СВЕРХСКОРОСТНОЕ ВОЗДУШНОЕ СУДНО И СООТВЕТСТВУЮЩИЙ СПОСОБ ВОЗДУШНОГО ПЕРЕДВИЖЕНИЯ

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также способу воздушного передвижения при помощи воздушного судна в соответствии с изобретением.

Уровень техники

Недавно в Японии и США были проведены исследования, касающиеся сверхскоростных беспосадочных перевозок. В свете этих инициатив компании ЕАДС и АСТРИУМ тоже предприняли в рамках программы ASP (сокращение от "ASTRIUM SPACE PLANE") шаги для разработки сверхскоростного беспосадочного воздушного судна.

До настоящего времени были реализованы сверхскоростные беспосадочные воздушные суда, такие как самолеты «Конкорд» и «Туполев ТУ-144», причем оба они были сверхзвуковыми. Предлагаемое настоящим изобретением решение сверхскоростного воздушного судна позволяет значительно улучшить характеристики этих двух самолетов.

В частности, воздушное судно, предлагаемое настоящим изобретением, позволяет значительно снизить уровень шума, которым сопровождается преодоление звукового барьера и который называют также сверхзвуковым «хлопком», причем этот шум был главным, если не единственным препятствием для открытия других линий, кроме трансатлантических, для самолета «Конкорд».

Раскрытие изобретения

Объектом изобретения является воздушное судно, содержащее фюзеляж, треугольное готическое крыло, расположенное с двух сторон фюзеляжа, и систему двигателей, выполненную с возможностью обеспечения движения воздушного судна. В воздушном судне согласно изобретению:

- фюзеляж содержит резервуар с водородом в жидком состоянии или в шугаобразном состоянии (состояние "slush" на английском языке) и один или несколько резервуаров с жидком кислородом;

- треугольное готическое крыло имеет плоские верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, при этом корень крыла берет начало по существу на уровне, где начинается расширение передней части фюзеляжа;

- на каждом наружном конце задней кромки треугольного крыла закреплено малое крыло при помощи цилиндрической детали, ось которой параллельна оси фюзеляжа, при этом каждое малое крыло состоит из двух по существу идентичных элементов трапециевидной формы, закрепленных на цилиндрической детали и расположенных в одной плоскости с двух сторон цилиндрической детали, при этом каждая цилиндрическая деталь выполнена с возможностью поворота вокруг своей оси таким образом, чтобы оба элемента трапециевидной формы, закрепленные на цилиндрической детали, располагались либо в плоскости, параллельной плоскости треугольного готического крыла, либо в плоскости, перпендикулярной к плоскости треугольного готического крыла; и

- система двигателей содержит по меньшей мере один турбореактивный двигатель, который может убираться в фюзеляж и находится на уровне передней части фюзеляжа по меньшей мере один прямоточный воздушно-реактивный двигатель неподвижной геометрии и ракетный двигатель, находящийся в задней части фюзеляжа, люк, находящийся на задней части фюзеляжа и выполненный с возможностью открываться и закрываться соответственно для открывания ракетного двигателя во внешнюю среду или изоляции ракетного двигателя от внешней среды.

Согласно дополнительному отличительному признаку изобретения, фюзеляж образован передней секцией или носом, который продолжает секцию пассажирской кабины, и задней секцией, при этом передняя секция имеет постоянное сечение, которое постепенно расширяется, начиная от секции пассажирской кабины, и задняя секция имеет постоянное сечение, которое постепенно сужается в заднем направлении воздушного судна.

Согласно другому дополнительному отличительному признаку изобретения, центр тяжести каждого резервуара жидкого кислорода, как пустого, так и полного, находится максимально близко к центру тяжести воздушного судна.

Согласно еще одному дополнительному отличительному признаку изобретения, ракетный двигатель представляет собой либо единый двигатель, либо главный двигатель в комбинации с одним или несколькими вспомогательными двигателями.

Согласно еще одному дополнительному отличительному признаку изобретения, на воздушном судне угол стреловидности по передней кромке составляет от 70 до 75° из расчета для прямолинейного треугольного крыла.

