专利名称：超高速飞行器及相关空中运动方法
技术领域：
本发明涉及超高速飞行器和使用根据本发明的飞行器在空中运动方法。
背景技术：
在日本和美国，最近进行了对点对点超高速运输题目的研究。继这些初步研究之后，伴随着ASP ( “ASTRIUM SPACE PLANE”)项目，EADS和ASTRIUM也进行了针对点对点超高速飞行器的概念研究。当前，已经生产的点对点超高速飞行器是协和式超音速喷射客机(CONCORDE)和图波列夫(Tup0lev)Tu-144飞机，它们都是超音速的。本发明提出的超高速飞行器能使这两款飞机的性能得到非常显著的提高。
具体来说，本发明提出的飞行器大幅降低突破音障时发出的噪音，也称为超音速“爆音”;对于CONCORDE飞机，阻止开通线路的主要限制(假设不止一个)不是横越大西洋，而是这种噪音。
发明内容
本发明涉及一种飞行器，包括机身，位于机身两侧的哥特式三角翼，以及能推动飞行器的发动机系统。该飞行器的特征在于-机身包括容纳液态或融雪状(浆状)氢的罐，以及一个或多个容纳液态氧的罐；-哥德式三角翼具有平的上拱面和平的下拱面，机翼根大致开始于机身的前部加宽的区域；-尾翼使用轴线平行于机身轴线的圆柱部分固定在每个三角翼后缘的外端部，每个尾翼包括两个分别固定在圆柱部分每一侧、并在相同平面上的大致相同的梯形部件，每个圆柱部分能绕其轴线旋转，使得固定在圆柱部分上的两个梯形部件位于与哥德式三角翼所在平面平行的平面上，或位于与哥德式三角翼垂直的平面上；以及-发动机系统包括能缩入机身且位于机身前部的至少一个涡轮喷气发动机，固定几何形状的至少一个冲压式喷气发动机，和位于机身尾部的一个火箭发动机，其中，位于机身尾部的门能够打开或关闭，分别将火箭发动机暴露在外部或将火箭发动机与外部隔离。根据本发明的另一特征，机身包括从机舱部分延伸的前段或机鼻以及后段，其中，前段是从机舱部分开始逐渐加宽的连续部分，而后段是朝向飞行器尾部逐渐变窄的连续部分。根据本发明的再一特征，每个容纳液态氧的罐无论是空的还是满的，其重心都位于与飞行器重心尽可能近的位置。根据本发明的又一特征，火箭发动机由单个发动机组成，或者由主发动机连同一个或多个辅助发动机组成。根据本发明的又一特征，飞行器具有与直三角翼形成大致在70°至75°之间的前缘后掠角。
本发明还涉及使用根据本发明的飞行器进行空中运动的方法，该方法包括飞机起飞阶段，其特征在于，该起飞阶段包括以下步骤-飞行器在地面上滑行的步骤，在这期间，飞行器由涡轮喷气发动机推动到达跑道上的定位点，两个尾翼中每个尾翼上的两个梯形部件置于与哥德式三角翼平行的平面上准备起飞；-打开飞行器后门或核实飞行器后门打开状态的步骤；-起飞步骤，在这期间，飞行器同时被一个或多个涡轮喷气发动机和火箭发动机推动，飞行器通过使用火箭发动机释放的非常巨大的推力逐渐进入接近竖直的上升飞行阶段，这样使得飞行器在上升飞行阶段期间达到并超过MACH I速度，其中，一个或多个涡轮 喷气发动机在达到MACHl速度之前关闭并收回到机身里，其中，飞行器的两个尾翼中每个尾翼上的两个梯形部件在飞行器达到和/或超过MACH I速度后尽快逐步进入与哥德式三角翼垂直的平面上。本发明还涉及使用根据本发明的飞行器进行空中运动的方法，该方法包括飞行器从巡航飞行走廊降落的阶段，飞行器在巡航飞行走廊中由一个或多个冲压式喷气发动机推进，其中两个尾翼中每个尾翼上的两个梯形部件置于与哥德式三角翼垂直的平面上。飞行器降落阶段的特征包括以下步骤-关闭一个或多个冲压式喷气发动机；-逐步调整分裂式襟翼；通过降低跨音速的接近垂直的速度，使飞行器进入陡峭坡度的下降阶段；-在飞行器的速度达到和/或变成小于MACHI速度后，逐步改变两个尾翼中每个尾翼上的两个梯形部件的位置，使所述部件置于与哥德式三角翼所在平面平行的平面；-在飞行器速度变为小于MACHI速度后，逐步闭合分裂式襟翼并使用和点燃一个或多个涡轮喷气发动机；并且-将飞行器插入标准航空交通中。