RU2758725C1 - Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere - Google Patents

Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere Download PDF

Info

Publication number
RU2758725C1
RU2758725C1 RU2021105478A RU2021105478A RU2758725C1 RU 2758725 C1 RU2758725 C1 RU 2758725C1 RU 2021105478 A RU2021105478 A RU 2021105478A RU 2021105478 A RU2021105478 A RU 2021105478A RU 2758725 C1 RU2758725 C1 RU 2758725C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
fuselage
stratosphere
flights
rocket
Prior art date
Application number
RU2021105478A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Фатыхович Сейфи
Адольф Степанович Лиманский
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ"
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ"
Priority to RU2021105478A priority Critical patent/RU2758725C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2758725C1 publication Critical patent/RU2758725C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

FIELD: aircrafts.
SUBSTANCE: proposed apparatus relates to space transport vehicles for multiple application and can be used in the field of aviation for time-conserving intercontinental flights. Proposed is an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere, consisting of a fuselage with wings, a payload, vertical stabilisers, landing gears, front and back controlling horizontal planes, rocket or air-rocket engines on air and oxygen, characterised by containing an upper stage, returnable to the launch site, in the form of an oval wing encircling the fuselage with gas turbine engines secured thereon, configured to accelerate the aircraft to the flight speeds of Mp = 1 to 2 (wherein Mp = Vp/a, Vp is the flight speed and a is the speed of sound), with fuselage engine fairings installed, wherein two fuel tanks are fixed at the ends of the oval wing, wherein each tank is with two landing gears, a vertical stabiliser and a controlling horizontal surface directed outward.
EFFECT: increase in the payload coefficient of the aircraft for intercontinental flights in the stratosphere, reduction in the takeoff time of the aircraft, and expansion of the range of technical means for performing long-distance flights.
2 cl, 3 dwg

Description

Предлагаемое устройство относится к космическим транспортным кораблям многократного применения и может быть использовано в области авиации для межконтинентальных перелетов с экономией времени.The proposed device belongs to space transport vehicles of repeated use and can be used in the field of aviation for intercontinental flights with time saving.

Известно техническое решение SpaceX starship, описанное в статье https://ru.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Starship (Википедия), которое состоит из двух возвращаемых на землю ступеней с размещением полезной нагрузки в последней ступени. Преимуществом данного устройства является относительная простота двигателей и возможность многократного повторного использования конструкции многоступенчатой ракеты. Недостатком является то, что взлетная масса получается большой, так как увеличен бак окислителя из-за того, что последний не использует в качестве окислителя атмосферный воздух. Неудобен как вертикальный старт для использования последней ступени в качестве пассажирского салона, так и доставка на место старта первой ступени.Known technical solution SpaceX starship, described in the article https://ru.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Starship (Wikipedia), which consists of two steps returned to the ground with the placement of the payload in the last stage. The advantage of this device is the relative simplicity of the engines and the possibility of multiple reuse of the multistage rocket design. The disadvantage is that the takeoff weight is large, since the oxidizer tank is enlarged due to the fact that the latter does not use atmospheric air as an oxidizer. Both the vertical start for using the last stage as a passenger compartment and delivery to the start point of the first stage are inconvenient.

