RU160770U1 - 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS - Google Patents

2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS Download PDF

Info

Publication number
RU160770U1
RU160770U1 RU2015139036/11U RU2015139036U RU160770U1 RU 160770 U1 RU160770 U1 RU 160770U1 RU 2015139036/11 U RU2015139036/11 U RU 2015139036/11U RU 2015139036 U RU2015139036 U RU 2015139036U RU 160770 U1 RU160770 U1 RU 160770U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
gyroscope
flywheel
groove
accelerator
Prior art date
Application number
RU2015139036/11U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Викторович Шлыгин
Original Assignee
Виктор Викторович Шлыгин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Виктор Викторович Шлыгин filed Critical Виктор Викторович Шлыгин
Priority to RU2015139036/11U priority Critical patent/RU160770U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU160770U1 publication Critical patent/RU160770U1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Abstract

Ускоритель летательных аппаратов (ЛА) на энергии вращения, содержащий двигатель, ось, вал дополнительно снабжен маховиком (М), жестко сопряженным соосно и через желоб с валом, снабжен внутри вала арретиром; снабжен гироскопом (Г), сопряженным планетарным редуктором с маховиком-гироскопом (МГ), сопряженным через штыри, и асимметричный подшипник со 2-м желобом и ЛА; гироскоп сопряжен через вторые штыри и асимметричный подшипник скольжения с желобом; снабжен пластинами М для отстыковки Г и пластинами МГ для отстыковки ЛА, снабжен арретиром-гироскопом (АГ) с осью, сопряженной с местом пилота, снабжен солнечной батареей с электромотором (БЭ), килем и стабилизатором (КС).The accelerator of aircraft (LA) for rotational energy, containing an engine, an axis, a shaft is additionally equipped with a flywheel (M), rigidly conjugated coaxially and through the groove with the shaft, provided with an arrestor inside the shaft; equipped with a gyroscope (G), coupled by a planetary gear with a flywheel-gyroscope (MG), coupled through the pins, and an asymmetric bearing with a 2nd groove and aircraft; the gyroscope is interfaced through the second pins and the asymmetric plain bearing with the groove; equipped with plates M for undocking G and plates MG for undocking aircraft; equipped with an arrester-gyroscope (AG) with an axis associated with the pilot's seat; equipped with a solar battery with electric motor (BE), keel and stabilizer (KS).

Description

Полезная модель относится к космонавтике. Известна пусковая установка (ПУ) или двухмерный ускоритель для пуска летательных аппаратов (ЛА) с использованием аэростата (Патент №0150292 RU. 2014 г.). Его недостаток в сложности конструкции и использовании вспомогательного ЛА.The utility model relates to astronautics. Known launcher (PU) or two-dimensional accelerator for launching aircraft (LA) using an aerostat (Patent No. 0150292 RU. 2014). Its drawback is the complexity of the design and use of the auxiliary aircraft.

Известны реактивные ракетные ускорители жидкостные или твердотопливные. Их недостаток в малом коэффициенте полезного действия (КПД) по массе, порядка 4%, в загрязнении окружающей среды при добыче и сгорании топлива, в большой продолжительности малых по величине ускорений и длительных перегрузках пилотов.Liquid or solid propellant rocket boosters are known. Their disadvantage is low mass efficiency (efficiency) by weight, about 4%, environmental pollution during fuel extraction and combustion, and long durations of small accelerations and long pilot overloads.

Задача полезной модели в повышении КПД до порядка 80%, в упрощении конструкции и не использовании вспомогательных ЛА, токсического топлива, а также в осуществлении больших, почти мгновенных ускорений без перегрузки пилотов в запускаемом ЛА.The objective of the utility model is to increase efficiency up to about 80%, to simplify the design and not to use auxiliary aircraft, toxic fuel, and also to perform large, almost instantaneous accelerations without overloading pilots in the launched aircraft.

