Группа новых технических решений относится к космической технике и они могут быть использованы при создании суборбитального ракетоплана, с преимущественно вертикальным взлётом и посадкой.

Аналогами являются известные космические самолёты- ракетопланы многоразового использования «Спейс шаттл», «Буран», и другие (Google: ВикипедиЯ, Ракетоплан), недостатками которых являються большой вес и сложность конструкции ракетопланов выполненых по самолётной схеме, крылья которых имеют тяжелую конструкцию из-за силовых лонжеронов и эти крылья имеют большую несущую поверхность, а их нижняя часть требует дорогой тепловой защиты. Все эти недостатки снижают вес полезной нагрузки для вивода в космос ракетопланом и создают необходимость в дорогостоящих ракетоносителях для его взлёта с поверхности Земли, а также создают необходимость в использовании длинных посадочных полос для осуществления его посадки на Землю.

За прототип взят ракетоплан STARSHIP Илона Маска (Google: visual capitalist social media ROCKETS of the world ), (Google: ВикипедиЯ-SpaceX Starship (в конце текста - примечания: 106. Tarig Malik. SpaceX Test fires Starchip SN11 rocket prototype again aheod of next launch (англ.) Другое видео на странице)). Google: Аэродинамические площади управления ракетами и ракетопланами ...RU254670C1, 10.04.2015-управляемая ракета- ... в этом патенте смотреть: RU185698U1, 14.12.2018 ... и набрать: RU2291381C1, 10.01.2007. Недостатками прототипа являються: 1. Только вертикал ьний полёт после старта с Земли для вихода в космос, что требует большого расхода компонентов ракетного топлива и не позволяет увеличивать вес полезной нагрузки для

1

ИСПРАВЛЕННЫЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 91) вивода в космос; 2. Малоэффективное аэродинамическое торможение корпусом ракетоплана при снижении в атмосфере Земли.

Новим позитивным техническим результатом является увеличение аэродинамического качества и высокоэффективное увеличение аэродинамической подъёмной силы ракетоплана, что уменьшает расход компонентов ракетного топлива при взлёте ракетоплана в смешаном режиме - с Земли вертикальний взлёт, а дальнейший полёт в режиме ракетоплана в атмосфере Земл! (почти, как самолёт). А также, эта заявленная новая компоновка ракетоплана позволяет совершать высокоэффективное торможение аэродинамическим корпусом, вместо торможения ракетними двигателями при снижении в атмосфере. Всё это позволяет дополнительно увеличивать вес полезной нагрузки для вывода в космос благодаря новой высокоэффективной аэродинамической компоновке ракетоплана.

Новый позитивный технический результат достигается тем, что: 1. Ракетоплан, который имеет корпус с прикреплёнными к его бокам подвижными аэродинамическими плоскостями управления спереди и сзади и управляемые ракетные двигатели в задней части корпуса, который отличается тем, что по всей длине между подвижными аэродинамическими плоскостями управления, по одному на каждый бок корпуса, подвижно закреплено передней частью управляемое узкое боковое продольное крыло, к нижней поверхности которого, вдоль всей длины, закреплён аэродинамический сверхзвуковой выступ; 2. Ракетоплан, который имеет корпус и управляемые ракетные двигатели в задней части корпуса, отличается тем, что по всей длине, по одному на каждый бок корпуса, подвижно закреплено передней частью управляемое узкое боковое продольное крило, которое в центральной части разделено поперёк на переднее и заднее управляемые узкие боковые продольные крилья, к нижней поверхности которых вдоль всей длини закреплено по одному аэродинамическому сверхзвуковому выступу.

Заявленный новый позитивный технический результат достигается потому, что по всей длине между подвижными аэродинамическими плоскостями управления, закреплёнными спереди и сзади по бокам корпуса, заявлены новые управляемые узкие боковые продольные крилья, которые подвижно закреплены передней частью вдоль боков корпуса ракетоплана.

