхностного натяжения жидкости и/или упругости
270 внешних структур удерживают и фиксируют ее форму в виде шнура, разделенного на отрезки с протяженностью в рекомендуемом диапазоне от 100 до 3000 м и в отдельных случаях от 10 до 300 км. Для понижения избыточно высокой плотности жидкого окислителя дополнительно может применяться вспенивание жидкости, с высокой кратностью пены от 200 до
275 1500-2000 единиц, а для предотвращения кипения жидкости в условиях космического вакуума применяется процедура переохлаждения жидкостей, выбрасываемых ЛАЗ. Кроме того, для стабилизации струи можно использовать известные методы загущения жидкостей до состояния гелей, а так же использовать вместо жидкостей различных пасты и пластические мате-
280 риалы или заранее подготовленные и намотанные на катушку твердые шнуры рабочего вещества, в качестве которого могут быть использованы известные виды твердого ракетного топлива. В необходимых случаях в качестве твердого ракетного топлива могут быть использованы вещества с увеличенной скоростью горения, которая необходима при гиперзвуковой
285 скорости вхождения шнура в двигатель, а так же с уменьшенной плотностью на основе придания шнуру пористой или ячеистой структуры. Выброс шнуров PB осуществляется на таких высотах, где отсутствуют значимые силы аэродинамического сопротивления движению шнуров. В случае создания трасс из шнуров рабочего вещества протяженностью от десятков
290 до сотен километров могут одновременно применяться несколько ЛАЗ. Процесс выброса завершается до начала процесса приема, происходящего в зоне будущей траектории пролета KJIA в связи с тем, что время поглощения шнуров PB значительно меньше времени его формирования, так как процесс поглощения шнура двигателем происходит на скоростях начиная с
295 1000 м/с и выше, а процесс формирования шнура идет со скоростями от 30 до 300 м/с. Прием рабочего вещества космическим летательным аппаратом в отличие от прототипа, осуществляется без предварительного уплотнения, так как подаваемые шнуры рабочего вещества уже сформированы ЛАЗ с требуемым состоянием плотности, что сокращает необратимые по-
300 тери энергии и повышает КПД двигателя.
При поступлении шнура рабочего вещества в двигатель возможны различные варианты его использования для получения тяги.
В случае если шнур рабочего вещества представляет собой только окислитель, то в двигателе происходит процесс смешения окислителя с го-
305 рючим, которое подается в камеру сгорания из бортовых запасов устройства для хранения рабочего вещества космического летательного аппарата.
Количество бортовых запасов горючего может быть значительно уменьшено, если шнур рабочего вещества представляет собой смесь окислителя и горючего, например, смесь жидкого кислорода (водного раствора
ЗЮ пероксида водорода, чистой воды или замороженной углекислоты) с порошкообразным алюминием, а из бортовых запасов в камеру сгорания подается только часть горючего, например, водород.
Возможна подача шнура с полным набором всех необходимых топливных компонентов, что осуществляется подачей как одного шнура,
315 представляющего собой смесь топливных компонентов, так и одновременной подачей двух и более шнуров, раздельно несущих компоненты топлива, например, жидкие кислород и водород, которые соединяются в камере сгорания, что позволяет полностью сократить бортовые запасы горючего и увеличить полезную нагрузку.
320 Кроме использования химической энергии рабочего вещества шнура возможно так же использование его кинетической энергии путем нагрева PB из бортовых запасов KJIA за счет сил трения с поверхностью шнура при прохождении его через рабочую камеру двигателя. При этом шнур PB может быть как одноразового, так и многократного использования. Одно-
325 разовый шнур состоит как минимум из одного вещества, которое смешивается в двигателе с веществом, подаваемым из устройства для хранения рабочего вещества, и испаряется, что исключает повторное использование шнура. Шнур многократного использования, включающий как минимум одно вещество в твердом состоянии, которое не смешивается с бортовым
330 рабочим веществом при его нагреве в камере двигателя и не разрушается, поэтому шнур может быть использован многократно.
Шнур рабочего вещества поступает в ПРД в количестве необходимом для создания тяги двигателя, обеспечивающей разгон KJIA до заданной скорости в различных диапазонах: от минимально возможной скоро-
335 сти до первой космической или орбитальной; поддержание заданной скорости на орбите KJIA; от первой космической до второй и третьей скоростей.