Задача решается тем, что ускоритель ЛА на энергии вращения, содержащий двигатель, ось, вал дополнительно снабжен маховиком (М), жестко сопряженным соосно и через желоб с валом, снабжен внутри вала арретиром; снабжен гироскопом (Г), сопряженным планетарным редуктором с маховиком-гироскопом (МГ), сопряженным через штыри и асимметричный подшипник со 2-м желобом и ЛА; гироскоп сопряжен через вторые штыри и асимметричный подшипник скольжения с желобом; снабжен пластинами М для отстыковки Г и пластинами МГ для отстыковки ЛА, снабжен арретиром-гироскопом (АГ) с осью, сопряженной с местом пилота, снабжен солнечной батареей с электромотором (БЭ), килем и стабилизатором (КС).The problem is solved in that the LA accelerator on rotational energy, comprising a motor, an axis, a shaft, is additionally equipped with a flywheel (M), rigidly conjugated coaxially and through the groove with the shaft, provided with an arrestor inside the shaft; equipped with a gyroscope (G), coupled by a planetary gear with a flywheel-gyroscope (MG), coupled through pins and an asymmetric bearing with a 2nd groove and aircraft; the gyroscope is interfaced through the second pins and the asymmetric plain bearing with the groove; equipped with plates M for undocking G and plates MG for undocking aircraft; equipped with an arrester-gyroscope (AG) with an axis associated with the pilot's seat; equipped with a solar battery with electric motor (BE), keel and stabilizer (KS).

На фиг. 1 показан 2-х ступенчатый ускоритель ЛА, где 1 - двигатель, 2 - вал, 3 - маховик, 4 - желоб, 5 - арретир, 6 - гироскоп, 7 - планетарный редуктор, 8 - маховик-гироскоп, 9 - штыри, 10 - асимметричный подшипник, 11 - 2-й желоб, 12 - ЛА, 13 - вторые штыри, 14 - асимметричный подшипник скольжения, 15 - пластины М, 16 - пластины МГ, 17 - АГ, 18 - основание ПУ, 19 - БЭ, 20 - КС. Стрелки - направления вращения.In FIG. 1 shows a 2-stage accelerator of the aircraft, where 1 is the engine, 2 is the shaft, 3 is the flywheel, 4 is the trough, 5 is the areretir, 6 is the gyroscope, 7 is the planetary gearbox, 8 is the flywheel-gyroscope, 9 are the pins, 10 - asymmetric bearing, 11 - 2nd groove, 12 - aircraft, 13 - second pins, 14 - asymmetric plain bearing, 15 - plates M, 16 - plates MG, 17 - AG, 18 - base PU, 19 - BE, 20 - KS. Arrows - directions of rotation.

Двигатель 1, размещенный на основании ПУ 18, обеспечивает вращение вала 2 на оси для создания требуемого момента количества движения маховика 3, гироскопа 6, маховика-гироскопа 8.The engine 1, located on the base of the PU 18, provides rotation of the shaft 2 on the axis to create the required moment of momentum of the flywheel 3, gyroscope 6, flywheel-gyroscope 8.

Арретир 5 удерживает ЛА неподвижным благодаря асимметричному подшипнику 10 при увеличении угловой скорости маховика 3 и желоба 4 до требуемого значения, например, до 50 Гц.Arretir 5 keeps the aircraft stationary thanks to the asymmetric bearing 10 while increasing the angular velocity of the flywheel 3 and the groove 4 to the desired value, for example, up to 50 Hz.

ЛА 12 с реактивным двигателем имеет дисковидную форму, поскольку он должен быть обтекаемым спереди в околоземной атмосфере по направлению движения при отсутствии своего вращения вследствие асимметричного подшипника 10 во время перемещения асимметричного подшипника скольжения 14 вдоль желоба 4 на угол порядка 2п. Отсутствие вращения ЛА 12 из-за асимметричного подшипника 10 обуславливает во время пуска, длящегося доли секунды, вращение центробежной силы по отношению к пилотам, тем самым сводя к нулю ее воздействие на них.A jet engine LA 12 has a disc-shaped shape, since it must be streamlined in front in the near-Earth atmosphere in the direction of movement in the absence of rotation due to the asymmetric bearing 10 during the movement of the asymmetric plain bearing 14 along the groove 4 by an angle of about 2p. The absence of rotation of the aircraft 12 due to the asymmetric bearing 10 causes, during the start-up, lasting a split second, the rotation of the centrifugal force with respect to the pilots, thereby reducing its effect on them to zero.

Штыри 9 сопрягают ЛА 12 с внутренней частью асимметричного подшипника 6 для возможности и удержания, и последующей отстыковки ЛА 12 с помощью подъема пластинами 16 ЛА 12, вынимая тем самым штыри 9 из отверстий в ЛА 12.The pins 9 match the LA 12 with the inner part of the asymmetric bearing 6 for the possibility of holding and subsequent undocking of the LA 12 by lifting the plates 16 of the LA 12, thereby removing the pins 9 from the holes in the LA 12.

