Спосіб і система живлення реактивних двигунів

Реферат: Винаходи відносяться до рушійних систем космічних транспортних засобів. Спосіб здійснюється за допомогою системи, яка містить космічний літальний апарат (КЛА) з прямоточним реактивним двигуном (1) і пристроєм (2) для зберігання робочої речовини (одного з компонентів палива). Передбачено також літальний апарат-заправник (ЛАЗ) (3) з системою (4) викиду робочої речовини (іншого компонента палива). Система (4) формує стабілізований струмінь (5) робочої речовини за допомогою одного або кількох лінійних елементів (ниток, стрічок тощо) або на основі згущених рідин і твердих матеріалів, або комбінацією твердих речовин з рідкими та/або газоподібними. У результаті утворюється шнур (5), який використовується один раз або багаторазово. Згідно зі способом, здійснюють попередній запуск КЛА з прямоточним двигуном (1) і ЛАЗ (3) з запасом робочої речовини (компонента). На заданій висоті здійснює викид з ЛАЗ робочої речовини у вигляді шнурів (5), щільність яких перевищує щільність навколишнього повітряного середовища. При цьому ЛАЗ і КЛА зближаються зі швидкістю, що перевищує швидкість викиду робочої речовини. Шнури (5) надходять в прямоточний реактивний двигун (1), де паливні компоненти змішуються і згоряють, створюючи тягу (за умови, що імпульс продуктів згоряння, що витікають з сопла реактивного двигуна (1), перевищує імпульс струменів - шнурів, що поглинаються (5). Технічний результат групи винаходів спрямований на зниження витрат з доставки вантажів у космос. UA 100625 C2 (12) UA 100625 C2 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід відноситься до ракетобудування та космонавтики, а саме до способів і космічних транспортних систем доставки вантажів. Завдання зниження витрат на доставку вантажів у космос ускладнюється тим, що більшу частину вантажів складає паливо для їх транспортування, яке необхідно доставляти із Землі. Відомий спосіб доставки вантажів у космос за допомогою одноступеневих та багатоступеневих (складових) ракет. К.Е. Ціолковський запропонував змінити підхід до створення ракетних систем. Ідея Ціолковського К.Е., доповнена Перельманом Я.І. і дороблена Тихонравовим М.К. про створення «пакету ракет» отримала подальший розвиток у ряді патентів (US № 3369771, № 4834324, № 5141181 та ін.). У зазначених роботах розглядається спосіб об'єднання декількох ракет, жорстко зв'язаних між собою до старту, в так званий пакет, в якому проводиться передача палива від однієї ракети до іншої. Однак такий «пакет ракет» володіє значною громіздкістю на стартовому майданчику, що висуває підвищені вимоги до стартових споруд. Відомі способи дозаправки в польоті космічних літальних апаратів (КЛА) з рідинноракетними двигунами (РРД) за допомогою літального апарата-заправника (ЛАЗ) шляхом стикування, передачі палива через шланг - трубопровід, що зв'язує апарати, або без шланга переливом палива відкритим струменем робочої речовини. Даними способами забезпечується зниження видатків передстартового обслуговування на пусковому майданчику, які залежать від величини стартової маси КЛА і скорочуються при зменшенні масових і габаритних параметрів КЛА. Суть одного із способів доставки вантажів у космос (патент RU № 2085448) зводиться до одночасного старту і подальшого спільного польоту космічного апарату вертикального зльоту з рідинно-реактивним двигуном і заправника з вертикальним злетом, при якому в ході спільного і паралельного польоту здійснюється передача палива з допомогою гнучкого засобу передачі палива, яким вони з'єднуються ще на стартовій позиції до зльоту. Недоліком даного способу є виникнення додаткових аеродинамічних навантажень на систему, обважнення гнучкого засобу передачі палива з метою запобігання флатеру, збільшення загальної маси конструкції в результаті значного збільшення протяжності трубопровідної системи заповненої паливом, додаткова витрата палива на виконання паралельного польоту з урахуванням аеродинамічної сили, що діє на трубопровід, яка прагне зблизити обидва апарати. Суть іншого способу доставки вантажів у космос, запропонованого на Четвертому астронавтичному конгресі в Цюріху в 1953 році Г.