WO2014021742A2 - Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления - Google Patents

Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
WO2014021742A2
WO2014021742A2 PCT/RU2013/000659 RU2013000659W WO2014021742A2 WO 2014021742 A2 WO2014021742 A2 WO 2014021742A2 RU 2013000659 W RU2013000659 W RU 2013000659W WO 2014021742 A2 WO2014021742 A2 WO 2014021742A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
air
fuel
engine
atmosphere
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/000659
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2014021742A3 (ru
Inventor
Олег Александрович АЛЕКСАНДРОВ
Original Assignee
Aleksandrov Oleg Aleksandrovich
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 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich filed Critical Aleksandrov Oleg Aleksandrovich
Publication of WO2014021742A2 publication Critical patent/WO2014021742A2/ru
Publication of WO2014021742A3 publication Critical patent/WO2014021742A3/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/023—Aircraft characterised by the type or position of power plants of rocket type, e.g. for assisting taking-off or braking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B64G1/005—Air launch

Definitions

  • the invention relates to the aerospace industry, namely to aerospace aircraft flying in the atmosphere of planets at hypersonic speeds with access to outer space.
  • This invention will allow flights in the atmosphere of planets at speeds of more than Mach 50, which will significantly exceed the capabilities of already known devices.
  • This device will also be useful for accelerating spacecraft using the atmosphere to maintain their flight corridor and as an oxidizer supplier, during acceleration, without leaving the upper atmosphere to a second or even third space velocity with a total relative specific impulse of more than 700-1000 sec.
  • a known method of moving planets in the atmosphere with cosmic velocities exceeding the local circular velocity in which the apparatus makes braking with the aerodynamic plane at speeds greater than the first and even third cosmic speeds.
  • Such methods are aimed only at braking spacecraft when returning from space expeditions. This method does not allow you to cruise in the atmosphere with a launch from the planet’s surface, and is also not able to accelerate in the upper atmosphere to speeds exceeding the first cosmic one, since the centrifugal force of the local circular cosmic velocity exceeds the force of gravity.
  • hypersonic aircraft devices flying in the upper atmosphere which are not able to reach the first cosmic velocity by making further acceleration, as a result of the inability to fully burn fuel in hypersonic ramjets and the weak system of air intakes and the extremely high temperature conditions that the airframe and its hypersonic elements (pylons, plumage, air intakes, protruding parts, nacelles, etc.) aircraft.
  • the closest analogue of this invention is the Hotol aerospace plane (United Kingdom), which however has a complex and cumbersome heat exchanger system for liquefying atmospheric air, which in any case does not allow it to fly at a speed of more than Mach 20, especially at a speed greater than the first space one.
  • the PROFAC device is also known. USA. This device is capable of flying at the first cosmic speed, but only with the aim of collecting an extremely rarefied upper layer of the atmosphere which is then compressed by multistage compressors and cooled to a liquid state. This device is not able to accelerate itself to space speed.
  • Skylon aerospace plane which, by analogy with Hotol, uses a sophisticated heat exchanger system to pre-cool the air entering through the air intake.
  • the disadvantage of this device is the small area of the air intakes and a complex system of heat exchangers; in addition, the device is not able to accelerate to speeds greater than Mach due to the limited temperature resistance of materials of both the propulsion system (in particular the air intake) and the airplane glider as a whole.
  • the device of the Sanger aerospace system (Germany) is known, which uses two winged stages with a load-bearing body and air revolving engines.
  • the main disadvantage of such a system is the use of several types of engines, each of which is ballast at a certain stage of the flight, as well as weak mutual useful integration of the two-stage bodies, as well as limited flight speed in the atmosphere, which does not allow acceleration in the atmosphere to a speed higher than the first space one.
  • a device is also known for the Ajax aerospace airplane using Magnetogasdynamic traction and active cooling of the hull due to the catalytic decomposition of components that are stored between the skin layers of the apparatus.
  • the disadvantage of this device is the complex and cumbersome design, as well as the need for complex organization of the incident plasma flow, with its supply through intakes into the internal cavity of the working chamber of the engine for MHD acceleration.
  • the aim of the present invention is to eliminate these shortcomings and increase the speed of cargo transportation or acceleration of spacecraft into orbit or interplanetary trajectories in the upper atmosphere up to 16-30 kilometers per second (more than Mach 55) and even higher, which is due to the fact that in the method of moving in the atmosphere of the planets of aircraft at speeds higher than the first space, including a jet propulsion and a glider of an aircraft, characterized in that the aircraft is dispersed in the upper layer x of the atmosphere around the planet, up to a hypersonic speed (GHS) at Mach values much higher than M25-100, thus reaching space cruise speeds or acceleration speeds significantly higher than the local circular speed (first space), and the centrifugal force Gc in such a flight, which becomes much more than the gravitational attraction of the planet (gravity) G, compensate for the aerodynamic or reactive negative lift Y directed to the center of the planet for which the angle of attack @ glider le of the artificial spacecraft, they make it negative to the surface of the planet, thus, the steady-state equilibrium cruise flight in the G
  • the device in one embodiment may contain rocket engines and consist of two flat halves each of which is a cryogenic fuel tank having an external thermo -protective coating that is absent on the plane of their connection, while two containers have a mechanism for their separation-contact, with the formation of an empty space between them in the form of food flax slit with an adjustable volume, which is used for intake and pre-cooling, followed by liquefaction of the incoming air flow and directing it through, for example, a centrifugal pump directly into the chamber of the rocket engine, and cooling and partial liquefaction are carried out by the flow is passed along the inner shells that do not have thermal protection, while the expansion of the cryogenic fuel components due to heat exchange during liquefaction is used to pressurize the containers themselves;
  • the air intake plane can also be a heat-protective layer in the lower or upper part, in addition, half of the containers are equipped with locks and after reaching a certain speed one half is discarded and the second is used as the second stage, while the halves are given an aerodynamic shape in which
  • the device is a highly integrated hypersonic aircraft containing an airtight hull, the front part of which is integrated under the air intake and the rear under the nozzle of a hypersonic ramjet engine, which is located under the midship part of the hull, characterized in that the surfaces of the bearing body are provided with developed influxes in the form of, for example, additional containers with a wedge-shaped profile, the width of which increases towards the tail end, forming a characteristic aerodynamic scheme such as a wavelet, and it is possible to install inflows with a transverse "V" section, while the chamber of the jet engine is made in the form of a suspension plate which fasten to the lower part of the body, for example, through longitudinal telescopic pylons whose height is regulated, thereby controlling the geometry and volume of the air
  • the flap and its combustion chambers, and in the front and rear ends of the stove, shields controlled by actuators are fastened which also serve as dampers for controlling the flows when taking air in the front and controlling the jet stream in the back
  • the invention works as follows.
  • the increase in the speed of the aircraft is carried out remotely, acting on the multilayer casing 3 of the glider of the aircraft and its elements (nacelles for pylons, plumage, etc.) using energy tracking stations 2 (space power plants), which generate directed energy received by them for heating the working fluid 4, which is supplied by pumps 5 to the leading edges of the airframe and its elements, is passed through their multilayer casing and released under pressure through nozzles 7, for example, slotted, located along the contour of their trailing edges, creating reactive traction, while energy tracking stations to exclude them influence on the planet’s ecology, they are placed over the flight path of the device at a mutually distant distance, allowing the device to be driven sequentially by relaying it with energy, for example, a spatial resonance focus by attaching microwave (or laser) radiation of moderate (safe power) emanating from several space power plants at once, the energy of which is summed up on the body of the device, while the body of the device acts as a receiver of energy (heat exchanger) through which the working fluid (hydrogen, water,
  • the intake plane is a heat-protective layer 11 in the lower upper or lateral parts of the aircraft’s hull; in addition, it is possible to supply the half-containers of FIG. 3 with locks 16 and after reaching a certain speed, one half is discarded and the second is used as the second stage, with the halves being given an aerodynamic shape in which each of the halves is capable of independently flying, and the main part of the marching (starting) air-jet engines 17 or rocket engines 14 are attached to the detachable half 10 of the case aschey first stage, it is also possible to use the space between the stages as the combustion operating chamber multimode hypersonic jet ramjet scramjet engine 18 to which the steps of the attachment strut 19 provided with injectors 20 for injecting fuel into the space between the halves of FIG.