Объектом изобретения является также способ воздушного передвижения при помощи воздушного судна в соответствии с изобретением, при этом способ содержит фазу взлета воздушного судна, при этом, согласно изобретению, фаза взлета содержит следующие этапы:

- этап рулежки воздушного судна, во время которого воздушное судно движется за счет тяги турбореактивных двигателей, чтобы достичь точки створа на взлетно-посадочной полосе, при этом два элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев расположены в плоскости, параллельной треугольному готическому крылу, с целью взлета;

- этап открывания или проверки открывания заднего люка воздушного судна;

- этап взлета, во время которого воздушное судно движется одновременно за счет тяги турбореактивного двигателя или турбореактивных двигателей и ракетного двигателя, при этом воздушное судно постепенно переходит в фазу квазивертикального набора высоты полета, используя сильную тягу, развиваемую ракетным двигателем таким образом, что воздушное судно достигает и превышает скорость в 1 Max во время фазы набора высоты, при этом турбореактивный двигатель или турбореактивные двигатели выключают и убирают в фюзеляж до достижения скорости в 1 Max и оба элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев воздушного судна постепенно переводят в плоскость, перпендикулярную к плоскости треугольного готического крыла, как только воздушное судно достигает или превышает скорость в 1 Max.

Объектом изобретения является также способ воздушного передвижения при помощи воздушного судна в соответствии с изобретением, при этом способ содержит фазу посадки воздушного судна из воздушного коридора полета на крейсерской скорости, в котором воздушное судно движется за счет тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя или двигателей, при этом оба элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев воздушного судна расположены в плоскости, перпендикулярной к плоскости треугольного готического крыла, согласно изобретению, фаза посадки воздушного судна содержит следующие этапы:

- остановка прямоточного воздушно-реактивного двигателя или двигателей;

- постепенный выпуск воздушных тормозов ("split flaps" на английском языке), который приводит воздушное судно к фазе снижения под крутым наклоном с уменьшающейся квазивертикальной трансзвуковой скоростью;

- постепенное изменение положения двух элементов трапециевидной формы каждого из малых крыльев таким образом, чтобы указанные элементы перешли в плоскость, параллельную плоскости треугольного готического крыла, как только скорость воздушного судна достигнет и/или станет ниже скорости в 1 Max;

- постепенное убирание воздушных тормозов, выпуск и зажигание турбореактивного двигателя или турбореактивных двигателей, как только скорость воздушного судна становится ниже 1 Max; и

- включение воздушного судна в стандартный воздушный трафик.

Согласно дополнительному отличительному признаку изобретения, полет на крейсерской скорости характеризуется следующими параметрами:

- высота полета самолета относительно земли по существу составляет от 30000 м до 35000 м;

- расстояние рассеяния ударной волны от носа воздушного судна по существу составляет от 110 км до 175 км;

- скорость самолета по существу составляет от 4 Max до 4,5 Max; и

- угол α раскрыва конуса Маха по существу составляет от 11 до 15°.

Предлагаемое изобретением сверхскоростное воздушное судно развивает скорость, в два раза превышающую скорость самолета «Конкорд», то есть 4+Мах, и высота его крейсерского полета, по меньшей мере, превышает 20 км, что сравнимо с обычным авиалайнером.

Кроме этих общих характеристик, воздушное судно в соответствии с изобретением может перевозить эквивалент 2-3 т, то есть, например, около двадцати пассажиров и, кроме того, обладает важным преимуществом в том, что касается экологического аспекта, за счет передвижения в фазе ускорения и полета на крейсерской скорости с комбинированным использованием кислорода, соответственно находящегося на борту (жидкий кислород), и кислорода воздуха окружающей среды, а также находящегося на борту водорода, который является топливом будущего.

Сверхскоростное воздушное судно в соответствии с изобретением может иметь двойное применение, а именно в гражданской и в военной авиации.

В применении для гражданской авиации основным рынком услуг являются деловые поездки и перевозка VIP-персон (сокращение от "Very Important Person"), которые требуют трансконтинентальных полетов в оба конца в течение одного дня.