Известно техническое решение, описанное в патенте US 6446905 «Система многоразовый космический корабль», состоящее из двух одинаковых многоразовых возвращаемых аппаратов, один из которых ракета носитель, а другой – орбитальный аппарат с ракетными двигателями и системами управления. Каждый многоразовый возвращаемый аппарат снабжен крыльями с установленными на них элементами обеспечения положения данного устройства в пространстве. Преимуществом данного устройства является сокращение затрат на его проектирование и изготовление. Однако данный фактор становится незначительным при эксплуатации нескольких орбитальных аппаратов с одним разгонным блоком. Недостатком технического решения является то, что посадка крылатого аппарата требует дополнительного топлива, фаза приземления происходит на удлиненной посадочной полосе либо промежуточном аэродроме, что приводит появлению дополнительных расходов на строительство и содержание данных объектов. Другим недостатком является неоптимальное соотношение масс двух ступеней устройства, что приводит снижению коэффициента полезной нагрузки летательного аппарата при выполнении полета.Known technical solution described in patent US 6446905 "System reusable spacecraft", consisting of two identical reusable reusable vehicles, one of which is a carrier rocket, and the other is an orbiter with rocket engines and control systems. Each reusable reusable vehicle is equipped with wings with elements installed on them to ensure the position of this device in space. The advantage of this device is the reduction in design and manufacturing costs. However, this factor becomes insignificant when operating several orbiters with one upper stage. The disadvantage of the technical solution is that the landing of the winged vehicle requires additional fuel, the landing phase occurs on an extended runway or an intermediate airfield, which leads to additional costs for the construction and maintenance of these facilities. Another disadvantage is the suboptimal mass ratio of the two stages of the device, which leads to a decrease in the payload coefficient of the aircraft during the flight.

Известно техническое решение, описанное в патенте US 4471926, «Транспортное средство, используемое вместе с многоразовым космическим кораблем», состоящее из рельсовой трассы, разгонной тележки с закрепленными на ней ракетными двигателями и одноступенчатой космической ракетой. Особенностями данного устройства является возможность достижения высоких скоростей отделения космической ракеты на уровне земли, что обеспечивает минимальную площадь крыльев и возвращает разгонную тележку на позицию старта. Недостатком технического решения является наличие топливных и кислородных баков, необходимых для полета многоразового космического корабля, включая полет в атмосфере, что снижает коэффициент полезной нагрузки летательного аппарата. Другим недостатком технического решения является длительная фаза разгона и длительная фаза торможения тележки после отделения летательного аппарата, что приводит к существенной продолжительности участков разгона и торможения разгонной тележки, с учетом обеспечения требуемого перепада высот и необходимости доставки составляющих запуска на место старта.Known technical solution described in patent US 4471926, "Vehicle used in conjunction with a reusable spacecraft", consisting of a rail track, an accelerating trolley with rocket motors fixed on it and a single-stage space rocket. A special feature of this device is the ability to achieve high separation speeds of the space rocket at ground level, which provides a minimum wing area and returns the booster cart to the launch position. The disadvantage of the technical solution is the presence of fuel and oxygen tanks necessary for the flight of a reusable spacecraft, including flight in the atmosphere, which reduces the payload ratio of the aircraft. Another disadvantage of the technical solution is a long acceleration phase and a long braking phase of the bogie after separation of the aircraft, which leads to a significant duration of the acceleration and braking sections of the acceleration bogie, taking into account the provision of the required height difference and the need to deliver the launch components to the launch site.

