"Salus populi suprema lex est"
Международное общественное объединение

1872 - 2018

Russian Physical Society, International

Международное общественное объединение Русское Физическое Общество (сокращённо – РусФО, RusPhS) - добровольное объединение учёных, инженерно-технической интеллигенции, изобретателей, предпринимателей для совместной интеллектуальной и научно-практической деятельности в области естествознания, - науки о природе.
Научная цель: построение единой физической картины мира и поиск основной целевой функции человечества.

Пирогов А.А. Новый высокоэффективный способ полёта - "ОВЕЛА"



НОВЫЙ ВЫСОКОЭФФЕКТИВНЫЙ СПОСОБ ПОЛЁТА - «ОВЕЛА»

Пирогов А.А.
 

Решаемая здесь задача наиболее отчётливо сформулирована В. В. Голубевым [1]:

«С одной стороны, мы имеем в природе замечательные примеры полёта - полёта птиц. Взмахами крыльев они создают себе  и  подъёмную силу, и тягу; бесшумно, с большой скоростью и на очень большие расстояния летят они, взмахивая крыльями. И рядом - наши самолеты, с их дико ревущими двигателями... пожирающие в своих моторах колоссальные запасы ценнейшего топлива...» (Разрядка наша, А. А. П.).

На протяжении нескольких столетий выдающиеся мыслители, экспериментаторы и учёные: Леонардо да Винчи, Отто Лилиенталь, Н. Е. Жуковский, М. В. Келдыш, В. В. Голубев - все имена перечислить невозможно - пытались разгадать механизм создания крылом, одновременно, - тяги и подъёмной силы. Трудности решения этой задачи очень чётко и прямолинейно отметил В. В. Голубев [2]:

«... трудности носят не математический, а чисто физический характер. Дело состоит в неясности самой физической схемы, которой можно было бы стилизовать процесс, происходящий при взмахе крыла; и недостаток этой физической схемы не может быть заменён никакими... математическими средствами, как бы сложны они не были» (Разрядка наша, А. А. П.).

Вполне справедливо, В. В. Голубев откидывает [3] «...всякого рода механически не обоснованные и ни к чему не приводящие соображения об отгребании или отбрасывании назад воздуха взмахами крыла», а также критикует и отрицательно оценивает работы, в которых «...образование тяги машущего крыла приписывается действию подсасывающей силы» и отвергает точку зрения на образование тяги, которая «...связана с представлением об образовании за машущим крылом линии разрыва скоростей с волнообразно распределёнными около неё линиями тока...».

Эти, а также ряд последующих работ привели к утверждению тезиса о неперспективности «махолётов» - летательных аппаратов с машущими крыльями.

Настоящая работа решает теоретическую задачу создания физической модели или «физической схемы», которая позволяет легко выявить и исследовать механизм создания крылом, одновременно,- тяги и подъёмной силы при полёте в колебательном режиме. Модель эта, неожиданно, очень проста, - это человек, качающийся на качелях. Смещая, в должной фазе, центр тяжести своего тела в отношение «планера» - доски качелей, он поддерживает колебательный процесс, преодолевая лобовое аэродинамическое сопротивление. Если «планер» - доску качелей - направить не по возвратно-поступательной, а по непрерывной поступательной колебательной траектории - «физическая схема» нисколько не меняется.

Применительно к летательному аппарату (ЛА), соответствующая механическая колебательная задача легко решается методами классической аэродинамики исходя из постулата о квазистационарном режиме полёта.

Вместе с тем следует сразу предупредить: как неопровержимо вытекает из теоретических результатов,- упрощённое подражание природе, махание крыльями («МАХОЛЁТ») - это далеко не лучший способ полёта. Физически это объясняется тем, что при махании крыльями «предплечья» крыльев не работают.

Физическая схема образования силы тяги Fx при движении ЛА в колебательном режиме представлена на рисунке 1.



  Рис. 1.