Применение в военных целях охватывает, например, стратегическую разведку, сверхбыстрые перевозки дорогостоящего оборудования и вооружений, а также элитных воздушно-десантных групп. Производное наступательное применение воздушного судна может предусматривать нанесение сверхточных ударов и выведение из строя дорогостоящих приоритетных целей, например, посредством сверхмощных электромагнитных импульсов, называемых импульсами ЕМР (сокращение от "Electro Magnetic Pulse"). Как и спутники, воздушное судно в соответствии с изобретением характеризуется почти полной неуязвимостью по отношению к системам противоздушной обороны, сохраняя при этом гибкость и непредсказуемость классического самолета.

Характеристики воздушного судна в соответствии с изобретением позволяют ему покрывать расстояния примерно в 9000 км (например, Париж - Сан-Франциско или Токио - Лос-Анджелес) за три часа полетного времени.

Эксплуатационная концепция, а также архитектура воздушного судна в соответствии с изобретением обеспечивают:

- стандартные предполетные и послеполетные операции при помощи аэропортовой инфраструктуры с учетом заправки жидким водородом и кислородом;

- отказ от взаимодействия с общим воздушным движением во время полета на крейсерской скорости (высота полета на крейсерской скорости находится за пределами современных воздушных коридоров);

- практически всепогодные операции, поскольку высота полета является такой, при которой отсутствуют метеорологические явления, влияющие на нормальное пилотирование;

- обычное авиационное обслуживание всего воздушного судна, за исключением системы ракетных двигателей, которые требуют специальных операций.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания предпочтительного варианта осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 - вид снизу сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.2 - вид в перспективе специального элемента сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.3 - вид сбоку сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.4 - вид сверху половины сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.5 - вид спереди сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.6 - вид в продольном разрезе сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.7-11 - различные виды в поперечном разрезе сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением, показанного на фиг.6.

Фиг.12 - вид детали сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением, показанного на фиг.6.

Фиг.13 - вид в перспективе сзади воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.14А, 14В и 14С - частичный вид сзади воздушного судна в соответствии с изобретением при разных положениях люка, выполненного с возможностью открывания и перекрывания доступа к ракетному двигателю снаружи.

Фиг.15 - вид в перспективе сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Фиг.16 - изменение центра приложения тяги сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением в зависимости от скорости, выраженной числом Маха.

Фиг.17 - изменение путевой устойчивости сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением в зависимости от скорости, выраженной числом Маха.

Фиг.18-21 - различные фазы полета сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

На всех фигурах одинаковые элементы обозначены одинаковыми позициями. Величины l обозначают расстояния. Величины ⌀ обозначают диаметры. Величины θ обозначают углы. Величины R обозначают радиусы кривизны.

Осуществление изобретения

На фиг.1 представлен вид снизу примера сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Показанные на фиг.1 расстояния l имеют следующие значения, представленные в качестве не ограничивающего примера:

l1=52995 мм;

l2=37855 мм;

l3=36524 мм;

l4=7135 мм;

l5=4394 мм;

l6=2150 мм;

l7=3000 мм;

l8=7115 мм;

l9=8929 мм.

Точно так же, показанные диаметры ⌀ имеют следующие не ограничивающие значения:

⌀1=3500 мм;

⌀2=1800 мм.

Сверхскоростное воздушное судно в соответствии с изобретением, показанное на фиг.1, содержит в совокупности следующие элементы:

- Фюзеляж F, который содержит резервуар Rv для жидкого водорода или для водорода в шугаобразном состоянии (см. фиг.6 и 10) и два резервуара R01 и R02 для жидкого кислорода, при этом резервуары Rv, R01 и R02 предназначены для обеспечения питания ракетного двигателя Mf.

- Треугольное готическое крыло А с максимально плоской верхней поверхностью, оборудованное на своем заднем конце с каждой стороны фюзеляжа двумя закрылками v1, v2.

- Угол стреловидности θ3 по передней кромке воздушного судна (см. фиг.4) предпочтительно составляет от 70 до 75° из расчета относительно прямолинейного треугольного крыла.

