WO2021118401A1 - Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния - Google Patents

Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния Download PDF

Info

Publication number
WO2021118401A1
WO2021118401A1 PCT/RU2020/000509 RU2020000509W WO2021118401A1 WO 2021118401 A1 WO2021118401 A1 WO 2021118401A1 RU 2020000509 W RU2020000509 W RU 2020000509W WO 2021118401 A1 WO2021118401 A1 WO 2021118401A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aerodynamic
engines
rudders
landing
passengers
Prior art date
Application number
PCT/RU2020/000509
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Владимир Федорович ПЕТРИЩЕВ
Original Assignee
Владимир Федорович ПЕТРИЩЕВ
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 Владимир Федорович ПЕТРИЩЕВ filed Critical Владимир Федорович ПЕТРИЩЕВ
Priority to DE112020003675.8T priority Critical patent/DE112020003675T5/de
Publication of WO2021118401A1 publication Critical patent/WO2021118401A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10—All-wing aircraft
    • B64C2039/105—All-wing aircraft of blended wing body type

Definitions

  • the invention relates to the field of rocket and aviation technology and can be used in the creation of rocket and aviation systems that provide air transportation of passengers over intercontinental distances.
  • the only means of delivering passengers over intercontinental distances is currently by plane.
  • the main structural elements of the aircraft are the fuselage with passenger cabins, wings with fuel storage tanks, tail unit, gas turbine engines installed under the wings on pylons, landing gear, control system and cockpit canopy.
  • the disadvantage of all the most advanced modern passenger aircraft flying at intercontinental distances is the long flight duration, which is exhausting for passengers, despite the comfort created for passengers in flight.
  • SUBSTITUTE SHEET The device proposed for solving the problem of accelerated delivery of passengers to intercontinental distances is the Starship project of the US firm Spase-X, which is capable (FOCUS magazine, 2019-05-31) to independently deliver in 5-20 minutes. 100 passengers at a distance of 10 thousand km, for example, from New
  • This reusable spacecraft is an amalgamation of the spacecraft itself in the traditional sense of this term and the second stage of the US BFR two-stage super-heavy launch vehicle intended for manned flights to the Moon or Mars.
  • the ship is a large-diameter and long-length cylinder, pointed at the front, which starts and lands vertically on the Earth's surface. It does not require a ground launch complex and a head fairing.
  • a mast is used for embarking and disembarking passengers and refueling rocket engines with propellant components.
  • the main section of the ship's motion lies outside the Earth's atmosphere.
  • aerodynamic braking is provided by the ship's hull.
  • the soft landing of the ship is ensured by the controlled throttling of the rocket engine thrust.
  • the cost of passenger tickets is determined by the cost of refueling fuel and the cost of servicing the ship.
  • the disadvantage of the device is the impossibility of delivering the same number of passengers over distances longer than 10 thousand km.
  • the first stage of the launch vehicle has the same diameter as the Starship and is used as an accelerator. After the booster has accelerated to a given speed, the first stage separates, turns around, and is inhibited by B first by turning on the engines and subsequently due to the forces of aerodynamic drag and gently sits down at the launch point. The soft landing of the stage is ensured by controlled throttling of the rocket engine thrust. The second stage, with passengers on board, continues to fly to its destination and then also lands softly.
  • the launch vehicle as a whole does not require a ground launch complex and a head fairing.
  • the advantage of the analogue is the complete reusability of both stages of the launch vehicle.
  • the features of the analogue which coincide with the essential features of the invention, are the reusability of both stages of the launch vehicle and the possibility of accelerated delivery of passengers to intercontinental distances of more than 10 thousand km.
  • the disadvantage of the prototype is the increased cost of passenger tickets, associated with significant financial costs for refueling the launch vehicle with a large amount of fuel: 3300 tons for the first stage and 1200 tons for the second stage (Wikipedia - BFR (rocket)).
  • the amount of fuel is due to the large dry mass of the launch vehicle itself, which is being developed for flights to the Moon and Mars and simultaneously allows solving the problem of accelerated delivery of passengers to intercontinental distances.
  • the closest to the invention in technical essence and accepted as a prototype is the device according to the application 2018138820.
  • the device provides the delivery of 100 tourists and 10 crew members to low-earth orbit and subsequent return to Earth. It consists of elements, the bodies of which are made in
  • SUBSTITUTE SHEET the form of disks flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the discs with a developed flat bottom sloped towards the aft part.
  • the efficiency of control is achieved due to a higher aerodynamic quality factor than an aircraft and a reduction in the weight of the structure compared to an aircraft with a comparable payload, since external loads are distributed more evenly over the entire structure of the disk.
  • the disk also provides lower overloads and lower external heat fluxes when flying in dense layers of the atmosphere at a hypersonic speed.
  • the elements of the device are equipped with sustainer and steering engines installed in the aft part of the disk, the necessary fuel supply, a control system, the necessary equipment, equipment and life support, a cockpit canopy, as well as a landing gear.
  • the elements of the device For control when moving in the atmosphere, the elements of the device have aerodynamic rudders - a stern shield and elevons, installed in the stern of the flat bottom. Aerodynamic keels are installed on the sides of the disk. After the descent to a given flight altitude, landing gear is released and the elements are "airplane-like" at the base airfield.
  • the elements of the device are designed for reusable use, all their motors are designed for multiple switching on.
