一种空气动力学和太空混合飞行的飞行器以及相关导航方法.pdf

本发明涉及一种飞行器，该飞行器同时包括多个推进器(7，16，17)，所述推进器用于飞机在大气中的常规飞行并且用于火箭的高空飞行。该飞行器分为用于有效载荷的舱和主要包括火箭推进器燃料的舱(13)。该飞行器在它的后部附近包括长的、略微向后倾斜的横向机翼(3)，以便有利于在大气的稠密层中的影响，并且以便在使用火箭推进器之前能够以亚音速攀升到很高的高度。该飞行器的返航通过滑行来实现或者以传统方式的控制飞行来实现。

1.  一种飞行器，所述飞行器包括机身、机翼(3)、航空发动机(7)和火箭推进器(16，17)，其特征在于，所述机翼基本上直地且沿机身的横向方向延伸地固定，并且所述机翼具有比所述机身的长度更大的翼展。

2.  根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼的翼展和所述机身长度的比在1至2之间。

3.  根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼的翼展和所述机身长度的比在1至1.4之间。

4.  根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括处于2.5至3.3平米每吨之间的机翼负载。

5.  根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器的空载质量为负载质量的40％至60％之间。

6.  根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器，其特征在于，在所述机身(1)的后部(13)中安置有燃料室(14，15)，所述机翼(3)安置在所述后部上，所述机身的前部(11)包括座舱，并且所述飞行器包括安置在所述前部上的前翼(4)。

7.  根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括一对火箭推进器。

8.  根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括起落架(6)。

9.  根据权利要求1至8中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括改变方向的喷管(19，20，21)，所述喷管中的翻滚控制喷管安置在所述机翼的端部，并且所述喷管中的俯仰喷管和转向喷管安置在机身的前部。

10.  一种飞行器的导航方法，所述飞行器包括基本上直地且沿飞行器机身横向延伸地固定的机翼，其特征在于，所述方法包括：第一步，所述第一步为在没有空中燃料补给的情况下使用航空发动机时，以0.5马赫和0.8马赫之间的亚音速进行空气动力学飞行；第二步，所述第二步为控制飞行器于所述第一步和所述第二步之间进行倾斜变化后，通过使用火箭推进器在太空中发射飞行；第三步，所述第三步为使机身近似垂直于轨道滑翔下降；第四步，所述第四步为在使飞行器于第三飞行步骤和第四飞行步骤之间重新回到近似轨道方向以后，进行着陆的空气动力学飞行。