- Кабина Р, предназначенная, например, для пассажиров, расположенная спереди узла крыло+фюзеляж таким образом, чтобы находиться в плоскости ветра в условиях полета на крейсерской скорости, что позволяет свести к минимуму участие этой части в общем лобовом сопротивлении воздушного судна и не создавать при этом никакой подъемной силы.

- Кабина экипажа и нос, образующие секцию CN, расположенную в продолжении пассажирской кабины Р спереди воздушного судна.

- Взлетно-посадочные шасси TRa, TRb, TRc, выполненные с возможностью убирания в воздушное судно, при этом кинематика шасси предпочтительно упрощена до максимума.

- Два подвижных малых крыла а1, а2, установленные симметрично относительно продольной оси воздушного судна, при этом каждое малое крыло закреплено на наружном конце задней кромки треугольного крыла.

- Два прямоточных воздушно-реактивных двигателя ST1, ST2, расположенные симметрично относительно оси воздушного судна, при этом каждый прямоточный воздушно-реактивный двигатель имеет неподвижную геометрию, оптимизированную для фазы полета на крейсерской скорости.

- Два турбореактивных двигателя ТВ1, ТВ2, расположенные в переходной зоне между пассажирской кабиной Р и фюзеляжем F и выполненные с возможностью убирания в фюзеляж в нерабочем состоянии.

- Ракетный двигатель Mf (см. фиг.6, 14А, 14В), установленный в задней части фюзеляжа и выполненный с возможностью открывания наружу или закрывания в фюзеляже при помощи заднего люка Р воздушного судна (см. фиг.14А-14С).

В описанном примере, представленном на фиг.1, воздушное судно в соответствии с изобретением содержит два турбореактивных двигателя и два прямоточных воздушно-реактивных двигателя. Вместе с тем, изобретение в целом относится также к воздушным судам, содержащим по меньшей мере один турбореактивный двигатель и по меньшей мере один прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Предпочтительно воздухозаборники двух прямоточных воздушно-реактивных двигателей ST1, ST2 расположены спереди зон, на которые действуют вторичные скачки, и/или спереди зоны воздушного судна, на которую действует головной скачок, что обеспечивает впуск воздуха без помех.

Предпочтительно расширение передней части фюзеляжа создает косой вторичный скачок, активно взаимодействующий с нижней поверхностью крыла, создавая подъемную силу за счет сжатия, которую в английском языке принято называть "compression lift".

На фиг.2 показано подвижное малое крыло а1, а2 сверхскоростного воздушного транспортного средства в соответствии с изобретением. Подвижное малое крыло состоит из двух по существу идентичных элементов трапециевидной формы, расположенных в одной плоскости по обе стороны от цилиндрической детали, закрепленной на наружном конце задней кромки треугольного крыла. Ось центральной цилиндрической детали параллельна продольной оси самолета. Цилиндрическая деталь выполнена с возможностью поворота для установки подвижного малого крыла либо в горизонтальное положение на дозвуковых скоростях, либо в вертикальное положение на сверхзвуковых скоростях. Для удобства оба положения подвижного малого крыла показаны одновременно на фиг.2.

На фиг.3 представлен вид сбоку сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением в случае, когда малые крылья а1, а2 расположены вертикально (то есть перпендикулярно к оси воздушного судна). Показанные на фиг.3 расстояния l имеют следующие значения, представленные в качестве не ограничивающего примера:

l10-57630 мм;

l11-42995 мм;

l12=37685 мм;

l13=21995 mm;

l14=17995 мм;

l15=17950 мм;

l16=13000 мм;

l17=6780 мм;

l18=6657 мм;

l19 - 7400 мм;

l20=6097 мм.

Точно так же, представленные в качестве не ограничивающего примера углы θ1 и θ2 имеют следующие значения:

θ1=5°;

θ2=58°.

На фиг.4 представлен вид сверху половины сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением. Малое крыло а1 показано в горизонтальном положении. Позициями В1 и В2 показаны соответственно положение барицентра опорной зоны воздушного судна в дозвуковой конфигурации (горизонтальные малые крылья а1, а2) и в сверхзвуковой конфигурации (вертикальные малые крылья а1, а2).