根据本发明的另一特征，巡航飞行的特征在于-飞机相对于地面的高度大致在30000m和35000m之间；-飞行器机鼻的激波消散距离大致在IlOkm和175km之间；-飞机的速度大致在马赫4和马赫4.5之间；并且-马赫锥的孔径角α大致在11°和15°之间。本发明提出的超高速飞行器具有CONCORDE两倍的速度，S卩，4马赫以上(马赫4+)，并且巡航高度至少比传统商用飞机高20km。除了这些显著的性能特征以外，有利的是，本发明的飞行器使得能够运输2-3吨的等重物，即，例如大约20名乘客，并且，由于在加速和巡航阶段中由通过将氧(机上的(液态氧)和环境中的氧)与机上的氢(未来的燃料)相结合提供推力，所以本发明还在环境因素方面提供了特别重要的优势。超高速飞行器设想的应用有两种，也就是民用和军用。在民用的情况下，设想的市场主要是商务旅行和要求在一天内横贯大陆并返回的VIP乘客。一部分军事应用涉及例如战略侦察，超高速运输高附加值商品，以及武装的精英突击队。飞行器衍生的攻击武器通过例如高能量电磁脉冲(也称为EMP (Electro MagneticPulse, EMP))，可以实现精确的攻击并消灭首选的高附加值目标。如同卫星一样，本发明的飞行器几乎完全不会受到传统防空系统的伤害，同时本发明的飞行器还具有传统飞机的灵活性和不可预测性。本发明飞行器的性能允许在三小时内飞过大约9000km的距离(例如巴黎至旧金山或东京至洛杉矶)。本发明飞行器的运行概念和结构使得 在标准机场设施起飞和抵达，可以补给提供的氢和液态氧。 避免与普通巡航空中交通相互影响(巡航高度高于目前的空中走廊)。
几乎在所有天气中运行，原因在于在飞行高度上不存在影响适当飞行的气象现象。 除了需要特殊操作的火箭发动机系统外，保持整个飞行器的航空特性。
本发明的其他特征和优点将会在参照附图提出的优选实施方式中呈现，在这些附图中图I显示了根据本发明的超高速飞行器的仰视图；图2显示了根据本发明的超高速飞行器的具体部件的立体图；图3显示了根据本发明的超高速飞行器的侧视图；图4显示了根据本发明的超高速飞行器的俯视的半视图；图5显示了根据本发明的超高速飞行器的正面视图；图6显示了根据本发明的超高速飞行器的纵截面视图；图7-11显示了图6所示的根据本发明的超高速飞行器的多个横截面视图；图12显示了图6所示的根据本发明的超高速飞行器的详细视图；图13显示了根据本发明的超高速飞行器的后视立体图；图14，图14B和图14C显示了根据本发明的超高速飞行器的局部后视图，显示了能将火箭发动机暴露于外部或将其与外界隔离的门的不同位置；图15显示了根据本发明的超高速飞行器的立体图；图16显示了本发明的超高速飞行器的压力中心根据马赫速度的变化；图17显示了本发明的超高速飞行器的方向稳定性根据马赫速度的变化；图18-21说明了根据本发明的超高速飞行器的不同飞行阶段。在全部附图中，相同的标记指定相同的部件。值I表示距离，值Φ表示直径，值Θ表示角度，值R表示曲率半径。
具体实施例方式图I显示了本发明的超高速飞行器示例的仰视图。作为非限制性示例，图I中显示的距离I有以下值11 = 52995mm ；12 = 37855mm ；
13 = 36524mm ；14 = 7135mm ；15 = 4394mm ；16 = 2150mm ；17 = 3000mm ；18 = 7115mm ；19 = 8929mm。类似地，作为非限制性示例，显示的直径Φ有以下值