А. Крокко, (G.A.Crocco. Le ravitallement dans et le probleme des polistades. The Fourth Astronautical Congress "Space-Flight Problems" Published by the Swiss Astronautical and Aeronautical Federation, pp. 152-160) передбачає запуск окремих ракет двох типів: ракети з корисним навантаженням і однієї і більше ракети з паливом. Окремі ракети під час старту не об'єднані жорстко в єдину конструкцію і летять вільно, окремо один від одного, що дозволяє значно спростити стартові споруди, зменшити загальну вагу ракет в порівнянні з жорстко пов'язаним «пакетом ракет». На заданій висоті обидві ракети летять синхронно і паралельно деякий час, протягом якого здійснюється вільний викид палива спрямованим струменем з баків ракети з паливом в отвір ракети з корисним навантаженням. Спосіб передачі палива у вигляді вільного викиду спрямованого струменя викликає ряд проблем. Рідкий паливний струмінь не може зберігати цілісність на великих відстанях; він втрачає однорідність, дробиться на фрагменти - розпорошується. А так само складно забезпечити точний напрям польоту паливного струменя на великих відстанях через неминучий розкид початкових швидкостей і кутів викиду струменя в умовах вібрацій і коливань, що виникають при виконанні польоту. Основний недолік способів, які розглядаються, полягає в тому, що запас палива, який несе заправник, необхідно розганяти до тієї ж швидкості, що і у літального апарату, який дозаправляється. Це не дає даним способам будь-яких енергетичних вигод у порівнянні з традиційним способом, коли все паливо знаходиться в одному КЛА, що стартує. Відомий спосіб, що включає забір повітря з атмосфери, його стиснення, зріджування і розділення на кисень і азот, накопичення кисню безпосередньо в польоті КЛА, з подальшим споживанням в РРД, в тому числі на ділянках розгону за межами щільних шарів атмосфери, там, де вже немає можливості здійснювати забір кисню (І. Афанасьєв, Стан робіт з «космічних літаків», журнал "Новини космонавтики" (И.Афанасьев, Состояние работ по «космическим самолетам», журнал "Новости космонавтики" (Зареєстровано в Державному комітеті РФ по друку №0110293. ISSN 1561-1078): http://www.novosti-kosmonavtiki.rn/content/numbers/1845/30.shtm). Даним способом забезпечується зниження стартової маси КЛА за рахунок самостійної дозаправки киснем у польоті без літального апарата-заправника, що усуває недоліки попередніх способів. Однак на високих швидкостях польоту ростуть незворотні втрати тепла, яке відбирається у повітря для його зрідження, що робить неможливим використання 1 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 цього способу в тих випадках, коли енерговитрати на динамічне стискування і зрідження кисню стають порівнянними з енерговиділенням від спалювання палива в отриманому кисні. Крім того, потрібно використання складної системи теплообміну між вхідним повітрям, паливом та/або допоміжними робочими речовинами. Відомий спосіб забору повітря з атмосфери, його динамічне стискування і споживання (без охолодження і зрідження) як окисника та/або робочого тіла, що нагрівається, в реактивних двигунах прямоточного типу або прямоточних реактивних двигунах (ПРД). Даним способом забезпечується зниження стартової маси KЛA за рахунок споживання основної маси кисню не з бортових запасів, а із зовнішнього джерела - атмосфери, для досягнення швидкостей польоту близьких до першої космічної швидкості (Вікіпедія: http://ru.wikipedia.org/wiki/ Воздушнореактивный двигатель (Повітряно-реактивний двигун). При роботі ПРД на гіперзвукових швидкостях починаючи від 5 М (М - число Маха), виникає кілька технічних проблем. Це складності змішування пального з повітрям, боротьба з тепловими перевантаженнями двигуна, зокрема з перегрівом всіх передніх кромок повітрозабірника. Для польотів на гіперзвукових швидкостях потрібні особливі конструкції і матеріали не тільки для двигуна, але і для літального апарату. Відомий спосіб, запропонований Меркуловим А.І., заснований на застосуванні прямоточних реактивних двигунів (ПРД) як космічних повітряно-реактивних двигунів для розгону космічних літальних апаратів у верхніх шарах атмосфери до швидкості V = 15 -18 км/с (50-60 М) з метою здійснення міжпланетних перельотів або для інших цілей, наприклад, скорочення часу перельоту в навколоземному просторі (Вісті Академії Наук СРСР, ЕНЕРГЕТИКА І ТРАНСПОРТ, 1965. Проблема космічних повітряно-реактивних двигунів, І.А. Меркулов, с. 159-172) (Известия Академии Наук СССР, ЭНЕРГЕТИКА И ТРАНСПОРТ, 1965. Проблема космических воздушнореактивных двигателей, И. А. Меркулов, с. 159-172). Робота космічних ПРД, згідно Меркулову І.А., може здійснюватися не тільки за рахунок відомих схем підведення тепла до потоку повітря або комбінації тепла з додатковою масою робочої речовини з бортових запасів, але і на основі підведення тільки однієї додаткової маси інертної (негорючої) речовини, за рахунок використання сумарної кінетичної енергії робочої речовини (РР) і КЛА, відповідно до теореми, сформульованої автором «про еквівалентність додаткових мас і додаткової енергії з точки зору отримання тяги» (с. 166). Усунення хімічного палива вирішує наступні проблеми: захист двигуна від ерозії в високотемпературному потоці окислювального середовища; регулювання подачі пального в умовах безупинно мінливого потоку повітря внаслідок прискорення КЛА і забезпечення його нормального змішання і згоряння в умовах гіперзвукового газового потоку; забезпечує значне збільшення питомого імпульсу (по Меркулову 500-750 кг-с/кг для повітря), починаючи з М = 30 - 40, у порівнянні з величинами, які можуть мати перспективні рідинноракетні двигуни. Використання зовнішніх ресурсів у вигляді атмосферного повітря для розгону КЛА в діапазоні космічних швидкостей від першої до третьої скорочує запаси палива і збільшує частку корисного вантажу. Незважаючи на зазначені вигоди, основним недоліком проекту космічних ПРД є використання верхніх шарів атмосфери як джерела компонентів палива або робочої речовини. Цей недолік породжує три основні проблеми. Споживання робочої речовини з верхніх шарів атмосфери, вимагає стиснення в дифузорі потоку розрідженого повітря, який надходить у двигун, що викликає гальмування і зменшує тягу ПРД, а також незворотні втрати механічної енергії. Ці втрати, за оцінкою Меркулова І.