Наиболее близким по технической сущности является устройство Skylon, https://ru.wikipedia.org/wiki/Skylon, принятое за прототип. Многоразовый космический аппарат содержит фюзеляж с крыльями и горизонтальными управляющими поверхностями впереди и сзади фюзеляжа и хвостовым стабилизатором, стойками шасси и комбинированным двигателем, работающим на одних и тех же компонентах как в реактивном, так и в ракетном режимах. Особенностью прототипа является комбинированный двигатель, в котором при взлете в качестве топлива используется атмосферный воздух, что позволяет экономить заправочную массу топлива, также объединить все элементы устройства в однокорпусный космический аппарат с крыльями как для взлета, так и для посадки. Достигнув гиперзвуковой скорости в 5,5 М и высоты в 26 километров, двигатель переходит на питание кислородом из собственных баков, чтобы выйти на орбиту. Недостатком данного устройства является нарушение принципа многоступенчатости устройства при выводе его на орбитальные характеристики полета, низкая экономичность комбинированного двигателя при дозвуковых скоростях и малых сверхзвуковых полета. Увеличенные площади крыльев самолета, стартующего с горизонтального разбега на земле приводят к избыточной массе летательного аппарата, что снижает эффективность полетов. Дополнительными недостатками также являются продолжительное время разгона летательного аппарата до отрыва от взлетно-посадочной полосы, либо необходимость использования тележек для взлета.The closest in technical essence is the Skylon device, https://ru.wikipedia.org/wiki/Skylon, taken as a prototype. The reusable spacecraft contains a fuselage with wings and horizontal control surfaces in front and behind the fuselage and a tail stabilizer, landing gear and a combined engine operating on the same components in both jet and rocket modes. A feature of the prototype is a combined engine, in which atmospheric air is used as fuel during takeoff, which saves the fuel filling weight, and also combines all the elements of the device into a single-hull spacecraft with wings for both takeoff and landing. Having reached a hypersonic speed of 5.5 M and an altitude of 26 kilometers, the engine switches to oxygen supply from its own tanks in order to enter orbit. The disadvantage of this device is the violation of the principle of multistage of the device when bringing it to the orbital flight characteristics, low efficiency of the combined engine at subsonic speeds and low supersonic flight. The increased areas of the wings of an aircraft starting from a horizontal take-off run on the ground lead to excess weight of the aircraft, which reduces the efficiency of flights. Additional disadvantages are also the long acceleration time of the aircraft before the separation from the runway, or the need to use bogies for takeoff.

Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является создание летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере с возвращаемым к месту старта разгонным блоком.The technical problem to be solved by the proposed technical solution is the creation of an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere with a booster unit returning to the launch site.

Техническим результатом является увеличение коэффициента полезной нагрузки летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере, сокращение времени взлета летательного аппарата, а также расширение ассортимента технических средств для осуществления полетов на длительные расстояния.The technical result is to increase the payload ratio of the aircraft for intercontinental flights in the stratosphere, reduce the take-off time of the aircraft, as well as expand the range of technical means for long-distance flights.

Под коэффициентом полезной нагрузки (весовой отдачи) понимается соотношение веса полезной нагрузки к взлетному весу летательного аппарата.The payload ratio (weight return) is understood as the ratio of the payload weight to the take-off weight of the aircraft.

Технический результат достигается тем, что применяется двухступенчатый принцип полета, за счет чего уменьшается заправочная масса топлива последней ступени летательного аппарата, как следствие увеличивается вес полезной нагрузки, а соответственно увеличивается коэффициентом полезной нагрузки. Разделение ступеней в диапазоне Мп = 1-2 (где число М п= Vп/a, Vп –скорость полета и a – скорость звука) приводит к уменьшению площади крыла, за счет чего вес полезной нагрузки летательного аппарата увеличивается. Сокращение времени взлета летательного аппарата достигается тем, что эффективно работают крылья и оперенье, в виде вертикальных стабилизаторов и управляющих горизонтальных плоскостей впереди и сзади летательного аппарата, кроме того за счет овальной формы крыла разгонного блока достигается больший угол атаки и соответственно, дополнительная подъемная сила. При этом применение двухступенчатого принципа полета позволяет применить в режиме взлета мощные двигатели, установленные на возвращаемом разгонном блоке.The technical result is achieved by the fact that a two-stage flight principle is applied, due to which the refueling mass of the fuel of the last stage of the aircraft is reduced, as a result, the payload weight increases, and, accordingly, the payload coefficient increases. Separation of steps in the range M p = 1-2 (where the number M p = V p / a, V p is the flight speed and a is the speed of sound) leads to a decrease in the wing area, due to which the weight of the aircraft's payload increases. Reducing the take-off time of the aircraft is achieved by the fact that the wings and feathers work effectively in the form of vertical stabilizers and control horizontal planes in front and behind the aircraft, in addition, due to the oval shape of the upper stage wing, a larger angle of attack is achieved and, accordingly, additional lifting force. At the same time, the use of the two-stage flight principle makes it possible to use powerful engines installed on the reentry upper stage in the take-off mode.

