RU2145564C1 - Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) - Google Patents
Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2145564C1 RU2145564C1 RU99112892A RU99112892A RU2145564C1 RU 2145564 C1 RU2145564 C1 RU 2145564C1 RU 99112892 A RU99112892 A RU 99112892A RU 99112892 A RU99112892 A RU 99112892A RU 2145564 C1 RU2145564 C1 RU 2145564C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- volume
- housing
- holes
- hull
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетостроению и авиации. Способ основан на изменении давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса аппарата по отношению к давлению на его поверхности. Дополнительно замкнутый объем корпуса разделен, по крайней мере, на два объема путем экранирования одного от другого. Одновременно в полете реализуют перетекание газовой среды из одного объема в другой, а истечение газовой среды в атмосферу производят из, по крайней мере, одного объема и одновременно с перетеканием. Устройство содержит оболочку корпуса, дренажные отверстия, прикрепленные к оболочке разделительные экраны с отверстиями, которые разделяют оболочку корпуса на несколько замкнутых емкостей. В варианте 2 устройства дренажные отверстия и отверстия в экранах снабжены клапанами одностороннего действия. В варианте 3 устройства в дренажном отверстии или его окрестности установлен элемент формирования отрывного течения в виде аэродинамически спрофилированной надстройки с дренажным отверстием на ее поверхности, соединенным с дренажным отверстием оболочки корпуса. Изобретение направлено на увеличение точности регулирования и упрощение конструкции корпуса. 4 с.п.ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области аэродинамики летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в ракетостроении и авиации для регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус, например, ракеты-носителя (РН) или самолета, и их элементы (космические головные части (КГЧ), разгонные космические блоки (РКБ), ракетные блоки (РБ), блоки автоматики системы управления (СУ), размещаемые внутри корпуса РН, транспортируемые грузы, размещаемые в фюзеляже самолета и др. изделия).
Известен и широко применяется в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок (перепады давлений, приходящиеся на единицу площади конструкции), действующих на корпус ЛА, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса, например, герметичного топливного бака [1] РН, герметичных отсеках самолета [2] или орбитального корабля (ОК) "Буран" [3] , выводимого РН, по отношению к давлению на его поверхности путем вдува газовой среды в замкнутый объем при воздействии аэродинамического потока.
Согласно этим техническим решениям в замкнутых объемах реализуется положительное по отношению к наружному избыточное давление газовой среды, необходимое для наддува герметичных бака, отсека или модуля ЛА, что приводит к значительным нагрузкам, действующим на элементы конструкции отсека по траектории полета ЛА.
Известен также в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса, напр., КГЧ РН [4], по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока.
К недостаткам этого технического решения следует отнести неупорядоченное движение газовой среды внутри замкнутого объема корпуса, обусловленное наличием технологических отверстий при существенно неравномерном распределении наружного давления по длине корпуса, что приводит к неравномерному распределению перепадов давления по длине корпуса. Вместе с тем, поскольку внутри замкнутой емкости принимают давление, равное атмосферному [5], снижают достоверность получения аэродинамических нагрузок.
Известен также в ракетостроении способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса, например, отсека полезной нагрузки ОК "Буран" [6], по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока.
Это техническое решение принято авторами за прототип способа. Приведенное техническое решение, по сравнению с аналогами, позволяет уменьшить аэродинамические нагрузки, действующие на корпус за счет выравнивания давления внутри корпуса по сравнению с наружным. К недостаткам, как и аналога, следует отнести неупорядоченное течение газовой среды в замкнутом объеме, что приводит к понижению точности определения аэродинамических нагрузок.
Известно устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, например, герметичного топливного бака [1] РН, герметичных отсека самолета [2] или ОК "Буран" [3], содержащее оболочку корпуса, систему подачи и регулирования давления газовой среды в замкнутом объеме корпуса.
К недостаткам технического решения следует отнести значительные нагрузки, действующие на элементы конструкции отсека по траектории полета. К тому же для обеспечения требуемого давления в герметичном отсеке устанавливают систему наддува и регулирования по заданной программе изменения давления для штатного функционирования отсеков, что приводит к увеличению веса его конструкции.
Известно устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, например, отсека ПГ ОК "Буран" [6], содержащее оболочку корпуса, дренажные отверстия, створки, установленные в дренажных отверстиях, привода и систему управления створками.
Это техническое решение принято авторами за прототип устройства.