Здесь планер «П», представляющий собой, как обычно, совокупность аэродинамических поверхностей - крыла и хвостового оперения - движется по колебательной траектории с амплитудой «А» в вертикальной плоскости за счёт управления рулями тангажа хвостового оперения (УРХО) или непосредственного управления  подъёмной силой (НУПС) путём изменения угла атаки крыла. Моторно-грузовой отсек ЛА с массой m движется по другой траектории, с амплитудой «С» и с опережением по фазе на угол W за счёт того, что с помощью двигателя, расположенного в моторно-грузовом отсеке, этот отсек смещается в отношение планера, в местной системе координат, по гармоническому закону с той же частотой ω, с какой колеблется планер, но с амплитудой «В» и с опережением по фазе на угол φ.

В условиях рассматриваемого примера, в момент времени, когда ωt = 1,25π а моторно-грузовой отсек m проходит минимальную точку своей траектории и на него действует центростремительная сила: - F = m∙b (здесь b - вертикальная составляющая ускорения массы m),- на планер действует сила противодействия +F, которая по правилу параллелограмма раскладывается на две силы: «потерянную силу» Даламбера Fg и силу тяги FT. В момент времени, когда ωt = 1,75π, имеем: b = 0, FT = 0. На интервале следующего полупериода ускорение b меняет знак и появляется второй импульс силы тяги Fx.

Более подробно рассматриваемый колебательный процесс представляется векторной диаграммой, изображённой на рисунке 2а. Здесь точка «Н» вектора «ОН» представляет собой колебательные смещения Y1t) с амплитудой «А» планера, обладающего массой (m0 - m):

Y1 = A∙sin ωt.                                                                  (1)

Вектор HG представляет собой переносное движение - смещение: 

Y2 = B∙sin(ωt + φ),                                                             (2)

- массы m моторно-грузового отсека относительно планера. Сумма этих смещений даёт вектор OG с амплитудой «С», определяющий траекторию движения моторно-грузового отсека в инерциальной системе координат, - в пространстве полета:

Y3 = Y1 + Y2 = C∙sin(ωt + ψ).                                                  (3)

Величины модуля «С» и угла ψ определяются элементарными тригонометрическими соотношениями в функциях «А», «В» и φ. Нагрузку на аэродинамические поверхности определяет вектор смещения центра масс летательного аппарата; изображающая точка «М» этого вектора ОМ лежит на линии вектора «В», на расстояниях GM и МН обратно пропорционально массам: m - моторно-грузового отсека и (m0 - m) - планера. Смещение на колебательной траектории центра масс определяет величина:

Ym - D sin(ωt + φ - 0,5π),
где:

D = Bm/mo∙tg(φ - 0,5π)                                                   (4)

Векторы «В» и «Д» должны быть взаимно перпендикулярными для того, чтобы мощность, отдаваемая двигателем, смещающим моторно-грузовую кабину относительно планера, была активной (см. далее).

Поскольку модуль вектора «В» - параметр конструктивный; и его трудно (нецелесообразно) менять при изменениях режима (мощности) двигателя, для каждого значения угла φ ≤ А,В - устанавливается такая величина модуля «А», чтобы выполнить условие: D В.

Мгновенные значения располагаемой (отдаваемой) мощности двигателя, как обычно, определяются произведением скорости v смещения Y2(ωt) на активную составляющую силы F (см. рис. 1):

Р = Fa∙v = b∙m∙v,                                                    (5)

где:
b = (Ym)t = [B∙m∙sin(ωt + φ -0,5π)/mo∙tg(φ - 0,5π)]t =

= B∙m∙ω2∙cos(ωt + φ)/mo∙tg(φ - 0,5π) [м/с2],                                     (6)

v = (Y2)t = [B∙sin(ωt - 0,5π)]t = B∙ω∙cos(ωt + φ); [м/c].                          (7)

Как видим, благодаря соблюдению условия D B, - ускорение (то есть сила Fa) и скорость v являются синфазными.

