Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя включает создание внешнего эжектирующего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела. Подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, которая вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L ≥ 1,4 Dвых, а Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) с центральным телом (ЦТ) для увеличения их тяги путем эжектирования обтекающего кормовую часть РН атмосферного воздуха через штыревой сопловой блок ЦТ и улучшения высотных характеристик ЖРД ракет-носителей (РН) (повышения удельного импульса тяги) [1-17, 22]. В том числе для увеличения суммарной тяги составного штыревого соплового блока ЦТ ДУ параллельно расположенных первой и второй ступеней РН, например собранных по конструктивно-компоновочной схеме типа «пакет», а также для уменьшения донного аэродинамического сопротивления РН на атмосферном участке полета.

Известны проекты реактивных двигателей с эжекторами, МПК F02K 1/36, например [1-5, 6-15], а также в авиационной технике в области реактивных двигателей известны способы и устройства индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй жидкости или газа, МПК F02C 3/32, например [4, 5, 10-15].

Впервые в ракетной технике конструкторами ОКБ-1 под руководством С.П. Королева в 1963 году был предложен способ эжектирования набегающего потока атмосферного воздуха через специальные устройства и протоки в хвостовом отсеке РН для увеличения тяги многокамерной маршевой ДУ РН Н-1 при создании средств выведения космических аппаратов для лунной программы СССР [1].

Недостатки в выбранной ОКБ-1 конструкции маршевой ДУ РН Н-1 и газовода стартового устройства не позволили разработчикам к началу 1965 года реализовать предложенный способ с использованием конструктивно-компоновочной схемы ДУ и хвостового отсека первой ступени РН. Более того, при летных испытаниях РН проявился отрицательный эффект эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени РН, а также колебательный режим изменения донного давления. Снижение донного давление при диаметре миделя РН 16 м приводило к потере общей тяги многокамерной ДУ, собранной из 30 ЖРД НК-15 [23]. Пульсации донного давления приводили к разрушению элементов конструкции ДУ РН. Положительный эффект от проточной эжекции атмосферного воздуха в донную область первой ступени РН Н-1 случайно проявился 21 февраля 1969 года при первом аварийном пуске РН. С третей по десятую секунды полета РН в результате кратковременного скачка напряжения системой контроля работы двигателя «КОРД» был выдан ложный сигнал на выключение двух исправных диаметрально противоположных камер ЖРД НК-15 (номера 12 и 24) из 24 двигателей, расположенных по окружности. Забор атмосферного воздуха в донную область произошел через два образовавшихся протока между соседними работающими камерами ЖРД НК-15. За счет увеличения донного давления и эффекта эжекции воздуха уменьшилось донное аэродинамическое сопротивление первой ступени РН, соответственно увеличилась эффективная (т.е. с учетом донного давления) суммарная тяга многокамерной ДУ на атмосферном участке полета до 68,7 секунды, после которой произошло аварийное выключение всех ЖРД.

Известен наиболее близкий прототип - аналог предлагаемого изобретения в авиационной технике, использующий способ индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй газа для увеличения реактивной тяги газотурбинного двигателя [4].

Предложенный авиационными конструкторами эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя [4] содержит кольцевую камеру смешения, выполненную с переменным поперечным сечением, и установленное в ней многосопловое устройство двигателя, образующее с камерой входной участок и участок смешения. Внутренняя стенка камеры на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от соплового устройства к выходному сечению, площадь которого составляет F_вых=(6,5-40,0) F_o, где F_вых - площадь выходного сечения камеры смешения, F_o - сумма площадей выходных сечений сопел, при этом выходное сечение камеры расположено на расстоянии от среза сопел, составляющем L=(0,35-1,4) D_вых, где L - расстояние от среза сопел до выходного сечения камеры смешения, D_вых - диаметр выходного сечения камеры смешения, а угол наклона внутренней стенки на участке смешения к ее оси составляет 5-17°. Такое осуществление изобретения позволяет увеличить тягу при сохранении расхода топлива летательного аппарата. Ожидаемый технический результат - расширение функциональных возможностей двигателя и летательного аппарата.

Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность их применения в известных конструктивно-компоновочных схемах РН различного класса, а также сложность использования конструкции и большой вес специальной камеры смешения (особенно для летательных аппаратов с большой площадью миделя, например для РН среднего и тяжелого классов, собранных по схеме «пакет»).

