РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19) RU (11) 2 107 010 (13) C1
	(51) МПК B64C 21/02 (1995.01) B64C 23/00 (1995.01) B64C 30/00 (1995.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	учтена за 3 год с 27.12.1998 по 26.12.1999. Патент перешел в общественное достояние.

(21)(22) Заявка: 96124276/28, 26.12.1996 (45) Опубликовано: 20.03.1998 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: 1. Обзоры БНТИ ЦАГИ, N 617, 1982. 2. Георгиевский Ю.П., Левин В.А., Письма в ЖТФ, 1988, т. 14, в. 8, с. 684-687. 3. US, авторское свидетельство 5114102, кл. B 64 C 21/04, 1992. 4. US, авторское свидетельство 5263661, кл. B 64 C 1/38, 1993.

(71) Заявитель(и): Александров Андрей Федорович, Чувашев Сергей Николаевич, Тимофеев Игорь Борисович (72) Автор(ы): Александров Андрей Федорович, Чувашев Сергей Николаевич, Тимофеев Игорь Борисович (73) Патентообладатель(и): Александров Андрей Федорович, Чувашев Сергей Николаевич, Тимофеев Игорь Борисович

(54) СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗУДАРНОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В АТМОСФЕРЕ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к авиационной, космической технике и может быть использовано при создании новых видов летательных аппаратов, предназначенных для полета со сверхзвуковыми скоростями как у поверхности Земли, так и на высоте до 150 км.

Известен способ обеспечения движения летательного аппарата со сниженным лобовым сопротивлением, в котором используется активное воздействие на окружающую среду путем вдува газа или сжигания топлива в области кормовой части летательного аппарата (обзор БНТИ ЦАГИ N 617, 1982). При этом происходит снижение составляющей полного лобового сопротивления - донного сопротивления, которое обусловлено образованием за кормой летательного аппарата области пониженного давления P_~ < P₀, (где P₀ - давление в невозмущенном атмосферном воздухе), и возникновением связанной с этим тормозящей силы
F = A(P₀-P_~);
где
A - площадь поперечного сечения летательного аппарата.

Недостатком этого способа заключается в том, что при больших значениях чисел Маха
M = V/V_so >> 1,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
V_so - скорость звука в невозмущенном атмосферном воздухе,
вследствие формирования перед летательным аппаратом сильных ударных волн давления на лобовую часть летательного аппарата P_f значительно больше P_o. Таким образом, устранение донного сопротивления может снизить полное лобовое сопротивление не более чем на 10 - 30%, что ненамного может снизить энергозатраты на движение, а также ненамного может снизить массу летательного аппарата и ненамного может повысить скорость и дальность его полета.

Известен летательный аппарат (патент США N 5114102, B 64 C 21/04, кл. 244/207), который включает в себя источник лучевой энергии, создающий отрыв приграничного слоя от поверхности летательного аппарата, путем накачки энергии в приграничный слой. При этом обеспечивается снижение трения о боковую поверхность летательного аппарата, которое составляет лишь малую часть сопротивления при сверхзвуковом полете, а, следовательно, управление приграничным слоем не обеспечивает значительного снижения энергозатрат и массы летательного аппарата, что также не обеспечит значительного повышения скорости и дальности полета летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ снижения лобового сопротивления (Георгиевский Ю.П., Левин В.А. Сверхзвуковое обтекание тел при наличии внешних источников. Письма в ЖТФ. 1988 г., т. 14, в. 8, с. 684-687), в котором на борту летательного аппарата формируют поток лучевой энергии и излучают его в атмосферный воздух, причем фокусирование лучевой энергии осуществляют перед летательным аппаратом с образованием квазисферической области энерговыделения. При этом, между этой областью и летательным аппаратом формируется канал, заполненный нагретым разреженным воздухом (плазмой), что снижает интенсивность ударных волн перед летательным аппаратом. Однако, как известно, область энерговыделения с близкими по значению поперечных и продольных относительно потока размерами, обтекается почти как твердое тело, так как попадающие в эту область элементы массы холодного воздуха нагреваются, расширяются и препятствуют попаданию туда новых элементов массы холодного воздуха. В результате этого в окрестности области энерговыделения формируется головной скачок, но снижение ударно-волнового и полного сопротивления также составляет не более 10 - 30%.

