專利名稱：超高速飛行器及相關(guān)空中運(yùn)動(dòng)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及超高速飛行器和使用根據(jù)本發(fā)明的飛行器在空中運(yùn)動(dòng)方法。
背景技術(shù)：
在日本和美國，最近進(jìn)行了對(duì)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)超高速運(yùn)輸題目的研究。繼這些初步研究之后，伴隨著ASP ( “ASTRIUM SPACE PLANE”)項(xiàng)目，EADS和ASTRIUM也進(jìn)行了針對(duì)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)超高速飛行器的概念研究。當(dāng)前，已經(jīng)生產(chǎn)的點(diǎn)對(duì)點(diǎn)超高速飛行器是協(xié)和式超音速噴射客機(jī)(CONCORDE)和圖波列夫(Tup0lev)Tu-144飛機(jī)，它們都是超音速的。本發(fā)明提出的超高速飛行器能使這兩款飛機(jī)的性能得到非常顯著的提高。

具體來說，本發(fā)明提出的飛行器大幅降低突破音障時(shí)發(fā)出的噪音，也稱為超音速“爆音”;對(duì)于CONCORDE飛機(jī)，阻止開通線路的主要限制(假設(shè)不止一個(gè))不是橫越大西洋，而是這種噪音。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明涉及一種飛行器，包括機(jī)身，位于機(jī)身兩側(cè)的哥特式三角翼，以及能推動(dòng)飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。該飛行器的特征在于-機(jī)身包括容納液態(tài)或融雪狀(漿狀)氫的罐，以及一個(gè)或多個(gè)容納液態(tài)氧的罐；-哥德式三角翼具有平的上拱面和平的下拱面，機(jī)翼根大致開始于機(jī)身的前部加寬的區(qū)域；-尾翼使用軸線平行于機(jī)身軸線的圓柱部分固定在每個(gè)三角翼后緣的外端部，每個(gè)尾翼包括兩個(gè)分別固定在圓柱部分每一側(cè)、并在相同平面上的大致相同的梯形部件，每個(gè)圓柱部分能繞其軸線旋轉(zhuǎn)，使得固定在圓柱部分上的兩個(gè)梯形部件位于與哥德式三角翼所在平面平行的平面上，或位于與哥德式三角翼垂直的平面上；以及-發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)包括能縮入機(jī)身且位于機(jī)身前部的至少一個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，固定幾何形狀的至少一個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，和位于機(jī)身尾部的一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其中，位于機(jī)身尾部的門能夠打開或關(guān)閉，分別將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)暴露在外部或?qū)⒒鸺l(fā)動(dòng)機(jī)與外部隔離。根據(jù)本發(fā)明的另一特征，機(jī)身包括從機(jī)艙部分延伸的前段或機(jī)鼻以及后段，其中，前段是從機(jī)艙部分開始逐漸加寬的連續(xù)部分，而后段是朝向飛行器尾部逐漸變窄的連續(xù)部分。根據(jù)本發(fā)明的再一特征，每個(gè)容納液態(tài)氧的罐無論是空的還是滿的，其重心都位于與飛行器重心盡可能近的位置。根據(jù)本發(fā)明的又一特征，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)由單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)組成，或者由主發(fā)動(dòng)機(jī)連同一個(gè)或多個(gè)輔助發(fā)動(dòng)機(jī)組成。根據(jù)本發(fā)明的又一特征，飛行器具有與直三角翼形成大致在70°至75°之間的前緣后掠角。
本發(fā)明還涉及使用根據(jù)本發(fā)明的飛行器進(jìn)行空中運(yùn)動(dòng)的方法，該方法包括飛機(jī)起飛階段，其特征在于，該起飛階段包括以下步驟-飛行器在地面上滑行的步驟，在這期間，飛行器由渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)到達(dá)跑道上的定位點(diǎn)，兩個(gè)尾翼中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件置于與哥德式三角翼平行的平面上準(zhǔn)備起飛；-打開飛行器后門或核實(shí)飛行器后門打開狀態(tài)的步驟；-起飛步驟，在這期間，飛行器同時(shí)被一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)，飛行器通過使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)釋放的非常巨大的推力逐漸進(jìn)入接近豎直的上升飛行階段，這樣使得飛行器在上升飛行階段期間達(dá)到并超過MACH I速度，其中，一個(gè)或多個(gè)渦輪 噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在達(dá)到MACHl速度之前關(guān)閉并收回到機(jī)身里，其中，飛行器的兩個(gè)尾翼中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件在飛行器達(dá)到和/或超過MACH I速度后盡快逐步進(jìn)入與哥德式三角翼垂直的平面上。