JP5508017B2 - 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 - Google Patents

Description

本発明の主題は、航空的および宇宙的に混合された飛行をする飛行機、およびその飛行機に関係した飛行方法に関する。

本発明の分野は宇宙飛行機、すなわち航空機のように地上から離陸し、宇宙に到達し、また、航空機のように地球に帰還することが可能な乗り物である。これらの乗り物は、従来の航空機のように、最大積載量のものを運搬し、且つ有人飛行のための適切な安全状態を提供しなければならず、それらは特に再利用可能であり、飛行の最後で打ち上げの間に消耗されるロケットとは異なっている。宇宙の語は国際航空連盟用語（International Aeronautical Federation terminology）に従って理解されてもよく、慣例により、高度１００ｋｍ上空の地球の大気の外側の空間に指定された全体に言及している。それは、大気が希薄すぎて従来の航空機では飛行が不可能な空間として考えられてもよい。

差異は、与えられた高度における軌道速度（高度２００ｋｍにおいて７．５ｋｍ／ｓのオーダー）に到達することが可能な軌道航空機と、それに到達することが不可能な軌道に乗らない航空機との間の差であってもよい。軌道航空機は人工衛星となって、推進段階の後、ほとんどの不特定の期間軌道上に残留する一方で、軌道に乗らない航空機は、１時間〜１時間半またはそれより短いオーダーの有限の時間の後、その推進段階が完了したとき、地球へ戻る軌道を追従する。軌道航空機は、特に軌道速度に到達するために運搬されるエネルギの量および大気圏再突入時に受ける想像以上のより大きな過熱に耐えるための特殊なデザインによって、軌道に乗らない航空機とは顕著に異なっている。本発明は第一に軌道に乗らない航空機に関するが、それ専門のものではなく、その発明を定量的に、または第二の改良を伴って軌道航空機に応用することが想到され、且つ最大能力として軌道飛行が可能な乗り物を輸送しても良い。

すでに顕著な産業発展の主題とされたロケットと異なって、宇宙飛行機はまだ非常に珍しく、多くのプロジェクト段階が存在するのみである。第一例はアメリカのシャトルであるが、しかしながら、それは宇宙飛行機ではなく、それ自体は２ステージ構成の打ち上げであり、ロケットのように離陸し、離陸段階の後に開放された第二ステージのみにおいて、宇宙飛行機となる。この宇宙飛行機は本発明に見出される２つの利点を有しており、それらは再使用可能であることおよび超音速グライダーと同様に地球に着陸することが可能なことである。したがって、高速において且つ誤差の修正が不可能であるが、第一ステージはロケットの欠点を維持しており、初期的に単独使用であり、燃料を大量に消費して大気近傍から離れていく。

宇宙飛行機の第二例はScaled Composite社による装置であり、それも二ステージを備えている。第一の航空力学的飛行機は高度１５ｋｍ付近まで別の飛行機を引き上げて、その飛行機を開放する。第二の飛行機は嫌気性のロケットエンジンを備え、高度１００ｋｍまで積載物を運搬することが可能である。その第二ステージはシャトルと同様に着陸する。

第三例は、概略古いものであるが、アメリカのＸ１５プロトタイプであり、運搬飛行機から開放されて、１００ｋｍよりも高い高度に到達することが可能である。

他の乗り物は、非特許文献１のウェブサイトに記載されているが、これらの乗り物は製作または委託されていない。いくつかは垂直に離陸するが、それらの推進モードはロケットと同程度に高価なコストがかかり、またはそれらはアメリカのスペースシャトルのようにその第一ステージを提供するロケットと関係がある。

特許文献１〜９の文献はそれぞれ２ステージの発射装置を記載しており、その発射装置は、気球が第一ステージで、飛行機が別の飛行機を引き上げている。その発射装置は第一ステージが航空機エンジンとロケットエンジンとの結合推進発射装置であり、酸素を燃料とした宇宙飛行機は３つの幾何学的に可変の飛行機であり、配向性を改良したノズルが組み込まれた従来型の航空機（図示された実施形態ではプロペラを備えている）は、推進力に関係ない補助エンジンを備えている。