А., принаймні, на порядок більше втрат енергії внаслідок тертя газу при його перебігу уздовж стінок камери згоряння і сопла в порівнянні з втратами, які супроводжують процес стиснення повітря в дифузорі. Як зауважує сам автор, тяга двигуна розглядалася незалежно від зовнішнього опору мотогондоли і всього корпусу КЛА при польоті в атмосфері, а тому реальні енергетичні та технічні результати використання космічних ПРД на КЛА будуть істотно нижче теоретичних. Крім того, необхідність польоту у верхніх шарах атмосфери, крім погіршення енергетичних характеристик роботи прямоточного двигуна, пред'являє жорсткі вимоги до конструкцій і матеріалів всього КЛА у зв'язку з наступними проблемами: - дуже високі температури; - нагрівання апарату в цілому, зокрема перегрів всіх передніх кромок повітрозабірника; - локалізовані зони нагріву від ударних хвиль, стаціонарні та що переміщаються; - високі аеродинамічні навантаження; - високі навантаження від пульсацій тиску; - можливість серйозного флатеру, вібрацій, навантаження термічного походження, які флуктують; - ерозія під впливом набігаючого повітряного потоку. 2 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Технічним завданням, на вирішення якого спрямовано винахід, що пропонується, є значне зниження витрат на доставку вантажів у космос за рахунок створення способу і системи живлення реактивних двигунів, що дозволяють проводити прийом і подальше просування потоку робочої речовини без значних втрат енергії і екстремальних впливів на конструкцію, а також збільшення корисного навантаження за рахунок скорочення бортових запасів палива космічного літального апарату. Зазначений технічний результат досягається за допомогою способу, що пропонується, і системи живлення реактивних двигунів. Спосіб живлення реактивних двигунів космічних літальних апаратів полягає в попередніх запусках космічного літального апарату з прямоточним реактивним двигуном і літального апарата-заправника із запасом робочої речовини, обладнаного системою викиду струменя робочої речовини, який на заданій висоті здійснює викид запасів робочої речовини. Літальний апарат-заправник і космічний літальний апарат зближуються відносно один одного зі швидкістю, що перевищує швидкість викиду робочої речовини. При цьому система викиду струменя літального апарата-заправника формує робочу речовину у вигляді шнурів, що представляють собою стабілізований струмінь робочої речовини з щільністю, що перевищує щільність навколишнього повітряного середовища. Потім шнури надходять зі швидкістю більшої швидкості викиду струменя з літального апарата-заправника в прямоточний реактивний двигун космічного літального апарата для отримання тяги на основі використання хімічної та/або кінетичної енергії шнура. Система, що реалізує спосіб, містить космічний літальний апарат з прямоточним реактивним двигуном і пристроєм для зберігання робочої речовини, літальний апаратзаправник, обладнаний системою викиду робочої речовини. Система викиду формує стабілізований струмінь робочої речовини за рахунок введення одного або кількох лінійних елементів: стрічок, ниток або волокон, сітчастих або плівкових, внутрішніх і зовнішніх структур, а також на основі загущених рідин і твердих матеріалів або комбінацією твердих речовин з рідкими та/або газоподібними, що утворюють гнучкий шнур, виконаний з можливістю одно- або багаторазового використання, який проходить крізь канал прямоточного реактивного двигуна. Запропонований спосіб живлення реактивних двигунів космічних літальних апаратів і система його реалізації, дозволяють усунути недоліки розглянутих вище способів. По-перше, зменшити стартову масу КЛА як за рахунок скорочення бортових запасів кисню, так і горючого компоненту палива. Використання ЛАЗ як джерело робочої речовини дозволяє забезпечити КЛА всіма компонентами палива після старту і за рахунок скорочення маси горючих компонентів додатково збільшити частку корисного навантаження. По-друге, виключити втрати енергії на стиск при прийомі потоку робочої речовини. У звичайних прямоточних двигунах як окисник використовується кисень з атмосферного повітря, який при гіперзвукових швидкостях руху, які можливі на великих висотах, знаходиться в