CN101291846B - 航空器安全系统 - Google Patents

Abstract

航空器(10)包括机身(12)，所述机身具有上部可驾驶机身部分(10A)和下部可抛机身部分(10B)，所述下部可抛机身部分(10B)在正常飞行中与上部可驾驶机身部分(10A)可分离地接合。上部翼结构(14A)与上部可驾驶机身部分(10A)关联，而下部翼结构(14B)与下部可抛机身部分(10B)关联。可释放的接合装置(50，250)设置为可分离地接合下部可抛机身部分(10B)和上部可驾驶机身部分(10A)。可释放的接合装置(50，250)在飞行中是可促动的，以使上部可驾驶机身部分(10A)和下部可抛机身部分(10B)能够彼此脱离。上部可驾驶机身部分(10A)能够在没有下部可抛机身部分(10B)的情况下飞行。

Description

航空器安全系统

发明领域

本发明涉及一种航空器安全系统，其被设计用以在事故中增加乘客存活的机会。

发明背景

自从1903年12月17日在Kitty Hawk发生第一次成功的有动力有人驾驶的飞行以来，旅客乘航空器旅行已经成为普通现象。在从航空器设计到航空器材料等一批广泛的学科内，由工程师、科学家和制造商做出的重大进步已经允许生产和制造能搭载乘客和货物横跨地球的航空器。全球范围内的乘客数量从1965年的1亿7千7百万增长至2000年估计的33亿。

尽管具有多重备用和安全系统的空中旅行通常是安全和可靠的，但是自从1908年9月17日发生第一起致命的坠机以来，在全球范围内的坠机中已经失去了成千上万的生命。尽管飞行员尽最大努力在陆地上或海上找出合适的着陆点，并且在飞行员训练和航空器先进技术这两方面也都有了进步，但还是发生了这些空难。

已经提出多种解决方案来努力处理这些与航空器有关的死亡事故。例如，颁予Chiu的US 6,382,563讲授了一种具有可分开的外壳及置于壳内的多个单人乘客舱的航空器。在紧急情况下，外壳被分开，并且单人乘客舱分离，每个舱都装备有独立的氧气供应设备和降落伞。因而，每个舱段能够借助其各自的降落伞漂到地上，从而挽救乘客的生命。

类似的，颁予Diamond的US 4,699,336讲授了一种航空器乘客室，其包括一种机构，所述机构用于当航空器处于坠机危险时从机身弹射乘客室。然后降落伞能够将乘客室漂到地面上。

这些现有技术解决方案的公有问题是，它们并没有有效的改变比例。乘客航空器的大小继续增加，最新由Airbus设计的A380，具有大概80m的翼展，并且能够在两个分开的甲板上搭载超过550名的乘客。与具有分段乘客舱的航空器有关的进一步问题是，这个系统要求加倍的降落伞系统，并且需要能够分离每一个舱的复杂技术(例如，火箭和/或激光器)，还需要用于降落伞系统和分离机构的相当大的空间。这反过来当然导致了重量和制造成本的增加。

发明内容

因而本发明提供了一种航空器，其包括：

机身，其具有上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分，在正常飞行中，下部可抛机身部分可分离地接合上部可驾驶机身部分；

上部翼结构，其与上部可驾驶机身部分关联；

下部翼结构，其与下部可抛机身部分关联；

可释放的接合装置，其用于可分离地接合下部可抛机身部分和上部可驾驶机身部分；

其中可释放的接合装置在飞行中是可促动的，以使上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分能够彼此脱离；且

其中上部可驾驶机身部分能在没有下部可抛机身部分的情况下飞行。

优选地，航空器是一种固定翼乘客航空器。上部可驾驶机身部分优选地包括乘客室，并进一步包括尾部部分和尾部发动机。

在本发明的实施方式中，尾部部分可分离地接合于上部可驾驶机身部分，并且在紧急情况下是可脱离的。

有利地，下部可抛机身部分能在从上部可驾驶机身部分分离后独立飞行。下部可抛机身部分优选地进一步包括主着陆装置、燃料箱和货物储存舱。

在优选实施方式中，下部可抛机身部分进一步包括全球定位系统，适合于将下部可抛机身部分导航至预先决定的安全着陆区域。这样的安全着陆区域有利地预先编制程序到全球定位系统中，使得下部可抛机身部分在分离后能够被自动导航。优选地，安全着陆区域远离建筑物多的地区并且可以包括指定的机场，或海面。

上部翼结构优选地包括燃料储存装置，此燃料储存装置用于储存上部可驾驶机身部分从下部可抛机身部分分离后使用的燃料。

在本发明的实施方式中，在正常飞行时，上部翼结构嵌套在下部翼结构中，作为航空器的单个组合的翼结构工作。有利地，下部翼结构通过可释放的真空装置可释放地安装到上部翼结构。可释放的真空装置优选与可释放的接合装置同步，以使上部翼结构和下部翼结构能在紧急情况下同步分离。