При этом заявленные подвижные управляемые узкие боковые продольные крылья, по одному на каждый бок корпуса, обеспечены закреплёнными к их нижней поверхности вдоль всей длины, аэродинамическими сверхзвуковыми выступами, по одному под каждым крилом. Такие новые крылья в полёте в режиме ракетоплана (почти как самолёт) создают мощную подъёмную силу, за счет размещения их вдоль боков цилиндрического корпуса ракетоплана в зоне удвоенной скорости набегающего воздушного потока, а когда удвоенная скорость набегающего воздушного потока увеличивается больше чем 1200 километров в час, то на продольных аэродинамических сверхзвуковых выступах, размещённих по одному под каждым крылом, формируются полезные продольные воздушные сверхзвуковые скачки уплотнения, которые сжимают и удерживают набегающий воздушный поток чем создают воздушную подушку под корпусом, что дополнительно увеличивает общую подъёмную аэродинамическую силу ракетоплана и всё это превращает обычный ракетоплан в высокоэффективный ракетоплан с увеличенной грузоподъёмностью и делает его более экономичним, и более экологичным. При этой новой аэродинамической компоновке на режиме полёта по самолётному ракетоплан не срывается в штопор даже при вертикальном снижении, поэтому он способен быстро менять режимы полёта на более экономично выгодные.

На Fig.l изображен ракетоплан при виде сверху. На Fig.2 изображено сечение А-А на Fig.l. На Fig.3 изображен ракетоплан с управляемыми узкими боковыми продольными крильями, которые передней частью подвижно закреплены по одному на каждый бок корпуса и по всей боковой длине корпуса, которые в центральной части поделены поперёк на переднее и заднее управляемые узкие боковые продольные крилья, к нижней поверхности которых вдоль всей длины закреплено по одному аэродинамическому сверхзвуковому выступу. На Fig.4 изображено сечение В-В на Fig.3. На Fig.5 изображен ракетоплан обеспеченный колёсным шасси с помощью которого он взлетает и садится на взлётно-посадочную полосу аэродрома. На Fig.6 изображен вид сзади на Fig.5.

На Fig.l изображен ракетоплан при виде сверху, который имеет корпус 1, прикреплённые к его бокам подвижные аэродинамические плоскости управления спереди 2, сзади 3 и управляемые ракетные двигатели 9 в задней части корпуса 1 ракетоплана. Вдоль боков корпуса 1 передней частью подвижно с помощью осей 11, которые указаны на Fig.2, закреплены управляемые узкие боковые продольные крылья 4, к нижней поверхности которых, по всей длине, закреплено по одному аэродинамическому сверхзвуковому виступу 5. Поз.10 обозначены неуправляемые ракетные двигатели большой мощности. H - длина корпуса 1. На Fig.2 изображено сечение А-А на Fig.l, на котором вдоль боков корпуса 1 симметрично справа и слева, по одному на каждый бок корпуса 1, передней частью подвижно с помощью оси 11 закреплено управляемое узкое боковое продольное крило 4, к специально аэродинамично профилированной нижней поверхности которого, вдоль всей длины закреплён аэродинамический сверхзвуковой виступ 5. Поз. 7-зона удвоенной скорости набегающего на корпус 1 воздушного потока ео . Когда при обтикании снизу корпуса 1 в зоне 7 скорость воздушного потока Voo , увеличивается почти до скорости звука, появляються воздушные сверхзвуковые скачки уплотнения 6 на аэродинамических сверхзвуковых виступах 5. Воздушные сверхзвуковые скачки уплотнения 6 выполняют роль боковых гребней или Винглетов, опущенных вниз, которые тормозят протекание сквозь них набегающего воздушного потока Vco, чем уплотняют набегающий воздушный поток Vco, увеличивают его давление и создают воздушную подушку 8 под корпусом 1. Обозначение b - ширина крыльев 4. Обозначение h - висота виступа 5. Причём конструктивно аэродинамический сверхзвуковой виступ 5 может быть изготовлен из продольной пластины, которая закреплена к нижней поверхности узкого бокового продольного крыла 4 под прямим углом, или под большим углом. Также виступ 5 может быть выполнен как изображено на Fig.2 и Fig.4, или форма его сечения повторяет узкую часть сопла Ловаля. Также, аэродинамические сверхзвуковые виступы 5 крепятся к нижней поверхности узких боковых продольных крильев 4, или 12и13, на растоянии от внешней кромки крильев в основном в диапазоне от 0 до 0,75Ь - его ширины. На Fig.3 изображен ракетоплан к корпусу 1 которого, по одному на каждый бок, вдоль всей длины подвижно закреплено передней частью управляемое узкое боковое продольное крило, которое в центральной части поделено поперёк на переднее 12 и заднее 13 управляемые узкие боковые продольные крылья, к нижней поверхности которых по всей длине закреплено по одному аэродинамическому сверхзвуковому виступу 5. Также, к нижней задней части корпуса 1 закреплён сверхзвуковой аэродинамический виступ 5 для появления на нём воздушных сверхзвукових скачков уплотнения 6. На Fig.4 изображено сечение В-В на Fig.3, на котором к бокам корпуса 1 закреплены шахты лифтов 14 для движения грузов и людей в нос ракетоплана, к которым с помощью осей 11 подвижно закреплены управляемые узкие боковые продольные крылья 12 и 13, которые обеспечены, как и нижняя поверхность корпуса 1, керамическими тепловыми защитными плитами 15. А поз.16 показывает диапазон отклонения управляемых боковых продольных крыльев 12 и 13. При этом подвижные управляемые узкие боковые продольные крилья 4, которые изображены на Fig.l и 2, и поз. 12 и 13 на Fig.3, 4, 6, шириною Ь, не больше чем 0,01...1,ОН корпуса 1, а сверхзвуковые аэродинамические выступы поз.5 висотою h не больше чем 0,001...0,01Н корпуса 1 и эти диапазоны размеров связаны между собой, от начальных с начальными, к конечным с конечными. А в общем максимальные значения ширины крильев около значений Ь=1,0Н будут использованы очень редко, в основном нужно использовать подвижные управляемые узкие боковые продольные крылья 4, а также 12 и 13, ширина которых близка к половине радиуса корпуса 1. На Fig.5 изображена компоновка ракетоплана с корпусом 1 на колёсном шасси 17 и 18, и указан угол 19 наклона корпуса 1 относительно поверхности земли 20 в диапазоне 15...35 градусов при взлёте и посадке ракетоплана. Также взлёт может быть выполнен с помощью дополнительной колёсной