本發(fā)明還涉及使用根據(jù)本發(fā)明的飛行器進(jìn)行空中運(yùn)動(dòng)的方法，該方法包括飛行器從巡航飛行走廊降落的階段，飛行器在巡航飛行走廊中由一個(gè)或多個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)，其中兩個(gè)尾翼中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件置于與哥德式三角翼垂直的平面上。飛行器降落階段的特征包括以下步驟-關(guān)閉一個(gè)或多個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；-逐步調(diào)整分裂式襟翼；通過降低跨音速的接近垂直的速度，使飛行器進(jìn)入陡峭坡度的下降階段；-在飛行器的速度達(dá)到和/或變成小于MACHI速度后，逐步改變兩個(gè)尾翼中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件的位置，使所述部件置于與哥德式三角翼所在平面平行的平面；-在飛行器速度變?yōu)樾∮贛ACHI速度后，逐步閉合分裂式襟翼并使用和點(diǎn)燃一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；并且-將飛行器插入標(biāo)準(zhǔn)航空交通中。根據(jù)本發(fā)明的另一特征，巡航飛行的特征在于-飛機(jī)相對(duì)于地面的高度大致在30000m和35000m之間；-飛行器機(jī)鼻的激波消散距離大致在IlOkm和175km之間；-飛機(jī)的速度大致在馬赫4和馬赫4.5之間；并且-馬赫錐的孔徑角α大致在11°和15°之間。本發(fā)明提出的超高速飛行器具有CONCORDE兩倍的速度，S卩，4馬赫以上(馬赫4+)，并且巡航高度至少比傳統(tǒng)商用飛機(jī)高20km。除了這些顯著的性能特征以外，有利的是，本發(fā)明的飛行器使得能夠運(yùn)輸2-3噸的等重物，即，例如大約20名乘客，并且，由于在加速和巡航階段中由通過將氧(機(jī)上的(液態(tài)氧)和環(huán)境中的氧)與機(jī)上的氫(未來的燃料)相結(jié)合提供推力，所以本發(fā)明還在環(huán)境因素方面提供了特別重要的優(yōu)勢(shì)。超高速飛行器設(shè)想的應(yīng)用有兩種，也就是民用和軍用。在民用的情況下，設(shè)想的市場(chǎng)主要是商務(wù)旅行和要求在一天內(nèi)橫貫大陸并返回的VIP乘客。一部分軍事應(yīng)用涉及例如戰(zhàn)略偵察，超高速運(yùn)輸高附加值商品，以及武裝的精英突擊隊(duì)。飛行器衍生的攻擊武器通過例如高能量電磁脈沖(也稱為EMP (Electro MagneticPulse, EMP))，可以實(shí)現(xiàn)精確的攻擊并消滅首選的高附加值目標(biāo)。如同衛(wèi)星一樣，本發(fā)明的飛行器幾乎完全不會(huì)受到傳統(tǒng)防空系統(tǒng)的傷害，同時(shí)本發(fā)明的飛行器還具有傳統(tǒng)飛機(jī)的靈活性和不可預(yù)測(cè)性。本發(fā)明飛行器的性能允許在三小時(shí)內(nèi)飛過大約9000km的距離(例如巴黎至舊金山或東京至洛杉磯)。本發(fā)明飛行器的運(yùn)行概念和結(jié)構(gòu)使得 在標(biāo)準(zhǔn)機(jī)場(chǎng)設(shè)施起飛和抵達(dá)，可以補(bǔ)給提供的氫和液態(tài)氧。 避免與普通巡航空中交通相互影響(巡航高度高于目前的空中走廊)。
幾乎在所有天氣中運(yùn)行，原因在于在飛行高度上不存在影響適當(dāng)飛行的氣象現(xiàn)象。 除了需要特殊操作的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)外，保持整個(gè)飛行器的航空特性。


本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)在參照附圖提出的優(yōu)選實(shí)施方式中呈現(xiàn)，在這些附圖中圖I顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的仰視圖；圖2顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的具體部件的立體圖；圖3顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的側(cè)視圖；圖4顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的俯視的半視圖；圖5顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的正面視圖；圖6顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的縱截面視圖；圖7-11顯示了圖6所示的根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的多個(gè)橫截面視圖；圖12顯示了圖6所示的根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的詳細(xì)視圖；圖13顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的后視立體圖；圖14，圖14B和圖14C顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的局部后視圖，顯示了能將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)暴露于外部或?qū)⑵渑c外界隔離的門的不同位置；圖15顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的立體圖；圖16顯示了本發(fā)明的超高速飛行器的壓力中心根據(jù)馬赫速度的變化；圖17顯示了本發(fā)明的超高速飛行器的方向穩(wěn)定性根據(jù)馬赫速度的變化；圖18-21說明了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的不同飛行階段。在全部附圖中，相同的標(biāo)記指定相同的部件。值I表示距離，值Φ表示直徑，值Θ表示角度，值R表示曲率半徑。