Вторые штыри 13 сопрягают 3-ю ступень, т.е. ЛА, с внутренней частью асимметричного подшипника скольжения 14 для возможности и удержания, и последующей отстыковки с помощью подъема пластинами 15 3-й ступени, вынимая тем самым 2-е штыри 13 из отверстий во 2-й ступени.The second pins 13 match the 3rd step, i.e. LA, with the inner part of the asymmetric plain bearing 14 for the possibility of holding and subsequent undocking by lifting plates 15 of the 3rd stage, thereby removing the 2nd pins 13 from the holes in the 2nd stage.

Планетарный редуктор 7 обеспечивает вращение в противоположные стороны гироскопа 6 и маховика-гироскопа 8 для поддержания нулевого суммарного момента вращения после отстыковки от 1-й ступени ускорителя.The planetary gear 7 provides rotation in opposite directions of the gyroscope 6 and the flywheel-gyroscope 8 to maintain a zero total moment of rotation after undocking from the 1st stage of the accelerator.

Желобы 4 и 11 направляют при пусках перемещение соответственно 2-й ступени ускорителя и ЛА 12.The gutters 4 and 11 direct during start-ups the movement of the 2nd stage of the accelerator and the aircraft, respectively, 12.

Арретир-гироскоп 17 с осью, нормальной к оси М, Г, МГ удерживает начальную ориентацию пилота, а также фиксирует ЛА 12 перед его отстыковкой от 2-й ступени ускорителя.An arresting gyroscope 17 with an axis normal to the M, G, MG axis holds the initial orientation of the pilot, and also fixes the LA 12 before undocking it from the 2nd stage of the accelerator.

БЭ 19 обеспечивает поддержание вращений Г, МГ, АГ при автономном полете без двигателя 1 и без маховика 3.BE 19 ensures the maintenance of the rotations of G, MG, AG during autonomous flight without engine 1 and without flywheel 3.

КС 20 стабилизируют полет ЛА в плотных слоях атмосферы и под более острым углом к нормали от поверхности Земли по сравнению с углом плоскости вращения маховика М.KS 20 stabilize the flight of aircraft in dense layers of the atmosphere and at a sharper angle to the normal to the Earth's surface compared with the angle of the plane of rotation of flywheel M.

Полезная модель работает следующим образом. Перед пуском ЛА 12 размещается на оси вращения вала 2 в зафиксированном состоянии с помощью арретира 5, который не позволяет вращаться ЛА 12 после включения двигателя 1 и разгона маховиков 3, 8, гироскопов 6, 17 и желобов 4, 11 до требуемой скорости вращения. По достижению необходимой скорости вращения w, снимается фиксация с помощью арретира 5 неподвижного состояния ЛА 12, 2-й ступени ускорителя и под действием центробежной силы асимметричного подшипника скольжения 14 с массой m, передаваемой на ЛА 12 и 2-ю ступень ускорителя с суммарной массой М, происходит мгновенный толчок ЛА 12 с допустимым ускорением:The utility model works as follows. Before starting the aircraft, the aircraft 12 is placed on the axis of rotation of the shaft 2 in a fixed state with an arrestor 5, which does not allow the aircraft to rotate 12 after turning on the engine 1 and accelerating the flywheels 3, 8, gyroscopes 6, 17 and grooves 4, 11 to the required rotation speed. Upon reaching the required rotation speed w, the fixation with the help of an arrester 5 of the stationary state of the aircraft 12, the 2nd stage of the accelerator and under the action of the centrifugal force of the asymmetric plain bearing 14 with mass m transmitted to the aircraft 12 and the second stage of the accelerator with a total mass M , there is an instant push LA 12 with a valid acceleration:

Figure 00000002
Figure 00000002

где m - масса вращавшейся вместе с 4 внешней части асимметричного подшипника скольжения 14 с удаленностью m на расстояние r от оси вращения. После этого толчка, 14 начинает перемещать ускоренно ЛА 12, 2-ю ступень ускорителя вдоль криволинейного желоба 4, форма которого должна удовлетворять условиям отсутствия сил реакции, сопротивления центробежной силе, приводящих к перегрузке (одна центробежная сила, как и гравитация, т.е. сила дальнодействия, на ЛА в целом, перегрузки не вызывает), с нормальной (dVn) и тангенциальной (dVt) компонентами приращения скорости летательного аппарата (ЛА) при его центробежном ускорении на вращающемся желобе 4 с угловой скоростью w:where m is the mass of the asymmetric plain bearing 14, which rotates together with the 4 outer parts, with distance m by a distance r from the axis of rotation. After this push, 14 begins to move the aircraft LA 12, the 2nd stage of the accelerator along the curved groove 4, whose shape must satisfy the conditions for the absence of reaction forces, resistance to centrifugal force, leading to overload (one centrifugal force, like gravity, i.e. long-range force, on the aircraft as a whole, does not cause overload), with normal (dV n ) and tangential (dV t ) components of the aircraft speed increment (LA) during its centrifugal acceleration on the rotating trough 4 with an angular velocity w:

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

где R, R′t - расстояние ЛА от оси вращения в текущий момент времени t и производная этого расстояния по времени.where R, R ′ t is the distance of the aircraft from the axis of rotation at the current time t and the derivative of this distance with respect to time.

