СПОСОБ ПОДАЧИ УГЛЕВОДОРОДНОГО ТОПЛИВА В РЕАКТИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И РЕАКТИВНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1995 года по МПК F02K11/00 F02K7/16 F02K3/08 

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую крейсерскую скорость атмосферного полета. Оно предназначено для использования в авиационной технике, а также в космической технике, эксплуатирующейся в условиях высокотемпературных (500 ≥ 1500^оС) внешних тепловых воздействий.

Известен способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащий предварительный нагрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания [1]
На фиг.1 показано схематическое изображение энергетических преобразований углеводородного топлива при реализации крейсерского атмосферного полета.

Углеводородное топливо перед подачей его из бака 1 в двигатель 2 предварительно подогревают, повышая тем самым его энтальпию потоком горячего воздуха в теплообменнике 3, который подают от компрессора двигателя 2. Охлажденный при теплообменнике с топливом воздух подают в систему кондиционирования, а нагретое за этот счет топливо в двигатель.

Известному способу свойственны следующие существенные недостатки: недостаточная и приближающаяся в настоящее время к теоретическому пределу величина удельной тяги, получаемой в процессе окисления углеводородного топлива, в основном, по следующим причинам: умеренная величина теплотворной способности углеводородного топлива; склонность к диссоциации продуктов сгорания в рабочем объеме двигателя, что снижает и без того умеренное энерговыделение рабочего процесса.

В основе этого недостатка лежат умеренная теплоемкость продуктов сгорания и низкий уровень энергии внутримолекулярных химических связей. Большой молекулярный вес продуктов сгорания, что уменьшает показатели полноты перехода тепловой энергии в кинетическую.

Высокие энергетические потери вне рабочего объема двигателя, такие как энергия аэродинамического нагрева планера, энергия нагрева силовой конструкции двигателя при осуществлении традиционного способа крейсерского атмосферного полета.

Недостаточная эффективность бортовых конвективных систем охлаждения, где в качестве теплоносителя используется жидкое углеводородное топливо, обусловленная неоптимальным комплексом теплофизических и молекулярных свойств высокомолекулярных углеводородов.

Невозможность увеличения крейсерской скорости атмосферного полета, использующего в качестве источника энергии и теплоносителя углеводородное топливо до значений, лежащих в гиперзвуковом диапазоне скоростей М ≥ 6 по изложенным выше причинам.

Из источника [1] известна реактивная двигательная установка летательного аппарата для осуществления известного способа, содержащая воздушно-реактивный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой.

Целью изобретения является увеличение крейсерской скорости атмосферного полета до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высоты полета за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива в процессе полета и соответствующего увеличения удельной тяги двигателей при одновременном охлаждении конструкции летательного аппарата.

Сущность изобретения по способу заключается в том, что в способе подачи углеводородного топлива в реактивного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащем предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, во время подогрева топлива в процессе полета исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии паров воды и(или) углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и(или) углекислоты к нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания.

Кроме того, с целью обеспечения более полного термического превращения углеводородного топлива термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора, в качестве которого используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H₂SO₄ или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al₂O₃, а с целью уменьшения взлетного веса размеров летательного аппарата и получения дополнительной тепловой энергии для проведения термического превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь в процессе полета пары воды и углекислоту отбирают из продуктов сгорания, отводимых от сопла двигателя, и соединяют с подлежащим термическому превращению углеводородным топливом.

Сущность изобретения по устройству заключается в том, что реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая воздушно-активный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой, дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем, дополнительными баками с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, и непроницаемой нетеплопроводной оболочкой, охватывающей отсеки и агрегаты и образующей с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теплопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем, причем дополнительные баки и баки с углеводородным топливом через трубопроводы с арматурой соединены с реакторами, которые, в свою очередь, через трубопроводы с арматурой соединены с двигателями.

Кроме того, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика, а с целью увеличения удельной тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет проведения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе частичной рекомбинации свободных радикалов, не успевших рекомбинировать во втором реакторе, трубопровод, соединяющий второй реактор с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, выполнен в виде отверстия в их общей стенке.

Это позволяет за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива путем изменения его молекулярного состава и многократного увеличения нагрева в процессе полета, обеспечить увеличение тяги и скорости выхода из сопла продуктов сгорания, что приводит к увеличению скорости полета при одновременном эффективном охлаждении конструкции летательного аппарата. Превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, сопровождаемое эндотермическим эффектом, осуществляется в окрестностях нагревающихся частей конструкции летательного аппарата за счет выделяемой ими тепловой энергии. Эндотермический процесс превращения обеспечивает охлаждение летательного аппарата на крейсерской высоте гиперзвукового полета 10-20 км.

