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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen und bezieht sich auf das Gebiet der Raketen- und Luftfahrttechnik. Sie kann für den Bau von Raketen- und Luftfahrtkomplexen verwendet werden. Diese Komplexe dienen der Beförderung von Fluggästen über interkontinentale Entfernungen.
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Das einzige Mittel zur Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen ist derzeit das Flugzeug. Die wichtigsten Strukturelemente eines Flugzeugs sind der Rumpf mit den Passagierräumen, die Tragflächen mit den Kraftstofftanks und die Leitwerke. Es hat auch Gasturbinenmotoren. Sie sind unter den Tragflächen an Pylonen angebracht. Die Konstruktion umfasst ein ausfahrbares Fahrwerk, ein Steuersystem und eine Cockpitlaterne.
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Es ist bekannt (LENTA.RU, 20.10.2019), dass das Passagierflugzeug Boeing 787-9 der australischen Fluggesellschaft Qantas Airlines im Jahr 2019 in Bezug auf Reichweite und Flugzeit zwei neue Weltrekorde aufgestellt hat. Es flog eine Strecke von 17800 km von New York nach Sydney in 19 Stunden und 14 Minuten. Dabei wurden 100 Tonnen Treibstoff verbraucht. An Bord befanden sich 50 Passagiere und 4 Piloten.
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Die fortschrittlichsten und modernsten Passagierflugzeuge haben den Nachteil einer langen Flugzeit über interkontinentale Entfernungen. Für die Fahrgäste ist das sehr anstrengend, trotz des für die Passagiere geschaffenen Komforts während des Fluges.
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Ein Vorschlag zur Lösung des Problems der beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen ist das von der amerikanischen Firma Spase-X entworfene Raumschiff Starship. Es ist in der Lage (FOCUS-Magazin, 2019-05-31), 100 Passagiere in 20 Minuten über eine Strecke von 10.000 km zu befördern, zum Beispiel von New York nach London. Bei diesem wiederverwendbaren Raumfahrzeug handelt es sich um eine Kombination aus dem eigentlichen Raumfahrzeug im herkömmlichen Sinne und der zweiten Stufe einer zweistufigen US-amerikanischen BFR-Trägerrakete für Schwerlasttransporte. Die Rakete ist für bemannte Missionen zum Mond oder Mars vorgesehen.
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Das Schiff ist ein Zylinder mit einem großen Durchmesser und einer großen Länge und läuft nach vorne hin spitz zu. Es startet und landet senkrecht auf der Erdoberfläche und benötigt weder eine Bodenstartanlage noch eine Kopfverkleidung. Ein Mast dient der Landung und dem Ausstieg der Passagiere sowie der Betankung der Raketentriebwerke mit Treibstoffkomponenten. Der Hauptteil der Bewegung des Raumfahrzeugs findet außerhalb der Erdatmosphäre statt. Während des Abstiegs wird der Schiffsrumpf aerodynamisch abgebremst. Eine sanfte Landung des Fahrzeugs wird durch eine kontrollierte Drosselung der Schubkraft der Raketentriebwerke gewährleistet. Die Kosten für die Fahrkarten werden durch die Treibstoffkosten und die Kosten für die Wartung des Schiffes bestimmt. Der Nachteil des Geräts besteht darin, dass es nicht in der Lage ist, die gleiche Anzahl von Passagieren über Entfernungen von mehr als 10 000 km zu befördern.
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Die Konstruktion einer zweistufigen, superschweren US BFR-Trägerrakete wird als Analogie für die Erfindung herangezogen. Sie soll Passagiere auf interkontinentale Entfernungen befördern. Diese Entfernungen sind in ihrer Reichweite nicht begrenzt. Diese Rakete kann (laut https://www.rbc.ru>Technologie und Medien>2017) 100 Passagiere überall auf der Welt hinbringen in einer Zeit von höchstens 1 Stunde.
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Die erste Stufe der Trägerrakete hat den gleichen Durchmesser wie das Raumschiff. Sie wird als Beschleuniger eingesetzt. Nachdem die Trägerrakete auf eine bestimmte Geschwindigkeit beschleunigt hat, trennt sich die erste Stufe, dreht um und wird zunächst von den Triebwerken abgebremst. Anschließend werden die aerodynamischen Widerstandskräfte aufgebracht. Eine sanfte Landung der Stufe am Startplatz wird durch eine kontrollierte Drosselung des Schubs der Raketentriebwerke gewährleistet.