Не ограничительно расстояния l, показанные на фиг.4, имеют следующие значения:

l21=15326 мм;

l22=27878 мм;

l23=7556 мм;

l24=35009 мм;

l25=36722 мм.

Не ограничительно угол θ3 (стреловидность по передней кромке воздушного судна) равен 74°.

На фиг.5 представлен вид спереди сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

В данном случае расстояния l имеют следующие не ограничивающие значения:

l26=27188 мм;

l27=19788 мм;

l28=11262 мм;

l29=6578 мм;

l30=6037 мм;

l31=7900 мм;

l32=2650 мм.

Кроме того, радиус R1 равен 2797 мм, и угол θ4 равен 20°.

На фиг.6 представлен вид в продольном разрезе воздушного судна в соответствии с изобретением.

Не ограничительно расстояния l, показанные на фиг.6, имеют следующие значения:

l33=5495 мм;

l34=11500 мм;

l35=4200 мм;

l36=21000 мм;

l37=10800 мм;

l38=1500 мм.

Радиус R2 равен 445 мм.

На фиг.7, 8, 9, 10 и 11 воздушное судно в соответствии с изобретением показано соответственно в поперечном разрезе по линиям на фиг.6: А-А (кабина экипажа), В-В (пассажирская кабина), С-С (фюзеляж сзади пассажирской кабины непосредственно перед турбореактивными двигателями), D-D (фюзеляж сразу за турбореактивными двигателями, при этом позиции ТВ1', ТВ2' соответствуют турбореактивным двигателям, убранным в фюзеляж, а позициями ТВ1, ТВ2 показаны турбореактивные двигатели, выпущенные из фюзеляжа) и Е-Е (фюзеляж на уровне заднего шасси) фиг.6.

На фиг.8 расстояние l39 равно, например, 630 мм, и расстояние l40 равно, например, 505 мм. На фиг.9 расстояние l41 равно, например, 2150 мм, и расстояния l42 и l43 соответственно равны, например, 650 мм и 600 мм. На фиг.11 расстояние l44 равно, например, 870 мм, и радиус R4 равен, например, 1550 мм.

На фиг.12 показана деталь фиг.6, а именно вид в продольном разрезе водородного резервуара Rv, а также на заднем фоне - два кислородных резервуара R01. Расстояние l45 равно, например, 18805 мм, и расстояние l46 равно, например, 20471 мм. Радиусы кривизны R4 и R5 соответственно равны 591 мм и 1839 мм.

На фиг.13 показан вид в перспективе сзади воздушного судна в соответствии с изобретением. Люк Р, предпочтительно состоящий из двух створок P1, P2, закрывает доступ к ракетному двигателю Mf снаружи. Ракетный двигатель Mf содержит, например, главный двигатель Мр и два вспомогательных двигателя Ма1, Ма2, расположенные с двух сторон от главного двигателя ближе к нижней части фюзеляжа, чем главный двигатель.

На фиг.14А, 14В, 14С показан частичный вид сзади воздушного судна в соответствии с изобретением для разных положений створок люка Р. Каждая из створок Р1, P2 шарнирно установлена вокруг собственной горизонтальной оси. На фиг.14А представлен случай, когда люк Р закрыт и поэтому полностью изолирует ракетный двигатель от внешней среды (случай не работающего ракетного двигателя). На фиг.14В представлен случай, когда створка Р1 закрыта, а створка Р2 открыта. В этом случае только вспомогательные двигатели открыты наружу, при этом проем открывания наружу главного двигателя частично перекрыт (в случае не работающего главного двигателя и работающих вспомогательных двигателей). На фиг.14С представлен случай, когда обе створки открыты. Главный двигатель и вспомогательные двигатели открыты наружу (это соответствует случаю, когда и главный двигатель, и вспомогательные двигатели работают). На фиг.15 для иллюстрации представлен вид в перспективе сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

Как известно специалистам, во время полета воздушного судна центр приложения тяги и центр тяжести воздушного судна должны быть совмещены. Известное техническое решение, относящееся к самолету «Конкорд», предусматривало смещение центра тяжести самолета для соблюдения этого условия при любой скорости самолета. Однако реализация этого решения возможна только при наличии подвижного балласта на борту самолета. Это не относится к случаю воздушного судна в соответствии с изобретением. Решение в соответствии с изобретением состоит в перемещении центра приложения тяги сверхскоростного воздушного судна за счет изменения положения малого крыла, как было указано выше со ссылками на фиг.2.