Недостатком известного способа является то, что он требует существенных энергозатрат на высокоскоростное движение, что не позволяет уменьшить начальную массу летательного аппарата, повысить скорость и дальность его полета.

Общими существенными признаками предлагаемого способа и известного являются следующие: формирование потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировка и излучение в атмосферный воздух, создание в нем области энерговыделения.

Отличительными существенными признаками предлагаемого способа от известного являются следующие:
осуществляют поперечное перемещение атмосферного воздуха без его перемещения в осевом направлении перед летательным аппаратом в области энерговыделения, фокусируя излучаемый в атмосферный воздух поток лучевой энергии вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения и создавая область энерговыделения протяженностью Z и поперечной шириной X,
причем (Z / X) > M,
где
M - число Маха, определяемое соотношением:
M = V/V_so,
где V - скорость полета летательного аппарата;
V_so - скорость звука в невозмущенном воздухе,
одновременно из лобовой части летательного аппарата равномерно производят вдув газа, температура которого T > T₀, причем температура T₀ определяется соотношением:
T₀= mV²/(γ•K_в),
где m - средняя молекулярная масса газа;
V - скорость движения летательного аппарата;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
K_B - постоянная Больцмана.

причем вдув газа из лобовой части летательного аппарата осуществляют в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± V_so,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
V_so - скорость звука в невозмущенном воздухе.

Известен летательный аппарат (патент США N 5263661, кл. B 64 C 1/38, кл. 244/1N), который является наиболее близким к предлагаемому летательному аппарату, и который имеет на борту размещенные внутри корпуса последовательно установленные, оптически соединенные источник лучевой энергии - лазер, а также устройство для ослабления звукового удара, возникающего при движении самолета со сверхзвуковой скоростью, которое размещено у аэродинамической поверхности крыла. Эта поверхность имеет переднюю кромку и концевую часть. К крылу рядом с концевой частью подсоединен отражатель лазерного луча. Поток лучевой энергии направляется по размаху крыла вдоль его передней кромки в непосредственной близости от нее, нагревая и разрежая окружающий воздух перед передней кромкой крыла, что по замыслу авторов, должно привести к ослаблению звукового удара. Однако область энерговыделения, вытянутая поперек потока и имеющая близкие по значению поперечные и продольные (относительно потока) размеры, также обтекается газом почти как твердое тело, с образованием сильных ударных волн.

Недостатком этого летательного аппарата является то, что он недостаточно снижает ударно-волновое сопротивление воздуха при его движении со сверхзвуковой скоростью, что увеличивает суммарное энергозатраты на его движение, а также уменьшает дальность его полета.

Общими существенными признаками предлагаемого летательного аппарата и известного являются следующие: размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии и источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии.

Отличительными существенными признаками предлагаемого летательного аппарата от известного являются: установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел, для вдува газа в направлении, противоположном направлении его движения.

При этом в качестве источника лучевой энергии могут быть использованы лазер СВЧ-излучения, электронная пушка или ионная пушка. Устройство подготовки и подачи газа должно обеспечивать изменение давления газа, его фазового состава если в устройстве хранения вдуваемое вещество содержится в твердом или жидком состоянии), а также нагрев газа, так как часто температура газа T_o выше температуры атмосферы.

Сущность изобретения заключается:
в формировании потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, фокусировании этого потока и его излучении в атмосферный воздух, при этом фокусировку потока лучевой энергии осуществляют вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения в области протяженностью Z и поперечной шириной X,
причем (Z / X) > M,
где M - число Маха, определяемое соотношением:
M = V/V_so,
где V - скорость полета летательного аппарата;
V_so - скорость звука в невозмущенном воздухе.