  • the features of the prototype which coincide with the essential features of the invention, are the reusability of all elements of the device and the possibility of accelerated delivery of passengers to intercontinental distances.
  • the disadvantage of the prototype is the increased cost of passenger tickets, due to the excessive number of elements contained in it.
  • a device for the accelerated delivery of passengers to intercontinental distances of more than 10 thousand km, which before the start is a single whole, includes two independent elements, the joint and consistent work of which ensures the fulfillment of the task. but.
  • SC is a single-stage rocket, separated from the aircraft (VK) at a given flight altitude.
  • the SC body is made in the form of a flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the disk with a developed flat bottom and beveled towards the tail part.
  • the efficiency of control when moving in the atmosphere at hypersonic speed is achieved due to the aerodynamic quality coefficient greater than that of an aircraft and a decrease in the weight of the structure compared to an aircraft with a comparable payload, since external loads are distributed more evenly over the entire structure of the disk.
  • the disk also provides lower overloads and lower external heat fluxes when moving in the upper atmosphere at hypersonic speed.
  • SC is equipped with sustainer and steering
  • the trajectory of the SC after separation from the VC consists of three sections: a section for launching a suborbit to a given altitude with a given hypersonic speed, a controlled descent section with a decrease in altitude and speed in order to achieve specified geographic coordinates, a descent and landing section at the destination airport, while after reaching the given coordinates are reduced to a given flight altitude, at which the crew provides landing gear and landing of the SC "in an airplane" manner at the destination airport.
  • the second element of the device working in the first place, is a VC with given weight and size and dynamic characteristics, which performs the functions of a heavy-duty cargo aircraft proposed by application 2018138820. It provides delivery of the equipped SC to the stratospheric height.
  • the VC is equipped with propulsion and steering engines with the necessary fuel supply, as well as a control system, landing gear for take-off and landing "like an aircraft" at the airport of departure, the necessary equipment, equipment, and life support for the crew members.
  • VK repeats the shape of the disk of the SC body, but has larger dimensions than that of the SC.
  • the equipped SC is installed in the VC body using a detachable connection of the separation system.
  • the SC body is installed in the VC body in such a way that its body does not go beyond the outer contour of the VC, for which there is an oval cutout on the upper surface of the VC, covering the SC contours along the perimeter.
  • the cutout from the inside is reinforced with a load-bearing element in the shape of the SC bottom.
  • an elastic sealed membrane is fixed along the perimeter of the cutout, which has two stable stress states: either it is pressed into the body and pressed against the load-bearing element, or it is squeezed out of the body and forms its outer contour.
  • the membrane is pressed into the body and pressed against the load-bearing element. After the pyro-locks are triggered, excess pressure is applied to the SC separation into the space between the membrane and the force element, which creates a force on
  • SUBSTITUTE SHEET squeezing out the membrane and separating the SC from the VC.
  • the membrane is squeezed out, closes the cutout and forms the outer contour of the VC.
  • the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements that are temporarily connected to each other and to the VC body after the outer contour is formed in order to create a load-bearing frame.
  • Turbojet engines are used as the main and steering engines of the VK, for which air intakes are located in the aft part of it from above behind the oval cutout.
  • aerodynamic control surfaces of attitude control along all axes similar to the SC to control the angles of attack and roll, aerodynamic control surfaces are used - a stern shield and elevons, installed in the aft part of the flat bottom, on the sides of the disk there are aerodynamic keels, on the rear parts of which there are rudders.
  • a cockpit with a crew and a cockpit canopy is provided for control at all stages of the flight - takeoff, climb, SC separation, descent, landing gear and landing “in an airplane way” at the airport of departure.
  • the control of the aerodynamic rudders is complemented by the control of the propulsion and steering engines.
  • VK is designed for reusable use.
  • the objective of this invention is to use a disk-shaped aircraft of a large diameter, which has a known number of advantages over a rocket and an aircraft, for the accelerated delivery of passengers to intercontinental distances.
  • the device for the accelerated delivery of passengers to intercontinental distances consists of a VC, which performs the function of a cargo plane and is controlled "like an airplane" from takeoff to landing at the airport
  • the VC hull is made in the form of a disk , has the shape of a flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the disk with a flat and beveled bottom towards the stern, aerodynamic keels are installed on the sides of the disk, while the VC is equipped with steering turbojet engines placed with propulsion turbojet engines in the stern of the VC, in the stern parts of the top are air intakes, while the main and steering engines are made taking into account their repeated switching, is as aerodynamic rudders, the aft shield and elevons installed on the aft part of the bottom are used, and rudders installed on the rear parts of the air dynamic keels, the VC is supplied with the necessary equipment, gear
  • the VC included in the device has an oval cutout on top in the body, into which the SC is installed, which is a single-stage rocket that delivers passengers to 25 intercontinental distances, the shape of which repeats the shape of the VC, but smaller in size, before the start of the SC is installed in the VC body using a detachable connection separation system so that its contour does not go beyond the outer contour of the VC, the cutout from the inside is reinforced with a load-bearing element in the shape of the bottom of the VC, along the perimeter