具體實(shí)施例方式圖I顯示了本發(fā)明的超高速飛行器示例的仰視圖。作為非限制性示例，圖I中顯示的距離I有以下值11 = 52995mm ；12 = 37855mm ；
13 = 36524mm ；14 = 7135mm ；15 = 4394mm ；16 = 2150mm ；17 = 3000mm ；18 = 7115mm ；19 = 8929mm。類似地，作為非限制性示例，顯示的直徑Φ有以下值
Φ I = 3500mm ；Φ2 = 1800mmo根據(jù)圖I的示例的本發(fā)明超高速飛行器包括以下全部部件-機(jī)身F，其包括容納液態(tài)氫或漿狀氫的罐Rv(參看圖6和圖10)和兩個(gè)容納液態(tài)氧的罐ROl和R02，罐Rv、ROl和R02旨在向火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Mf進(jìn)行供給；-哥德式三角翼型機(jī)翼A，其具有盡可能平的上拱面，并且在機(jī)身每一側(cè)，機(jī)翼的尾端具有兩個(gè)后緣襟翼vl、v2 ；-飛行器的前緣后掠角Θ3(參看圖4)，其優(yōu)選與直三角翼成70°至75°之間；-要容納例如乘客的機(jī)艙P(yáng)，位于機(jī)翼-機(jī)身組件的前方，以在巡航飛行情況下位于風(fēng)的通路中，這樣能使這部分對(duì)飛行器的整體阻力的貢獻(xiàn)最小，同時(shí)不產(chǎn)生升力；-在飛行器的前面，構(gòu)成為機(jī)艙P(yáng)的延伸的、形成CN部分的駕駛艙和機(jī)鼻；-起落裝置TRa，TRb,TRc可以被收藏在飛行器中，起落裝置的控制聯(lián)動(dòng)裝置優(yōu)選為盡量簡(jiǎn)化；-兩個(gè)活動(dòng)尾翼al、a2，其相對(duì)于飛行器的縱向軸線對(duì)稱放置，每個(gè)尾翼固定在三角翼后緣的外端部;-兩個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)ST1、ST2，其相對(duì)于飛行器軸線對(duì)稱放置，每個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)具有針對(duì)巡航飛行階段進(jìn)行優(yōu)化的固定的幾何形狀；-兩個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)TBl、TB2，其置于機(jī)艙P(yáng)和機(jī)身F之間的過渡部位，并且它們?cè)诓贿\(yùn)行時(shí)能收入機(jī)身中；-火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Mf(參見圖6、圖14A、圖14B)，其置于機(jī)身尾部，并且能夠依靠飛行器后門P(參見圖14A-14C)而暴露于外部或封閉在機(jī)身中。在所述圖I的示例中，本發(fā)明的飛行器包括兩個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和兩個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。然而，更普遍來說，本發(fā)明也涉及包括至少一個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和至少一個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器。優(yōu)選的，兩個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)ST1、ST2具有自身的進(jìn)氣孔，放置在飛行器中受二次激波影響的部位和/或飛行器中受首次激波影響的部位的前面，這樣能使空氣在無干擾的狀態(tài)下進(jìn)入。機(jī)身前部加寬有利于產(chǎn)生二次斜激波，其與機(jī)翼下表面相互強(qiáng)烈作用而通過壓縮產(chǎn)生升力，其通常稱為壓縮升力。圖2顯示了本發(fā)明的超高速飛行器裝置的活動(dòng)尾翼al、a2?；顒?dòng)尾翼包括兩個(gè)大致相同的梯形部件，這兩個(gè)大致相同的梯形部件在同一平面上位于固定在三角翼后緣外端部的圓柱形部分的兩側(cè)。該圓柱形部分中心的軸線平行于飛機(jī)的縱向軸線。圓柱部分能夠旋轉(zhuǎn)以定位該活動(dòng)尾翼，既可以在亞音速時(shí)定位在水平位置，也可以在超音速時(shí)定位在豎直位置。為了方便，在圖2中同時(shí)顯示了活動(dòng)尾翼的兩個(gè)位置。圖3顯示當(dāng)尾翼al、a2豎直(即與飛行器軸線垂直)時(shí)本發(fā)明超高速飛行器的側(cè)視圖。作為非限制性示例，圖3中顯示的距離I具有以下數(shù)值110 = 57630mm ；111 = 42995mm ；112 = 37685mm ；113 = 21995mm ；114 = 17995mm ；115 = 17950mm ；116 = 13000mm ；117 = 6780mm ；118 = 6657mm ;119 = 7400mm ；120 = 6097mm。