在本发明的备选实施方式中，上部翼结构和下部翼结构在正常飞行中彼此分离。

优选地，上部可驾驶机身部分具有辅助控制器和仪表，适合于在下部可抛机身部分从上部可驾驶机身部分脱离后允许人员驾驶上部可驾驶机身部分。辅助控制器和仪表是分离的，并作为对在分离前驾驶航空器的主控制器和仪表的补充。上部可驾驶机身部分可以具有辅助驾驶区，辅助控制器和仪表位于辅助驾驶区中，此辅助驾驶区是分离的，并作为对主驾驶舱的补充，在下部可抛机身部分分离以前，飞行员占用上述主驾驶舱驾驶航空器。

有利地，可释放的接合装置包括一批可释放的接合机构。每一个可释放的接合机构都包括可分离可接合的钳夹(jaw)或紧固组件(clampingassembly)。

在本发明的一个实施方式中，可释放的接合装置包括紧固组件和具有头部的释放螺栓。紧固组件可以包括一对钳夹，此对钳夹可在接合位置与释放位置之间移动，释放螺栓的头部在啮合位置被接合，释放螺栓的头部在释放位置被释放。

上部可驾驶机身部分可以包括辅助着陆装置，使得在下部可抛机身部分被释放后，上部可驾驶机身部分能够着陆。上部可驾驶机身部分可以进一步包括用以改进其浮力的材料。

在本发明的实施方式中，上部可驾驶机身部分包括水上飞机形状的外壳几何形状，以有助于在下部可抛机身部分被分离后上部可驾驶机身部分在水面上着陆。

在本发明的备选实施方式中，可释放的接合装置可以包括滑轨装置，以使上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分能够在滑轨装置被促动时相对于彼此滑动并脱离。

有利地，滑轨装置包括齿条齿轮机构及至少一对互补辊，所述一对互补辊允许上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分之间的滑动运动。滑轨装置优选地进一步包括制动机构，当此制动机构被促动时，其防止上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分相对于彼此滑动，而当此制动机构被停止作用时，其使上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分能够分离。

附图说明

现将参考附图仅通过示例性实施例的方式描述本发明，其中：

图1A至1C分别显示了本发明的改进的乘客航空器的第一实施方式在分离前的正视图、侧视图和顶视图；

图2A和2B分别显示了图1A至1C的改进的乘客航空器在分离构型下的正视图和侧视图；

图2C显示了航空器分离构型下的上部可驾驶机身部分的顶部平面图；

图2D显示了图2C中显示的航空器的上部可驾驶机身部分的翼沿着线2D-2D的截面侧视图；

图2E显示了改进的航空器的下部可抛机身部分在分离构型下的顶部平面图；

图3显示了改进的航空器沿着图1B的线4A-4A的部分示意性的截面侧视图；

图4显示了在图3中展示的可释放的接合机构的第一实施方式的详细的截面侧视图；

图5A显示了类似于图3中显示内容的部分示意性的截面侧视图，其中上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分处于分离构型；

图5B显示了处于分离构型中的图5A的可释放的接合机构的详图；

图6A至6C分别显示了图4可释放的接合机构在接合构型下的透视图，侧视图和截面正视图；

图7A至7C分别显示了图4可释放的接合机构在释放位置的透视图，侧视图和截面正视图；

图8显示了航空器上部部分和下部部分之间的密封组件的详细的截面透视图；

图9A显示了航空器的翼沿图1C的线9A-9A的部分示意性截面侧视图；

图9B显示了图9A的翼，上部翼部分和下部翼部分处在分离构型中；

图9C显示了用于协助使上部翼部分和下部翼部分保持在一起的真空歧管；

图10A至10C分别显示了本发明可释放的接合机构的第二实施方式在接合位置的透视图、详图和部分截面侧视图；

图11A和11B分别显示了图10A可释放的接合机构在脱离位置的透视图和部分截面侧视图；

图12A至12D分别显示了本发明进一步实施方式的低空乘客航空器在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图13A至13D分别显示了图12A至12D的航空器在分离过程中的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图14A至14D分别显示了本发明进一步实施方式的高空乘客航空器在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图15A至15D分别显示了图14A至14D的航空器在分离过程中的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图16A至16D分别显示了本发明进一步实施方式的安全滑翔式航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图17A至17C分别显示了图16A至16C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图18A至18C分别显示了本发明进一步实施方式的双发动机航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图19A至19C分别显示了图18A至18C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图20A至20C分别显示了本发明进一步实施方式的嵌套发动机高空航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图21A至21C分别显示了图20A至20C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图22A至22D分别显示了本发明进一步实施方式的高空发射装置在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图23A至23D分别显示了图22A至22D的发射装置在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图23E显示了图22A至22D的ARAVS在飞入太空过程中的截面侧视图；

图24A至24D分别显示了本发明进一步实施方式的超音速三角翼航空器在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图25A至25D分别显示了图24A至24D的航空器在分离过程中的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图26A至26C分别显示了本发明进一步实施方式的跨音速三角翼航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图27A至27C分别显示了图26A至26C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图28A至28C分别显示了本发明进一步实施方式的三级航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图29A1至29C分别显示了图28A至28C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图29D至29G分别显示了图29A1至29C的航空器的上部部分在没有尾部发动机模块时的等角视图、正视图及侧视图；