розрядженому стані і вимагає стиснення для використання в двигуні. Процес стиснення супроводжується незворотними тепловими втратами, які усуваються в способі, що пропонується. Кисень або будь-який інший окисник подаються в стані високої щільності, що не вимагає додаткового стиснення. У-третіх, усунути втрати енергії на подолання аеродинамічного опору корпусу КЛА та/або мотогондоли прямоточного реактивного двигуна при гіперзвукових швидкостях (аж до 50-60 М). Подача робочої речовини не з атмосфери, а з літального апарата-заправника, дозволяє здійснювати розгін КЛА поза щільних шарів атмосфери, на таких висотах, де сили аеродинамічного опору не істотні. У-четвертих, усунути екстремальні навантаження на конструкцію та матеріали КЛА, зумовлені необхідністю розгону в атмосфері. Подача робочої речовини за допомогою ЛАЗ дозволяє здійснювати розгін КЛА на таких висотах, де не виникають екстремальні навантаження на конструкцію та матеріали КЛА. У-п'ятих, забезпечити повноту змішування та згоряння окисника і пального на гіперзвукових швидкостях паливної суміші шляхом зняття габаритних і масових обмежень на ПРД у разі розміщення двигуна на штучному супутнику, який використовує тягу ПРД тільки для підтримки постійної швидкості без прискорення. У-шостих, зменшити ерозійні навантаження на проточну частину двигуна, викликані споживанням кисню при високих температурах як частини робочого тіла. Замість хімічної енергії робочої речовини при русі на гіперзвукових швидкостях можливе використання його кінетичної енергії, у відповідності зі способом запропонованим Меркуловим І. А., у тих випадках, коли частка кінетичної енергії стає сумірною з часткою хімічної енергії. Усунення хімічного палива вирішує проблему захисту двигуна від ерозії в високотемпературному потоці окислювального середовища. 3 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 У-сьомих, підвищити енергетичну ефективність розгону КЛА шляхом рекуперації його кінетичної енергії в енергію витікання робочої речовини, у відповідності до викладеного вище способу Меркулова І.А. Розгін КЛА і струменя робочої речовини відносно один одного до швидкостей сумірних з першою космічною і вище дозволяє використовувати їх відносну кінетичну енергію для нагріву робочої речовини, що забезпечує питомий імпульс більший, ніж у кращих термохімічних двигунів, зіставний з імпульсом ядерних твердофазних двигунів. На фіг. 1 представлено систему реалізації способу живлення реактивних двигунів космічних літальних апаратів, де 1 - космічний літальний апарат з прямоточним реактивним двигуном; 2 пристрій для зберігання робочої речовини; 3 - літальний апарат-заправник, 4 - система викиду струменя робочої речовини; 5 - шнур (стабілізований стримінь робочої речовини). На фіг. 2 (а, б, в) представлені варіанти передачі робочої речовини для двигуна космічного літального апарату, що стартує з планети в космос. На фіг. 3 представлено варіант передачі робочої речовини для двигуна космічного літального апарату, що постійно знаходиться на орбіті штучного супутника планети. На фіг. 4 (а, б, в) представлені варіанти передачі робочої речовини для двигуна космічного літального апарату, що стартує з планети в космос. Реалізація способу живлення реактивних двигунів космічних літальних апаратів (фиг.1). Попередньо здійснюється запуск КЛА, оснащеного прямоточним реактивним двигуном 1 і пристроєм для зберігання робочої речовини 2 і здійснюється запуск ЛАЗ 3 з основним запасом робочої речовини. На заданій висоті ЛАЗ і КЛА починають зближуватися. У процесі зближення система викиду струменя робочої речовини 4 викидає стабілізований струмінь робочої речовини (шнур) 5 в діапазоні швидкостей, який рекомендується, від 30 до 300 м/с але при цьому швидкість входу струменя в ПРД більше швидкості його викиду, так як є результуючої швидкостей зближення ЛАЗ з КЛА і викиду струменя. Стабілізація струменя досягається різноманітними способами. У разі використання рідкої робочої речовини, наприклад, скрапленого кисню (пероксиду водню, водних розчинів пероксиду, води, азотної кислоти і інших окисників) стабілізація забезпечується шляхом введення в потік формованого струменя різних лінійних елементів: стрічок, ниток або волокон, сітчастих або плівкових, внутрішніх і зовнішніх структур, які за рахунок сил поверхневого натягу рідини та/або пружності зовнішніх структур утримують і фіксують його форму у вигляді шнура, розділеного на відрізки з протяжністю в діапазоні, який рекомендується, від 100 до 3000 м і в окремих випадках від 10 до 300 км. Для зниження надмірно високої щільності рідкого окисника додатково може застосовуватися спінювання рідини, з високою кратністю піни від 200 до 1500-2000 одиниць, а для запобігання кипіння рідини в умовах космічного вакууму застосовується процедура переохолодження рідин, що викидаються ЛАЗ. Крім того, для стабілізації струменя можна використовувати