обеспечивают выделение лучевой энергии в атмосферный воздух, создавая в протяженной области поперечное перемещение воздуха без его осевого перемещения, одновременно осуществляют вдув газа нагретого до температуры T > T_o,
где T₀= mV²/(γ•K_в),
где M - средняя молекулярная масса газа;
V - скорость движения летательного аппарата;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
K_B - постоянная Больцмана.

при этом вдув газа осуществляют равномерно в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± V_so,
где V - скорость движения летательного аппарата;
V_so - скорость звука в невозмущенном воздухе.

Предлагаемый способ может быть реализован в летательном аппарате, конструкция которого содержит: размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии, а также источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии, установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусировки потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел для вдува газа в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата.

В качестве источника лучевой энергии могут быть использованы лазер, источник СВЧ-излучения, электронная пушка или ионная пушка. Устройство фокусирования потока лучевой энергии может быть выполнено в виде последовательно установленных коллиматора и конической фокусирующей линзы.

Технический результат, который достигается от использования изобретения, заключается в существенном снижении энергозатрат на высокоскоростное движение, уменьшении начальной массы летательного аппарата, повышении его скорости и дальности полета.

Экологический результат, который достигается при использовании изобретения, - снижение ударного воздействия на поверхность Земли.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 - 3.

На фиг. 1 изображена схема, поясняющая процесс устранения головного скачка при сверхзвуковом движении, где 1 - покоящийся воздух, 2 - область поглощения лучевой энергии, 3 - нагретый канал, 4 - носовая часть летательного аппарата; I - увеличительный фрагмент канала A, II - его поперечное сечение. Стрелками обозначены скорости в системе координат, связанной с покоящимся воздухом;
На фиг. 2 - диаграмма, поясняющая устранение ударной волны при сверхзвуковом движении тел конечного диаметра с помощью вдува горячего газа (плазмы) в погранслой назад с осевой компонентной скорости, равной V: (а) поле течения в системе координат, связанной с телом и (б) поле течения в системе координат, связанной с покоящимся воздухом - 1, 2 - вдуваемый газ (плазмы), 3 - невозмущенный газ.

На фиг. 3 изображен схематический чертеж летательного аппарата, где: 1 - корпус летательного аппарата, 2 - источник лучевой энергии, 3 - устройство фокусирования потока лучевой энергии, 4 - источник питания, 5 - устройство хранения газа, 6 - устройство подготовки и подачи газа, 7 - система сопел, 8 - область энерговыделения, 9 - зона вдува газа.

Предлагаемый способ обеспечивает безударное сверхзвуковое движение летательного аппарата в атмосфере за счет того, что при сверхзвуковом полете лобовое сопротивление в основном связано с тем, что в формирующейся системе ударных волн, в прилегающей к летательному аппарату (ЛА) области, происходит непрерывное ускорение в направлении полета все новых масс воздуха. Под безударным сверхзвуковым движением понимается гиперзвуковое и сверхзвуковое движение без возбуждения сильных конических ударных волн. При этом под сильными ударными волнами понимаются волны, в которых величина изменения давления превышает величину начального давления. Этот способ позволяет минимизировать (в пределах до нуля) ускорение в направлении полета все новых масс воздуха. Это достигается тем, что осуществляют модификации значений локальной скорости звука V_so в газе, так чтобы локальные значения числа Маха: M = V/V_so, где V - скорость движения летательного аппарата) были везде малы и сильные скачки уплотнения не формировались). Это обеспечивает радикальное (на порядки величины !) снижение волнового лобового сопротивления и приводит к значительному снижению суммарных энергозатрат на сверхзвуковой полет в атмосфере.

Для устранения головного скачка при обтекании носовой части ЛА достаточно перед ней в воздухе создать канал с повышенными значениями скорости звука V_s, нагревая воздух с помощью поглощения лучевой энергии. Если область такого энерговыделения в воздухе еще до приближения ЛА имеет форму, достаточно вытянутую по оси X, то расширяющийся при нагреве газ имеет (в лабораторной системе координат) практически только поперечную составляющую скорости V_r. Эта скорость зависит от поперечной координаты и пространственно-временного распределения мощности энерговыделения по поперечному сечению при данном X, но не зависит от скорости ЛА - V (фиг. 1). Она может быть достаточно малой по сравнению не только с V, но и с V_s, то есть можно обеспечить дозвуковое расширение области энерговыделения без формирования сильных ударных волн.