Φ I = 3500mm ；Φ2 = 1800mmo根据图I的示例的本发明超高速飞行器包括以下全部部件-机身F，其包括容纳液态氢或浆状氢的罐Rv(参看图6和图10)和两个容纳液态氧的罐ROl和R02，罐Rv、ROl和R02旨在向火箭发动机Mf进行供给；-哥德式三角翼型机翼A，其具有尽可能平的上拱面，并且在机身每一侧，机翼的尾端具有两个后缘襟翼vl、v2 ；-飞行器的前缘后掠角Θ3(参看图4)，其优选与直三角翼成70°至75°之间；-要容纳例如乘客的机舱P，位于机翼-机身组件的前方，以在巡航飞行情况下位于风的通路中，这样能使这部分对飞行器的整体阻力的贡献最小，同时不产生升力；-在飞行器的前面，构成为机舱P的延伸的、形成CN部分的驾驶舱和机鼻；-起落装置TRa，TRb,TRc可以被收藏在飞行器中，起落装置的控制联动装置优选为尽量简化；-两个活动尾翼al、a2，其相对于飞行器的纵向轴线对称放置，每个尾翼固定在三角翼后缘的外端部;-两个冲压式喷气发动机ST1、ST2，其相对于飞行器轴线对称放置，每个冲压式喷气发动机具有针对巡航飞行阶段进行优化的固定的几何形状；-两个涡轮喷气发动机TBl、TB2，其置于机舱P和机身F之间的过渡部位，并且它们在不运行时能收入机身中；-火箭发动机Mf(参见图6、图14A、图14B)，其置于机身尾部，并且能够依靠飞行器后门P(参见图14A-14C)而暴露于外部或封闭在机身中。在所述图I的示例中，本发明的飞行器包括两个涡轮喷气发动机和两个冲压式喷气发动机。然而，更普遍来说，本发明也涉及包括至少一个涡轮喷气发动机和至少一个冲压式喷气发动机的飞行器。优选的，两个冲压式喷气发动机ST1、ST2具有自身的进气孔，放置在飞行器中受二次激波影响的部位和/或飞行器中受首次激波影响的部位的前面，这样能使空气在无干扰的状态下进入。机身前部加宽有利于产生二次斜激波，其与机翼下表面相互强烈作用而通过压缩产生升力，其通常称为压缩升力。图2显示了本发明的超高速飞行器装置的活动尾翼al、a2。活动尾翼包括两个大致相同的梯形部件，这两个大致相同的梯形部件在同一平面上位于固定在三角翼后缘外端部的圆柱形部分的两侧。该圆柱形部分中心的轴线平行于飞机的纵向轴线。圆柱部分能够旋转以定位该活动尾翼，既可以在亚音速时定位在水平位置，也可以在超音速时定位在竖直位置。为了方便，在图2中同时显示了活动尾翼的两个位置。图3显示当尾翼al、a2竖直(即与飞行器轴线垂直)时本发明超高速飞行器的侧视图。作为非限制性示例，图3中显示的距离I具有以下数值110 = 57630mm ；111 = 42995mm ；112 = 37685mm ；113 = 21995mm ；114 = 17995mm ；115 = 17950mm ；116 = 13000mm ；117 = 6780mm ；118 = 6657mm ;119 = 7400mm ；120 = 6097mm。类似地，作为非限制性示例，显示的角度Θ I和Θ 2具有以下数值Θ I = 5。；Θ 2 = 58°。图4显示了本发明的超高速飞行器的俯视的半视图。显示的尾翼al位于其水平位置。参考标号BI和B2分别指出在亚音速配置结构(尾翼al、a2是水平的)和在超音速配置结构(尾翼al、a2是竖直的)中飞行器所涉及区域的重心位置。作为非限制性示例，图4中显示的距离I如下121 = 15326mm ；122 = 27878mm ；123 = 7556mm ；124 = 35009mm ；125 = 36722mm。作为非限制性举例，角Θ 3(飞行器的前缘后掠角)等于74°。图5显示了本发明的超高速飞行器的正面视图。作为非限制性示例，这种情况下距离I如下126 = 27188mm ；127 = 19788mm ；128 = 11262mm ；129 = 6578mm ；130 = 6037mm ;131 = 7900mm ；132 = 2650mm。另外，半径Rl等于2797mm，并且角Θ4等于20。。
图6显示了本发明飞行器的纵向截面视图。作为非限制性示例，图6中显示的距离I为133 = 5495mm ；134 = 11500mm;135 = 4200mm ；136 = 21000mm ；137 = 10800mm ；138 = 1500mm。