Целью настоящего изобретения является увеличение тяги маршевой ДУ РН, улучшение высотной характеристики (повышение удельного импульса тяги) многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней (блоков первой и второй ступеней с единой многокамерной ДУ).

Цель изобретения достигается тем, что конструктивно-компоновочная схема штыревого соплового блока многокамерной ДУ первой ступени РН 1 содержит внутри укороченного ЦТ 3 кольцевую камеру смешения 11, выполненную с переменным поперечным сечением (фиг. 1 и 2). Внутренняя полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7 первой ступени РН 1 и внешняя поверхность ЦТ 4 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 6 второй ступени РН 2 образуют кольцевое пространство между баками первой ступени РН 1 (межбаковое пространство 8 на фиг. 1-4). Цилиндрический бак второй ступени РН 2 с кольцевой камерой 11 образуют входной участок воздухозаборника 8 для прохода эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения во внутренней полости ЦТ 3. Внутренняя стенка камеры смешения 11 является нижним кольцевым теплозащитным экраном 9 для ЖРД многокамерной ДУ и на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от укороченных камер сгорания ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства) к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.

Сущность изобретения «Способ …» и компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа поясняется рисунками на фиг. 1-8.

На фиг. 1 представлен общий вид сбоку на разрез нижней части известной многоступенчатой РН тяжелого класса типа РН «Вулкан», полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей в варианте размерности конструкции, предложенной в качестве примера для доработки с использованием предложенного изобретения. Конструкция «пакета» содержит соединенные по параллельной схеме цилиндрические ракетные блоки первой 1 и второй 2 ступеней РН и сопловой блок ДУ с ЦТ 3 аналогично прототипам изобретений [18, 19, 20].

На фиг. 1-8 представлены: топливные баки ракетных блоков первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 и укороченное ЦТ 4 многокамерной ДУ второй ступени РН 2; выходное сечения камеры смешения 5 в нижней кромке донной части укороченного ЦТ 3; сопла ЖРД 6 в многокамерной ДУ второй ступени РН 2; первичные укороченные сопла камер ЖРД 7 предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и наклонными прямоугольными выходными сечениями, образующие единое составное кольцевое сопло предварительного расширения общего штыревого сопла с ЦТ 3 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1. ЖРД 7 выполнены по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа с укороченными соплами Лаваля, расположены в верхней части по периметру укороченного ЦТ 3 на первой ступени РН 1. В полости конической части блоков первой ступени РН 1 расположены емкости 14 с запасами жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.

На фиг. 2 представлено увеличенное изображение с фиг. 1 вида сбоку на разрез нижней части двухступенчатой РН типа «Вулкан», доработанной с использованием предложенного изобретения, без изображения части блоков первой ступени РН 1 для показа большими стрелками направления входа потока эжектируемого атмосферного воздуха через воздухозаборники 8 в камеру смешения 11 в разрезе внутренней полости ЦТ 3 ДУ и нижней части пакета блоков РН 1. Общий вид сбоку на предложенную компоновку штыревого соплового блока для осуществления способа (вид сбоку на разрез % конструкции ЦТ 3 в предложенной компоновке) на фиг. 2 представлен в момент начала работы ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 и истечения эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения 11, а также движения эжектируемого потока атмосферного воздуха по направлению, показанному стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1.

На фиг. 1 и 2 по аналогии с относительными размерами элементов конструкции эжекторного усилителя тяги газотурбинного двигателя [4] показаны относительные размеры выходного сечения 5 камеры смешения 11 в полости ЦТ 3 многокамерной ДУ РН 1, которое расположено на расстоянии от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2, составляющем L≥1,4D_вых,

где L - расстояние от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 до выходного сечения 5 камеры смешения 11 в днище укороченного ЦТ 3,

D_вых - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.

На фиг. 3 представлен вид на сечение Б-Б конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй ступеней РН 2 на фиг. 2 и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками.

На фиг. 4 представлен вид на сечение В-В конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй 2 ступеней РН на фиг. 2 и на пространство воздухозаборников 8 между пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.