відомі методи загущення рідин до стану гелів, а також використовувати замість рідин різні пасти та пластичні матеріали або заздалегідь підготовлені і намотані на котушку тверді шнури робочої речовини, у ролі якої можуть бути використані відомі види твердого ракетного палива. У необхідних випадках як тверде ракетне паливо можуть бути використані речовини зі збільшеною швидкістю горіння, яка необхідна при гіперзвукової швидкості входження шнура в двигун, а також зі зменшеною щільністю на основі надання шнуру пористої або комірчастої структури. Викид шнурів РР здійснюється на таких висотах, де відсутні значущі сили аеродинамічного опору руху шнурів. У разі створення трас з шнурів робочої речовини протяжністю від десятків до сотень кілометрів можуть одночасно застосовуватися декілька ЛАЗ. Процес викиду завершується до початку процесу прийому, що відбувається в зоні майбутньої траєкторії прольоту КЛА у зв'язку з тим, що час поглинання шнурів РР значно менше часу їх формування, так як процес поглинання шнура двигуном відбувається на швидкостях починаючи з 1000 м/с і вище, а процес формування шнура йде зі швидкостями від 30 до 300 м/с. Прийом робочої речовини космічним літальним апаратом на відміну від прототипу, здійснюється без попереднього ущільнення, так як шнури робочої речовини, що подаються, вже сформовані ЛАЗ з потрібним станом щільності, що скорочує незворотні втрати енергії і підвищує ККД двигуна. При надходженні шнура робочої речовини в двигун можливі різні варіанти його використання для отримання тяги. У разі якщо шнур робочої речовини являє собою тільки окисник, то в двигуні відбувається процес змішання окисника з пальним, яке подається в камеру згоряння з бортових запасів пристрою для зберігання робочої речовини космічного літального апарату. Кількість бортових запасів пального може бути значно зменшено, якщо шнур робочої речовини являє собою суміш окисника і пального, наприклад, суміш рідкого кисню (водного розчину пероксиду водню, чистої води або замороженої вуглекислоти) з порошкоподібним 4 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 алюмінієм, а з бортових запасів в камеру згоряння подається тільки частина пального, наприклад, водень. Можлива подача шнура з повним набором всіх необхідних паливних компонентів, що здійснюється подачею як одного шнура, що представляє собою суміш паливних компонентів, так і одночасною подачею двох і більше шнурів, які роздільно несуть компоненти палива, наприклад, рідкі кисень і водень, які з'єднуються в камері згоряння, що дозволяє повністю скоротити бортові запаси пального і збільшити корисне навантаження. Крім використання хімічної енергії робочої речовини шнура можливо так само використання його кінетичної енергії шляхом нагрівання РР з бортових запасів КЛА за рахунок сил тертя з поверхнею шнура при проходженні його через робочу камеру двигуна. При цьому шнур РР може бути як одноразового, так і багаторазового використання. Одноразовий шнур складається як мінімум з однієї речовини, яка змішується в двигуні з речовиною, що подається з пристрою для зберігання робочої речовини, і випаровується, що виключає повторне використання шнура. Шнур багаторазового використання, що включає як мінімум одну речовину в твердому стані, що не змішується з бортовою робочою речовиною при її нагріванні в камері двигуна і не руйнується, тому шнур може бути використаний багаторазово. Шнур робочої речовини надходить у ПРД в кількості, яка необхідна для створення тяги двигуна, що забезпечує розгін КЛА до заданої швидкості в різних діапазонах: від мінімально можливої швидкості до першої космічної або орбітальної; підтримка заданої швидкості на орбіті КЛА; від першої космічної до другої і третьої швидкостей. Існують різні варіанти способу передачі робочої речовини для двигунів космічних літальних апаратів: для КЛА, що стартують з планети в космос; для КЛА, що постійно знаходиться на орбіті штучного супутника планети; для КЛА, що стартує з орбіти штучного супутника планети. Способи передачі робочої речовини для КЛА, що стартують з планети в космос, представлені на фіг.2. З поверхні планети стартують ЛАЗ і КЛА. Після проходження щільних шарів атмосфери і досягнення заданої висоти ЛАЗ викидає запаси робочої речовини. Робоча речовина формується у вигляді шнура (послідовності відрізків шнурів), який в зоні поглинання шнура двигуном, орієнтований максимально паралельно вектору горизонтальної складової швидкості КЛА. Одночасно з процесом формування шнура робочої речовини, відбувається зближення КЛА і шнура. При цьому прискорення ЛАЗ і КЛА по вертикалі під час балістичного польоту (руху за інерцією) синхронно. Процес організований так, що після повного формування шнура РР відбувається його зустріч з КЛА і починається входження в прямоточний реактивний двигун. Далі відбувається витягнення енергії шнура в ПРД і розгін КЛА уздовж шнура (послідовності шнурів, аналогічної пунктирної лінії, сформованої іншими ЛАЗ). Можливе використання, як хімічної енергії шнура, так і кінетичної, яка дозволяє одержати більш високий питомий імпульс. Використання хімічної енергії доцільно при відносних швидкостях входу шнура РР в двигун КЛА рівних або менших першої космічної швидкості, у відповідності зі способом подачі робочої речовини, зображеного на фіг. 2 а, б. Тут шнур РР перед подачею в ПРД може попередньо розганятися ЛАЗ відносно поверхні планети в той же бік, до якого прискорюється КЛА. Попередній розгін може здійснюватися до швидкостей в 4-6 км/с, досягнення яких не потребує великих чисел Ціолковського і можливо на основі одноступеневих ракет багаторазового застосування. Таке зменшення швидкості входу шнура РР в ПРД може бути актуально для зниження ефекту виродження термохімічного ПРД, що виникає на високих швидкостях. Кінетичну енергію доцільно використовувати при відносних швидкостях входу шнура РР в двигун КЛА, більших ніж перша космічна швидкість, у відповідності зі способом подачі робочої речовини, який зображений на фіг. 2 в. Тут шнур РР перед подачею в ПРД попередньо розганяється ЛАЗ відносно поверхні планети назустріч КЛА. При цьому КЛА, до початку прийому РР також може попередньо розганятися в зустрічному напрямку по відношенню до ЛАЗ. Попередній розгін в зустрічному напрямку може здійснюватися до швидкостей в 4-6 км/с кожним літальним апаратом, що забезпечує відносну швидкість входу РР в двигун КЛА в межах 8-12 км/с при низькому значенні числа Ціолковського ЛАЗ і КЛА. Процес завершується досягненням швидкості, необхідної для виходу на орбіту супутника планети та/або міжпланетну траєкторію польоту. Апарат-заправник, який мав суборбітальну швидкість, повертається на поверхню планети. У випадку, коли КЛА постійно знаходиться на орбіті штучного супутника планети, спосіб передачі робочої речовини представлений на фіг.3. Попередньо на орбіту штучного супутника планети виводиться космічний літальний апарат, оснащений прямоточним реактивним двигуном. З поверхні планети, наприклад з Землі, здійснюються запуски літальних апаратів 5 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 заправників по суборбітальних траєкторіях з можливістю їх перетину з КЛА, що наближається. На заданій висоті ЛАЗ звільняється від запасів робочої речовини в результаті її викиду у вигляді струменя, який орієнтований максимально паралельно траєкторії руху КЛА в зоні прийому. Після цього ЛАЗ повертається на планету. Викид шнурів робочої речовини здійснюється таким чином, щоб вони при продовженні свого руху по балістичної траєкторії опинилися перед КЛА, у вигляді одного або декількох шнурів (поздовжніх та/або паралельних) на період часу, який достатній для його входження в прямоточний реактивний двигун КЛА, з залишковою вертикальною складовою швидкостів інтервалі 10 - 100 м/с, яка рекомендується. При входженні в камеру згоряння ПРД паливо, що міститься в шнурі, запалюється і при розширенні створює тягу. Частина палива, що надходить у двигун, не спалюється, а відбирається з тракту двигуна і акумулюється на борту КЛА у пристрої для зберігання робочої речовини. Сили гальмування, які виникають при відборі та накопиченні частини робочої речовини, що протікає через прямоточний реактивної двигун КЛА, нейтралізуються тягою двигуна. Це забезпечує в середньому сталість швидкості руху КЛА по орбіті з урахуванням нейтралізації інших можливих сил гальмування (аеродинамічних та інших). Процес, який описується, протікає циклічно, в межах часу, що визначаються ресурсом ПРД з корисним результатом у вигляді приросту маси робочої речовини на борту орбітального КЛА. Використання супутника, який не потребує витраті палива для утримання на певній висоті, дозволяє здійснювати передачу робочої речовини до його двигуна не тільки в постійному режимі, але і з паузами, які використовуються для запобігання перегріву двигуна. Так само розміщення ПРД на супутнику дає можливість, на відміну від розміщення на апаратах, що стартують, застосовувати такі ПРД, конструкція яких не має яких-небудь масових і габаритних обмежень. У випадку, коли КЛА стартує з орбіти штучного супутника планети, спосіб передачі робочої речовини представлений на фіг. 4 а. Попередньо на орбіту штучного супутника виводиться літальний апарат-заправник, з запасом палива, отриманим безпосередньо на орбіті за способом, описаним вище, або іншим шляхом, наприклад, з фабрик Місяця або інших небесних тіл. На заданій орбіті ЛАЗ формує шнури робочої речовини з розташуванням їх в просторі вздовж траєкторії польоту ЛАЗ у зоні викиду. Одночасно з цим з поверхні планети, наприклад з Землі, здійснюються запуски КЛА по суборбітальним траєкторіях, з можливістю перетину з орбітальними потоками робочої речовини у вигляді шнурів. Космічні літальні апарати, піднявшись на висоту орбіти шнурів робочої речовини, що