图30A至30C分别显示了本发明进一步实施方式的双翼飞机在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图31A至31C分别显示了图30A至30C的双翼飞机在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图32A1至32D分别显示了本发明进一步实施方式的双翼高空发射装置在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图33A2至33D分别显示了图32A1至32D的发射装置在分离过程中的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图34A至34C分别显示了本发明进一步实施方式的V形曲柄(Crank-V)航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图35A至35C分别显示了图34A至34C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图36A1至36C分别显示了本发明进一步实施方式的箱形翼(box-wing)航空器在分离前的等角视图、正视图及侧视图；

图37A至37C分别显示了图36A至36C的航空器在分离过程中的等角视图、正视图及侧视图；

图38A至38D分别显示了本发明进一步实施方式的包括滑动释放机构的高空乘客航空器在分离前的等角视图、正视图、侧视图及截面正视图；

图38E和38F显示了图38A至38D的轨道系统在分离前的放大的截面正视图；

图39A至39C分别显示了图38A至38D的航空器在分离过程中的等角视图、侧视图、及截面正视图；

图40A至40C分别显示了图38A至38D的航空器在分离后的等角视图、正视图及侧视图；

图40D和40E显示了图38A至38D的轨道系统在分离后的放大的截面正视图；

图41显示了当制动系统被促动时图38A至38D的航空器在分离前截面正视图；

图42A和42B显示了在飞行过程中图38A至38D的航空器的被促动的制动系统的放大的截面正视图；及

图43示意性地显示了用于分离航空器的上部部分和下部部分的液压释放机构。

具体实施方式

贯穿以下描述，相同参考数字用来标识供替换的优选实施方式中的相同部件。

首先参考图1A至1C，显示了依照本发明的实施方式改进的乘客航空器10在正常的运行环境下飞行。乘客航空器10具有机身12、一组翼14、安装在翼上的发动机16、18，及安放尾部发动机21的尾部部分20。

改进的乘客航空器10沿着可密封的交界面22被分成上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B。如将在下面更详细描述的，下部可抛机身部分10B被设置为当紧急情况发生时从上部可驾驶机身部分10A脱离。

上部可驾驶机身部分10A包括乘客室24和出口门28。航空器的主驾驶舱26位于上部可驾驶机身部分10A的前部，并且包括控制器和仪表，当上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B在正常的运行环境下彼此连接时，所述控制器和仪表用于驾驶航空器。

翼14包括上部翼部分14A和下部翼部分14B。上部翼部分14A安装在航空器的上部可驾驶机身部分10A上，而下部翼部分14B与翼发动机16、18一起安装在航空器的下部可抛机身部分10B上。在正常飞行情况下，上部翼部分14A和下部翼部分14B以图9A中所展示的方式牢固地彼此接合来界定航空器翼14。图2E显示下部翼部分14B如何设置有互补形状的凹槽40，该凹槽容纳上部翼部分14A。前部和后部货舱30，以及用于安放改进的乘客航空器10的常规的着陆装置(未显示)的前部着陆装置舱32和主着陆装置舱34也位于下部可抛机身部分中。

现参考图2A和2B，图1A至1C的改进的乘客航空器10的上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分10A、10B以脱离的构型或分离的构型显示。通常由于紧急情况而发生脱离，例如航空器10的下部可抛机身部分10B的组件之一发生损害。航空器10的下部可抛机身部分10B包括前部货舱和后部货舱30、安装在下部翼部分14B中的主翼燃料箱，以及翼发动机16、18。当货舱30满载并且主翼燃料箱满时，下部可抛机身部分10B几乎相当于航空器10上的全部负载质量的一半。因此在紧急情况下抛掉航空器10A的下部可抛机身部分10B以增加上部可驾驶机身部分安全着陆的可能性是有益的。

上部可驾驶机身部分10A包括上部翼部分14A、尾部部分20、尾部发动机21、及装于翼的燃料箱37，此燃料箱37安装在上部翼部分14A中。图2D显示了位于上部翼部分14A中的装于翼的燃料箱37的截面视图。上部可驾驶机身部分10A能够搭载驾驶员、机组人员和乘客全体人员独立飞行。上部可驾驶机身部分10A还配有辅助的前部着陆装置35和主着陆装置36，以允许可驾驶机身部分10A进行紧急着陆。

优选地，上部可驾驶机身部分10A还配有辅助控制器和仪表，例如方向杆、高度计、无线电接收装置和发动机控制器，以在从航空器10的下部可抛机身部分10B分离后允许人员驾驶上部可驾驶机身部分10A。辅助控制器优选独立于用于在上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B分离前驾驶改进的乘客航空器10的主控制器和仪表。辅助控制器和仪表有利地位于辅助驾驶区27，辅助驾驶区27优选地分离和独立于主驾驶舱26。辅助驾驶区27在图1C中示意性地显示为位于主驾驶舱26后的小房间。因此如果主驾驶舱26被损坏或者驾驶员难以接近，例如由于烟幕堵塞，上部可驾驶机身部分10A能够从下部可抛机身部分10B分离并且可以从辅助驾驶区27驾驶航空器。