したがって、宇宙における飛行機プロジェクトの大部分および飛行した１つのみが複数のステージを備えている。このデザインはより多くの利点を明らかにしており、有効な質量と離陸時の質量との間で、より有利な比率を可能にしている。それは積載物を伴って関連したより大量の燃料を必要とする可能性を示唆しており、したがって、同程度以上に推進させる。その欠点は、複雑さが相等に増しており、上位ステージは移動範囲を減少していることである。２つのステージは全て同一の機能のために同一の手段を備えていなければならず、配向性ノズルが方向を調整され、且つそれらのノズルも分離手段を具備していなければならない。上位ステージは帰還のために有効に操縦されず、滑空モードで再突入しなければならない。このことおよび開放手段が失敗してもよい環境は飛行をより危険なものとする。

ある航空機は好気性および嫌気性の推進装置を使用し、高密度の大気中と宇宙とにおいて連続的に循環している。この発想は本発明において使用されており、より効果的であるが、先行のデザインは一般的に、複数のステージの制約を排除することを可能としていない。主な理由は翼の異なった選択にあり、先行のデザインに一般的に提案される翼が短く、大きな後方スイープを備えたデルタウィングであり、超音速飛行に十分に適しているが、揚力は満足がいかないということを本発明者は明らかにしている。一方で、本発明によるデザインは、長く、ストレートで、小さい後方スイープを備えた翼を使用しており、高密度の大気中および高い高度において満足のいく揚力を提供する。航行のこれらの部品は亜音速において問題なく完成する。ロケット推進力は比較的高い気圧においてのみスタートされて、空力学的力は飛行のために操作可能なまま残る。この場合、機体に対して後方に折りたたむことによって、翼を保護し抗力を低減するために可変の幾何学形状を採用する必要がない。

これに反して、剛性があり、単純でより軽量なデザインが好適であり、メンテナンスが少なく損傷を受けにくいことが要求されている。

一般的な規則として、燃料消費、高度および質量の観点から大気中の飛行を最適化することが模索されており、このことは高い高度の亜音速飛行の概念を採用することを誘導し、総質量、特にロケット推進力を最適化することを可能にしている。大気中の飛行に関してより少ない質量は、大気中の飛行に関してより小さいロケット推進力およびより少ない燃料消費を意味し、重ねて、より小さい質量および大気中の飛行に関してより少ない燃料消費を意味する。比較的単純で、軽量且つ高エネルギ効率の飛行機を達成して、分離された補助発射装置または飛行中の燃料補給を必要とせず、自身の燃料を運搬することを達成することは可能であり、従来の航空機のように操縦して且つ水平に向いて飛行開始および飛行終了することが可能である。帰還飛行の間、滑空による帰還と比較して、有人飛行の安全性を改良するために、飛行機を操縦および方向付けることが可能であることの利点を明確にする必要がある。このように、飛行機は大気中でその帰還後に有意義な距離をカバーし、滑走路を選択することが可能である。飛行速度の終点は超音速飛行のために考案されたデルタウィングの乗り物よりもさらに遅い。

欧州特許第０２６４０３０号明細書 英国特許第２３６２１４５号明細書 国際公開第９８／３０４４９号パンフレット 国際公開第０１／６４５１３号パンフレット 米国特許第６１１９９８５号明細書 米国特許第６７４５９７９号明細書 米国特許出願第２００５／０２７９８８９号明細書 米国特許第６１９３１８７号明細書 仏国特許第１４０９５２０号明細書

http://www.spacefuture.com/vehicles/designs.shtml

本発明の目的は、先行技術のデザインの欠点を排除し、新しい種類の宇宙飛行機を提供することであり、その宇宙飛行機は正確に飛行することが可能な１つのステージとともに、高度の低い飛行において完全に操縦する能力を備え、その一方で宇宙での航行を連続することが可能である。この飛行機は商業用飛行機の一般的な外観を備え、いくつかののアレンジによって従来の飛行機とは異なっている。

一般的な実施形態において、本発明による飛行機は機体、機体の長さよりも長いスパンを有する原則的にストレート且つ側方に延伸されて固定された翼、機体上または機体内に配置されたエンジン、および燃料推進ユニットを具備している。この構成は、低い高度および高い高度の双方において満足に操縦する可能性を保証している。