Вновь образованная топливная смесь, подаваемая в прямоточный воздушно-реактивный двигатель с регулируемым режимом горения, может обеспечить удельную тягу, необходимую для осуществления крейсерского гиперзвукового атмосферного полета.

Смысл предлагаемой концепции состоит в качественно новом подходе к решению проблемы повышения общего объемного КПД летательного аппарата за счет полезного использования тепловой энергии, выделяемой конструкцией летательного аппарата в крейсерском атмосферном полете и рассматриваемой в современной авиационной и ракетной технике как вредные тепловые потери.

На фиг.1 представлено схематическое изображение предварительного повышения энергии углеводородного топлива в известном способе подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке, принятой за прототип; на фиг.2 схематическое изображение использования энергии углеводородного топлива в предлагаемом способе, где для наглядности двигатели условно развернуты относительно планера на 90^о; на фиг.3-5 схематическое изображение конструкции реактивной двигательной установки летательного аппарата, предназначенной для осуществления предложенного способа; на фиг.6 схематическое изображение атмосферного полета с использованием предложенного способа.

Реактивная двигательная установка летательного аппарата содержит бак 1 с углеводородным топливом, турбореактивный двигатель (ТРД) 2, стойку 3 отбора продуктов сгорания, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 4, планер 5, бак 6 с компонентами для углеводородного топлива, непроницаемую нетеплопроводную оболочку 7, первый реактор 8, второй реактор 9, первый трубопровод 10, второй трубопровод 11, третий трубопровод 12, четвертый трубопровод 13, пятый трубопровод 14, шестой трубопровод 15, седьмой трубопровод (отверстие с клапаном) 16, распылительную стойку 17, восьмой трубопровод 18, переключающий клапан 19, запорное устройство 20.

В атмосферном полете, крейсерская скорость и высота которого обеспечивают нагрев внутренней поверхности обшивки планера до температуры более 500^оС, исходное углеводородное топливо из бака 1 (фиг.2), перед тем как направить его в двигатели 2, 4 и использовать там по прямому назначению, подают в окрестности греющихся частей конструкции летательного аппарата к двигателям 2, 4 и планеру 5 и под воздействием высокой температуры (более 500^оС) в присутствии паров воды и(или) углекислоты проводят его термическое превращение, например конверсию, за счет диссоциации исходного углеводородного топлива, воды и(или) углекислоты на свободные радикалы и последующей их рекомбинации в устойчивые соединения продукты конверсии, после чего из продуктов конверсии формируют поток и подают его в двигатели 2, 4. Продукты конверсии состоят в основном из газообразного водорода (≈ 70 мас.) и содержат также низкомолекулярные углеводороды и окись углерода. При проведении термического превращения подводимые к охлаждаемым поверхностям планера 5 и двигателей 2, 4 исходное углеводородное топливо и компоненты, в присутствии которых проводят конверсию, поглощают тепло, передаваемое им поверхностью, нагреваются до температуры 400-500^оС и за этот счет повышают свою энтальпию, поскольку до этой температуры их химический состав меняется незначительно (глубина конверсии не превышает 10-15%).

При дальнейшем росте температуры интенсивность конверсии исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой резко возрастает и при температуре 800^оС наступает полное превращение исходного углеводородного топлива в топливную смесь, состоящую в основном, из водорода (газообразное водородное топливо). Сопровождающий конверсию эндотермический эффект достигает величины 4000 ккал/кг исходного углеводородного топлива, что обеспечивает эффективное охлаждение теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата.

В этом диапазоне температур (500-800^оС) происходит рост полной энтальпии исходного углеводородного топлива по мере его превращения в водородсодержащую топливную смесь. Теплота образования продуктов конверсии выше теплоты образования исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых проводят конверсию, что следует из энергетической сущности рабочего процесса. Начиная с температуры 500^оС при развитии конверсии, тепловая энергия идет, в основном, на увеличение химической энергии исходного топлива, что выражается в существенно большей теплотворной способности и термостойкости вновь образуемой топливной смеси по сравнению с этими характеристиками исходного углеводородного топлива.