На фиг.16 показано оценочное изменение центра приложения тяги СР воздушного судна в соответствии с изобретением в зависимости от скорости, выраженной в виде числа Маха.

В первой зоне ZA скорость воздушного судна ниже скорости звука (1 Max), а во второй зоне ZB скорость превышает скорость звука. Первая кривая С1 показывает изменение центра приложения тяги СР в случае, когда задние малые крылья а1, а2 являются горизонтальными в зоне ZA и вертикальными в зоне ZB. Вторая кривая С2 показывает изменение центра приложения тяги СР в отсутствие задних малых крыльев. Кривые С1 и С2 совпадают, как только скорость воздушного судна превышает 1 Max (малые крылья находятся в плоскости, перпендикулярной к треугольному крылу). Предпочтительно, кривая С1 не показывает никакого изменения центра приложения тяги на всем диапазоне скоростей. Таким образом, воздушное судно в соответствии с изобретением имеет задние малые крылья, соответствующие малым крыльям, показанным на чертежах, при этом в зависимости от скорости воздушного судна положение малых крыльев является горизонтальным при скоростях ниже 1 Max и вертикальным при скоростях выше 1 Max.

На фиг.17 показано изменение путевой устойчивости St сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением в зависимости от скорости, выраженной в виде числа Маха. Диапазон скоростей тоже распределен между вышеуказанными зонами ZA и ZB. Первая кривая С3 показывает изменение путевой устойчивости St в случае, когда задние малые крылья являются горизонтальными в зоне ZA и вертикальными в зоне ZB, и вторая кривая С4 показывает изменение путевой устойчивости в отсутствие задних малых крыльев. Из графика ясно видно, что путевая устойчивость воздушного транспортного средства в соответствии с изобретением является отличной и намного лучшей по сравнению с воздушным судном, не содержащим задних малых крыльев, при всех прочих одинаковых условиях. С описанным выше позиционированием малых крыльев связана опорная центровка (то есть положение центра тяжести воздушного судна), совпадающая с центром приложения тяги на сверхзвуковой скорости (кривая С1 в зоне ZB на фиг.16). Это является дополнительным преимуществом изобретения, позволяющим конструировать воздушное судно, центрованное в заднем секторе.

На фиг.18-21 показаны различные фазы полета сверхскоростного воздушного судна в соответствии с изобретением.

На фиг.18 представлен первый пример фазы взлета воздушного судна в соответствии с изобретением.

Воздушное судно осуществляет обычный цикл взлета под действием турбореактивных двигателей ТВ1, ТВ2 с участием ракетного двигателя Mf. Ракетный двигатель Mf может быть единым ракетным двигателем с плавно изменяющейся тягой или комбинированным ракетным двигателем с раздельной тягой, состоящим, например, из трех или четырех отдельных двигателей, из которых один двигатель является главным. Сначала рулежку воздушного судна от точки стоянки до точки створа на полосе осуществляют только при помощи турбореактивных двигателей (см. точку р1 на фиг.18). При этом тормоза отпускают только после проверки нормальной работы ракетного двигателя.

