超高速飞行器及相关空中运动方法.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 102822054 A (43)申请公布日 2012.12.12 C N 1 0 2 8 2 2 0 5 4 A *CN102822054A* (21)申请号 201080059407.1 (22)申请日 2010.12.20 0959366 2009.12.22 FR B64C 30/00(2006.01) B64C 5/08(2006.01) B64C 5/10(2006.01) (71)申请人阿斯特里姆有限公司 地址法国巴黎 申请人欧洲航空防务及航天公司(EADS)法 国 (72)发明人马尔科普兰波利尼 约翰科拉伯夫 (74)专利代理机构北京品源专利代理有限公司。

2、 11332 代理人杨生平 钟锦舜 (54) 发明名称 超高速飞行器及相关空中运动方法 (57) 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)。 (30)优先权数据 (85)PCT申请进入国家阶段日 2012.06.25 (86)PCT申请的申请数据 PCT/EP2010/070189 2010.12.20 (87)PCT申。

3、请的公布数据 WO2011/076706 FR 2011.06.30 (51)Int.Cl. 权利要求书2页 说明书9页 附图8页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 9 页 附图 8 页 1/2页 2 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(TB1、TB2、ST1、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(RO1、RO2)； -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。

4、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。

5、利要求1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1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1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，。

6、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1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1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(p1)，其中，两个尾翼(a1、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。

7、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 1 速度，其中，所述一个或多个涡轮喷气发动机(TB1、TB2)在达到MACH 1速度之前关闭并收 回到机身(F)里，其中，飞行器的两个尾翼(a1、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 1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 权 利 要 求 书CN 1028220。

8、54 A 2/2页 3 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1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(a1、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。

9、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 1速度后，改变两个尾翼(a1、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 1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，。

10、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110km和175km之间； -飞行器的速度在马赫4和马赫4.5之间；并且 -马赫锥的孔径角大致在11和15之间。 权 利 要 求 书CN 102822054 A 1/9页 4 超高速飞行器及相关空中运动方法 技术领域 0001 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 0002 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。

11、了针对点对点超 高速飞行器的概念研究。 0003 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(Tupolev)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。 0004 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 0005 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： 0006 -机身。

12、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； 0007 -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； 0008 -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 0009 -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。

13、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。 0010 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。 0011 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。 0012 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。 0013 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。 说 。

14、明 书CN 102822054 A 2/9页 5 0014 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： 0015 -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； 0016 -打开飞行器后门或核实飞行器后门打开状态的步骤； 0017 -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。

15、行阶段期间达到并超过MACH 1速度，其中，一个或多个涡轮 喷气发动机在达到MACH1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 1速度后尽快逐步进入与哥德式三 角翼垂直的平面上。 0018 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： 0019 -关闭一个或多个冲压式喷气发动机； 0020 -逐步调整分裂式襟翼；。

16、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； 0021 -在飞行器的速度达到和/或变成小于MACH 1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； 0022 -在飞行器速度变为小于MACH 1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 0023 -将飞行器插入标准航空交通中。 0024 根据本发明的另一特征，巡航飞行的特征在于： 0025 -飞机相对于地面的高度大致在30000m和35000m之间； 0026 -飞行器机鼻的激波消散距离大致在110km和175km之间； 0027 。

17、-飞机的速度大致在马赫4和马赫4.5之间；并且 0028 -马赫锥的孔径角大致在11和15之间。 0029 本发明提出的超高速飞行器具有CONCORDE两倍的速度，即，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。 0030 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。 0031 超高速飞行器设想的应用有两种，也就是民用和军用。 0032 在民用的情。

18、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。 0033 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 说 明 书CN 102822054 A 3/9页 6 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 Magnetic Pulse，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。 0034 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。

19、杉矶)。 0035 本发明飞行器的运行概念和结构使得： 0036 在标准机场设施起飞和抵达，可以补给提供的氢和液态氧。 0037 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)。 0038 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。 0039 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。 附图说明 0040 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： 0041 图1显示了根据本发明的超高速飞行器的仰视图； 0042 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； 0043 图3显示了根据。

20、本发明的超高速飞行器的侧视图； 0044 图4显示了根据本发明的超高速飞行器的俯视的半视图； 0045 图5显示了根据本发明的超高速飞行器的正面视图； 0046 图6显示了根据本发明的超高速飞行器的纵截面视图； 0047 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； 0048 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； 0049 图13显示了根据本发明的超高速飞行器的后视立体图； 0050 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； 0051 图15显示了根据本发。

21、明的超高速飞行器的立体图； 0052 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； 0053 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； 0054 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。 0055 在全部附图中，相同的标记指定相同的部件。值l表示距离，值表示直径，值 表示角度，值R表示曲率半径。 具体实施方式 0056 图1显示了本发明的超高速飞行器示例的仰视图。 0057 作为非限制性示例，图1中显示的距离l有以下值： 0058 l152995mm； 0059 l237855mm； 说 明 书CN 102822054 A 4/9页 。

22、7 0060 l336524mm； 0061 l47135mm； 0062 l54394mm； 0063 l62150mm； 0064 l73000mm； 0065 l87115mm； 0066 l98929mm。 0067 类似地，作为非限制性示例，显示的直径有以下值： 0068 13500mm； 0069 21800mm。 0070 根据图1的示例的本发明超高速飞行器包括以下全部部件： 0071 -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RO1和RO2，罐Rv、RO1和RO2旨在向火箭发动机Mf进行供给； 0072 -哥德式三角翼型机翼A，其具有尽。