Существуют различные варианты способа передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов: для KJIA стар-
340 тующих с планеты в космос; для KJIA постоянно находящегося на орбите искусственного спутника планеты; для KJIA стартующего с орбиты искусственного спутника планеты.
Способы передачи рабочего вещества для KJIA, стартующих с планеты в космос представлены на фиг. 2. С поверхности планеты стартуют
345 ЛАЗ и KJIA. После прохождения плотных слоев атмосферы и достижения заданной высоты ЛАЗ выбрасывает запасы рабочего вещества. Рабочее вещество формируется в виде шнура (последовательности отрезков шнуров), который в зоне поглощения шнура двигателем, ориентирован максимально параллельно вектору горизонтальной составляющей скорости
350 KJIA. Одновременно с процессом формирования шнура рабочего вещества, происходит сближение KJIA и шнура. При этом ускорение ЛАЗ и KJIA по вертикали во время баллистического полета (движения по инерции) синхронно. Процесс организован так, что после полного формирования шнура PB происходит его встреча с KJIA и начинается вхождение в прямоточ-
355 ный реактивный двигатель. Далее происходит извлечение энергии шнура в ПРД и разгон KJIA вдоль шнура (последовательности шнуров, аналогичной пунктирной линии, сформированной другими ЛАЗ).
Возможно использование, как химической энергии шнура, так и кинетической, которая позволяет получить более высокий удельный им-
360 пульс.
Использование химической энергии целесообразно при относительных скоростях входа шнура PB в двигатель КЛА равных или меньших первой космической скорости, в соответствии со способом подачи рабочего вещества, изображенного на фиг. 2 а, б. Здесь шнур PB перед подачей в
365 ПРД может предварительно разгоняться ЛАЗ относительно поверхности планеты в ту же сторону, в которую ускоряется КЛА. Предварительный разгон может осуществляться до скоростей в 4-6 км/с, достижение которых не требует больших чисел Циолковского и возможно на основе одноступенчатых ракет многократного применения. Такое уменьшение скоро-
370 сти входа шнура PB в ПРД может быть актуально для снижения эффекта вырождения термохимического ПРД возникающего на высоких скоростях. Кинетическую энергию целесообразно использовать при относительных скоростях входа шнура PB в двигатель КЛА больших первой космической скорости, в соответствии со способом подачи рабочего вещества
375 изображенного на фиг. 2 в. Здесь шнур PB перед подачей в ПРД предвари- тельно разгоняется ЛАЗ относительно поверхности планеты навстречу KJlA. При этом KJIA, до начала приема PB так же может предварительно разгонятся во встречном направлении по отношению к ЛАЗ. Предварительный разгон во встречном направлении может осуществляться до ско-
380 ростей в 4-6 км/с каждым летательным аппаратом, что обеспечивает относительную скорость входа PB в двигатель KJIA в пределах 8-12 км/с при низком значении числа Циолковского ЛАЗ и КЛА.
Процесс завершается достижением скорости, необходимой для выхода на орбиту спутника планеты и/или межпланетную траекторию полета.
385 Аппарат-заправщик, имевший суборбитальную скорость, возвращается на поверхность планеты.
В случае, когда КЛА постоянно находится на орбите искусственного спутника планеты, способ передачи рабочего вещества представлен на фиг.З. Предварительно на орбиту искусственного спутника планеты выво-
390 дится космический летательный аппарат, оснащенный прямоточным реактивным двигателем. С поверхности планеты, например с Земли, осуществляются запуски летательных аппаратов-заправщиков по суборбитальным траекториям с возможностью их пересечения с приближающимся КЛА. На заданной высоте ЛАЗ освобождается от запасов рабочего вещества в ре-
395 зультате его выброса в виде струи, которая ориентирована максимально параллельно траектории движения КЛА в зоне приема. После этого ЛАЗ возвращается на планету. Выброс шнуров рабочего вещества осуществляется таким образом, что бы они при продолжении своего движения по баллистической траектории оказались перед КЛА, в виде одного или не-
400 скольких шнуров (продольных и/или параллельных) на период времени достаточный для его вхождения в прямоточный реактивный двигатель КЛА, с рекомендуемой остаточной вертикальной составляющей скорости в интервале 10 - 100 м/с. При вхождении в камеру сгорания ПРД топливо, содержащееся в шнуре, воспламеняется и при расширении создает тягу. 405 Часть топлива поступающего в двигатель не сжигается, а отбирается из тракта двигателя и аккумулируется на борту KJIA в устройстве для хранения рабочего вещества. Силы торможения, которые возникают при отборе и накоплении части рабочего вещества, протекающего через прямоточный реактивной двигатель KJIA, нейтрализуются тягой двигателя. Это обеспе-