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Die zweite Stufe mit den Passagieren an Bord fliegt weiter zu ihrem Ziel und landet dann ebenfalls sanft. Die Trägerrakete als Ganzes benötigt keine bodengestützte Startanlage und keine Nutzlastverkleidung. Der Vorteil der Analogie liegt in der vollständigen Wiederverwendbarkeit der beiden Stufen der Trägerrakete.
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Die Merkmale der Analogie stimmen mit den wesentlichen Merkmalen der Erfindung überein. Merkmale der Analogie sind die Wiederverwendbarkeit der beiden Stufen der Trägerrakete und auch die Möglichkeit der beschleunigten Beförderung von Passagieren zu interkontinentalen Entfernungen von mehr als 10.000 km. Der Nachteil der Analogie sind die hohen Fahrpreiskosten für die Fahrgäste. Die Betankung der Trägerrakete ist mit erheblichen finanziellen Kosten verbunden und bedarf einer großen Menge an Kraftstoff: 3300 t für die erste Stufe und 1200 t für die zweite Stufe (Wikipedia - BFR (Rakete)). Die Menge des Treibstoffs ergibt sich aus der großen Trockenmasse der Trägerrakete selbst. Sie wird für Flüge zum Mond und zum Mars entwickelt und löst auch das Problem der beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen.
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Die Erfindung im Hinblick auf das technische Wesen am nächsten kommende und als Prototyp anerkannte Vorrichtung ist die Vorrichtung gemäß der Anmeldung
RU2018138820 . Das Gerät ermöglicht die Beförderung von 100 Touristen und 10 Besatzungsmitgliedern in die Erdumlaufbahn. Es sieht eine spätere Rückkehr zur Erde vor. Es besteht aus Elementen, dem Rumpf und haben die Form von Scheiben, die in Querrichtung abgeflacht sind und sich nach vorne hin verjüngen. Der Boden ist flach ausgebildet und nach hinten abgeschrägt.
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Die Steuereffizienz wird durch einen höheren aerodynamischen Wirkungsgrad als bei einem Flugzeug erreicht, auch durch die Verringerung des Gewichts der Struktur im Vergleich zu einem Flugzeug mit einer vergleichbaren Nutzlastkapazität, da die äußeren Belastungen gleichmäßiger auf die Bandscheibenstruktur verteilt werden. Die Scheibe sorgt außerdem für eine geringere Überlastung und einen geringeren externen Wärmefluss. Dies ist gewährleistet, wenn man mit Hyperschallgeschwindigkeit durch dichte Schichten der Atmosphäre fliegt. Die Elemente des Geräts sind mit Marsch - und Steuermotoren ausgestattet. Sie sind im hinteren Teil der Scheibe angebracht. Es gibt eine notwendige Kraftstoffreserve und ein Kontrollsystem. Die Geräteelemente sind mit der erforderlichen Ausrüstung ausgestattet. Dazu kommen Lebenserhaltungssysteme, eine Cockpitlaterne und ein ausfahrbares Fahrwerk.
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Für die atmosphärische Steuerung verfügen die Elemente der Einheit über aerodynamische Ruder. Dies sind die hinteren Klappen und die Elevonen. Sie werden in den hinteren flachen Boden eingebaut. Um einen Strömungsabriss bei großen Anstellwinkeln zu verhindern, sind auf jeder Seite der Scheibe aerodynamische Kiele angebracht. Nach dem Sinkflug auf eine bestimmte Flughöhe wird das Fahrwerk ausgefahren. Die Elemente landen auch im „wie ein Flugzeug“ - Verfahren auf dem Basisflugplatz. Die Elemente sind so konzipiert, dass sie wiederverwendbar sind. Alle ihre Motoren sind für eine Mehrfachaktivierung ausgelegt. Ein Merkmal des Prototyps ist die Wiederverwendbarkeit aller Elemente des Geräts sowie die Möglichkeit der beschleunigten Beförderung von Passagieren auf interkontinentalen Strecken. Die Merkmale des Prototyps stimmen mit den wesentlichen Merkmalen der Erfindung überein.
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Ein Nachteil des Prototyps sind die höheren Kosten für Fahrkarten. Sie werden durch die übermäßige Anzahl der darin enthaltenen Elemente verursacht. Daher können die derzeit bekannten technischen Mittel keine beschleunigte Beförderung von Passagieren gewährleisten und für Lieferung für interkontinentale Entfernungen über 10.000 km, und das zu einem relativ niedrigen Preis.