  • the SC is also equipped with the necessary supply of working fluid, the necessary 5 equipment, equipment and life support to accommodate a given number of crew members in the cockpit with a canopy and a given number of passengers in the cabins, while at the section of the controlled descent and the section of descent and landing at the destination airport, combined control is carried out, both with the help of aerodynamic rudders and with the help of cruise and steering rocket engines, all elements of the SC are made taking into account their reusable applications, sustainer and steering engines are made taking into account their repeated activation.
  • the water area at the sea berth can be used as the airport of departure of the device.
  • Fig. 1 shows the projection of the spacecraft on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the spacecraft are visible.
  • Fig. 2 also shows the same projections of the equipped VC with the equipped SC installed on it.
  • Fig. 3 shows an axonometric projection of the device before the start.
  • Embodiment of the invention 0 1.
  • SC is designed for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances up to 15 thousand km, numbering 100 people with 10 crew members.
  • the shape of the SC body (Fig. 1) is a flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the disk 1 with a developed flat and oblique to the tail end of the bottom 2 with a diameter of 35 m and a height of 7 m.
  • the launch weight of the SC is 945t and is distributed as follows:
  • steering rocket engines 3 to control the angular position of the hull relative to all three5 axes and propulsion rocket engines 4 with a total thrust of 1200 tf.
  • the number of cruise rocket engines is determined by the value of the nominal thrust of each of them and the possibility of throttling the thrust. They run on environmentally friendly fuel “liquid oxygen
  • SUBSTITUTE SHEET plus liquid hydrogen have a specific impulse outside the atmosphere of at least 450 s. Sequential switching off of the engines or their throttling provides an overload during the flight of the SC of no more than 2 units, and at the same time the required level of reliability is ensured.
  • aerodynamic surfaces are installed in the aft part of the bottom: aft shield 5 and elevons 6 to control the angles of attack and roll.
  • aerodynamic keels 7 are installed on the sides of the disk.
  • aerodynamic rudders 8 are installed on the rear parts of the keels.
  • a heat-shielding coating is applied (in Fig. 1 not shown).
  • Available chassis in Fig.
  • the SC is launched from the VC board at a stratospheric altitude of 30 km.
  • the trajectory of the SC consists of three sections: a section for launching to a subborbit at an altitude of 80 km with a hypersonic speed of 7000 m / s, a section for a controlled descent to an altitude of 20 km and with a decrease in speed to transonic when the specified geographic coordinates are reached, a section of descent and landing at the destination airport ...
  • a descent to a low flight altitude is carried out, at which the crew provides landing gear and landing of the SC "as an airplane" at the destination airport.
  • On the controlled descent section and the descent and landing section at the destination airport combined control is carried out as with
  • VK performs the function of a heavy-duty cargo aircraft, delivers an equipped SC to a stratospheric altitude of 30 km. Its shape (Fig. 2) repeats the shape of the SC disk and has a diameter of 45 m and a height of 9 m.
  • the maximum take-off weight of the VC is 1560 t and is distributed as follows:
  • the outer contours of the VK are similar to those of the SC.
  • the difference in the aft part of the VC is that turbojet engines are used as steering 3 and 4 propulsion engines.
  • the cruise engines 4 have a total thrust of 360 tf in the VC takeoff mode, sufficient to bring the equipped SC to an altitude of 30 km with a cruising speed of 720 km / h ...
  • the VC for the operation of the cruise 4 and steering 3 engines has on board the necessary fuel supply, is equipped with a control system, the necessary equipment, equipment, life support and landing gear (not shown in Fig. 2).
  • the equipped SC is installed in the VC body before launch in such a way that its body does not go beyond the outer contour of the VC, for which there is an oval cutout on the upper surface of the VC.
  • the cutout along the perimeter covers the contours of the SC.
  • the cutout from the inside is reinforced with a load-bearing element (not shown in Fig. 2) according to the shape of the SC bottom.
  • an elastic sealed membrane is fixed (not shown in Fig. 2), which, after separation of the SC, forms the outer contour of the VC.
  • SUBSTITUTE SHEET ensuring the required rigidity of the structure, the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements (not shown in Fig. 2), temporarily connected to each other and to the VC body after the formation of the outer contour in order to create a load-bearing frame.
  • Air intakes 11 are located in the aft section above, behind the oval cutout. At all flight speeds, the control of the aerodynamic rudders 5,6,8, if necessary, is supplemented by the control of the propulsion and steering engines.
  • the device for the accelerated delivery of passengers over intercontinental distances operates as follows.
  • the equipped SC After docking, testing, equipping, charging and refueling all the elements of the device and accommodating passengers and crews, with the help of the VC, it takes off and ascends to stratospheric altitude at a given point in space and flies at a given course and at a given speed. At an altitude of 30 km, the equipped SC is undocked and separated from the VC, after which the VC with a closed membrane cutout in the hull returns to the airport of departure.
  • the SC After separation of the SC from the VC, its sustainer and steering engines are switched on, and along the launching trajectory it is brought to a suborbital altitude of 80 km at a speed of 7000 m / s. Further, the SC carries out a controlled descent to an altitude of 20 km with a decrease in speed to transonic when the specified geographic coordinates are reached. At the same time, in the injection section and the controlled descent section, when a 2-fold overload is reached, the main engines of the SC are alternately turned off or throttled. Upon reaching the specified coordinates, the SC carries out a decrease in altitude, release of the landing gear and landing at the destination airport. The maximum flight range is 15 thousand km. The flight time does not exceed 2 hours.
  • the maximum fuel consumption can be 935 tons.