Так, например, при смещении центра масс ЛА 12 со 2-й ступенью в начальный момент ускорения с оси вращения в пределах 0,01 м, w=50 Гц, массе маховика 3, равной 5 т, массе ЛА со 2-й ступенью, равной 1 т, радиусе маховика и удаленности точки отрыва ЛА 12 со 2-й ступенью от оси вращения на 30 м, через 0,031 с. при частоте вращения в момент отрыва ЛА от ПУ 40 Гц (здесь уменьшение w произошло из-за движения ЛА 12 со 2-й ступенью от оси вращения ПУ и выполнения закона сохранения момента количества движения), тангенциальная и нормальная компоненты линейной скорости ЛА со 2-й ступенью в момент отрыва будут 9866 м/с, 8913 м/с.So, for example, when the center of mass of the aircraft 12 with the 2nd stage is displaced at the initial moment of acceleration from the axis of rotation within 0.01 m, w = 50 Hz, the mass of the flywheel 3 is 5 tons, the mass of the aircraft with the 2nd stage, equal to 1 t, the radius of the flywheel and the remoteness of the separation point of the LA 12 with the 2nd step from the axis of rotation by 30 m, after 0.031 s. when the rotation speed at the moment of separation of the aircraft from the launcher 40 Hz (here the decrease in w occurred due to the movement of the aircraft 12 with the 2nd step from the axis of rotation of the launcher and the law of conservation of angular momentum), the tangential and normal components of the linear velocity of the aircraft with 2- the first step at the time of separation will be 9866 m / s, 8913 m / s.

В момент отрыва ЛА 12 со 2-й ступенью от ПУ происходит одновременное отделение и от асимметричного подшипника скольжения 14, который продолжает вращение с торможением сам в замкнутой, не используемой ЛА 12 со 2-й ступенью части желоба 4, расположенной вдоль окружности маховика 3.At the moment of separation of the aircraft 12 with the 2nd stage from the control unit, simultaneous separation occurs also from the asymmetric sliding bearing 14, which continues to rotate with braking itself in the closed, not used aircraft 12 with the second stage part of the groove 4 located along the circumference of the flywheel 3.

Плоскость вращения маховика 3 при пуске составляет с основанием ПУ 18 острый угол порядка п/8, …, п/4.The plane of rotation of the flywheel 3 at start up with the base of PU 18 is an acute angle of the order p / 8, ..., p / 4.

При массе маховика 3 М=25 т, 2-й ступени и ЛА 6 т, радиусе R=30 м, ускорении ЛА с помощью 3 за время 0,02 с до скорости V=9000 м/с, усредненной длине желоба 4 S=2пR/2=90 м, развиваемая мощность при пуске будет 5 107 Мвт и для ее получения, т.е. чтобы раскрутить маховик 3 до w=50 Гц, необходима работа энергоблока электростанции мощностью 500 Мвт в течении t=2 104 с.=5 час. 30 мин.With a flywheel mass of 3 M = 25 t, the 2nd stage and an aircraft of 6 t, a radius of R = 30 m, acceleration of the aircraft with 3 over a time of 0.02 s to a speed of V = 9000 m / s, averaged length of the gutter 4 S = 2pR / 2 = 90 m, the developed power at start-up will be 5 10 7 MW and for its receipt, i.e. to spin flywheel 3 to w = 50 Hz, it is necessary to operate a power unit of a power plant with a capacity of 500 MW for t = 2 10 4 s. = 5 hours. 30 minutes.

Высокий КПД достигается за счет многоразового использования 1-й ступени ускорителя, малой массы 2-й ступени и громадных ускорений.High efficiency is achieved due to the reusable use of the 1st stage of the accelerator, the low mass of the 2nd stage and huge accelerations.

Таким образом, получаем повышение КПД до порядка 80%, упрощение конструкции и не использование вспомогательных ЛА, токсического топлива, а также осуществляем большие, почти мгновенные ускорения без перегрузки пилотов в запускаемых ЛА.Thus, we obtain an increase in efficiency up to about 80%, simplification of the design and not the use of auxiliary aircraft, toxic fuel, and we also carry out large, almost instantaneous accelerations without overloading pilots in launched aircraft.