Условие медленного нарастания внутренней энергии газа, обеспечивающее такое течение, может быть связано с геометрией области энерговыделения через скорость ее фазового смещения по оси X (для стационарного полета эта скорость равна V).

Условие описанного формирования горячего канала при растекании газа с дозвуковыми скоростями можно получить из анализа неразрывности для расширяющегося цилиндрического объема радиуса R при постоянном давлении P и показателе адиабаты γ в виде:
(1/ε)(dε/dt) = (V/ε)∂ε/∂x < 2V_s/r,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
V_s - локальная скорость звука в газе.

Канал с горячим газом (плазмой) перед телом, летящим со сверхзвуковыми скоростями, в принципе может формироваться в режиме с дозвуковым течением газа. Нагрев газа перед носовой частью ЛА не должен быть связан со вдувом предварительно нагретой сплошной среды - плазмы или газа: иначе в направлении X на границе с холодным газом локальная скорость звука в последнем будет превышена, образуется ударная волна, ускоряющая массы воздуха, и радиального снижения лобового сопротивления не получается. Ударная волна формируется и перед недостаточно вытянутой, например, квазисферической зоной энерговыделения, которая обтекается холодным газом почти как твердое тело.

Взаимодействие носовой части ЛА с горячей газовой (плазменной) средой может происходить без формирования головного скачка, для этого должно выполняться условие:
V_s > V, где V_s=(γ•K_вT/m),
где K_B - постоянная Больцмана;
T - температура;
m - средняя молекулярная масса;
γ - эффективный показатель адиабаты газа.

Система фокусировки обеспечивает формирование области поглощения лучевой энергии по направлению движения ЛА в области протяженностью Z и поперечной шириной X, причем Z/X > M (где M - число Маха).

При этом поперечная ширина X области поглощения должна быть больше радиального размера носовой части ЛА что обеспечивает отсутствие контакта поверхности носовой части ЛА с холодным воздухом, отсюда мощность энерговыделения P оценивается снизу как:
P = ρ•γ•ε•V•π•r

2

p

= γ(γ-1)ρ•Vπ•r

2

a

,
где ρ - плотность горячего газа;
ε - внутренняя энергия горячего газа;
r_p - радиальный размер газовоплазменного канала;
r_a - радиальный размер носовой части ЛА;
V - скорость движения ЛА.

Область поглощения лучевой энергии достаточно сильно вытянута в осевом направлении, чтобы холодный воздух перед носовой частью ЛА смещался практически только в поперечном направлении, со скоростью, меньшей V_so - скорости звука в невозмущенном (ненагретом) воздухе, без его осевого перемещения. Дальнейшее расширение этого канала с повышенной скоростью звука и пониженной плотностью обеспечивается путем вдува в погранслой и поверхности лобовой части ЛА газа, нагретого до температуры T > T_o,
где T₀= m•V²(γ•K_в),
m - средняя молекулярная масса нагретого воздуха;
V - скорость движения ЛА;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
K_B - постоянная Больцмана.

Для обеспечения малой скорости осевого движения холодного воздуха у границы области вдув газа осуществляются равномерно. Для минимизации сдвигового течения относительно атмосферы, которое приводит к нежелательному перемешиванию атмосферного воздуха с вдуваемым газом, вдув газа может осуществляться в направлении, противоположном движению ЛА, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± V_so,
где V - скорость движения ЛА;
V_so - скорость звука в ненагретом воздухе.

Чтобы эта граница перемещалась с дозвуковой скоростью, достаточно, чтобы угол наклона границы к оси (полуугол конуса расширяющейся части ЛА) был не больше угла Маха:
α < α_m= atan(1/M₀),
где M_o - число Маха для невозмущенного газа.