  • the front part of the air intakes 21 are sealed, for example, by their collapse (pressing against the main body) and from the auxiliary container with liquid oxygen 22 through the valve 24 into the channel air duct 23 supplies (injects) oxygen where it is gasified and enters in normal mode, passing through the air intake path 23 into a conventional air-jet engine 17 creating thrust. It is possible to fill the space (cavity) of the air ducts with heat exchange paths 23 and 36 or the cavity of the combustion chamber of the ramjet engine 18 with fuel that is used at the start and preliminary acceleration of the aircraft, for which the cavities are equipped with pressurized valves equipped with actuators and fuel inlets.
  • the apparatus 1 can be made in the form of a single carrier tank, inside which are placed air ducts with adjustable thermal insulation and anti-icing, while the incoming air stream is passed along the air ducts, thickening it by cooling, after which it is fed into a multistage compressor and brought to a liquid state through expanders and with using a centrifugal pump, it is fed into a rocket engine, and in order to increase the air intake area, for a hypersonic flight in extremely discharged layers of the atmosphere, a glider is flying of the apparatus can be made in the form of an aerodynamically supporting funnel Fig.
  • the funnel 6 whose body is formed by fuel tanks, consisting of longitudinal tubular segments 26 with fuel, which are pivotally connected together along the entire length while the hinges 25 are provided with drives in order to adjust the transverse angle of their connection in which the funnel as a whole can take the form of a circle, an oval in its general cross-section, or can be completely connected by acquiring a flattened streamlined aerodynamic plane, while in the formed interior
  • the funnel’s upper space 23 directs an oncoming flow, which is rapidly drained by washing the walls of 15 containers without thermal protection and partially liquefied, while the liquid part of the air is supplied to the rocket engine 14 and the gaseous part to the jet engine 17.
  • the aircraft body 1 can be made in the form of a base flat fuel tank 27 (center section) with longitudinal relative elongation, along the lateral parts of which with a transverse angle V establish aerodynamic planes 28, in the form of short but with a large longitudinal extension consoles (end wings), and the internal volume of the consoles can be used to accommodate the paths and nozzles of a hypersonic ramjet or flow cooling paths before being fed into the jet engine; for this, the consoles are partially hollow Fig. 7 and to increase the front alignment of the apparatus, the jet engines used at speeds flights to M2-3 are located in its front part, while the inlet part of the air intake is provided with a shield 33 which is closed before switching on about the air intake path 23, which opens with a shield 35 and 34.
  • air cooling is possible, for example, by running from the upper part of the tank to the bottom through the built-in air ducts 36; in addition, for mounting the chassis 37, it is possible to use an influx on the engine block in the front of the device and lower keels in the back FIG. 7 In one embodiment of the device of FIGS.
  • an airframe capable of taking off and landing on a water surface is made in the form of an aerodynamic carrier fuel tank having an aerohydrodine the shape that is formed from a longitudinal set of individual tubular fuel tanks of oval or round cross-section 29 Fig 10 with a shell of heat-resistant and cryogenically resistant grades of a homogeneous metal, welded together and located along the generatrix of the glider, and on the outer part of the shell of such tanks are attached by soldering (welding) the heat exchange path 3, also made of a longitudinal set of tubes of round, oval, rectangular section in one or two rows one above the other from the same material, which is very important when exposed to high contrast temperatures.
  • the heat exchange path 3 made by a removable casing in the form of a panel with longitudinal sealed channels can be attached to the longitudinal convex parts of the containers over the entire surface of the airframe, the front part of the casing has a transverse distributor bodies for active cooling, and in the rear part slotted nozzles for its expiration of the casing with front hinge attachment in the bow of the airframe and in the stern of Fig. 11.
  • cargo compartment 30 is provided in the hull.
  • Device of a highly integrated hypersonic aircraft containing a non-wiring body the front part of which is integrated under air intake and rear under the nozzle of a hypersonic ramjet engine, which is located under the midship part of the body, characterized in that the side surfaces of the bearing core the whiskers are provided with developed influxes 48 in the form of, for example, additional containers with a wedge-shaped profile, Fig.
  • the device may also differ in that the hypersonic aircraft is made in the form of a bearing body with an aerodynamic design such as a star-shaped wavelet with a symmetrical upper and lower part, FIG. 14, and the center line of such a waveguide is made in the form of an aerodynamic flat container of a center wing with a wedge-shaped longitudinal section, while the developed flows are used to organize the outflowing gases of a hypersonic engine with external combustion, for which reactive nozzles that act as nozzles 46 are provided in the midship section of the body surface; the lower part of the body is equipped with developed aerodynamic longitudinal longitudinal hollow reans 47 which are also fuel tanks.
  • FIG. 14 the hypersonic aircraft is made in the form of a bearing body with an aerodynamic design such as a star-shaped wavelet with a symmetrical upper and lower part
  • FIG. 14 the center line of such a waveguide is made in the form of an aerodynamic flat container of a center wing with a wedge-shaped longitudinal section
  • the developed flows are used to organize the out
  • FIG. 15 shows the structure of an aircraft consisting of two main halves 9 and 10, which are flat fuel tanks with a large longitudinal elongation that are connected to each other in the rear part by a hinge 12. while the front part of the tanks can diverge forming an air intake with a cavity 23 serving as an air duct in which is exchanged heat with insulated walls 15 of the cryogenic tank 9 and 10.
  • a cavity 23 serving as an air duct in which is exchanged heat with insulated walls 15 of the cryogenic tank 9 and 10.
  • the opening of the valves 24 In the front part of the lower tank 10 there is a typical jet engine 17 and an air intake shutter 33 which is opened at speeds up to 3M and closed after setting this speed for further acceleration, while the engine 17 to 3M consumes fuel 49 which fill the cavity of the air duct 23 sealing it with a lock 34.
  • the back of the tank 10 is provided with relatively small keels with a lower arrangement, on the outer part of the housing 9 and 10, layers of the external heat exchange path 3 with the receiver and resonator and microwave d apazone as removable panels 50 from the cryogenic tanks isolated insulating layer 51 with variable thermal conductivity.
  • On Fig shows a device hypersonic flying apparatus with a highly integrated propulsion system consisting of two flat tanks fastened together by nodes 16 at such a distance that forms the internal space between them, which serves as the combustion chamber of a multi-mode ramjet engine, and the walls of the combustion chamber formed by the walls of cryogenic containers provide a heat exchange layer 40 that actively regulates air cooling flow in front of the combustion chamber, where the combustion chamber of the ramjet 52 is used in subsonic m flight mode, for which an air intake path is provided in the rear lower and upper parts in which isolated air compressors are placed 38 whose shaft is rotated by a turbine running on gasified hydrogen, the compressors pump the air flow into the ramjet engine chamber in subsonic mode after previously shutting off 53 sealed for example in the form of blinds, its direct air intake 23.
  • FIG. 18 depicts a hypersonic aircraft, the volumetric hull of which is formed by solid fuel 56, for example, supercooled solid hydrogen, which is spatially reinforced with fiber 60; perforations in the shell 57 forming a stream of fuel supply to the combustion zone 8.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к аэрокосмической индустрии, а именно к воздушно-космическим самолетам совершающим полеты в атмосфере планет на гиперзвуковых скоростях. Данное изобретение позволит совершать полеты в атмосфере планет на скоростях более 50 Маха, что значительно превысит возможности уже известных устройств. Известен способ перемещения в атмосфере планет с космическими скоростями, превышающими местную круговую при котором аппарат совершает торможение аэродинамической плоскостью на скоростях больше первой и даже третьей космической скорости. Однако такие способы направлены только на торможение космических аппаратов при возвращении из космических экспедиций. Данный способ не позволяет совершать крейсерский полет в атмосфере со стартом с поверхности планеты а также не способен не выходя в космическое пространство совершать разгон в верхних слоях атмосферы до скоростей, превышающих первую космическую, так как центробежная сила местной круговой космической скорости превышает силу гравитации. Также известны устройства гиперзвуковые летательные аппараты совершающие полет в верхних слоях атмосферы, которые не способны достигать первой космической скорости совершая дальнейший разгон, в следствие, неспособности полноценного сгорания топлива в гиперзвуковых прямоточных камерах и слабой системы воздухозаборников а также крайне высоким температурным режимам которым подвергается планер и его элементы (пилоны, оперенье, воздухозаборники выступающие части, гондолы т.п) гиперзвуковых летательных аппаратов.