11.  根据权利要求10所述的飞行器导航方法，其特征在于，所述火箭推进是可变的推进。

12.  根据权利要求10或11所述的飞行器导航方法，其特征在于，所述第四步是进行空气动力学推进飞行和亚音速飞行。

13.  根据权利要求10或11或12所述的飞行器导航方法，其特征在于，进行所述空气动力学飞行至少到12km的高度。

14.  根据权利要求10至13所述的飞行器导航方法，其特征在于，以0.5马赫至0.6马赫之间的亚音速进行所述空气动力学飞行。

一种空气动力学和太空混合飞行的飞行器以及相关导航方法
技术领域
本发明的主题是一种空气动力学和太空混合飞行的飞行器以及相关导航方法。
背景技术
本发明的技术领域是航天飞机领域，即能够如飞机一样从地面起飞、能够到达太空并且还能够如飞机一样返回并着陆在地球上的飞行器。这些飞行器必须能够运载有效载荷并且如传统飞机一样能够提供完全符合载人飞行的安全条件，并且与火箭不同(在飞行结束的发射期间，火箭不能再用)，这些飞行器尤其必须可重复使用。根据国际航空联合会的术语可以理解太空术语，太空表示地球大气层以外(通常在100公里以上的高度)的所有空间。也可以理解为空间的大气非常稀薄，以便允许传统飞机的飞行。
可以对轨道飞机和亚轨道飞机进行区分，轨道飞机在给定的高度能够达到轨道速度(在200km的高度，达到7.5km/s)，亚轨道飞机不能达到轨道速度。在推进阶段以后，轨道飞机在几乎不确定的一段时间内能够变为卫星，而在推进阶段结束时的一段确定时间(一个半小时或更少)以后，亚轨道飞机沿着轨道返回地球。轨道飞机与亚轨道飞机的区别尤其在于：能源量，轨道飞机必须携带足够的能源以便达到轨道速度；特殊设计，轨道飞机被进行特殊设计以便抵抗比它们返回大气时遭受的增温要大得多的增温。本发明首先涉及亚轨道飞机，但不是唯一地，因为通过定量的或辅助的修改，本发明应用于轨道飞机是可以理解的，并且本发明也可以运载作为有效载荷的能够进行轨道飞行的飞行器。
与已经得到显著行业发展的火箭不同，航天飞机还很不普遍，并且航天飞机中的许多仅处在设计阶段。第一个例子是美国的航天飞机，该航天飞机不是真正的航天飞机，而是双级混合式运载火箭，它如火箭一样起飞，该运载火箭只有第二级是太空滑翔机，该第二级在起飞阶段以后被发射。通过本发明的研究，该太空滑翔机具有双重优点，即可以重复使用并且能够以超音速滑翔机的形式降落在地球上，因此速度很大并且不能纠正误差；然而，第一级保留了火箭的缺点，主要是只可使用一次以及为了离开大气层消耗大量燃料。
第二个例子是已经由Scaled Composite公司设计的航天飞机；该航天飞机也具有两级。第一级空气动力学飞行的飞机驱动另一级到15Km的高度，然后发射另一级。第二级飞机具有厌氧火箭发动机，能够携带有效载荷到达100Km的高度。所述第二级的降落与航天飞机的降落相似。
第三个例子(更老)是美国X15样机，该样机由运载飞机发射并且可以达到大于100Km的高度。
其它的太空飞行器在网站http://www.spacefuture.com/vehicles/designs.shtml中有描述，但是这些飞行器没有被制造也没有被使用。其中某些飞行器垂直起飞，但是它们的推进模式仍然与火箭一样昂贵，或者这些飞行器与火箭相配合(火箭用作第一级)，如美国航天飞机。
专利文献EP0264030，GB2362145，WO98/30449，WO.01/64513，US6119985，US6745979，US2005/0279889，US6193187以及FR1409520分别描述了一种两级运载火箭；一种运载火箭，其中球状部分是第一级；一种飞机，牵引另一个飞机；一种运载火箭，它的第一级是空气动力学发动机和火箭推进器的混合式推进型；一种航天飞机，由氧气作为燃料；具有可变几何形状的三种飞机；以及一种传统飞机(具有所示实施例中的螺旋桨)，其中加入了更改方向的喷管，这些喷管是不属于推进器的辅助发动机。
因此，大部分太空中的飞行器的设计以及少数已经飞行了的飞行器具有多级。这种设计显得更有利，因为该设计允许在有效质量和起飞时质量之间的有益的比，这可以使更大的燃料量与有效载荷相配合，并且因此将飞行器推进的更远。缺点是明显的增大了复杂性并且上级具有降低的移动能力。对于某些功能，两个级必须装配相同的装置，如用于调整方向的定向喷管，并且两个级还必须包括分离装置。上级不能有效地导航返回，必须滑翔飞行返回。这与发射装置可能受故障影响的情况使飞行更危险。