Эффективная величина мощности, отдаваемой двигателем при смещении моторно-грузового отсека:

P = (1/2π)∙o2π (b∙m∙v∙dωt) = 1/π∙oπ (B2∙m2∙ω3∙cos2(ωt + φ)/(mo∙tg(φ - 0,5π))∙dωt =

= (B2∙m2∙ω3∙10-3)/(2mo∙tg(φ - 0,5π); [кВт].                                   (8)

Возможны также другие режимы работы; см. диаграммы рис. 2б и рис. 2в. Здесь, за счёт относительного (нормированного по модулю вектора В) увеличения амплитуды «А» колебательного смещения крыла можно получить большую мощность двигателя.

 
 
Рис.2.
 
В варианте режима «в», согласно векторной диаграмме рис. 2б, справедливо условие: C B (а не D B, как в варианте 2а); и поэтому активная составляющая колебательной нагрузки на крыло определяется проекцией вектора «D» смещения центра масс на вектор «С» смещения моторно-грузового отсека, то есть определяется величиной вектора «С». Поэтому, вводимое в динамический расчёт ускорение, -
 
b = (Y3)t + [(B∙sin(ωt + φ - 0,5π)/(tg(φ - 0,5π)] = (B∙ω2∙cos(ωt + φ))/tg(φ - 0,5π); [м/с2].          (9)

И в соответствии с (5) и (7):

P = 1/2π∙o2π (b∙m∙v∙dωt) = (B2∙m∙ω3∙10-3)/(2tg(φ - 0,5π)); [кВт].                       (10)

Заметим, что выбор частоты ω = 2πf определяется кинематическими «А» и «В», то есть конструктивными параметрами «ЛА ОВЕЛА». Так, при значении φ = 0,75 π, согласно (9) имеем:
bmax = ω2∙B

при ωt = 2πn - φ; n = 1, 2, 3, ... или ωt = 1,25∙π при n = 1.

Отсюда получаем:
2π∙f = √(bmax/B)
или период:
T = 1/f = 2π√(B/bmax),                                                 (11)

что является обыкновенным уравнением маятника [4] или качелей!

Для технических расчетов, в единицах:

bmg = bmax/9,81,
получается:

f = 1/2π√(bmg∙g/B) = 0,5√(bmg/B).                                   (11a)

Колебательный режим «а» (рис. 2а) - соотношение (8) - позволяет получить мощность в m/m0 - раз меньше, чем режим «б» (рис. 2б) - соотношение (9) - при одинаковых конструктивных и технологических параметрах В, m, f и φ. Однако, проведённые спектральные исследования кинематики крейсерского полёта птиц показали, что для такого полёта типичен именно полёт в режиме «а».

*  *  *
ПРИМЕР 1.

При полёте лебедя в режиме «а» средняя величина угла опережения: φ = 174,3°, амплитуда смещения средней точки крыла относительно корпуса птицы: В = 20 см., полный вес птицы: m0 = 5 кг (ориентировочно), масса корпуса: m = 4,25 кг. Частота колебаний: f = 2,1 Гц (15 кадров за два периода колебаний в фильме на восьмимиллиметровой плёнке, при съёмке с частотой 16 кадров в секунду). По соотношению (8) мощность, затрачиваемая в полёте, составит:

P = 0,22∙4,252∙(2π∙2,1)3 / 2,5∙tg( 174,3°- 90°) = 16,6 Вт.

Заметим здесь же, что более 3 Вт на килограмм веса - мощность, соответствующая возможностям только хорошо тренированного спортсмена!

По известному [5] соотношению, определяющему затраты энергии в режиме парящего полёта, эффективная величина аэродинамического качества ЛА:
Кэ = (mo∙u∙103)/(102∙3,6) = (5∙40∙103)/(16,6∙102∙3,6) = 33,                                    (12)

Здесь: u = 40 км/час - крейсерская скорость полёта лебедя. Как видим, эффективная величина аэродинамического качества лебедя тоже очень высока и немного уступает качеству лучших современных планеров [6].

*  *  *

Возникает вопрос:

почему птица «предпочитает» полёт в режиме «а», а не в режиме «б» - ?