Description

Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой
интеграцией планера для его осуществления.
Описание изобретения.
Изобретение относится к аэрокосмической индустрии, а именно к воздушно-космическим самолетам совершающим полеты в атмосфере планет на гиперзвуковых скоростях с выходом в космическое пространство. Данное изобретение позволит совершать полеты в атмосфере планет на скоростях более 50 Маха, что значительно превысит возможности уже известных устройств. Данное устройство будет также полезно для разгона космических аппаратов с использованием атмосферы для удержания их коридора полета и как поставщика окислителя, в процессе разгона, не выходя из верхнего слоя атмосферы до второй и даже третьей космической скорости с общим условным удельным импульсом более 700-1000 сек.
Известен способ перемещения в атмосфере планет с космическими скоростями, превышающими местную круговую, при котором аппарат совершает торможение аэродинамической плоскостью на скоростях больше первой и даже третьей космической скорости. Однако такие способы направлены только на торможение космических аппаратов при возвращении из космических экспедиций. Данный способ не позволяет совершать крейсерский полет в атмосфере со стартом с поверхности планеты, а также не способен не выходя в космическое пространство совершать разгон в верхних слоях атмосферы до скоростей, превышающих первую космическую, так как центробежная сила местной круговой космической скорости превышает силу гравитации. Также известны устройства гиперзвуковые летательные аппараты совершающие полет в верхних слоях атмосферы, которые не способны достигать первой космической скорости совершая дальнейший разгон, в следствие, неспособности полноценного сгорания топлива в гиперзвуковых прямоточных камерах и слабой системы воздухозаборников а также крайне высоким температурным режимам которым подвергается планер и его элементы (пилоны, оперенье, воздухозаборники выступающие части, гондолы т.п) гиперзвуковых летательных аппаратов. Ближайшим аналогом данного изобретения служит воздушно-космический самолет Хотол (Великобритания) Который однако имеет сложную и громоздкую систему теплообменников для ожижения атмосферного воздуха, которая в любом случае не позволяет ему совершать полет на скорости больше 20 Маха тем более на скорости больше первой космической.
Так же известно устройство ПРОФАК. США. Данное устройство способно совершать полет на первой космической скорости, но только с целью сбора крайне разреженного верхнего слоя атмосферы который затем сжимается многоступенчатыми компрессорами и охлаждается до жидкого состояния. Данное устройство не способно само разгоняться до космической скорости.
Известен также воздушнокосмический самолет Скайлон (Великобритания) который по аналогии с Хотолом использует сложную систему теплообменников для предварительного охлаждения поступающего через воздухозаборник воздуха. Недостатком такого устройства является малая площадь воздухозаборников и сложная система теплообменников кроме того аппарат не способен разгоняться до скоростей более б Маха вследствие ограниченной температурной стойкости материалов как двигательной установки (в частности воздухозаборника) так и планера самолета в целом.
Кроме того известно устройство авиакосмической системы Зенгер (Германия) которая использует две крылатые ступени с несущим корпусом и воздушные ревктивные двигатели. Основным Недостатком такой системы является использование нескольких типов двигателей каждый из которых является балластом на определенном этапе полета, а также слабая взаимная полезная интеграция корпусов двух ступеней, а также ограниченность по скорости полета в атмосфере, не позволяющая выполнять разгон в атмосфере до скорости выше первой космической.
Известно так же устройство гиперзвукового летательного аппарата с гиперзвуковым двигателем внешнего сгорания, где камера двигателя образована поверхностью аппарата, основным недостатком такого устройства является организация подачи водорода через форсунки без использования полезной реактивной силы от струи впрыска в комбинации с активным охлаждению планера.
Кроме того существует способ полета в атмосфере аппаратов сопровождаемых дистанционным энергетическим лучем с энергетических станций расположенных на Земной поверхности, например лазерным лучем. Данный тип устройства имеет серьезный недостаток- опасное воздействие мощного луча на флору и фауну планеты.
Известно также устройство воздушно-космичекого самолета «Аякс» использующего для перемещения Магнитогазодинамическую тягу и активное охлаждение корпуса за счет каталитического разложения компонентов которые хранят между слоями обшивки аппарата. Недостатком такого устройства является сложная и громоздкая конструкция, а также необходимость сложной организации набегающего потока плазмы, с подачей его через заборники во внутреннюю полость рабочей камеры двигателя для МГД ускорения.
Целью настоящего изобретения является устранение данных недостатков и увеличения скоростей грузопассажирских перевозок или разгона космических аппаратов на орбиту или межпланетные траектории, в верхних слоях атмосферы до 16-30 километров в секунду (более 55 Маха) и даже выше, что осуществляется тем что в способе перемещения в атмосфере планет летательных аппаратов на скоростях выше первой космической, включающий в себя реактивный движитель и планер летательного аппарата, отличающийся тем что, летательный аппарат разгоняют в верхних слоях атмосферы вокруг планеты, до сверхгиперзвуковой скорости (СГС) при значениях Маха много больших чем М25-100, достигая таким образом космических круизных скоростей или скоростей разгона, значительно больших, чем местная круговая скорость (первая космическая), а центробежную силу Г-с возникающую при таком полете, которая становится значительно больше гравитационного притяжения планеты (силы тяжести) G, компенсируют аэродинамической или реактивной отрицательной подъемной силой Y направленной к центру планеты для чего угол атаки @ планера летательного аппарата, делают отрицательным к поверхности планеты, таким образом, установившийся равновесный крейсерский полет в режиме СГС имеет следующий вид: Fc=Y+G, и соответственно при подъеме мы имеем : Fc Y+G, а при снижении соответственно: Fc G+Y при отрицательном угле атаки и скорости больше первой космической (местной круговой) и условия полета для гиперзвукового самолета при положительном угле атаки, кроме того во время полета также соблюдают следующие отношения соответственно: Ft Fq при увеличении скорости где Ft -сила тяги движения аппарата, a Fq -сила лобового сопротивления и Ft Fq при торможении. Причем возможно увеличение скорости летательного аппарата на внеатмосферном учвстке путем дистанционного, воздействия на многослойную обшивку планера летательного аппарата и его элементов (гондол пилонов, оперенья и пр.) с помощью энергетических станций слежения (космических электростанций), которые генерируют направленную энергию, принимаемую им для нагрева рабочего тела, которое подают насосами в передние кромки планера и его элементов пропускают через их многослойную обшивку и выпускают под давлением через сопла например щелевые, расположенные по контуру их задних кромок создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения для исключения их влияния на экологию планеты, располагают над траекторией полета аппарата на взаимноудаленной дистанции позволяющей последовательно вести аппарат эстафетно снабжая его энергией, например пространственной резонансной фокусировкой СВЧ (или лазерного) излучения умеренной (безопасной мощности) исходящей сразу от нескольких космических электростанций, энергия которых суммируется на корпусе, аппарата, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии (теплообменника) через который пропускают, под давлением, рабочее тело (водород, воду, атмосферу) создающее реактивную тягу и автоматическое его охлаждение, возможно чтобы вне атмосферы планеты, отрицательную подъемную силу создавали, например отклонением вектора тяги ракетного двигателя, возможно также разгонять летательный аппарат и поддерживать его скорость в полете ракетным двигателем, окислитель для которого берут из атмосферы, для чего набегающий поток воздуха направляют (прогоном) вдоль криогенной емкости, например подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят охлаждают с частичным ожижением используя теплообмен через стенку части емкости лишенной теплоизоляции, после чего жидкую его часть направляют через насос в ракетный двигатель а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно-реактивного двигателя адаптированного под водородное горючее, причем при полете в вакууме переднюю часть воздухозаборников такого аппарата герметизируют и из вспомогательной емкости в канал воздуховода подают (впрыскиавают) кислород где он газифицируется и поступает в обычном режиме, проходя через воздухозаборный тракт в обычный воздушно-реактивный двигатель создающий тягу, а высоту полета подбирают таким образом, чтобы плотность атмосферы на данной высоте соответствовала скоростному напору набегающего потока, создающему необходимое давление в плоскости замыкающего скачка уплотнения воздухозаборника, причем после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют активное охлаждение его планера и элементов (корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперенья, в том числе гондол и воздухозаборников), для создания дополнительной реактивной тяги, для чего осуществляют подачу жидкого водорода, под большим давлением из основной топливной емкости в их носовые теплонапряженные кромки, где водород под действием высокой температуры газифицируется и далее его проводят по тракту через каналы в многослойной обшивке летательного аппарата, после чего испускают через сопла, например выполненные в виде щелей, расположенных по контуру задних кромок планера и его элементов, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом удельный импульс такой дополнительной проточной термо-ракетной двигательной установки возрастает с увеличением скорости полета летательного аппарата, вследствие более интенсивного нагрева охлаждающей жидкости, которая нагреваясь непосредственно становиться эффективным рабочим телом, со скоростью истечения пропорциональной корню квадратному из Т/М, где Т-абсолютная температура нагрева проходящего через обшивку водорода, М - его средний молекулярный вес, кроме того созданную таким образом реактивную струю чистого горячего водорода, сжигают в кормовой части летательного аппарата, смешивая ее с атмосферным воздухом, при этом заднюю часть корпуса аппарата, интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания, при этом щелевые реактивные сопла автоматически используют как форсунки для подачи горючего для его работы, таким образом, в целом создают комбинированный рабочий режим ракетно-прямоточного двигателя внешнего сгорания, Устройство в одном варианте может содержать ракетные двигатели и состоять из двух плоских половин каждая из которых является топливной криогенной емкостью имеющей внешнее термо-защитное покрытие которое отсутствует на плоскости их соединения, при этом две емкости имеют механизм их разделения- соприкосания, с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют для забора и предварительного охлаждения с последующим ожижением набегающего воздушного потока и направлением его через например центробежный насос прямо в камеру ракетного двигателя, причем охлаждение и частичное ожижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек которые не имеют тепловой защиты при этом расширение криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена при ожижении используют для наддува