半径R2 等于 445mm。图7、8、9、10和11分别为图6中本发明飞行器的横向截面视图A_A(驾驶舱)，B-B (机舱)，C-C (在机舱后方、涡轮喷气发动机前方的机身)，D-D (在涡轮喷气发动机后的机身，用标记TB1’、TB2’表示收入机舱的涡轮喷气发动机，用标记ΤΒ1、ΤΒ2表示移出机舱的涡轮喷气发动机)，以及E-E (在起落装置区域的机舱)。图8中，距离139例如等于630mm并且距离140例如等于505mm。图9中，距离141例如等于2150mm,并且距离142和143分别等于例如650mm和600mm。图11中，距离144例如等于870mm且半径R4例如等于1550mm。图12是图6的详细视图，也就是氢罐Rv连同背后两个氧罐中的一个ROl的纵向截面视图。距离145例如等于18805mm并且距离146例如为20471mm。曲率半径R4和R5分别等于591_和1839mm。图13显示了本发明飞行器的后视立体图。门P优选由两个叶片P1、P2形成，该门P将火箭发动机Mf与外界隔尚。火箭发动机Mf包括例如主发动机Mp和置于主发动机任一侧的、比主发动机更靠近机身下部的两个辅助发动机Mal、Ma2。图14A，14B和14C为显示本发明飞行器门P的门页的不同位置的局部后视图。每个门页P1、P2以其自身的水平轴铰接。图14A显示了门P关闭的情况，其结果是将火箭发动机与外部完全隔离(这是在火箭发动机不运行的情况下)。图14B显示了门页Pl关闭且门页P2打开的情况。在这种情况下，只有辅助发动机暴露在外部，而主发动机被部分阻挡而不暴露在外部(这是在主发动机不运行且辅助发动机运行的情况下)。图14C显示了两个门页均打开的情况。主发动机和辅助发动机暴露在外部(这是在主发动机和辅助发动机都在运行的情况下)。作为简单的示例，图15显示了根据本发明的超高速飞行器的立体图。如本领域技术人员已知的那样，在飞行器飞行期间，飞行器的压力中心和重力中心必须重合。对于CONCORDE飞机，现有技术的解决方案在于无论飞行器的速度怎样，都通过移动飞行器的重力中心来实现这种条件。然而，这种解决方案只有在能在飞机上移动压舱物的情况下才可行。对于本发明的飞行器不是这样的。本发明的解决方案是根据以上关于图2所叙述的、通过改变尾翼位置来移动超高速飞行器的压力中心。图16显示了本发明的超高速飞行器的估计压力中心CP根据马赫(Mach)速度的变化。在第一区域ZA中，飞行器的速度小于音速(Mach I)，在第二区域ZB中，速度大于音速。第一曲线Cl表示尾翼al、a2在区域ZA中是水平的、在区域ZB中是竖直的情况下压力中心CP的变化。第二曲线C2表示当没有尾翼时压力中心CP的变化。曲线Cl和C2在飞行器速度大于Mach I (尾翼在三角翼的垂直平面上)之后重合在一起。优势在于，显示出曲线C I在整个速度范围内不存在压力中心的变化。本发明的飞行器因此选择具有与附图所示的翼一致的尾翼，尾翼的位置根据飞行器的速度而定，在速度小于Mach I时是水平的，而在速度大于Mach I时是竖直的。图17显示了本发明超高速飞行器的方向稳定性St根据以马赫为单位的速度的变化。速度范围也被分为如上所述的区域ZA和ZB。第一曲线C3表示在区域ZA中尾翼是水平的、在区域ZB中尾翼是竖直的情况下方向稳定性St的变化，第二曲线C4表示当没有尾翼时方向稳定性的变化。清楚显示出，根据本发明方法的飞行器的方向稳定性从本质上讲是卓越的，并且与没有尾翼的飞行器相比也是非常有优势的，而所有其他方面都相同。参考中心(即飞行器重心的位置)与超音速压力中心的重合(图16的区域ZB中的曲线Cl)与上述尾翼的位置有关。本发明另一优点是能使要制造的飞行器将其后部作为中心。图18-21显示了根据本发明的超高速飞行器的不同飞行阶段。
