Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов



Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов
Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов
Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов
Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов
Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов
Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов

 


Владельцы патента RU 2574295:

Беляев Вячеслав Иванович (RU)

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё. Аэрокосмический самолёт (АКС) выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка». Носовые плоскости и крылья образуют совместно с фюзеляжем дельтообразную несущую поверхность. Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) содержит теплообменную камеру, состыкованную с ядерным реактором через радиационную защиту. В качестве рабочего тела используется (частично) атмосфера, сжижаемая бортовыми установками ожижения. Питающие и охлаждающие бортовые турбоагрегаты и турбоэлектрогенераторы, а также управляющие реактивные двигатели подключены к теплообменной камере с возможностью работы непосредственно на маршевом рабочем теле. При отключенном маршевом сопле в ЯРД предусмотрено специальное запорное устройство. В долговременных аэрокосмических полетах АКС периодически дозаправляется сжижаемой атмосферной средой. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности АКС с ЯРД за счет повышения их тяговооруженности и термодинамического качества при обеспечении устойчивости и управляемости полета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Изобретение относится к авиационно-космической и ракетной технике, касается летательных аппаратов, оснащенных ядерными реактивными (ракетными) двигателями, использующими в качестве рабочего тела, помимо прочего, атмосферную среду.

Предлагаемый аэрокосмический самолет (АКС) оснащен работающим на атмосферной среде (газе или воздухе) радиационно-безопасным ядерным ракетным двигателем (ЯРД), оборудован для этого аэродинамическими сжижающими эту среду установками (АСЖУ) с возможностью во время полета периодической дозаправки сжижаемой атмосферной средой, и предназначен для выполнения активных долговременных беспосадочных полетов одновременно в атмосфере и в безвоздушном и околоземном космическом пространстве со стартом с земной поверхности и самостоятельным возвращением на Землю.

Описываемый АКС с ЯРД и АСЖУ может быть эффективно использован:

- для пространственного выведения на любые околоземные орбиты тяжелых полезных грузов,

- для проведения активного глобального космического мониторинга и сканирования земной поверхности,

- для наблюдения за состоянием и поведением находящихся на околоземных орбитах космических объектов (аппаратов, спутников, астрономических и радиофизических приборов и т.д.),

- для обследования, технического обслуживания, перевода на другие орбиты, удаления с орбиты и возвращения на Землю орбитальных объектов.

А также для всевозможных других задач, которые не могут быть эффективно выполнены существующими ракетно-космическими транспортными средствами.

Полеты могут выполняться, как в пилотируемом, так и в автоматическом режиме и с возможностью пристыковки АКС к космической станции (для временного, например, для смены экипажа, или для постоянного базирования) или к другому космическому аппарату, например, к межпланетному кораблю (матке) для совместного с ним полета.

Имея возможность заправляться в земной атмосфере сжиженным газом или воздухом - рабочим телом, АКС может выполнять челночные полеты к Луне непосредственно с земной орбиты. А при полетах в атмосфере других планет может использовать в качестве рабочего тела их атмосферную среду. Возвращение на Землю так же может осуществляться на сжиженной атмосферной среде этих планет или на любом другом газообразном или жидкообразном веществе. Использованием в ЯРД в качестве рабочего тела практически неисчерпаемой атмосферной среды снимаются все существующие проблемы, связанные с ограниченностью бортового запаса рабочего тела.

Ограниченность бортового запаса топлива (горючего и окислителя) для современных ракет и самолетов с ВРД, ПВРД, ЖРД вызывает необходимость:

- стремиться к получению максимально высокой удельной тяги и минимизировать расход топлива, оптимизировать траекторию и сокращать время полета;

- использовать только высококалорийные, к тому же очень дорогостоящие и, вместе с тем, весьма ядовитые и взрывоопасные химические вещества, что существенно усложняет и удорожает космические запуски, делает их высоко затратными, экологически вредными и опасными;

- применять для выведения полезного груза на орбиту многоступенчатые системы и оптимизировать траектории полета каждой из ступеней без гарантии надежности и точности выхода на расчетную траекторию и орбиту;

- для увеличения дальности полета производить сложную дозаправку в полете, осуществление которой криогенным топливом, тем более, при сверхзвуковых скоростях и в космическом пространстве представляет собой не решенную техническую задачу;

- наконец, осуществлять трудоемкие и высоко затратные производственные, инфраструктурные и предстартовые работы и мероприятия, связанные с производством, хранением, транспортировкой и использованием высокотоксичного, агрессивного и взрывоопасного топлива.

Кроме того, необходимость иметь значительный (до 70-90% от стартового веса ракеты) бортовой запас топлива (горючего и окислителя) существенно ограничивает вес доставляемого на космическую орбиту полезного груза, а недостаток этого запаса сужает орбитальное пространство для его выведения.

Все эти и другие проблемы снимаются АКС с ЯРД, содержащим на борту долговременно действующий энергоемкий атомный источник энергии, и использующим неограниченно емкий источник дешевого и экологически чистого рабочего тела - атмосферную среду. Что обеспечивает и высокую энерговооруженность, и практически неограниченную обеспеченность рабочим телом. Снижение удельной тяги ЯРД, соответственно, общей величины силы тяги заменой более эффективного рабочего тела на атмосферную среду (воздух), и, тем самым, снижение тяговооруженности АКС, (определяемой величиной силы тяги на единицу веса), может компенсироваться возможностью неограниченного увеличения продолжительности разгона до необходимой сверхзвуковой скорости на атмосферной (воздушной) среде, а также повышения температуры ее нагрева в ядерном реакторе.

При всем при этом самолетный запуск сам по себе дает возможность (при прочих равных условиях) увеличить грузоподъемность, и значительно повысить точность выведения полезного груза, а также выполнять вывод на орбиту в широком диапазоне направлений и быстро изменять направление старта со сменой параллакса. Это повышает эффективность использования АКС, (определяемую отношением массы полезной нагрузки к его стартовой массе), а также гибкость его применения (характеризующуюся максимальные радиусом полета на параллакс).

Широко известны запускаемые с носителей и спускаемые на Землю аэрокосмические (воздушно-космические) летательные аппараты, (в том числе типа Шаттл, Буран и др.), оснащенные реактивными, ракетными двигателями, работающими на химическом топливе (ВРД, ПВРД, ГПВРД, ТРД, ЖРД) /1/. Жестко ограниченный бортовой запас этого топлива создает вышеописанные проблемы, как для организации доставки полезного груза на расчетную орбиту, так и для осуществления долговременных активных полетов одновременно в атмосфере и в безвоздушном и космическом пространстве, маневренных межорбитальных полетов.

Известна многоступенчатая «Система запуска и транспортирования полезной нагрузки» 121, включающая:

- авиационно-космический аппарат (АКА) - носитель, оснащенный маршевым прямоточным воздушно-реактивным ПВРД и разгонным ЖРД;

- возвращаемый космический аппарат (КА) с ракетными двигателями в качестве второй ступени, предназначенный для доставки полезного груза на низкую или среднюю околоземную орбиту;

- возвращаемый многоразовый транспортный орбитальный (ОТА) или межорбитальный (МТА) аппарат с ракетными двигателями в качестве третьей ступени, предназначенный для доставки полезного груза на геосинхронную орбиту;

- космический аппарат для доставки полезного груза на геосинхронную или планетарную орбиту в качестве четвертой ступени. Для минимизации расхода топлива оптимизируются режимы и траектории взлета и отстыковки отдельных ее ступеней.

Недостатки известной «Системы», помимо многоступенчатости, существенно усложняющей организацию и осуществление запуска и полета, связаны именно с ограниченностью бортового запаса топлива в баках для всех ее ступеней, без возможности его пополнения (дозаправки) в процессе полета. Причем сама необходимость в многоступенчатости также обусловлена ограниченностью бортового запаса топлива. По этой причине ни носитель АКА, ни другие ступени (OTA, МТА и др.) не способны выполнять сколько-нибудь долговременные активные полеты ни в атмосфере, ни в безвоздушном и космическом пространстве, а также маневренные межорбитальные полеты.

По конструктивным признакам и по составу оборудования наиболее близким аналогом предлагаемому АКС может являться вышеупомянутый АКА, содержащий фюзеляж с корпусом переменной геометрии, крылья с поверхностями аэродинамического управления, хвостовое оперение со стабилизатором, реактивные маршевые и управляющие двигатели, трехопорные взлетно-посадочные шасси, а так же оборудование для сжижения, забираемого диффузорами атмосферного воздуха, предназначенное для увеличения высоты подъема на ПВРД в безвоздушном пространстве за счет накопления за время взлета сжиженной воздушной массы. Маршевые ПВРД с диффузорами размещены в гондолах под крыльями, а управляющие ракетные двигатели пространственного управления полетом установлены в отсеке для полезной нагрузки и в законцовках крыльев.

Основное назначение данного АКА и способ выполнения им в связи с этим полета заключается в подъеме на возможно максимальную высоту с разгоном до расчетной сверхзвуковой скорости остальных ступеней и возвращением после отстыковки на место старта. Для чего в процессе взлета в атмосфере с помощью сжижающего оборудования производят накопление сжижаемого воздуха, чтобы использовать его затем (в качестве окислителя), в ПВРД для некоторого продолжения подъема в безвоздушном пространстве и, тем самым, увеличения высоты. Считается, что принятые конструкция фюзеляжа, компоновка оборудования и аэродинамическая схема обеспечивают устойчивость, управляемость и стабилизацию полета.

Недостаток АКА состоит в невозможности выполнения им долговременных беспосадочных полетов в безвоздушном и космическом пространстве и выхода на орбиту, для чего он и не предназначен. Это связано, прежде всего, с ограниченностью бортового запаса топлива для его ПВРД и ЖРД. Кратковременная и разовая (только при взлете и за короткий период взлета) дозаправка незначительным количеством сжиженного воздуха (окислителя) для осуществления космических полетов далеко недостаточна. К тому же сжижающее оборудование «теплообменного типа» не достаточно производительно, чтобы накопить за короткий период взлета нужный для этого запас сжиженного воздуха. Кроме того, такое сжижающее оборудование громоздко и имеет значительный вес.

Известен воздушно-космический самолет (ВКС) с ВРД, оборудованный с целью снижения веса ожижителем воздуха «теплообменного типа», выполненным в виде установленного на корпусе фюзеляжа отдельного блока, с возможностью его отделения и сброса после взлета /3/. Как и в АКА 121, речь опять-таки идет о кратковременной и разовой (только при взлете и за время взлета) дозаправке сжиженным воздухом с единственной целью - несколько увеличить высоту взлета. Но, и для АКА, и для ВКС, помимо дозаправки воздухом (окислителем) для осуществления долговременного полета необходима еще и дозаправка горючим.

Таким образом, ни АКА 121, ни ВКС /3/ (как и другие подобные летательные аппараты с ВРД, ПВРД, ГПВРД и ЖРД), даже, если они оборудованы действующими постоянно, а не кратковременно (только при взлете) и высокопроизводительными сжижающими воздух (окислитель) установками, не способны выполнять долговременные аэрокосмические полеты без дозаправки горючим. Произведение же дозаправки при сверхзвуковой скорости, к тому же криогенным топливом, и, тем более, в безвоздушном и космическом пространстве, вообще проблематично.

Существенного повышения продолжительности активных полетов одновременно и в атмосфере, и в безвоздушном и околоземном космическом пространстве можно достичь только оснащением аэрокосмического летательного аппарата, работающим на атмосферной среде (газе или воздухе) ядерным двигателем, оборудованием его при этом высокопроизводительными сжижающими эту среду установками, а так же иметь возможность в процессе полета производить периодическую дозаправку этой средой.

Известна схема самолета с ядерным двигателем, использующим в качестве рабочего тела атмосферный воздух, направляемый для нагрева прямо в активную зону реактора и последующим для создания тяги выбросом из сопла (/4/, стр. 57-58, рис. 2-18).

Недостатки такой схемы ЯРД, прежде всего, связаны с радиоактивным заражением окружающего пространства (земной атмосферы) облученным в активной зоне реактора рабочим телом (в данном случае воздухом) и радиоактивными микрочастицами материала и ядерного горючего, вбрасываемыми из сопла. По этой причине летательные аппараты с таким радиационно-опасным ядерным двигателем не могут быть использованы для полетов в атмосфере Земли и через ее атмосферу в космос со стартом с земной поверхности. Кроме того, радиоактивное рабочее тело не может быть безопасно использовано и внутри летательного аппарата для работы входящих в состав ядерного двигателя бортовых турбоагрегатов (турбонасосов, турбокомпрессоров), обеспечивающих его питание и охлаждение рабочим телом, а так же снабжающих бортовые системы электроэнергией турбоэлектрогенераторов и управляющих полетом реактивных двигателей.