Abstract

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике. Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния выполнено в виде воздушного корабля (ВК), оснащенного выпускаемыми шасси, аэродинамическими рулями управления, маршевыми турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарем, запасом топлива, оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа. Корпус ВК имеет форму сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем. По бокам диска установлены аэродинамические кили. ВК оснащен рулевыми турбореактивными двигателями, размещаемыми с маршевыми турбореактивными двигателями в кормовой части, где сверху расположены воздухозаборники. В качестве аэродинамических рулей используются кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые на кормовой части днища, и рули направления, устанавливаемые на задних частях аэродинамических килей. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния.

Description

УСТРОЙСТВО ДЛЯ УСКОРЕННОЙ ДОСТАВКИ ПАССАЖИРОВ НА МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ РАССТОЯНИЯ
5 Область техники
Изобретение относится к области ракетной и авиационной техники и может найти применение при создании ракетных и авиационных комплексов, обеспечивающих воздушные перевозки пассажиров на межконтинентальные расстояния.
Предшествующий уровень техники
Единственным средством доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния в настоящее время является самолёт. Основными элементами конструкции самолёта являются is фюзеляж с салонами для пассажиров, крылья с баками для хранения топлива, хвостовое оперение, газотурбинные двигатели, устанавливаемые под крыльями на пилонах, выпускаемое шасси, система управления и фонарь кабины экипажа. Известно (LENTA. RU, 20.10.2019), что пассажирский самолёт Boeing 787-9 австралийской го авиакомпании «Qantas Airlines» в 2019 году установил два новых мировых рекорда по дальности и по продолжительности полёта, пролетев с 50 пассажирами, в том числе и с четырьмя пилотами, расстояние 17800 км из Нью-Йорка в Сидней за 19 час. 14 мин., израсходовав при этом 100 т топлива. Недостатком всех самых 25 совершенных современных пассажирских самолётов, летающих на межконтинентальные расстояния, является большая продолжительность полёта, утомительная для пассажиров, несмотря на создаваемый для пассажиров в полёте комфорт.
1
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ Устройством, предложенным для решения задачи ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, является проект космического корабля Starship фирмы Spase-X США, который способен (журнал ФОКУС, 2019-05-31) самостоятельно доставить за 5 20 мин. 100 пассажиров на расстояние 10 тыс. км, например, из Нью-
Йорка в Лондон. Этот многоразовый корабль является объединением собственно космического корабля в традиционном понимании этого термина и второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя сверхтяжёлого класса BFR США, предназначенной для пилотируемых ю полётов на Луну или на Марс. Корабль представляет собой заострённый в передней части цилиндр большого диаметра и большой длины, стартующий и садящийся на поверхность Земли вертикально. Ему не требуется наземный стартовый комплекс и головной обтекатель. Для посадки-высадки пассажиров и заправки is ракетных двигателей компонентами топлива используется мачта. Основной участок движения корабля лежит за пределами атмосферы Земли. При спуске обеспечивается аэродинамическое торможение корпусом корабля. Мягкое приземление корабля обеспечивается за счёт управляемого дросселирования тяги ракетных двигателей го Стоимость билетов пассажиров определяется стоимостью заправляемого топлива и стоимостью облуживания корабля. Недостатком устройства является невозможность доставки того же числа пассажиров на расстояния, большие 10 тыс. км.
В качестве аналога изобретения принят проект двухступенчатой 25 ракеты-носителя сверхтяжёлого класса BFR США, которую предполагается использовать для доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, не ограниченные по дальности. По информации (https://www.rbc. ru>technoloqv and media>2017) эта ракета способна доставить 100 пассажиров в любую точку земного
2
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ шара за время не более, чем за 1 час. Первая ступень ракеты- носителя имеет тот же диаметр, что и корабль Starship и используется в качестве ускорителя. После разгона ракеты-носителя до заданной скорости первая ступень отделяется, разворачивается, тормозится Б вначале за счёт включения двигателей и в последующем за счёт сил аэродинамического сопротивления и мягко садится в точке старта. Мягкое приземление ступени обеспечивается за счёт управляемого дросселирования тяги ракетных двигателей. Вторая ступень с пассажирами на борту продолжает полёт до точки назначения и далее также мягко приземляется. Ракете-носителю в целом не требуется наземный стартовый комплекс и головной обтекатель. Достоинством аналога является полная многоразовость обеих ступеней ракеты- носителя. Признаками аналога, совпадающими с существенными признаками изобретения, являются многоразовость обеих ступенейs ракеты-носителя и возможность ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км. Недостатком прототипа является повышенная стоимость билетов пассажиров, связанная со значительными финансовыми затратами на заправку ракеты-носителя большим количеством топлива: 3300 т для первой ступени и 1200 т для второй ступени (Википедия - BFR (ракета)). Количество топлива обусловлено большой сухой массой самой ракеты-носителя, разрабатываемой для полётов к Луне и Марсу и попутно позволяющей решать задачу ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния. Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является устройство по заявке 2018138820. Устройство обеспечивает доставку 100 туристов и 10 членов экипажа на околоземную орбиту и последующее возвращение на Землю. Оно состоит из элементов, корпуса которых выполнены в з
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ форме сплюснутых в поперечном направлении и заострённых в передней части дисков с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем. Эффективность управления достигается за счёт большего, чем у самолёта, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолётом при сопоставимой грузоподъёмности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при полёте в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью. Элементы устройства снабжены маршевыми и рулевыми двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения, фонарём кабины экипажа, а также выпускаемыми шасси. Для управления при движении в атмосфере элементы устройства имеют аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. По бокам диска установлены аэродинамические кили. После снижения до заданной высоты полёта обеспечивается выпуск шасси и посадка элементов «по-самолётному» на аэродром базирования. Элементы устройства рассчитаны на многоразовое применение, все их двигатели рассчитаны на многократное включение. Признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками изобретения, являются многоразовость всех элементов устройства и возможность ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния. Недостатком прототипа является повышенная стоимость билетов пассажиров, обусловленная избыточным количеством элементов, содержащихся в нём.