Общая энтальпия вырабатываемой в процессе полета топливной смеси по сравнению с исходным углеводородным топливом возрастает как за счет увеличения химической энергии ее компонентов, так и за счет увеличения ее энтальпии, складывающейся из тепла, потребного для разогрева исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых оно конвертирует до температуры конверсии, и тепла, выделяемого при образовании водородсодержащей топливной смеси путем рекомбинации свободных радикалов в продукты конверсии, приводящего к их нагреву.

Топливную смесь, обладающую высокой теплотворной способностью и повышенной термостойкостью, нагретую до температуры более 800^оС, подают в ПВРД 4 с регулируемым режимом горения и обеспечивают тем самым удельную тягу, необходимую для реализации гиперзвукового крейсерского полета при допустимых температурных режимах конструкции летательного аппарата.

Для обеспечения полного термического превращения (увеличения глубины конверсии) его проводят в присутствии катализаторов. В качестве гомогенных катализаторов могут использоваться жидкие кислоты, такие как HCl, H₂SO₄ и т.п.

Количество такого гомогенного катализатора не превосходит 1% от общей массы исходного топлива, причем катализатор может предварительно растворяться в исходном топливе.

Примером гетерогенного катализатора может служить окись алюминия. Присутствие такого катализатора в зоне реакции легко осуществляется использованием окисной пленки (Al₂O₃) на поверхности деталей из алюминиевых сплавов, находящихся в зоне проведения рабочего процесса.

Для уменьшения емкости баков с водой или углекислотой, в присутствии которых проводят конверсию исходного углеводородного топлива в объеме летательного аппарата в процессе полета, часть продуктов сгорания водородсодержащей топливной смеси, которые состоят из паров воды и углекислоты, отводят от сопла ПВРД 4 с помощью пятого трубопровода 14, расположенного в стойке 3 отбора продуктов сгорания, и подают в зону конверсии исходного углеводородного топлива этими компонентами. При этом могут быть существенно уменьшены размеры и взлетный вес летательного аппарата за счет уменьшения емкости баков с этими компонентами.

Одновременно с этим в зону конверсии вместе с отводимыми от сопла продуктами сгорания поступает дополнительная тепловая энергия, количество которой зависит от температуры и теплоемкости продуктов сгорания и используемая при проведении рабочего процесса.

Особенность конструкции летательного аппарата (см. фиг.2-5), реализующего предлагаемый способ крейсерского атмосферного полета, состоит в том, что тугоплавкая теплопроводная обшивка планера 5 (например, из сплавов молибдена, бериллия, легированных сталей) лишена теплозащитных покрытий, что обеспечивает приток внутрь конструкции летательного аппарата тепловой энергии, необходимой для осуществления исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, а также допустимые температурные градиенты по нормали к обшивке планера 5, что обеспечивает допустимые механические напряжения силовой конструкции летательного аппарата в процессе крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. Дополнительно летательный аппарат снабжен непроницаемой нетеплопроводной оболочкой 7, выполненной, например, из материала на основе кварцевого волокна, покрытого пленкой из окиси алюминия, которая является гетерогенным катализатором в рабочих процессах по предложенному способу.

Оболочка 7 размещается внутри планера 5 и содержит в себе отсеки и агрегаты летательного аппарата. Внутренняя поверхность обшивки планера 5 образует с внешней поверхностью оболочки 7 полость, именуемую в дальнейшем рабочим объемом первого реактора 8, с помощью которого в процессе полета осуществляется охлаждение планера 5 и одновременно с этим превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь. Кроме того, летательный аппарат снабжен замкнутым резервуаром, выполненным из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющим общую теплопроводную стенку с дополнительно введенным в силовую установку летательного аппарата прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) 4 с регулируемым режимом горения.

Названный резервуар именуется в дальнейшем вторым реактором 9. В процессе полета второй реактор 9 осуществляет охлаждение конструкции ТРД 2 и ПВРД 4 и одновременно с этим превращение остальной, не претерпевшей превращения в первом реакторе 8, части исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, используя тепло, выделяемое конструкциями работающих двигателей 2 и 4. Летательный аппарат также дополнительно снабжен баками 6 с Н₂О или СО₂. Баки 1 и 6 при помощи первого и второго трубопроводов 10, 11 с арматурой соединены с первым и вторым реакторами 8 и 9.

В свою очередь, первый реактор 8 с помощью трубопроводов 12 и 18 соединяется с ТРД 2, а с помощью четвертого трубопровода 13 с ПВРД 4. Второй реактор 9 связан с ТРД 2 с шестым трубопроводом 15, а с ПВРД 4 седьмым трубопроводом 16.