图18显示本发明飞行器起飞阶段的第一示例。飞行器完成传统的起飞顺序，由涡轮喷气发动机TB1、TB2推动，并由火箭发动机Mf协助。火箭发动机Mf可以是具有持续的可变推力的单个火箭发动机，或者是例如由三个或四个发动机组成且其中一个为主发动机的分部推力(fractional-thrust)火箭发动机。首先，飞行器仅使用涡轮喷气发动机从停机位滑行到定位点(参见图18中的点pl)。只有对火箭发动机的适当运行进行检查后，才松开制动器。起飞利用涡轮喷气发动机/火箭发动机结构完成(参见图18的点pl至p3)，且飞行器最初的爬行速度大约是350千米/小时(km/h)(参见图18中的点pl至p2)。此后(参见图18的点p3)，主火箭发动机被点燃(对于分部发动机的情况)，或者释放火箭发动机的最大动力(对于单一火箭发动机的情况)，飞行器的上升变成接近竖直。根据火箭发动机适当运行所要求的不同结构而打开门P(参见上述图14B、14C)。如果主火箭发动机没有被点燃，低温的火箭推进物就会在保持高度的飞行期间被消耗掉，这样就能在飞机上几乎没有推进物的情况下返回到启程基地，这对中断任务的情况下安全降落非常有利。飞行器在上升期间产生噪音足迹区域ES，其大小随时间变化，并且持续时间有限。主火箭发动机点燃或可变推力火箭发动机采用最大推力之后，就开始了高推进上升阶段。在进入跨音速飞行之前的片刻，涡轮喷气发动机关闭并被收入机舱内部。形成大致等于或大于I的推重比。在这个飞行阶段期间，飞行器依靠火箭发动机进行高空(例如，在15000m至20000m之间)跨音速加速、以陡的坡度(即接近垂直)上升(参见图18中的点P4)。如果火箭发动机具有多种推力，就可以有利地实现对加速的精确控制。这种类型的轨迹显著有助于减少在突破音障时(Mach I)产生的超音速爆音对地面的影响。事实上，考虑到接近竖直的轨迹，不会有激波冲击到地面，并且能量在所有水平辐射方向上消散。在地面，在加速的飞行器的竖直下方，产生的噪音足迹ES局限于机场附近并持续大约不到一分钟。在本发明的一个具体实施例中，在起飞阶段，为了改善舒适度，乘客和可能的乘务员被置于吊床中。当飞行器在高空达到超音速时(参见图18中的点p5)，轨迹(例如使用弹道轨迹)逐渐弯曲直至变为水平，并且当火箭发动机已关闭并通过完全闭合门P形成流线型时，且冲压式喷气发动机被点燃时，飞行器进入其巡航飞行走廊(例如在30000m和35000m之间的高空)(参见图18中的点p6)。开始了巡航飞行阶段(参见图18中的点p7)。图19显示了本发明飞行器的起飞阶段的变型。根据这个变型，飞行器飞向其目的地方向之前，在相对于地面水平的平面上飞行一圈。这种变型的目的是通过使噪音足迹(noise footprint)远离机场来减少机场区域的噪音。事实上，在竖直上升阶段上方，飞行器的轨迹是弯曲的，直至其通过朝向机场往回而变为水平的(参见图19中的点p5a)且飞行器在比前述情况更靠近机场的点进入巡航飞行走廊(参见图19中的点p6a)。图20象征性显示了在巡航飞行通道中的本发明的飞行器。为了简便，仅示出本发明的飞行器的机鼻N。在巡航飞行通道中，飞行参数例如如下
-飞机相对于地面的高度Z大致等于例如35000m；-消散距离D大致等于154km；-飞机的速度V在马赫4和马赫4.5之间；以及-马赫锥的孔径角α大致等于12.8°作为比较，在现有技术的情况下，对于CONCORDE飞机，上述参数的值如下-Z = 20000m ；-D = 35km ；-V = Mach 2 ；-A = 30°。冲压式喷气发动机是固定几何形状的装置，这大大简化了它们的几何学复杂性，并减少他们的质量。在这种飞行阶段期间，通过改变氢气供应速率而根据需要改变冲压式喷气发动机的推力(在飞行过程中减轻飞行器重量等)。有利的，在巡航飞行期间，由于飞行器非常高的巡航高度及其恒定的航向，飞行器引起非常有限的环境影响。根据需要，诸如在HISAC 2009会议中展现的那些(参见,Sukhoy和Dassault的形状设计)减少超音速爆音的几何学的解决方案，可以被包含在飞行器设计中，诸如，例如明显的机翼表面反角。