6

ИСПРАВЛЕННЫЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 91) платформы, которая после взлёта ракетоплана остаётся на земле. На Fig.6 изображен Вид А на Fig.5, где управляемые узкие боковые продольные крылья 13, 12 и 4 в сечении могут иметь форму как корпус 1, а также изображено рамещение управляемых подвижных ракетных двигателей 9, неуправляемых ракетных двигателей большой мощности 10, и воздушно- реактивных двигателей 21.

Ракетоплан работает следующим образом. Со стартовой площадки взлетает вертикально и разгоняется до скорости 300- 600 км/час, а подвижные управляемые узкие боковые продольные крылья 4 устанавливаются почти перпендикулярно к боковой поверхности корпуса 1, как на Fig.2. Потом, с помощью управляемой реактивной тяги двигателей 9, ракетоплан наклоняет корпус 1 относительно поперечной оси до углов атаки относительно горизонта 15-60 градусов, как самолёт, и продолжает разгон. А в этот момент набегающий воздушный поток, имеющий скорость Voo больше чем 600 км/час, как на Fig.2, в зоне 7 по бокам цилиндрического корпуса 1 ракетоплана эта скорость воздушного потока увеличивается вдвое до 1200 км/час ((Google: 2016_297_kaverinakm.pdf) в Таблице 2.1) достигая почти скорости звука. А дальнейшее увеличение скорости Voo обеспечивает появление на аэродинамических сверхзвуковых продольных выступах 5 появление воздушных сверхзвуковых скачков уплотнения 6, которые тормозят протекание через них набегающего воздушного потока, имеющего скорость Voo , и выполняют роль гребней или Е нглетов, опущеных вниз, которые уплотняют этот набегающий воздушный поток Voo , и увеличивают его давление под корпусом 1 ракетоплана и на нижних поверхностях управляемых узьких боковых продольных крыльев 4 или 12, 13 и создают