самих емкостей воздухозаборной плоскостью также может являться теплозащитный слой в нижней или верхней части, кроме того половины емкостей снабжают замками фиксаторами и после достижения определенной скорости одну половину отбрасывают а вторую используют как вторую ступень, при этом половинам придают такую аэродинамическую форму при которой каждая из половин способна самостоятельно осуществлять планирование, причем основную часть маршевых (стартовых) двигателей крепят к отделяемой половине служащей первой ступенью, возможно также использование пустого пространства между ступенями в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного Гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя для чего стойки крепления ступеней снабжают форсунками для впрыска горючего в другом случае, аппарат выполняют в виде одной несущей емкости, внутри которой помещают воздуховоды с регулируемой теплоизоляцией и противооблединением, при этом набегающий воздушный поток пропускают вдоль воздуховодов сжимая его путем охлаждения, после чего его подают в многоступенчатый компрессор сгущают и через детандеры доводят до жидкого состояния и с помощью центробежного насоса подают в ракетный двигатель, а с целью увеличения площади воздухозаборника, для сверхгиперзвукового полета в крайне разряженных слоях атмосферы, в устройстве планер летательного аппарата выполняют в виде аэродинамически несущей воронки корпус которой образуют топливные емкости, состоящие из продольных трубчатых сегментов с топливом, которые шарнирно соеденяют между собой по всей длине при этом шарниры снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же полностью соеденяться приобретая сплюснутую обтекаемую аэродинамическую плоскость, при этом в образованное внутреннее пространство воронки направляют набегающий поток, который омывая стенки емкостей лишенных теплозащиты резко охлаждается и частично ожижается при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель а газообразную часть в воздушно-реактивный двигатель, возможно выполнить корпус летательного аппарата в виде базовой плоской топливной емкости (центроплана) с продольным относительным удлинением, вдоль боковых частей которой с поперечным углом V устанавливают аэродинамические плоскости, в виде коротких но с большим продольным удленнением консолей (концевых крылышек), причем внутренний объем консолей используют для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя для чего консоли выполняют путем продольного набора из труб образующих воздухозаборник, воздуховодный тракт, камеру сгорания и сопловую часть, возможно также чтобы планер летательного аппарата был выполнен в виде аэродинамической несущей топливной емкости, которую формируют из продольного набора отдельных трубчатых топливных емкостей овального или круглого сечения с оболочкой из жаропрочных сортов однородного металла, спаянных (сваренных) между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем на внешнюю часть оболочки таких емкостей крепят пайкой (сваркой) теплообменный тракт, выполненный также из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения, возможно выполнение теплообмен но го тракта гофровой конструкции, возможно также выполнение самой оболочки таких топливных емкостей из продольного набора трубок в два или более слоя один над другим которые подкрепляют поперечными силовыми бандажами, при этом заделку (связку набора) по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной припайки (сварки) трубчатой распределительной окаемки с профилированным под встречный поток сечением, возможно использование частей внутреннего герметичного пространства такой трубчатой контурной окаемки для размещения во внутренней ее части вспомогательной емкости с окислителем, пассажиров и грузов для чего в боковых частях окаемки предусматривают входные герметичные двери и иллюминаторы, причем оболочку такой контурной окантовки выполняют поперечным набором из трубок расчетного сечения подобно оболочке основной емкости, а их теплообменные тракты объединяют, при этом охлаждающую жидкость-рабочее тело подают через трубчатый распределяющий коллектор расположенный вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке. Устройство высокоэнтегрированного гиперзвукового летательного аппарата содержащего в себе несуший корпус передняя часть которого интегрирована под воздухозаборник а задняя под сопло гиперзвукового прямоточного двигателя, который распологают под миделевой частью корпуса, отличающееся тем что, боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами в виде например дополнительных емкостей с клиновидным профилем, ширина которых увеличивается к хвостовой части образуя характерную аэродинамическую схему типа волнолет, причем возможна установка наплывов с поперечным "V" сечением, при этом камеру воздушнореактивного двигателя выполняют в виде подвесной плиты которую крепят к нижней части корпуса например через продольные телескопические пилоны высоту которых регулируют, тем самым управляя геометрией и объемом воздушного тракта и камеры его сгорания, а в передней и задней торцах плиты крепят управляемые с помощью приводов щитки которые также служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части и управления реактивной струей в задней части, а также при гермитизации, камеры сгорания, например во время посадки или планирования аппарата.
Изобретение работает следующим образом.
Летательный аппарат 1 разгоняют в верхних слоях атмосферы вокруг планеты, до сверхгиперзвуковой скорости (СГС) при значениях Маха много больших чем М25-100, Фиг.1 достигая таким образом космических круизных скоростей значительно больших, чем первая космическая, а центробежную силу Fc возникающую при таком полете, которая становится значительно больше гравитационного притяжения планеты (силы тяжести) G, компенсируют отрицательной подъемной силой Y направленной к центру планеты для чего угол атаки @ планера летательного аппарата, делают отрицательным к поверхности планеты, таким образом, установившийся равновесный крейсерский полет в режиме СГС имеет следующий вид: Fc=Y+G, и соответственно при подъеме мы имеем : Fc Y+G, а при снижении соответственно: Fc G+Y при отрицательном угле атаки и скорости больше первой космической (местной круговой) и условия полета для гиперзвукового самолета при положительном угле атаки, кроме того во время полета также соблюдают следующие отношения соответственно: Ft Fq при увеличении скорости где Ft -сила тяги движения аппарата, a Fq -сила лобового сопротивления и Ft Fq при торможении. Увеличение скорости летательного аппарата при этом производят дистанционно, воздействуя на многослойную обшивку 3 планера летательного аппарата и его элементов (гондол пилонов, оперенья и пр.) с помощью энергетических станций слежения 2 (космических электростанций), которые генерируют направленную энергию, принимаемую им для нагрева рабочего тела 4, которое подают насосами 5 в передние кромки б планера и его элементов пропускают через их многослойную обшивку и выпускают под давлением через сопла 7 например щелевые, расположенные по контуру их задних кромок создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения для исключения их влияния на экологию планеты, располагают над траекторией полета аппарата на взаимноудаленной дистанции позволяющей последовательно вести аппарат эстафетно снабжая его энергией, например пространственной резонансной фокусировкой СВЧ (или лазерного) излучения умеренной (безопасной мощности) исходящей сразу от нескольких космических электростанций, энергия которых суммируется на корпусе, аппарата, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии (теплообменника) через который пропускают, под давлением, рабочее тело (водород, воду, атмосферу) создающее реактивную тягу и автоматическое его охлаждение. а после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют активное охлаждение его планера и элементов (корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперенья, в том числе гондол и воздухозаборников), для создания дополнительной реактивной тяги, для чего осуществляют подачу жидкого водорода 4, под большим давлением из основной топливной емкости в их носовые теплонапряженные кромки 6, где водород под действием высокой температуры газифицируется и далее поступает по тракту через каналы в многослойной обшивке, в сопла 7, расположенные по контуру задних кромок планера и его элементов а так +е ярусами на задней поверхности аппарата, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом удельный импульс такой дополнительной проточной термо- ракетной двигательной установки возрастает с увеличением скорости полета летательного аппарата, вследствие более интенсивного нагрева охлаждающей жидкости, которая нагреваясь непосредственно становиться эффективным рабочим телом, с удельным импульсом, согласно соотношению квадратный корень из Т/М, где Т-абсолютная температура нагрева проходящего через обшивку водорода, М - его средний молекулярный вес, кроме того созданную таким образом реактивную струю чистого горячего водорода, сжигают в кормовой части летательного аппарата, смешивая ее с атмосферным воздухом, для чего кормовую часть корпуса аппарата, интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания 8, при этом щелевые реактивные сопла 7 автоматически используют как форсунки для подачи горючего для его работы, таким образом, создают комбинированный рабочий режим ракетно-прямоточного двигателя внешнего сгорания, .Возможно чтобы несущий корпус 1 Фиг 3 и Фиг 4. летательного аппарата содержал ракетные двигатели 14 и состоял из двух плоских половин 9 и 10 каждая из которых является топливной криогенной емкостью имеющей внешнее термо защитное покрытие 11 которое отсутствует на плоскости их соединения, при этом две емкости имеют шарнирный механизм их разделения-соприкосания 12, с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют для забора и охлаждения с последующим частичным сжижением набегающего воздушного потока и направлением его через например центробежный насос 13 прямо в камеру ракетного двигателя 14, причем охлаждение и частичное сжижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек 15 которые не имеют тепловой защиты при этом расширение криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена при сжижении используют для наддува самих емкостей 9 и 10. В способе также возможно чтобы воздухозаборной плоскостью являлся теплозащитный слой 11 в нижней верхней или боковых частях корпуса летательного аппарата, кроме того возможно снабжение половин-емкостей Фиг 3 замками фиксаторами 16 и после достижения определенной скорости одну половину отбрасывают а вторую используют как вторую ступень, при этом половинам придают такую аэродинамическую форму при которой каждая из половин способна самостоятельно осуществлять полет, причем основную часть маршевых (стартовых)воздушно реактивных двигателей 17 или ракетных двигателей 14 крепят к отделяемой половине 10 служащей первой ступенью, возможно также использование пространства между ступенями в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного Гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя ГПВРД 18 для чего стойки 19 крепления ступеней снабжают форсунками 20 для впрыска горючего в пространство между половинами Фиг. 3 Кроме того возможно разгонять летательный аппарат и поддерживать его скорость в полете ракетным двигателем 14, окислитель для которого берут из атмосферы, для чего набегающий поток воздуха направляют (прогоном) вдоль криогенной емкости, например подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят охлаждают с возможным частичным сжижением используя теплообмен через стенку 15 части емкости лишенной теплоизоляции, после