Предлагаемое устройство представлено на фиг. 1, 2, 3. На фиг.1 представлен вид сбоку летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере. На фиг.2 представлен вид сверху летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере. На фиг.3 представлен вид сзади летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере.The proposed device is shown in Fig. 1, 2, 3. Figure 1 is a side view of an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere. Figure 2 is a top view of an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere. Figure 3 is a rear view of an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere.

Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере содержит фюзеляж 1 с крыльями 2, горизонтальными управляющими поверхностями спереди 3 и сзади 4, включая вертикальный стабилизатор 5, комбинированный ракетный или воздушно-ракетный двигатель на воздухе (кислороде) 6, закрепленный при помощи пилона сверху фюзеляжа 1 и разгонный блок 7. К разгонному блоку 7 снизу на пилонах закреплены два газотурбинных двигателя 8 и обтекатель двигателя фюзеляжа 9. Разгонный блок включает в себя овальное крыло 10 , прикрепленное через два топливных бака разгонного блока 11, к концам крыльев 2. На концах топливных баков разгонного блока 11 установлены вертикальные стабилизаторы 13 и горизонтальные управляющие поверхности 12. Шасси фюзеляжа 14 и шасси разгонного блока 15.The aircraft for intercontinental flights in the stratosphere contains a fuselage 1 with wings 2, horizontal control surfaces in front 3 and behind 4, including a vertical stabilizer 5, a combined rocket or air-rocket engine in air (oxygen) 6, fixed by means of a pylon on top of the fuselage 1 and upper stage 7. To the upper stage 7 from the bottom on the pylons are fixed two gas turbine engines 8 and a fairing of the fuselage engine 9. The upper stage includes an oval wing 10, attached through two fuel tanks of the upper stage 11, to the ends of the wings 2. block 11 installed vertical stabilizers 13 and horizontal control surfaces 12. The chassis of the fuselage 14 and the chassis of the upper stage 15.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. Запускаются газотурбинные двигатели 8 разгонного блока 7 и летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере разгоняется на взлетной полосе обычного аэродрома. До скорости полета Мп = 1-2 (где Мп = Vп/a, Vп – скорость полета и a – скорость звука) и высоты отделения фюзеляжа от разгонного блока 7 работает система крыльев фюзеляжа 1 и разгонного блока 7 и их управляющих плоскостей 3, 4, 12. При разделении фюзеляж 1 продолжает двигаться по инерции и вниз, а разгонный блок 7 с работающими газотурбинными двигателями 8 уходит вверх и в сторону. Далее движение фюзеляжа происходит при помощи комбинированного двигателя 6, у которого оба контура – турбореактивный и прямоточный, до высоты не более 30 км, работают в на атмосферном воздухе. Далее комбинированный двигатель 6 переходит на работу в ракетном режиме с получением заданной высоты и скорости полета. Посадка сильно облегченного аппарата с выработанным топливом осуществляется с помощью ракетного режима комбинированного двигателя 6 и управляющими воздушными поверхностями фюзеляжа 3, 4. Число Мп при расцеплении с разгонным устройством может выбираться больше значения данного параметра прототипа на выбранной высоте полета, что ведет к уменьшению площади крыльев 2 фюзеляжа 1, при этом величина последней всегда обеспечивает посадку на обычном аэродроме. По сравнению с прототипом дополнительное увеличение массы полезной нагрузки за счет уменьшения требуемой площади крыльев 2 фюзеляжа 1 следует из-за отделения массы разгонного блока, а также экономии топлива из-за отсутствия неэффективного участка работы прямоточного контура комбинированного двигателя прототипа на скоростях полета от нуля до околозвуковых скоростей полета.The proposed device works as follows. Gas turbine engines 8 of the upper stage 7 are launched and the aircraft for intercontinental flights in the stratosphere is accelerated on the runway of a conventional airfield. Up to the flight speed M p = 1-2 (where Mp = Vp / a, Vp is the flight speed and a is the speed of sound) and the height of the fuselage separation from the upper stage 7, the system of the wings of the fuselage 1 and the upper stage 7 and their control planes 3 operates, 4, 12. During separation, the fuselage 1 continues to move downward by inertia, and the upper stage 7 with operating gas turbine engines 8 goes up and to the side. Further, the movement of the fuselage occurs with the help of a combined engine 6, in which both circuits - turbojet and direct-flow, up to an altitude of no more than 30 km, operate in atmospheric air. Further, the combined engine 6 switches to rocket mode with a given altitude and flight speed. Landing of a highly lightweight vehicle with exhausted fuel is carried out using the rocket mode of the combined engine 6 and the control air surfaces of the fuselage 3, 4. The number of M p when disengaging from the booster device can be selected more than the value of this parameter of the prototype at the selected flight altitude, which leads to a decrease in the wing area 2 fuselage 1, while the size of the latter always ensures landing at a conventional airfield. Compared with the prototype, an additional increase in the payload mass due to a decrease in the required wing area 2 of the fuselage 1 follows due to the separation of the mass of the upper stage, as well as fuel economy due to the absence of an ineffective section of the ramjet circuit of the combined engine of the prototype at flight speeds from zero to transonic flight speeds.