410 чивает в среднем постоянство скорости движения KJIA по орбите с учетом нейтрализации других возможных сил торможения (аэродинамических и других). Описываемый процесс протекает циклически, в пределах времени определяемых ресурсом ПРД с полезным результатом в виде прироста массы рабочего вещества на борту орбитального KJIA. Использование
415 спутника, который не нуждается в расходе топлива для удержания на определенной высоте, позволяет осуществлять передачу рабочего вещества к его двигателю не только в постоянном режиме, но и с паузами, которые используются для предотвращения перегрева двигателя. Так же размещение ПРД на спутнике дает возможность, в отличие от размещения на стар-
420 тующих аппаратах, применять такие ПРД, конструкция которых не имеет каких-либо массовых и габаритных ограничений.
В случае, когда KJIA стартует с орбиты искусственного спутника планеты, способ передачи рабочего вещества представлен на фиг. 4 а. Предварительно на орбиту искусственного спутника выводится летатель-
425 ный аппарат-заправщик, с запасом топлива, полученным непосредственно на орбите по способу, описанному выше, либо иным путем, например, с фабрик Луны или других небесных тел. На заданной орбите ЛАЗ формирует шнуры рабочего вещества с расположением их в пространстве вдоль траектории полета ЛАЗ в зоне выброса. Одновременно с этим с поверхно-
430 сти планеты, например с Земли, осуществляются запуски КЛА по суборбитальным траекториям, с возможностью пересечения с орбитальными потоками рабочего вещества в виде шнуров. Космические летательные аппараты, поднявшись на высоту орбиты приближающихся к ним шнуров рабо- чего вещества, скорость подлета которых равна или больше первой косми-
435 ческой, зависают на заданной высоте с помощью верньерных ракетных двигателей на время (3-10 с) необходимое для подлета к ним орбитального потока рабочего вещества и его поступления в ПРД.
Возможны два подварианта способа передачи рабочего вещества. Первый - поток PB с орбитальной скоростью поступает в ПРД со стороны
440 головной части KJIA и аппарат начинает ускоренное движение навстречу потоку, которое продолжается до достижения заданной скорости, в диапазоне от первой космической до третьей (фиг. 4 б). Второй - догоняющий КЛА поток PB с орбитальной скоростью поступает в кормовую часть KJIA, разворачивается на 180 градусов с передачей импульса движения,
445 поступает затем в камеру сгорания ПРД, где при сжигании создает тягу, разгоняющую KJIA в ту же сторону, в какую направлено движение орбитального потока PB до достижения заданной скорости (фиг. 4 в).
В качестве рабочего вещества в данных случаях могут использоваться вещества-носители химической энергии, а так же и нейтральные веще-
450 ства, несущие только кинетическую энергию, извлечение которой происходит по ранее изложенному способу Меркулова с использованием части рабочего вещества из бортовых запасов KJIA, находящихся в устройстве для хранения рабочего вещества.
Рассмотренный вариант способа передачи рабочего вещества для
455 двигателей космических летательных аппаратов в качестве кинетического источника энергии допускает использование шнура рабочего вещества многократного применения. Такой шнур может быть изготовлен, например, из металлов и постоянно находится на орбите искусственного спутника планеты в паре с ЛАЗ, который при этом выполняет функции букси-
460 ровщика - разгонщика шнура. KJIA, запускаемый либо с поверхности планеты, либо с орбиты, захватывает своим двигателем шнур, движущийся ему навстречу с относительными скоростями в диапазоне от 8 до 16 км/с в начале разгона на круговой орбите и в диапазоне от 11 до 22 км/с на эллиптической. При пропускании металлического шнура через ПРД, в ка-
465 меру двигателя вводится рабочее вещество из бортовых запасов KJIA, например, в виде водорода или гелия, которые разогреваются силами трения в результате взаимодействия со шнуром и стенками камеры, что создает тягу при выходе газа из ПРД. Длина и масса шнура выбирается такой, что бы при пропускании шнура через ПРД возникающая сила тяги обеспечи-
470 вала разгон KJIA до заданной скорости, а шнур не сходил с орбиты после прохождения ПРД и передачи части свой кинетической энергии KJIA. После выхода из ПРД шнур многократного применения стыкуется с ЛАЗ, который разгоняет шнур до скорости равной первоначальной и, таким образом, восстанавливает исходный запас кинетической энергии, что позволяет