чего жидкую его часть направляют через насос 13 в ракетный двигатель 14 а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно- реактивного двигателя 17 адаптированного под водородное горючее Фиг.5 при полете в вакууме переднюю часть воздухозаборников 21 герметизируют например их схлопыванием (прижимом к основному корпусу) и из вспомогательной емкости с жидким кислородом 22 через клапан 24 в канал воздуховода 23 подают (впрыскиавают) кислород где он газифицируется и поступает в обычном режиме, проходя через воздухозаборный тракт 23 в обычный воздушно-реактивный двигатель 17 создающий тягу. Возможно заполнение пространства (полости) воздуховодов с теплообменными трактами 23 и 36 или полость камеры сгорания прямоточного двигателя 18 топливом которое используют при старте и предварительном разгоне летательного аппарата, для чего полости снабжают герметизируемыми створками снабженными приводами и топливозаборниками. Аппарат 1 может быть выполнен в виде одной несущей емкости, внутри которой помещают воздуховоды с регулируемой теплоизоляцией и противооблединением, при этом набегающий воздушный поток пропускают вдоль воздуховодов сгущая его путем охлаждения, после чего его подают в многоступенчатый компрессор и через детандеры доводят до жидкого состояния и с помощью центробежного насоса подают в ракетный двигатель, А с целью увеличения площади воздухозаборника, для сверхгиперзвукового полета в крайне разряженных слоях атмосферы, планер летательного аппарата может быть выполнен в виде аэродинамически несущей воронки Фиг 6 корпус которой образуют топливные емкости, состоящие из продольных трубчатых сегментов 26 с топливом, которые шарнирно соеденяют между собой по всей длине при этом шарниры 25 снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же полностью соеденяться приобретая сплюснутую обтекаемую аэродинамическую плоскость, при этом в образованное внутреннее пространство 23 воронки направляют набегающий поток, который омывая стенки 15 емкостей лишенных теплозащиты резко охлаждается и частично ожижается при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель 14 а газообразную часть в воздушно-реактивный двигатель 17. Также корпус летательного аппарата 1 можно выполнить в виде базовой плоской топливной емкости 27 (центроплана) с продольным относительным удлинением, вдоль боковых частей которой с поперечным углом V устанавливают аэродинамические плоскости 28, в виде коротких но с большим продольным удленнением консолей (концевых крылышек), причем внутренний объем консолей можно использовать для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя или трактов охлаждения потока перед подачей в воздушно-реактивный двигатель для чего консоли выполняют частично полыми Фиг 7 причем для увеличения передней центровки аппарата воздушнореактивные двигатели используемые при скоростях полета до М2-3 распологают в передней его части при этом входную часть воздухозаборника снабжают щитком 33 который закрывают перед включением охлаждаемого воздухозаборного тракта 23 который открывается шитком 35 и 34. при этом охлаждение воздуха возможно например прогоном из простанства верхней части емкости в нижнюю через встроенные в нее воздуховоды 36 кроме того для крепления шасси 37 возможно использовать наплыв на блок ВРД в передней части аппарата и нижние кили в задней Фиг 7 В одном из вариантов устройства на фиг 8 и 9 планер летательного аппарата способный совершать взлет и посадку на водную поверхность, выполняют в виде аэродинамической несущей топливной емкости имеющей аэрогидродинамическую форму, которую формируют из продольного набора отдельных трубчатых топливных емкостей овального или круглого сечения 29 Фиг 10 с оболочкой из жаропрочных и криогенно стойких сортов однородного металла, спаянных (сваренных) между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем на внешнюю часть оболочки таких емкостей крепят пайкой (сваркой) теплообменный тракт 3, выполненный также из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения в один или два ряда один над другим из того же материала, что очень важно при воздействии высоких контрастных температур. Возможно выполнение теплообменного тракта гофровой конструкции, возможно также выполнение самой оболочки таких топливных емкостей из продольного набора трубок в два или более слоя один над другим которые подкрепляют поперечными силовыми бандажами, при этом заделку (связку набора) по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной припайки (сварки) трубчатой распределительной окаемки 6 с профилированным под встречный поток сечением причем ее распологают вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке. Теплообменный тракт 3 выполненный сьемным кожухом в виде панели с продольными герметичными каналами может крепиться к продольным выпуклым частям емкостей по всей поверхности планера, передняя часть кожуха имеет поперечный распределитель рабочего тела для активного охлаждения а в задней части щелевые сопла для его истечения кожуха с передним шарнирным креплением в носовой части планера так и в кормовой Фиг 11. в корпусе предусмотрен грузовой отсек 30 Устройство высокоэнтегрированного сверхгиперзвукового летательного аппарата содержащего в себе несуший корпус передняя часть которого интегрирована под воздухозаборник а задняя под сопло гиперзвукового прямоточного двигателя, который распологают под миделевой частью корпуса, отличающееся тем что, боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами 48 в виде например дополнительных емкостей с клиновидным профилем, Фиг.12 ширина которых увеличивается к хвостовой части образуя характерную аэродинамическую схему типа волнолет, причем возможна установка наплывов с поперечным "V" сечением как положительным так и отрицательным углом, при этом нижнюю часть камеры гиперзвукового воздушнореактивного двигателя выполняют в виде подвесной платформы 42, которую крепят к нижней части корпуса например через продольные телескопические пилоны (стрингеры) 45 высоту которых регулируют, тем самым управляя геометрией и объемом воздушного тракта и камеры его сгорания, а в передней и задней торцах плиты крепят управляемые с помощью приводов щитки которые также служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части 43 и управления реактивной струей в задней части 44, а также при гермитизации, камеры сгорания, например во время посадки или планирования аппарата, а также при использовании камеры сгорания ГПВРД для ее работы при дозвуковой скорости полета когда в камеру сгорания подают сжатый воздух компрессором 38, при герметично закрытом переднем щитке 43, причем камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя используют и при небольшой скорости полета 0-2М для чего ее переднюю часть герметизируют с помощью переднего щитка 43 и подают воздух через воздуховоды отдельно расположенными воздушными компрессорами 38 которые размещают в передней части аппарата, при этом их врашают с помощью турбин 41, пропущенным через теплообменники например через охлаждающие тракты газообразным водородом, при этом задним щитком 44 регулируют сечение выхода реактивной струи на различных режимах работы камеры сгорания, а для того чтобы блокировать воздушный поток после завершения работы компрессоров, в носовой части распологают щиток для герметизации воздухозаборника 33 компрессоров, после набора скорости более 2М, когда открывают передний щиток 43 воздухозаборника прямоточного двигателя активно регулируя режим воздухозаборника от режима прямоточного двигателя до режима сверхзвукового горения при котором передний 43 и задний 44 щитки находятся при максимальном раскрытии обеспечивая прямое течение потока в камере сгорания, причем возможна активная регулировка геометрии и объема камеры сгорания как при сверхзвуковом прямоточном режиме полета так и при гиперзвуковом Фиг. 13, . Устройство может отличаться и тем что сверхгиперзвуковой летательный аппарат выполняют в виде несущего корпуса с аэродинамической схемой типа звездообразный волнолет с симметричной верхней и нижней частью, Фиг. 14, причем осевую линию такого волнолета выполняют в виде аэродинамической плоской емкости центроплана с клиновидным продольным сечением при этом развитые наплывы используют для организации истекающих газов гиперзвукового двигателя с внешним сгоранием, для чего в миделевой части поверхности корпуса предусматривают реактивные сопла выполняющие функцию форсунок 46 кроме того всю нижнюю часть корпуса снабжают развитыми аэродинамическими продольными полыми реданами 47 являющихся также топливными емкостями. На Фиг. 15 показано устройство летательного аппарата состоящего из двух основных половин 9 и 10 представляющих собой плоские емкости с горючим, с большим продольным удлинением которые соеденены между собой в хвостовой части шарниром 12. при этом передняя часть емкостей может расходится образуя воздухозаборник с полостью 23 служащей воздуховодным трактом в котором совершается теплообмен со лишенными изоляции стенками 15 криогенной емкости 9 и 10. в передней части располагают вспомогательную емкость с кислородом 22 который расходуют в безвоздушном пространстве, открытием клапанов 24 . В задней части нижней емкости 10 располагают типовой воздушно- реактивный двигатель 17 и заслонки воздухозаборника 33 которую открывают на скоростях до ЗМ а закрывают после набора данной скорости для дальнейшего разгона при этом двигатель 17 до ЗМ расходует горючее 49 которым заполняют полость воздушного тракта 23 герметизируя ее шлюзом 34. кроме того заднюю часть емкости 10 снабжают относительно небольшими килями с нижним расположением, на внешней части корпуса 9 и 10 крепят слои внешнего теплообменного тракта 3 с приемникоми-резонатороми СВЧ диапазона в виде съемных панелей 50 изолированных от криогенных емкостей теплоизоляционным слоем 51 с регулируемой теплопроводностью. На Фиг 16 показано устройство сверхгиперзвукового летательного аппарата с высоко итегрированной двигательной установкой состоящего из двух плоских емкостей скрепленных между собой узлами 16 на таком расстоянии которое образует внутреннее пространство между ними, выполняющее функцию камеры сгорания многорежимного прямоточного двигателя, причем стенки камеры сгорания образованные стенками криогенных емкостей снабжают теплообменным слоем 40 активно регулирующим охлаждение воздушного потока перед камерой сгорания, где камера сгорания прямоточного реактивного двигателя 52 используется в дозвуковом режиме полета, для чего в задней нижней и верхней частях предусмотрен воздухозаборный воздушный тракт в котором размещают изолированные воздушные компрессоры 38 вал которых вращают турбиной работающей на газифицированном водороде, компрессоры нагнетают воздушный поток в камеру прямоточного двигателя на дозвуковом режиме предварительно перекрыв герметичной перегородками 53 выполненных например в виде жалюзи, его прямой воздухозаборник 23. при этом жалюзи 53 могут быть снабжены форсунками для впрыска горючего. На фиг. 18 изображен сверхгиперзвуковой летательный аппарат объемный корпус которого образован топливом в твердом состоянии 56 например переохлажденным твердым водородом, которое пространственно армируют волокном 60 , твердое топливо выполненное в виде планера покрывают оболочкой 58 снабженной перфорацией с форсунками 57 при нагреве твердое топливо сублимирует образуя газ 59 который выходит через перфорации в оболочке 57 образуя струю подачи горючего в зону горения 8.
Литература: В.И. Левантовский. Механика космического полета. Москва Наука. 1980. Стр. 260.
Авиация. 1994г. Большая Российская энциклопедия. Стр. 177-178.
Выпуск N212 1988г. : Астронавтика и Ракетодинамика. Экспресс информация ВИНИТИ.Стр. 23-24.