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Es wird ein Gerät für die beschleunigte Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen von mehr als 10.000 km vorgeschlagen. Vor dem Start ist es eine einzige Einheit und umfasst zwei unabhängige Elemente. Das gemeinsame und sequentielle Funktionieren der Elemente gewährleistet die Erfüllung der zugewiesenen Aufgaben.
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Das erste Element des Geräts ist das wiederverwendbare Suborbitalschiff (SF) und wird offenbart in der
RU2018138820 vorgeschlagen. Das SF arbeitet in einer zweiten Stufe. Es ist für die beschleunigte Beförderung einer bestimmten Anzahl von Passagieren und Besatzungsmitgliedern über interkontinentale Entfernungen ausgelegt.
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Das SF ist eine einstufige Rakete und trennt sich vom Luftschiff (LS) in einer bestimmten Flughöhe. Der SF - Rumpf hat die Form einer Scheibe, die in Querrichtung abgeflacht ist und sich nach vorne hin verjüngt. Die Unterseite ist abgeflacht und verjüngt sich zum Schwanz hin. Eine effiziente Handhabung wird auf Kosten eines größeren aerodynamischen Koeffizienten der Qualität erreicht, der größer ist als der des Flugzeugs. Dies ist der Fall, wenn man mit Hyperschallgeschwindigkeit durch die Atmosphäre fliegt. Außerdem wird durch die Verringerung des Gewichts der Struktur im Vergleich zu einem Flugzeug mit einer vergleichbaren Nutzlastkapazität eine effizientere Lenkung erreicht, da die äußeren Belastungen gleichmäßiger auf die Rumpfscheibenstruktur verteilt werden.
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Die Scheibe sorgt auch für weniger Stau und geringere externe Wärmeströme. Dabei bewegt sie sich mit Hyperschallgeschwindigkeit in der oberen Atmosphäre. Das SF ist mit Raketentriebwerken ausgestattet. Sie sind im hinteren Teil der Scheibe installiert und verfügen über einen Treibstoffvorrat, ein Kontrollsystem und alle notwendigen Ausrüstungen, wie Ausrüstung für die Lebenserhaltung der Besatzungsmitglieder und Passagiere sowie ein ausfahrbares Fahrwerk.
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Die Flugbahn des SF nach der Trennung von dem LS besteht aus drei Abschnitten,
- • dem suborbitalen Startabschnitt in einer bestimmten Höhe bei einer bestimmten Hyperschallgeschwindigkeit,
- • einem Abschnitt des kontrollierten Abstiegs mit abnehmender Höhe und Geschwindigkeit, um die angegebenen geografischen Koordinaten zu erreichen,
- • dem Sinkflug- und Landegebiet am Zielflughafen. In diesem Fall wird nach Erreichen der festgelegten Koordinaten ein Sinkflug auf einer bestimmten Flughöhe durchgeführt. In dieser Höhe sorgt die Besatzung dafür, dass das Fahrwerk ausgefahren wird und das SF auf dem Zielflughafen „wie ein Flugzeug“ - landet.
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Fahrgasträume sind vorhanden. Cockpit mit Besatzung und Laterne. Cockpits zur Steuerung im Sinkflug- und Landebereich am Zielflughafen.
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Die SF - Raketentriebwerke haben einen hohen spezifischen Impuls. Sie werden mit umweltfreundlichen Komponenten betrieben. Während des suborbitalen Startsegments und während des anschließenden kontrollierten Sinkflugsegments werden die Raketentriebwerke abwechselnd abgeschaltet, oder sie werden gedrosselt, um eine Überlastung zu verhindern, eine Überlast, die einen vorgegebenen Wert überschreitet. Die Elevonen werden zur Steuerung von Anstell- und Rollwinkeln verwendet. Hintere Klappen und Elevonen werden auf dem hinteren flachen Boden installiert. Im Bereich des kontrollierten Sinkfluges werden aerodynamische Ruder eingesetzt, ebenso im Sinkflug- und Landeabschnitt am Zielflughafen.