在备选实施方式中，在上部可驾驶机身部分10A从下部可抛机身部分10B分离后，可以使用主控制器和仪表或辅助控制器和仪表来驾驶上部可驾驶机身部分10A。在这种情况下，辅助控制器可以位于主驾驶舱26或可以位于如上所述的辅助驾驶区27。可替换地，不提供辅助控制器和仪表，而在上部可驾驶机身部分10A从下部可抛机身部分10B分离后，使用主驾驶舱26中的主控制器和仪表驾驶上部可驾驶机身部分10A。

现参考图3，显示了航空器机身的上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B的截面。上部可驾驶机身部分10A包括固定至航空器的上部可驾驶机身部分10A的下部地板44上的乘客座椅42。增压室(plenum)46界定在下部地板44与航空器的下部可抛机身部分10B的上部天花板48之间。增压室46优选地容纳位于各自外壳52中的6个可释放的接合机构50。可释放的接合机构优选地布置为位于改进的乘客航空器10的前部的一对前部可释放的接合机构、位于邻近航空器翼14的一对中间可释放的接合机构，以及位于航空器10尾部的一对后部可释放的接合机构。

在脱离前的大多数情况下，可释放的接合机构50起到将上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分和10B结合在一起的作用。如图3所示，每一个外壳52都被牢固地安装在航空器的上部可驾驶机身部分10A内。每一个外壳52的下部凸缘54都牢固地紧靠航空器10下部可抛机身部分10B的上部天花板48。每一个可释放的接合机构50都包括一对液压促动器56，所述液压促动器作用于钳夹组件58以将释放螺栓62的扩大头部60夹持在接合位置。释放螺栓62牢固地安装到下部可抛机身部分10B的上部天花板48。当钳夹组件58在液压促动器56的作用下被张开时，释放螺栓62的头部60被释放，使航空器的整个下部可抛机身部分10B从上部可驾驶机身部分10A释放，并且离开上部可驾驶机身部分10A。

图5A更详细地显示了在可释放的接合机构50被促动后从下部可抛机身部分10B分离的上部可驾驶机身部分10A。图5B是在脱离位置的可释放的接合机构50的放大详图。释放螺栓62已经从可释放的接合机构50的钳夹组件58释放，并且已经与可释放的接合机构50分离。

图6A至6C和7A至7C更详细地显示了可释放的接合机构50的操作。首先参考图6A至6C，可释放的接合机构50包括框架64，所述框架由在每一端连接的间隔开的第一三角板64A和第二三角板64B形成。中心销66桥接上述板的顶点，一对内、外钳夹68和70可旋转地安装至中心销66。图6A至6C显示了处于接合位置的可释放的接合机构，上述钳夹界定限制孔72，而释放螺栓的扩大头部60被限制在该限制孔72内。钳夹68和70的相对侧枢转地安装至各自的杆臂74和76。杆臂74和76又枢轴地安装至液压柱塞(hydraulic ram)78的末端，液压柱塞78在缸体80内部作往复运动以形成液压促动器56。每一个缸体80的基座被安装至框架64的镫形部分。外部杆臂84具有外部固定的枢轴点86和内部枢轴点88，外部固定的枢轴点86位于框架的相对的基座末端，内部杆臂74和76及促动器78还被设置为围绕内部枢轴点88枢轴旋转。挂钩组件(cleviseassembly)90枢轴地安装至杆臂84的上部部分，并且缆或连杆92从每一个挂钩延伸。

现参考图7A至7C，显示了在释放位置的可释放的接合机构50。在释放位置，液压促动器56被促动以向上移动枢轴点88，因而使内部和外部杆臂74和84以及76和84向彼此枢轴转动，从而促使内部和外部钳夹68和70张开，并且释放释放螺栓62的扩大头部60。全部6个可释放的接合机构的同时释放将使航空器10的下部可抛机身部分10B被抛离于上部可驾驶机身部分10A。在液压出故障的情况下，通过向上拉从挂钩90延伸的缆或连杆92实现手动促动。这能够通过位于航空器的上部可驾驶机身部分10A的下部地板44上的安全位置中的相应的螺丝扣组件(turnbuckleassembly)实现。

应了解，手动和液压促动机构两者都将受限于具有有限超驰(override)特征的各种安全系统，以确保不会发生意外或未经许可的释放。

图8显示了包括密封衬垫94的密封组件，用于在航空器的上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B之间提供可密封并减振的交界面。衬垫94由适当的弹性材料形成，并且按照航空器的下部可抛机身部分10B的上部天花板48及航空器的上部可驾驶机身部分10A的最低地板96的样子合适定形，以允许所包含的两部分相对于彼此的运动。坚实的材料(firm material)层设置在最低地板96之上，以在水上降落的情况下增加航空器的上部可驾驶机身部分的浮力，图3在98处示意性地指示了此坚实的材料层。

现参考图9A和9B，更详细地显示了翼14的上部翼部分14A和下部翼部分14B。下部翼部分14B装有燃料箱100，燃烧箱100设置有燃料排空器，例如排空板102或其他排空机构，用于允许下部翼部分14B一从上部翼部分14A分离就从下部翼部分14B排空燃料。这将下部可抛机身部分10B遇碰撞爆炸的可能性减到最小。上部翼部分14A密合地嵌套在下部翼部分14B内。真空歧管装置104，其在图9C中更清楚地说明，被提供以确保在正常飞行条件下上部翼部分和下部翼部分保持互相接合。真空歧管105包括一系列交替的肋108和槽106，所述槽106与真空歧管105连通。上述肋可以是界定在下部翼部分14B的上表面或上部翼部分14A的下表面中的沟纹的形式。