7

ИСПРАВЛЕННЫЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 91) воздушную подушку 8, как на Fig.2, которая тоже увеличивает суммарную аэродинамическую подъёмную силу. Всё это и обеспечивает ракетоплану увеличение несущих способностей и повышение аэродинамического качества на 2-3 единицы, что даёт уменьшение расхода компонентов ракетного топлива в два раза на этапах полёта в атмосфере. Этот пример взят для прямого угла наклона потока воздуха Voo , который набегает на корпус 1 на Fig.2, потому что он является наиболее характерным для вертикального знижения в атмосфере, когда цилиндрический корпус 1 ракетоплана лежит почти параллельно поверхности Земли. Для меньших углов атаки воздушного потока Vco , который набегает на корпус 1 в режиме полёта ракетоплана (почти как самолёт), появление воздушных сверхзвукових скачков уплотнения 6 будет осуществляться на больших скоростях воздушного потока Vco , который набегает на корпус 1.

Заявленая инновационная компоновка ракетоплана обеспечивает появление и начало освоения технического применения нового уникального фического явления - создание продольных воздушных сверхзвукових скачков уплотнения 6, которые способствуют созданию и удерживанию воздушной подушки 8 под корпусом 1 ракетоплана, а эта воздушная подушка 8 своим повышенным довлением, увеличивает эффективные аэродинамические несущие качества ракетоплана вдвое и это без дополнительных каких либо значительных реальных тяжелых больших несущих аэродинамических конструктивних площадей (крыльев), как этого требуют ракетопланы которые сделаны по традиционной самолётной схеме. При этом продольные воздушные сверхзвуковые скачки уплотнения 6 ведут себя как полезные фантомы и не имеют для ракетоплана никакого вредного веса и ни какого вредного аэродинамического сопротивления, они при увеличении скорости полёта появляются, делают своё полезное дело, а при снижении скорости полёта исчезают в никуда, до следующей полезной необходимости...!

Маленький вес конструкции заявленных подвижных управляемых узьких боковых продольных крыльев 4 обезпечен тем, что они не требуют тяжелого силового елемента-лонжерона, потому что они узкие и непосредственно своими передними частями-носиками подвижные управляемые узкие боковые продольные крылья 4 крепятся к силовому корпусу 1 ракетоплана. А уменьшение веса конструкции ракетоплана увеличивает полезную нагрузку, и позволяет ракетоплану совершать полёты в атмосфере и в ближний космос самостоятельно без помощи тяжелой дорогостоящей первой ступени-ракетоносителя. При этом подвижные управляемые узкие боковые продольные крылья 4 создают большую подъёмную силу, за сет того что розмещены в зоне удвоения скорости набегающего воздушного потока V©©, поз.7 на Fig.2, а с учетом того, що в формуле аэродинамическая подъёмная сила увеличивается от скорости набегающего воздушного потока в квадрате, то потребная аэродинамическая площадь крыльев уменьшается в несколько раз и при этом эти маленькие крылья обеспечивают большую подъёмную силу достаточную для полёта ракетоплана.

Перечень преимуществ ракетоплана с новыми крильями:

1. Крылья технологично очень простые в изготовлении, имеют маленькие габарити и очень малый вес.

2. Крилья почти не увеличивают лобовое сопротивление ракетоплана. 3. Воздушная подушка под корпусом уменьшает тепловую нагрузку на корпус при входе ракетоплана в атмосферу Земли с космоса.

4. Ракетоплан не срывается в штопор при вертикальном снижении.

5. На взлёте и на посадке эти новые крылья опущены вниз и прижаты к корпусу ракетоплана, чем защищают термозащитные плитки на корпусе от повреждения «палочками» стартовой вышки.

6. Значительно экономит компоненты ракетного топлива при полёте в режиме ракетоплана ( как самолёт), а также при торможении корпусом с новыми крильями в атмосфере Земли.

7. Увеличивает летучесть за счет увеличения аэродинамического качества до 2-3 единиц, что уменьшает расход компонентов ракетного топлива в полёте в атмосфере в режиме ракетоплана (как самолёт) до двух раз.

8. За время полётов тисяч таких ракетопланов экономия составит миллионы тонн компонентов ракетного топлива.

9. Если смотреть на ракетоплан сверху или снизу , во время его полёта во влажном воздухе, то нижние продольные воздушные сверхзвуковые скачки уплотнения около него имеют переменную окраску с рваной кромкой (как перья птицы), это делает его похожим на птицу «ФЕНИКС».