475 осуществить разгон следующего KJIA. Кроме того, многоразовый шнур может использоваться в комбинации с веществами, нанесенными на него в качестве одноразового покрытия, которое при прохождении шнура через камеру двигателя испаряется при взаимодействии с веществом из бортовых запасов KJIA и затем создает тягу при выходе из двигателя. Данный
480 способ позволяет использовать для запусков KJIA вещества внеземного происхождения, например, доставляемые на орбиту Земли с Луны или астероидов, а так же сократить потери импульса движения многоразовой части шнура.
Предлагаемый способ передачи рабочего вещества для двигателей
485 космических летательных аппаратов более выгоден, чем способ подачи рабочего вещества из атмосферы. Вместо смеси кислорода и азота к двигателям может подаваться только окислитель без балластных веществ, что увеличивает удельную мощность, удельный импульс и коэффициент полезного действия двигателей. Причем вещество-окислитель может выбираться
490 произвольно, с учетом требований по оптимизации рабочих процессов в ПРД. Одновременно с окислителем, в ПРД может подаваться и горючее, что позволяет запускать КЛА почти без запасов топлива. Это, например, при использовании воздушного старта на основе сверхзвукового самолета- носителя или другой нулевой ступени, позволяет загрузить КЛА полезным
495 грузом на 70-80 процентов его стартовой массы, тогда как у классических ракет полезный груз составляет 2—4 процента.
В. рабочую камеру рабочее вещество, сразу подается с плотностью необходимой для работы ПРД, что устраняет потери энергии неизбежные в случае использования воздуха при его динамическом сжатии в диффузоре
500 двигателя. Подача рабочего вещества из ЛАЗ, позволяет осуществлять разгон КЛА вне плотных слоев атмосферы, и тем самым устранить силы аэродинамического сопротивления и экстремальные тепловые нагрузки, что упрощает конструкцию КЛА, снижает его стоимость и повышает надежность.
505 Получение PB не из атмосферы, а от ЛАЗ, позволяет передавать рабочее вещество к двигателям КЛА, которые выведены на орбиту искусственного спутника планеты и могут аккумулировать часть PB поступающего в ПРД. Это позволяет снять жесткие массогабаритные ограничения на конструкцию ПРД, а так же ограничение на прерывание работы двигателя
510 для охлаждения, которые невозможно устранить в случаях подачи PB из атмосферы, что в итоге упрощает конструкцию ПРД, повышает запас прочности и рабочий ресурс. Возможность увеличить линейные размеры ПРД так же благоприятно и потому, что снимает проблемы смешения горючего с гиперзвуковым потоком окислителя и его сжигания за малое вре-
515 мя, которые характерны при использовании ПРД с короткими участками зон смешения и сжигания.
Передача рабочего вещества, в составе которого предварительно смешаны окислитель с горючим, так же устраняет проблему обеспечения эффективной работы ПРД на гиперзвуковых скоростях. 520 В тех случаях, когда благодаря движению ЛАЗ, рабочее вещество может передаваться в двигатели KJIA с изначально высокой скоростью, работа ПРД может осуществляться только на основе кинетической энергии PB, без использования проблемных процессов сжигания горючего. В этом же случае двигатель может быть избавлен от разрушительного воздействия
525 веществ-окислителей в условиях высоких температур и давлений, что упрощает и удешевляет конструкцию гиперзвукового ПРД. Высокие скорости поступления PB в ПРД, например, в интервале 8-12 км/с, достаточно просто получить (без больших чисел Циолковского) на встречном движении ЛАЗ и КЛА путем придания каждому скорости 4-6 км/с относительно
530 планеты.
Передача рабочего вещества, в виде шнура многократного применения, выгодна тем, что дополнительное рабочее вещество, используемое в ПРД из бортовых запасов КЛА, практически может быть с любой большой молекулярной массой в виду возможности его разгона до скорости близкой
535 к скорости движения шнура в камере двигателя. Такие виды бортовых запасов PB как неон, аргон, вода, парообразные кремний, углерод и т. п. могут использоваться в ПРД в виду возможности достижения скоростей истечения от 8 км/с и выше, в зависимости от скорости прохождения шнура через камеру двигателя.
540 Использование ЛАЗ космического базирования позволяет использовать для запусков КЛА с планеты, например, Земли кинетическую энергию вещества внеземного происхождения, например, доставляемого с малых небесных тел, например, с астероидов, Луны, или естественных спутников других планет, например, Марса. Это обеспечивает существенный энерге-
545 тический выигрыш за счет разницы между энергией выделяемой PB при входе в двигатель стартующего с планеты КЛА и энергией затрачиваемой ЛАЗ на отправку к Земле вещества малых небесных тел.

