способ полета многоступенчатого летательного аппарата

Формула изобретения

Способ полета многоступенчатого летательного аппарата с жидкостными ракетными двигателями, включающего, по крайней мере, одну воздушную ступень - самолет, по крайней мере, с одним воздушно-реактивным двигателем, заключающийся в том, что в полете используют запасенные на борту криогенные компоненты: горючее, например жидкие метан или водород для питания двигателей, и хладоагент для сжижения воздуха, подаваемого в воздушно-реактивный двигатель, отличающийся тем, что при работе воздушно-реактивного двигателя включают накопитель кислорода, при этом воздух забирают в дополнительный диффузор, часть воздуха сжижают в первом теплообменнике при теплообмене с горючим, другую часть воздуха сжижают во втором теплообменнике, из воздуха кислород испаряют, отводят в бак и сжижают при теплообмене с жидким азотом, последний нагнетают насосом, нагревают во втором теплообменнике и отводят через воздушно-реактивный двигатель в атмосферу, при этом накопленный кислород используют при работе жидкостного ракетного двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и, в частности, к способам полета сверхзвукового самолета, использующего криогенное топливо и оснащенного дополнительным ЖРД или аппаратами с ЖРД.

Применение ЖРД на винтомоторных самолетах было предложено и реализовано еще в годы Великой Отечественной войны выдающимся ученым, академиком В.П.Глушко. Им было создано и применено семейство самолетных ракетных двигателей РД-1, РД-1ХЗ, РД-2, РД-3, см.[1], с.396.

С середины 70-х была начата разработка самолетов на криогенных топливах. В апреле 1988 г. впервые был поднят в небо самолет ТУ-154Б, использующий криогенные топлива - жидкий водород и сжиженный природный газ (СПГ), см, статью Васильева Н., ж-л «Крылья Родины», 1999 г., №8, с.13.

Известен Воздушно-космический самолет (ВКС), предназначенный для полета в атмосфере и в космическом пространстве, см. [1], с.78. Полеты ВКС были осуществлены в США, проект «Спейс-Шатл», и в СССР, проект «Энергия-Буран», гл. конструктор В.П. Глубоко.

Известен способ выведения на орбиту малых ИСЗ с помощью ВКС на базе самолета МиГ-31, см. статью «МиГ-31 станет летающим космодромом», «Коммерсант-Дэйли», № 48 от 20.03.1998 г.

Известен способ выведения на орбиту малых ИСЗ, см. патент РФ №2209744, 2001 г. В изобретении применяется ВКС.

Все ВКС для выхода в космос используют ракетные комплексы с полным запасом окислителя и горючего.

Предложен гипотетический Воздушно-ракетный двигатель, в котором применяется в качестве окислителя сжиженный в полете атмосферный воздух, см.[1], с.78-79. Самолет с таким двигателем не может в статическом режиме полета выйти за пределы атмосферы.

Известен способ работы газотурбинной установки, см. заявку на изобретение №2007115015 от 23.04.2007 г. При работе установки запасенный жидкий хладоагент, например, азот, используют в контуре циркуляции, где в первом теплообменнике сжижают атмосферный воздух, затем нагнетают его насосом, во втором теплообменнике сжижают азот, испаряя и нагревая воздух, который затем подают в камеру сгорания установки. Способ может применяться в ВРД на самолете, использующем криогенное топливо.

По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение принято за прототип настоящего изобретения.

Недостатком прототипа, не позволяющим достичь поставленной нами цели, является то, что он не может покидать атмосферу или должен нести на борту запас окислителя.

Целью изобретения является получение в полете из атмосферы жидкого кислорода и использование его для полетов летательных аппаратов вне атмосферы. При этом ставится задача использования ЖРД и в пределах атмосферы для возвращения на землю ЛА, работавших в стратосфере и космосе.

Сущность изобретения состоит в том, что при полете многоступенчатого летательного аппарата (ЛА) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), включающего, по крайней мере, одну воздушную ступень (самолет), по крайней мере, с одним воздушно-реактивным двигателем (ВРД), при котором используют запасенные на борту криогенные компоненты:

горючее, например, жидкие метан или водород, для питания двигателей и хладоагент - для сжижения воздуха, подаваемого в ВРД, в отличие от аналога при работе ВРД включают накопитель кислорода, при этом воздух забирают в дополнительный диффузор часть воздуха сжижают в первом теплообменнике при теплообмене с горючим, другую часть воздуха сжижают, во втором теплообменнике, из воздуха кислород испаряют, отводят в бак и сжижают при теплообмене с жидким азотом, последний нагнетают насосом, нагревают во втором теплообменнике и отводят через ВРД в атмосферу, при этом накопленный кислород используют при работе ЖРД.

Техническим результатом настоящего изобретения является возможность получения и накопления на борту самолета при полете жидкого кислорода из воздуха атмосферы, а при использовании его с горючим в ЖРД достигается возможность выхода ЛА из атмосферы, полета вне ее, и после возвращения в атмосферу, - управляемой посадки ЛА на землю. Одновременно с отмеченным при сжижении кислорода достигается повышение эффективности топливной смеси ВРД за счет испарения и нагрева горючего.

Сущность изобретения поясняется на примерах.