На фиг. 5 представлен вид А (снизу): на донную часть РН и сопловой блок ДУ РН с ЦТ многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7; торцевую часть укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2 на фиг. 1 и 2. и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками в разрезе ЦТ ДУ и нижней части пакета блоков РН на фиг. 3.

На фиг. 6 представлен вид сбоку на разрез нижней части двухступенчатой РН, полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей конструкций центрального блока второй ступени 2 и одного из боковых блоков первой ступени РН 1 с показом воздухозаборников 8 с увеличенными по длине для выполнения требований L≥1,4 D_вых пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.

На фиг. 7 для примера представлен аксонометрический вид нижней части первой ступени РН 1 со стороны круглого выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.

На фиг. 8 представлен вид сбоку на нижнюю часть конструкции блоков первой ступени РН 1 с увеличенными по длине пилонами 16 для их крепления с многокамерной ДУ с первичными соплами ЖРД 7 по периметру укороченного ЦТ 3.

Представленная на фиг. 1-8 для осуществления способа компоновка штыревого соплового блока ДУ первой ступени РН 1 с ЦТ 3 многокамерной ДУ спроектирована в виде совмещенной конструкции ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1, кольцевой камеры смешения 11 и укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2. Крепление силовых элементов ДУ и днищ баков первой ступени РН 1 осуществляется с помощью пилонов 16, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).

Компоновка штыревого соплового блока содержит входной участок воздухозаборников 8 для эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения 11 во внутренней полости ЦТ 3, кольцевую камеру смешения 11, укороченные сопла ЖРД 6 и 7 ДУ первой 1 и второй 2 ступени, круглое отверстие 5 выходного сечения камеры смешения 11, которые установлены симметрично относительно продольной оси РН и двух укороченных ЦТ 3 и 4.

Кольцевая камера смешения 11 содержит нижний кольцевой теплозащитный экран 9 для ЖРД 7 первой ступени РН 1 и верхний кольцевой теплозащитный экран 10 для ЖРД 6 и корпуса второй ступени РН 2, которые образуют две конические внутренние стенки камеры смешения 11 на участке смешения. Нижний кольцевой теплозащитный экран 9 выполнен сужающимся в направлении от воздухозаборников 8 к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.

Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ осуществляют следующим образом:

1 - спрофилированное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 1 и 2) укорачивают до 30% от первичной длины ЦТ [18-21];

2 - во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 2) помещают ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2 и кольцевую камеру смешения 11 с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 и блока первой ступени РН 1 от 5° до 17° [4];

3 - нижнюю кромку среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с верхней кромкой кольцевой камеры смешения 11 (фиг. 2) на расстоянии L от нижней кромки первичных сопел ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства), составляющем L≥1,4 D_вых, где D_вых - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3 [4];

4 - создают внутренний эжектирующий поток газов 12 в кольцевую камеру смешения 11 из первичных сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2;

5 - обеспечивают проход набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха через входной участок воздухозаборников 8 в межбаковом пространстве (фиг. 3 и 4) в кольцевую камеру смешения 11 по направлению, показанному большими стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1;

6 - создают внешний эжектирующий поток газов 13 на фиг. 2 из укороченных сопел Лаваля ЖРД 7 многокамерной ДУ с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутренний поток газов 12 из сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2, смешанный с атмосферным воздухом, из кольцевой камеры смешения 11;

7 - обеспечивают расчетный режим авторегулирования при разгоне внешнего 13 и внутреннего потоков газов 12, смешанного с атмосферным воздухом из кольцевой камеры смешения 11, на фиг. 2 следующим образом:

7.1 - создают изменяемые по форме и направлению потоки газов с внешней границей и внутренней границей свободной струи основного внешнего потока газов 13, истекающего из камер сгорания первичных сопел ЖРД 7 многокамерной ДУ первой ступени РН 1;

7.2 - создают изменяемый по форме и направлению внутренний поток выхлопных газов 12, смешанных с атмосферным воздухом в кольцевой камере смешения 11, из выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3;

7.3 - обеспечивают расчетный режим авторегулируемости соплового блока в зависимости от изменения давления окружающей среды P_h на срезе укороченных сопел ЖРД 7 по траектории полета при подъеме на начальном участке полета РН от уровня моря до высоты более 40 км, при котором атмосферное давление P_h уменьшается от 1 до 0,003 бар [18, 19].