Недостатком технического решения, кроме снижения точности регулирования, является также сложность конструкции устройства, обусловленная наличием приводов и системы управления створками.
Задачей изобретения является увеличение точности регулирования аэродинамических давлений, и как следствие, обеспечение заданных из условий прочности аэродинамических нагрузок, действующих на корпус и изделия, размещаемые в корпусе, при одновременном упрощении конструкции для осуществления способа регулирования.
Данная задача решается за счет того, что в известном способе регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающем изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока, согласно изобретению дополнительно разделяют замкнутый объем корпуса, по крайней мере, на два объема, путем экранирования одного от другого и одновременно реализуют перетекание газовой среды из одного объема в другой, а истечение газовой среды в атмосферу производят из, по крайней мере, одного объема, и одновременно с перетеканием.
Данная задача решается также за счет того, что в известном устройстве регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащем оболочку корпуса, дренажные отверстия, согласно изобретению в замкнутом объеме корпуса установлены закрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие.
Данная задача решается также за счет того, что в известном устройстве регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащем оболочку корпуса, дренажные отверстия с клапанами одностороннего действия, согласно изобретению в замкнутом объеме корпуса установлены закрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей, при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие, причем отверстия в экранах, по крайней мере, одно, снабжены клапаном одностороннего действия.
Данная задача решается также за счет того, что в известном устройстве регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащем оболочку корпуса, дренажные отверстия с клапанами одностороннего действия, а также элемент формирования отрывного течения, согласно изобретению в замкнутом объеме корпуса установлены закрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей, при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие, причем элемент формирования отрывного течения выполнен с дренажным отверстием на ее поверхности, соединенным с дренажным отверстием оболочки корпуса.
Элемент формирования отрывного течения может быть выполнен в виде аэродинамически спрофилированной надстройки с дренажным отверстием на ее поверхности, соединенным с дренажным отверстием оболочки корпуса.
Техническим результатом изобретения является:
- обеспечение ориентированного в заданном направлении течения газовой среды внутри корпуса за счет изменения давления между отдельными частями корпуса, и как следствие, увеличение точности регулирования;
- упрощение конструкции корпуса для решения задачи регулирования аэродинамических нагрузок за счет исключения управляемых по траектории устройств обеспечения выравнивания давлений снаружи и внутри корпуса.
- обеспечение ориентированного в заданном направлении течения газовой среды внутри корпуса за счет изменения давления между отдельными частями корпуса, и как следствие, увеличение точности регулирования;
- упрощение конструкции корпуса для решения задачи регулирования аэродинамических нагрузок за счет исключения управляемых по траектории устройств обеспечения выравнивания давлений снаружи и внутри корпуса.
Сущность изобретения иллюстрируется на примерах решения поставленной задачи применительно к корпусу ЛА, выполненному в виде КГЧ РН.
На фиг. 1 представлена схема устройства регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус КГЧ РН (вариант 1), где:
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
9 - изделия.
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
9 - изделия.
На фиг. 2 представлена схема устройства регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус КГЧ РН (вариант 2), где:
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
6 - клапаны;
9 - изделия.
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
6 - клапаны;
9 - изделия.
На фиг. 3 представлена схема устройства регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус КГЧ РН (вариант 3), где:
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
7 - элемент формирования отрывного течения;
8 - дренажное отверстие элемента формирования;
9 - изделия.
1 - оболочка корпуса;
2 - дренажные отверстия оболочки корпуса;
3 - разделительные экраны;
4 - отверстия в разделительных экранах;
5 - замкнутые емкости;
7 - элемент формирования отрывного течения;
8 - дренажное отверстие элемента формирования;
9 - изделия.
На фиг. 4 иллюстрируется схема устройства регулирования нагрузок применительно к одному из вариантов разрабатываемого на предприятии корпуса КГЧ РН с размещенными в нем КА, а также РКБ.
На фиг. 5 иллюстрируется схема работы этого устройства по траектории полета РН. Здесь же приведено изменение аэродинамических нагрузок по времени на различных участках траектории.
Устройство регулирования аэродинамических нагрузок, выполненное в вариантах 1, 2, 3 (фиг. 1-3), содержит оболочку корпуса 1, дренажные отверстия оболочки корпуса 2. В замкнутом объеме корпуса установлены прикрепленные к оболочке разделительные экраны 3, по крайней мере, один, с отверстиями 4, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей 5, при этом в оболочке корпуса 1 одной из замкнутых емкостей 5 выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие.