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Um einen Strömungsabriss bei hohen Anstellwinkeln zu verhindern, sind an den Seiten der Scheibe aerodynamische Kiele angebracht. Aerodynamische Richtungsweisende Ruder sind an den hinteren Teilen der Kiele angebracht. Im kontrollierten Sinkflugabschnitt und im Sink- und Landeabschnitt am Zielflughafen ist eine kombinierte Steuerung vorgesehen, eine Steuerung mittels aerodynamischer Ruder sowie mittels Marsch- und Steuermotoren. Alle Elemente des SF werden unter Berücksichtigung ihrer Wiederverwendbarkeit hergestellt. Alle Triebwerke sind so konzipiert, dass sie wiederverwendet werden können.
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Das zweite Element der Einheit ist das Luftschiff (LS) mit den angegebenen Masse- und Dynamikmerkmalen. Es funktioniert in erster Linie und nimmt die Funktionen eines Großraumfrachtflugzeugs wahr (vorgeschlagen im Rahmen der
RU2018138820 ).
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Es bringt ein beladenes SF in stratosphärische Höhe. Das LS ist mit Antriebs- und Steuermotoren mit der notwendigen Kraftstoffversorgung ausgestattet sowie mit Leitsystem und Fahrwerk für Start und Landung „wie ein Flugzeug“ am Abflughafen. Es gibt die notwendige Ausrüstung zur Lebenserhaltung für die Besatzungsmitglieder. Das LS folgt der Form der SF -Rumpfscheibe. Aber sie ist größer als das SF.
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Vor dem Start wird das gefüllte SF in das LS-Gehäuse eingesetzt. Die Installation erfolgt über einen geteilten Anschluss des Trennsystems. Um den Luftwiderstand zu verringern, wird die SF - Membrane herausgedrückt und so in das LS-Gehäuse eingebaut, dass sein Gehäuse nicht über die Außenkontur des LS hinausragt. Dies geschieht in der Phase des Aufstiegs in die Stratosphäre. Zu diesem Zweck ist auf der Oberseite des Wechselstroms eine ovale Aussparung vorgesehen. Sie umfasst den Umfang des SF.
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Um die Festigkeit des LS-Gehäuses zu gewährleisten, wird der Ausschnitt von innen durch ein Verstärkungselement in Form des Bodens des SF verstärkt. Um den Ausschnitt nach der SF - Trennung zu verschließen, wird eine elastische Dichtungsmembran um den Umfang des Ausschnitts herum befestigt. Die Membran weist zwei konstante Spannungszustände auf, entweder wird sie in das Gehäuse gedrückt und gegen die Wägezelle gepresst oder sie wird aus dem Gehäuse herausgepresst und bildet dessen Außenkontur. Die Membrane wird in das Gehäuse gepresst und gegen das Kraftelement gedrückt, bevor der SF - Rumpf eingebaut wird. Nach der Aktivierung der Pyrosperren wird ein Überdruck auf den Raum zwischen der Membrane und dem Antriebselement ausgeübt. Dadurch wird eine Kraft erzeugt, die die Membrane herausdrückt und das SF vom LS trennt.
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Als Ergebnis wird die Membran extrudiert, schließt den Ausschnitt und formt die Außenkontur des LS. Auf der Innenseite der Membran befinden sich meridionale und segmentale Elemente, die für die notwendige strukturelle Steifigkeit sorgen. Sie sind vorübergehend miteinander und mit dem LS-Körper verbunden. Die Verbindung erfolgt, nachdem die Außenkontur geformt wurde, um einen Kraftrahmen zu schaffen. Zu diesem Zweck befinden sich die Lufteinlässe im hinteren Bereich, oben hinter dem ovalen Ausschnitt.
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Ähnliche aerodynamische Ruder sind auch für den SF erhältlich. Allseitige Ausrichtung: Aerodynamische Ruder werden zur Steuerung der Anstell- und Rollwinkel verwendet. Dies sind die hinteren Klappen und Elevonen. Sie werden in den hinteren flachen Boden eingebaut. Aerodynamische Kiele sind an den Seiten angebracht. An ihrem hinteren Teil sind Richtungsruder angebracht. Ein Cockpit mit Besatzung und Cockpitlaterne ist für die Steuerung aller Flugphasen vorgesehen. Dazu gehören Start, Steigflug, SF - Trennung und Sinkflug, ebenso wie das Ausfahren des Fahrwerks und die Landung im „wie ein Flugzeug“ - Verfahren auf dem Startflughafen. Die aerodynamische Steuerung wird durch die Steuerung der Marsch - und Steuermotoren ergänzt. Das LS ist so konzipiert, dass er wiederverwendet werden kann.