8 - обеспечивают оптимальную работу выбранного варианта конструкции штыревого соплового блока (фиг. 1-8) для осуществления предложенного способа эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновки с использованием известных методических разработок, например [10-23].

9 - обеспечивают работу системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.

Компоновка штыревого соплового блока для осуществления «Способа …» содержит следующие элементы конструкции:

1. Укороченные сопла Лаваля предварительного расширения ЖРД 7 с укороченным ЦТ 3 в хвостовой части первой ступени РН 1 и укороченные сопла Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ с ЖРД 6 второй ступени РН 2 с ЦТ 4, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, показанные на фиг. 1 и 2.

2. Многокамерная ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, вложенная во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 первой ступени РН 1, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3, показанные на фиг. 1-6.

3. Укороченное ЦТ 3, показанное на фиг. 1-6, выполнено в варианте устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в аэродинамическом профиле «пакета» двухступенчатой РН без увеличения миделевого сечения хвостовой части РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8 на фиг. 1-6;

4. ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, показанная на фиг. 1-6, выполнена в варианте устройства, когда первичные камеры ЖРД 6 являются частью ДУ второй ступени РН 2, оснащена камерами сгорания ЖРД 6, симметрично расположенными внутри полости кольцевой камеры смешения 11 внутри круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря);

5. Кольцевая камера смешения И, показанная на фиг. 1, 2, 6 выполнена с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 от 5° до 17° [4], предложена в варианте устройства, в котором проход эжектируемого атмосферного воздуха в камеру смешения 11 осуществляется через несколько окон воздухозаборников 8 в виде входов в межбаковое пространство в конструкции «пакета» блоков первой ступени РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8.

6. Конструкция крепления силовых элементов ДУ и баков первой ступени РН 1 содержит пилоны 16 на фиг. 1, 2, 6, 7, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).

7. Специальные емкости 14 (например, шар-баллоны) для хранения запасов жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.

Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к увеличению тяги маршевой ДУ РН, к повышению удельного импульса тяги ДУ первой и второй ступеней РН с многокамерными ЖРД, в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию «существенные отличия».

Применение предложенного изобретения «Способ …» путем реализации эффекта эжектирования атмосферного воздуха для увеличения реактивной тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления в ракетной технике позволяет:

1. Обеспечить увеличение реактивной тяги маршевой ДУ РН за счет увеличения общей массы истекающего рабочего тела после смешения выхлопных газов эжектирующего соплового устройства (ЖРД 6 ДУ с ЦТ 4) и набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха.

2. Упростить конструкцию компоновки штыревого соплового блока маршевой ДУ РН за счет использования внутренней полости ЦТ 3 с воздухозаборниками 8 и теплозащитными экранами 9 и 10 для создания камеры смешения 11 выхлопных газов из эжектирующего соплового устройства ДУ с ЦТ 4 и эжектируемого атмосферного воздуха.

3. Улучшить за счет авторегулирования двух сверхзвуковых потоков газов (внешнего потока 13 вокруг укороченного ЦТ 3 и внутреннего смешанного потока 12 из камеры смешения 11 и ДУ с ЦТ 4) высотные характеристики (повысить удельный импульс тяги) ЖРД (блоков первой и второй ступеней с единым сопловым блоком многокамерной ДУ) на этапе их совместной работы в полете РН.

4. Уменьшить аэродинамическое донное сопротивление РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет»).

Источники информации:

1.В.П. Мишин. Записи и воспоминания (1960-1974 годы). Дневники. В 3-х томах. / Воронеж: Кварта, 2014. - Том I. - 348 с.

2. Осипов Э.С., Демидов Г.В., Глебов Г.А. Комбинированный ракетный двигатель, МПК F02K 7/18 (Авторское свидетельство SU 1828176): подача заявки: 1990-12-25, патентообладатель: Казанский авиационный институт им. А.Н. Туполева.

3. Азимов Ф.И., Митрофанов Г.А., Иванов А.Л. Ракетный двигатель, МПК F02K 1/36, F02C 3/32P, (Патент RU 2194873), подача заявки: 2000-05-06, патентообладатель: Казанская государственная архитектурно-строительная академия.