選択的に、翼のスパンと胴体の長さとは１〜２の比率であり、より好適には１〜１．４である。面荷重（飛行機全体の質量と翼の質量との比率、亜音速飛行において到達される高度を決定する）は選択的に２．５〜３．３ｍ^２／ｔｏｎの間である。空の質量は、選択的に、積荷を積載した場合の４０％〜６０％の間である。

重要な可能性によれば、燃料タンクは機体の後部に配置され、翼は後部に配置され、機体の前部はパイロットおよび乗客のためのキャビンを具備し、飛行機は前部に配置された前方テールグループを具備している。この場合、飛行機は乗客の輸送のために考案され、離陸時の高荷重は後部に発生し、翼も従来の飛行機デザインに対して後部に移動されている。これは重心の位置を後方で占めるためである。前部の前方テールグループは安定性を回復させ、これによって揚力を補助する。

本発明は飛行機の操縦方法にも関し、その方法は航空機エンジンを使用した第一の航空力学的飛行ステップと、ロケット推進ユニットを使用した第二のステップであって第一のステップと第二のステップとの間で飛行機の傾きの変化を制御した後でロケット推進ユニットを使用する第二の宇宙発射ステップと、軌道に略直交した機体を伴った第三の滑空下降ステップと、航空力学的飛行の着陸を行う第四のステップであって第三のステップと第四のステップとの間に軌道に概略直交する方向に飛行機を正常な位置に戻した後で航空力学的飛行の着陸を行う第四のステップと、を含んでいる。

ロケット推進力は選択的に可変の推進力である。

発明の範囲に沿った他の特徴が参照図とともに以下に記載される。

飛行機の斜視図を示している。 飛行機の側面を示した図である。 飛行のステップを示した図である。

飛行機は、一般的に円筒形であるが、フロントノーズがテーパ状となった機体１を具備している。機体からは側方翼３が突出し、その翼は飛行機の横方向に顕著に延伸し、機体は、機体１の後方に配置された、前方の全長の約８０％の長さの小さい後方スイープを備え、機体前方のノーズ２から離れていない位置において横向きの前方テールグループ４を備え、機体後部において、従来の飛行機と比較して大きな後方スイープを伴った上方フィン５を備えている。翼３はこの場合機体１の下方に配置されているが、中間より上方または高い位置に配置されることも可能である。機体下の着陸ギア６と一組の航空機エンジン（ターボジェット）７とも機体１の後部に配置されているが、翼３の幾分前方にある。航空機エンジン７は、この実施形態においては、機体１の側方であって幾分上方に、固定マストおよびプラットフォームを介して組み付けられており、機体１から延出している。このデザインは必須のものではなく、航空機エンジン７は機体１、燃焼空気へのアクセスを提供する空気吸入口および燃焼ガスの流出口の構造内に組み付けられることも可能である。

飛行機の主要内装設備は以下の通りである。機体１の容積は前部隔壁および後部隔壁９によって３つの主室に分割されている。前室１０はノーズ２に収容されており、前部隔壁８の前方に制御システムを含んでいる。中央室１１はこの場合パイロットおよび乗客を収容するキャビンである。キャビンは気密され、加圧ており、接近のためのドアならびに観測のため窓、および輸送される人々のための設備および付属品が備わっている。後部隔壁９の後方の後室１３は推進のために割り当てられている。後室は大きい燃料タンク１４、１５を具備し、それらのタンクは飛行機の後方に配置されて後方に向かって突出した２つのロケット推進ユニット１６、１７に燃料を供給することが可能である。複数のロケット推進ユニット１６、１７（２つまたは３つが一般的である）は連続して燃焼することが可能であり、より向上した推進力を提供することを可能としている。単一の推進ユニットが使用されてもよい。この場合、可変の推進装置を有利に含む。航空機エンジン７に必要とされる燃料は翼３に収容されている。最後に、燃料タンク１４、１５よりも小さいタンク１８が存在し、その機能は飛行機方向修正ノズルへの燃料供給である。これらのノズルのいくつかは参照符号１９で示されており、翼３の端部に配置されて、飛行機のローリングの動作を制御するために、上方および下方に向けられている。他のノズル２０および２１は飛行機のノーズ２に配置され、ピッチングおよびヨーイング動作を制御するために垂直および水平方向に向けられている。