Claims

Способ перемещения в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления. Формула изобретения.
1. Способ перемещения в атмосфере планет летательных аппаратов на скоростях выше первой космической, включающий в себя реактивный движитель и планер летательного аппарата, отличающийся тем что, летательный аппарат разгоняют в верхних слоях атмосферы вокруг планеты, до сверхгиперзвуковой скорости (СГС) при значениях Маха много больших чем М25-100, достигая таким образом космических скоростей значительно больших, чем местная круговая скорость (первая космическая), а центробежную силу Fc возникающую при таком полете, которая становится значительно больше гравитационного притяжения планеты (силы тяжести) G, компенсируют аэродинамической или реактивной отрицательной подъемной силой Y направленной к центру планеты для чего угол атаки @ планера летательного аппарата, делают отрицательным к поверхности планеты, таким образом, установившийся равновесный крейсерский полет в режиме СГС имеет следующий вид: Fc=Y+G, и соответственно при подъеме мы имеем : Fc Y+G, а при снижении соответственно: Fc G+Y при отрицательном угле атаки и скорости больше первой космической (местной круговой) и условия полета для гиперзвукового самолета при положительном угле атаки, кроме того во время полета также соблюдают следующие отношения соответственно: Ft Fq при увеличении скорости где Ft -сила тяги движения аппарата, a Fq - сила лобового сопротивления и Ft Fq при торможении.
2. Способ по п. 1 отличающийся тем что, увеличение скорости летательного аппарата вне атмосферы производят дистанционно, воздействуя на многослойную обшивку планера летательного аппарата и его элементов (гондол пилонов, оперенья и пр.) с помощью энергетических станций слежения (космических электростанций), которые генерируют направленную энергию, принимаемую им для нагрева рабочего тела, которое подают насосами в передние кромки планера и его элементов а затем пропускают через их многослойную обшивку и выпускают под давлением через сопла например щелевые, расположенные по контуру их задних кромок создавая реактивную тягу, при этом энергетические станции слежения для исключения их влияния на экологию планеты, располагают над траекторией полета аппарата на взаимноудаленной дистанции например по системе глобального позиционирования позволяющей последовательно вести аппарат эстафетно снабжая его энергией, например пространственной резонансной фокусировкой СВЧ (или лазерного) излучения умеренной (безопасной мощности) исходящей сразу от нескольких космических электростанций, энергия которых суммируется на корпусе, аппарата, при этом корпус аппарата выполняет роль приемника энергии (теплообменника) через который пропускают, под давлением, рабочее тело (гелий, водород, воду, атмосферу) создающее реактивную тягу и автоматическое его охлаждение, а частоту СВЧ излучения подбирают таким образом чтобы глубина воздействия на поверхность аппарата была в пределах толщины теплообменника при этом отрицательную подъемную силу - создают ориентацией аппарата при которой вектор тяги ракетного двигателя направлен в сторону планеты.
3. Способ по п. 1 Отличающийся тем что, высоту полета подбирают таким образом, чтобы плотность атмосферы на данной высоте соответствовала скоростному напору набегающего потока, создающему необходимое давление в плоскости замыкающего скачка уплотнения воздухозаборника, а после достижения летательным аппаратом скорости порядка 4-6 Маха используют активное охлаждение его планера и элементов (корпуса, несущих аэродинамических поверхностей, оперенья, в том числе гондол и воздухозаборников), для создания дополнительной реактивной тяги, для чего осуществляют подачу жидкого (охлажденного горючего) например водорода, под большим давлением из основной топливной емкости в их носовые теплонапряженные кромки, где горючее под действием высокой температуры газифицируется и далее его проводят по тракту через каналы в многослойной обшивке, после чего испускают через сопла например выполненных в виде щелей, расположенных по контуру задних кромок планера и его элементов, создавая дополнительную реактивную тягу, при этом удельный импульс такой дополнительной проточной термо-ракетной двигательной установки возрастает с увеличением скорости полета летательного аппарата, вследствие более интенсивного нагрева охлаждающей жидкости, которая нагреваясь непосредственно становиться эффективным рабочим телом, со скоростью истечения пропорциональным квадратному корню из Т/М, где Т-абсолютная температура нагрева проходящего через обшивку водорода, М - его средний молекулярный вес, кроме того созданную таким образом реактивную струю чистого горячего водорода, сжигают в кормовой части летательного аппарата, смешивая ее с атмосферным воздухом, для чего кормовую часть корпуса аппарата, интегрируют под гиперзвуковой прямоточный двигатель внешнего сгорания, при этом щелевые реактивные сопла автоматически используют как форсунки для подачи горючего для его работы, таким образом, создают комбинированный рабочий режим ракетно-прямоточного двигателя внешнего сгорания, используя сумму реактивной тяги самих форсунок и прямоточного реактивного двигателя внешнего сгорания.
4. Способ по п.З отличающийся тем, что для ускоренного движения аппарата в облаке плазмы набегающего потока, на гипер и сверхгиперзвуковых скоростях, используют принцип магнито- газодинамического двигателя с внешним обтеканием (МГ ЦВ), для чего в газодинамический поток вводят разность потенциалов, созданный таким образом в плазме электрический ток, взаимодействуя с магнитным полем сверхпроводящих катушек устновленных в корпусе аппарата (в емкости с криогенным горючим (водородом) создает поступательное движение,
5. Устройство по п.1 отличающееся тем что, несущий корпус летательного аппарата содержит ракетные двигатели и состоит из двух плоских половин каждая из которых является топливной криогенной емкостью имеющей внешнее термо защитное покрытие которое отсутствует на плоскости их внутреннего соединения, при этом две емкости имеют механизм их разделения-соприкосания, с образованием между ними пустого пространства в виде продольной щели с регулируемым объемом, которое используют как тракт- теплообменник для забора и предварительного охлаждения и даже возможного сжижения набегающего воздушного потока и направлением его через например центробежный насос прямо в камеру ракетного двигателя, причем охлаждение и частичное сжижение осуществляют тем, что воздушный поток пропускают вдоль внутренних оболочек которые не имеют тепловой защиты при этом расширение криогенных компонентов топлива вследствие теплообмена при ожижении используют для наддува самих емкостей, кроме того возможно разделение половин на этапе разгона аппарата при котором одна из половин выполняет функцию первой ступени а другая соответственно второй, причем маршевые двигатели блоком или отдельно крепят к первой ступени на продольных направлющих по которым двигатели могут перемещаться вдоль корпуса первой ступени с целью регулирования центра тяжести первой ступени при ее возвращении, возможно планирование первой и второй ступени кормовой частью навстречу набегающему потоку.
6. Способ по п. 4 отличающийся тем что, воздухозаборной плоскостью может являться теплозащитный слой в нижней или верхней части, кроме того половины емкостей снабжают замками фиксаторами и после достижения определенной скорости одну половину отбрасывают а вторую используют как вторую ступень, при этом половинам придают такую аэродинамическую форму при которой каждая из половин способна самостоятельно осуществлять планирование, причем основную часть маршевых (стартовых) двигателей крепят к отделяемой половине служащей первой ступенью, причем маршевые двигатели блоком или отдельно крепят к первой ступени на продольных направлющих по которым двигатели могут перемещаться вдоль корпуса первой ступени с целью регулирования центра тяжести первой ступени при ее возвращении.
7. Способ по п 5 отличающийся тем что, пространство между ступенями используют в качестве рабочей камеры сгорания многорежимного прямоточного воздушно реактивного двигателя с дозвуковым и сверхзвуковым горением, для чего стойки и продольные переборки предназначенные для крепления ступеней и организации потока между ступенями, снабжают форсунками для впрыска горючего, возможно снабжение стоек и переборок узлами регулирования их высоты, а также регулирования пространства между ступенями в передней и задней частях с целью изменения геометрии и площади воздухозаборника и сопловой части.
8. Способ по п. 7 отличающийся тем что, входную часть воздухозаборника которая служит поверхностью теплообменного тракта снабжают дополнительной поверхностью с помощью которой регулируют степень теплообмена входной области гиперзвукового воздушно-прямоточного двигателя, а поток в тракте частично охлаждают, на сверхгиперзвуковых скоростях полета, при котором его характеристики соответствуют наивыгодному режиму работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя с максимальным удельным импульсом тяги при этом также автоматически исключается диссоциация продуктов дозвукового и сверхзвукового горения в камере сгорания.