Ответ на этот вопрос следует из сопоставления соотношений векторов C/OG и D/OM. В режиме «а»: D < C, то есть мускульные усилия, затрачиваемые на смещение центра масс птицы меньше, чем силы, определяющие ускорение её корпуса m, тогда как в режиме «б» - картина обратная: D > С. И в этом смысле вовсе невыгоден режим «в» (рис. 2в): большие реактивные силы никак не оправдывают достигаемое в этом режиме некоторое увеличение мощности - гораздо эффективнее можно увеличить мощность, уменьшив угол опережения φ, то есть - уменьшив сомножитель tg (φ - 0,5 π) в знаменателе выражений (8) и (9).

Физическая интерпретация этих выражений становится ясной, если мы учтём, что в схеме рис. 2а площадь S треугольника Δ OGH в соответствующем масштабе составит:
SаΔOGH = (B2∙m)/(2mo∙tg(φ -0,5π)),                                         (12a)

а для схемы рис. 2б:

SбΔOGH = B2/(2tg(φ - 0,5π)).                                             (12б)

Поэтому в любом режиме мощность двигателя, определяющая силу тяги и баланс аэродинамических сил ЛА в колебательном полёте, определяется очень просто:
P = S∙m∙ω3; [Вт].                                                       (13)

*  *  *

ПРИМЕР 2.

ЛА работает в режиме класса «б», амплитуда смещения моторно-грузового отсека: В = 0,3 м и его масса: m = 600 кг, угол опережения: φ = 135°, частота колебаний: f = 1,12 Гц.

По соотношению (12б) - площадь векторной диаграммы OGH:

Sб = 0,32/2tg(135°- 90°) = 0,045 м2,

а располагаемая мощность двигателя по соотношению (13):

Р = 0,045∙600∙(2π∙1,12)3 = 9409 Вт ≡ 9,41 кВт.

Допустив, что полная масса ЛА mo = 700 кг и эффективная величина аэродинамического качества Кэ = 20, по известному соотношению (5) для полёта планера определяем скорость полёта: 

u = (Кэ∙P∙102∙3,6)/mo = (20∙9,41∙102∙3,6)/700 = 100 км/час ≡ 28м/cек                            (14)

Здесь: Кэ - эффективная величина аэродинамического качества планера в динамике. Ускорение моторно-грузового отсека (9) при φ = 135°:

bmax = 0,3∙(2π∙1,12)2 = 14,86 м/сек2 = l,5∙g.

Оценив с помощью (14) соотношение Р(u) мощности и скорости обычных самолётов [5], - легко убедиться, что они в 2,5 ... 3,5 раза менее экономичны, чем ЛА ОВЕЛА вследствие больших потерь в реактивных турбулентных потоках винтомоторной группы. Специальные самолёты (скоростные, акробатические и др.) - ещё раза в два менее экономичны и чрезвычайно шумны. ОВЕЛА же - вовсе не шумит! 

*  *  *
ПРИМЕР 3.

Для полёта «мускулолёта» весом m0 = 100 кг (вес лётчика - 70 кг и вес планера - 30 кг), Кэ = 30, u = 30 км/ч, по соотношению (14) потребляемая мощность:

P = (mo∙u)/(Кэ∙102∙3,6) = (100∙30)/(30∙102∙3,6) = 0,272 кВт ≡ 272 Вт.

Положив: f = 1 Гц, то есть ω3 = 248 с-3 и φ = 135° по соотношению (10) получим:

В = √(2∙0,272∙103/70∙248) = 0,166 м.

Далее, по уравнению маятника (11), максимальное ускорение:

bmax = ω2B = (2π∙1)∙2∙0,166 = 6,55 м/сек2,

что в единицах g соответствует bmg = b/g = 0,67∙g - как на качелях, с отклонениями на ±48° ...

*  *  *

Во втором примере длина волны колебаний планера:

λ= v/f = 28/1,12 = 25 м.