4
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ Таким образом, известные в настоящее время технические средства не могут обеспечить ускоренную доставку пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км за сравнительно небольшую стоимость билетов. Раскрытие изобретения
Предлагается устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км, которое перед стартом представляет собой единое целое, включает два самостоятельных элемента, совместная и последовательная работа которых обеспечивает выполнение поставленной задачи. а. Первым элементом устройства, работающим во вторую очередь, рассчитанным на ускоренную доставку заданного числа пассажиров и членов экипажа на межконтинентальные расстояния, является суборбитальный корабль (СК) многоразового применения, в основу которого положена конструкции СК. предложенного по заявке N2 2018138820. СК является одноступенчатой ракетой, отделяемой от воздушного корабля (ВК) на заданной высоте полёта. Корпус СК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заострённого в передней части диска с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем. Эффективность управления при движении в атмосфере с гиперзвуковой скоростью достигается за счёт большего, чем у самолёта, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолётом при сопоставимой грузоподъёмности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при движении в верхних слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью. СК снабжён маршевыми и рулевыми
5
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ ракетными двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа и пассажиров, а также выпускаемыми шасси. Траектория движения СК после отделения от ВК состоит из трёх участков: участка выведения на заданную высоту суборбиты с заданной гиперзвуковой скоростью, участка управляемого спуска с уменьшением высоты и скорости с целью достижения заданных географических координат, участка снижения и посадки в аэропорту назначения, при этом после достижения заданных координат осуществляется снижение до заданной высоты полёта, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолётному» в аэропорту назначения. Предусматриваются салоны для пассажиров и кабина с экипажем и с фонарём кабины для управления на участке снижения и посадки в аэропорту назначения. На участке выведения на суборбиту и при последующем движении на участке управляемого спуска маршевые ракетные двигатели СК, имеющие высокий удельный импульс и работающие на экологически чистых компонентах, поочерёдно выключают или дросселируют для предотвращения появления перегрузки, превышающей заданную величину. Для управления углами атаки и крена на участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. По бокам диска установлены аэродинамические кили. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления. На участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление как с помощью аэродинамических рулей, так и с помощью маршевых и б
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ рулевых ракетных двигателей. Все элементы СК выполнены с учётом их многоразового применения, все его двигатели выполнены с учётом их многократного включения.
Ь. Вторым элементом устройства, работающим в первую очередь, является ВК с заданными массогабаритными и динамическими характеристиками, выполняющий функции грузового самолёта большой грузоподъёмности, предложенный по заявке 2018138820. Он обеспечивает доставку на стратосферную высоту снаряжённого СК. ВК оснащён маршевыми и рулевыми двигателями с необходимым запасом топлива, а также системой управления, шасси для взлёта и посадки «по-самолётному» в аэропорту отправления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения членов экипажа. ВК повторяет форму диска корпуса СК, но имеет большие, чем у СК, размеры. Перед стартом снаряженный СК устанавливают в корпус ВК с помощью разъёмного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе подъёма в стратосферу корпус СК устанавливают в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез, охватывающий по периметру обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплён силовым элементом по форме днища СК. С целью закрытия выреза после отделения СК по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряжённых состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур. Перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу. После срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подаётся избыточное давление, которое создаёт усилие на
7
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ выдавливание мембраны и отделение СК от ВК. В результате мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур ВК. Для обеспечения необходимой жёсткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. В качестве маршевых и рулевых двигателей ВК используются турбореактивные двигатели, для чего в кормовой его части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники. Имеются аналогичные СК аэродинамические рули управления ориентацией по всем осям: для управления углами атаки и крена используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища, по бокам диска установлены аэродинамические кили, на задних частях которых установлены рули направления. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарём кабины для управления на всех этапах полёта - взлёт, набор высоты, отделение СК, снижение, выпуск шасси и посадка «по-самолётному» в аэропорту отправления. Управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями. ВК рассчитан на многоразовое применение.
Задачей этого изобретения является использование летательного аппарата дискообразной формы большого диаметра, обладающего известным рядом достоинств по сравнению с ракетой и самолётом, для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния.
Поставленная задача решается тем, что устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, состоит из ВК, выполняющего функцию грузового самолёта и управляемого «по-самолётному» от взлёта до посадки в аэропорту
8
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ отправления, оснащено выпускаемыми шасси для взлёта и посадки, аэродинамическими рулями управления, маршевыми турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарём кабины, снабжено необходимым запасом топлива, 5 необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа, согласно изобретению корпус ВК выполнен в форме диска, имеет форму сплюснутого в поперечном направлении и заострённого в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам диска установлены ю аэродинамические кили, при этом ВК оснащён рулевыми турбореактивными двигателями, размещаемыми с маршевыми турбореактивными двигателями в кормовой части ВК, в кормовой части сверху расположены воздухозаборники, при этом маршевые и рулевые двигатели выполнены с учётом их многократного включения, is в качестве аэродинамических рулей используются кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые на кормовой части днища, и рули направления, устанавливаемые на задних частях аэродинамических килей, ВК снабжён необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа, при этом на всех го скоростях полёта ВК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