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Ziel der Erfindung ist es, ein scheibenförmiges Flugzeug mit einem großen Durchmesser zu verwenden. Das Gerät hat bekanntermaßen eine Reihe von Vorteilen gegenüber Raketen und Flugzeugen für die beschleunigte Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen.
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Die Aufgabe wird dadurch gelöst, dass die Vorrichtung zur beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen aus einem Luftschiff besteht. Es erfüllt die Funktion eines Frachtflugzeugs und wird vom Start bis zur Landung auf dem Abflughafen als „wie ein Flugzeug“ gesteuert. Das Gerät ist mit einem ausfahrbaren Fahrwerk für Start und Landung ausgestattet. Es gibt aerodynamische Ruder, Turbojet-Triebwerke und ein Steuerungssystem. Ein Cockpit mit Cockpitlaterne ist ebenfalls vorhanden. Das LS ist mit dem notwendigen Treibstoffvorrat, der notwendigen Ausrüstung und den lebenserhaltenden Geräten für die Besatzung ausgestattet.
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Erfindungsgemäß hat der Körper des LS die Form einer Scheibe, die in Querrichtung abgeflacht ist und sich nach vorne verjüngt. Der Boden ist flach und zum Heck hin abgeschrägt. An den Seiten der Scheibe sind aerodynamische Kiele angebracht.
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Gleichzeitig ist das LS mit Turbostrahltriebwerken ausgestattet. Sie sind zusammen mit den Turbojet-Triebwerken im hinteren Teil des LS untergebracht. Die Lufteinlässe befinden sich oben im hinteren Teil. Gleichzeitig sind die Marsch- und Rudermotoren so konzipiert, dass sie immer wieder aktiviert werden können. Die hinteren Klappen und Elevonen werden als aerodynamische Ruder verwendet. Sie sind an der hinteren Unterseite angebracht. Es werden auch gerichtete Ruder verwendet. Sie sind an den hinteren Teilen der Kiele angebracht. Das LS ist mit der notwendigen Ausrüstung und der Ausrüstung zur Lebenserhaltung für die Besatzungsmitglieder ausgestattet. Gleichzeitig wird bei allen Flug-geschwindigkeiten die Steuerung der aerodynamischen Ruder durch die Steuerung der Marsch- und Steuertriebwerke ergänzt.
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Das LS hat einen ovalen Ausschnitt im oberen Teil des Rumpfes. Das SF ist darin installiert. Es handelt sich um eine einstufige Rakete. Das Fahrzeug befördert Passagiere über interkontinentale Entfernungen. Es ist wie das LS geformt, aber kleiner. Vor dem Start wird das SF so in das Gehäuse des LS eingebaut, dass seine Kontur nicht über die Außenkontur des LS hinausragt. Die Installation erfolgt über einen geteilten Anschluss des Trennsystems. Der Ausschnitt wird von innen durch ein Kraftelement in Form des Bodens des SF gestützt. Eine elastische, abgedichtete Membrane ist um den Umfang des Ausschnitts herum befestigt. Sie befindet sich in zwei ständigen Spannungszuständen, entweder wird sie in das Gehäuse und gegen die Wägezelle gedrückt, oder sie wird aus dem Gehäuse herausgepresst und bildet dessen Außenkontur. So wird die Membrane in das Gehäuse gepresst und gegen das Kraftelement gedrückt, bevor das SF eingebaut wird. Nach Betätigung der Pyrosperren zur Trennung des SF wird ein Überdruck auf den Raum zwischen der Membran und dem Antriebselement ausgeübt. Er erzeugt eine Kraft, die die Membran zusammendrückt und das SF vom LS-Körper trennt. Dadurch wird die Membran herausgedrückt, wodurch der Ausschnitt geschlossen wird und die Außenkontur des Gehäuses entsteht.