В этом отношении прототипом изобретения может служить известный АКС /5/, оборудованный высокоэффективными аэродинамическими, (то есть использующими для сжижения энергию напора набегающего потока) сжижающими забираемую атмосферную среду (газ или воздух) установками (АСЖУ), и оснащенный работающим, в том числе, на атмосферной среде радиационно-безопасным ядерным ракетным двигателем (ЯРД) /6/.

На дальнейшее развитие и совершенствование этого прототипа путем устранения имеющихся конструктивных недостатков и за счет новых технических решений, связанных с повышением эффективности функционирования ЯРД, АСЖУ, и связанных с ними бортовых турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих двигателей, а так же надлежащей их компоновки в корпусе фюзеляжа соответствующей конструкции, обеспечивающих повышение тяговооруженности и термодинамического качества АКС, как транспортной энергетической системы, при обеспечении устойчивости, управляемости и стабилизации полета, и направлено настоящее изобретение.

Прототип включает:

- фюзеляж с крыльями и диффузорами для забора атмосферной среды,

- ядерный ракетный двигатель (ЯРД), использующий в качестве рабочего тела, помимо прочего, атмосферную среду, содержащий ядерный реактор с органами регулирования мощности, пристыкованную к нему радиационно-защитным днищем теплообменную камеру с теплопроводящими (теплопередающими) элементами (тепловодами), образующими в сборке нагревательные каналы для прокачиваемого рабочего тела, и пристыкованное к теплообменной камере сверхзвуковое маршевое сопло,

- аэродинамические сжижающие забираемую при полете атмосферную среду (газ или воздух) установки (АСЖУ), использующие для сжижения энергию скоростного напора набегающего потока, содержащие каждая воздухозаборник с устройствами для охлаждения и закрутки входящего потока, сверхзвуковое сопло для расширения потока до конденсации атмосферной среды, каналы для отвода образующейся жидкой фазы и накопления ее в криогенных баках-накопителях и каналы для отвода не сконденсировавшейся части атмосферного потока.

Недостатки прототипа, которые устраняются настоящим изобретением, состоят в следующем.

Из-за недостаточно большой удельной тяги (удельного импульса) ЯРД /6/ (по причине недостаточно высокой температуры нагрева рабочего тела в его теплообменной камере) оснащенный им АКС /5/ не обладает необходимой тяговооруженностью. Это связано с не очень высокой теплопроводностью (температуропроводностью) существующих материалов для тепловодов.

Кроме того, из-за недостаточно эффективной организации работы АСЖУ, когда не сконденсировавшаяся атмосферная среда не используется полезно, а просто выбрасывается наружу, теряется значительная часть забираемой для сжижения атмосферной среды, которая потенциально могла бы быть использована и как рабочее тело, и в качестве низкотемпературного охладителя. При этом теряется также и значительная часть энергии, затраченной за счет энергии полета, (то есть за счет мощности двигателя). Этим снижаются термодинамическое качество (общий КПД) АКС, как транспортной энергетической системы.

Наряду с этим, в прототипе технически не реализована имеющаяся возможность непосредственного использования высокотемпературного маршевого рабочего тела для работы водящих в систему питания и охлаждения рабочим телом бортовых турбоагрегатов (турбонасосов, турбокомпрессоров), обеспечивающих электроэнергией турбоэлектрогенераторов, а также и управляющих полетом реактивных двигателей. Тем самым, не используется возможность повышения эффективности работы (КПД) и самих этих турбоагрегатов, и управляющих двигателей, и ЯРД в целом.

В прототипе также отсутствуют технические решения по сохранению работоспособности бортовых турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих реактивных двигателей при отключенном маршевом сопле. Невозможность отключать маршевое сопло не позволяет сохранять рабочее тело при пассивных орбитальных полетах и экономично его расходовать при выполнении маневренных межорбитальных полетов.

Кроме того, отсутствуют технические решения по надлежащей компоновке взаимодействующих с внешней средой ЯРД, АСЖУ, связанных с ними турбоагрегатов и управляющих полетом реактивных двигателей в корпусе фюзеляжа соответствующей конструкции, обеспечивающие в своей взаимосвязи, как эффективность совместного функционирования этого оборудования, так и устойчивость, управляемость и стабилизацию полета.

Таким образом, с целью: повышения эффективности осуществления долговременных активных полетов одновременно в атмосфере, в безвоздушном и космическом пространстве, а также маневренных межорбитальных полетов путем:

- повышения тяговооруженности (за счет увеличения удельной тяги ЯРД) при долговременной (практически неограниченной) обеспеченности рабочим телом - атмосферной средой (газом или воздухом),

- улучшения термодинамического качества АКС как транспортной энергетической системы, (за счет повышения эффективности работы ЯРД, АСЖУ, обеспечивающих питание и охлаждение рабочим телом бортовых турбоагрегатов и электроэнергией турбоэлектрогенераторов, а так же управляющих полетом реактивных двигателей),

- сохранения работоспособности бортового оборудования и управляющих двигателей в условиях орбитальных и межорбитальных полетов при отключенном маршевом сопле,

причем все это при обеспечении устойчивости, управляемости и стабилизации полета, (за счет необходимой для этого компоновки оборудования в корпуса фюзеляжа надлежащей конструкции), а также выбора соответствующей этому аэродинамической схемы АКС, и предлагается данное изобретение.

Общий положительный технический результат достигается за счет совокупности следующих взаимосвязанных частных технических решений.

С целью повышения тяговооруженности (за счет увеличения удельной тяги двигателя) АКС оснащен использующим в качестве рабочего тела забираемую при полете атмосферную среду (газ или воздух) ЯРД, содержащим секционированную теплообменную камеру, состоящую из центральной и окружающих ее смежных средних и внешней секций со сборками теплопередающих элементов (тепловодов) с нагревательными каналами, отделенных друг от друга межсекционными стенками и сообщенных между собой полостями с возможностью прохода рабочего тела последовательно через нагревательные каналы поочередно всех секций, с входом его через входной коллектор в нагревательные каналы внешней секции и выходом из нагревательных каналов центральной секции в полость ее выходного коллектора, к которому пристыковано маршевое сопло. При этом теплообменная камера подключена входным коллектором внешней секции одновременно воздуховодами к диффузорам фюзеляжа и трубопроводами к криогенным бакам-накопителям сжижаемой АСЖУ атмосферной среды (и прочего имеющегося на борту) рабочего тела с возможностью автоматического переключения с одних на другие.

В частности, АКС содержит ЯРД с радиально секционированной теплообменной камерой, состоящей из пяти - центральной и окружающих ее трех смежных средних и внешней - кольцевых секций, содержащих сборки тепловодов с нагревательными каналами, отделенных друг от друга межсекционными стенками и сообщенных между собой щелевыми полостями с возможностью прохода рабочего тела последовательно через нагревательные каналы поочередно всех секций, с входом его через входной коллектор и щелевую полость в нагревательные каналы внешней секции и выходом из нагревательных каналов центральной секции. Для чего входная щелевая полость внешней секции отделена стенкой от щелевой полости выхода рабочего тела из нагревательных каналов смежной с ней средней секции, входы рабочего тела в нагревательные каналы которой сообщены щелевой полостью с выходом его из каналов внешней секции, выходы рабочего тела из каналов этой средней секции сообщены щелевой полостью с входом его в каналы смежной с ней другой средней секции, выходы рабочего тела из каналов которой сообщены щелевой полостью с входом его в каналы смежной с ней следующей средней секции, выходы рабочего тела из каналов которой сообщены щелевой полостью с входом его в нагревательные каналы центральной секции, снабженной выходным коллектором, к которому пристыковано маршевое сопло.

Секционированностью конструкции теплообменной камеры ЯРД достигается повышение температуры и темпа нагрева, образующих нагревательные каналы участков тепловодов (за счет сокращения их длины в каждой секции, но, при увеличении суммарной длины нагревательных каналов). С повышением температуры нагрева рабочего тела возрастает удельная тяга (удельный импульс) ЯРД. Тем самым повышается и тяговооруженность АКС. А подключением при этом теплообменной камеры одновременно к диффузорам фюзеляжа и к криогенным бакам-накопителям рабочего тела с возможностью взаимного переключения с одних на другие обеспечивается непрерывность питания и охлаждения рабочим телом при переходных режимах полета из атмосферы в безвоздушное и космическое пространство и обратно.

Одновременно с этим.

С целью повышения эффективности системы питания и охлаждения рабочим телом - атмосферной средой, АКС оборудован АСЖУ, содержащими каналы для отвода не сконденсировавшейся части атмосферного потока, которые, (как и диффузоры фюзеляжа, и баки-накопители сжиженной атмосферной среды), подключены к каналам системы охлаждения корпусов реактора, теплообменной камеры и маршевого сопла. А также подключены, с возможностью отключения, к дополняющим систему охлаждения крыльям. Для чего крылья выполнены с излучающей поверхностью и с теплообменными элементами и каналами, выходы из которых, как и из вышеуказанных и других каналов системы охлаждения, (для использования как рабочего тела), подключены трубопроводами к входному коллектору внешней секции теплообменной камеры. Полезным (и в качестве низкотемпературного охладителя, и затем как рабочего тела) использованием не сконденсировавшейся атмосферной среды (а не выбрасыванием наружу с потерей затраченной на охлаждение энергии), повышается КПД системы питания и охлаждения в целом, соответственно, эффективность работы ЯРД. А выполнением крыльев в виде теплообменников с излучающей поверхностью обеспечивается охлаждение и самих крыльев (при сверхзвуковом полете в атмосфере), и охлаждение и работа ядерного реактора и бортовых турбоагрегатов при пассивных орбитальных полетах.

С целью повышения эффективности (КПД) обеспечивающих питание и охлаждение рабочим телом бортовых турбоагрегатов (турбонасосов, турбокомпрессоров) и электроэнергией бортовые системы турбоэлектрогенераторов использованием для их работы высокотемпературного маршевого рабочего тела, входы в их турбины трубопроводами, снабженными связанными с органом управления автоматическими регуляторами расхода рабочего тела, подключены к выходному коллектору центральной секции теплообменной камеры с возможностью регулируемого отбора маршевого рабочего тела. А выходы из турбин трубопроводами подключены к входному коллектору внешней секции теплообменной камеры и, с возможностью отключения, - к теплообменным элементам и каналам крыльев-излучателей. Подключением выходов из турбин к входному коллектору внешней секции теплообменной камеры позволяет использовать отработанное в турбинах рабочее тело в маршевом сопле для создания тяги. А подключением их к крыльям дается возможность сбрасывать тепло через их излучающую поверхность в космическое пространство при орбитальных полетах.

С целью повышения эффективности управления полетом, а через это и управляемости АКС, за счет увеличения управляющего реактивного импульса управляющих (тангажом, боковым поворотом), а так же тормозных двигателей непосредственным использованием в них высокотемпературного маршевого рабочего тела, их реактивные сопла соединительными трубами, снабженными связанными с органом управления автоматическими регуляторами расхода рабочего тела, подключены к выходному коллектору центральной секции теплообменной камеры с возможностью регулируемого отбора маршевого рабочего тела.

Совокупностью вышеперечисленных технических решений, в конечном счете, повышаются термодинамическое качество (общий КПД) АКС, как транспортной энергетической системы.

При всем при этом, с целью сохранения работоспособности системы питания и охлаждения, бортовых турбоагрегатов (турбонасосов, турбоэлектрогенераторов) и управляющих реактивных двигателей при орбитальных и межорбитальных полетах с выключенным из работы маршевым соплом, ЯРД АКС дополнительно оборудован запорным устройством, исключающим истечение рабочего тела из маршевого сопла. Запорное устройство установлено в полости выходного коллектора центральной секции теплообменной камеры перед входом в полость маршевого сопла, и связано с управляющими приводами с возможностью перекрывания входа рабочего тела в полость маршевого сопла, причем с одновременным открыванием прохода в полость секции, смежной с центральной секцией теплообменной камеры для перетекания в нее неиспользованной бортовыми турбоагрегатами, турбоэлектрогенераторами и управляющими двигателями части рабочего тела. И с возможностью открывания прохода рабочего тела в полость маршевого сопла для включения его в работу с одновременным закрыванием прохода в полость этой смежной секции.