Чтобы избежать перемешивания за счет неустойчивости Релея-Тейлора на этой границе, достаточно обеспечить ее коническую форму с прямолинейной образующей (то есть постоянство радиальной скорости ее движения).

Если эти условия выполняются, то при сверхзвуковом движении в атмосфере ни головной скачок, ни другие ударные волны не формируются, холодный газ "раздвигается" с дозвуковыми скоростями в пределах поперечного сечения ЛА, а движение воздуха в направлении полета мало, что обеспечивает существенное снижение лобового сопротивления при полете.

Бортовая лучевая система снижения ударно-волнового сопротивления (фиг. 3) функционирует следующим образом: размещенные внутри корпуса ЛА 1 источник лучевой энергии 2 (например, лазер), источник питания 4, электрически соединенный с источником лучевой энергии 2, а также установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусировки потока лучевой энергии 2, (например, коллиматор и коническая фокусирующая линза), оптически соединенное с источником лучевой энергии, обеспечивающее фокусировку излучения и квазинепрерывное энерговыделение в воздухе в области протяженностью Z и поперечной шириной X перед носовой частью летательного аппарата. Для вдува газа в погранслой на борту летательного аппарата установлены: устройство хранения газа 5, устройство подготовки и подачи газа 6, а также выполненная в лобовой части ЛА система сопел 7, обеспечивающая достаточно равномерный вдуд газа касательно к поверхности ЛА в направлении, противоположном движения ЛА.

Практическая реализуемость, энергетическая и экологическая целесообразность обеспечения режима безударного сверхзвукового обтекания ЛА на современном уровне науки и технологии подтверждается следующим:
энергозатраты на обеспечение указанного режима на единицу длины траектории не зависят от скорости движения летательного аппарата - V: они связаны с нагревом и радиальным движением воздуха в плазменном "канале" и погранслое. Мощность энергозатрат на нагрев газа P пропорциональна первой степени скорости полета V:
P_g≈ PV2πRΔγ(γ-1),
где
Δ - толщина слоя газа;
R - максимальный радиальный размер ЛА;
V - скорость полета ЛА;
γ - эффективный показатель адиабаты газа.

Учитывая сильную (примерно кубическую) зависимость от V для аналогичной величины при обычном сверхзвуковом обтекании. можно сделать вывод о перспективности безударного движения при продвижении в область больших значений M.

Выполнение приведенных выше достаточных требований в случае гиперзвукового (V = 3 км/с, M = 10) полета в стратосфере ( p = 10⁴ Па) ЛА с конической носовой частью диаметром до 2R = 2 м и 2r_а = 1 см может обеспечить, например, система, содержащая, во-первых, электронную пушку, генерирующую перед ЛА на оси симметрии пучок со средней мощностью ~ 100 кВт средним током ~ 0,5 A, диаметром фокусирования ≈ 1 мм и длиной ≈ 5 см, создающий плазменный канал с T > 1 эВ и 2 r_p ≈ 2 см; во-вторых, подсистему нагрева (до T > 2 кК) и равномерного тангенциального вдува со скоростью 3 км/с, Δ = 1 см) водорода на расширяющейся конусной α < atan(0,1) части ЛА. Избыточное давление на носовой части за счет дозвукового характера обтекания не превышает p = 10⁴ Па, тогда как скоростной напор холодного газа pV² достигает 10⁶ Па. Расход водорода не более 100 кг на 1 ч полета (т.е. 10000 км). Суммарная мощность энергозатрат P + Pg ≈ 5 Мвт . Мощность энергозатрат на обычный сверхзвуковой полет:
P₀= C_xρV³R² ≈ 10⁹Вт выше, чем P, на два десятичных порядка (!),
где C_x - коэффициент лобового сопротивления;
ρ - плотность нагретого газа;
V - скорость движения ЛА;
R - максимальный радиальный размер ЛА,
Для полетов в мезосфере (высота ≥ 50 км, p ≤ 10² Па искусственных спутников Земли (V ≈ 8 км/с , R = 1 м) для формирования перед ЛА и на его поверхности воздушной плазмы с T ≥ 2 эВ, Δ = 1 см можно применить электронную пушку мощностью до 200 кВт, а для компенсации остаточной тормозящей силы (до 100 H), например, квазистационарные плазменные двигатели с суммарной мощностью до 3 Мвт, работающие на забортном воздухе (т.е. расхода массы при полете ЛА не требуется): вес стационарно обеспечивающей указанные мощности ядерной энергоустановки порядка 5 т. Без системы обеспечения безударного движения тормозящая сила достигает 5 x 10⁴ Па, а мощность двигателей 1,5 ГВт.