9. Способ по п. 5 отличающийся тем что, все пустое пространство (полости) воздуховодов с теплообменными трактами или полость камеры сгорания прямоточного двигателя заполняют топливом которое используют при старте и предварителном разгоне летательного аппарата, для чего полости снабжают герметизируемыми створками например виде жалюзи снабженными приводами и топливозаборниками.
Ю.Способ по п.4 отличающийся тем что, набегающий поток воздуха направляют (прогоном) вдоль криогенной емкости, например подавая его в пространство между оболочкой криогенного бака с жидким водородом и слоем его теплозащиты, где поток резко тормозят охлаждают с частичным ожижением используя теплообмен через стенку части емкости лишенной теплоизоляции, после чего жидкую его часть направляют через насос в ракетный двигатель а газообразную часть потока подают на вход обычного воздушно-реактивного двигателя, причем при полете в вакууме переднюю часть воздухозаборников герметизируют и из вспомогательной емкости в канал воздуховода подают (впрыскиавают) кислород где он газифицируется и поступает в обычном режиме, проходя через воздухозаборный тракт в обычный воздушно-реактивный двигатель создающий тягу.
11. Способ по п. 3 отличающийся тем что, аппарат выполняют в виде одной несущей емкости, внутри которой помещают воздуховоды с регулируемой теплоизоляцией и противооблединением, при этом набегающий воздушный поток пропускают вдоль воздуховодов сжимая его путем охлаждения, после чего его подают в многоступенчатый компрессор и через детандеры доводят до жидкого состояния и с помощью центробежного насоса подают в ракетный двигатель.
12. Устройство по п 3. Отличающееся тем что, с целью увеличения площади воздухозаборника, для сверхгиперзвукового полета в крайне разряженных слоях атмосферы, планер летательного аппарата выполняют в виде аэродинамически несущей воронки корпус которой образуют топливные емкости, состоящие из продольных трубчатых сегментов с топливом, которые шарнирно соеденяют между собой по всей длине при этом шарниры снабжают приводами, с тем чтобы регулировать поперечный угол их соединения, при котором воронка в целом может принимать в общем ее поперечном сечении форму окружности, овала или же полностью соединяться приобретая сплюснутую обтекаемую аэродинамическую плоскость, при этом в образованное внутреннее пространство воронки направляют набегающий поток, который омывая стенки емкостей лишенных теплозащиты резко охлаждается и частично сжижается при этом жидкую часть воздуха подают в ракетный двигатель а газообразную часть в воздушно-реактивный двигатель.
13. Устройство по п 4 отличающийся тем что, корпус летательного аппарата выполняют в виде базовой плоской топливной емкости (центроплана) с продольным относительным удлинением, вдоль боковых частей которой с поперечным углом V устанавливают аэродинамические плоскости, в виде коротких но с большим продольным удленнением консолей (концевых крылышек), причем внутренний объем консолей используют для размещения трактов и форсунок гиперзвукового прямоточного двигателя для чего консоли выполняют путем продольного набора из труб образующих воздухозаборник, воздуховодный тракт, камеру сгорания и сопловую часть.
14. Устройство по п.6 отличающееся тем что, планер летательного аппарата выполняют в виде аэродинамической несущей топливной емкости, которую формируют из продольного набора отдельных трубчатых топливных емкостей овального или круглого сечения с оболочкой из жаропрочных сортов однородного металла, спаянных (сваренных) между собой и расположенных вдоль образующей планера, причем к внешней части оболочки таких емкостей крепят с помощью разъемов например болтовых теплообменный тракт, выполненный в виде плоского листа капота сваренного из продольного набора трубок круглого, овального, прямоугольного сечения, возможно выполнение теплообменного тракта гофровой конструкции, возможно также выполнение самой оболочки таких топливных емкостей из продольного набора трубок в два или более слоя один над другим которые подкрепляют поперечными силовыми бандажами, при этом заделку (обвязку набора) по внешнему контуру кромок планера осуществляют присоединением путем герметичной припайки (сварки) трубчатой распределительной окаемки с профилированным под встречный поток сечением, возможно использование частей внутреннего герметичного пространства такой трубчатой контурной окаемки для размещения во внутренней ее части вспомогательной емкости с окислителем, пассажиров и грузов для чего в боковых частях окаемки предусматривают входные герметичные двери и иллюминаторы, причем оболочку такой контурной окантовки выполняют поперечным набором из трубок расчетного сечения подобно оболочке основной емкости, а их теплообменные тракты объединяют, при этом охлаждающую жидкость-рабочее тело подают через трубчатый распределяющий коллектор расположенный вдоль критической линии растекания набегающего потока по контурной окантовке.
15. Устройство высокоэнтегрированного гиперзвукового летательного аппарата содержащего в себе несуший корпус передняя часть которого интегрирована под воздухозаборник а задняя под сопло гиперзвукового прямоточного двигателя, который распологают под миделевой частью корпуса, отличающееся тем что, боковые поверхности несущего корпуса снабжают развитыми наплывами в виде например дополнительных емкостей с клиновидным профилем, ширина которых увеличивается к хвостовой части образуя характерную аэродинамическую схему типа волнолет, причем возможна установка наплывов с поперечным "V" сечением как положительным так и отрицательным углом, при этом камеру воздушнореактивного двигателя выполняют в виде подвесной платформы, которую крепят к нижней части корпуса например через продольные телескопические пилоны высоту которых регулируют, тем самым управляя геометрией и объемом воздушного тракта и камеры его сгорания, а в передней и задней торцах плиты крепят управляемые с помощью приводов щитки которые также служат заслонками для управления потоками при заборе воздуха в передней части и управления реактивной струей в задней части, а также при гермитизации, камеры сгорания, например во время посадки или планирования аппарата, а также при использовании камеры сгорания ГПВРД для ее работы при дозвуковой скорости полета когда в камеру сгорания подают сжатый воздух компрессором, при герметично закрытом переднем щитке, причем камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя используют и при небольшой скорости полета 0-2М для чего ее переднюю часть герметизируют с помощью переднего щитка и подают воздух через воздуховоды отдельно расположенными воздушными компрессорами которые размещают в передней части аппарата, при этом их врашают с помощью турбин, пропущенным через теплообменники например через охлаждающие тракты газообразным водородом, при этом задним щитком регулируют сечение выхода реактивной струи на различных режимах работы камеры сгорания, а для того чтобы блокировать воздушный поток после завершения работы компрессоров, в носовой части распологают щиток для герметизации воздухозаборника компрессоров после набора скорости более 2М, когда открывают передний щиток воздухозаборника прямоточного двигателя активно регулируя режим воздухозаборника от режима прямоточного двигателя с подачей в камеру сгорания с дозвуковым горением до режима сверхзвукового горения при котором передний и задний щитки находятся при максимальном раскрытии обеспечивая прямое течение в камере сгорания, причем возможна активная регулировка геометрии и объема камеры сгорания как при сверхзвуковом прямоточном режиме полета так и при гмперзвуковом, кроме того нижнюю часть корпуса снабжают аэродинамическими продольными реданами которые могут быть полыми и являться например частью топливной емкости.
16. Устройство по п 15 отличающееся тем что сверхгиперзвуковой летательный аппарат выполняют в виде несущего корпуса с аэродинамической схемой типа звездообразный волнолет с симметричной верхней и нижней частью, причем осевую линию такого волнолета выполняют в виде аэродинамической плоской емкости с клиновидным продольным сечением при этом развитые наплывы используют для организации потока гиперзвукового двигателя с внешним сгоранием, для чего в миделевой части поверхности корпуса предусматривают реактивные сопла выполняющие функцию форсунок.
17. Устройство по п. 16. отличающееся тем что, объемный корпус летательного аппарата выполняют из твердого топлива (из топлива в твердом состоянии) например из переохлажденного твердого водорода, которое пространственно армируют волокном являющимся также горючим, твердое топливо выполненное в виде планера покрывают оболочкой снабженной перфорацией с форсунками, при этом твердое топливо аблирует образуя газ, который выходит из перфораций в защитной оболочке образуя струи для реактивной тяги и подачи горючего в зону горения,
PCT/RU2013/000659 2012-07-31 2013-07-31 Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления WO2014021742A2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012132698A RU2618831C2 (ru) 2012-07-31 2012-07-31 Способ и летательный аппарат для перемещения в атмосфере планет со скоростями выше первой космической и высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат (варианты) для осуществления способа
RU2012132698 2012-07-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2014021742A2 true WO2014021742A2 (ru) 2014-02-06
WO2014021742A3 WO2014021742A3 (ru) 2014-06-12

