JP2016508914A - 宇宙航空機 - Google Patents

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エアバス ディフェンス アンド スペース エスエイエス
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Abstract

本発明によれば、宇宙航空機は、ターボ・エンジン4の空気入口5のそれぞれの前方に可動フラップ6を備え、可動フラップ6は、空気入口5を開放する第1の位置と、空気が前記空気入口5に入るのを防止する第2の位置との間で、両方向に移動することができる。

Description

本発明は、地上から通常の方式で離陸することができ、遷音速、さらには超音速で飛行して少なくとも100キロメートルの高度に到達することができ、その上、航空機の通常の方式で着陸することもできる航空機である宇宙航空機に関する。
この種の単段式宇宙航空機は、0.9マッハより高速で飛行することができ、ロケット・モータなどの非空気利用式の推進手段と、ターボシャフト・エンジンなどの空気利用式の推進手段とを共に備える。
この種の宇宙航空機の飛行中、非空気利用式の推進手段のみが作動しており、そのとき、空気利用式の推進手段は作動しておらず即ち停止していることがあり得る。そのような飛行段階では、その結果、空気利用式の推進手段の空気入口が著しい抗力を生じ、宇宙航空機の飛行の妨げとなる。
本発明の目的は、その欠点を改善することである。
この目的のために、本発明によれば、
・ 非空気利用式の推進手段と、
・ 少なくとも1つの空気入口を備える空気利用式の推進手段と
を具備する0.9マッハより高速で飛行することができる単段式宇宙航空機が、
前記空気入口の前方で宇宙航空機の骨組みに装着される少なくとも1つの可動フラップであって、前記空気入口を開放し、前記宇宙航空機の胴体に着接させられる第1の位置と、前記空気入口を前記宇宙航空機の周りの空力流れから覆って、前記空気入口に空気が入り込むのを防止する第2の位置との間で、両方向に移動することができる前記可動フラップを備えることを特徴とする。
したがって、空気利用式の推進手段が作動していないとき、この種の可動フラップを用いて、空気入口を航空機の周りの気流から隔離することができ、それによって空気入口の抗力を低減することができる。可動フラップによって、空気利用式の推進手段が過大な気体速度及びその結果生じる加熱から同じく防止されることにさらに注目されたい。
可動フラップ機構は様々な方式で移動させることができるが、第1の位置と第2の位置との間で回転させることが有利である。
好ましくは、単一体のフラップは、第1の引込位置を取ったとき胴体の形状に適合することができるように、ドーム状になっている。さらに、単一体のフラップは、好ましくは、空気入口の向かい側で丸められ、それによって、第2の張出位置で、単一体のフラップと空気入口とのアセンブリの抗力をさらに低減させる。
添付図面は、本発明をどのように呈示することができるかを理解することを可能にする。前記図面では、同一の参照番号は同様な要素を示す。
空気入口を覆うためのフラップを装備し、そのフラップが、ターボシャフト・エンジンの空気入口を開放する引込位置にある、本発明による宇宙航空機の透視図である。 フラップが、ターボシャフト・エンジンの空気入口を覆う張出位置にある、図1の宇宙航空機のさらに別の透視図である。 図1の宇宙航空機での覆いフラップの作動機構の図である。 図2の宇宙航空機での覆いフラップの作動機構の図である。
図1及び2に示される本発明による宇宙航空機1は、1段だけを備え、胴体2を有し、遷音速及び/又は超音速飛行が可能である。
宇宙航空機1は、少なくとも1台のロケット・モータ3と、空気入口5をそれぞれが備える2台のターボシャフト・エンジン4とを備える。ターボシャフト・エンジンは、胴体2の後部の側方に配置され、ターボシャフト・エンジン4の一方は胴体2の左側にあり、ターボシャフト・エンジン4の他方は胴体2の右側にある。
宇宙航空機が遷音速又は超音速飛行状態にありターボシャフト・エンジン4が作動していないとき、空気入口5は、著しい空力抗力の発生源になる。
したがって、この欠点を改善するために、図1及び2の宇宙航空機1は、2つの空気入口5のそれぞれの前方に、宇宙航空機の骨組みの軸X−X周りに関節結合された回転フラップ6を備える。各フラップ6は、胴体2に着接させられ、対応する空気入口5を開放する引込位置(図1参照)と、宇宙航空機の周りの空力流れから空気入口5を覆う張出位置(図2参照)との間で、両方向に移動することができる。
このように、宇宙航空機1が高速であり、ターボシャフト・エンジン4が作動していないとき、空気入口5の空力抗力を低減するためにエンジンの空気入口5をフラップ6によって覆うことができる。
フラップ6をその引込位置とその張出位置との間で作動させるために、図3及び4に概略的に示された、アクチュエータ7を備えるシステムを使用することができる。各アクチュエータ7のロッド8が、一方の側でヒンジ接手10を用いてフラップ6に関節結合され、他方の側で揺動接手11を用いてアクチュエータ・ロッド8に関節結合された連結ロッド9を用いて、対応するフラップ6に連結される。
各フラップ6は、引込位置(図1)で胴体2の形状に適合することができるようにドーム状になっている。さらに、フラップが張出位置(図2)において生じるであろう抗力を低減するために、対応する空気入口5に対向するフラップの端部12は丸められている。

Claims (4)

  1. ・ 非空気利用式の推進手段(3)と、
    ・ 少なくとも1つの空気入口(5)を備える空気利用式の推進手段(4)と
    を具備する0.9マッハより高速で飛行することができる単段式宇宙航空機(1)において、
    前記空気入口の前方で前記宇宙航空機の骨組みに装着される少なくとも1つの可動フラップ(6)であって、前記空気入口(5)を開放し、前記宇宙航空機の胴体(2)に着接させられる第1の位置と、前記空気入口(5)を前記宇宙航空機(1)の周りの空力流れから覆って、前記空気入口(5)に空気が入り込むのを防止する第2の位置との間で、両方向に移動することができる可動フラップ(6)を備えることを特徴とする宇宙航空機。
  2. 前記可動フラップ(6)が、前記第1の位置と前記第2の位置との間で回転することを特徴とする、請求項1に記載の航空機。
  3. 前記可動フラップ(6)が、前記第1の位置を取ったとき前記胴体(2)の形状に適合することができるように、ドーム状になっていること特徴とする、請求項1又は請求項2に記載の航空機。
  4. 前記可動フラップ(6)が、前記空気入口(5)の向かい側で丸められていることを特徴とする、請求項1から3までのいずれか一項に記載の航空機。
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