В частности, запорное устройство состоит из двух, расположенных в образованной плоскими стенками выходного коллектора центральной секции теплообменной камеры полости подвижных заслонок, снабженных вертикальными буртами. Заслонки установлены на общих продольных направляющих и связанных с управляющими приводами с возможностью при взаимном их сдвигании плотного взаимного смыкания вертикальных буртов с образованием единой, перекрывающей проход в полость маршевого сопла стенки, и с одновременным открыванием прохода рабочего тела в полость секции, смежной с центральной секцией. А также с возможностью при взаимном раздвигании заслонок открывания прохода рабочего тела в полость маршевого сопла с одновременным закрыванием прохода в полость вышеупомянутой секции теплообменной камеры.

Вышеописанные технические решения обеспечивают повышение тяговооруженности и термодинамического качества АКС, как транспортной энергетической системы, за счет повышения эффективности работы отдельных его агрегатов. Вместе с тем, термодинамическое качество АКС, как транспортной энергетической системы зависит и от эффективности совместного функционирования ЯРД, АСЖУ и связанных с ними бортовых турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих реактивных двигателей. Поэтому, прежде всего, необходимо обеспечить вполне определенный, учитывающий особенности конструкции и функционирования каждого из них, порядок их взаимного расположения и размещения (компоновку) в корпусе фюзеляжа АКС, причем соответствующей конструкции.

С другой стороны, активно взаимодействующие с внешней средой ЯРД (работающий на забираемой при полете атмосферной среде), и АСЖУ, (использующие для сжижения кинетическую энергию скоростного напора набегающего потока), их общее и взаимное расположение на корпусе фюзеляжа, а также соответствующая компоновке конструкция самого корпуса оказывают непосредственное влияние на аэродинамические характеристики АКС, его устойчивость и управляемость.

Так, размещенный (по условию функционирования) в хвостовой части фюзеляжа достаточно тяжелый ЯРД с внешней радиационной защитой его реактора, чтобы не нарушать продольную устойчивость, не должен смещать центр тяжести АКС за его аэродинамический фокус. Это одно из главных условий не нарушения продольной устойчивости, как по перегрузке (при изменении угла атаки), так и по загрузке, (в частности, при периодической дозаправке рабочим телом). При этом АСЖУ с закручивающими входящий поток воздухохаборниками не должны оказывать на корпус фюзеляжа дестабилизирующего крутящего реактивного воздействия, приводящего к поперечной неустойчивости. Это касается и обеспечивающих ЯРД рабочим телом - атмосферной средой диффузоров. Наряду с этим, компоновка управляющих полетом с помощью реактивных струй двигателей, помимо управления, должна обеспечивать пространственную устойчивость и стабилизацию полета.

В частности, известна компоновка самолета, направленная на улучшение его аэродинамических характеристик.(Патент RU №2302975, B64C 1/00).

С учетом изложенного, для обеспечения устойчивости, управляемости и стабилизации полета предлагается следующая компоновка вышеуказанного оборудования в корпусе фюзеляжа и соответствующая этому аэродинамическая схема АКС.

Наиболее соответствующей (учитывающей особенности конструкции, функционирования и компоновки вышеуказанного оборудования) аэродинамической схемой АКС может являться аэродинамическая схема «утка-бесхвостка». Поэтому предлагаемый АКС с ЯРД выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка», с переменной (комбинированной) геометрией корпуса фюзеляжа, без хвостового, но с передним оперением, состоящим из цельноповоротных горизонтальных плоскостей и вертикальных стабилизаторов. И с корпусом, состоящим из плавно сопрягающихся между собой цилиндрической передней части, на которой установлено переднее оперение, и выполненных с уплощенным общим днищем конусообразной средней и цилиндрической задней, оканчивающейся конусообразным хвостовым участком и образующей в плане совместно с крыльями дельтообразную несущую поверхность, частей.

При этом с целью сохранения продольной (путевой) устойчивости размещенный в хвостовой части фюзеляжа ЯРД установлен в пределах площади указанной дельтообразной несущей поверхности и зоны возможного (предельно допустимого) смещения центра тяжести при перегрузке и изменении загрузки (например, дозаправке), и впереди аэродинамического фокуса. Для чего маршевое сопло пристыковано к выходному коллектору теплообменной камеры через посредство соответствующей (расчетной) длины теплоизолированной предсопловой трубы, что позволяет переместить ядерный реактор с внешней радиационной защитой дальше от фокуса к носу фюзеляжа.

С целью исключения реактивных поворотов фюзеляжа вокруг продольной оси и, тем самым, обеспечения боковой устойчивости, АКС оборудован двумя (парой) аэродинамическими сжижающими установками (АСЖУ), расположенными в корпусе фюзеляжа (для защищенности от вешнего аэродинамического воздействия и нагрева), и установленных симметрично по бортам корпуса фюзеляжа с возможностью закрутки входящего в их воздухоззаборники атмосферного потока во взаимно противоположные стороны. Причем установлен впереди ядерного реактора, за его внешней радиационной защитой и с расположением входов в воздухозаборники на конусообразной поверхности средней части корпуса фюзеляжа, выполненного для этого с продольными, образующими поверхностные каналы, вогнутостями. Закруткой входящих в воздухозаборники потоков во взаимно противоположны стороны устраняется возникновение дестабилизирующих реактивных крутящих моментов. А размещением АСЖУ впереди ЯРД, за внешней радиационной защитой его реактора исключается возможность их подогрева и снижения эффективности работы, а также радиационного облучения криогенного рабочего тала.

При этом диффузоры расположены несколько впереди теплообменной камеры, сообщены воздуховодами с входным коллектором ее внешней секции, и выполнены с входом в них атмосферного потока в виде единого или разделенного надвое кармана, образованного уплощенным общим днищем средней конусообразной и задней цилиндрической частей корпуса фюзеляжа и цилиндрическим участком корпуса этой задней части. Такая конструкция диффузоров, обеспечивая ЯРД рабочим талом (атмосферной средой) в требуемых объемах, не создает крутящих реактивных моментов от входящих сверхзвуковых потоков, чем не нарушает поперечной устойчивости АКС. А расположением их несколько впереди теплообменной камеры, (причем с максимально возможным приближением воздуховодов к ее входному коллектору) снижаются гидропотери, и повышается эффективность снабжения ЯРД рабочим талом.

Для большей эффективности работы и рациональности компоновки турбоэлектрогенераторы, (работающие на отбираемом из теплообменной камеры маршевом рабочем теле), размещены непосредственно за ее выходным коллектором, в зоне расположения предсопловой трубы. А маршевое сопло и управляющие и тормозные реактивные двигатели с соплами размещены в полости конусообразного хвостового участка задней части корпуса фюзеляжа, выполненного для этого в виде прочного термозащитного конуса-обтекателя. Причем сопла управляющих тангажом и боковым поворотом двигателей установлены в выполненных в стенках корпуса конуса-обтекателя по соответствующим главным осям управления окнах. А сопла тормозных двигателей установлены параллельно или под некоторым внешним углом к продольной оси корпуса фюзеляжа в аналогичных, расположенных симметрично по окружности конуса-обтекателя и оснащенных закрывающими их крышками окнах, с возможностью автоматического выдвижения наружу Компоновкой управляющих и тормозных реактивных двигателей в едином блоке с расположением в хвостовой части и с максимальной приближенностью к общему источнику высокотемпературного маршевого рабочего тела (теплообменной камере), помимо компактности, повышается их функциональная эффективность. При этом помимо управляющего воздействия каждым из двигателей в отдельности имеется возможность использования согласованного совместно действия реактивных струй для обеспечения стабилизации и устойчивости полета. А размещением их, а также маршевого сопла в полости термозащитного конуса-обтекателя обеспечивается защита их от внешнего аэродинамического воздействия (в особенности, при сверхзвуковом входе в атмосферу для дозаправки), чем повышается надежность их работы.

Принятая для АКС аэродинамическая схема «утка-бесхвостка» предполагает использование трехколесной схемы шасси, которая исключает возможность капотирования, а также обеспечивает путевую устойчивость при разбеге и пробеге и максимальное использование тормозов. Вместе с тем, из авиационной практики известно, что при приземлении, тем более на высоких скоростях, наиболее опасным, приводящим к разрушению шасси, являются передний и связанный с ним боковой удары.

Известно для повышения безопасности приземления снабжение самолетов шасси с раскручивающимися перед посадкой колесами до скорости приземления /7/. Для чего колеса выполнены с турбинными лопатками, а на стойках шасси закреплены специальные воздухозаборники с подведенными к лопаткам сопловыми элементами, Недостатком такого технического решения является необходимость установки на стойках шасси дополнительных возухозаборников, усложняющих и утяжеляющих конструкцию.

С целью повышения безопасности приземления за счет раскручивания перед посадкой колес шасси до скорости приземления, описываемый АКС содержит шасси с колесами с турбинными лопатками, в которых сопловые элементы подключены трубопроводами непосредственно к воздуховодам диффузоров фюзеляжа. Это исключает необходимость в установке на шасси дополнительных утяжеляющих конструкцию шасси воздухозаборников.

Способ осуществления данным АКС с ЯРД долговременного активного аэрокосмического полета, заключающийся в дозаправке в процессе полета рабочим телом, состоит в том, что дозаправку рабочим телом - атмосферной средой (газом или воздухом) осуществляют периодически по мере израсходования рабочего тела путем снижения высоты космического полета до уровня ощутимой (значимой) плотности атмосферы, и в процессе атмосферного полета производят сжижение забираемой воздухозаборниками сжижающих установок атмосферной среды с накоплением сжиженной массы в криогенных баках-накопителях, а по завершении дозаправки путем разгона с подъемом возвращают полет в безвоздушное или космическое пространство.

При этом с целью сокращения времени дозаправки, полет в атмосфере осуществляют исключительно на атмосферной среде, забираемой диффузорами фюзеляжа. Что не только сокращает время самой процедуры дозаправки, но и снижает период нежелательного пребывания АКС в атмосфере и опасность термодинамического перегрева корпуса фюзеляжа и крыльев.

В своей совокупности, описанные технические решения, как направленные на повышение тяговооруженности и термодинамического качества АКС, (путем совершенствования конструкции и повышения эффективности ЯРД, КСЖУ и связанных с ними турбоагрегатов и управляющих двигателей), так и относящиеся к компоновке в корпусе фюзеляжа соответствующей конструкции и выбранной аэродинамической схеме АКС, направленные на обеспечение устойчивости и управляемости полета, в сочетании с возможностью периодической дозаправки рабочим телом (атмосферной средой), в конечном счете, должны обеспечить достижение общего технического результата - повышение эффективности осуществления долговременных активных аэрокосмических полетов.

Изобретение поясняется на следующих чертежах.

На фиг. 1 показан общий вид описываемого аэрокосмического самолета (АКС) с ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и аэродинамическими сжижающими атмосферную среду установками (АСЖУ).

На фиг. 2 показана конструкция входящего в АКС ЯРД с секционированной теплообменной камерой.

На фиг. 3 показана гидравлическая схема секционированной теплообменной камеры ЯРД, состоящей из пяти секций.

На фиг. 4 показана общая структурно-гидравлическая схема описываемого АКС с ЯРД и АСЖУ и с выделенными контурами питания и охлаждения рабочим телом.

На фиг. 5 показана конструкция запорного устройства ЯРД, обеспечивающего экономичные межорбитальные полеты АКС.

На фиг. 6 показана в плане общая схема компоновки в корпусе фюзеляжа АКС, ЯРД и АСЖУ, а также связанных с ними турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих полетом реактивных двигателей.

На фиг. 7 отдельно показана компоновка АСЖУ в корпусе фюзеляжа АКС.

На фиг. 8 показана конструкция и компоновка управляющих реактивных двигателей..

На фиг. 9 показана конструкция диффузоров и повышающего безопасность приземления АКС устройства шасси.

На фиг. 10 показана схема осуществления АКС активного долговременного аэрокосмического полета.

На фиг. 1 изображен вариант общего вида описываемого аэрокосмического самолета (АКС) с ядерным двигателем, в частности, с ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и аэродинамическими сжижающими атмосферную среду (газ или воздух) установками (АСЖУ).