Практическая возможность и целесообразность реализации системы устранения сильных ударных волн применительно к задаче обеспечения наземного разгона до гиперзвуковых скоростей (M = 5) в атмосфере у поверхности Земли вытекает из следующих оценок по приведенным формулам.

При диаметре неконусной носовой части 2 r = 2 см полезная поглощенная в воздухе лучевая мощность должна быть не менее 0,5 МВт, а при диаметре ЛА 8 м и толщине слоя вдуваемого водорода 5 см энергозатраты на нагрев газа составят 660 МВт, что в 3 - 6 раз ниже характерной полезной мощности двигателя при обычном сверхзвуковом обтекании. Расход водорода при температуре 2000 K при взлете за 15 с составит всего порядка 150 кг.

Указанные необходимые параметры подсистем не выходят за пределы достигнутых для указанных устройств массовых, габаритных и энергетических возможностей ЛА, т. е. на современном уровне науки и технологии имеется практическая возможность организации сверхзвукового движения в атмосфере без ударных волн.

Предлагаемый способ обеспечения безударного сверхзвукового движения летательного аппарата и летательный аппарат, реализующий этот способ, обеспечивают при их использовании многократный (на порядки величины !) энергетический выигрыш, уменьшение начальной массы летательного аппарата, повышение скорости и дальности его полета, высокий экологический результат - снижает ударные воздействия на поверхность Земли что указывает на безусловную целесообразность реализации безударного режима для широкого спектра сверхзвуковых летательных аппаратов различных типов и назначений.

Формула изобретения

1. Способ обеспечения безударного свехзвукового движения летательного аппарата в атмосфере, основанный на формировании потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировании, излучение в атмосферный воздух и создании области энерговыделения, отличающийся тем, что осуществляют поперечное перемещение атмосферного воздуха без его перемещения в осевом направлении перед летательным аппаратом в области энерговыделения, фокусируя излучаемый в атмосферный воздух поток лучевой энергии вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения и создавая область энерговыделения протяженностью Z и поперечной шириной X, причем
(Z/X) > M,
где М - число Маха, определяемое соотношением:
M = VIV_S O
где V - скорость полета летательного аппарата,
V_S O - скорость звука в невозмущенном воздухе, одновременно из лобовой части летательного аппарата производят вдув газа, температура которого Т > Т₀, причем температура Т₀ определяется соотношением:
T₀= mV²/(γ•K_в),
где m - средняя молекулярная масса газа,
V - скорость движения летательного аппарата,
γ - эффективный показатель адиабаты газа,
K_B - постоянная Больцмана.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что вдув газа из лобовой части летательного аппарата осуществляют в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентой скорости
- V ± V_S O
где V - скорость движения летательного аппарата,
V_S O - скорость звука в невозмущенном воздухе.

3. Летательный аппарат, включающий размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии, а также источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии, отличающийся тем, что в него дополнительно введено установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также введены последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел.

4. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использован лазер.

5. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использован источник сверхвысокочастотного излучения.

6. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использована электронная пушка.

7. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использована ионная пушка.

8. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что устройство фокусирования потока лучевой энергии выполнено в виде последовательно установленных коллиматора и конической фокусирующей линзы.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A - Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Извещение опубликовано: 10.06.2002БИ: 16/2002