23、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v1、v2； 0073 -飞行器的前缘后掠角3(参看图4)，其优选与直三角翼成70至75之间； 0074 -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； 0075 -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； 0076 -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； 0077 -两个活动尾翼a1、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。

24、的外端部； 0078 -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； 0079 -两个涡轮喷气发动机TB1、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； 0080 -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。 0081 在所述图1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。

25、气发动机的飞行器。 0082 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。 0083 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。 0084 图2显示了本发明的超高速飞行器装置的活动尾翼a1、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 说 明 书CN 102822054 A 5/9页 8 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。

26、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。 0085 图3显示当尾翼a1、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l具有以下数值： 0086 l1057630mm； 0087 l1142995mm； 0088 l1237685mm； 0089 l1321995mm； 0090 l1417995mm； 0091 l1517950mm； 0092 l1613000mm； 0093 l176780mm； 0094 l186657mm。

27、； 0095 l197400mm； 0096 l206097mm。 0097 类似地，作为非限制性示例，显示的角度1和2具有以下数值： 0098 15； 0099 258。 0100 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a1位于其水平 位置。参考标号B1和B2分别指出在亚音速配置结构(尾翼a1、a2是水平的)和在超音速 配置结构(尾翼a1、a2是竖直的)中飞行器所涉及区域的重心位置。 0101 作为非限制性示例，图4中显示的距离l如下： 0102 l2115326mm； 0103 l2227878mm； 0104 l237556mm； 0105 l2435009mm； 01。

28、06 l2536722mm。 0107 作为非限制性举例，角3(飞行器的前缘后掠角)等于74。 0108 图5显示了本发明的超高速飞行器的正面视图。 0109 作为非限制性示例，这种情况下距离l如下： 0110 l2627188mm； 0111 l2719788mm； 0112 l2811262mm； 0113 l296578mm； 0114 l306037mm； 0115 l317900mm； 0116 l322650mm。 0117 另外，半径R1等于2797mm，并且角4等于20。 说 明 书CN 102822054 A 6/9页 9 0118 图6显示了本发明飞行器的纵向截面视图。 0。

29、119 作为非限制性示例，图6中显示的距离l为： 0120 l335495mm； 0121 l3411500mm； 0122 l354200mm； 0123 l3621000mm； 0124 l3710800mm； 0125 l381500mm。 0126 半径R2等于445mm。 0127 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TB1、TB2表示移出机舱的 涡轮喷气发动机)，以及E-E(在起落装。

30、置区域的机舱)。 0128 图8中，距离l39例如等于630mm并且距离l40例如等于505mm。图9中，距离l41 例如等于2150mm，并且距离l42和l43分别等于例如650mm和600mm。图11中，距离l44 例如等于870mm且半径R4例如等于1550mm。 0129 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RO1的纵向 截面视图。距离l45例如等于18805mm并且距离l46例如为20471mm。曲率半径R4和R5 分别等于591mm和1839mm。 0130 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。

31、外界隔离。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Ma1、Ma2。 0131 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P1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。

32、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。 0132 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。 0133 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。

33、 变化。 0134 在第一区域ZA中，飞行器的速度小于音速(Mach 1)，在第二区域ZB中，速度大于 音速。第一曲线C1表示尾翼a1、a2在区域ZA中是水平的、在区域ZB中是竖直的情况下压 说 明 书CN 102822054 A 7/9页 10 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C1和C2在 飞行器速度大于Mach 1(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 1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 1时是水平 的，而在速度大。

34、于Mach 1时是竖直的。 0135 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C1)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。 。

35、0136 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。 0137 图18显示本发明飞行器起飞阶段的第一示例。 0138 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p1)。只有 对火箭发动机的适当运行进行检查后，才松开制动器。 0139 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p1。

36、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p1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。

37、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1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。 0140 这种类型的轨迹显著有助于减少在突破音障时(Mach 1)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。

38、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。 0141 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。 0142 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) 说 明 书CN 102822054 A 10 8/9页 11 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)。 0143 图19显示了本发明。

39、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)。 0144 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。 0145 在巡航飞行通道中，飞行参数例如如下： 0146 -飞机相对于地面的高度Z大致等于例如3500。

40、0m； 0147 -消散距离D大致等于154km； 0148 -飞机的速度V在马赫4和马赫4.5之间；以及 0149 -马赫锥的孔径角大致等于12.8 0150 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： 0151 -Z20000m； 0152 -D35km； 0153 -VMach 2； 0154 -A30。 0155 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。

41、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。 0156 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CO 2 ，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。 0157 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。 0158 当能看到目的地机场时(例如距离。

42、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p10)。此后采用涡轮喷气发动机(参见图21中的点p11)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。 说 明。

43、 书CN 102822054 A 11 9/9页 12 0159 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。 0160 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。 0161 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。 0162 在这些阶段中，飞行器遵循民用航空现行的环境规定。 0163 一个或多个涡轮喷气发动机只在到达、保持、重飞和。

44、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。 0164 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。 说 明 书CN 102822054 A 12 1/8页 13 图1 说 明 书 附 图CN 102822054 A 13 2/8页 14 图2 图3 图4 说 明 书 附 图CN 102822054 A 14 3/8页 15 图5 图6 图7 图8 说 明 书 附 图CN 102822054 A 15 4/8页 16 图9 图10 图11 说 明 书 附 图CN 102822054 A 16 5/8页 17 图12 图13 图14A 图14B 说 明 书 附 图CN 102822054 A 17 6/8页 18 图14C 图15 图16 说 明 书 附 图CN 102822054 A 18 7/8页 19 图17 图18 图19 说 明 书 附 图CN 102822054 A 19 8/8页 20 图20 图21 说 明 书 附 图CN 102822054 A 20 。