关于飞行器在加速和巡航阶段释放的气体，有利的是没有释放CO2，而仅仅是水蒸气和可能的气态氢。在巡航飞行期间，飞行器适当运行(照明，空调等)所需的电能由诸如例如蓄电池、燃料电池等任何已知方法提供。当接近目的地机场时，开始减速和下降阶段。图21显示了减速和下降阶段的一个举例。当能看到目的地机场时(例如距离机场大约750km)，冲压式喷气发动机在飞行器轨迹的某一点关闭(参见图21中的点p8)。然后飞行器开始其减速。分裂襟翼逐渐调整，然后使飞行器以跨音速阶段的接近竖直的速度以陡峭的坡度下降(参见图21中的点p9)。陡峭的坡度下降是使用气闸以非常高的攻角或者以接近零的攻角完成的。前述超音速爆音因此被导向远离陆地表面，且声波于是几乎为水平的。一旦以亚音速飞行，资源被占用且气闸逐渐关闭(图21中的点plO)。此后采用涡轮喷气发动机(参见图21中的点pll)用于重新启动，这可能借助相对气流(已知的风车技术)。按照需要，在整个下降阶段，乘客和可能的乘务员可以被置于吊床中，以提高舒适度。
在降落阶段期间，飞行器在某一给定时刻被插入到现有航空交通中，包括，例如被置于等待模式中。然后，以标准模式完成飞行器的最终到达，即，飞行器的速度与传统民用飞机相当，为一旦证明需要而进行复飞留有余地。一旦降落，飞行器只在涡轮喷气发动机的推力作用下直至停止。有利的是，降落时飞行姿势的初步估计导致比CONCORDE飞机更低的值。飞行器使用涡轮喷气发动机滑行，其提供的动力与传统的商用飞机相当。在这些阶段中，飞行器遵循民用航空现行的环境规定。一个或多个涡轮喷气发动机只在到达、保持、重飞和飞行最后的降落阶段中使用。与标准的使用相比，涡轮喷气发动机的这种使用有助于大幅减少其体积和质量。因此，有利的是，本发明飞行器的一个或多个涡轮喷气发动机容易缩回机身内部。
在特别有益的方式中，也可以将涡轮喷气发动机和火箭发动机结合使用，其能提供出色的推重比折衷，伴随着在巡航中降低的阻力，特别在到达和降落阶段，这这些阶段期间，飞行器位于已有航空交通中。
权利要求
1.一种飞行器，包括机身(F)，分布在该机身两侧的哥德式三角翼(A)，以及能够推动飞行器的发动机(TBl、TB2、STl、ST2、Mf)系统，其特征在于 -所述机身包括容纳液态或浆状氢的罐(Rv)和一个或多个液态氧罐(R01、R02)； -所述哥德式三角翼(A)具有平的上拱面和平的下拱面，并且机翼根大致开始于机身的前部加宽的区域； -尾翼使用轴线平行于机身轴线的圆柱部分而固定在每个所述三角翼的后缘的外端部，其中，每个尾翼包括两个分别固定在所述圆柱部分每一侧、并在相同平面上的大致相同的梯形部件，每个圆柱部分能绕其轴线旋转，使得固定在圆柱部分上的两个所述梯形部件位于与哥德式三角翼平行的平面上，或位于与哥德式三角翼垂直的平面上； -发动机系统包括位于机身前部并能够被收入机身的至少一个涡轮喷气发动机(TB1、TB2)，固定几何形状的至少一个冲压式喷气发动机(ST1、ST2)，和位于机身尾部的一个火箭发动机(Mf)，其中，位于机身尾部的门(P)能打开或关闭，分别将火箭发动机暴露在外部或者将火箭发动机与外部隔离。
2.根据权利要求I所述的飞行器，其中，机身(F)包括从机舱部分延伸出的前段或机鼻；以及后段，其中，前段是从机舱部分开始逐渐加宽的连续部分，而后段是朝向飞行器尾部逐渐变窄的连续部分。
3.根据权利要求I或2所述的飞行器，其中，每个容纳液态氧的罐无论是空的还是满的，其重心都位于与飞行器重心尽可能近的位置。
4.根据以上权利要求中任一项所述的飞行器，其中，火箭发动机由单个发动机组成，或者由主发动机连同一个或多个辅助发动机组成。
5.根据权利要求I至4中任一项所述的飞行器，其中，两个冲压式喷气发动机(ST1、ST2)在机身每一侧位于哥德式三角翼下方。
6.根据以上权利要求中任一项所述的飞行器，其中，飞行器具有与直三角翼形成大致在70°至75°之间的前缘后掠角。