Claims (1)

Ускоритель летательных аппаратов (ЛА) на энергии вращения, содержащий двигатель, ось, вал дополнительно снабжен маховиком (М), жестко сопряженным соосно и через желоб с валом, снабжен внутри вала арретиром; снабжен гироскопом (Г), сопряженным планетарным редуктором с маховиком-гироскопом (МГ), сопряженным через штыри, и асимметричный подшипник со 2-м желобом и ЛА; гироскоп сопряжен через вторые штыри и асимметричный подшипник скольжения с желобом; снабжен пластинами М для отстыковки Г и пластинами МГ для отстыковки ЛА, снабжен арретиром-гироскопом (АГ) с осью, сопряженной с местом пилота, снабжен солнечной батареей с электромотором (БЭ), килем и стабилизатором (КС).
Figure 00000001
The accelerator of aircraft (LA) for rotational energy, containing an engine, an axis, a shaft is additionally equipped with a flywheel (M), rigidly conjugated coaxially and through the groove with the shaft, provided with an arrestor inside the shaft; equipped with a gyroscope (G), coupled by a planetary gear with a flywheel-gyroscope (MG), coupled through the pins, and an asymmetric bearing with a 2nd groove and aircraft; the gyroscope is interfaced through the second pins and the asymmetric plain bearing with the groove; equipped with plates M for undocking G and plates MG for undocking aircraft; equipped with an arrester-gyroscope (AG) with an axis associated with the pilot's seat; equipped with a solar battery with electric motor (BE), keel and stabilizer (KS).
Figure 00000001
RU2015139036/11U 2015-09-14 2015-09-14 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS RU160770U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015139036/11U RU160770U1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015139036/11U RU160770U1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU160770U1 true RU160770U1 (en) 2016-03-27

Family

ID=55659592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015139036/11U RU160770U1 (en) 2015-09-14 2015-09-14 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU160770U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108860658A (en) * 2018-05-22 2018-11-23 北京理工大学 A kind of plane nature catching method for equilibrium state binary asteroid system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108860658A (en) * 2018-05-22 2018-11-23 北京理工大学 A kind of plane nature catching method for equilibrium state binary asteroid system
CN108860658B (en) * 2018-05-22 2020-08-21 北京理工大学 Plane natural capture method for balanced state double-body asteroid system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20170283042A1 (en) Weight-shifting coaxial helicopter
RU2538737C2 (en) Rotor "air wheel", gyrostabilised aircraft and wind-driven electric plant using rotor "air wheel", surface/deck devices for their start-up
WO2009059173A1 (en) Methods and apparatus for transforming unmanned aerial vehicle
CN104691748A (en) Gun-launched unmanned helicopter and expansion method thereof
CN104760706A (en) Flywheel energy storage propelling device
CN104960664A (en) Composite jump takeoff system for heavy gyroplane with jump takeoff capability
CN105480418A (en) Ducted fixed-wing oil-electric hybrid unmanned aircraft
JP2014141108A (en) Orbit plane control method for satellite
RU160770U1 (en) 2-SPEED LA ACCELERATOR ON THE POWER OF ROTATION AND WITH HUGE SPEEDS WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS
JP2020535051A (en) Rotorcraft with propulsion on a rotating pole
CN205418106U (en) Duct formula stationary vane oil -electricity hybrid vehicle unmanned aerial vehicle
US20100176248A1 (en) Spacecraft propulsion system with gyroscopic mechanism
US10954004B2 (en) Energy extraction and storage, and propulsion systems for space vehicles
RU2403182C1 (en) Unmanned aerial system
RU198450U1 (en) Highly ecological wingless short take-off and landing aircraft
RU2743768C1 (en) Electric motor with control of drone balancing with internal combustion engine
RU157840U1 (en) DEVICE FOR STARTING AIRCRAFT WITH SPACE SPEED AND WITHOUT OVERLOADING OF PILOTS
KR20120068131A (en) Long endurance wind aircraft
PT1678034E (en) Payload launching system
CN204184567U (en) A kind of Powerpush Unit for aerospace flight vehicle
CN205273874U (en) Solar aircraft
RU148539U1 (en) WIND-GYROSCOPIC POWER MODULE
RU150292U1 (en) TWO-DIMENSIONAL START-UP ACCELERATOR WITH HIGH SPEED AND SMALL ENERGY COSTS OF VEHICLES IN NEAR-EARTH SPACE AND BY BALLISTIC TRAJECTORY
WO2018040094A1 (en) Rotary inertial impeller
RU2242409C2 (en) Method for lock-on of object

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20160616