某些飞行器已经使用了需氧和厌氧混合式推进，以便连续在稠密大气和太空中飞行。然而，由于以前的设计通常不能摆脱多级的限制，因此本发明更有效地利用了这种方法。主要原因是选择不同的机翼，因为对于本发明人显而易见地，以前的这些设计通常所提供的机翼是三角的、短的且向后具有大挠度的机翼，这能够很好地适应超音速飞行，但是机翼的承载力不够好。相反地，本发明的设计利用长的、直的且向后小挠度的机翼，以便保证在稠密大气中以及直到很高高度情况下的良好承载力。这些航行部分无缺点的实现亚音速。火箭推进仅在相当高的高度处开始，以便机翼能够承受空气动力学力。因此，不必采用可变的几何形状来保护机翼，并且不必通过朝向机身折叠机翼来降低阻力。
相反地，刚性、更简单、更轻、需要更少维护且无故障的设计是优选地。
通常，已经力图根据消耗、高度和质量来最优化大气飞行；这导致采用在很高的高度下的亚音速飞行的设计，并且这允许达到整体质量的最优化，尤其达到火箭推进的最优化，因为对于大气飞行更小的质量意味着对于火箭飞行需要更小的推进力以及更少的燃料，并且对于大气飞行更小的质量和更少的燃料：可以实现相当简单、轻且节省能源的飞行器，以便自己携带燃料，而无需分离的辅助运载火箭，也无需飞行时供给燃料，并且通过导航和水平定向能够以传统飞机的形式开始和完成飞行。应该强调的优点是相对于滑翔返航，在返航飞行期间可以导航和引导飞行器，以便改善载人飞行的安全性。因此，在飞机返回大气中以后，可以航行有效的距离并且选择降落跑道。飞行结束的速度会比用于超音速飞行而设计的具有三角机翼的飞行器的速度慢得多。
发明内容
本发明的目的是去除以前设计的缺点，并且提供一种新型的太空飞行器，该飞行器只具有能够正确飞行的一级、具有完全导航的能力并且在低高度时能够继续太空中的飞行。该飞行器具有商业运输飞机的常规外部特征，并且通过某些布置将会不同于传统飞机。
在普通实施例中，本发明的飞行器包括：机身；基本上直地、延伸地横向固定的机翼，该机翼具有比所述机身的长度更大的翼展；航空发动机，安置在机身上或者机身中；具有推进剂的火箭推进器。这种构造保证了在低高度时与高高度一样具有良好的导航能力。
优选地，所述翼展和所述机身长度的比例在1至2之间；更好地在1至1.4之间。机翼负载(在飞机的整体质量和机翼表面积之间的比，这影响在亚音速时达到的高度)优选地处于2.5至3.3平米每吨之间。空载质量优选地处于满负载质量的40％至60％之间。
根据一个重要的能力，所述燃料室安置在机身的后部中，所述机翼安置在所述后部上，机身的前部包括用于驾驶员和乘客的座舱，并且飞行器包括安置在所述前部上的鸭式平面(plan canard)前翼。因此飞行器被设计为用于运送乘客，重要的货物在起飞时位于后部，并且机翼相对于飞机的传统设计也向后设置，以便考虑重心非常后面的位置。在前部的鸭式平面前翼恢复了稳定性并且也有助于承载力。
本发明还涉及一种飞行器的导航方法，所述方法包括：第一步，所述第一步为使用航空发动机时的空气动力学飞行；第二步，所第二步为控制飞行器在所述第一步和所第二步之间进行倾斜变化后，使用火箭推进器在太空中发射飞行；第三步，所述第三步为使机身近似垂直于轨道的滑翔下降；第四步，所述第四步为在使飞行器于所述第三步和所述第四步之间重新回到近似的轨道方向以后，进行着陆的空气动力学飞行。
优选地，火箭推进是可变的推进。
附图说明
现在将会参照附图来描述本发明的这些特征以及其它特征，其中：
图1和图2是飞行器的斜视图和主视图；
图3示出了飞行的步骤。
具体实施方式
飞行器包括普通圆柱形机身1，但是在飞行器前部朝向机头2逐渐变细。从机身1伸出横向机翼3，该机翼沿飞行器的侧向大幅延伸且向后略微弯曲，并且该机翼设置在机身1的后部且距离前部的距离大约为总长度的80％，位于前部的横向鸭式平面前翼4距离机头不远，并且与传统飞机的相似地，垂直尾翼5在后部的上方且具有向后的大挠度。此处，机翼3安置在机身1的下部，然而机翼也可以位于机身的中间高度部分或者上部。飞行器还应该包括位于机身1下面的起落架6和一对航空发动机(涡轮喷气发动机)7，所述发动机也位于机身1的后部，但是稍微比机翼3靠前。在该实施例中，航空发动机7通过固定架和延伸到机身1外面的发动机舱安装在机身1的两侧稍微靠上。该设计不是必须的，并且航空发动机7可以集成在机身1的结构中，机身的空气口提供一个燃烧空气进口和一个燃烧气体出口。