7.根据权利要求I至6中任一项所述的飞行器，其中，火箭发动机(Mf)为具有持续可变推力的发动机或分部推力发动机。
8.一种使用如权利要求I至7中任一项所述飞行器进行空中运动的方法，该方法包括飞行器起飞阶段，其特征在于，该起飞阶段包括以下步骤 -飞行器在地面上滑行的步骤，在这期间，飞行器由涡轮喷气发动机(TB1、TB2)推动以到达定位点(pl)，其中，两个尾翼(al、a2)的每个尾翼上的两个梯形部件置于与哥德式三角翼平行的平面上； -打开位于飞行器尾部的门或核实该门(P)的打开状态的步骤； -起飞步骤，在这起飞步骤期间，飞行器同时被所述一个或多个涡轮喷气发动机(TB1、TB2)和火箭发动机(Mf)推动，其中，飞行器通过火箭发动机(Mf)释放的非常有力的推力而逐渐进入接近竖直的上升飞行阶段，使得飞行器在上升飞行阶段期间达到并超过MACH I速度，其中，所述一个或多个涡轮喷气发动机(TB1、TB2)在达到MACH I速度之前关闭并收回到机身(F)里，其中，飞行器的两个尾翼(al、a2)中每个尾翼上的两个梯形部件的位置在飞行器达到和/或超过MACH I速度后逐步移至与哥德式三角翼垂直的平面上。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，包括飞行器逐渐进入相对于地面水平的位置的步骤，并且其特征还在于，火箭发动机关闭并形成流线型，冲压式喷气发动机被点燃，飞行器在到达相对于地面水平位置后进入巡航飞行阶段。
10.根据权利要求9所述的方法，其中飞行器在进入巡航飞行阶段之前，在相对于地面的水平平面上，朝向其起飞点往回飞行一圈。
11.一种使用根据权利要求I至7中任一项所述的飞行器进行空中运动的方法，该方法包括飞行器从巡航飞行走廊降落的阶段，飞行器在巡航飞行走廊中由一个或多个冲压式喷气发动机推进，其中，两个尾翼(al、a2)中每个尾翼上的两个梯形部件置于与哥德式三角翼垂直的平面上，其特征在于，该飞行器的着陆阶段包括以下步骤 -关闭所述一个或多个冲压式喷气发动机(ST1，、ST2)； -逐步调整分裂式襟翼，通过降低跨音速的接近垂直的速度，使飞行器进入陡峭坡度的下降阶段； -在飞行器的速度达到和/或变成小于MACH I速度后，改变两个尾翼(al、a2)中每个尾翼上的两个梯形部件的位置，使所述部件置于与哥德式三角翼所在平面平行的平面； -在飞行器速度变为小于MACH I速度后，逐步闭合分裂式襟翼并使用所述一个或多个涡轮喷气发动机；并且 -将飞行器插入标准航空交通中。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，具有陡峭坡度的下降阶段是通过非常高的攻角或接近零的攻角实现的。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的方法，其中，巡航飞行的特征在于 -飞机相对于地面的高度大致在30000m和35000m之间； -飞行器机鼻的激波消散距离大致在IlOkm和175km之间； -飞行器的速度在马赫4和马赫4. 5之间；并且 -马赫锥的孔径角ct大致在11°和15°之间。
全文摘要
本发明涉及超高速飞行器以及超高速飞行器空中运动的方法，该飞行器由包括喷气发动机(TB1、TB2)、冲压式喷气发动机(ST1、ST2)和用于减少在巡航阶段中基础阻力的流线型火箭发动机组成的发动机系统推动，并且飞行器具有哥德式三角翼(A)，在三角翼(A)后缘的两个外端部均安装有可活动的尾翼(a1、a2)。
文档编号B64C5/08GK102822054SQ201080059407
公开日2012年12月12日 申请日期2010年12月20日 优先权日2009年12月22日
发明者马尔科·普兰波利尼, 约翰·科拉伯夫 申请人:阿斯特里姆有限公司, 欧洲航空防务及航天公司(Eads)法国