При полёте в режиме класса «б» амплитуда смещений аэродинамических поверхностей (планера) в пространстве полёта: А = B/cos(π - φ) = 0,3/cos45° = 0,42 м.

Легко видеть, что максимальные значения угла возвышения траектории:

αºmax = 360 А/λ = 6°

- очень невелики; и траектория практически представляет собой почти прямую линию.

Таким образом, - подтверждается постулат о квазистационарном режиме полёта.

Соотношения (8), (10), (13) позволяют оценить силу тяги крыла в колебательном полёте. В условиях энергетического баланса* (крейсерский полёт) модули усреднённых величин сил тяги FT и лобового сопротивления Fx равны между собой: F̃̃T = F̃x = P/v, откуда:

T = 3,6∙S∙m∙ω3/u; [Н],                                                             (15)

где: и - скорость, км/ч.

*). Все приводимые здесь соотношения несколько более сложно получаются также принципиально другим методом решения динамических уравнений и интегрирования работы, совершаемой Fт, рис. 1.

Существенный фактор, который необходимо учитывать в расчётах, - это некоторое уменьшение в колебательном режиме величины аэродинамического качества, от оптимального значения Кmах до эффективного значения Кэ - в результате нелинейности (параболичности) уравнения поляры самолёта [7]:
Сх - Сх0 + А∙Сy2,
где:

Схо - значение коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъёмной силе (Су = 0);
А - «коэффициент отвала поляры», характеризующий величину индуктивного сопротивления.

В колебательном режиме Cy(t′) является функцией времени, поэтому:

Cx(t') = Сх0 + А∙Сy2 (1 + bmg∙cosωt')2.

Здесь:

Су - среднее значение коэффициента Cy(t′);
bmg - амплитуда активной составляющей ускорения, определяющего нагрузку двигателя в единицах: g = 9,81 м/с2;
в режиме «а»: bmg = (В∙m∙ω2) /(m0∙g∙tg (φ - 0,5 π)),
в режиме «б»: bmg = (B∙ω2)/(g∙tg(φ - 0,5 π)), см. соотношения (6) и (9). 

Эффективное (среднее) значение лобового сопротивления:

x = 1/2π∙o2π Cx(t′)∙dωt = 1/2π∙o2π [C′xo + ACy2∙(1 + bmg∙cosωt)2] =

= Cxo + A∙Cy2∙(1 + 0,5∙b2mg) = Cxo + A*Cy2,

где: A* = A∙(1 +0,5∙b2mg).

Оптимальное значение аэродинамического качества [7, ф-ла 1.4]:

Копт = 1/(2√(A∙Cxo);     Кэ = 1/2√(A*∙Cxo).                                      (16а)

Здесь: Кэ - значение эффективной величины аэродинамического качества в колебательном режиме.

Из (16а) следует:
Кэ= Копт/√(1 + 0,5∙b2mg).                                                     (16б)

*  *  *

В заключение приведём ориентировочный расчёт основных технико-экономических параметров «воздушного грузовика» - почтового «пикапа» - ЛА ОВЕЛА - одного из представителей грузовой авиации завтрашнего дня.

ПРИМЕР 4.

Почтовый «пикап» - ЛА ОВЕЛА; крейсерская скорость u = 130 км/ч; масса взлетная максимальная m0 = 1,3 т; дальность полёта с АНЗ (аварийным неприкосновенным запасом горючего) на 52 минуты полёта с максимальной коммерческой нагрузкой: R1 = 500 км и R2 = 1000 км; аппарат беспилотный, радиоуправляемый.

Масса аппаратуры управления полётом mау = 65 кг, эффективная величина коэффициента аэродинамического качества: Кэ = mo/Fл = 17, где Fл - сила лобового сопротивления воздушной среды, [кгс]. Заметим, что это значение Кэ невелико, ведь у современных планеров оно бывает в 2÷2,2 раза больше.

Потребляемая мощность ЛА ОВЕЛА для крейсерского полёта:

Р = Fл∙v = m0∙u/Кэ∙3,6∙102 = 27,1 кВт.

