Реактивный двигатель большанина

Изобретение относится к ракетным двигателям. Реактивный двигатель, включающий корпус, на котором закреплены одна или несколько камер сгорания, в стенках которых выполнены профилированные выпускные каналы, отличается тем, что корпус двигателя содержит по меньшей мере одну центральную силовую стойку, соединяющую переднюю и заднюю части корпуса; на заднем конце стойки закреплены камеры сгорания, причем их выпускные каналы направлены вперед - в сторону головной части ракеты или под углом к этому направлению, а на другом конце центральной стойки, обращенном в сторону головной части ракеты, закреплен газоотражающий куполообразный экран, передняя торообразная стенка которого обращена в сторону головной части ракеты, а открытый торец экрана обращен назад и соединяется с открытым пространством. Изобретение обеспечивает повышение КПД двигателя. 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

 

Изобретение относится к реактивному двигателестроению, в частности к ракетным двигателям.

Известны реактивные (ракетные) двигатели, включающие камеру сгорания, в которой создается и поддерживается высокая температура и давление, в результате чего рабочее тело в виде газообразных продуктов сгорания через профилированный канал-сопло истекает в открытое пространство, в связи с чем на двигатель действует реактивная сила тяги, ее величина определяется двумя параметрами газа: массой секундного расхода газа (топлива) и его скоростью - P=mv, т.е. сила тяги определяется количеством движения истекающей из сопла двигателя струи газа, при этом такое же количество движения получает и ракета (См. «Наука и жизнь» 1972 №8: Ядерные двигатели в космосе).

Недостатком реактивного двигателя можно считать низкий КПД. Причем этот недостаток обусловлен объективной причиной - законом о равенстве количеств движения струи газа и ракеты.

Причем именно в соответствии с этим законом проектируются и изготавливаются реактивные (ракетные) двигатели. При этом естественно, что ставка делается на получение возможно максимальной скорости истечения газа из сопла в открытое пространство, с этой целью двигатель делают «прямоточным», т.е. выпускной канал-сопло выполняют в задней стенке камеры сгорания относительно головной части ракеты. Однако при такой прямоточной схеме двигателя остается практически не использованной большая кинетическая энергия газовой струи, так как газ, обладая очень большой скоростью в момент его прохождения через сопло двигателя, не успевает оказать значительного давления на внутреннюю поверхность стенки расширяющегося сопла и, следовательно, не может оказать на двигатель значительного дополнительного давления в направлении движения ракеты.

Задачей изобретения является повышение КПД двигателя.

Эта задача решается в реактивном двигателе, включающем корпус, на котором закреплены одна или несколько камер сгорания, в стенках которых выполнены профилированные выпускные каналы.

Данный двигатель отличается от известных двигателей тем, что корпус двигателя содержит по меньшей мере одну центральную силовую стойку, соединяющую переднюю и заднюю части корпуса; на заднем конце стойки закреплены камеры сгорания, причем их выпускные каналы направлены вперед - в сторону головной части ракеты или под углом к этому направлению, а на другом конце стойки, обращенном в сторону головной части ракеты, закреплен газоотражающий куполообразный экран, передняя торообразная стенка которого обращена в сторону головной части ракеты, а открытый торец экрана обращен назад и соединяется с открытым пространством. Центральная силовая стойка выполнена с круглым или крестообразным поперечным сечением. Газоотражающий экран может быть выполнен в виде нескольких соединенных с выпускными каналами камер сгорания, изогнутых, постепенно расширяющихся, газонаправляющих каналов-сопел, открытые торцы которых направлены назад или под острым углом к этому направлению, при этом стенки каналов-сопел, с их внешних сторон, охвачены и скреплены между собой силовым обручем, передняя и задняя части корпуса соединены боковыми силовыми стойками, проходящими между газонаправляющими каналами-соплами; внутри центральной и боковых стоек выполнены каналы топливной системы двигателя. Профили поперечного сечения выпускных каналов камер сгорания выполнены в виде эллипсов, большая ось которых расположена тангенциально к оси центральной стойки корпуса.