4. Плотников В.А. Эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя, МПК F02K 1/36, (Патент RU 2150593), подача заявки: 1999-03-29, патентообладатель: ЗАО «Энерготех».

5. Прудников А.Г. Яновский Ю.Г. Способ формирования реактивной силы, МПК F02K 9/82, (Патент RU 2225526), подача заявки: 2002-07-11, патентообладатель: Институт прикладной механики РАН.

6. Иванов Н.Ф. Транспортная космическая система, МПК B64G 1/14, B64G 1/40, B64G 1/26 (F02K, F03H), (Патент RU 2165870): подача заявки: 1998-12-23, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».

7. Иванов Н.Ф. Многоразовый одноступенчатый носитель, МПК B64G 1/00, B64G 1/14, (Патент RU 2196078), подача заявки: 15.09.2000, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».

8. Вавилин А.В., Киселев В.И., Плошкин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель и способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой ракеты-носителя, МПК B64G 1/24, B64G 1/14 (Патент RU 2226169), подача заявки: 2001-09-20, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».

9. Вавилин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, МПК (Патент RU 2309088), подача заявки: 2005-09-19, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».

10. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. Основы теории. М.: Машиностроение. 1977. - 213 с.

11. Говоров А.Н., Гусев В.А., Орлов П.В. Теория прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Киевское высшее инженерно-авиационное военное училище ВВС - М.: Книга по Требованию, 2012. - 151 с.

12. Джесси Рассел. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, - М.: Книга по Требованию, 2012. - 58 с.

13. О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №24, 1990, ВИНИТИ.

14. Концепции двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №28, 1988, ВИНИТИ.

15. О разработке аппаратов Х-33 и RLV. - Экспресс-информация «Ракетная и космическая техника», №2, 1997, ЦНИИмаш.

16. Инякин В.А. Численное моделирование течения газа в трехмерных эжекторных соплах. Дис. канд. физ.-мат. наук, Код специальности ВАК: 05.13.18, МФТИ, Москва, 2005, 89 с.

17. Монахова В.П. Исследование эжекторных усилителей тяги (ЭУТ): Дис. канд. техн. наук, Код специальности ВАК: 05.07.05, МАИ, Москва, 2005, 156 с.

18. Стернин Л.Е., Ширшов В.Е., Денисов А.Э. Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа (патент RU №2511800), подача заявки: 2012-10-19.

19. Чванов В.К., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Юрьев В.Ю. Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя (патент RU №2532445), подача заявки: 2013-03-13.

20. Чванов В.К., Левочкин П.С., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Крайко А.Н., Пономарев Н.Б., Пьянков К.С., Юрьев В.Ю. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком (патент RU №2610873) подача заявки: 2015-07-25 г.

21. Крайко А.Н., Тилляева Н.И. Профилирование сопел с центральным телом и определение оптимального направления их первичных потоков // Изв. РАН. МЖГ. 2007. №2, с. 194-203.

22. Чау, Эдди, Взаимодействие между основным и вторичным потоками сверхзвуковых и эжекторных систем и их рабочие характеристики. РТ и К, 1964, №4, с. 91-104.

23. Засухин О.Н., Булат П.В., Продан Н.В. Развитие методов расчета донного давления // Фундаментальные исследования. - 2012. - №6-1. - С. 273-279.

1. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения реактивной тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя, включающий создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела, отличающийся тем, что подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела.

2. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа по п. 1, включающая первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, отличающаяся тем, что двигательная установка второй ступени ракеты-носителя вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L≥1,4 D_вых, a D_вых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела.

3. Компоновка штыревого соплового блока по п. 2, отличающаяся тем, что кольцевая камера смешения выполнена с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана на участке смешения к продольной оси укороченного центрального тела от 5° до 17°.

4. Компоновка штыревого соплового блока по п. 2, отличающаяся тем, что проход набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха в камеру смешения выполнен в виде кольцевого воздухозаборника, образующего кольцевое пространство между круглым центральным телом двигательной установки второй ступени ракеты-носителя и нижним кольцевым теплозащитным экраном, который выполнен сужающимся в направлении к выходному сечению в донной части центрального тела, а проход воздуха в кольцевой воздухозаборник разделен пилонами на отдельные сегменты.