Claims

ФОРМУЛА
1. Способ питания реактивных двигателей космических летательных аппаратов, заключающийся в предварительных запусках космического летательного аппарата, оснащенного прямоточным реактивным двигателем, и летательного аппарата-заправщика с запасом рабочего ве- щества, оборудованного системой выброса струи рабочего вещества, осуществляющего выброс на заданной высоте из указанного аппарата- заправщика запасов рабочего вещества, отличающийся тем, что летательный аппарат-заправщик и космический летательный аппарат сближают относительно друг друга со скоростью, превышающей скорость выброса рабочего вещества, при этом система выброса струи летательного аппарата-заправщика формирует рабочее вещество в виде шнуров, представляющих собой стабилизированные струи рабочего вещества с плотностью, превышающей плотность окружающей воздушной среды, и поступающих затем со скоростью большей скорости выброса струи из летательного аппарата-заправщика в прямоточный реактивный двигатель космического летательного аппарата для получения тяги на основе использования химической и/или кинетической энергии указанных шнуров.
2. Система, реализующая способ по п.l, содержащая космический летательный аппарат, оснащенный прямоточным реактивным двигателем и устройством для хранения рабочего вещества, летательный аппарат- заправщик, оборудованный системой выброса рабочего вещества, отличающаяся тем, что указанная система выброса формирует стабилизированную струю рабочего вещества за счет введения одного или несколь- ких из следующих линейных элементов: лент, нитей, волокон, сетчатых или пленочных, внутренних и наружных структур, а также на основе загущенных жидкостей и твердых материалов или комбинаций твердых веществ с жидкими и/или газообразными, образующих шнур, способный проходить сквозь канал указанного прямоточного реактивного двигателя и выполненный с возможностью одно или многоразового использования.
PCT/RU2009/000739 2009-02-20 2009-12-28 Способ и система питания реактивных двигателей WO2010095977A1 (ru)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EA201100608A EA018524B1 (ru) 2009-02-20 2009-12-28 Способ и система питания реактивных двигателей
US13/202,304 US20110303794A1 (en) 2009-02-20 2009-12-28 Method and system for feeding jet engines
UAA201111198A UA100625C2 (ru) 2009-02-20 2009-12-28 Способ и система питания реактивных двигателей
US14/331,369 US20140326832A1 (en) 2009-02-20 2014-07-15 Method and system for feeding jet engines

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009106127/11A RU2385275C1 (ru) 2009-02-20 2009-02-20 Способ передачи рабочего вещества для двигателей космических летательных аппаратов и система его реализации
RU2009106127 2009-02-20

Related Child Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US13/202,304 A-371-Of-International US20110303794A1 (en) 2009-02-20 2009-12-28 Method and system for feeding jet engines
US14/331,369 Continuation US20140326832A1 (en) 2009-02-20 2014-07-15 Method and system for feeding jet engines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010095977A1 true WO2010095977A1 (ru) 2010-08-26

Family

ID=42138373

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2009/000739 WO2010095977A1 (ru) 2009-02-20 2009-12-28 Способ и система питания реактивных двигателей

Country Status (5)

Country Link
US (2) US20110303794A1 (ru)
EA (1) EA018524B1 (ru)
RU (1) RU2385275C1 (ru)
UA (1) UA100625C2 (ru)
WO (1) WO2010095977A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2561154C2 (ru) * 2014-06-11 2015-08-27 Александр Тимофеевич Корабельников Способ осуществления разгона ракет-носителей
CN106628262A (zh) * 2015-05-17 2017-05-10 邓鑫 一种适合于太空飞行的多模式驱动运载系统
RU2628836C2 (ru) * 2015-12-17 2017-08-22 Александр Тимофеевич Корабельников Способ осуществления разгона ракеты-носителя
RU2673215C1 (ru) * 2017-10-05 2018-11-22 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ эксплуатации пилотируемой орбитальной станции
WO2020023944A1 (en) * 2018-07-26 2020-01-30 Energeticx. Net, L.L.C. Systems and techniques for launching a payload