飞行器的主要内部布置如以下所述。机身1的空间通过前隔板8和后隔板9分为三个主要的舱。位于前隔板8前部且由机头2保护的前舱10包括控制系统。此处，中间舱11是座舱，该座舱容纳驾驶员和乘客。座舱是密封的、加压的且具有用于出入和观察的门和窗，并且座舱具有运输乘客的设备和装置。位于后隔板9后面的后舱13用于推进。后舱包括大的燃料室14和15，所述燃料室可以供给两个火箭推进器16和17，所述火箭推进器在飞行器的最后部平行安置并且向外凸出。使用多个火箭推进器16和17(通常使用两个或三个)能够将它们一个接着一个点燃并且提供更渐进的推进。也可以只使用一个推进器。因此，有利地具有可变推力。航空发动机7所需要的燃料容纳在机翼3中。最后，机身包括比燃料室14和15更小的燃料室18，并且该燃料室18的功能是供给飞行器的改变方向的喷管。这些喷管中的一些被标记为19，并且向上和向下定位地安置在机翼3的端部，以便控制飞行器翻滚移动。其它的喷管20和21安置在飞行器的机头2上，并且定向在垂直和水平方向，以便控制俯仰和转向移动。
航空发动机7和火箭推进器16和17是主要发动机，设置它们以便施加朝向飞行器前部的力，因此推进飞行器。喷管20和21是小的辅助发动机，对于推进本身没有作用，因为它们只通过侧向移动施加旋转作用。
在此处主要说明的实施例被设计为运送四个乘客和一个驾驶员到大约100Km的高度，因此有效载荷为500Kg。飞行器的长度是10m到15m，并且飞行器的翼展是15m至25m，机身1的高度大约为2m并且可以具有圆形或椭圆形截面。机翼3的表面积大约为35m²，前翼4的翼展为6m且它的表面积为5m²，并且尾翼5的表面积为10m²且它的高度大约为4.5m。燃料可以是液态氧和液态甲烷。飞行器的质量很轻，并且燃料的质量很轻，这使得飞行器变得更简单且更可靠。起飞质量可以是10至15吨，其中的5至7吨是空载质量、3至5吨是燃料、0.5至2吨是煤油质量、剩下的包括有效载荷。航空发动机的推力可以是3000至70001bf(13.3kN至31.1kN)，火箭推进器的推力是150kN至400kN，并且喷管19，20和21中的每一个都可以具有大约400N的推力。为了降低空载质量，有利地，飞行器的结构由与燃料室相同的复合材料制成，或者由诸如铝-锂合金的基于铝的轻合金制成。
现在，将会描述飞行器怎样实现所设计的飞行。
第一步涉及起飞以及攀升到12Km的高度，甚至大约14至18Km的高度，优选地，超过普通飞机飞行的高度。此时，只使用航空发动机7。在飞行时不进行任何燃料补给，对于航空发动机7不补给燃料，对于混合发动机16和17不补给推进剂：飞机携带它的所有燃料。设计机翼3以便通过提供达到所述高度所需的承载力并且与亚音速飞行配合，有利于飞行器攀升到所述高度，所述亚音速为0.5马赫至0.8马赫，或者更好地是0.5马赫至0.6马赫，以便当在消耗很多燃料的情况下攀升到尽可能高的高度时，逐渐地推进飞行器；无论多么糟糕的情况，机翼3都适用于超音速。在该第一飞行步骤之后，点燃火箭推进器16和17，航空发动机7熄灭，并且机翼3的承载力用于将轨道矫正为相对于水平方向大约70°。在飞行器结构上的力被减小，因为点燃火箭推进器16和17只在具有稀薄大气的该高度处开始，这能够保持较轻的结构，并且相应地燃料质量不大。由于在很高高度处点燃火箭推进器16和17，所需推进剂的质量减小，这归功于亚音速飞行。火箭推进器16和17依次运行，以便在第一推进阶段中限制力。遮盖航空发动机7的空气入口，以便避免航空发动机承受增温和过高的气体速度。飞行速度变为超音速，直到大约3马赫或4马赫。当推进剂消耗完以后，火箭推进器16和17熄灭，而飞行器由于惯性继续攀升到80至120Km。
第三阶段涉及返回到大气中，关闭所有的推进器发动机。飞行器的进入角度大约为90°，即通过它的垂直于轨道的延伸而定向，以便防止最大的阻力来最大化制动。然后，在大约40Km的高度处，进入角度大约减小到40°。该方法能够减小航空动力学力。乘客承受的加速度大约不超过5g。
在大约25Km的高度处，飞行器的速度重新变为亚音速，飞行器重新采用航空飞行的进入角度，航空发动机7被重新点燃或不被点燃，并且返回地球采用的是滑翔飞行或者机动化飞行，直到着陆跑道。
本发明的一些应用可以是：太空旅行、进行微重力实验、将飞行器作为卫星的可重复使用的第一级的应用，或者快速运送乘客。