АКС с ЯРД представляет собой ракетоплан, выполненный по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка», и включает фюзеляж 1 с переменной (комбинированной) геометрией корпуса, диффузоры 2 для забора атмосферной среды (газа или воздуха), дельтовидные крылья 3 с аэродинамическими плоскостями управления 4, переднее оперение, содержащее цельноповоротные горизонтальные плоскости 5 и, в общем случае, верхний и нижний стабилизаторы, в данном один верхний вертикальный стабилизатор 6, а также выполненные по трехопорной схеме взлетно-посадочные шасси, основные в виде колесной тележки 7 и передние 8. (См. фиг. 1, виды по стрелкам. А и Б). Переменной (комбинированной) геометрии корпус фюзеляжа 1 выполнен состоящим из плавно сопрягающихся между собой цилиндрической передней 9, на котором установлено переднее оперение, конусообразной, средней 10 и цилиндрической задней 11 частей. При этом средняя конусообразная 10 и задняя цилиндрическая 11 части корпуса фюзеляжа имеют общий участок, выполненный с уплощенным днищем, а хвостовой участок задней части 11 оканчивается конусообразным участком, выполненным в виде прочного термозащитного конуса-обтекателя 12. Дельтовидные крылья 3 и задняя часть 11 корпуса фюзеляжа 1 совместно в плане образуют дельтообразную несущую поверхность. Головной участок передней части 9 фюзеляжа 1 может быть выполнен с термозащитным автоматически раскрывающимся обтекателем 13 с носовым термостойким коком, под которым может находиться стыковочный узел 14 со шлюзовой камерой известной в космонавтике конструкции (см. выделенный на чертеже фрагмент). Стыковочный узел 14 со шлюзовой камерой предназначен для стыковки АКС, (например, в качестве транспортного модуля), с другими космическими объектами (аппаратами, кораблями) для совместного полета, или с космической станцией для постоянного или временного, (например, для смены экипажа или замены оборудования) базирования. Наиболее подверженные аэродинамическому нагреву участки поверхности корпуса фюзеляжа, а также лобовые кромки крыльев 3, плоскостей 5 и стабилизатора 6 покрыты теплозащитным слоем, (например, углеродным слоем, керамикой и др.), а так же дополнительно могут охлаждаться изнутри прокачиваемым через них теплоносителем, рабочим телом.

Описываемый АКС содержит использующий в качестве рабочего тела (помимо любого другого газообразного или жидкообразного вещества) атмосферную среду ЯРД 15 и оборудован аэродинамическими сжижающими забираемую во время полета атмосферную среду (газ или воздух) установками (АСЖУ) 16, гидравлически связанными с криогенными баками-накопителями 17 жидкой фазы сжижаемой атмосферной среды. На фиг. 1 на виде по стрелке А отдельно показаны варианты а) и б) возможного расположения АСЖУ по поперечному сечению корпуса фюзеляжа 1. АКС содержит образующие систему пространственного управления полетом управляющие, включая тормозные, двигатели с реактивными соплами. В том числе размещенные в полости термозащитного конуса-обтекателя 12 управляющие тангажом и боковые 18, и тормозные 19 реактивные двигатели. АКС также включает входящие в систему питания и охлаждения рабочим телом бортовые турбоагрегаты (питательные турбонасосы и турбокомпрессоры) и снабжающие бортовые системы электроэнергией турбоэлектрогенераторы и оснащен всеми необходимыми для осуществления долговременных активных аэрокосмических полетов известными в авиационно-космической и ракетной технике приборами и устройствам (на фиг. 1 не показаны). 20 - отделяющая ЯРД 15 от остальной части фюзеляжа 1 радиационно-зашитная перегородка (стенка).

Входящий в АКС ЯРД 15 содержит (фиг. 2) ядерный реактор 21 с охлаждаемым несущим прочным корпусом 22, заключенную в герметичном термопрочном корпусе 23 тепловыделяющую активную зону 24 с ядерным топливом (горючим), окруженную отражателем нейтронов 25 и внутренней радиационной защитой 26, органы регулирования мощности тепловыделения, выполненные, например, в виде связанных с управляющими приводами 27 подвижных кольцевых элементов 28, на которых закреплены поглощающие нейтроны стержни 29. А также теплообменную камеру 30 с охлаждаемым термопрочным корпусом 31, присоединенную (пристыкованную) к реактору 21 радиационно-защитным днищем 32, через которое герметично пропущены теплопроводящие (теплопередающие) элементы (тепловоды) 33, и пристыкованное к теплообменной камере 30 сверхзвуковое маршевое сопло 34. Реактор 21 ЯРД в общем случае может быть любого типа (на тепловых, быстрых или промежуточных нейтронах) с любым видом активной зоны (твердой, жидкообразной, газообразной). Например, твердая активная зона 24 реактора может состоять из насыпной массы (в виде гранул, капсул, порошка и т.д.) ядерного топлива (горючего), заключенного в герметичный тугоплавкий и термопрочный корпус 23. И окружена (если речь идет о реакторе на тепловых нейтронах), (например, бериллиевым, в виде блоков) отражателем 25 и слоем (26) (например, из гидрида циркония с добавкой бора) внутренней радиационной защиты внешней конструкции реактора от облучения нейтронами и гамма-квантами. В другом варианте активная зона 24 может быть образована исключительно совокупностью расположенных в ее корпусе 23 участков 38 тепловодов 33, состоящих или полностью из ядерного горючего, например карбида урана, или пропитанных ядерным горючим. Возможен комбинированный состав активной зоны 24, когда пропитанные ядерным горючим концевые участки 38 тепловодов 33 засыпаны порошкообразным ядерным топливом или находятся в его пылевидной (или даже газообразной) среде. Тепловоды 33 обеспечивают теплопередачу из активной зоны 24 реактора 21 к рабочему телу. При этом теплопередача (теплоотвод из активной зоны) может осуществляться исключительно за счет теплопроводности (температуропроводности) материала тепловодов 33 и конвективной теплоотдачи рабочему телу в теплообменной камере 30. Для этого концевые участки 35 тепловодов 33, расположенные в корпусе 31 теплообменной камеры 30, выполнены с развитой теплообменной поверхностью и образуют в сборках 36 нагревательные каналы 37, через которые прокачивается рабочее тело (см. фиг. 2, сечение по А-А). При этом участки 38 тепловодов 33, расположенные в активной зоне реактора, подвергаются нагреву за счет радиоактивного тепловыделения в ней (см. фиг. 2, сечение по Б-Б). А участки 35 тепловодов могут иметь разную конфигурацию и образовывать в сборках 36 различные по форме нагревательные каналы 37. Они могут быть выполнены с разным числом продольных ребер, например, трехреберными (см. фиг. 2а), и плоскими или изогнутыми однопластинчатыми (см. фиг. 2б), а также быть любой другой формы с образованием в сборках соответствующей формы нагревательных каналов. На фиг. 2 в сечении по А-А (общей позицией 36) показаны варианты сборок, в которых трехреберные и однопластинчатые участки 35 тепловодов 33 образуют в сборках различные по форе нагревательные каналы 37. (Здесь и далее на чертежах сборки тепловодов и нагревательные каналы, независимо от их вида (формы) обозначены едиными позициями, соответственно, 36 и 37). Тепловоды 33 хвостовиками 39 установлены в опорной решетке 40, выполненной с окнами 41 для последовательного прохода рабочего тела из одной секции в другую.

Независимо от конкретной конструкции тепловоды 33 герметично установлены в днище корпуса 23 активной зоны 24 и радиационно-защитном днище 32 теплообменной камеры 30 таким образом, чтобы обеспечить эффективную теплопередачу от нагреваемых в активной зоне концевых участков 38 концевым участкам 35, расположенным в теплообменной камере, и тем самым нагрев рабочего тела в каналах 37 до максимально возможной в данных термодинамических условиях температуры. Радиационно-защитное днище 32 удерживает тепловоды 33 в рабочем положении, защищает прокачиваемое через теплообменную камеру 30 рабочее тело от облучения со стороны активной зоны нейтронами и гамма квантами, и одновременно может служить торцевым отражателем. Для снижения термических напряжений радиационно-защитное днище 32 может быть выполнено в виде герметичного контейнера с термостойкими стенками 42 и 43, плотно заполненного порошкообразным материалом (веществом) 44, хорошо отражающим и замедляющим нейтроны, например, порошкообразным или пылевидным графитом (см. Фиг. 2, выделенные фрагменты а) и б)).

Органы регулирования мощности реактора могут быть размещены в отдельном защитном охлаждаемом корпусе, и иметь или собственную, или, (как показано на чертеже), совместную с корпусами реактора 21 и теплообменной камеры 30 систему охлаждения. Регулирование мощности реактора с помощью вводимых в активную зону поглощающих стержней 29 известно. В данной конструкции органов регулирования поглощающие стержни 29 установлены с зазором и с возможностью перемещения в каналах «колбообразных» патрубков 45, закрепленных в радиационно-защитном экране 46 и корпус 23 активной зоны 24 (см. фиг. 2, разрез по В-В). Конструкция реактора, его активной зоны и органов регулирования должны обеспечивать надежное и устойчивое функционирование ЯРД при любых переходных режимах и условиях долговременного активного аэрокосмического полета АКС.(Более подробно конструкция ЯРД с теплообменной камерой описана в /6/).

На фиг. 2, фиг. 3 и других для упрощения чертежа используются следующие общие обозначения:

47 и 48 - главные питательные воздуховоды и криогенные трубопроводы, подводящие рабочее тело к теплообменной камере 30, соответственно, от диффузоров 2 и от баков-накопителей 17 сжижаемой атмосферной среды;

49 - обозначенные единой позицией ответвления от воздуховодов 47 и криогенных трубопроводов 48, связанные с образованным общей рубашкой 50 общим каналом 51 охлаждения корпусов реактора 24 с органами регулирования, теплообменной камеры 30 и сопла 34.

Теплообменная камера 30 дает возможность исключить из активной зоны 24 рабочее тело и создаваемое им в ее корпусе 23 высокое давление, что повышает безопасность и ресурс работы реактора и ЯРД. А также устранить из активной зоны связанные с прокачкой через нее рабочего тела конструкционные элементы, ухудшающие ее нейтронно-физические свойства, и, тем самым, существенно повысить ее качество, уменьшить критическую загрузку ядерным топливом, вес и размеры реактора, и, соответственно, ЯРД в целом. При этом создается возможность значительно и безопасно увеличить рабочее давление рабочего тела, прокачиваемого через теплообменную камеру 30, которая не содержит ядерного топлива и не имеет никаких ограничений в отношении обеспечения прочности. Всем этим повышаются безопасность и ресурс работы реактора и ЯРД, соответственно, летный ресурс АКС. Причем в теплообменной камере 30 может использоваться рабочее тело практически с любыми физико-химическими и механическими свойствами, что дает возможность осуществлять полеты практически на любом газообразном и жидкообразном рабочем теле. При этом, что особенно важно, исключается радиационное облучение самого рабочего тела и, соответственно, радиоактивное загрязнение им окружающего пространства. Это позволяет выполнять радиационно-безопасные полеты и в земной атмосфере, и через атмосферу в космическое пространство со стартом с земной поверхности.

Тяговооруженность АКС, обеспечиваемая создаваемой ЯРД силой тяги (Р), зависит от величины удельной тяги (Руд) ЯРД, так как Р=Руд G, где G - удельный расход рабочего тела. Но величина удельной тяги Руд определяется температурой нагрева рабочего тела. Поэтому для повышения тяговооруженности АКС за счет увеличения удельной тяги необходимо рабочее тело в ЯРД нагревать до более высокой температуры, чего (из-за ограниченности значений теплопроводности и температуропроводности существующих материалов для тепловодов) невозможно сделать в ЯРД /6/, содержащего односекционную теплообменную камеру. Односекционная теплообменная камера не позволяет нагревать рабочее тело до температуры, обеспечивающей требуемую величину удельной тяги.

Поэтому, с целью повышения тяговооруженности АКС увеличением удельной тяги ЯРД за счет повышения температуры нагрева рабочего тела, теплообменная камера 30 ЯРД выполнена секционированной, состоящей из центральной и окружающих ее смежных средних и внешней секций со сборками 36 тепловодов с нагревательными каналами 37, отделенных друг от друга межсекционными стенками и сообщенных между собой общими полостями, с возможностью прохода рабочего тела последовательно через нагревательные каналы поочередно всех секций, с входом его через полость входного коллектора в нагревательные каналы внешней секции и выходом из нагревательных каналов центральной секции в полость выходного коллектора, к которому пристыковано сверхзвуковое маршевое сопло 34 (см. фиг. 2 и 3).