Профили поперечного сечения стенок экрана выполнены дугами переменного радиуса, при этом участки профиля, расположенные по углу, против выпускных каналов камер сгорания, выполнены дугами меньшего радиуса. Профили поперечного сечения стенок каналов-сопел выполнены дугами переменного радиуса, при этом участки профиля передних обращенных в сторону головной части ракеты стенок многоканального экрана в зоне изгиба каналов и внешних относительно оси двигателя стенок после изгиба каналов-сопел выполнены дугами меньшего радиуса, чем противоположные им участки стенок.

В качестве примеров конкретного выполнения представлены четыре варианта конструктивных схем двигателя с целью выбора оптимальной конструкции, сочетающей в себе минимальную площадь нагрева и достаточную прочность корпуса двигателя для надежного удержания в заданном соосном положении две ступени ракеты с максимально возможным положительным эффектом.

Эта проблема возникает в связи с тем, что поперечный размер газоотражающего экрана может быть значительно больше поперечного размера корпуса ракеты.

Фиг.1 - конструктивная схема с частичным разрезом двигателя, экран которого содержит четыре газонаправляющих канала, что дает возможность в корпусе двигателя установить четыре боковые стойки, благодаря которым корпус представляет собой жесткую конструкцию, способную удержать соосно две ступени ракеты.

Фиг.2 - поперечный разрез двигателя по А-А-Б-Б фиг.1.

Фиг.3 - поперечный разрез двигателя по В-В фиг.1.

Фиг.4 - конструктивная схема с частичным разрезом двигателя, экран которого выполнен в виде единого, для всех камер сгорания, купола. Центральная стойка усилена четырьмя продольными ребрами жесткости, благодаря которым корпус двигателя способен удерживать соосно две ступени ракеты. Двигатель имеет меньшую, чем двигатель по фиг.1 нагреваемую поверхность.

Фиг.5 - поперечный разрез двигателя по Г-Г-Д-Д фиг.4.

Фиг.6 - конструктивная схема с продольным разрезом двигателя, ревертор которого выполнен в виде единого купола, центральная стойка, с небольшим поперечным сечением, имеет меньшую нагреваемую поверхность (по сравнению с двигателями по фиг.1 и фиг.4), предназначен для первой ступени ракеты или для одноступенчатой ракеты.

Фиг.7 - поперечный разрез двигателя по К-К фиг.6.

Фиг.8 - поперечный разрез двигателя по М-М фиг.6.

Фиг.9 - конструктивная схема с продольным разрезом двигателя - как промежуточная модель с признаками аналога и заявленного двигателя.

Фиг.10 - поперечный разрез по Е-Е фиг.9.

Фиг.11 - вспомогательная схема (для примечания к фиг.4), в которой на кольцеобразный поперечный профиль экрана действуют силы, равномерно распределенные по его периметру. Конфигурация экрана сохраняется.

Фиг.12 - вспомогательная схема, в которой на кольцеобразный профиль поперечного сечения экрана действуют четыре вектора сил - F. В результате чего экран деформируется (превращается в квадрат), внутренняя оболочка стенки экрана разрывается.

Фиг.13 - вспомогательная схема, в которой профиль поперечного сечения экрана выполнен дугами с разными радиусами (центры О₁ и О₂). При этом в результате даже неравномерного распределения сил давления газа по периметру поперечного сечения экрана конфигурация профиля не нарушается, так как кривизна дуги соответствует реальному давлению газа на данный участок профиля поперечного сечения экрана.

Фиг.14 - схема размещения двигателей на трехступенчатой ракете. Первая ступень ракеты двигателя не имеет и опирается на пружинящую платформу для более равномерного распределения веса на корпус ракеты по ее длине. При запуске ракеты работают двигатели второй и третьей ступеней.

Фиг.15 - схема размещения двигателя (фиг.6) на одноступенчатой ракете.

Фиг.16 - вспомогательная схема взаимодействия двух тел: столкновение с большой скоростью абсолютно твердого шара с абсолютно упругой плоскостью второго тела.

Фиг.17 - вспомогательная схема взаимодействия двух тел: воздействие катящегося с большой скоростью шара на вогнутую поверхность второго тела.

Фиг.18 - схема взаимодействия шара и второго тела с передачей 100% кинетической энергии от шара второму телу.