類似地，作為非限制性示例，顯示的角度Θ I和Θ 2具有以下數(shù)值Θ I = 5。；Θ 2 = 58°。圖4顯示了本發(fā)明的超高速飛行器的俯視的半視圖。顯示的尾翼al位于其水平位置。參考標(biāo)號(hào)BI和B2分別指出在亞音速配置結(jié)構(gòu)(尾翼al、a2是水平的)和在超音速配置結(jié)構(gòu)(尾翼al、a2是豎直的)中飛行器所涉及區(qū)域的重心位置。作為非限制性示例，圖4中顯示的距離I如下121 = 15326mm ；122 = 27878mm ；123 = 7556mm ；124 = 35009mm ；125 = 36722mm。作為非限制性舉例，角Θ 3(飛行器的前緣后掠角)等于74°。圖5顯示了本發(fā)明的超高速飛行器的正面視圖。作為非限制性示例，這種情況下距離I如下126 = 27188mm ；127 = 19788mm ；128 = 11262mm ；129 = 6578mm ；130 = 6037mm ;131 = 7900mm ；132 = 2650mm。另外，半徑Rl等于2797mm，并且角Θ4等于20。。
圖6顯示了本發(fā)明飛行器的縱向截面視圖。作為非限制性示例，圖6中顯示的距離I為133 = 5495mm ；134 = 11500mm;135 = 4200mm ；136 = 21000mm ；137 = 10800mm ；138 = 1500mm。
半徑R2 等于 445mm。圖7、8、9、10和11分別為圖6中本發(fā)明飛行器的橫向截面視圖A_A(駕駛艙)，B-B (機(jī)艙)，C-C (在機(jī)艙后方、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)前方的機(jī)身)，D-D (在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)后的機(jī)身，用標(biāo)記TB1’、TB2’表示收入機(jī)艙的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，用標(biāo)記ΤΒ1、ΤΒ2表示移出機(jī)艙的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))，以及E-E (在起落裝置區(qū)域的機(jī)艙)。圖8中，距離139例如等于630mm并且距離140例如等于505mm。圖9中，距離141例如等于2150mm,并且距離142和143分別等于例如650mm和600mm。圖11中，距離144例如等于870mm且半徑R4例如等于1550mm。圖12是圖6的詳細(xì)視圖，也就是氫罐Rv連同背后兩個(gè)氧罐中的一個(gè)ROl的縱向截面視圖。距離145例如等于18805mm并且距離146例如為20471mm。曲率半徑R4和R5分別等于591_和1839mm。圖13顯示了本發(fā)明飛行器的后視立體圖。門P優(yōu)選由兩個(gè)葉片P1、P2形成，該門P將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Mf與外界隔尚?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)Mf包括例如主發(fā)動(dòng)機(jī)Mp和置于主發(fā)動(dòng)機(jī)任一側(cè)的、比主發(fā)動(dòng)機(jī)更靠近機(jī)身下部的兩個(gè)輔助發(fā)動(dòng)機(jī)Mal、Ma2。圖14A，14B和14C為顯示本發(fā)明飛行器門P的門頁的不同位置的局部后視圖。每個(gè)門頁P(yáng)1、P2以其自身的水平軸鉸接。圖14A顯示了門P關(guān)閉的情況，其結(jié)果是將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與外部完全隔離(這是在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不運(yùn)行的情況下)。圖14B顯示了門頁P(yáng)l關(guān)閉且門頁P(yáng)2打開的情況。在這種情況下，只有輔助發(fā)動(dòng)機(jī)暴露在外部，而主發(fā)動(dòng)機(jī)被部分阻擋而不暴露在外部(這是在主發(fā)動(dòng)機(jī)不運(yùn)行且輔助發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行的情況下)。圖14C顯示了兩個(gè)門頁均打開的情況。主發(fā)動(dòng)機(jī)和輔助發(fā)動(dòng)機(jī)暴露在外部(這是在主發(fā)動(dòng)機(jī)和輔助發(fā)動(dòng)機(jī)都在運(yùn)行的情況下)。作為簡(jiǎn)單的示例，圖15顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的立體圖。如本領(lǐng)域技術(shù)人員已知的那樣，在飛行器飛行期間，飛行器的壓力中心和重力中心必須重合。對(duì)于CONCORDE飛機(jī)，現(xiàn)有技術(shù)的解決方案在于無論飛行器的速度怎樣，都通過移動(dòng)飛行器的重力中心來實(shí)現(xiàn)這種條件。然而，這種解決方案只有在能在飛機(jī)上移動(dòng)壓艙物的情況下才可行。對(duì)于本發(fā)明的飛行器不是這樣的。本發(fā)明的解決方案是根據(jù)以上關(guān)于圖2所敘述的、通過改變尾翼位置來移動(dòng)超高速飛行器的壓力中心。圖16顯示了本發(fā)明的超高速飛行器的估計(jì)壓力中心CP根據(jù)馬赫(Mach)速度的變化。