В устройстве, выполненном в варианте 2 (фиг. 2), по крайней мере, одно из отверстий разделительного экрана 3 снабжено клапаном 6 и в дренажных отверстиях корпуса 2 также выполнены клапаны 6.
В устройстве, выполненном в варианте 3 (фиг. 3), в отличие от варианта 1, кроме того, в дренажном отверстии оболочки корпуса 2 или его окрестности, по крайней мере, одном, установлен элемент формирования отрывного течения 7. Элемент формирования отрывного течения 7 может быть выполнен в виде аэродинамически спрофилированной надстройки с дренажным отверстием элемента формирования 8, соединенным с дренажным отверстием оболочки корпуса 2.
В замкнутых объемах корпуса размещены изделия 9 (на фиг. 1-4 показаны условно).
Выбор координат расположения дренажных отверстий производят, исходя из эпюры распределения наружного давления по длине корпуса и изменения давления в замкнутом объеме корпуса. Давление на поверхности определяют известными методами ([7]). При этом давление в замкнутом объеме корпуса формируют с учетом перетекания между замкнутыми объемами посредством изменения локального давления на поверхности оболочки в окрестности истечения газовой среды либо с помощью устройств, позволяющих изменять это давление: клапанов 6 одностороннего действия или элемента формирования отрывного течения 7.
Способ регулирования аэродинамических нагрузок реализуется следующим образом.
Согласно изобретению избыточное давление ΔPi,i-1 газовой среды осуществляют между замкнутыми емкостями 5 корпуса с объемами Vi (i≠0) газовой среды в каждом объеме и одновременно наружной средой (i = 0) путем изменения по траектории расхода газовой среды между этими объемами и наружной средой, что достигается экранированием внутреннего объема корпуса посредством разделительных экранов 3 с образованием замкнутых емкостей 5 с газовой средой, определением расходного сечения дренажных отверстий оболочки корпуса 2 и отверстий 4 в разделительных экранах 3, а также формированием локального давления Pi на поверхности корпуса в месте истечения газовой среды в атмосферу. При этом в каждом последующем объеме Vi (i>1) емкости создают давление Pi, большее по отношению к давлению Pi-1 в предыдущем объеме, а давление в объеме V1, сообщенном с наружной средой, - большее по сравнению со статическим давлением, действующим на оболочку корпуса в месте расположения дренажного отверстия (направление отсчета принято в сторону носовой части ЛА).
Давление в каждой емкости определяют экспериментально или из решения уравнений истечения газовой среды из системы взаимосвязанных емкостей с учетом интерференции с внешним потоком.
Для обеспечения Pi>Pi-1 необходимо выполнить Si<Si-1 (здесь S - эффективная площадь дренажного отверстия, отнесенная к объему, занимаемому газовой средой). Таким образом, по траектории полета газовая среда истекает через дренажное отверстие из объема, сообщенного с атмосферой в наружную среду, и одновременно из каждого последующего - в предыдущие объемы. Изменение ΔPi,i-1 производят в диапазоне перепадов этих давлений, не превышающих допустимые по траектории полета.
В варианте 1 (фиг. 1) избыточное давление по траектории полета внутри корпуса в заданном направлении течения газовой среды создают между замкнутыми объемами корпуса посредством разделительных экранов 3. При этом реализуют давление в локальной зоне поверхности корпуса, соответствующее требуемому давлению в замкнутом объеме, сообщенном дренажным отверстием с атмосферой.
В варианте 2 (фиг. 2), кроме того, требуемое давление в замкнутом объеме реализуют посредством клапанов 6, установленных в отверстиях разделительных экранов 4 и дренажных отверстиях корпуса 2. Применение клапанов избыточного давления именно одностороннего действия, кроме уменьшения перепадов давления, повышает также надежность эксплуатации изделий, так как исключает попадание горючих газов в смежные отсеки в случае возникновения нештатных ситуаций.
В варианте 3 (фиг. 3) давление на поверхности корпуса реализуют посредством элемента формирования отрывного течения 7 с выполнением на его поверхности отверстий 8, сообщенных с отверстиями оболочки корпуса 2.
Выбор координат расположения дренажных отверстий для всех вариантов и их эффективной площади производят исходя из требований обеспечения заданных давлений внутри корпуса с учетом интерференции с внешним потоком.