Двигатель, изображенный на фиг.1, 2, 3, предназначен для установки между ступенями ракеты, при этом несколько двигателей, установленных по длине ракеты, могут работать одновременно (фиг.14).

Двигатель включает корпус, содержащий центральную силовую стойку 1 и четыре боковых стойки 2, на передних концах стоек (в направлении головной части ракеты) установлена упорная плита 3, а на задних концах стоек закреплена опорная плита 4. В плитах корпуса, на их сторонах, обращенных друг к другу, выполнены углубления - гнезда 5 и 6. Вокруг центральной стойки 1, в углублениях 6 опорной плиты 4 установлены четыре камеры сгорания 7, а к углублениям 5 упорной плиты 3 плотно прижаты и зафиксированы гайками 8 соединенные с камерами сгорания четыре изогнутых в продольной плоскости газонаправляющих канала-сопла 9.

Выпускные каналы 10 камер сгорания обращены в сторону головной части ракеты, поперечное сечение выпускных каналов выполнено в виде эллипса, большая ось которого (М) направлена тангенциально к оси центральной стойки 1, а открытые расширенные торцы газонаправляющих каналов-сопел 9 обращены в противоположную от головной части ракеты сторону, под острым углом к оси ракеты. Стенки камер сгорания 7 снабжены рубашками жидкостного охлаждения 11, а стенки газонаправляющих каналов-сопел 9 снабжены рубашками охлаждения 12 (жидкий кислород), при этом рубашки 11 и 12 соединены между собой. Для предотвращения «разгибания» стенок газонаправляющих каналов-сопел 9 под действием повышенного давления газа, направленного во внешнюю сторону (относительно оси двигателя), концевые части газонаправляющих каналов 9 соединены между собой огибающим их обручем 13. Двигатель снабжен системой питания, предусматривающей работу двигателя за счет топлива первой 14 и второй 15 ступеней ракеты (элементы топливной системы показаны условно), при этом компоненты топлива из баков первой ступени поступают к насосам высокого давления 16 и 17 через каналы 18, выполненные в боковых стойках 2 корпуса двигателя. Насосы снабжены регулирующими клапанами 19 и 20. Положение клапанов на фиг.1 соответствует работе двигателя за счет топлива первой ступени ракеты. Камеры сгорания снабжены форсунками 21 и 22, при этом горючее от насоса 16 к форсункам 21 поступает через канал 23, выполненный в центральной стойке 1 (форсунки 21 могут одновременно являться и болтами крепления камеры сгорания к опорной плите корпуса). Окислитель от насоса 17 к форсункам 22 поступает, пройдя последовательно через трубопроводы 24, коллекторы 25, рубашки охлаждения 12 экрана и рубашки охлаждения 11 камер сгорания, из которых окислитель поступает к форсункам 22.

На задней части корпуса двигателя закреплен защитный конус 26, предохраняющий первую ступень ракеты от горячих газов двигателя. Все двигатели, установленные между ступенями по длине ракеты, могут работать одновременно, что дает возможность не устанавливать двигатель на первую ступень ракеты, которая опирается на пружинящую платформу 27, для более равномерного распределения веса на корпус ракеты. При запуске ракеты работают двигатели второй и третьей ступеней ракеты.

Двигатель, изображенный на фиг.4 и 5, предназначен для установки между ступенями ракеты, при этом несколько двигателей, установленных по длине ракеты, могут работать одновременно (фиг.14). Двигатель включает корпус, содержащий центральную силовую стойку 1, на которой выполнены продольные ребра жесткости 2, образующие в поперечном сечении стойки крестообразную фигуру. На переднем конце стойки 1 (в направлении головной части ракеты) установлена упорная плита 3, а на заднем конце стойки закреплена опорная плита 4. В плитах корпуса, на их сторонах, обращенных друг к другу, выполнены углубления - гнезда 5 и 6. Вокруг центральной стойки 1, между продольными ребрами 2, в углублениях 6 опорной плиты 4 установлены четыре камеры сгорания 7, а к углублениям 5 в упорной плите 3 своей торообразной передней стенкой плотно прижат и зафиксирован болтами 8 газоотражающий экран 9. При этом центральная стойка 1, имеющая за счет продольных ребер значительное поперечное сечение, и скрепленные со стойкой болтами 8 упорная 3 и опорная 4 плиты образуют жесткий корпус двигателя, соединяющий и удерживающий две ступени ракеты.