真空歧管105允许更容易地产生真空。真空歧管105装进槽106，使得真空歧管105中的压力影响槽106中的压力。由于一个槽中的压力故障将不会影响其他槽中的压力，所以多槽的使用提高了上部翼部分14A连接至下部翼部分14B的可靠性。

当可释放的接合机构50被促动时，真空同时被释放以允许上部翼部分14A和下部翼部分14B以图9B中展示的方式彼此脱离。应了解，上部翼部分14A和下部翼部分14B两者都装有襟翼和副翼组件。特别地，上部翼部分14A具有相对足够的辅助的襟翼和副翼，以允许航空器的上部可驾驶机身部分10A从下部可抛机身部分10B分离后可以正常飞行和控制。

现参考图10A和10B，可释放的接合机构110的第二实施方式被显示用于实现释放螺栓62的受控的脱离。图10A至10C显示了处于接合位置的可释放的接合机构110。可释放的接合机构110包括一对液压促动器112和114，所述液压促动器112和114的臂枢轴地连接至各自的从旋转制动装置(catch)120延伸的杆臂116和118。制动装置120装有弓形掣子(detent)122，弓形掣子122在界定在套筒箱(socket box)126内的相应的圆柱形腔体内移动。弓形掣子122可在图10C中展示的接合位置和图11B中所展示的释放位置之间移动，弓形掣子122在接合位置阻挡释放螺栓62的扩大头部60，而在释放位置，促动缸体112和114的柱塞延伸，以使掣子122向彼此枢轴旋转以释放释放螺栓62。

图11A和11B显示了处于释放位置的可释放的接合机构110。制动装置120已经被旋转，使得弓形掣子122移动至释放位置，且释放螺栓62的扩大头部60从套筒箱126被释放。

本发明的进一步实施方式展示在图12A-12D和13A-13D中。首先参考图12A-12D，显示了如上所述的嵌套翼航空器10，包括上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B。如图12D和13D中最清楚显示的，上部可驾驶机身部分10A结合了包括V形壳体200的水上飞机壳体几何形状。V形壳体200提供水刃口(water cutting edge)，并与壳体200两边的压浪板(spray strip)一起减少上部可驾驶机身部分10A的水冲击负载，并且帮助在水面上成功着陆和飘浮。上部可驾驶机身部分10A还配有浮力部分202，用于在大海上的飘浮和稳定性。浮力部分202优选地包括低密度复合泡沫，为了达到安全要求，该低密度复合泡沫是耐水、耐火，及抗冲击的。

图12A-12D和13A-13D的航空器优选地进一步包括一对可展开的鸭翼204，作为下部可抛机身部分10B的一部分。这些鸭翼用于纵向的纵摆稳定性(pitch stability)，并且是在下部可抛机身部分10B从上部可驾驶机身部分10A分离后使用。

现参考图14A-14D和15A-15D，显示了航空器10的进一步的实施方式。在该实施方式中，航空器10适用于高空飞行和分离。航空器10具有如上所述的嵌套翼14，及上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B。在该实施方式中，上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B以椭圆形截面形成，此椭圆形截面被设计用来在正常运行期间和在紧急飞行期间保持内部压力。上部可驾驶机身部分10A因此能够在高空处从下部可抛机身部分分离，同时两部分都保持受压。航空器10进一步配有整流罩206和呈支撑件208形式的减振部件。

图16A-16C和图17A-17D展示了本发明的进一步的实施方式，其中航空器10的上部可驾驶机身部分10A被更改为在紧急情况时作为安全滑行器来飞行。在该实施方式中，在从下部可抛机身部分10B分离后，上部可驾驶机身部分10A依旧是受驾驶员控制的交通工具，重量轻，且仅用于滑行目的。上部可驾驶机身部分10A包括辅助动力单元和紧急着陆所必要的相关设备，包括可展开的机腹鸭翼204。在图17D中，上部可驾驶机身部分10A显示为处于其滑行构型。航空器10的大部分重量归于包括下部翼部分14B、主发动机16、18、尾部部分20和尾部发动机21的下部可抛机身部分10B，如图17C所最佳展示的。

图18A-18C和图19A-19C展示了进一步的滑行实施方式，其类似于与图16A-16C和图17A-17D相关的上述实施方式。在该实施方式中，航空器10适合于高空飞行和分离，并且包括通常属于小型至中型乘客航空器的双尾部发动机21A、21B。

本发明的进一步的实施方式显示在图20A-20C和21A-21C中。在该实施方式中，尾部发动机21在上部可驾驶机身部分10A中嵌套在航空器的尾部机身12中。嵌套的尾部发动机21包括相关联的进气口210。该实施方式的航空器10适合于高空飞行和分离，并且包括独特的水平稳定器212，此水平稳定器212结合了一对方向舵214。水平稳定器212设置在航空器10的下部可抛机身部分10B上。如图21C最佳展示的，在紧急情况下，尾部部分20与水平稳定器214同航空器的下部可抛机身部分10B一起被抛离。