В частности, как показано чкртеже конструкции (фиг. 2, сечение по. А-А) и на чертеже гидравлической схемы (фиг. 3), ЯРД может содержать теплообменную камеру 30, состоящую из пяти секций, - центральной 52 и окружающих ее трех смежных, - средних 53, 54 и 55 и внешней 56 кольцевых секций, содержащих сборки 36 тепловодов 33 с нагревательными каналами 37, отделенных дуг от друга межсекционными стенками, соответственно, 57, 58, 59 и 60, и сообщенных между собой щелевыми полостями с возможностью прохода рабочего тела последовательно через нагревательные каналы 37 поочередно всех секций, с входом (стрелка 61) его через входной коллектор 62 и щелевую полость 63 в нагревательные каналы внешней секции 56 и выходом (стрелки 64) из нагревательных каналов центральной секции 52, снабженной выходным коллектором 65, к которому пристыковано маршевое сопло 34. Для чего (см. фиг. 3) входная щелевая полость 63 внешней секции 56 отделена стенкой 60 от смежной с ней средней секции 55 входы (стрелка 66) рабочего тела в нагревательные каналы которой сообщены щелевой полостью 67 с выходом его из каналов внешней секции 56, выходы (стрелка 68) рабочего тела из каналов этой средней секции 55 сообщены щелевой полостью 69 с входом его в каналы смежной с ней другой средней секции 54, выходы (стрелка 70) рабочего тела из каналов которой сообщены щелевой полостью 71 с входом его в каналы смежной с ней следующей средней секции 53, выходы (стрелка 72) рабочего тела из каналов которой сообщены щелевой полостью 73 с входом его в нагревательные каналы центральной секции 52. Секционированная конструкция теплообменной камеры 30 ЯРД дает возможность сократить длину расположенных в ней концевых участков 35 тепловодов 33, за счет этого повысить темп (скорость) и температуру их нагрева (прогрева), и одновременно с этим увеличить (пропорционально числу секций) общую (суммарную) длину нагревательных каналов 37. При этом показанная на фиг. 2 в сечении по А-А комбинированная конструкция секций теплообменной камеры 30 дает возможность оптимизировать процесс теплопередачи, увеличить термодинамический КПД теплообменной камеры, и при прочих равных условиях нагревать рабочее тело до максимально высокой температуры. Оптимальный вариант комбинированной конструкции определяется термодинамическим расчетом. Всем этим, достигается повышение удельной тяги ЯРД и, соответственно, тяговооруженности АКС.

При осуществлении АКС долговременных аэрокосмических полетов совместная работа ЯРД 15, АСЖУ 16 и связанного с ними оборудования схематически характеризуется следующим образом. На фиг. 4 показана общая структурно-гидравлическая схема описываемого АКС с ЯРД и АСЖУ с выделенными контурами питания и охлаждения рабочим телом и схемами подключения связанного с ними оборудования и управляющих реактивных двигателей. (Направления движения рабочего тела по трубопроводам и каналам охлаждения показаны стрелками).

При полете в атмосфере питание и охлаждение ЯРД рабочим телом обеспечивают забирающие атмосферную среду (газа или воздух) диффузоры 2, а при полете в безвоздушном и космическом пространстве - криогенные баки-накопители 17, накапливающие сжижаемую АСЖУ 16 атмосферную среду при полете АКС в атмосфере. Соответственно, взаимосвязанные системы питания и охлаждения рабочим телом включают газовый (воздушный) и жидкостной (сжиженной атмосферной среды) контуры.

Газовый (воздушный) контур системы питания и охлаждения рабочим телом включает диффузоры 2, забирающие при полете атмосферную среду (газ или воздух) и подающие ее по воздуховодам 47 напрямую (прямоточно), или (и) при необходимости с помощью турбокомпрессоров в полость входного коллектора 62 внешней секции теплообменной камеры 30. Газовый (воздушный) контур системы охлаждения гидравлически связан с газовым контуром питания рабочим телом ответвлениями 49 от главного воздуховода 47, подключенными к каналам охлаждения 51 корпусов реактора 21, теплообменной камеры 30 и маршевого сопла 34. При полете в атмосфере одна (основная) часть забираемой диффузорами 2 атмосферной среды по воздуховодам 47 направляется непосредственно во входной коллектор 62 теплообменной камеры 30, а другая ее часть через ответвления 49 поступает (показано стрелками) в общую систему охлаждения.

(На схеме фиг. 4 трубопроводы (ответвления от воздуховодов 47 и трубопроводов 48), как и каналы охлаждения корпусов теплообменной камеры 30, реактора 21 и сопла 34 для упрощения чертежа обозначены одними позициями, соответственно, 49 и 51).

Обеспечение ЯРД рабочим телом - атмосферной средой по мере его (ее) расходования при полетах АКС в безвоздушном и космическом пространстве производится за счет дозаправки с помощью АСЖУ 16, и осуществляется путем периодического захода АКС в атмосферу. Каждая АСЖУ 16 содержит охлаждаемый воздухозаборник 74 с устройством 75 для закрутки входящего потока высокого давления, сверхзвуковое сопло 76 для расширения потока до конденсации атмосферной среды, (до точки росы), и каналы 77 для отвода жидкой фазы и 78 для оттока не сконденсировавшейся части потока. (Более подробно конструкция АСЖУ описана в прототипе /5/). Канал 77 для отвода жидкой фазы криогенным трубопроводом 79 с откачивающим устройством 80 подключен к баку-накопителю 17 сжижаемой атмосферной среды. Соответственно, жидкостной контур питания рабочим телом включает сжижающие атмосферную среду (газ или воздух) АСЖУ 16, подающие это жидкое (сжиженное) рабочее тело из каналов 77 по криогенным трубопроводам 79 в криогенные баки-накопители 17 устройства 80, а также главные питательные турбонасосы 91, подающие под рабочим давлением криогенное рабочее тело по главным криогенным трубопроводам 48 в полость входного коллектора 62 внешней секции теплообменной камеры 30. Жидкостной контур системы охлаждения гидравлически связан с жидкостной системой питания рабочим телом ответвлениями 49 от трубопроводов 48, которые подключены к каналам охлаждения 51 корпусов реактора 21, теплообменной камеры 30 и маршевого сопла 34. При полете в безвоздушном и космическом пространстве одна (основная) часть сжиженной атмосферной среды из баков-накопителей главными питательными турбонасосами 91, под рабочим давлением подается по криогенным трубопроводам 48 непосредственно в полость входного коллектора 62 внешней секции теплообменной камеры 30. а другая ее часть через ответвления 49 поступает (показано стрелками) в общую систему охлаждения. При этом (при сверхзвуковом полете в атмосфере) часть криогенного рабочего тела устройствами 86 по трубопроводам 85 направляется (показано стрелками) в теплообменные элементы и каналы 87 для охлаждения крыльев 3. (А, возможно, и отдельных термонапряженных частей корпуса фюзеляжа.)

В зависимости от условий и режимов полета газовые воздушные и жидкостные контуры питания и охлаждения рабочим телом через соответствующие автоматические устройства связаны с органом управления (на схеме не показаны), и могут автоматически переключаться с одних на другие или (при необходимости) функционировать совместно. Соответственно, для бесперебойности питания и охлаждения рабочим телом при переходных режимах полета теплообменная камера 30 входным коллектором 62 подключена главными питающими воздуховодами 47 и криогенным трубопроводам 48, соответственно, к диффузорам 2 и к бакам-накопителям 17 сжиженной атмосферной среды, причем с возможностью переключения с одних на другие, а при необходимости их совместного действия.

Как отмечалось, АКС с АСЖУ в прототипе /5/ имеет тот недостаток, что не сконденсировавшаяся в сжижающей установке значительная (до 30-40%) часть атмосферной среды полезно не используется, а через канал 78 выбрасывается (стрелка 81) наружу. (82-откачивающее устройство). При этом теряется и затраченная (за счет энергии полета, то есть мощности двигателя) на забор, сжатие, закрутку и расширение в сопле АСЖУ этой части потока энергия. Этим снижается термодинамическое качество АКС, как транспортной энергетической системы. Поэтому с целью исключения этих потерь и полезного использования не сконденсировавшейся в сжижающей установке части атмосферной среды (и, как низкотемпературного охладителя, и затем в качестве рабочего тела) эта часть атмосферной среды не выбрасывается наружу, а по трубопроводу 83 направляется (стрелка 84) сначала в систему охлаждения, (в общий канал 51 охлаждения корпусов реактора 21, теплообменной камеры 30 и маршевого сопла 34), откуда поступает в систему питания рабочим телом (во входной коллектор 62 внешней секции теплообменной камеры 30). Этим повышается термодинамический КПД систем питания и охлаждения рабочим талом. При этом канал 78 для отвода не сконденсировавшейся в АСЖУ 16 части атмосферного потока трубопроводом 85, оснащенный автоматическим устройством 86, подключен, с возможностью отключения, к дополняющим общую систему охлаждения крыльям 3. В связи с этим крылья 3 выполнены с излучающей поверхностью и с теплообменными элементами и каналами 87, выходы 88 из которых трубопроводом 89 подключены к входному коллектору 62 внешней секции 56 теплообменной камеры 30. Выполнением крыльев 3 в виде теплообменников с излучающей поверхностью обеспечивается и охлаждение их самих (при сверхзвуковых полетах в атмосфере, при дозаправке), и, охлаждение (за счет сброса тепла излучением в космическое пространство) реакторной системы ЯРД и бортового оборудования АКС при пассивных орбитальных и маневренных межорбитальных полетах.

Вместе с тем, теплообменная камера 30, исключающая радиоактивное загрязнение маршевого рабочего тела, дает возможность безопасно использовать его для работы входящих в состав ЯРД турбоагрегатов, прежде всего главных турбокомпрессоров 90 и турбонасосов 91, обеспечивающих питание и охлаждение рабочим телом корпусов реактора 20, теплообменной камеры 30 и сопла 34, а так же снабжающих всех системы АКС электроэнергией бортовых турбоэлектрогенераторов 92. Для этого входы в турбины турбоагрегатов 90, 91 и турбоэлектрогенераторов 92 трубопроводами 93, 94 и 95, соответственно, подключены к выходному коллектору 65 центральной секции теплообменной камеры 30 с возможностью регулируемого отбора рабочего тела. А выходы из турбин трубопроводами, соответственно, 96 97 и 98 подключены к входному коллектору 62 ее внешней секции, чем полностью исключаются потери рабочего тела, а также (с возможностью автоматического отключения) трубопроводами 99,100 и 101 - к теплообменным элементам и каналам 87 крыльев-излучателей 3 (см. фиг. 4). Подключение выходов из турбин к входному коллектору 62 внешней секции теплообменной камеры 30 дает возможность использовать отработанное в турбинах рабочее тело в маршевом сопле 34 для создания тяги. А подключением этих выходов к теплообменным каналам крыльев - излучателей позволяет при орбитальных полетах сбрасывать тепло отработанного в турбинах рабочего тела в космическое пространство. Всем этим, в конечном счете, достигается повышение эффективности работы и самих этих турбоагрегатов, и ЯРД в целом, и, в конечном счете, термодинамического качества (общего КПД) АКС, как транспортной энергетической системы, что также способствует повышению эффективности осуществления долговременных активных аэрокосмических полетов.

Наряду с этим, с целью повышения эффективности (качества) управления полетом (тангажом, боковым поворотом, а также торможением) за счет увеличения управляющего и тормозного реактивных импульсов непосредственным использованием высокотемпературного маршевого рабочего тела, управляющие 18 и тормозные 19 двигатели трубопроводами 102 и 103, снабженными связанными с органом управления полетом автоматическими регуляторами 104 и 105 расхода рабочего тела, подключены к выходному коллектору 65 центральной секции 52 теплообменной камеры 30 с возможностью регулируемого отбора из него рабочего тела.

Нагрев рабочего тела в теплообменной камере 30 производиться за счет конвективного теплообмена в образованных сборками 36 тепловодов 33 нагревательных каналах 37 (см фиг. 3). При этом, как отмечалось, теплопередача (теплоотвод) из активной зоны 24 реактора 21 осуществляется исключительно за счет теплопроводности материала тепловодов 33, что полностью исключает радиоактивное загрязнение рабочего тела. Нагретое в теплообменной камере рабочее тело поступает в выходной коллектор 65 центральной секции 52 теплообменной камеры 30, откуда направляется (стрелка 111) в полость 107 на вход в сверхзвуковое сопло 34 для создания реактивной силы тяги. Бортовые турбоагрегаты (турбокомпрессоры 90 и турбонасосы 91), а также турбоэлектрогенераторы 92 и управляющие двигатели (18,19, а также возможные другие) работают на отбираемом (показано стрелками) трубопроводами 104 и 105 из полости выходного коллектора 65 центральной секции 52 теплообменной камеры 30 высокотемпературном маршевом рабочем теле. Отработанное в турбинах турбоагрегатов рабочее тело по отводящим трубопроводам 97, 98 и 99 направляется (показано стрелками) во входной коллектор 62 внешней секции 52 теплообменной камеры 30 для использования в качестве маршевого рабочего тела.