Выпускные каналы 10 камер сгорания обращены вперед - в сторону головной части ракеты, поперечное сечение выпускных каналов выполнено в виде эллипса, большая ось которого (М) направлена тангенциально к оси центральной стойки 1, а открытый расширенный торец экрана 9 обращен назад, в противоположную от головной части ракеты сторону. Стенки камер сгорания и стенки экрана снабжены рубашками жидкостного охлаждения 11 и 12, при этом рубашки охлаждения огибают ребра центральной стойки 1 с образованием общей системы охлаждения двигателя. Профиль поперечного сечения экрана 9 (по Г-Г, Д-Д) образован дугами разного радиуса, при этом участки профиля, находящиеся, по углу, против выпускных каналов камер сгорания, образованы дугами l₁ меньшего радиуса (центры O₁), а промежутки между дугами (l₁) образованы дугами l₂ большего радиуса (центры O₂).

Двигатель снабжен системой питания, предусматривающей работу двигателя за счет топлива первой 14 и второй 15 ступеней ракеты (элементы топливной системы показаны условно), при этом компоненты топлива из боков первой ступени ракеты поступают к насосам высокого давления 16 и 17 через каналы 18, выполненные в центральной стойке 1. Насосы снабжены регулирующими клапанами 19 и 20 (положение клапанов на фиг.4 соответствует работе двигателя за счет топлива первой ступени ракеты).

Камеры сгорания 7 снабжены форсунками 21 и 22, при этом горючее от насоса 16 к форсункам 21 (которые одновременно могут служить и болтами крепления камер сгорания к опорной плите корпуса) поступает через канал 23, выполненный в центре силовой стойки 1, а окислитель от насоса 17 к форсункам 22 поступает, пройдя последовательно через трубопроводы 24, коллектор 25, рубашки охлаждения экрана 9 (включая рубашку охлаждения центральной стойки) и рубашку охлаждения 11 камер сгорания 7, из которой окислитель поступает к форсункам 22.

Двигатель, изображенный на фиг.6, 7, 8, по своей конструктивной схеме предназначен для первой ступени ракеты (или для одноступенчатой ракеты), включает корпус, содержащий центральную силовую стойку 1 трубчатого сечения, на шлицах переднего конца стойки (в направлении головной части ракеты) установлена упорная плита 3, а на задней части стойки посредством резьбового соединения закреплена кольцевая (относительно оси стойки) камера сгорания 7. Выпускные каналы 10 камеры сгорания обращены вперед, в направлении головной части ракеты, поперечное сечение выпускных каналов выполнено удлиненной формы, большая ось (М) которых направлена тангенциально к оси стойки 1.

На задней поверхности упорной плиты 3 выполнено углубление - гнездо 5, к которому плотно прижат гайкой 8 своей торообразной передней стенкой газонаправляющий экран 9, центральная часть которого выполнена трубчатого сечения и надета на силовую стойку 1 корпуса, открытый торец экрана направлен назад, в сторону, противоположную головной части ракеты.

Профиль поперечного сечения экрана 9 (по К-К) образован дугами разного радиуса, при этом участки профиля, находящиеся, по углу, против выпускных каналов камеры сгорания, образованы дугами 11 меньшего радиуса (центры O₁), а промежутки между дугами 11 образованы дугами 12 большего радиуса (центры O₂) (см. примечание к фиг.4).

Стенки камеры сгорания и экрана снабжены рубашками жидкостного охлаждения 11 и 12.

Камера сгорания снабжена форсунками 21 и 22, при этом горючее от насоса высокого давления (не показан) поступает к форсункам 21 через канал 23, выполненный в силовой стойке 1, а окислитель от насоса к форсункам 22 поступает, пройдя последовательно через трубопровод 24, кольцевой коллектор 25, рубашку охлаждения экрана 12 (включая рубашку охлаждения трубчатой силовой стойки) и через полые перемычки между выпускными каналами, в рубашку охлаждения камеры сгорания 11, из которой окислитель поступает к форсункам 22.