По п.2 формулы изобретения летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере для увеличения прочности крыльев стартует с не дозаправленными баками жидких топливных компонентов для уменьшения массы фюзеляжа 1 и облегчения работы его крыльев 2, а в продолжении работы разгонного блока перекачает с двух сторон необходимые части топливных компонентов.According to claim 2 of the claims, an aircraft for intercontinental flights in the stratosphere to increase the strength of the wings starts with non-refueling tanks of liquid fuel components to reduce the mass of the fuselage 1 and facilitate the operation of its wings 2, and in the continuation of the operation of the upper stage it pumps from both sides the necessary parts of the fuel components.

Таким образом, предлагаемый летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере аппарат с комбинированном двигателе одной мощности с прототипом позволит нести большую полезную нагрузку (увеличенный коэффициент полезной нагрузка), снизит время взлета, что позволит обеспечить его эксплуатацию на обычных аэродромах с использованием одного разгонного блока последовательного запуска нескольких фюзеляжей с полезной нагрузкой.Thus, the proposed aircraft for intercontinental flights in the stratosphere, an aircraft with a combined engine of the same power with a prototype, will allow to carry a large payload (increased payload ratio), reduce take-off time, which will ensure its operation at conventional airfields using a single sequential booster block. multiple fuselages with payload.

Claims (2)

1. Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере, состоящий из фюзеляжа с крыльями, полезной нагрузкой, вертикальными стабилизаторами, стойками шасси, управляющими горизонтальными плоскостями впереди и сзади, ракетными или воздушно–ракетными двигателями на воздухе и кислороде, отличающийся тем, что содержит возвращаемый на место старта разгонный блок в виде опоясывающего фюзеляж овального крыла с закрепленными на нем газотурбинными двигателями с возможностью разгона летательного аппарата до скоростей полета Мп = 1-2 (где Мп = Vп/a, Vп – скорость полета и a – скорость звука), с установленными обтекателями двигателей фюзеляжа, при этом на концах овального крыла закреплены два топливных бака, причём каждый с двумя стойками шасси, вертикальным стабилизатором и управляющей горизонтальной поверхностью, направленной во внешнюю сторону.1. An aircraft for intercontinental flights in the stratosphere, consisting of a fuselage with wings, a payload, vertical stabilizers, landing gear struts, controlling horizontal planes in front and behind, rocket or air-rocket engines in air and oxygen, characterized in that it contains a the launch site is the upper stage in the form of an oval wing encircling the fuselage with gas turbine engines fixed on it with the ability to accelerate the aircraft to flight speeds Mp = 1-2 (where Mp = Vp / a, Vp is the flight speed and a is the speed of sound), with the fairings for fuselage engines, while at the ends of the oval wing two fuel tanks are fixed, each with two landing gear struts, a vertical stabilizer and a horizontal control surface directed outward. 2. Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере по п. 1, отличающийся тем, что баки компонентов топлива снабжены насосами для перекачки содержащихся в них компонентов топлива в фюзеляж и обратно.2. An aircraft for intercontinental flights in the stratosphere according to claim 1, characterized in that the fuel component tanks are equipped with pumps for pumping the fuel components contained therein into the fuselage and back.
RU2021105478A 2021-03-03 2021-03-03 Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere RU2758725C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021105478A RU2758725C1 (en) 2021-03-03 2021-03-03 Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021105478A RU2758725C1 (en) 2021-03-03 2021-03-03 Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2758725C1 true RU2758725C1 (en) 2021-11-01