Взлет продолжается в конфигурации турбореактивные двигатели/ракетный двигатель (см. точки р1-р3 на фиг.18), при этом первоначальная скорость набора высоты воздушного судна составляет примерно 350 км/ч (см. точки р1-р2 на фиг.18). Затем (точка p3 на фиг.18) либо включают главный ракетный двигатель (случай комбинированного двигателя), либо развивают максимальную мощность на ракетном двигателе (случай единого ракетного двигателя), и набор высоты воздушного судна происходит почти вертикально. Команду на открывание люка Р подают в зависимости от различных конфигураций, необходимых для нормальной работы ракетного двигателя (см. описанные выше фиг.14В, 14С). В случае отказа зажигания главного ракетного двигателя производят ступенчатый сброс криогенного ракетного топлива в зоне ожидания и возвращение на аэродром отправления можно производить практически без ракетного топлива на борту, что существенно способствует обеспечению безопасности приземления в ситуации прерванного полета. Во время набора высоты воздушным судном оно оставляет звуковой след ES, интенсивность которого меняется во времени и имеет ограниченную продолжительность. Как только запускают главный ракетный двигатель или как только ракетный двигатель с переменной тягой развивает максимальную мощность, начинается фаза набора высоты при сильной тяге. Незадолго до входа в область трансзвукового полета турбореактивные двигатели выключают и убирают внутрь фюзеляжа. Отношение тяги к весу устанавливается в значении, по существу равном или превышающем 1. Во время этой фазы полета воздушное судно производит набор высоты под большим углом наклона (то есть, почти вертикально) с трансзвуковым ускорением на большой высоте (например, между 15000 м и 20000 м) при помощи ракетного двигателя (см. точку р4 на фиг.18). Если ракетный двигатель является двигателем с переменной тягой, предпочтительно осуществляют точный контроль ускорения.

Этот тип траектории способствует значительному снижению воздействия на землю сфокусированного звукового удара (называемого на английском языке "super-boom"), который появляется при преодолении звукового барьера (1 Max). Действительно, учитывая квазивертикальную траекторию, на землю не попадает ни одна ударная волна, и энергия рассеивается во всех горизонтальных радиальных направлениях. На земле на вертикали траектории ускоряющегося воздушного судна производимый звуковой след ES сконцентрирован вблизи аэропорта и длится по существу менее одной минуты.

Во время фазы взлета в частном варианте осуществления изобретения пассажиры и, в случае необходимости, экипаж находятся в гамаках для обеспечения наибольшего комфорта.

Как только совершающее сверхзвуковой полет воздушное судно оказывается на очень большой высоте (см. точку р5 на фиг.18), траектория постепенно изгибается до горизонтали, например, при помощи баллистической траектории, ракетный двигатель выключают и придают ему обтекаемую форму посредством полного закрывания люка Р и запускают прямоточные воздушно-реактивные двигатели, воздушное судно занимает свой коридор полета на крейсерской скорости, например, на высоте между 30000 м и 35000 м (см. точку р6 на фиг.18). Начинается фаза полета на крейсерской скорости (см. точку р7 на фиг.18).

На фиг.19 представлен вариант фазы взлета воздушного судна в соответствии с изобретением. Согласно этому варианту, воздушное судно осуществляет в горизонтальной плоскости относительно земли петлеобразный маневр, прежде чем примет направление к пункту своего назначения. Целью этого варианта является снижение шума в зоне аэропорта за счет перемещения звукового следа в сторону от аэропорта. По сути дела, после фазы набора высоты по вертикали траектория воздушного судна изгибается до горизонтали, возвращаясь к аэропорту (см. точку р5а на фиг.19), и воздушное судно занимает коридор полета на крейсерской скорости в точке, которая находится ближе к аэропорту, чем в предыдущем случае (см. точку р6а на фиг.19).

На фиг.20 символично показано воздушное судно в соответствии с изобретением в коридоре полета на крейсерской скорости. Для упрощения показан только нос N воздушного судна в соответствии с изобретением.

В коридоре полета на крейсерской скорости параметрами полета являются, например, следующие параметры:

- высота Z полета самолета относительно земли, по существу равная, например, 35000 м;

- расстояние D рассеяния, по существу равное 145 км;

- скорость V самолета, составляющая от 4 Max до 4,5 Max; и

- угол α между образующими конуса Маха, по существу равный 12,8°.