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Auf der Innenseite der Membran befinden sich meridionale und segmentale Elementgruppen. Sie sind nach der Bildung der Außenkontur vorübergehend miteinander und mit dem LS-Körper verbunden. Gleichzeitig ist das SF mit einem Kontrollsystem ausgestattet, das die Raketentriebwerke steuert und kontrolliert. Sie sind im hinteren Teil des SF angebracht. Außerdem gibt es ein ausfahrbares Fahrwerk. Die Flugbahn des SF nach der Trennung vom LS besteht aus drei Abschnitten:
- • dem Startbereich bis zu einer bestimmten suborbitalen Höhe bei einer bestimmten Hyperschallgeschwindigkeit,
- • dem Abschnitt des kontrollierten Abstiegs mit einer Verringerung der Höhe und der Geschwindigkeit
- • dem Sinkflug- und Landebereich am Zielflughafen.
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In diesem Fall wird nach Erreichen der eingestellten Koordinaten ein Sinkflug auf die eingestellte Flughöhe durchgeführt. In dieser Höhe sorgt die Besatzung dafür, dass das Fahrwerk ausgefahren wird und das SF auf dem Zielflughafen „wie ein Flugzeug“ landet.
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Der SF - Rumpf ist mit aerodynamischen Rudern ausgestattet. Dies sind die hinteren Klappen und die Elevonen. Sie sind an der hinteren Seite des Bodens angebracht. Der SF - Rumpf ist mit Rudern ausgestattet. Sie sind an den hinteren Teilen der Kiele angebracht.
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Der vordere Teil, der Boden, die Tragflächen und die Ruder sind mit einem Wärmeschutz versehen. Das SF ist mit Raketentriebwerken mit hohem spezifischem Impuls ausgestattet. Die Motoren werden mit umweltfreundlichen Komponenten betrieben. Auf der suborbitalen Flugbahn werden sie nacheinander abgeschaltet oder gedrosselt.
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Das SF ist auch mit dem notwendigen Arbeitsmaterial und der notwendigen Ausrüstung ausgestattet sowie mit lebenserhaltenden Einrichtungen zur Unterbringung einer bestimmten Anzahl von Besatzungsmitgliedern im Cockpit mit einer Cockpitlaterne und einer bestimmten Anzahl von Fahrgästen in den Kabinen. Im kontrollierten Sinkflugabschnitt und im Sink- und Landeabschnitt am Zielflughafen ist eine kombinierte Steuerung vorgesehen, eine Steuerung durch aerodynamische Ruder sowie durch marschierende und steuernde Raketentriebwerke. Alle Elemente des SF sowie die Triebwerke und Rudermotoren sind so konzipiert, dass sie wiederverwendet werden können.
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Die Wasserfläche am Pier kann als Abflugplatz des Gerätes genutzt werden.
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Die Erfindung wird nun in den Zeichnungen der Elemente des Geräts näher erläutert. Es zeigen:
- 1 die Projektionen des SF auf die vertikale, horizontale und normale Ebene. Sie zeigen die wichtigsten Elemente des SF - Designs.
- 2 die gleichen Projektionen, geladenes LS mit einem darauf montierten geladenen SF.
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Beispiele für eine mögliche Umsetzung der vorgeschlagenen technischen Lösung:
- 1. Das SF ist für die beschleunigte Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen bis zu 15000 km bei einer Anzahl von 100 Passagieren und 10 Besatzungsmitgliedern konzipiert. Der Rumpf des SF (1) ist eine Scheibe 1. Er ist in Querrichtung abgeflacht und verjüngt sich nach vorne hin. Die Unterseite 2 des SF ist flach und zum Heck hin abgeschrägt mit einem Durchmesser von 35 m und einer Höhe von 7 m ausgebildet.
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Die Startmasse des SF beträgt 945 Tonnen und ist wie folgt verteilt:
| - Eigengewicht | - 115 t |
| - Betankungsgewicht | - 810 t |
| - Gewicht der Ausrüstung und des Materials | - 9 t |
| - Gewicht der Passagiere (100 M*) und der Besatzung (10 M*) | - 11 t |
* Menschen
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Hinter dem Rumpf befinden sich die Raketensteuerungsdüsen 3. Die Motoren zur Steuerung der Winkellage mit den 3 Achsen befinden sich im Rumpf. Im hinteren Teil des Rumpfes befinden sich außerdem Raketentriebwerke 4 mit einer Gesamtschubkraft von 12000 kN. Die Anzahl der Raketenmotoren richtet sich nach der Nennschubkraft der einzelnen Motoren, ebenso wie die Möglichkeit, den Schub zu drosseln. Sie werden mit umweltfreundlichem Kraftstoff betrieben, „flüssigem Sauerstoff plus flüssigem Wasserstoff“. Sie haben außerhalb der Atmosphäre einen spezifischen Impuls von mindestens 450 s. Durch abwechselndes Abschalten oder Drosseln der Triebwerke stellen sie sicher, dass die SF - Flugüberlastung 2 Einheiten nicht übersteigt. Gleichzeitig wird das erforderliche Maß an Zuverlässigkeit gewährleistet.