在第一區(qū)域ZA中，飛行器的速度小于音速(Mach I)，在第二區(qū)域ZB中，速度大于音速。第一曲線Cl表示尾翼al、a2在區(qū)域ZA中是水平的、在區(qū)域ZB中是豎直的情況下壓力中心CP的變化。第二曲線C2表示當(dāng)沒有尾翼時(shí)壓力中心CP的變化。曲線Cl和C2在飛行器速度大于Mach I (尾翼在三角翼的垂直平面上)之后重合在一起。優(yōu)勢(shì)在于，顯示出曲線C I在整個(gè)速度范圍內(nèi)不存在壓力中心的變化。本發(fā)明的飛行器因此選擇具有與附圖所示的翼一致的尾翼，尾翼的位置根據(jù)飛行器的速度而定，在速度小于Mach I時(shí)是水平的，而在速度大于Mach I時(shí)是豎直的。圖17顯示了本發(fā)明超高速飛行器的方向穩(wěn)定性St根據(jù)以馬赫為單位的速度的變化。速度范圍也被分為如上所述的區(qū)域ZA和ZB。第一曲線C3表示在區(qū)域ZA中尾翼是水平的、在區(qū)域ZB中尾翼是豎直的情況下方向穩(wěn)定性St的變化，第二曲線C4表示當(dāng)沒有尾翼時(shí)方向穩(wěn)定性的變化。清楚顯示出，根據(jù)本發(fā)明方法的飛行器的方向穩(wěn)定性從本質(zhì)上講是卓越的，并且與沒有尾翼的飛行器相比也是非常有優(yōu)勢(shì)的，而所有其他方面都相同。參考中心(即飛行器重心的位置)與超音速壓力中心的重合(圖16的區(qū)域ZB中的曲線Cl)與上述尾翼的位置有關(guān)。本發(fā)明另一優(yōu)點(diǎn)是能使要制造的飛行器將其后部作為中心。圖18-21顯示了根據(jù)本發(fā)明的超高速飛行器的不同飛行階段。
圖18顯示本發(fā)明飛行器起飛階段的第一示例。飛行器完成傳統(tǒng)的起飛順序，由渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)TB1、TB2推動(dòng)，并由火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Mf協(xié)助。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)Mf可以是具有持續(xù)的可變推力的單個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，或者是例如由三個(gè)或四個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)組成且其中一個(gè)為主發(fā)動(dòng)機(jī)的分部推力(fractional-thrust)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。首先，飛行器僅使用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)從停機(jī)位滑行到定位點(diǎn)(參見圖18中的點(diǎn)pl)。只有對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的適當(dāng)運(yùn)行進(jìn)行檢查后，才松開制動(dòng)器。起飛利用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)/火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完成(參見圖18的點(diǎn)pl至p3)，且飛行器最初的爬行速度大約是350千米/小時(shí)(km/h)(參見圖18中的點(diǎn)pl至p2)。此后(參見圖18的點(diǎn)p3)，主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)被點(diǎn)燃(對(duì)于分部發(fā)動(dòng)機(jī)的情況)，或者釋放火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的最大動(dòng)力(對(duì)于單一火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的情況)，飛行器的上升變成接近豎直。根據(jù)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)適當(dāng)運(yùn)行所要求的不同結(jié)構(gòu)而打開門P(參見上述圖14B、14C)。如果主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沒有被點(diǎn)燃，低溫的火箭推進(jìn)物就會(huì)在保持高度的飛行期間被消耗掉，這樣就能在飛機(jī)上幾乎沒有推進(jìn)物的情況下返回到啟程基地，這對(duì)中斷任務(wù)的情況下安全降落非常有利。飛行器在上升期間產(chǎn)生噪音足跡區(qū)域ES，其大小隨時(shí)間變化，并且持續(xù)時(shí)間有限。主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃或可變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用最大推力之后，就開始了高推進(jìn)上升階段。在進(jìn)入跨音速飛行之前的片刻，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉并被收入機(jī)艙內(nèi)部。形成大致等于或大于I的推重比。在這個(gè)飛行階段期間，飛行器依靠火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高空(例如，在15000m至20000m之間)跨音速加速、以陡的坡度(即接近垂直)上升(參見圖18中的點(diǎn)P4)。