航空機エンジン７とロケット推進ユニット１６、１７とはすべて飛行機を前方に推進させる力を発揮するために取り付けられており、これによって飛行機を推進させ、それらがその主エンジンである。ノズル２０および２１は、それ自体は推進に影響のない小さい補助的なエンジンであり、それらは横方向における変位を利用して回転動作を与える。

原則的にここで図示された実施形態は４人の乗客および１人のパイロットを高度約１００ｋｍに輸送するためにデザインされており、したがって最大積載荷重は５００ｋｇである。飛行機の長さは１０〜１５ｍであり、スパンは１５〜２５ｍである。機体１は約２ｍの高さであり、円形または楕円形の断面を備えることが可能である。翼３は３５ｍ^２の表面積であり、テールグループ４は６ｍのスパンで、５ｍ^２の表面積である。フィン５は１０ｍ^２の表面積、約４．５ｍの高さである。燃料は液体酸素と液化メタンとである。飛行機は低重心であり燃料の質量も軽く、より単純で且つより信頼性がある。離陸時の質量は１０〜１５トンであり、積荷無しの質量５〜７トン、燃料３〜５トン、ケロシンの質量０．５〜２トンを含み、残りは積荷の質量を含んでいる。航空機エンジンの推進力は３０００〜７０００ポンド（１３．３〜３１．１ｋＮ）であり、ロケット推進ユニットの推進力は１５０〜４００ｋＮであり、ノズル１９、２０および２１はそれぞれ約４００Ｎの推進力を有している。空の質量を減少するために、飛行機の構造は有利に複合材で形成されており、またはタンクに関しては、アルミ−リチウムのような軽量なアルミベース合金で形成されている。

どのように本発明による飛行機が飛行を行うかを以下に記載している。

第一ステップは離陸、および高度約１２ｋｍよりも高くまたは高度約１４〜１８ｋｍへの上昇に関し、好適に、一般的な航空機高度よりも高い高度である。航空機エンジン７のみがこのために使用される。飛行中、航空機エンジン７のための給油、または固定されたエンジン１６および１７のための給油は実施されず、飛行機は全燃料を運搬している。翼３は、同じ高度に到達するのに要求される揚力を提供することによって、この高度までの上昇飛行を助けるようにデザインされており、燃料の消費の影響下で可能な限り高く飛行機を上昇させる間、マッハ０．５〜０．８、または選択的にマッハ０．５〜０．６の亜音速飛行と関係があり、丁寧に飛行機を推進する。翼３はどんな場合でも超音速に不完全に適切である。この第一ステップの後、ロケット推進ユニット１６および１７が点火され、航空機エンジンは停止される。翼３の揚力は軌跡を水平に対して約７０°に修正する。飛行機の構造にかかる力は、ロケット推進ユニット１６および１７の点火が大気の希薄さによりこの高度においてのみ開始されることで減少され、それは軽量な構造を維持することを可能にし、相互関係において、少ない燃料質量を要求する。必要とされる燃料の質量は入れ替わりに高い高度において亜音速飛行のためのロケット推進ユニット１６および１７の点火によって減少する。ロケット推進ユニット１６および１７は、第一推進段階において力を制限するために、連続的に点火される。航空機エンジン７の空気吸入口を塞いで、エンジンが過熱することおよび過度のガス速度に影響を受けることを防止することが予想される。飛行速度は超音速となり、約マッハ３またはマッハ４を上回る。燃料を使い切ったとき、ケット推進ユニット１６および１７は停止されるが、飛行機は慣性によって高度８０〜１２０ｋｍまで上昇し続ける。

第三段階は大気圏への再突入に関し、全ての推進ユニットおよびエンジンが停止されている。飛行機の入射角は約９０°、すなわち、飛行機は最大化した制動力に対して抵抗となる最大抗力に対抗するために、軌道に対して直交に延在するように向けられている。その後、高度約４０ｋｍにおいて、入射角は約４０°まで減少されている。この手段は空力的力を減少することを可能にする。乗客の要求を条件とする加速は５Gを上回らないものである。