Масса поршневого двигателя в установке: mg = 0,96∙Р = 26 кг.

В соответствии с типичными раскладками масс ЛА, по усреднённым показателям,- масса пустого аппарата:

mп = 0,43∙m0+ mg+ mа = 650 кг.

Масса загруженного моторно-грузового отсека: m = m0 - mпл = 1215,5 кг, где масса планера: mпл = 0,13∙mп = 84,5 кг.

Масса горючего, расходуемого за 1 час крейсерского полета:

G' =γ∙Р = 0,27∙27,1 = 7,312 кг; при норме: γ = 270 г/кВт∙ч.

Для полёта на расстояние R1 = 500 км, с учётом АНЗ на 52 мин, необходим запас горючего:

G1 = (R/u + 52/60)∙G' = 34,5 кг ,

а на расстояние R2 = 1000 км: G2 = 62,6 кг.

Масса коммерческого груза при полётах на расстояния 500 км и 1000 км составляет соответственно:

mгр.1 = m0 - mп - G1 = 615,5 кг,

mгр.2 = mo - mп - G2 = 587,4 кг.

Удельный расход горючего при полёте на расстояния 500 км и 1000 км: 

α1 = Gl/mгр.1∙v = 7312/0,6155∙130 = 91,4 г/т∙км

α2 = Gl/mгр.2∙v = 7312/0,5874∙130 = 96 г/т∙км,

- то есть в 2 раза меньше, чем на автотранспорте и в 7,5 раз меньше, чем на подобных со­временных типовых самолётах!

Удивляться этому нечего: летящий в оптимальном режиме безреактивный ЛА ОВЕЛА не расходует энергию ни на что, кроме преодоления сопротивления воздуха. Этот расход не идёт ни в какое сравнение с расходом автомобиля, маневрирующего на поворотах, при торможении, спусках и подъёмах и пр.; или же - с расходом любого реактивного самолёта, с его факелом пламени, рёвом и ураганным ветром.

Кроме того, сокращение удельного расхода горючего позволяет забирать в рейс меньше горючего и больше полезного груза, то есть общая эксплуатационная экономия расхода горючего, при сравнении в эксплуатационных условиях, сказывается ещё существенно больше. В то же самое время - современные самолёты имеют на старте соотношение масс «полезный груз - горючее» примерно 1/1. В нашем же примере это соотношение составляет:

(615÷587)/(34÷62) = (18÷9,4)

то есть больше на порядок.

*  *  *

В свете изложенного, удручающее впечатление оставляют данные Госкомитета СССР о перевозках грузов за 1989 г. (Газета «Советская Россия», 04.02.90 г.). Всего перевезено грузов 6526 миллионов тонн; из них: половина - автотранспортом, треть - по железным дорогам, десятая часть - по рекам...

Авиацией - ничего!

На автодорогах СНГ произошло 319557 ДТП - убито 58651 человек. На Крайний Север завезено: морским транспортом - 15,8 млн. т., речным - 5,3 млн. т. ...

Авиацией - ничего!

Легко себе представить, как бы изменилась вся эта безотрадная, горестная картина, если бы грузы везли высокоэкономичные, бесшумные и экологически чистые, безреактивные ЛА ОВЕЛА: 

всё, что нужно - прямо туда, куда нужно!