如果火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有多種推力，就可以有利地實(shí)現(xiàn)對(duì)加速的精確控制。這種類型的軌跡顯著有助于減少在突破音障時(shí)(Mach I)產(chǎn)生的超音速爆音對(duì)地面的影響。事實(shí)上，考慮到接近豎直的軌跡，不會(huì)有激波沖擊到地面，并且能量在所有水平輻射方向上消散。在地面，在加速的飛行器的豎直下方，產(chǎn)生的噪音足跡ES局限于機(jī)場(chǎng)附近并持續(xù)大約不到一分鐘。在本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例中，在起飛階段，為了改善舒適度，乘客和可能的乘務(wù)員被置于吊床中。當(dāng)飛行器在高空達(dá)到超音速時(shí)(參見圖18中的點(diǎn)p5)，軌跡(例如使用彈道軌跡)逐漸彎曲直至變?yōu)樗剑⑶耶?dāng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)已關(guān)閉并通過完全閉合門P形成流線型時(shí)，且沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)被點(diǎn)燃時(shí)，飛行器進(jìn)入其巡航飛行走廊(例如在30000m和35000m之間的高空)(參見圖18中的點(diǎn)p6)。開始了巡航飛行階段(參見圖18中的點(diǎn)p7)。圖19顯示了本發(fā)明飛行器的起飛階段的變型。根據(jù)這個(gè)變型，飛行器飛向其目的地方向之前，在相對(duì)于地面水平的平面上飛行一圈。這種變型的目的是通過使噪音足跡(noise footprint)遠(yuǎn)離機(jī)場(chǎng)來減少機(jī)場(chǎng)區(qū)域的噪音。事實(shí)上，在豎直上升階段上方，飛行器的軌跡是彎曲的，直至其通過朝向機(jī)場(chǎng)往回而變?yōu)樗降?參見圖19中的點(diǎn)p5a)且飛行器在比前述情況更靠近機(jī)場(chǎng)的點(diǎn)進(jìn)入巡航飛行走廊(參見圖19中的點(diǎn)p6a)。圖20象征性顯示了在巡航飛行通道中的本發(fā)明的飛行器。為了簡(jiǎn)便，僅示出本發(fā)明的飛行器的機(jī)鼻N。在巡航飛行通道中，飛行參數(shù)例如如下
-飛機(jī)相對(duì)于地面的高度Z大致等于例如35000m；-消散距離D大致等于154km；-飛機(jī)的速度V在馬赫4和馬赫4.5之間；以及-馬赫錐的孔徑角α大致等于12.8°作為比較，在現(xiàn)有技術(shù)的情況下，對(duì)于CONCORDE飛機(jī)，上述參數(shù)的值如下-Z = 20000m ；-D = 35km ；-V = Mach 2 ；-A = 30°。沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是固定幾何形狀的裝置，這大大簡(jiǎn)化了它們的幾何學(xué)復(fù)雜性，并減少他們的質(zhì)量。在這種飛行階段期間，通過改變氫氣供應(yīng)速率而根據(jù)需要改變沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力(在飛行過程中減輕飛行器重量等)。有利的，在巡航飛行期間，由于飛行器非常高的巡航高度及其恒定的航向，飛行器引起非常有限的環(huán)境影響。根據(jù)需要，諸如在HISAC 2009會(huì)議中展現(xiàn)的那些(參見,Sukhoy和Dassault的形狀設(shè)計(jì))減少超音速爆音的幾何學(xué)的解決方案，可以被包含在飛行器設(shè)計(jì)中，諸如，例如明顯的機(jī)翼表面反角。關(guān)于飛行器在加速和巡航階段釋放的氣體，有利的是沒有釋放CO2，而僅僅是水蒸氣和可能的氣態(tài)氫。在巡航飛行期間，飛行器適當(dāng)運(yùn)行(照明，空調(diào)等)所需的電能由諸如例如蓄電池、燃料電池等任何已知方法提供。當(dāng)接近目的地機(jī)場(chǎng)時(shí)，開始減速和下降階段。圖21顯示了減速和下降階段的一個(gè)舉例。當(dāng)能看到目的地機(jī)場(chǎng)時(shí)(例如距離機(jī)場(chǎng)大約750km)，沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行器軌跡的某一點(diǎn)關(guān)閉(參見圖21中的點(diǎn)p8)。然后飛行器開始其減速。分裂襟翼逐漸調(diào)整，然后使飛行器以跨音速階段的接近豎直的速度以陡峭的坡度下降(參見圖21中的點(diǎn)p9)。陡峭的坡度下降是使用氣閘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導(dǎo)向遠(yuǎn)離陸地表面，且聲波于是幾乎為水平的。一旦以亞音速飛行，資源被占用且氣閘逐漸關(guān)閉(圖21中的點(diǎn)plO)。此后采用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(參見圖21中的點(diǎn)pll)用于重新啟動(dòng)，這可能借助相對(duì)氣流(已知的風(fēng)車技術(shù))。按照需要，在整個(gè)下降階段，乘客和可能的乘務(wù)員可以被置于吊床中，以提高舒適度。