Входящий в состав устройства ВК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают СК, представляющий собой одноступенчатую ракету, доставляющий пассажиров на 25 межконтинентальные расстояния, форма которого повторяет форму ВК, но меньших размеров, перед стартом СК устанавливают в корпусе ВК с помощью разъёмного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур ВК, вырез изнутри подкреплён силовым элементом по форме днища СК, по периметру
9
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряжённых состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур, так что перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подаётся избыточное давление, которое создаёт усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от корпуса ВК, в результате чего мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур корпуса, мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура, при этом СК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части СК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, траектория полёта СК после отделения от ВК состоит из трёх участков: участка выведения на заданную высоту суборбиты с заданной гиперзвуковой скоростью, участка управляемого спуска с уменьшением высоты и скорости, участка снижения и посадки в аэропорту назначения, при этом после достижения заданных координат осуществляется снижение до заданной высоты полёта, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолётному» в аэропорту назначения, корпус СК снабжен аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на его переднюю часть, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, СК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на
10
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ экологически чистых компонентах, которые поочерёдно выключают или дросселируют по траектории выведения на суборбиту и при последующем движении на участке управляемого спуска, СК снабжён также необходимым запасом рабочего тела, необходимым 5 оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа членов экипажа в кабине с фонарём кабины и заданного числа пассажиров в салонах, при этом на участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление, как с ю помощью аэродинамических рулей, так и с помощью маршевых и рулевых ракетных двигателей, все элементы СК выполнены с учётом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учётом их многократного включения.
В качестве аэропорта отправления устройства может is использоваться акватория у морского причала.
Краткое описание чертежей
На Fig. 1 приведены проекции СК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции СК. го На Fig. 2 также приведены те же проекции снаряженного ВК с установленным на нём снаряженным СК.
На Fig. 3 приведена аксонометрическая проекция устройства перед стартом.
На этих фигурах:
25 1 - корпус корабля;
2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;
3 - рулевые двигатели;
4 - маршевые двигатели;
5 - кормовой щиток;
11
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ 6 - элевоны;
7 - аэродинамические кили;
8 - рули направления;
9 - фонарь кабины экипажа;
5 10 - овальный вырез;
11 - воздухозаборники.
Вариант осуществления изобретения 0 1. СК предназначен для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния до 15 тыс. км численностью 100 человек с 10-ю членами экипажа. По форме корпус СК (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заострённый в передней части диск 1 с развитым плоским иs скошенным к хвостовой чисти днищем 2 диаметром 35 м и высотой 7 м.
Стартовая масса СК равна 945т и распределена следующим образом:
- масса конструкции - 115 т; о - масса заправляемого топлива - 810 т;
- масса оборудования и снаряжения - 9 т;
- масса пассажиров (100 ч.) и экипажа (10 ч.) - 11 т.
В кормовой части СК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трёх5 осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 1200 тс. Количество маршевых ракетных двигателей определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород
12
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочерёдным отключением двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка при полёте СК не более 2 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надёжности. Кроме того, в кормовой части днища установлены аэродинамические поверхности: кормовой щиток 5 и элевоны 6 для управления углами атаки и крена. По бокам диска установлены аэродинамические кили 7. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления 8. На переднюю часть СК, на плоское и скошенное к кормовой части днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 1 не показано). Имеется система управления, необходимое оборудование и снаряжение для пассажиров и экипажа со средствами жизнеобеспечения (на фиг. 1 не показано), салоны для пассажиров (на фиг. 1 не показано) и кабина пилотов с фонарём кабины пилотов 9 для управления СК при снижении и посадке в аэропорту назначения. Имеются выпускаемые шасси (на фиг.
1 не показано) для посадки «по-самолётному». Старт СК с борта ВК производится на стратосферной высоте 30 км. Траектория движения СК состоит из трёх участков: участка выведения на субборбиту на высоту 80 км с гиперзвуковой скоростью 7000 м/с, участка управляемого спуска до высоты 20 км и с уменьшением скорости до трансзвуковой при достижении заданных географических координат, участка снижения и посадки в аэропорту назначения. После достижения заданных координат осуществляется снижение до малой высоты полёта, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолётному» в аэропорту назначения. На участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление как с
13
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ помощью аэродинамических рулей 5,6,8, так и с помощью маршевых 4 и рулевых 3 ракетных двигателей.
2. ВК выполняет функцию грузового самолёта большой грузоподъёмности, доставляет на стратосферную высоту 30 км снаряжённый СК. Его форма (фиг. 2) повторяет форму диска СК и имеет диаметр 45 м и высоту 9 м. Максимальная взлётная масса ВК равна 1560 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции -470 т;
- масса заправляемого топлива -125 т; - масса оборудования и снаряжения - 20 т;
- масса полезного груза - 945 т.
Внешние обводы ВК аналогичны обводам СК. Отличие в кормовой части ВК состоит в том, что в качестве рулевых 3 и маршевых 4 двигателей используются турбореактивные двигатели Маршевые двигатели 4 обладают в режиме взлёта ВК суммарной тягой 360 тс, достаточной для выведения снаряженного СК на высоту 30 км с крейсерской скоростью 720 км/ч. ВК для работы маршевых 4 и рулевых 3 двигателей имеет на борту необходимый запас топлива, снабжён системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси (на фиг. 2 не показано). Для уменьшения аэродинамического сопротивления в полёте снаряжённый СК перед стартом устанавливается в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез 10. Вырез по периметру охватывает обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплён силовым элементом (на фиг. 2 не показано) по форме днища СК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 2 не показано), которая после отделения СК образует внешний контур ВК. Для