ЛИТЕРАТУРА 

1. Голубев В. В. Теория машущего крыла и общая проблема тяги и сопротивления. Сборник «Общее собрание АН СССР», 1944 г.
2. Голубев В. В. Тяга машущего крыла. Доклад на сессии ОТН АН СССР, январь, 1946 г., «Известия АН СССР, ОТН», ? 5, 1946 г.
3. Голубев В. В. Исследование по теории машущего крыла. - «Учёные записки МГУ», вып. 154, т. IV, 1951 г.
4. Поль Р. В. Механика и акустика и учение о теплоте. - М.,«Наука», 1971 г.
5. Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А. Проектирование лёгких самолетов. - М., «Машиностроение», 1978 г.
6. Замятин В. M. Планеры и планеризм. - M., «Машиностроение», 1974 г.
7. Практическая аэродинамика маневренных самолётов. Ред. Н. M. Лысенко. - М., «Воениздат», 1977 г.
8. Авторское свидетельство ? 1066137, «Способ полёта летательного аппарата». Приоритет 25 апреля 1977 г. А. А. Пирогов, А. А. Пирогов мл. Опубликовано в БИ ? 42, 1990 г.
9. Пирогов А. А., Пирогов А. А. мл. ОВЕЛА - новый высокоэффективный способ полёта. Доклад на СЛА-87. М., Тушино, ЦК ДОСААФ, 19...30.08.87 г.
10. Когда полетит ОВЕЛА? Пирогов А. А., Пирогов А. А. мл. Информация, реклама, сообщения. M., Всесоюзное Общество Авиастроителей. Вестник ? 2, май 1991 г., стр. 19...22.

Москва, август 1987 г.

Пирогов Андрей Андреевич, - доктор технических наук, профессор, почётный член НТО им. А. С. Попова, действительный член Русского Физического Общества (1992), лауреат Премии Русского Физического Общества (1992).


 

Опубликовано: журнал «Русская Мысль», 1992, ? 2, стр. 42-49.

« назад

Журнал
Энциклопедия Русской мысли. Том 20
Энциклопедия Русской мысли. Том 19
Журнал
Журнал Русской Физической Мысли, 2013, № 1-12
Энциклопедия русской Мысли. Том 18
Энциклопедия русской Мысли. Том 16
Энциклопедия русской Мысли. Том 15
Энциклопедия Русской Мысли. Том 14
Журнал

Энциклопедия Русской Мысли. Том XIII
Морозов В.М. Узнай правду о Вич-Спиде

Журнал
Журнал
Катрен 12. ГМО - ГЕНОФАШИЗМ
Водородное топливо Юрия Краснова
Алиев А.С. Российская астрономия. Часть 2. - 2011г.
Жигалов В.А. Уничтожение торсинных исследований в России
ЭРМ 12: Колесников И.В. Природа глобальных катаклизмов. - 2010 г.
Алиев А.С. Российская астрономия. - 2010 г.
Открытое Заявление Президента Русского Физического Общества Родионова В.Г. Президенту Российской Федерации Медведеву Д.А.
ЭРМ 11: Оше А.И. Поиск единства законов природы (Инварианты в природе и их природа). - 2010 г.
ЭРМ 10: Петракович Г.Н. Биополе без тайн. Сборник научных работ. - 2009 г.
ЭРМ 1: Гриневич Г.С. Праславянская письменность. Результаты дешифровки. Том 1. - 1993 г.
ЭРМ 6: Хачатуров Е.Н. Элиминация значительной части ДНК... - 1995 г.
ЭРМ 3: Иванов Ю.Н., Иванова Н.М. Жизнь по интуиции. - 1994 г.
ЭРМ 4: Гудзь-Марков А.В. Индоевропейская история Евразии. Происхождение славянского мира. - 1994 г.
Два открытия
Официальный доклад Аполлон-11. Лунные карты составлены безграмотно
Ральф Рене. Как NASA показало Америке Луну
НЛО: соседи по Солнцу.16.05.2011
Бутусов. Раджа Солнце. Глория. 9.01.2012
Катрен 18. Технология спаивания
Фильм С. Веретенникова
Энциклопедия русской Мысли. Том 17

Актуальная тема:

Ссылки:

rodionov@rusphysics.ru - ПОЧТОВЫЙ ЯЩИК РЕДАКЦИИ ЖУРНАЛА "ЖУРНАЛ РУССКОЙ ФИЗИЧЕСКОЙ МЫСЛИ"
Главный редактор Родионов В.Г.
Денежные пожертвования направлять в Сбербанк РФ на карточку № 63900240 9014875013

Rambler's Top100