Двигатель, изображенный на фиг.9 и 10, является промежуточной моделью, включает в себя признаки аналога - реактивного двигателя, в котором один выпускной канал 28 камеры сгорания 7 направлен назад (относительно головной части ракеты), и признаки заявленного реактивного двигателя, в котором четыре выпускных канала 10 камеры сгорания 7 направлены в поперечном, относительно оси двигателя, направлении. На передней части камеры сгорания закреплена центральная стойка 1, на шлицевом конце которой установлена упорная плита 3, которая зафиксирована гайкой 8.

На задней стороне упорной плиты выполнено углубление - гнездо 5, в котором размещен куполообразный экран 9, открытый торец которого направлен назад, в сторону, противоположную головной части ракеты. Профиль поперечного сечения экрана образован дугами разного радиуса, при этом участки профиля, находящиеся, по углу, против выпускных каналов 10 камеры сгорания, образованы дугами меньшего радиуса.

Стенки камеры сгорания и канала снабжены рубашками жидкостного охлаждения 11 и 12.

Камера сгорания снабжена форсунками 21 и 22, при этом горючее от насоса высокого давления (не показан) поступает к форсунке 21 через канал 23, выполненный в силовой стойке 1, а окислитель от насоса к форсункам 22 поступает, пройдя последовательно через трубопровод 24, кольцевой коллектор 25, рубашку охлаждения экрана 12, полые перемычки между выпускными каналами, в рубашку охлаждения камеры сгорания 11, из которой окислитель поступает к форсункам 22.

Примечание к фиг.4, 6, 9.

Как уже сказано, профиль поперечного сечения экрана выполнен дугами разной кривизны. Это связано с тем, что на стенку экрана (по углу относительно оси стойки) газовый поток оказывает неравномерное давление, при этом по участкам стенок экрана, расположенным, по углу, против выпускных каналов камер сгорания, проходит большая часть газа в виде струй, которые, меняя направление своего движения, оказывают на эти участки стенок повышенное давление. Эту ситуацию можно рассмотреть на следующих примерах.

Фиг.11 - на кольцевую (в поперечной плоскости) стенку экрана газ оказывает равномерное давление, при этом стенка испытывает только силы растяжения.

Фиг.12 - на такую же стенку экрана действуют четко выраженные четыре вектора сил давления газа, вследствие чего стенка деформируется и превращается в квадрат. А поскольку стенка экрана состоит из двух оболочек, связанных между собой (третьей) гофрированной оболочкой, то внутренняя оболочка экрана будет рваться.

Поэтому в заявленном двигателе (фиг.13) профиль поперечного сечения экрана выполнен дугами разной кривизны, благодаря чему при неравномерном давлении газа на стенку последняя будет испытывать только силы растяжения, без изменения ее конфигурации, поскольку кривизна стенки соответствует силе давления газа на этом участке. Это же относится и к профилям поперечного сечения экранов и в других вариантах заявленного двигателя (фиг.2, 5, 7).

Заявленный реактивный двигатель работает следующим образом. Горючее от насоса 16 через канал 23 и форсунки 21 поступает в камеру сгорания 7. Одновременно с этим окислитель от насоса 17, пройдя последовательно через трубопроводы 24, коллекторы 25, рубашки охлаждения 12 и 11 и форсунки 22, также поступает в камеру сгорания 7. При сгорании топлива в камере возникает и поддерживается высокая температура и давление, вследствие чего горячие газы через выпускные каналы 10 в виде четырех плоских струй с большой тангенциальной скоростью устремляются в сторону головной части ракеты, т.е. вперед к вогнутым дугообразным стенкам экрана 9. Двигаясь вдоль дугообразной стенки, струя газа вынужденно меняет направление своего движения ≈150°-180° и за счет силы инерции оказывает динамическое давление на вогнутую переднюю стенку экрана 9, при этом суммарная сила давления направлена в сторону головной части ракеты, т.е. вперед. Пройдя дугообразный участок стенки экрана, струя газа с несколько уменьшенной скоростью через открытый торец экрана устремляется в открытое пространство, в противоположную относительно головной части ракеты сторону, т.е. назад, под острым углом к оси ракеты. А поскольку «вторичное» истечение газа из экрана связно с еще высоким в нем давлением, то двигатель и ракета в целом получают при этом реактивную силу тяги, направленную в противоположную, относительно движения струи газа из экрана, сторону, т.е. вперед.