約２５ｋｍの高度において、飛行機の速度は亜音速レベルまで復帰し、飛行機は入射角で航空機的飛行に戻る。航空機エンジン７は点火されたり、されなかったりする。飛行機は滑空またはエンジン飛行のいずれかを利用して地上に戻り、滑走路に着陸する。

本発明のいくつかの応用が宇宙飛行、微小重力体験の完成、衛生の第一の再使用ステージとしての飛行機の使用、または急速な乗客の輸送であってもよい。

１ ・・・機体
２ ・・・フロントノーズ
３ ・・・側方翼
４ ・・・前方テールグループ
５ ・・・上方フィン
６ ・・・着陸ギア
７ ・・・航空機エンジン
８ ・・・前部隔壁
９ ・・・後部隔壁
１０ ・・・前室
１１ ・・・中央室
１３ ・・・後室
１４、１５ ・・・燃料タンク
１６、１７ ・・・ロケット推進ユニット
１８ ・・・タンク
１９、２０、２１ ・・・飛行機方向修正ノズル

Claims (14)

1. 機体と、翼（３）と、航空機エンジン（７）とロケット推進ユニット（１６，１７）とを具備した宇宙飛行機において、
   前記翼は固定され、原則的にストレートであり、前記機体の横方向に延在し、前記機体の長さよりも大きいスパンを有し、
   燃料タンク（１４，１５）が前記機体（１）の後部に配置され、前記翼（３）は前記機体の後部に配置され、前記機体の前部はキャビンを具備していることを特徴とする宇宙飛行機。
2. 前記翼のスパンと前記機体の長さとは１〜２の比率であることを特徴とする請求項１に記載の宇宙飛行機。
3. 前記翼のスパンと前記機体の長さとは１〜１．４の比率であることを特徴とする請求項１に記載の宇宙飛行機。
4. ２．５〜３．３ｍ^２／ｔｏｎから成る面荷重を含んでいることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
5. 空の質量が最大積載時の質量の４０〜６０％であることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
6. 前記宇宙飛行機は前記機体の前部に配置されたテールグループ（４）を具備していることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
7. 一組のロケット推進ユニットを具備していることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
8. 着陸ギア（６）を具備していることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
9. 方向修正ノズル（１９，２０，２１）を具備し、該ノズルは前記翼の端部に配置されたローリング制御ノズルと、機体の前部に配置されたピッチングおよびヨーイング制御ノズルを含んでいることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載の宇宙飛行機。
10. 宇宙飛行機の操縦方法であって、固定され、原則的にストレートで、且つ前記宇宙飛行機の横方向に延在した翼を具備し、燃料タンクが機体の後部に配置され、前記翼は前記機体の後部に配置され、前記機体の前部はキャビンを具備した宇宙飛行機の操縦方法において、
    マッハ０．５〜０．８の亜音速において、飛行中に給油することなく航空機エンジンを使用する第一の航空力学的飛行のステップと、
    ロケット推進ユニットを使用する第二のステップであって、前記第一のステップと第二のステップとの間に前記宇宙飛行機の傾きの変化を制御した後、前記ロケット推進ユニットを使用する第二の宇宙発射飛行ステップと、
    軌道に略直交した機体を伴った第三の滑空下降ステップと、
    航空力学的飛行の着陸を行う第四のステップであって前記第三のステップと第四のステップとの間に前記軌道に概略直交する方向に前記宇宙飛行機を正常な位置に戻した後で航空力学的飛行の着陸を行う第四の航空力学的飛行による着陸のステップと、
    を含んでいることを特徴とする宇宙飛行機の操縦方法。
11. 前記ロケット推進ユニットによる推進力は、可変の推進力であることを特徴とする請求項１０に記載の宇宙飛行機の操縦方法。
12. 前記４つのステップは航空力学的飛行と超音速飛行とにおいて実行されることを特徴とする請求項１０または１１に記載の宇宙飛行機の操縦方法。
13. 前記航空力学的飛行は少なくとも高度１２ｋｍまで続けられることを特徴とする請求項１０〜１２のいずれか一項に記載の宇宙飛行機の操縦方法。
14. 前記航空力学的飛行はマッハ０．５〜０．６の亜音速において実行されることを特徴とする請求項１０〜１３のいずれか一項に記載の宇宙飛行機の操縦方法。

Images