Таким образом, для всех вариантов реализуют перетекание газовой среды из одного объема в другой, при этом истечение газовой среды в атмосферу производят одновременно с перетеканием между объемами. Тем самым обеспечивают течение среды в заданном направлении, исключая попадание газовой среды, например, от ДУ КРБ к КА. Одновременно упрощают конструкцию корпуса для решения задачи регулирования аэродинамических нагрузок за счет исключения управляемых по траектории устройств обеспечения выравнивания давлений снаружи и внутри корпуса.
На фиг. 4 и 5 иллюстрируется применение технического решения, выполненного в вариантах 1, 2 и 3 для разрабатываемой на предприятии КГЧ РН, соединенной с переходным отсеком (ПО РН) с объемом V1 размещенными в нем КА с объемом V3 и КРБ с объемом V2 газовой среды.
Расчеты показали, что для осуществления поставленной задачи потребовалось установить внутри корпуса два разделительных экрана 3 с образованием замкнутых емкостей 5 с объемами V1=10 м3, V2=30 м3, V3=107 м3, разграничив экранами КА от КРБ и КРБ от ПО. В разделительных экранах выполнены отверстия 4 с эффективной площадью S1-2=430 см2 (два отверстия), S2-3=590 см2 (с девятью клапанами). В оболочке корпуса выполнены дренажные отверстия 2 площадью S1= 137 см2, S2=250 см2 (с пятью клапанами), S2=220 см2 (с одним клапаном), S3= 320 см2 (четыре отверстия). В емкости с объемом V1, кроме того, установлен элемент формирования отрывного течения 7, выполненный в виде надстройки с дренажным отверстием 8 в ее донной части площадью S = 170 см2, сообщенным с дренажным отверстием оболочки корпуса 2.
На фиг. 5 иллюстрируются изменения перепадов давления для отдельных элементов корпуса по траектории полета. В моменты времени t1, t2, t3, t4, t5 при достижении перепадов давления (показаны "жирными" вертикальными отрезками) происходит срабатывание соответствующих клапанов. Здесь же приведены схемы работы клапанов и показано (стрелками) течение газовой среды. Приведено также изменение избыточного давления ΔP в емкостях и на поверхности оболочки корпуса ΔPi = Pi - Pн, Pн - давление окружающей среды).
Таким образом, обеспечивают работу системы дренирования корпуса КГЧ РН при полете на восходящем участке траектории.
Для ЛА при полете на нисходящем участке траектории задача решается теми же средствами, но клапаны поворачивают в противоположную сторону. Очевидно, что нагрузки в этом случае следует определять с учетом баллистических характеристик ЛА для нисходящего участка траектории.
Изобретение может быть использовано для различных вариантов компоновки изделий: при последовательном, параллельном или комбинированном их расположении внутри корпуса РН, в котором обеспечивают требуемое направление течения газовой среды при допустимых нагрузках, действующих на изделия. Так, техническое решение целесообразно использовать для компоновки "корпус внутри корпуса", например, для корпуса блока автоматики СУ, размещенного в отдельном, например, переходном отсеке РН.
Техническое решение может быть также использовано в перспективных высокоскоростных транспортных средствах, например, для создания микроклимата в салонах этих транспортных средств. Элементы конструкций, входящих в состав предложенного технического решения, широко применяются в промышленности и не требуют дополнительного, специально разработанного оборудования для их производства.
Литература
1. Космонавтика. Энциклопедия. Под ред. В.П. Глушко. М.: Сов. Энциклопедия, 1985, стр. 339.
1. Космонавтика. Энциклопедия. Под ред. В.П. Глушко. М.: Сов. Энциклопедия, 1985, стр. 339.
2. Авиация. Энциклопедия. М.: ЦАГИ, 1994, стр. 397.
3. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Лапыгина, В.А. Тимченко. - М.: Машиностроение, 1995, стр. 223-225.
4. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. Под ред. акад. В.П. Мишина и проф. В.К. Карраска. М.: Машиностроение, 1991, стр. 187-190.
5. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. Под ред. акад. В.П. Мишина и проф. В.К. Карраска. М.: Машиностроение, 1991, стр. 290.
6. Космический комплекс. Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю.П. Семенова, Г.Е. Лозино-Лозинского, В.Л. Лапыгина, В.А. Тимченко. - М.: Машиностроение, 1995, стр. 148-150.
7. А. Поуп, К. Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968, стр. 311-316.