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5199671A (en) * 1975-01-27 1993-04-06 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and methods
RU2017659C1 (ru) * 1991-06-28 1994-08-15 Московский технический университет связи и информатики Способ управления объектами с помощью гибкой связи и устройство для его осуществления
RU2112717C1 (ru) * 1992-09-02 1998-06-10 Борис Михайлович Солодов Способ ускорения космического аппарата и устройство для его осуществления

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1114414A (en) * 1964-06-18 1968-05-22 British Aircraft Corp Ltd Improvements in space vehicles
US4754601A (en) * 1984-12-18 1988-07-05 Minovitch Michael Andrew Self-refueling space propulsion system and operating method
US4723736A (en) * 1986-08-18 1988-02-09 Todd Rider Rocket staging system
US5224663A (en) * 1991-07-01 1993-07-06 Criswell David R Vehicle propulsion system with external propellant supply
US6446905B1 (en) * 2000-08-30 2002-09-10 The Aerospace Corporation Janus reusable spacecraft system
US6786455B1 (en) * 2002-09-05 2004-09-07 Asher Bartov Method for engaging a probe and drogue for aerial refueling
US7137598B2 (en) * 2004-08-26 2006-11-21 The Boeing Company In-flight refueling system, sensor system and method for damping oscillations in in-flight refueling system components
US7523892B2 (en) * 2005-03-21 2009-04-28 Michael Leon Cook Centripetal reflex method of space launch

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5199671A (en) * 1975-01-27 1993-04-06 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and methods
RU2017659C1 (ru) * 1991-06-28 1994-08-15 Московский технический университет связи и информатики Способ управления объектами с помощью гибкой связи и устройство для его осуществления
RU2112717C1 (ru) * 1992-09-02 1998-06-10 Борис Михайлович Солодов Способ ускорения космического аппарата и устройство для его осуществления

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ANDREEV A.V. ET AL.: "Raketostroenie i kosmicheskaya tekhnika", ITOGI NAUKI I TEKHNIKI, vol. 12, 1991, pages 21 - 24 *
BENOIT A. LEBON ET AL.: "Magnetic Propulsion Along an Orbiting Grain Stream", J. SPACECRAFT, vol. 23, no. 2, March 1986 (1986-03-01), pages 141 - 143 *
SHIBANOV A. ET AL.: "Zaboty kosmicheskogo arkhitektora", DETSKAYA LITERATURA, 1982, pages 13 *

Also Published As

Publication number Publication date
EA201100608A1 (ru) 2011-10-31
UA100625C2 (ru) 2013-01-10
US20140326832A1 (en) 2014-11-06
RU2385275C1 (ru) 2010-03-27
EA018524B1 (ru) 2013-08-30
US20110303794A1 (en) 2011-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10815935B2 (en) Throttleable propulsion launch escape systems and devices
EP3423716B1 (en) A system of using compressed air as a force source and method thereof; airplane
RU2398717C1 (ru) Способ доставки грузов в космос и система его осуществления
US9567107B2 (en) Gas gun launcher
RU2414391C1 (ru) Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
CN109018445A (zh) 小卫星运载器
EP0591444B1 (en) Vehicle propulsion system with external propellant supply
US20140326832A1 (en) Method and system for feeding jet engines
CN109018446A (zh) 小卫星运载器
US6367243B1 (en) Atomic-based combined cycle propulsion system and method
US20050178920A1 (en) Spacecraft propulsion system
CN117589008A (zh) 固液混合动力的运载火箭及其发射方法
Naumann et al. Green, Highly Throttleable and Safe Gelled Propellant Rocket Motors–Application Potentials for In-Space Propulsion
RU2484283C2 (ru) Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей
Shubov Feasibility Study for Multiply Reusable Space Launch System
Fisher Space Track Launch System-Second Stage Requirements
Davis et al. Review of laser lightcraft propulsion system
Pillai Space-capable sounding rocket design for collegiate teams
RU2085448C1 (ru) Способ доставки грузов в космос и система для его осуществления
RU2041392C1 (ru) Форсируемый газофазный ядерный ракетный двигатель
Bolonkin Sling rotary space launcher
Lantz Ramjet plus rocket propulsion for a reliable space shuttle
Froning, Jr et al. Aerospace plane trajectory optimization for sub-orbital boost glide flight
Linhart et al. Propulsion of space ships by nuclear explosion
Yamagiwa et al. Performance optimization of a multi-stage spinning-balance tether orbit transfer system

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09840497

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201100608

Country of ref document: EA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13202304

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: a201111198

Country of ref document: UA

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 09840497

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1