现参考图22A-22D和23A-23E，显示了应用至低地球轨道再入飞行器(re-entry vehicle)发射装置220的本发明的实施方式。该实施方式结合了先前的实施方式的嵌套翼构型14A、14B。

在该实施方式中，先前的实施方式的上部可驾驶机身部分10A采取自主式火箭助推的飞行器部分(ARAVS)220A的形式，而下部可抛机身部分10B采取可重用的高空运输发射装置220B的形式。ARAVS 220A是用于搭载有效负载221进入太空的自主式太空飞行器，有效负载221可以包括太空设备和/或乘客。

两部分220A、220B作为单个航空器发射，且在发射的第一阶段将会使用液体(或可重新包装的固体)燃料222爬升至预定发射高度。在这一时刻，可重用的发射装置220B被从ARAVS 220A上分离，并返回至其最初的目的地。可重用的发射装置220B包括可展开的机腹鸭翼204。在分离后，ARAVS 220A利用固体或液体火箭燃料224的供给继续其任务，进入最高可达约100km的低空轨道中。ARAVS 220A被设计用于可能的乘客飞行的最大安全的再入情况，并利用推力矢量控制来用于方向控制。

本发明的进一步的实施方式展示在图24A-24D和图25A-25D中。此实施方式是结合了超音速三角翼设计的超音速三角翼航空器，该超音速三角翼设计用于通常大于1马赫数的速度。在该实施方式中，在尾边条(aft-strake)226中使用双垂直稳定器。尾边条226与航空器10的下部可抛机身部分10B的翼14B整体地形成。上部可驾驶机身部分10A包括鸭翼204，所述鸭翼204在分离前嵌套在下部部分14B的翼14B内。上部可驾驶机身部分10A包括如关于先前的实施方式所描述的用于在分离后自主式飞行的必要部件，并可进一步包括用于动力滑行的发动机(未显示)。

图26A-26C和27A-27C展示了本发明的进一步的实施方式。除了此航空器是跨音速三角翼航空器之外，本发明的此实施方式与前面关于图24A-24D和图25A-25D所描述的实施方式大体相同。翼14被优化用于0.8至1.2马赫数范围内的跨音速的速度。此外，上部可驾驶机身部分10A可以任选地包括用于动力滑行的发动机(未显示)，并且另外具有如关于先前的实施方式所描述的用于在分离后自主式飞行的必要部件。

本发明更进一步的实施方式显示在图28A-28C和图29A1-29G中。该实施方式是上述实施方式的进一步扩充，并包括第三可展开的航空器模块。具体参考图28C、29C、和29E，该实施方式的航空器10包括3个模块-如先前描述的上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B，以及安放尾部发动机21的另外的可展开的尾部发动机模块10C。尾部发动机21具有两项功能，首先在正常飞行期间提供推力，其次待在紧急情况下使用，供动力飞行至目的地和安全着陆。在尾部发动机或方向舵失效的情况下，尾部模块10C能够从上部可驾驶机身部分10A抛掉。在这种情况下，上部可驾驶机身部分10A将作为如前所述的高空翼滑行器使用。

上部可驾驶机身部分10A结合了如关于图12D所描述的水上飞机壳体几何形状，这使得上部可驾驶机身部分10A适用于在水上成功着陆和飘浮，而无论是带有或不带有尾部发动机。此外，上部可驾驶机身部分包括没有嵌套在下部可抛机身部分10B的翼14B内的一对翼14A。在上部可驾驶机身部分上设置上单翼(high wing)14A有助于将上部可驾驶机身部分10A安全着陆在水上。

图30A-30C和图31A-31C展示了本发明的进一步实施方式，即适合于低空、未增压分离的双翼飞机。双翼飞机10包括上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B。上部可驾驶机身部分10A包括一对非嵌套的上单翼14A。上单翼14A被认为是当使上部可驾驶机身部分降落在水面上时能提供安全优势，从而将事故的风险减到最小。上部可驾驶机身部分10A包括用于在正常飞行和紧急飞行期间安全运输乘客的上述全部必要部件，并且也包括水上飞机壳体几何形状。

本发明的进一步的实施方式显示在图32A1-32D和图33A2-33E中。这些图显示了类似于关于图22A-22D和23A-23E所描述的发射装置的低地球轨道发射装置220。该实施方式不同之处在于，翼14A和14B没有嵌套，并且反而以双翼构型设置。翼14A和14B这样的排列在发射装置220中提供了改进的结构效率。

V形曲柄航空器10作为本发明的进一步的实施方式显示在图34A-34C和图35A-35C中。V形曲柄航空器10包括上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B。上部可驾驶机身部分10A装有沿下部可抛机身部分10B的翼14B的中间连接的一对翼14A。如图35A-35C最佳显示的，翼14A用翼锁定机构228可分离地紧固至下部翼14B。翼锁定机构228与可释放的接合机构50同步，以使分离过程期间的安全性达到最大程度。V形曲柄翼结构改进了航空器的性能，因为所有表面都被用于升力，并且结构效率也被改善了。V形曲柄航空器还结合了用于高空运行的如图14D所展示的两个增压的椭圆圆柱体及减振部件。