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Außerdem sind im hinteren Bereich aerodynamische Flächen angebracht. Dies sind die hintere Klappe 5 und die Elevonen 6 zur Steuerung der Anstell- und Rollwinkel. Um ein Überziehen bei hohen Anstellwinkeln zu verhindern, sind an den Seiten der Scheibe aerodynamische Kiele 7 angebracht. An den hinteren Teilen der Kiele befinden sich aerodynamische Ruder 8. Auf der Vorderseite des SF ist eine Wärmeschutzschicht aufgebracht (nicht in 1 dargestellt). Der Boden 2, die aerodynamischen Kiele 7 und die Ruder 5, 6, 8 sind auf der Fläche angebracht und zum Heck hin abgeschrägt. Es gibt ein Kontrollsystem und die notwendige Ausrüstung. Außerdem gibt es Ausrüstungen für Passagiere und Besatzung mit lebenserhaltenden Geräten (nicht in 1 dargestellt), Passagierräume (in 1 nicht dargestellt) und das Cockpit mit Cockpitlaterne 9 zur Steuerung des SF beim Sinkflug und bei der Landung auf dem Zielflughafen. Für eine „wie ein Flugzeug“ - Landung stehen Fahrwerke zur Verfügung (nicht in 1 dargestellt).
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Der Start des SF von dem LS erfolgt in einer Stratosphärenhöhe von 30 km. Die Flugbahn des SF besteht aus drei Abschnitten:
- • dem suborbitalen Startbereich bis zu einer Höhe von 80 km bei einer Hyperschallgeschwindigkeit von 7000 m/s;
- • dem Abschnitt mit kontrolliertem Abstieg bis auf eine Höhe von 20 km. Bei Erreichen der angegebenen geografischen Koordinaten wird die Geschwindigkeit auf transsonisch reduziert;
- • dem Sinkflug- und Landebereich am Zielflughafen.
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Nach Erreichen der Zielkoordinaten wird ein Sinkflug auf eine niedrige Flughöhe durchgeführt. In dieser Höhe sorgt die Besatzung dafür, dass das Fahrwerk ausgefahren wird und das SF auf dem Zielflughafen „wie ein Flugzeug“ landet. Im kontrollierten Sinkflugabschnitt und im Sink- und Landeabschnitt am Zielflughafen ist eine kombinierte Steuerung mittels aerodynamischer Ruder 5, 6, 8 sowie mittels marschierender 4 und steuernde 3 Raketentriebwerke vorgesehen.
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2. Das LS erfüllt die Funktion eines Schwergutflugzeugs und bringt ein ausgerüstetes SF in eine stratosphärische Höhe von 30 km. Seine Form (
2) entspricht der Form der SF - Scheibe und hat einen Durchmesser von 45 m und eine Höhe von 9 m. Das maximale Abfluggewicht des SF beträgt 1560 t und verteilt sich wie folgt:
| - Eigengewicht | - 470 t |
| - Betankungsgewicht | - 125 t |
| - Gewicht der Ausrüstung und des Materials | - 20 t |
| - Nutzlastgewicht | - 945 t |
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Die äußeren Konturen des LS sind denen des SF ähnlich. Der Unterschied im hinteren Teil des LS besteht darin, dass die Strahltriebwerke 3 und 4 als Steuertriebwerke verwendet werden. Die Triebwerke 4 haben einen Gesamtschub von 3600 kN im Startmodus des LS. Diese Schubkraft reicht aus, um das beladene SF auf eine Höhe von 30 km zu bringen, bei einer Reisegeschwindigkeit von 720 km/h. Marsch- und Steuermotoren besitzen an Bord den notwendigen Vorrat an Kraftstoff. Das LS ist mit einem Steuersystem, der notwendigen Ausrüstung zur Lebenserhaltung und dem Fahrwerk ausgestattet (nicht in 2 dargestellt).