наближаються до них, швидкість підльоту яких дорівнює або більше першої космічної, зависають на заданій висоті за допомогою верньєрних ракетних двигунів на час (3-10 с), який необхідний для підльоту до них орбітального потоку робочої речовини і його надходження в ПРД. Можливі два підваріанти способу передачі робочої речовини. Перший - потік РР з орбітальною швидкістю надходить в ПРД з боку головної частини КЛА, і апарат починає прискорений рух назустріч потоку, який триває до досягнення заданої швидкості, в діапазоні від першої космічної до третьої (фіг. 4 б). Другий - потік РР, що наздоганяє КЛА, з орбітальною швидкістю надходить в кормову частину КЛА, розгортається на 180 градусів з передачею імпульсу руху, надходить потім в камеру згоряння ПРД, де при спалюванні створює тягу, що розганяє КЛА в той же бік, в який направлено рух орбітального потоку РР до досягнення заданої швидкості (фіг. 4 в). У ролі робочої речовини в даних випадках можуть використовуватися речовини-носії хімічної енергії, а також і нейтральні речовини, що несуть тільки кінетичну енергію, витягнення якої відбувається за раніше викладеним способом Меркулова з використанням частини робочої речовини з бортових запасів КЛА, що знаходяться у пристрої для зберігання робочої речовини. Розглянутий варіант способу передачі робочої речовини для двигунів космічних літальних апаратів як кінетичного джерела енергії допускає використання шнура робочої речовини багаторазового застосування. Такий шнур може бути виготовлений, наприклад, з металів і постійно знаходиться на орбіті штучного супутника планети в парі з ЛАЗ, який при цьому виконує функції буксирувальника-розгінника шнура. КЛА, що запускається або з поверхні планети, або з орбіти, захоплює своїм двигуном шнур, що рухається йому назустріч з відносними швидкостями в діапазоні від 8 до 16 км/с на початку розгону на круговій орбіті та в діапазоні від 11 до 22 км/с на еліптичній. При пропущенні металевого шнура через ПРД, в камеру двигуна вводиться робоча речовина з бортових запасів КЛА, наприклад, у вигляді водню або гелію, які розігріваються силами тертя в результаті взаємодії зі шнуром і стінками камери, що створює тягу при виході газу з ПРД. Довжина і маса шнура вибирається такою, щоб сила тяги, що виникає при пропущенні шнура через ПРД, забезпечувала розгін КЛА до заданої швидкості, а шнур не сходив з орбіти після проходження ПРД і передачі частини своєї кінетичної енергії КЛА. Після виходу з ПРД шнур багаторазового застосування стикується з ЛАЗ, який 6 UA 100625 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 розганяє шнур до швидкості, яка дорівнює початковій і, таким чином, відновлює початковий запас кінетичної енергії, що дозволяє здійснити розгін наступного КЛА. Крім того, багаторазовий шнур може використовуватися в комбінації з речовинами, нанесеними на нього як одноразове покриття, яке при проходженні шнура через камеру двигуна випаровується при взаємодії з речовиною з бортових запасів КЛА і потім створює тягу при виході з двигуна. Даний спосіб дозволяє використовувати для запусків КЛА речовини позаземного походження, наприклад, що доставляються на орбіту Землі з Місяця або астероїдів, а також скоротити втрати імпульсу руху багаторазової частини шнура. Спосіб передачі робочої речовини для двигунів космічних літальних апаратів, що пропонується, більш вигідний, ніж спосіб подачі робочої речовини з атмосфери. Замість суміші кисню та азоту до двигунів може подаватися тільки окисник без баластних речовин, що збільшує питому потужність, питомий імпульс і коефіцієнт корисної дії двигунів. Причому речовина-окисник може вибиратися довільно, з урахуванням вимог щодо оптимізації робочих процесів в ПРД. Одночасно з окисником, у ПРД може подаватись і пальне, що дозволяє запускати КЛА майже без запасів палива. Це, наприклад, при використанні повітряного старту на основі надзвукового літака-носія або іншого нульового ступеня, дозволяє завантажити КЛА корисним вантажем на 70-80 відсотків його стартової маси, тоді як у класичних ракет корисний вантаж становить 2-4 відсотки. У робочу камеру робоча речовина відразу подається з щільністю, яка необхідна для роботи ПРД, що усуває втрати енергії, які неминучі у разі використання повітря при його динамічному стисненні у дифузорі двигуна. Подача робочої речовини з ЛАЗ дозволяє здійснювати розгін КЛА поза щільних шарів атмосфери, і тим самим, усунути сили аеродинамічного опору і екстремальні теплові навантаження, що спрощує конструкцію КЛА, знижує його вартість і підвищує надійність. Отримання РР не з атмосфери, а від ЛАЗ, дозволяє передавати робочу речовину до двигунів КЛА, які виведені на орбіту штучного супутника планети і можуть акумулювати частину РР, що надходить в ПРД. Це дозволяє зняти жорсткі масогабаритні обмеження на конструкцію ПРД, а також обмеження на переривання роботи двигуна для охолодження, які