Таким образом, на переднюю стенку экрана действует суммарная сила тяги, составляющими которой являются активная сила динамического давления газа и реактивная сила, связанная со вторичным истечением газа из экрана в открытое пространство, причем активная составляющая в несколько раз больше реактивной составляющей и данного двигателя и общей реактивной силы чисто реактивного двигателя - аналога (при равном расходе горючего). При этом активная составляющая зависит от относительной величины (в %) кинетической энергии газа, переданной экрану (по принципу: чем больше, тем лучше, например 30% от общей кинетической энергии струи газа). Двигатель поочередно может работать за счет топлива разных ступеней ракеты, при этом компоненты топлива из баков поступают к насосам высокого давления 16 и 17 через каналы, выполненные в боковых стойках 2 корпуса двигателя, а насосы снабжены регулирующими клапанами 19 и 20 (элементы топливной системы показаны условно).

Положение клапанов 19 и 20 (по фиг.1 и 4) соответствует работе двигателя за счет компонентов топлива, поступающих из первой ступени ракеты.

Двигатель по фиг.9 и 10 содержит признаки чисто реактивного двигателя - аналога и заявленного реактивного двигателя, соответственно его работа тоже отличается от описанной выше работы реактивных двигателей по фиг.1, 4, 6 тем, что при работе двигателя примерно половина всего объема газа истекает через канал, направленный назад, создавая реактивную силу тяги - F₁, a половина объема газа истекает через боковые выпускные каналы 10, оказывая динамическое давление на вогнутую стенку экрана 9 и пройдя вдоль вогнутой стенки и изменив направление движения в данном двигателе примерно на 90°, истекает в открытое пространство (добавляя реактивную тягу к F₁). При этом векторы сил F₂ и F₃ направлены примерно под углом 45° к оси двигателя, их геометрической суммой будет вектор F₄, а общим вектором силы тяги двигателя будет F₅. В данном двигателе часть энергии газа используется в качестве количества движения, создающего реактивную силу тяги F₁, а часть энергии газа передается экрану двигателя в качестве кинетической энергии для создания активного динамического давления на экран двигателя (силы F₂ и F₃). Поскольку в двигателе газовая струя поворачивается только на 90°, то она может передать экрану значительно меньшую часть кинетической энергии, а поэтому и положительный эффект будет меньше, чем у двигателей фиг.1, 4, 6. Преимуществом данного двигателя является меньшая нагреваемая (а значит и охлаждаемая) поверхность экрана. Величина (в %) кинетической энергии, передаваемой экрану, а значит и эффективность работы двигателя в свою очередь зависят от некоторых конструктивных признаков двигателя, а именно:

1) определенное (достаточное) расстояние от камеры сгорания до дугообразной стенки экрана. Это связано с тем, что струя газа, истекающая из выпускного канала 10, должна получить направленное движение и скорость, при этом каждая конкретная «порция» газа, удалившись на значительное расстояние от камеры сгорания, теряет с ней динамическую связь, т.е. дальнейшие действия данной порции газа уже не влияют на силу реактивной тяги камеры сгорания.

При этом каждая конкретная порция газа, достигшая дугообразной стенки, является для последней независимым «рабочим телом», появившимся как бы «из вне» системы.

Данное условие имеет принципиальное значение для самой идеи, лежащей в основе изобретения (более подробно об этом сказано в доказательной части заявки);

2) удлиненный профиль поперечного сечения выпускных каналов камер сгорания, благодаря чему сформированная удлиненным профилем плоская струя газа, вырвавшись из выпускного канала, распластывается по дугообразной стенке экрана, что увеличивает площадь непосредственного динамического контакта частиц газа со стенкой экрана и соответственно большая часть газа непосредственно участвует в передаче кинетической энергии газа стенке экрана;

3) длина дуги продольного сечения передней стенки экрана, т.е. длина пути, на котором происходит практически полный поворот струи газа в противоположную сторону, должна быть по возможности длиннее, поскольку чем дольше по времени продолжается динамический контакт газовой струи с дугообразной стенкой, тем большую часть кинетической энергии газа удастся передать экрану (но при этом увеличивается поперечный размер двигателя).