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Um den Luftwiderstand während des Fluges zu verringern, wird vor dem Start ein SF in das LS-Gehäuse eingebaut. Es wird so eingebaut, dass sein Körper nicht über die Außenkontur des LS hinausragt. Zu diesem Zweck befindet sich auf der Oberseite des LS eine ovale Aussparung 10. Der Ausschnitt um den Umfang herum umfasst die Konturen des SF. Um die Festigkeit des LS-Körpers zu gewährleisten, wird der Ausschnitt von innen durch ein Kraftelement (in 2 nicht dargestellt) in Form des LS-Bodens unterstützt. Der Umfang des Ausschnitts wird durch eine elastische, luftdichte Membran gestützt (in 2 nicht dargestellt). Die Membran bildet die äußere Kontur des LS nach Abtrennung des SF.
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Die Membran ist an ihrer Innenseite mit Meridian- und Segmentelementen (in 2 nicht dargestellt) versehen, um die erforderliche Festigkeit zu gewährleisten. Die Elementsätze sind vorübergehend miteinander und mit dem LS-Körper verbunden. Die Lufteinlässe 11 befinden sich im hinteren Bereich oben hinter dem ovalen Ausschnitt. Bei allen Fluggeschwindigkeiten wird die Steuerung der aerodynamischen Ruder 5, 6, 8, falls erforderlich, durch die Steuerung der Marsch - und Steuermotoren ergänzt.
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Vorrichtung zur beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen funktioniert wie folgt:
- Nach dem Andocken, Testen, Ausrüsten, Aufladen und Betanken aller Elemente des Geräts werden Passagiere und Besatzung untergebracht. Das Gerät hebt mit Hilfe des LS ab, steigt bis zu einer stratosphärischen Höhe zu einem bestimmten Punkt im Weltraum auf und fliegt mit einem bestimmten Kurs und mit einer bestimmten Geschwindigkeit weiter. In einer Höhe von 30 km koppelt die Besatzung ab und trennt sich vom LS und einem ausgerüsteten SF. Danach wird das LS mit einem membranbedeckten Ausschnitt im Rumpf zum Abflughafen zurückgebracht.
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Nachdem das SF getrennt wurde, werden seine marschierende und steuernde Raketenmotoren eingeschaltet. Das SF wird auf einer Flugbahn mit einer Geschwindigkeit von 7000 m/s in eine suborbitale Höhe von 80 km gebracht. Das SF führt dann einen kontrollierten Sinkflug bis auf eine Höhe von 20 km durch. Der Sinkflug wird auf eine transsonische Geschwindigkeit reduziert, wenn er die angegebenen geografischen Koordinaten erreicht. An diesem Punkt des Starts und des kontrollierten Sinkflugs werden die SF - Triebwerke abwechselnd abgeschaltet oder gedrosselt. Dies geschieht, wenn eine zweifache Überlastung erreicht wird. Bei Erreichen der angegebenen Koordinaten reduziert das SF die Höhe, fährt das Fahrwerk aus und landet auf dem Zielflughafen. Die maximale Flugreichweite beträgt 15000 Kilometer. Die Flugzeit beträgt nicht mehr als 2 Stunden.
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Die vorliegende Erfindung ermöglicht die technische Lösung der Beförderung von 100 Passagieren über eine Entfernung von bis zu 15.000 km. Die Beförderung dauert nicht länger als 2 Stunden für einen vergleichsweise niedrigen Preis.
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Die technische Lösung wird wie folgt umgesetzt:
- • durch die Verwendung von zwei Geräteelementen in Form von speziellen scheibenförmigen Designs sowie einer besonderen Anordnung des SF im LS-Gehäuse und deren Trennung
- • durch die Wiederverwendbarkeit der im Gerät verwendeten Elemente (Start und Landung im Stil eines Flugzeugs)
- • durch Verwendung einer relativ geringen Menge an Brennstoff in den Zellen: 125 t im LS und 810 t im SF. Der maximale Gesamtkraftstoffverbrauch kann 935 t betragen.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Schiffsrumpf
- 2
- Der Boden ist flach ausgebildet und zum Ende hin abgeschrägt
- 3
- Lenkmotoren
- 4
- Strahltriebwerk
- 5
- Heckplatte
- 6
- Elevonen
- 7
- aerodynamische Kiele
- 8
- Richtungsweisende Ruder
- 9
- Cockpit-Laterne
- 10
- Ovaler Ausschnitt
- 11
- Lufteinlässe
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- RU 2018138820 [0011, 0016, 0023]