Трубопроводы могут быть снабжены арматурой, в состав которой входят, например, такие устройства, как смесители, различного рода клапаны, форсунки и т.п.

Для дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора 9 за счет тепла, выделяемого при работе первого реактора 8, четвертый трубопровод 13 вводят во второй реактор 9, где придают ему форму змеевика, что повышает эффективность теплопередачи от высокотемпературной водородсодержащей топливной смеси, образовавшейся в первом реакторе 8 и циркулирующей в змеевике, в рабочий объем второго реактора 9, где также осуществляется конверсия исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой, после чего змеевик 13 выводят из рабочего объема второго реактора 9 и соединяют его с ПВРД 4 трубопроводом 13, расположенным в распылительной стойке 17.

С целью увеличения тяги ПВРД 4 за счет возможного осуществления частичной рекомбинации свободных радикалов, образующихся во втором реакторе 9 при проведении в нем конверсии исходного углеводородного топлива, седьмой трубопровод 16, соединяющий рабочий объем второго реактора 9 с ПВРД 4, имеет минимальную протяженность и представляет собой отверстие с клапаном в стенке между рабочими объемами и второго реактора 9 и ПВРД 4. Суммарное количество тепла, поступающего через планер в конструкцию летательного аппарата, в крейсерском атмосферном полете на высоте 20000 м со скоростью, соответствующей числу М 6, при размерах планера, соизмеримых с размерами летательного аппарата по прототипу, может достигать 100000 ккал/мин, что эквивалентно мощности теплового потока 10000 л.с.

Летательный аппарат, на котором осуществляется способ крейсерского атмосферного полета с предложенным способом подачи топлива, располагает двумя видами топлива исходным углеводородным топливом и водородсодержащей топливной смесью, вырабатываемой в процессе полета. Предлагаемый двухтопливный гиперзвуковой летательный аппарат имеет дополнительные преимущества в случае заправки углеводородным топливом в полете с помощью обычных самолетов-заправщиков в дозвуковом режиме полета.

Схема полета с использованием предложенного способа (см. фиг.6) состоит в следующем. Для снижения веса шасси и конструкции летательного аппарата он взлетает с неполностью заправленными баками, которые заправляются в полете, где А первая заправка в полете.

Взлет и разгон до числа М 3, а также крейсерский сверхзвуковой полет (режим В) осуществляются с помощью ТРД 2, для чего из бака 1 углеводородное топливо по первому и второму трубопроводам 10, 11 подают во второй и первый реакторы 9, 8, конвективно охлаждают обшивку планера 5 и конструкции двигателей 2, 4 и через шестой, третий и восьмой трубопроводы 12, 15 и 18 подают в ТРД 2, где и сжигают. При прогреве топлива в первом и втором реакторах 8, 9 до температуры 500^оС, что может быть достигнуто выбором нужной крейсерской высоты полета, создаются условия для превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь при одновременном переходе к более эффективному охлаждению конструкции летательного аппарата, что дает возможность увеличения крейсерской скорости до числа М 6. Для осуществления этого в реакторы 8, 9 помимо углеводородного топлива дополнительно подают воду из бака 6 и прекращают подачу исходного топлива в ТРД 2, для чего с помощью переключающих клапанов 19, запорного устройства 20, четвертого и седьмого трубопроводов 13 и 16 водородсодержащую топливную смесь направляют в ПВРД 4 и переходят в режим гиперзвукового крейсерского полета (режим С) (фиг.6).

В режиме С часть продуктов сгорания, представляющих собой пары воды и углекислоту, при помощи пятого трубопровода 14 отводят во второй реактор 9.

При завершении крейсерского гиперзвукового полета прекращают подачу воды в реакторы и топлива в ПВРД и с помощью ТРД, куда возобновляют подачу углеводородного топлива, завершают полет или производят вторую заправку углеводородным топливом в полете (D) для повторения вышеописанных циклов, обеспечивающих приращение дальности полета (Е) и т.д.

Использование предлагаемого способа и устройства для его осуществления имеет следующие преимущества.

Тенденция увеличения скорости и снижения высоты крейсерского атмосферного полета, актуальная для таких типов летательных аппаратов, как правило, сопряжена с ростом энергетических потерь, обусловленных ростом сопротивления среды, полезное использование которых, в частности тепловой энергии, поглощаемой летательным аппаратом за счет его аэродинамического нагрева, лежит в основе реалистического подхода к проектированию такого типа летательных аппаратов.