Положительный эффект - относительно высокий КПД заявленного реактивного двигателя по сравнению с двигателем-аналогом, возникает в результате использования внутри двигателя части кинетической энергии истекающей из камер сгорания струи газа для динамического давления газа на газоотражающий экран, после чего частично ослабленная струя газа истекает из экрана в открытое пространство. Причем сила активного динамического давления газа на экран в несколько раз превышает силу реактивного давления газа на камеру сгорания при истечении газа из камеры сгорания в экран, а также силу реактивного давления газа на экран при истечении газа из экрана в открытое пространство. Таким образом, благодаря активной составляющей суммарная сила тяги заявленного реактивного двигателя примерно в 2 раза больше силы тяги чисто реактивного двигателя-аналога (в котором энергия газа используется только в качестве реактивного количества движения, а в качестве активной кинетической энергии не используется).

В конечном счете, заявленный реактивный двигатель при равном (с аналогом) стартовом весе ракеты может вывести на орбиту или в дальний космос полезный груз, больший по массе в несколько раз, расходуя при этом значительно меньше топлива.

Специфика двигателя такова, что его поперечный размер может быть больше поперечного размера корпуса ракеты, а струи горячего газа истекают преимущественно по периметру экрана, что дает возможность включать в работу одновременно несколько двигателей, установленных между ступенями ракеты по ее длине. Например, одновременное включение на старте двигателей второй и третьей ступеней (разумеется, что их суммарная тяга соответственно превышает стартовую массу ракеты) дает возможность не устанавливать двигатель на первую ступень ракеты, что упрощает и удешевляет первую ступень и ракету в целом (фиг.14).

Использованные источники информации

1. Д.В.Сивухин. Общий курс физики том I механика. Главная редакция физико-математической литературы. «Наука», 1947 г.

1. Реактивный двигатель, включающий корпус, на котором закреплены одна или несколько камер сгорания, в стенках которых выполнены профилированные выпускные каналы, отличающийся тем, что корпус двигателя содержит по меньшей мере одну центральную силовую стойку, соединяющую переднюю и заднюю части корпуса; на заднем конце стойки закреплены камеры сгорания, причем их выпускные каналы направлены вперед - в сторону головной части ракеты или под углом к этому направлению, а на другом конце центральной стойки, обращенном в сторону головной части ракеты, закреплен газоотражающий куполообразный экран, передняя горообразная стенка которого обращена в сторону головной части ракеты, а открытый торец экрана обращен назад и соединяется с открытым пространством.

2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что центральная стойка выполнена с круглым или крестообразным поперечным сечением.

3. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что экран выполнен в виде нескольких соединенных с выпускными каналами камер сгорания, изогнутых, постепенно расширяющихся, газонаправляющих каналов-сопел, открытые торцы которых направлены назад или под острым углом к этому направлению, при этом стенки каналов-сопел с их внешних сторон охвачены и скреплены между собой силовым обручем.

4. Реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что передняя и задняя части корпуса соединены боковыми силовыми стойками, проходящими между газонаправляющими каналами-соплами.

5. Реактивный двигатель по п.1 или 4, отличающийся тем, что внутри центральной и боковых стоек выполнены каналы топливной системы двигателя.

6. Реактивный двигатель по п.1 или 3, отличающийся тем, что профили поперечного сечения выпускных каналов камер сгорания выполнены в виде эллипсов, большая ось которых расположена тангенциально к оси центральной стойки корпуса.

7. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что профили поперечного сечения стенок экрана выполнены дугами переменного радиуса, при этом участки профиля, расположенные по углу, против выпускных каналов камер сгорания, выполнены дугами меньшего радиуса.

8. Реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что профили поперечного сечения стенок каналов-сопел выполнены дугами переменного радиуса, при этом участки профиля передних, обращенных в сторону головной части ракеты стенок многоканального экрана в зоне изгиба каналов и внешних относительно оси двигателя стенок после изгиба каналов-сопел выполнены дугами меньшего радиуса, чем противоположные им участки стенок.