Family

ID=78466823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021105478A RU2758725C1 (en) 2021-03-03 2021-03-03 Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2758725C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1826442A1 (en) * 1976-09-03 1995-05-10 И.И. Шунейко Hypersonic space complex
US6446905B1 (en) * 2000-08-30 2002-09-10 The Aerospace Corporation Janus reusable spacecraft system
RU2731518C1 (en) * 2019-12-13 2020-09-03 Владимир Федорович Петрищев Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances
RU2736657C1 (en) * 2019-10-21 2020-11-19 Владимир Федорович Петрищев Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth
CN112141364A (en) * 2020-09-25 2020-12-29 中国科学院空间应用工程与技术中心 Reusable earth-moon transportation system and method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1826442A1 (en) * 1976-09-03 1995-05-10 И.И. Шунейко Hypersonic space complex
US6446905B1 (en) * 2000-08-30 2002-09-10 The Aerospace Corporation Janus reusable spacecraft system
RU2736657C1 (en) * 2019-10-21 2020-11-19 Владимир Федорович Петрищев Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth
RU2731518C1 (en) * 2019-12-13 2020-09-03 Владимир Федорович Петрищев Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances
CN112141364A (en) * 2020-09-25 2020-12-29 中国科学院空间应用工程与技术中心 Reusable earth-moon transportation system and method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4265416A (en) Orbiter/launch system
JP5508017B2 (en) Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods
RU2191145C2 (en) System of injection of payload into low-altitude near-earth orbit
JP2002535193A (en) Payload transport launch system
CN109911230A (en) The aerocraft system for sliding, taking off and climbing with auxiliary
RU2442727C1 (en) Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport
US5255873A (en) Flying wing space launch assist stage
RU2758725C1 (en) Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere
WO2021181401A1 (en) Launch system and method
CN111959824A (en) Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based launching
RU2111147C1 (en) Aero-space transport system
RU2342288C1 (en) Method of servicing cosmic articles and shuttle aerospace system for its implementation
RU2731518C1 (en) Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances
RU2211784C2 (en) Recoverable boost vehicle
RU2730300C9 (en) Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground
RU2232700C2 (en) Method of injection of objects into near-earth orbit and recoverable aero-space rocket aircraft-carrier for realization of this method (aero-space system nur-said system)
CN113184219A (en) Air-based launching system and method based on sub-transonic carrier
Sippel et al. Preliminary definition of supersonic and hypersonic airliner configurations
RU2001124585A (en) METHOD FOR REMOVING SPACE OBJECTS IN NEAR-EARTH ORBIT AND COMPOSITION, AEROSPACE, Rocket Launch Vehicle FOR ITS IMPLEMENTATION
RU2813394C1 (en) Supersonic passenger aircraft
Wan Stratospheric-airship-assisted orbital payload launching system
EP3774547B1 (en) Center of gravity propulsion space launch vehicles
Grallert Synthesis of a FESTIP airbreathing TSTO space transportation system
RU2108944C1 (en) Recoverable aerospace transport system
Buzuluk et al. A completely reusable aerospace system based on subsonic carrier with the return of the first stages to the starting point