14
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ обеспечения необходимой жёсткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов (на фиг. 2 не показано), временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. В кормовой части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники 11. На всех скоростях полёта управление аэродинамическими рулями 5,6,8, при необходимости, дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями. Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния работает следующим образом. После стыковки, испытаний, снаряжения, зарядки и заправки всех элементов устройства и размещения пассажиров и экипажей оно с помощью ВК осуществляет взлёт и подъём на стратосферную высоту в заданную точку пространства и полёт с заданным курсом и с заданной скоростью. На высоте 30 км производится расстыковка и отделение от ВК снаряжённого СК, после чего ВК с закрытым мембраной вырезом в корпусе возвращается в аэропорт отправления.
После отделения СК от ВК включаются его маршевые и рулевые двигатели, и он по траектории выведения выводится на суборбитальную высоту 80 км со скоростью 7000 м/с. Далее СК осуществляет управляемый спуск до высоты 20 км с уменьшением скорости до трансзвуковой при достижении заданных географических координат. При этом на участке выведения и участке управляемого спуска при достижении 2-х кратной перегрузки маршевые двигатели СК поочерёдно выключают или дросселируют. При достижении заданных координат СК осуществляет снижение высоты, выпуск шасси и посадку в аэропорту назначения. Максимальная дальность полёта составляет 15 тыс. км. Время перелёта не превышает 2 час.
15
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку 100 пассажиров на расстояние до 15 тыс. км за время, не более, чем за 2 часа, за сравнительно небольшую стоимость билетов , реализуется за счёт:
- использования двух элементов устройства в виде конструкций специальной дискообразной формы и специальной схемы размещения СК в корпусе ВК и их разделения; многоразовости применяемых элементов устройства, взлетающих и садящихся «по-самолётному» ; использования сравнительно небольшого количества заправляемого в элементы топлива: 125 т- в ВК и 810 т - в СК. Итого максимальный расход топлива может составлять 935 т.
16
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Устройство для ускоренной доставки пассажиров на 5 межконтинентальные расстояния, состоящее из воздушного корабля (ВК), выполняющего функцию грузового самолёта, управляемого «по- самолётному» от взлёта до посадки в аэропорту отправления, оснащено выпускаемыми шасси для взлёта и посадки, аэродинамическими рулями управления, маршевыми ю турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарём кабины, снабжено необходимым запасом топлива, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа, отличающееся тем, что корпус ВК выполнен в форме диска, имеет форму сплюснутого в поперечном is направлении и заострённого в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам диска установлены аэродинамические кили, при этом ВК оснащён рулевыми турбореактивными двигателями, размещаемыми с маршевыми турбореактивными двигателями в кормовой части ВК, в кормовой го части сверху расположены воздухозаборники, при этом маршевые и рулевые двигатели выполнены с учётом их многократного включения, в качестве аэродинамических рулей используются кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые на кормовой части днища, и рули направления, устанавливаемые на задних частях аэродинамических 25 килей, ВК снабжён необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа, при этом на всех скоростях полёта ВК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
17
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ
2. Устройство по п. 1 , отличающееся тем, что оно имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают суборбитальный корабль (СК), представляющий собой одноступенчатую ракету, форма которого повторяет форму ВК, но меньших размеров, перед стартом 5 СК устанавливают в корпусе ВК с помощью разъёмного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур ВК, вырез изнутри подкреплён силовым элементом по форме днища СК, а для закрытия выреза после отделения СК по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых ю напряжённых состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур, так что перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и is силовым элементом подаётся избыточное давление, которое создаёт усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от корпуса ВК, в результате чего мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур корпуса, мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы го элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура, при этом СК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части СК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, траектория полёта СК после отделения от ВК 25 состоит из трёх участков: участка выведения на заданную высоту суборбиты с заданной гиперзвуковой скоростью, участка управляемого спуска с уменьшением высоты и скорости, участка снижения и посадки в аэропорту назначения, при этом после достижения заданных координат осуществляется снижение до заданной высоты полёта, на
18
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по- самолётному» в аэропорту назначения, корпус СК снабжен аэродинамическими рулями: кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на его переднюю часть, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, СК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на экологически чистых компонентах, которые поочерёдно выключают или дросселируют по траектории выведения на суборбиту и при последующем движении на участке управляемого спуска, СК снабжён также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа членов экипажа в кабине с фонарём кабины и заданного числа пассажиров в салонах, при этом на участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление как с помощью аэродинамических рулей, так и с помощью маршевых и рулевых ракетных двигателей, все элементы СК выполнены с учётом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учётом их многократного включения.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что в качестве аэропорта отправления устройства используется акватория у морского причала.
19
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ
PCT/RU2020/000509 2019-12-13 2020-10-26 Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния WO2021118401A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE112020003675.8T DE112020003675T5 (de) 2019-12-13 2020-10-26 Vorrichtung zur beschleunigten Beförderung von Passagieren über interkontinentale Entfernungen