在降落階段期間，飛行器在某一給定時(shí)刻被插入到現(xiàn)有航空交通中，包括，例如被置于等待模式中。然后，以標(biāo)準(zhǔn)模式完成飛行器的最終到達(dá)，即，飛行器的速度與傳統(tǒng)民用飛機(jī)相當(dāng)，為一旦證明需要而進(jìn)行復(fù)飛留有余地。一旦降落，飛行器只在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力作用下直至停止。有利的是，降落時(shí)飛行姿勢(shì)的初步估計(jì)導(dǎo)致比CONCORDE飛機(jī)更低的值。飛行器使用渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)滑行，其提供的動(dòng)力與傳統(tǒng)的商用飛機(jī)相當(dāng)。在這些階段中，飛行器遵循民用航空現(xiàn)行的環(huán)境規(guī)定。一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)只在到達(dá)、保持、重飛和飛行最后的降落階段中使用。與標(biāo)準(zhǔn)的使用相比，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的這種使用有助于大幅減少其體積和質(zhì)量。因此，有利的是，本發(fā)明飛行器的一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)容易縮回機(jī)身內(nèi)部。
在特別有益的方式中，也可以將渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)合使用，其能提供出色的推重比折衷，伴隨著在巡航中降低的阻力，特別在到達(dá)和降落階段，這這些階段期間，飛行器位于已有航空交通中。
權(quán)利要求
1.一種飛行器，包括機(jī)身(F)，分布在該機(jī)身兩側(cè)的哥德式三角翼(A)，以及能夠推動(dòng)飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)(TBl、TB2、STl、ST2、Mf)系統(tǒng)，其特征在于 -所述機(jī)身包括容納液態(tài)或漿狀氫的罐(Rv)和一個(gè)或多個(gè)液態(tài)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，并且機(jī)翼根大致開始于機(jī)身的前部加寬的區(qū)域； -尾翼使用軸線平行于機(jī)身軸線的圓柱部分而固定在每個(gè)所述三角翼的后緣的外端部，其中，每個(gè)尾翼包括兩個(gè)分別固定在所述圓柱部分每一側(cè)、并在相同平面上的大致相同的梯形部件，每個(gè)圓柱部分能繞其軸線旋轉(zhuǎn)，使得固定在圓柱部分上的兩個(gè)所述梯形部件位于與哥德式三角翼平行的平面上，或位于與哥德式三角翼垂直的平面上； -發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)包括位于機(jī)身前部并能夠被收入機(jī)身的至少一個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(TB1、TB2)，固定幾何形狀的至少一個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(ST1、ST2)，和位于機(jī)身尾部的一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(Mf)，其中，位于機(jī)身尾部的門(P)能打開或關(guān)閉，分別將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)暴露在外部或者將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與外部隔離。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛行器，其中，機(jī)身(F)包括從機(jī)艙部分延伸出的前段或機(jī)鼻；以及后段，其中，前段是從機(jī)艙部分開始逐漸加寬的連續(xù)部分，而后段是朝向飛行器尾部逐漸變窄的連續(xù)部分。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述的飛行器，其中，每個(gè)容納液態(tài)氧的罐無論是空的還是滿的，其重心都位于與飛行器重心盡可能近的位置。
4.根據(jù)以上權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)由單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)組成，或者由主發(fā)動(dòng)機(jī)連同一個(gè)或多個(gè)輔助發(fā)動(dòng)機(jī)組成。
5.根據(jù)權(quán)利要求I至4中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，兩個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(ST1、ST2)在機(jī)身每一側(cè)位于哥德式三角翼下方。
6.根據(jù)以上權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，飛行器具有與直三角翼形成大致在70°至75°之間的前緣后掠角。
7.根據(jù)權(quán)利要求I至6中任一項(xiàng)所述的飛行器，其中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(Mf)為具有持續(xù)可變推力的發(fā)動(dòng)機(jī)或分部推力發(fā)動(dòng)機(jī)。