Family

ID=50028619

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000659 WO2014021742A2 (ru) 2012-07-31 2013-07-31 Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2618831C2 (ru)
WO (1) WO2014021742A2 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110455310A (zh) * 2019-05-28 2019-11-15 中国空气动力研究与发展中心 高超声速飞行器的大气数据测量方法
CN110907123A (zh) * 2019-12-11 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心 一种高焓推进风洞空气加热方法及装置
CN113195362A (zh) * 2018-08-01 2021-07-30 阿纳托利·爱德华多维奇·尤尼茨基 全球运输系统和用于将有效载荷置于圆形轨道中的方法
US20210349474A1 (en) * 2020-03-27 2021-11-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Device and method for controlling glide vehicle and flying body
CN115556945A (zh) * 2022-10-14 2023-01-03 西安近代化学研究所 带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106742062B (zh) * 2017-01-10 2019-01-08 西安电子科技大学 依托牵引块的航天器发射筒内定位导轨
RU2724620C2 (ru) * 2017-12-20 2020-06-25 Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное агентство по техническому регулированию и метрологии (Росстандарт) Способ устранения влияния узкополосной и импульсной помех на результаты измерений энергетических характеристик радионавигационных сигналов
RU205035U1 (ru) * 2019-09-16 2021-06-24 Тимашев Игорь Васильевич Воздушно-реактивный двигатель лопастной
RU2736657C1 (ru) * 2019-10-21 2020-11-19 Владимир Федорович Петрищев Многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на землю

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3756024A (en) * 1962-02-23 1973-09-04 Gen Dynamics Corp Method and apparatus for coordinating propulsion in a single stage space flight
US4817892A (en) * 1986-04-28 1989-04-04 Janeke Charl E Aerospace plane and engine therefor
RU2046203C1 (ru) * 1981-07-27 1995-10-20 Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец" Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата и реактивная двигательная установка летательного аппарата
RU2076829C1 (ru) * 1993-12-02 1997-04-10 Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Двигательная установка гиперзвукового летательного аппарата
RU2167794C1 (ru) * 2000-02-21 2001-05-27 Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" Способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом
US6488233B1 (en) * 2001-04-30 2002-12-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Laser propelled vehicle
UA41649U (ru) * 2009-02-25 2009-05-25 Анатолий Васильевич Сирота Способ движения объекта над Землей или над любой другой планетой сироты
RU2008134351A (ru) * 2008-08-25 2010-02-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU) Способ обеспечения полета гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере земли

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3756024A (en) * 1962-02-23 1973-09-04 Gen Dynamics Corp Method and apparatus for coordinating propulsion in a single stage space flight
RU2046203C1 (ru) * 1981-07-27 1995-10-20 Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец" Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата и реактивная двигательная установка летательного аппарата
US4817892A (en) * 1986-04-28 1989-04-04 Janeke Charl E Aerospace plane and engine therefor
RU2076829C1 (ru) * 1993-12-02 1997-04-10 Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Двигательная установка гиперзвукового летательного аппарата
RU2167794C1 (ru) * 2000-02-21 2001-05-27 Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" Способ управления гиперзвуковым летательным аппаратом
US6488233B1 (en) * 2001-04-30 2002-12-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Laser propelled vehicle
RU2008134351A (ru) * 2008-08-25 2010-02-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU) Способ обеспечения полета гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере земли
UA41649U (ru) * 2009-02-25 2009-05-25 Анатолий Васильевич Сирота Способ движения объекта над Землей или над любой другой планетой сироты

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113195362A (zh) * 2018-08-01 2021-07-30 阿纳托利·爱德华多维奇·尤尼茨基 全球运输系统和用于将有效载荷置于圆形轨道中的方法
EP3831723A4 (en) * 2018-08-01 2022-03-16 Yunitski, Anatoli Eduardovich PANPLANETARY TRANSPORT ASSEMBLY AND METHOD FOR PLACING PAYLOADS IN CIRCULAR ORBIT
CN113195362B (zh) * 2018-08-01 2024-04-16 阿纳托利·乌尼特斯基 全球运输系统和用于将有效载荷置于圆形轨道中的方法
CN110455310A (zh) * 2019-05-28 2019-11-15 中国空气动力研究与发展中心 高超声速飞行器的大气数据测量方法
CN110907123A (zh) * 2019-12-11 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心 一种高焓推进风洞空气加热方法及装置
US20210349474A1 (en) * 2020-03-27 2021-11-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Device and method for controlling glide vehicle and flying body
CN115556945A (zh) * 2022-10-14 2023-01-03 西安近代化学研究所 带有基于多硼烷化合物燃料的超燃冲压发动机的飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
WO2014021742A3 (ru) 2014-06-12
RU2012132698A (ru) 2014-04-20
RU2618831C2 (ru) 2017-05-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2014021742A2 (ru) Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления
US11059600B2 (en) Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles
Longstaff et al. The SKYLON project
US10246200B2 (en) Centripetal aerodynamic platform spacecraft
CN205559070U (zh) 以压缩空气为施力源的系统及飞机
US6786040B2 (en) Ejector based engines
RU2669220C2 (ru) Двигатель
US6926231B2 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
US5595358A (en) Multipurpose airborne vehicle
SCHMIDT et al. Dynamics and control of hypersonic vehicles-the integration challenge for the 1990's
CN105649775A (zh) 以压缩空气为施力源的系统及其方法、飞机
US20190301486A1 (en) Load-bearing Members for Aircraft Lift and Thrust
GB2222635A (en) A propulsion system for an aerospace vehicle
UA120500C2 (uk) Двигун, спосіб його експлуатації та повітряний літальний апарат, що містить такий двигун
Grose Reshaping flight for fuel efficiency: Five technologies on the runway
Harris Jr On the threshold-the outlook for supersonic and hypersonic aircraft
Scharnhorst An overview of military aircraft supersonic inlet aerodynamics
Hunt et al. Systems challenges for hypersonic vehicles
MYRABO A concept for light-powered flight
Hunt et al. Airbreathing hypersonic systems focus at NASA Langley Research Center
Taguchi et al. Conceptual study on hypersonic airplanes using pre-cooled turbojet
RU2772596C1 (ru) Многоразовый гибридный ракетоноситель криштопа (мгрк), гибридная силовая установка (гсу) для мгрк и способ функционирования мгрк с гсу (варианты)
Sippel Research on TBCC propulsion for a Mach 4.5 supersonic cruise airliner
RU2710992C1 (ru) Суборбитальный ракетоплан криштопа (срк), гибридная силовая установка (гсу) для срк и способ функционирования срк с гсу (варианты)
RU2574295C2 (ru) Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013825563

Country of ref document: EP

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13825563

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13825563

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2