Проведение предварительного термического превращения исходного углеводородного топлива полете в пределах всей конструкции летательного аппарата, сопровождающегося эффективным охлаждением его конструкции и образованием эффективного газообразного водородного топлива, дает возможность увеличения скорости вплоть до гиперзвуковой с одновременным снижением минимально возможных значений высоты крейсерского атмосферного полета и обеспечивается полезным использованием склонности исходного углеводородного топлива к диссоциации, что приводит к снижению энергетических затрат при его превращении в водородное топливо, а также к снижению температурного уровня охлаждения конструкции летательного аппарата; полезным использованием экзотермического эффекта рекомбинации свободных радикалов, образующихся в процессе превращения исходного углеводородного топлива, приводящего к росту энтальпии вновь образующегося водородного топлива; подключением к непосредственному решению энергетической проблемы в части генерации водородного топлива всей конструкции летательного аппарата, поглощающего тепло во время полета, что расширяет физическую сущность такого параметра, как общий объемный КПД летательного аппарата; повышением теплотворной способности образуемого газообразного водородного топлива по сравнению с исходным углеводородным в 2,5 раза, а также более полным превращением в двигателе тепловой энергии в кинетическую за счет уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания; повышением эффективности тепловой защиты конструкции летательного аппарата за счет эндотермического эффекта, сопровождающего процесс термического превращения исходного углеводородного топлива и достигающего величины 4000 ккал/кг.

Генерация газообразного водородного топлива из исходного углеводородного на борту летательного аппарата в процессе полета избавляет от необходимости решать крайне сложные технико-экономические проблемы производства, транспортирования, хранения, заправки и размещения на борту топлива на основе жидкого водорода в наземных условиях.

Возможность реализации высокого аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения тепловых ограничений на конфигурацию его внешних обводов.

Снижение тепловых ограничений на режимы и траектории полета.

Летательный аппарат для реализации предлагаемого способа полета нуждается в экстремальных физических условиях полета, что активизирует работу основных систем летательного аппарата и является принципиальным отличием его от прототипа.

Увеличение дальности гиперзвукового полета за счет заправок исходным углеводородным топливом в процессе полета в дозвуковом режиме.

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую скорость атмосферного полета. Целью изобретения является увеличение крейсерской скорости до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высот атмосферного полета за счет повышения энтальпии и теплотворной способности исходного углеводородного топлива в процессе полета и повышении удельной тяги двигателей при обеспечении охлаждения конструкции летательного аппарата. Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата включает предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, термическое превращение во время подогрева в присутствии паров воды и/или углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и/или углекислоты к нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата и в присутствии катализатора. Реактивная двигательная установка содержит турбореактивный, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, дополнительные баки с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, непроницаемую нетеплопроводную оболочку, охватывающие отсеки и агрегаты и образующую с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теплопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем. 2 с. и 5 з. п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащий предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, отличающийся тем, что, с целью увеличения крейсерской скорости до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высот атмосферного полета за счет повышения энтальпии и теплотворной способности исходного углеводородного топлива в процессе полета и повышения удельной тяги двигателей при обеспечении охлаждения конструкции летательного аппарата, во время подогрева топлива в процессе полета исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии паров воды и (или) углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и (или) углекислоты к нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что, с целью обеспечения более полного термического превращения углеводородного топлива, термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора. 3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что в качестве катализатора используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H₂SO₄ или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al₂O₃. 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что, с целью уменьшения взлетного веса и размеров летательного аппарата, а также получения дополнительной тепловой энергии для проведения термического превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь в процессе полета, пары воды и углекислоту отбирают из продуктов сгорания, отводимых от сопла двигателя, и соединяют с подлежащим термическому превращению углеводородным топливом. 5. Реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая воздушно-реактивный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой, отличающаяся тем, что, с целью увеличения крейсерской скорости до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высот атмосферного полета и повышения удельной тяги двигателей при обеспечении охлаждения конструкции летательного аппарата, она дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем, дополнительными баками с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, и непроницаемой нетеплопроводной оболочкой, охватывающей отсеки и агрегаты и образующей с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теплопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем, причем дополнительные баки и баки с углеводородным топливом через трубопроводы с арматурой соединены с реакторами, которые, в свою очередь, через трубопроводы с арматурой соединены с двигателями. 6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика. 7. Установка по пп.5 и 6, отличающаяся тем, что, с целью увеличения удельной тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет проведения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе частичной рекомбинации свободных радикалов, не успевших рекомбинировать во втором реакторе, трубопровод, соединяющий второй реактор с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, выполнен в виде отверстия в их общей стенке.