8.一種使用如權(quán)利要求I至7中任一項(xiàng)所述飛行器進(jìn)行空中運(yùn)動(dòng)的方法，該方法包括飛行器起飛階段，其特征在于，該起飛階段包括以下步驟 -飛行器在地面上滑行的步驟，在這期間，飛行器由渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(TB1、TB2)推動(dòng)以到達(dá)定位點(diǎn)(pl)，其中，兩個(gè)尾翼(al、a2)的每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件置于與哥德式三角翼平行的平面上； -打開位于飛行器尾部的門或核實(shí)該門(P)的打開狀態(tài)的步驟； -起飛步驟，在這起飛步驟期間，飛行器同時(shí)被所述一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(TB1、TB2)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(Mf)推動(dòng)，其中，飛行器通過火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(Mf)釋放的非常有力的推力而逐漸進(jìn)入接近豎直的上升飛行階段，使得飛行器在上升飛行階段期間達(dá)到并超過MACH I速度，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(TB1、TB2)在達(dá)到MACH I速度之前關(guān)閉并收回到機(jī)身(F)里，其中，飛行器的兩個(gè)尾翼(al、a2)中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件的位置在飛行器達(dá)到和/或超過MACH I速度后逐步移至與哥德式三角翼垂直的平面上。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，包括飛行器逐漸進(jìn)入相對(duì)于地面水平的位置的步驟，并且其特征還在于，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉并形成流線型，沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)被點(diǎn)燃，飛行器在到達(dá)相對(duì)于地面水平位置后進(jìn)入巡航飛行階段。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其中飛行器在進(jìn)入巡航飛行階段之前，在相對(duì)于地面的水平平面上，朝向其起飛點(diǎn)往回飛行一圈。
11.一種使用根據(jù)權(quán)利要求I至7中任一項(xiàng)所述的飛行器進(jìn)行空中運(yùn)動(dòng)的方法，該方法包括飛行器從巡航飛行走廊降落的階段，飛行器在巡航飛行走廊中由一個(gè)或多個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)，其中，兩個(gè)尾翼(al、a2)中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件置于與哥德式三角翼垂直的平面上，其特征在于，該飛行器的著陸階段包括以下步驟 -關(guān)閉所述一個(gè)或多個(gè)沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(ST1，、ST2)； -逐步調(diào)整分裂式襟翼，通過降低跨音速的接近垂直的速度，使飛行器進(jìn)入陡峭坡度的下降階段； -在飛行器的速度達(dá)到和/或變成小于MACH I速度后，改變兩個(gè)尾翼(al、a2)中每個(gè)尾翼上的兩個(gè)梯形部件的位置，使所述部件置于與哥德式三角翼所在平面平行的平面； -在飛行器速度變?yōu)樾∮贛ACH I速度后，逐步閉合分裂式襟翼并使用所述一個(gè)或多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；并且 -將飛行器插入標(biāo)準(zhǔn)航空交通中。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中，具有陡峭坡度的下降階段是通過非常高的攻角或接近零的攻角實(shí)現(xiàn)的。
13.根據(jù)權(quán)利要求9至12中任一項(xiàng)所述的方法，其中，巡航飛行的特征在于 -飛機(jī)相對(duì)于地面的高度大致在30000m和35000m之間； -飛行器機(jī)鼻的激波消散距離大致在IlOkm和175km之間； -飛行器的速度在馬赫4和馬赫4. 5之間；并且 -馬赫錐的孔徑角ct大致在11°和15°之間。
全文摘要
本發(fā)明涉及超高速飛行器以及超高速飛行器空中運(yùn)動(dòng)的方法，該飛行器由包括噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(TB1、TB2)、沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(ST1、ST2)和用于減少在巡航階段中基礎(chǔ)阻力的流線型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)推動(dòng)，并且飛行器具有哥德式三角翼(A)，在三角翼(A)后緣的兩個(gè)外端部均安裝有可活動(dòng)的尾翼(a1、a2)。
文檔編號(hào)B64C5/08GK102822054SQ201080059407
公開日2012年12月12日 申請(qǐng)日期2010年12月20日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月22日
發(fā)明者馬爾科·普蘭波利尼, 約翰·科拉伯夫 申請(qǐng)人:阿斯特里姆有限公司, 歐洲航空防務(wù)及航天公司(Eads)法國