图36A1-36C和图37A-37C展示了本发明的进一步的实施方式，即适合于低空、未增压分离的箱形翼航空器。箱形翼航空器与图30A-30C和图31A-31C的双翼飞机相同，外加了结合在上部可驾驶机身部分10A的翼14A和可抛部分14B的翼14B之间的左支撑件和右支撑件230。用这种布置，在结构上并空气动力学地改进了航空器。负载和刚度通过支撑件230在翼14A、14B间传递，支撑件230还通过将翼尖处的漩涡效应减到最小来空气动力学地减少诱导阻力。

本发明的该实施方式进一步包括水面着陆稳定器232，其被结合到航空器的支撑件230中。水面着陆稳定器232采取安装在每一个支撑件230上的气囊的形式，该气囊在分离过程后并在刚好在紧急着陆前充气。水面着陆稳定器232与上部可驾驶机身部分10A的水上飞机壳体几何形状一起改进了在紧急水面着陆过程中上部可驾驶机身部分10A的性能。支撑件230还可以结合方向舵(未显示)，其能够消除对于垂直稳定器和尾部机身前缘的需求。

在上述实施方式中，航空器的上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B的接合通过快速释放接合机构50及，在嵌套翼航空器的情况下，应用于翼14A，14B的另外的真空系统来实现。

本发明的进一步实施方式展示在图38A至38F，图39A至39F，图40A至40E，图41，图42A至42B中。在此实施方式中，接合机构50由带有关联的制动机构270的滑轨系统250替换。

滑轨系统250由齿条252和齿轮254装置以及位于航空器一侧的包括上槽辊(grooved roller)258和下辊260的一对辊及位于航空器另一侧的包括上辊262和下辊264的一对辊组成，齿条252和齿轮254装置具有促动器256。如图38E和38F所最佳展示的，辊258，260，262，264设置在航空器的下部可抛机身部分10B的壁266上。壁266延伸通过设置在上部可驾驶机身部分10A的基部中的开口267。在上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B分离之前，辊258，260，262，264的相应对位于上部可驾驶机身部分10A的下水平壁268之上和之下，并邻近该壁。密封件269设置在上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B之间。

如将在下面描述的，因为当制动机构270停止作用后，上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B通常能够自由滑行，因此并不是在所有情况下需要齿条252和齿轮254的促动器256。在一些情况下，额外的力对于启动分离过程是必要的。额外的力能够通过促动器256提供，并且可包括机械释放装置和/或气动装置。也可通过将真空系统逆转至正压来实现分离。

现参考如在图42A和42B中所最佳展示的制动机构270，该机构在航空器的每一侧包括一对制动系统，每一个制动系统包括制动片或制动蹄块，及减振材料。现参考图，展示有上槽制动片272和下制动片274，及在航空器另一侧的上制动片276和下制动片278。

制动机构270进一步包括制动促动器280、紧固件282，及压缩弹簧284。当制动机构270被促动时，压缩弹簧284起到固定紧固件282的作用，使得下制动片274，278紧贴并接合上部可驾驶机身部分10A的壁268。当制动机构被促动器280停止作用时，弹簧282被释放并允许紧固件282和制动片被释放。

在航空器的正常运行中，为了保持上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B之间的牢固接合，制动机构270一直是被促动的。当需要时，例如在紧急情况下，制动机构停止作用，以允许上部可驾驶机身部分10A和下部可抛机身部分10B相对彼此滑动并分离。在带有嵌套翼的航空器中，应用于翼14A，14B的真空系统与制动系统同时被释放。

在图中，下部可抛机身部分10B显示为向上部可驾驶机身部分10A的前部滑动，但是应了解，下部可抛机身部分也可向上部可驾驶机身部分10A的后部滑动。

图43显示了可以用来推动上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分的初始分离的液压释放机构520。液压促动器500和枢转臂506可以安装在上部可驾驶机身部分10A上，而凸耳508被设置在下部可抛机身部分10B上。当两个部分10A、10B被连接时，枢转臂506的钩形端510保持凸耳508。当分离开始时，液压促动器500按方向502拉动枢转臂506。臂506关于上部机身部分上的点504旋转，按弓形方向512移动。结果，钩形端510释放凸耳508，并且按方向514推动凸耳514，从而推动上部机身部分和下部机身部分分离。一旦空气在上部部分和下部部分之间流动，这两部分就被分得更远。分离上述部分的可替换方法，是逆转真空压力以产生正压。

应理解，在本说明书中所公开和界定的本发明延伸至所提及的或从说明书或图形显而易见的个性特征中的两个或更多的全部可替换的组合。所有这些不同组合构成本发明各种可替换的方面。

Claims (39)

1.一种航空器，其包括：

机身，其具有上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分，在正常飞行过程中，所述下部可抛机身部分可分离地与所述上部可驾驶机身部分接合；

上部翼结构，其与所述上部可驾驶机身部分关联；

下部翼结构，其与所述下部可抛机身部分关联；

可释放的接合装置，其用于可分离地接合所述下部可抛机身部分和所述上部可驾驶机身部分；

其中所述可释放的接合装置在飞行中是可促动的，以使所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分能够彼此脱离；且