Для сравнения можно указать следующие значения в случае известного решения, касающегося самолета «Конкорд»:

- Z=20000 м;

- D=35км;

- V=2 Max;

- α=30°.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели имеют неподвижную геометрию, что намного упрощает их геометрическую конструкцию и снижает их массу. Во время этой фазы полета тягу прямоточных воздушно-реактивных двигателей модулируют в зависимости от потребности (облегчение воздушного судна во время полета…) за счет изменения расхода водорода. Предпочтительно во время полета на крейсерской скорости воздушное судно оказывает лишь очень ограниченное влияние на окружающую среду за счет очень большой высоты полета на крейсерской скорости, а также постоянного курса воздушного судна. При необходимости в конструкцию воздушного судна можно включать геометрические решения снижения звуковых ударов, предложенные во время конференции HISAC 2009 (см. концепцию Сухого и Дассо), например, ярко выраженный диэдр несущей поверхности.

Что касается газов, выбрасываемых воздушным судном во время фаз ускорения и полета на крейсерской скорости, то предпочтительно выбрасывается не СO₂, а водяной пар и, возможно, газообразный водород. Во время полета на крейсерской скорости электрическую энергию, необходимую для нормальной работы воздушного судна (освещение, кондиционирование воздуха и т.д.), получают при помощи любого известного средства, например, такого как батареи, топливные элементы и т.д.

При подходе к аэропорту назначения начинается фаза уменьшения скорости полета и снижения. На фиг.21 показан пример фазы уменьшения скорости полета и снижения.

При приближении к аэропорту назначения (например, примерно за 750 км от аэропорта) в определенной точке траектории воздушного судна (см. точку р8 на фиг.21) прямоточные воздушно-реактивные двигатели выключают. Воздушное судно начинает уменьшать свою скорость. После этого постепенный выпуск воздушных тормозов ("split flaps" на английском языке) приводит воздушное судно к снижению под большим наклоном почти вертикально на трансзвуковой скорости (см. точку р9 на фиг.21). Снижение при большом наклоне осуществляют либо под большим углом падения, либо с воздушным тормозом под почти нулевым углом падения. Таким образом, сфокусированный звуковой удар (см. упомянутый выше "super-boom") направлен далеко от поверхности земли, и звуковые волны являются практически горизонтальными. Как только устанавливается дозвуковой режим, включают дополнительную тягу и постепенно убирают воздушные тормоза (см. точку р10 на фиг.21). Затем выпускают турбореактивные двигатели (см. точку р11 на фиг.21) для повторного запуска, в случае необходимости, с использованием относительного ветра ("wind milling" на английском языке). Пассажиры и, в случае необходимости, экипаж могут находиться в гамаках для обеспечения наибольшего комфорта во время этой фазы снижения.

Во время фазы посадки в определенный момент воздушное судно начинает участвовать в существующем воздушном графике, в том числе, например, для выполнения полета ожидания. Финальный заход на посадку воздушного судна производят стандартно, то есть на скорости воздушного судна, соответствующей скорости обычных гражданских самолетов, предусматривая при этом возможность ухода на второй круг, если это окажется необходимым. После приземления воздушное судно производит рулежку вплоть до полной остановки, используя только тягу турбореактивных двигателей (см. точку р12 на фиг.21).

Предварительная оценка бокового и килевого крена воздушного судна в полете при посадке приводит к меньшим значениям, чем для самолета «Конкорд».

Рулежку на земле воздушного судна обеспечивают турбореактивные двигатели которые придают ему подвижность, подобную подвижности классического авиалайнера.

Во время этих фаз воздушное судно соблюдает требования экологических норм, действующих в области гражданской авиации.

Турбореактивный двигатель или турбореактивные двигатели используют только во время фаз захода на посадку, ожидания, ухода на второй круг и приземления в конце полета. Такое использование турбореактивных двигателей позволяет значительно уменьшить их размер и их массу по сравнению со стандартным использованием. Следовательно, турбореактивный двигатель или турбореактивные двигатели воздушного судна в соответствии с изобретением можно легче убирать внутрь фюзеляжа.

Предпочтительно комбинированное использование турбореактивных двигателей и ракетного двигателя позволяет получить отличный компромисс с точки зрения отношения тяги к массе в сочетании со снижением лобового сопротивления во время полета на крейсерской скорости, в частности, для фаз захода на посадку и приземления, когда воздушное судно участвует в существующем воздушном графике.