неможливо усунути у випадках подачі РР з атмосфери, що в підсумку спрощує конструкцію ПРД, підвищує запас міцності і робочий ресурс. Можливість збільшити лінійні розміри ПРД так само сприятливо і тому, що знімає проблеми змішування пального з гіперзвуковим потоком окисника і його спалювання за малий час, що характерні при використанні ПРД з короткими ділянками зон змішання і спалювання. Передача робочої речовини, в складі якої попередньо змішані окисник з пальним, також усуває проблему забезпечення ефективної роботи ПРД на гіперзвукових швидкостях. У тих випадках, коли завдяки руху ЛАЗ, робоча речовина може передаватися в двигуни КЛА із спочатку високою швидкістю, робота ПРД може здійснюватися тільки на основі кінетичної енергії РР, без використання проблемних процесів спалювання пального. У цьому ж випадку двигун може бути позбавлений від руйнівного впливу речовин-окисників в умовах високих температур і тисків, що спрощує і здешевлює конструкцію гіперзвукового ПРД. Високі швидкості надходження РР в ПРД, наприклад, в інтервалі 8-12 км/с, досить просто отримати (без великих чисел Ціолковського) на зустрічному русі ЛАЗ і КЛА шляхом надання кожному швидкості 4-6 км/с відносно планети. Передача робочої речовини, у вигляді шнура багаторазового застосування, вигідна тим, що додаткова робоча речовина, що використовується в ПРД з бортових запасів КЛА, практично може бути з будь-якою великою молекулярною масою через можливість її розгону до швидкості, яка близька до швидкості руху шнура в камері двигуна. Такі види бортових запасів РР як неон, аргон, вода, пароподібні кремній, вуглець і т.п. можуть використовуватися в ПРД через можливість досягнення швидкостей витікання від 8 км/с і вище, залежно від швидкості проходження шнура через камеру двигуна. Використання ЛАЗ космічного базування дозволяє використовувати для запусків КЛА з планети, наприклад Землі, кінетичну енергію речовини позаземного походження, наприклад, що доставляється з малих небесних тіл, наприклад, з астероїдів, Місяця, або природних супутників інших планет, наприклад, Марса. Це забезпечує істотний енергетичний виграш за рахунок різниці між енергією, яку виділяє РР при вході в двигун КЛА, що стартує з планети, і енергією, яку витрачає ЛАЗ на відправку до Землі речовини малих небесних тіл. 7 UA 100625 C2 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 5 10 15 20 25 30 1. Спосіб передачі робочої речовини для двигунів космічних літальних апаратів, що полягає в попередніх запусках космічного літального апарата, оснащеного прямоточним реактивним двигуном, і літального апарата-заправника із запасом робочої речовини, обладнаного системою викиду струменя робочої речовини, що здійснює викид на заданій висоті із зазначеного апаратазаправника запасів робочої речовини, який відрізняється тим, що літальний апарат-заправник і космічний літальний апарат зближують відносно один одного зі швидкістю, що перевищує швидкість викиду робочої речовини, при цьому система викиду струменя літального апаратазаправника формує потік робочої речовини, в тому числі і в вигляді шнурів одного і більше, що являють собою стабілізовані струмені робочої речовини з щільністю, яка перевищує щільність навколишнього повітряного середовища, і надходять потім зі швидкістю, більшою швидкості викиду струменя з літального апарата-заправника, в прямоточний реактивний двигун космічного літального апарата, утворюючи зустрічний потік або потік, що наздоганяє, для отримання тяги на основі використання хімічної та/або кінетичної енергії зазначених шнурів, внаслідок чого космічний літальний апарат починає прискорений рух, причому кінетична енергія надається космічному літальному апарату як передачею імпульсу руху потоком, що наздоганяє, так і шляхом нагрівання робочої речовини з бортових запасів за рахунок тертя при проходженні шнура через робочу камеру двигуна. 2. Система, яка реалізує спосіб за п. 1, що містить космічний літальний апарат, оснащений прямоточним реактивним двигуном і пристроєм для зберігання робочої речовини, літальний апарат-заправник, обладнаний системою викиду потоку робочої речовини, яка відрізняється тим, що зазначена система викиду формує стабілізований струмінь робочої речовини за рахунок введення одного або декількох з наступних лінійних елементів: стрічок, ниток, волокон, у вигляді внутрішніх і зовнішніх структур, а також на основі загущених рідин і твердих матеріалів або комбінацій твердих речовин з рідкими та/або газоподібними, що утворюють шнури, виконані з можливістю одно- або багаторазового використання, які здатні проходити крізь канал зазначеного прямоточного реактивного двигуна, конструкція якого дозволяє приймати зустрічний потік і потік, що наздоганяє, з можливістю їх розвороту у зворотний бік. 8 UA 100625 C2 9 UA 100625 C2 Комп’ютерна верстка В. Мацело Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 10