Пример 1. Самолет с ВРД, питаемым водородом с расходом 1 кг/с, и ЖРД, использующим жидкие водород и кислород. В полете через основной диффузор забирают воздух, который сжижают в теплообменнике запасенным на борту хладоагентом. Жидкий воздух нагнетают насосом, приводимым основной турбиной, нагревают в другом теплообменнике, сжижая при этом хладоагент, циркулирующий по замкнутому контуру. Воздух подают в камеру сгорания ВРД вместе с жидким водородом. При включении накопителя кислорода воздух забирают из атмосферы через дополнительный диффузор, при этом 14,7 кг/с воздуха сжижают в первом теплообменнике, нагревая водород от 20K до 240K и подавая его в ВРД. Другую часть воздуха 104,5 кг/с сжижают во втором теплообменнике, а весь воздух подают в бак с пониженным давлением, при котором из воздуха испаряют 24 кг/с кислорода, отводят и сжижают его в баке-накопителе. Азот из бака нагнетают насосом, нагревают во втором теплообменнике и подают в ВРД.

После 1000 с накопления кислорода ВРД выключают и запускают ЖРД. При этом тяга ЖРД должна быть максимально допустимой. При оптимальном соотношении компонентов топлива 6,0 запас водорода для работы ЖРД составит 4 т, и при расходе топлива 280 кг/с время работы ЖРД составит 100 с, а величина тяги 112 т. Вектор тяги ЖРД направляют под оптимальным углом к горизонту с тем, чтобы пройти в стратосфере большее расстояние. После выключения ЖРД самолет пролетит по баллистической траектории значительное расстояние, войдет в атмосферу и будет планировать до падения скорости. Для посадки облегченного самолета включают ВРД на режиме пониженной тяги.

Пример 2. Летательный аппарат состоит из самолета с ВРД и установленных на самолете второй окрыленной возвращаемой ракетной ступени с ЖРД (PC. 2) и третьей выводимой на орбиту ИСЗ ракетной ступени с ЖРД (РС.3). Топливом всех трех ступеней служит жидкий водород. Устройство и параметры первых двух ступеней сходны с приведенными в примере 1.

После взлета ЛА при работе ВРД и накопителя кислорода в течение 1250 с нарабатывают в баке PC. 2 24 т и в баке РС.3 6 т кислорода. В баках горючего PC сохраняют соответственно 4 и 1 т водорода. В верхних слоях атмосферы запускают по баллистической траектории PC.2, несущую РС.З. После отделения PC.2 запускают РС.3, которая выводит на орбиту ИСЗ расчетную полезную нагрузку. После запуска PC.2 самолет возвращают на посадку. После отделения PC. 2 она входит в атмосферу. Скорость ступени погашают за счет аэродинамического торможения при планировании в верхних слоях атмосферы. После окончания планирования включают ЖРД и на пониженном режиме тяги приводят ступень на посадку.

Пример 3. Летательный аппарат состоит из самолета с ВРД и установленной на самолете второй окрыленной возвращаемой ракетной ступени с ЖРД (PC.2). Топливом обеих ступеней служит переохлажденный жидкий метан. Устройство и параметры первых двух ступеней соответствуют приведенным в примере 1.

При включении накопителя кислорода воздух сжижают в первом теплообменнике в количестве 4,65 кг/с, испаряя и нагревая метан от 95K до 250K и подавая его в ВРД. Другую часть воздуха 33 кг/с сжижают во втором теплообменнике, а весь воздух подают в бак с пониженным давлением, при котором из воздуха испаряют 7,5 кг/с кислорода, отводят и сжижают в баке-накопителе.

После 1000 с накопления кислорода в PC. 2 в верхних слоях атмосферы ее запускают по баллистической траектории. При этом тяга ЖРД должна быть максимально допустимой. При оптимальном соотношении компонентов топлива 3,75 запас метана для работы ЖРД составит 2 т и при расходе топлива 95 кг/с время работы ЖРД составит 100 с, а величина тяги 30 т. После запуска PC. 2 самолет возвращают на посадку, после входа РС. 2 в атмосферу скорость ступени погашают при планировании в верхних слоях атмосферы, затем включают ЖРД и на пониженном режиме тяги приводят ступень на посадку.

При запуске РС.3 расход топлива составит 25 кг/с, время работы ЖРД составит 95 с, а величина тяги 8,0 т. РС.3 выводят на орбиту ИСЗ.

В последнее время с развитием средств хранения и транспортировки сжиженных газов предложенный способ получает необходимые средства для реализации, во всех примерах принята теплоизолированная емкость самой совершенной конструкции - с экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), обеспечивающей длительное хранение криогенных жидкостей, см. заявки на изобретение № 2006146056 и 2007110972. Для транспортировки криогенных жидкостей разработаны и действуют теплоизолированные железнодорожные и автомобильные цистерны и суда-газовозы.

Предложенный способ может быть применен для широкого ряда ЛА; сверхзвуковых самолетов, воздушно-космических самолетов, аэрокосмических комплексов, ракетно-космических комплексов, возвращаемых ступеней ракет и других.

Литература

[1]. Под/ред. В.П.Глушко, - Маленькая энциклопедия «Космонавтика», изд-во «Советская Энциклопедия», М., 1970 г.

[2]. Н.Б.Варгафтик. «Справочник по тепло-физическим свойствам газов и жидкостей», Государственное издательство физико-математической литературы, М., 1963 г.