其中所述上部可驾驶机身部分能够在没有所述下部可抛机身部分的情况下飞行。

2.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器是固定翼乘客航空器。

3.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分包括乘客室。

4.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分进一步包括尾部部分和尾部发动机。

5.如权利要求4所述的航空器，其中所述尾部部分可分离地接合至所述上部可驾驶机身部分，并且在紧急情况下是可脱离的。

6.如权利要求1所述的航空器，其中所述下部可抛机身部分能够在从所述上部可驾驶机身部分分离后独立飞行。

7.如权利要求6所述的航空器，其中所述下部可抛部分进一步包括全球定位系统，所述全球定位系统用于将所述下部可抛部分导航至预定的安全着陆区域。

8.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部翼机构包括燃料储存装置，所述燃料储存装置用于储存所述上部可驾驶机身部分从所述下部可抛机身部分分离后所使用的燃料。

9.如权利要求1所述的航空器，其中在正常飞行时，所述上部翼结构嵌套在所述下部翼结构中，作为所述航空器的单个组合的翼结构工作。

10.如权利要求9所述的航空器，其中所述下部翼结构通过真空歧管装置可释放地安装至所述上部翼结构。

11.如权利要求10所述的航空器，其中所述真空歧管装置与所述可释放的接合装置同步，以使所述上部翼结构和所述下部翼结能够在紧急情况下同步分离。

12.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部翼结构和所述下部翼结构在正常飞行中彼此分离。

13.如权利要求1所述的航空器，其中所述下部可抛机身部分进一步包括主着陆装置、燃料箱及货物储存舱。

14.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分具有辅助控制器和仪表，所述辅助控制器和仪表适合于在所述下部可抛机身部分从所述上部可驾驶机身部分分离后允许人员驾驶所述上部可驾驶机身部分。

15.如权利要求14所述的航空器，其中所述辅助控制器和仪表是分离的，并作为对用来在分离前驾驶所述航空器的主控制器和仪表的补充。

16.如权利要求14所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分具有辅助驾驶区，所述辅助控制器和仪表位于所述辅助驾驶区中，所述辅助驾驶区是分离的并且作为对主驾驶舱的补充。

17.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分包括辅助着陆装置，使得在所述下部可抛机身部分被分离后，所述上部可驾驶机身部分能够着陆。

18.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分包括浮力材料。

19.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分包括水上飞机形状的外壳几何形状，所述水上飞机形状的外壳几何形状具有基本上V形壳体，所述基本上V形壳体提供水刃口和壳体两边的压浪板以减少上部可驾驶机身部分的水冲击负载，以有助于在所述下部可抛机身部分被分离后所述上部可驾驶机身部分在水面上着陆。

20.如权利要求1所述的航空器，其中所述可释放的接合装置包括一批可释放的接合机构。

21.如权利要求20所述的航空器，其中每一个可释放的接合机构都包括可分离可接合的钳夹或紧固组件。

22.如权利要求21所述的航空器，其中每一个可释放的接合机构都包括紧固组件和具有头部的释放螺栓。

23.如权利要求22所述的航空器，其中所述紧固组件包括一对钳夹，所述钳夹能够在接合位置和释放位置之间移动，所述释放螺栓的所述头部在所述接合位置被接合，所述释放螺栓的所述头部在所述释放位置被释放。

24.如权利要求1所述的航空器，其中所述可释放的接合装置包括滑轨装置，以使所述上部可驾驶机身部分和下部可抛机身部分能够在所述可释放的接合装置被促动时相对于彼此滑动并且脱离。

25.如权利要求24所述的航空器，其中所述滑轨装置包括齿条齿轮机构和至少一对互补辊，所述一对互补辊允许所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分之间的滑动运动。

26.如权利要求24所述的航空器，其中所述滑轨装置进一步包括制动机构，当所述制动机构被促动时，所述制动机构防止所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分相对于彼此滑动，当所述制动机构被停止作用时，所述制动机构使所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分能够分离。

27.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器用于高空飞行和分离。

28.如权利要求27所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分以被设计成在分立之前和之后保持内部压力的椭圆截面形成。

29.如权利要求1所述的航空器，其中在从所述下部可抛机身部分分离后，所述上部可驾驶机身部分用于作为滑行器飞行。

30.如权利要求5所述的航空器，其中所述航空器包括一对尾部发动机。

31.如权利要求5所述的航空器，其中所述尾部发动机被嵌套在所述上部可驾驶机身部分的尾部机身中。

32.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器是低地球轨道再入飞行器发射装置。

33.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器是超音速三角翼航空器。

34.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器是跨音速三角翼航空器。

35.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部翼结构和所述下部翼结构设置在V形曲柄构型中。

36.如权利要求1所述的航空器，其中所述航空器是箱形翼航空器。

37.如权利要求36所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分进一步包括用于水面着陆的可充气稳定器。

38.如权利要求1所述的航空器，其中所述上部可驾驶机身部分和所述下部可抛机身部分之中的至少一个装有可展开的鸭翼。

39.如权利要求27所述的航空器，其中所述下部可抛机身部分是可重用的发射装置。

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