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019141892A RU2731518C1 (ru) 2019-12-13 2019-12-13 Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния
RU2019141892 2019-12-13

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021118401A1 true WO2021118401A1 (ru) 2021-06-17

Family

ID=72421856

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2020/000509 WO2021118401A1 (ru) 2019-12-13 2020-10-26 Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния

Country Status (3)

Country Link
DE (1) DE112020003675T5 (ru)
RU (1) RU2731518C1 (ru)
WO (1) WO2021118401A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2758725C1 (ru) * 2021-03-03 2021-11-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU862543A1 (ru) * 1979-10-02 1992-06-23 Aksenov Yu V Многоразовый транспортный воздушно-космический аппарат
RU2098324C1 (ru) * 1993-10-19 1997-12-10 Валентин Михайлович Таран Дископлан
RU2626418C2 (ru) * 2012-10-31 2017-07-27 Владимир Владимирович Киселев Аквааэрокосмический летательный аппарат

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8403254B2 (en) * 2010-02-12 2013-03-26 Eugene Alexis Ustinov Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles
US8925857B2 (en) * 2012-12-10 2015-01-06 David Luther In-line staged horizontal takeoff vehicles and related methods
US20170144761A1 (en) * 2015-11-19 2017-05-25 A.L.D. Advanced Logistics Development Ltd. Detachable Pilotable Capsules and Aircrafts Including Detachable Pilotable Capsules
KR20170127626A (ko) * 2016-05-12 2017-11-22 삼성중공업 주식회사 선박 예인 장치
RU2730300C9 (ru) 2018-11-02 2021-06-22 Владимир Федорович Петрищев Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU862543A1 (ru) * 1979-10-02 1992-06-23 Aksenov Yu V Многоразовый транспортный воздушно-космический аппарат
RU2098324C1 (ru) * 1993-10-19 1997-12-10 Валентин Михайлович Таран Дископлан
RU2626418C2 (ru) * 2012-10-31 2017-07-27 Владимир Владимирович Киселев Аквааэрокосмический летательный аппарат

Also Published As

Publication number Publication date
DE112020003675T5 (de) 2022-09-08
RU2731518C1 (ru) 2020-09-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8528853B2 (en) In-line staged horizontal takeoff and landing space plane
US9145215B2 (en) Aerodynamic and spatial composite flight aircraft, and related piloting method
US9944410B1 (en) System and method for air launch from a towed aircraft
EP2834152B1 (en) An aerospace plane system
Sarigul-Klijn et al. A study of air launch methods for RLVs
RU2436715C2 (ru) Аэрокосмический летательный аппарат
US7240878B2 (en) High wing monoplane aerospace plane based fighter
RU2731518C1 (ru) Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния
Sarigul-Klijn et al. Flight mechanics of manned sub-orbital reusable launch vehicles with recommendations for launch and recovery
RU2717406C1 (ru) Многоразовая космическая система и способ ее управления
RU2111147C1 (ru) Воздушно-космическая транспортная система
RU2730300C2 (ru) Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю
Ray et al. Challenges of CPAS Flight Testing
Sarigul-Klijn et al. Selection of a carrier aircraft and a launch method for air launching space vehicles
RU2730700C1 (ru) Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность луны и последующего возвращения на землю
Sarigulklijn et al. A New Air Launch Concept: Vertical Air Launch Sled (VALS)
Gregory et al. Airbreathing launch vehicle for earth orbit shuttle-performance and operation
Sloup The NASA Space Shuttle and Other Aerospace Vehicles: A Primer for Lawyers on Legal Characterization
Sarigul-Klijn et al. A comparative analysis of methods for air-launching vehicles from earth to sub-orbit or orbit
Leishman Anatomy of aircraft & spacecraft
Budd System and Method for Air Launch from a Towed Aircraft
Hirschberg et al. French High-Speed V/STOL Concepts of the Twentieth Century
Stewart Airborne aircraft carriers
Martin Boeing aircraft designs—1928–1953
Sarigul-Klijn Flight Mechanics of Manned Sub-Orbital Reusable Launch Vehicles with Recommendations for Launch and Recovery

Legal Events

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

Ref document number: 20898550

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20898550

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1