Claims (4)
1. Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока, отличающийся тем, что дополнительно разделяют замкнутый объем корпуса, по крайней мере, на два объема путем экранирования одного от другого и одновременно реализуют перетекание газовой среды из одного объема в другой, а истечение газовой среды в атмосферу производят из, по крайней мере, одного объема и одновременно с перетеканием.
2. Устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащее оболочку корпуса, дренажные отверстия, отличающееся тем, что в замкнутом объеме корпуса установлены прикрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей, при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие.
3. Устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащее оболочку корпуса, дренажные отверстия с клапанами одностороннего действия, отличающееся тем, что в замкнутом объеме корпуса установлены закрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей, при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие, причем отверстия в экранах, по крайней мере, одно, снабжены клапаном одностороннего действия.
4. Устройство регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, содержащее оболочку корпуса, дренажные отверстия, элемент формирования отрывного течения, отличающееся тем, что в замкнутом объеме корпуса установлены закрепленные к оболочке разделительные экраны, по крайней мере, один, с отверстиями, по крайней мере, одним, с разделением оболочки корпуса на несколько замкнутых емкостей, при этом, по крайней мере, в оболочке корпуса одной из емкостей выполнено, по крайней мере, одно дренажное отверстие, причем элемент формирования отрывного течения выполнен с дренажным отверстием на ее поверхности, соединенным с дренажным отверстием оболочки корпуса.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99112892A RU2145564C1 (ru) | 1999-06-25 | 1999-06-25 | Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99112892A RU2145564C1 (ru) | 1999-06-25 | 1999-06-25 | Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2145564C1 true RU2145564C1 (ru) | 2000-02-20 |
Family
ID=20221352
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99112892A RU2145564C1 (ru) | 1999-06-25 | 1999-06-25 | Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2145564C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2474802C1 (ru) * | 2011-07-25 | 2013-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления |
| US8567721B2 (en) | 2009-01-28 | 2013-10-29 | Airbus Operations Gmbh | Decompression device for an aircraft |
-
1999
- 1999-06-25 RU RU99112892A patent/RU2145564C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8567721B2 (en) | 2009-01-28 | 2013-10-29 | Airbus Operations Gmbh | Decompression device for an aircraft |
| RU2474802C1 (ru) * | 2011-07-25 | 2013-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10266282B2 (en) | Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods | |
| US10518911B2 (en) | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods | |
| US8408497B2 (en) | Launch vehicles with fixed and deployable deceleration surfaces, and/or shaped fuel tanks, and associated systems and methods | |
| US4052025A (en) | Semi-buoyant aircraft | |
| US7156342B2 (en) | Systems for actively controlling the aerostatic lift of an airship | |
| US9302788B2 (en) | Stratospheric-airship-assisted orbital payload launching system | |
| RU2516923C2 (ru) | Устройство кормовой части корпуса космического летательного аппарата | |
| US3098632A (en) | Combination aircraft fuel tank and powerplant arrangement | |
| US6655313B1 (en) | Collapsible wet or dry submersible vehicle | |
| WO2006024842A2 (en) | Improvements in or relating to airships | |
| US20040084565A1 (en) | Methods of buoyant and/or semi-buoyant (basb) vehicles utilizing basb in conjunction with pressurized fluid stream jet (pjet) and variously shaped bodies, wings, outriggers, and propulsion/repulsion configurations | |
| RU2145564C1 (ru) | Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, и устройство для его реализации (варианты) | |
| US5901929A (en) | Control and augmentation of passive porosity through transpiration control | |
| RU2111147C1 (ru) | Воздушно-космическая транспортная система | |
| RU2145563C1 (ru) | Способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на отсек летательного аппарата, и устройство для его осуществления (варианты) | |
| IT9048566A1 (it) | Perfezionamento nei missili guidati aria-terra, montati su incastellature esterne | |
| RU2730300C9 (ru) | Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю | |
| Laidlaw et al. | Potential aerothermoelastic problems associated with advanced vehicle design | |
| EP1736405A1 (en) | Semi-rigid airship | |
| US4002313A (en) | Aircraft conformal load carrying pallet | |
| RU2096261C1 (ru) | Универсальный корпус летательного аппарата | |
| RU2821861C1 (ru) | Дирижабль для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей | |
| RU2178370C1 (ru) | Дирижабль | |
| CN219584463U (zh) | 一种浮空球及浮空球链 | |
| RU2746473C1 (ru) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180626 |