При пассивном орбитальном полете АКС с отключенным (с помощью автоматического запорного устройства, см. фиг. 5) маршевом соплом 34 и работающем на пониженной мощности реактора 24 ЯРД эти (90, 91, 92 и другие) бортовые турбоагрегаты продолжают работать на отбираемом из выходного коллектора 65 рабочем теле. Охлаждение работающего на пониженной мощности ядерного реактора, а также работа бортовых турбоагрегатов 90,91 и электрогенераторов 92 производится в замкнутом цикле со сбросом тепла в космическое пространство излучающими поверхностями крыльев-излучателей 3. Для этого отработанное в турбинах турбоагрегатов рабочее тело по трубопроводу 101 сначала направляются в теплообменные элементы и каналы 87 крыльев 3 для сброса тепла через их излучающую поверхность в космос, откуда по трубопроводу 89 поступает (показано стрелками) во входной коллектор 62 внешней секции 56 теплообменной камеры 30 для последующего нагрева.

Управление полетом производится с помощью аэродинамических плоскостей 4 крыльев 3, носового оперения (при полете в атмосфере) и реактивных струй из сопел управляющих тангажом и боковым поворотом двигателей 18. Стабилизация и устойчивость полета, помимо аэродинамических средств, обеспечивается взаимосогласованным совместным действием реактивных струй из сопел управляющих 18 и тормозных 19 двигателей. Управление активными космическими межорбитальными полетами и маневрирование на орбите осуществляются реактивными соплами управляющих 18 и тормозных 19 двигателей, отбирающих из выходного коллектора 65 теплообменной камеры 30 маршевое рабочее тело. Управление тягой, соответственно, скоростью полета может производиться путем регулирования температуры нагрева рабочего тела в теплообменной камере 30 и изменения его расхода (устройствами 102) при соответствующем изменении с помощью органов регулирования мощности тепловыделения в активной зоне 24 реактора 21. Управляемое торможение осуществляется с помощью реактивных сопел тормозных двигателей 19, путем регулирования (устройствами 103) расхода отбираемого из выходного коллектора 65 теплообменной камеры 30 маршевого рабочего тела.

При всем при этом, с целью сохранения работоспособности системы охлаждения, бортовых турбоагрегатов (турбонасосов 91 и турбоэлектрогенераторов 92) и управляющих (18 и 19) реактивных двигателей, (работающих, как отмечено выше, на маршевом рабочем теле), при пассивных орбитальных и межорбитальных полетах, выполняемых с выключенным из работы маршевым соплом, АКС содержит ЯРД, дополнительно оборудованный запорным устройством, исключающим истечение рабочего тела из маршевого сопла (фиг. 5). Запорное устройство установлено в полости выходного коллектора 65 центральной секции 52 теплообменной камеры 30 перед входом в полость маршевого сопла 34, и связано с управляющими приводами 109 и 110 с возможностью перекрывания входа (стрелка 111) рабочего тела в полость маршевого сопла 34 и его выключения из работы. Причем с одновременным открыванием прохода в полость секции, смежной с центральной секцией 52 теплообменной камеры 30 для перетекания в нее неиспользованной бортовыми турбоагрегатами, турбоэлектрогенераторами и управляющими двигателями части рабочего тела, и с возможностью открывания прохода рабочего тела в полость 107 входа в маршевое сопло 34 для его включения в работу с одновременным закрыванием прохода из полости центральной секции 52 в полость этой смежной секции 53.

В частности, запорное устройство 108 (см фиг. 5а и 5б) содержит две, расположенные в образованной плоскими стенками 112 и 113 выходного коллектора 65 центральной секции 52 теплообменной камеры полости 114, снабженных вертикальными буртами 115 и 116, подвижные заслонки 117 118. Эти заслонки 117 и 118 установлены на общих продольных направляющих 119 и 120, и связаны штоками 121 и 122 с управляющими приводами 109 и 110 с возможностью при их взаимном сдвигании (стрелки 123 и 124 на фиг. 6а) плотного смыкания их буртов 115 и 116 с образованием сплошной стенки, перекрывающей проход в полость 107 входа в маршевое сопло 34. С одновременным при этом открыванием прохода (стрелки 111) рабочего тела через образующуюся щель 125 в стенках 112 и 113(см. выделенный фрагмент в)) в полость секции 33, смежной с центральной секцией 52. А так же с возможностью при взаимном раздвигании (стрелки 126 и 127 на фиг. 6б) заслонок 117 118 открывания прохода в полость 107 входа в маршевое сопло 34 с одновременным закрыванием, (за счет накладки изнутри на плоские стенки 112 и 113 буртов 115 и 116 заслонок 117 и 118), прохода в полость смежной с центральной 34 секции 33 (фиг. 6б). На выделенном фрагменте (фиг. 6в) показан образованный при сдвигании буртов заслонок стенках щелевой проход 125, через который осуществляется перепуск рабочего тела из коллектора центральной секции 32 в смежную с ней среднюю секцию 33 при закрытии заслонками 117 и 118 полости 107 входа в маршевое сопло 34. Управляющие приводы 109 и 110 запорного устройства 108 могут быть выполнены, в частности, в виде пары винтовых электродвигателей, установленных с противоположных сторон на корпусе 31 теплообменной камеры 30 и содержащих закрепленные неподвижно на этом корпусе 31 статоры и подвижные винтовые роторы, которые герметично пропущенными через стенку корпуса штоками 121 и 122 связаны, соответственно, с заслонками 117 и 118, с возможностью их взаимосогласованного регулируемого возвратно-поступательного (стрелки 123, 124 и 126, 127). перемещения (см. фиг. 6а и 6б). Запорное устройство дает возможность исключить потери рабочего тела при пассивном орбитальном полете (при полностью отключенном маршевом сопле, но при работающих ядерном реакторе и бортовых турбоагрегатах) и экономично расходовать рабочее тело при осуществлении маневренных межорбитальных полетов.

Вышеописанные технические решения обеспечивают повышение тяговооруженности и термодинамического качества АКС как транспортной энергетической системы за счет повышения эффективности работы отдельных его агрегатов. Вместе с тем, термодинамическое качество АКС, как транспортной энергетической системы зависит и от эффективности совместного функционирования ЯРД, АСЖУ и связанных с ними бортовых турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих реактивных двигателей. Поэтому, прежде всего, необходимо обеспечить вполне определенный, учитывающий особенности конструкции и функционирования каждого из них, порядок их взаимного расположения и размещения (компоновку) в корпусе фюзеляжа АКС, причем соответствующей конструкции.

С другой стороны, активно взаимодействующие с внешней средой ЯРД, (работающий на забираемой при полете атмосферной среде), и АСЖУ, (использующие для сжижения кинетическую энергию скоростного напора набегающего потока), их общее и взаимное расположение на корпусе фюзеляжа, а также соответствующая компоновке конструкция самого корпуса оказывают непосредственное влияние на аэродинамические характеристики АКС, его устойчивость и управляемость. Так, известно, что, условием продольной устойчивости самолета является расположение центра тяжести впереди его аэродинамического фокуса. Поэтому расположенный (по условию функционирования) в хвостовой части фюзеляжа ЯРД 15 с теплообменной камерой 30 и с достаточно тяжелым окруженным радиационной (биологической) защитой реактором 24, не должен при перегрузке (при изменении угла атаки) и при изменении загрузки (при израсходовании рабочего тела и проведении дозаправки), смещать центр тяжести АКС назад за его аэродинамический фокус и, тем самым, нарушать продольную устойчивость (см. фиг. 1). При этом АСЖУ 16 с закручивающими входящий поток воздухозаборниками не должны при полете в атмосфере оказывать на корпус фюзеляжа дестабилизирующего реактивного воздействия и создавать реактивные кренящие моменты, приводящие к поперечной неустойчивости, и, тем самым, нарушать поперечную устойчивость. Нарушение продольного и поперечного равновесия приводит к нарушению путевого равновесия, г в совокупности - к нарушению бокового равновесия, определяющегося боковую устойчивость полета. Это может относиться и к конструкции, и расположению на (в) корпусе фюзеляжа 1 диффузоров 2, забирающих атмосферную среду - рабочее тело для ЯРД 15 в существенно более значительных (в сотни раз), чем для ВРД и ПВРД, объемах. При этом управляющее 18 и тормозные 19 реактивные двигатели, помимо собственного КПД и эффективности пространственного управления, должны быть скомпонованы на (в) корпусе фюзеляжа 1 так, чтобы с помощью реактивных струй обеспечивать стабилизацию и устойчивость полета.

С учетом всего этого, для обеспечения эффективности совместного функционирования ЯРД 15, АСЖУ 16, связанных с ними турбоагрегатов (90, 91), турбоэлектрогенераторов 92 и управляющих реактивных двигателей (18, 19) при обеспечении при этом устойчивости, управляемости и стабилизации полета, предлагается следующая их компоновка в корпусе фюзеляжа 1.

На фиг. 6 показана в плане общая структурная схема компоновки в корпусе фюзеляжа 1 ЯРД 15 и АСЖУ 16, а так же связанных с ними турбоагрегатов (турбокомпрессоров 90, турбонасосов 91), турбоэлектрогенераторов 92 и управляющих полетом, в том числе, тормозных реактивных двигателей 18 и 19.

Для сохранения продольной (путевой) устойчивости полета ЯРД 15 с внешней радиационной (биологической) защитой 128, расположенный (по условиям функционирования) в хвостовой части заднего 10 участка фюзеляжа 1, установлен в пределах площади несущей поверхности, образованной корпусом фюзеляжа 1 и крыльев 3, и зоны допустимого при перегрузке и загрузке (при периодической дозаправке рабочим телом - сжижаемой атмосферной средой), смещения центра тяжести, и впереди аэродинамического фокуса. Для чего маршевое сопло 34 пристыковано к теплообменной камере 30 через посредства соответствующей (расчетной) длины теплоизолированной предсопловой трубой 129, что дает возможность расположить реактор 21 ЯРД 15 с внешней радиационной (биологической) защитой 128 ближе к носу фюзеляжа 1 и, соответственно, сместить центр тяжести вперед дальше за аэродинамический фокус, чем повысить продольную устойчивость АКС.

С целью исключения реактивных поворотов фюзеляжа 1 вокруг главной продольной оси и обеспечения, тем самым, боковой устойчивости, АКС оборудован двумя (парой) АСЖУ 16, расположенных симметрично по бортам фюзеляжа 1 с возможностью закрутки (см. фиг. 6, выделенное сечение) в их воздухозаборниках 74 входящего (стрелки 130) атмосферного потока во взаимно противоположные стороны (стрелки 131).

Компоновка пары АСЖУ 16 в корпусе фюзеляжа АКС в объемном изображении отдельно показана на фиг. 7.

Благодаря такой компоновке АСЖУ достигается взаимная компенсация возникающих от закрутки (стрелки 131) входящих потоков (стрелки 130) реактивных кренящих моментов (их взаимное уравновешивание). Чем исключаются повороты фюзеляжа АКС вокруг продольной оси, обеспечивается поперечная балансировка в прямолинейном полете, и, соответственно, поперечная и путевая (в совокупности боковая) устойчивость. При этом входы в воздухозаборники 74 расположены на конусообразной (в частности, конической) поверхности средней части 10 корпуса фюзеляжа 1 (см. фиг. 7).

Для осуществления и улучшения забора сверхзвукового атмосферного (воздушного) потока и сокращения длины воздухозаборников 74 АСЖУ 16 (расположенных внутри корпуса фюзеляжа), конусообразный корпус 10 выполнен с соответствующими продольными вогнутостями, образующими поверхностные продольные каналы 132. При этом АСЖУ 16 расположены впереди ядерного реактора 21, и для предотвращения радиационного облучения и подогрева их сопел 76 и криогенного рабочего тела, размещены, так же, как и гидравлически связанные с ними криогенные баки-накопители 17, за его внешней радиационной защитой 128 и защитной стенкой 20 (см. фиг. 6).

Для обеспечения ЯРД воздушной средой (рабочим телом) требуется значительные ее объемы. Соответственно необходимы диффузоры 2 обладающие значительной пропускной способностью. Но, при малейшей несимметричности их расположения на корпусе фюзеляжа от воздействия входящих сверхзвуковых потоков могут создаваться значительные реактивные крутящие моменты, нарушающие боковую устойчивость АКС. Для снижения такой опасности (при рациональности конструкции) предлагается диффузоры 2 выполнить в виде единого или разделенного, (в частности, стенкой 133 надвое) кармана 134, образованного уплощенными участками общего днища 135 конусообразной средней 10 и задней 11 частей корпуса фюзеляжа и цилиндрическим участком 136 задней его части 11. (см. фиг. 1 и сечение по А-А на фиг. 9). При этом для эффективности снабжения ЯРД расточим телом - атмосферной средой диффузоры 2 расположены несколько впереди его ядерного реактора 21 и теплообменной камеры 30 (см. фиг. 1 и фиг. 6),

Маршевое сопло 34 и управляющие реактивные двигатели (управляющие тангажом и боковым поворотом 18 и тормозные 19) размещены в полости хвостового термозащитного конуса-обтекателя 12, снижающего сопротивление при сверхзвуковом полете в атмосфере и обеспечивающего их защиту от внешнего аэродинамического воздействия и нагрева, что повышает надежность их работы (см. фиг. 6, вид по стрелке А). Компоновка блока управляющих двигателей с реактивными соплами в пространственном изображении отдельно показана на фиг. 8. Причем, сопла 18 управляющих тангажом и боковым поворотом, а также тормозных 19 двигателей установлены в полости и симметрично по окружности прочного основания 137 термозащитного конуса-обтекателя 12 окнах. При этом реактивные сопла управляющих тангажом и боковым поворотом двигателей 18 установлены в окнах 138 попарно по соответствующим главным осям управления, с возможностью пространственного управления полетом. А реактивные сопла тормозных двигателей 19 установлены параллельно или под некоторым (расчетным) внешним углом к продольной оси корпуса фюзеляжа 1 и в окнах 139 с возможностью при торможении управляемого автоматического выдвижения наружу. Для снижения аэродинамического сопротивления на тормозных соплах 19 закреплены защитные крышки 140, закрывающие окна 138 заподлицо с поверхностью конуса-обтекателя 12. (На фиг. 8 направления входящих и выходящих потоков показаны стрелками.) Целесообразность такой конструкции и компоновки систем управляющих 18 и тормозных 19 двигателей, помимо рациональности и компактности (сосредоточением в одном месте, в виде единого модуля), обусловлена тем, что по сравнению с ЖРД, имеющими каждый для нагрева рабочего тела собственную камеру сгорания, указанные управляющие двигатели (реактивные сопла), как и маршевое сопло 34, используют высокотемпературное рабочее тело, нагреваемое в едином месте, а именно в теплообменной камере 30. И транспортирование его по трубам сопряжено с тепловыми и гидравлическими потерями, не говоря уже об увеличении веса от подводящих трубопроводов. Кроме того, появляется возможность с помощью реактивных струй совместного действия сопел управляющих 18 и тормозных 19 двигателей эффективно осуществлять стабилизацию полета, как в режиме горизонтального полета, разгона и подъема-спуска, так и в режиме управляемого активного торможения. Турбоэлектрогенераторы 92 для эффективности работы на отбираемом маршевом рабочем теле и рациональности компоновки размещены несколько позади теплообменной камеры 30, вблизи выходного коллектора 65 ее центральной секции, в зоне расположения предсопловой трубы 129 (см. фиг. .6).

Наиболее соответствующей особенностям функционирования ЯРД 15 и АСЖУ 16 и соответствующей их компоновке в корпусе фюзеляжа 1 аэродинамической схемой АКС, обеспечивающей стабилизацию, устойчивость и управляемость полета, может являться вышеописанная аэродинамическая схема «утка-бесхвостка» (см. фиг. 1).

Сама по себе аэродинамическая схема «утка-бесхвостка» применительно к летательным аппаратам с обычными двигателями (ВРД, ПВРД, ЖРД), с ее достоинствами и недостатками известна. Но использование этой схемы в АКС с ЯРД и АСЖУ, вносящими вышеописанной спецификой функционирования и компоновкой определенные аэродинамические особенности, неизвестно.

Обоснованность выбора именно такой схемы состоит в следующем. Применительно к АКС с ЯРД и АСЖУ такая аэродинамическая схема, в частности, может дать возможность более эффективно использовать переднее оперение не только для управления по тангажу, но и для улучшения взлетно-посадочных характеристик и балансировки на сверхзвуковых скоростях. При этом управление по тангажу может обеспечиваться без потерь подъемной силы на балансировку, так как (в отличие от обычных схем) подъемная сила переднего горизонтального оперения совпадает по направлению с подъемной силой основного крыла и все время имеет положительное значение. Поэтому эта схема обладает более высокими характеристиками по грузоподъемности на единицу площади крыла, а также по продольной устойчивости, что особенно важно при хвостовой компоновке тяжелого ЯРД и наличии АСЖУ, взаимодействующих с большими объемами забираемого сверхзвукового потока. Кроме того, наличие в хвостовой части блока стабилизирующих полет управляющих двигателей с реактивными соплами устраняет надобность в хвостовом оперении, тем более при полетах преимущественно в условиях безвоздушного и космического пространства. При этом реактивный способ стабилизации (с помощью реактивных струй) по сравнению с аэродинамическим (плоскостями) более эффективен, и может обеспечить необходимую устойчивость при сверхзвуковом (гиперзвуковом) входе в атмосферу и выходе из нее в процессе дозаправки сжижаемой атмосферной средой - рабочим телом для ЯРД.

Принятая для АКС с ЯРД аэродинамическая схема «утка» трехколесная схема шасси исключает возможность капотирования, а также обеспечивает путевую устойчивость при разбеге и пробеге. Однако из авиационной практики известно, что при приземлении наиболее опасным, приводящим к разрушению шасси, являются передний и связанный с ним боковой удары. Для АКС с ЯРД возможность поломки шасси при посадке должна быть исключена. Для аэродинамической схемы «утка-бесхвостка» это особенно актуально, поскольку ей свойственно «клевать» носом, из-за чего нагрузка на шасси может возрастать. Поэтому с целью повышения безопасности приземления за счет раскручивания перед посадкой колес шасси до скорости приземления АКС содержит шасси 7 и 8 с колесами (колесными тележками) 141, 142, снабженными турбинными лопатками 143 и подведенными к ним сопловыми элементами 144, 145 (как в аналоге /7/), подключенными трубопроводами 146, 147, оборудованными автоматическими регуляторами расхода воздуха 148, 149, трубопроводом 150 непосредственно к воздуховодам 47 диффузоров 2 фюзеляжа (см. фиг. 9 и выделенный фрагмент на фиг. 9а). Этим (при упрощении конструкции шасси по сравнению с /7/) исключается возникновение при посадке опасного переднего удара, приводящего к поломке стоек шасси и разрушению колес.

В своей совокупности описанные технические решения, как направленные на повышение тяговооруженности и термодинамического качества АКС, так и относящиеся к их компоновке в корпусе фюзеляжа соответствующей конструкции, обеспечивающих совместно с принятой аэродинамической схемой стабилизацию, устойчивость и управляемость полета, в конечном счете, должны обеспечить эффективность осуществления активных аэрокосмических полетов на всех режимах, включая сверхзвуковой процесс дозаправки рабочим телом - атмосферной средой.

Способ осуществления долговременного активного аэрокосмического полета, заключающийся в дозаправке в процессе полета рабочим телом, состоит в том, что всякий раз (периодически), по мере израсходования рабочего тела - сжиженной атмосферной среды (газа или воздуха) дозаправку выполняют путем снижения высоты космического полета до уровня ощутимой (значимой) плотности атмосферы, и в процессе атмосферного полета производят сжижение забираемой воздухозаборниками 74 АСЖУ 16 атмосферной среды, и накопление сжиженной массы в криогенных баках-накопителях 17. А по завершении дозаправки путем разгона с подъемом возвращают полет в безвоздушное или космическое пространство.

При этом с целью сокращения времени дозаправки полет во время дозаправки атмосферной средой осуществляют исключительно на атмосферной среде (газе или воздухе), забираемой диффузорами фюзеляжа. Сокращение времени полета в атмосфере позволит также снизить опасность аэродинамического перегрева наиболее термонапряженных частей фюзеляжа и. крыльев.

На графике (фиг. 10) показана возможная типовая траектория долговременного аэрокосмического полета.

Принятые обозначения.

151 - поверхность Земли,

152 - граница ощутимой (значимой, то есть достаточной для питания ЯРД и осуществления полета и заправки) плотности атмосферы,

153 - околоземные орбиты.

Полет АКС в целом схематически можно разделить на следующие стадии (участки) траектории, обозначенные на фиг. 10 как У1, У2, У3 и т.д.

Участок 1. Взлет и разгон до расчетной скорости и высоты, производимые на накопленной (например, за время снижения для посадки) сжиженной воздушной массе, или на каком либо другом рабочем теле с последующим замещением его на забираемую диффузорами 2 атмосферную среду (газ или воздух).

Участок 2. Горизонтальный полет (с возможным разгоном) исключительно на забираемой диффузорами 2 атмосферной среде и с одновременной дозаправкой с помощью АСЖУ 16 сжижаемой атмосферной средой, (в том числе с замещением иного стартового рабочего тела).

Участок 3. Разгона с одновременным подъемом (при полете в атмосфере - на забираемой диффузорами 2 атмосферной среде) и выходом в безвоздушное, а затем околоземное космическое пространство (на накопленной в баках-накопителях 17 сжиженной атмосферной среде).

Участок 4. Долговременные активные в безвоздушном и космическом пространстве и маневренные межорбитальные полеты, совершаемые на накопленной в баках - накопителях 17 во время дозаправки сжиженной атмосферной среде.

Участок 5. Снижение (при израсходовании рабочего тала) с гашением скорости до расчетного значения с помощью тормозных двигателей 19 на расчетную высоту с ощутимой (значимой) атмосферой для очередной дозаправки, сжижаемой АСЖУ 16 атмосферной средой.

Участок 6. Горизонтальный полет исключительно на забираемой диффузорами атмосферной среде (с возможным разгоном) и с одновременной дозаправкой с помощью АСЖУ сжижаемой атмосферной средой (аналогичен У2).

Участок 7. Разгон с одновременным подъемом (при полете в атмосфере - на забираемой диффузорами атмосферной среде) с возвращением для продолжения полета в безвоздушное и в околоземное космическое пространство (аналогичен У3).

Самолетный взлет, сам по себе, повышает эффективность АКС (определяемую отношением массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту, к его стартовой массе). А также дает возможность выполнять запуск в широком диапазоне направлений и повысить гибкость применения АКС (определяемую максимальным радиусом полета на параллакс), и позволяет быстро изменять направление старта со сменой задаваемого параллакса.

Спуск на Землю осуществляется путем погашения скорости до приемлемого для безопасного входа в плотные слои атмосферы значения с помощью тормозных двигателей 19 и маневренного планирования в атмосфере. Устойчивость, управляемость и стабилизация полета в атмосфере обеспечиваются взаимосогласованным действием аэродинамических плоскостей управления и реактивных струй из сопел управляющих 18 и тормозных 19 двигателей.

Таким образом, общий технический результат - повышение эффективности осуществления радиационно-безопасного долговременного активного полета и в атмосфере, и в безвоздушном и околоземном космическом пространстве, в том числе маневренных межорбитальных полетов по любым траекториям, достигается благодаря:

- повышению тяговооруженности АКС увеличением удельной тяги ЯРД (за счет увеличения температуры нагрева рабочего тела) при неограниченности обеспечения рабочим телом - атмосферной средой (за счет периодической дозаправки с помощью АСЖУ);

- повышению термодинамического качества (общего КПД) АКС, как транспортной энергетической системы (за счет использования не сконденсировавшейся при сжижении части низкотемпературного воздушного потока, и для охлаждения, и как рабочего тела, а также повышения эффективности работы бортовых турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих полетом реактивных двигателей (непосредственным использованием в них высокотемпературного маршевого рабочего тела);

- обеспечению непрерывности питания и охлаждения рабочим телом при различных режимах полета в атмосфере и космосе подключением теплообменной камеры одновременно к диффузорам и криогенным бакам-накопителям с возможностью переключения с одних на другие;

- обеспечению охлаждения бортовых турбоагрегатов при пассивных орбитальных полетах подключением к системе охлаждения крыльев, выполненных в виде теплообменников-излучателей;

- сохранению (использованием запорного устройства и крыльев-излучателей) работоспособности реактора, бортового оборудования и управляющих двигателей в условиях свободного орбитального и межорбитальных полетов при отключенном маршевом сопле, а также повышению общей энерговооруженности благодаря использованию атомной энергии реактора ЯРД и электрообеспеченности бортовых систем с повышением эффективности работы бортовых турбоэлектрогенераторов.

И все это при обеспечении стабилизации, устойчивости и управляемости полета благодаря принятой компоновке ЯРД, АСЖУ и связанных с ними турбоагрегатов, турбоэлектрогенераторов и управляющих реактивных двигателей в корпусе фюзеляжа, его соответствующей конструкции и выбранной аэродинамической схемы АКС.

Источники информации

/1/ А.А. Шумилин. Авиационно-космические системы США. История, современность, перспективы.

/2/ Патент RU 2233772, МКИ B64G 1/14, 2004.

/3/ Патент RU 2000258, МКИ B64G 1/14, 1993.

/4/ Р. Бассард, Р. ДЕ Лауэр. Ядерные двигатели для самолетов и ракет. Пер. с английского под ред. О.Н. Фаворского. М., 1967.

/5/ Патент РФ №2397924, МКИ B64G 1/40, F25J 1/02, 2010 г.

/6/ Патент РФ №2370669, МКИ F03H 99/00, 2009 г.

/7/ Патент РФ №2000473, Кл. F03H 5/00.

1. Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем, содержащий фюзеляж с корпусом переменной геометрии, оперением и крыльями, диффузоры и взлетно-посадочные шасси, ядерный ракетный двигатель, использующий в качестве рабочего тела, помимо прочего, атмосферную среду и содержащий в охлаждаемом несущем корпусе ядерный реактор с тепловыделяющей активной зоной и органами регулирования, пристыкованную к реактору радиационно-защитным днищем теплообменную камеру, содержащую в охлаждаемом корпусе сборки теплоотводящих элементов (тепловодов) с нагревательными каналами прокачиваемого через них рабочего тела, и пристыкованное к теплообменной камере охлаждаемое сверхзвуковое маршевое сопло, аэродинамические, использующие для сжижения энергию скоростного напора набегающего потока сжижающие атмосферную среду (газ или воздух) установки, содержащие, каждая, воздухозаборник с устройствами для закрутки входящего потока высокого давления, сверхзвуковое сопло для расширения потока до конденсации атмосферной среды, каналы для отвода образующейся жидкой фазы в криогенные баки-накопители и каналы для отвода несконденсированной части атмосферного потока, а также входящие в систему питания и охлаждения рабочим телом бортовые турбоагрегаты, турбоэлектрогенераторы и управляющие, включая тормозные, реактивные двигатели пространственного управления полетом, отличающийся тем, что выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка» с фюзеляжем, снабженным передним оперением, состоящим из цельноповоротных горизонтальных плоскостей и вертикальных стабилизаторов, и с корпусом переменной геометрии, состоящим из плавно сопрягающихся между собой цилиндрической передней части, на которой установлено носовое оперение, и выполненных с уплощенным общим днищем конусообразной средней и цилиндрической задней, оканчивающейся конусообразным хвостовым участком и образующей в плане совместно с крыльями дельтообразную несущую поверхность, частей, и с ядерным ракетным двигателем, содержащим секционированную теплообменную камеру, состоящую из центральной и окружающих ее смежных средних и внешней секций со сборками тепловодов с нагревательными каналами, отделенных друг от друга межсекционными стенками и сообщенных между собой полостями с возможностью прохода рабочего тела последовательно через нагревательные каналы поочередно всех секций, с входом его через входной коллектор в нагревательные каналы внешней секции и выходом из нагревательных каналов центральной секции в полость ее выходного коллектора, к которому пристыковано маршевое сопло, и подключенную через входной коллектор внешней секции воздуховодами к диффузорам фюзеляжа, а криогенными трубопроводами - к бакам-накопителям сжиженной атмосферной среды, с возможностью автоматического переключения с одних на другие, установленным вместе с окружающей его реактор внешней радиационной защитой в пределах площади вышеупомянутой дельтообразной несущей поверхности и зоны допустимого смещения центра тяжести при перегрузке и изменении загрузки и впереди аэродинамического фокуса, для чего маршевое сопло пристыковано к выходному коллектору теплообменной камеры через посредство соответствующей длины теплоизолированной предсопловой трубы, содержит пару размещенных в корпусе фюзеляжа аэродинамических сжижающих установок, выполненных с каналами для отвода несконденсированной части атмосферного потока, которые, как и диффузоры фюзеляжа, и баки-накопители сжиженной атмосферной среды, - подключены к каналам системы питания и охлаждения рабочим телом корпусов реактора, теплообменной камеры и маршевого сопла, а также, с возможностью автоматического отключения, - к дополняющим систему охлаждения крыльям, выполненным для этого с излучающей поверхностью и теплообменными элементами и каналами, выходы из которых, как и из других каналов системы охлаждения, подключены к входному коллектору внешней секции теплообменной камеры, и установленных симметрично по бортам корпуса фюзеляжа с возможностью закрутки входящего в их воздухозаборники атмосферного потока во взаимно противоположные стороны, в задней его части впереди ядерного реактора, за его внешней радиационной защитой с расположением входов в воздухозаборники на конусообразной поверхности средней части корпуса фюзеляжа, выполненного для этого с продольными, образующими поверхностные каналы вогнутостями, при этом диффузоры расположены несколько впереди теплообменной камеры, сообщены воздуховодами с входным коллектором ее внешней секции и выполнены с входом в них атмосферного потока в виде единого или разделенного надвое кармана, образованного уплощенным общим днищем средней конусообразной и задней цилиндрической частей корпуса фюзеляжа и цилиндрическим участком корпуса этой задней части, бортовые турбоагрегаты и турбоэлектрогенераторы, а также реактивные управляющие, в том числе тормозные двигатели подключены трубопроводами, снабженными связанными с органом управления автоматическими регуляторами расхода рабочего тела, к выходному коллектору центральной секции теплообменной камеры с возможностью регулируемого отбора маршевого рабочего тела, а выходы из турбин подключены трубопроводами к входному коллектору внешней секции теплообменной камеры и, с возможностью автоматического отключения, - к теплообменным элементам и каналам крыльев, при этом турбоэлектрогенераторы установлены в зоне расположения предсопловой трубы, за выходным коллектором теплообменной камеры, а маршевое сопло и управляющие и тормозные реактивные двигатели с соплами размещены в полости конусообразного хвостового участка задней части корпуса фюзеляжа, выполненного для этого в виде прочного термозащитного конуса-обтекателя, причем сопла управляющих тангажом и боковым поворотом двигателей установлены в выполненных в стенках корпуса конуса-обтекателя по соответствующим главным осям управления окнах, а сопла тормозных двигателей установлены параллельно или под некоторым внешним углом к продольной оси корпуса фюзеляжа в аналогичных, расположенных симметрично по окружности конуса-обтекателя и оснащенных закрывающими их крышками окнах с возможностью автоматического выдвижения наружу.

2. Аэрокосмический самолет по п. 1, отличающийся тем, что содержит ядерный ракетный двигатель, дополнительно оборудованный запорным устройством, установленным в полости выходного коллектора центральной секции теплообменной камеры перед входом в полость маршевого сопла и связанным с управляющими приводами с возможностью перекрывания входа рабочего тела в полость маршевого сопла, причем с одновременным открыванием прохода в полость секции, смежной с центральной секцией теплообменной камеры для перетекания в нее неиспользованной бортовыми турбоагрегатами, турбоэлектрогенеаторами и управляющими двигателями части рабочего тела, и с возможностью открывания прохода рабочего тела в полость маршевого сопла для включения его в работу с одновременным закрыванием прохода в полость этой смежной секции.

3. Аэрокосмический самолет по п. 1, отличающийся тем, что фюзеляж в носовом участке передней цилиндрической части корпуса содержит автоматически раскрывающийся термозащитный обтекатель и находящийся под ним стыковочный узел со шлюзовой камерой.

4. Аэрокосмический самолет по п. 1, отличающийся тем, что содержит шасси со снабженными турбинными лопатками колесами и подведенными к ним сопловыми элементами, которые подключены трубопроводами непосредственно к воздуховодам диффузоров фюзеляжа.

5. Ядерный ракетный двигатель аэрокосмического самолета по п. 2, отличающийся тем, что оборудован запорным устройством, состоящим из двух расположенных в образованной плоскими стенками выходного коллектора центральной секции теплообменной камеры полости, снабженных вертикальными буртами подвижных заслонок, установленных на общих продольных направляющих и связанных с управляющими приводами с возможностью, при взаимном сдвигании заслонок, плотного смыкания их буртов с образованием единой, перекрывающей проход в полость маршевого сопла стенки и с одновременным открыванием прохода рабочего тела в полость секции, смежной с центральной секцией, а также с возможностью при взаимном раздвигании заслонок открывания прохода рабочего тела в полость маршевого сопла с одновременным закрыванием прохода в полость вышеупомянутой секции теплообменной камеры.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к установкам для охлаждения и очистки воздуха. Аппарат для охлаждения и очистки воздушного потока содержит здание, градирню (1) для охлаждения за счет прямого контакта с водой, два очистных баллона (3А, 3В), каждый из которых имеет вертикальную ось, трубопровод для подачи воды в градирню, трубопровод для подачи воздуха в градирню, трубопровод для транспортировки охлажденного воздуха из градирни в очистные баллоны и систему (7) вентилей и труб, позволяющих соединить оба баллона с градирней.

Изобретение относится к установке для разделения изотопов методом фракционной перегонки. Установка содержит многоканальную ректификационную колонну 1, выполненную в виде каскада последовательно расположенных в вертикальном направлении модулей 11 с параллельно расположенными трубками 2, образующими рабочие каналы с насадкой 12, верхний буфер 3 и нижний буфер 4, конденсатор 7, испаритель 8 и дозирующее устройство 5 с раздаточными трубками 6, соединенными с рабочими каналами.

Группа изобретений относится к способу и устройству для получения жидкого азота путем разложения воздуха при низкой температуре. Способ и устройство служат для получения жидкого азота путем разложения воздуха при низкой температуре в системе дистилляционных колонн для разделения на азот и кислород, содержащей колонну высокого давления, колонну низкого давления и дефлегматор колонны высокого давления.

Настоящее изобретение относится к способу и устройству для получения потока сжатого продукта посредством криогенной ректификации. Основной теплообменник, используемый в криогенной ректификации, нагревает подаваемый насосом поток продукта, состоящий из жидкости, обогащенной кислородом или обогащенной азотом, и тем самым создает поток сжатого продукта.

Изобретение относится к области селективного разделения многокомпонентных газовых смесей и может быть использовано для разделения па компоненты бедной неоно-гелиевой смеси отдувочного газа, получаемой в виде побочного продукта в ректификационных установках, производящих чистый неон.

Изобретение относится к криогенной технике. Сущность изобретения: с целью одновременного получения жидких кислорода и азота часть отбросного газообразного азота по выходу из криогенного блока сжимают в компрессоре, а затем охлаждают и конденсируют в теплообменнике за счет холода СПГ с последующим дросселированием до давления, близкого к давлению азота, выходящего из верхней колоны, а образовавшиеся при этом пары азота и часть жидкого азота направляют в теплообменник основного криогенного блока, что позволяет обеспечить необходимое охлаждение воздуха, поступающего в ректификационную колонну.

Изобретение относится к области криогенной техники. Способ включает сжатие атмосферного воздуха до давления ниже критического, предварительное охлаждение сжатого воздуха, комплексную очистку, разделение сжатого очищенного воздуха на прямые детандерный и технологический потоки, охлаждение сжатых прямых потоков холодом обратных потоков, адиабатическое расширение прямого детандерного потока воздуха, ожижение, дросселирование прямого технологического потока воздуха.

Изобретение относится к криогенной технике и может быть использовано, в частности, для получения газовых смесей, характеризуемых малым значением коэффициента разделения, например, изотопов неона.

Изобретение относится к криогенной технике и предназначено для концентрирования и утилизации инертных радиоактивных газов (ИРГ), выбрасываемых в окружающую среду при осуществлении режимов постоянной вентиляции (ПВ) и вентиляции при проведении плановых предупредительных ремонтов (ППР) атомных электростанций (АЭС).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления выведением ракеты космического назначения. Устройство для управления выведением ракеты космического назначения содержит систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, магистрали подачи продуктов газификации, соединенные через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива.
Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля.

Изобретение относится к области авиации. .
Наверх