超高速航空機及び関連する航空移動手段
本発明は、超高速航空機、及び、超高速航空機により提供される航空移動手段に関する。この飛行機は、ジェットエンジン（ＴＢ１、ＴＢ２）と、ラムジェットエンジン（ＳＴ１、ＳＴ２）と、クルーズフェイズにおいて基本抵抗を低減する流線型のロケットエンジンとで構成される、エンジンシステムにより推進される。この飛行機は、デルタ翼（Ａ）の翼後縁の両外側端に移動可能なウィングレット（ａ１、ａ２）を備えたゴシックデルタ翼（Ａ）を有する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超高速航空機、及び、本発明の航空機による、航空機を用いた航空移動手段に関する。
【背景技術】
【０００２】
点から点への超高速輸送のテーマの研究が、近年、日本及び米国において行われている。これらの構想に続いて、EADS（European Aeronautic Defense and Space company）及びASTRIUM（EADSの部門会社）が、ASP（“ASTRIUM SPACE PLANE”）プログラムに沿って、点から点への超高速航空機のコンセプトスタディを行っている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
現時点では、製造された点から点への超高速航空機は、コンコルド及びツポレフTu-144であり、これら双方は、超音速である。本発明により提案される超高速航空機は、これらの両航空機の性能を、大幅に改善することが可能である。
【０００４】
特に、本発明により提案される超高速航空機は、ソニックブームも呼ばれる、音速の壁が破られる際に生じる騒音を、実質的に低減する。この騒音は、一つだけではないにせよ、コンコルドの大西洋航路以外の航路の開拓を妨げる、主要な制限であった。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、胴体と、該胴体の両側に配されたゴシックデルタ翼と、航空機を推進可能なエンジンのシステムと、を含む航空機に関する。この航空機は、
−胴体は、液体または溶けた雪（スラッシュ）状態の水素のタンクと、一つ以上の液体酸素のタンクとを含み、
−デルタ翼は、平らな上面と平らな下面とを有し、翼の付け根が、胴体の前方部分の拡大領域から実質的に始まり、
−フィンが、軸が胴体の軸に平行な円筒状の部位を用いて、デルタ翼の後縁の各外側端に取り付けられ、各フィンは、円筒状の部位に取り付けられ、円筒状の部位の両側の同一面にある、二つの実質的に同一な台形形状エレメントで構成され、各円筒状の部位は、円筒状の部位に取り付けられた台形形状エレメント双方が、ゴシックデルタ翼の面に平行な面に配置され、または、ゴシックデルタ翼に垂直な面に配置されるように、その軸回りに回転可能であり、
−エンジンのシステムが、胴体内に格納可能であり、胴体の前方部分に配置された、少なくとも一つのターボジェットと、少なくとも一つの固定構造のラムジェットと、胴体の後方部分に配置されるロケットエンジンと、を含み、胴体の後方部分に位置するドアが、ロケットエンジンを外部に露出するために開き、または、ロケットエンジンを外部から遮蔽するために閉じることが可能であること、
を特徴とする。
【０００６】
本発明のさらなる特徴によれば、胴体は、客室区画を拡張する前方区画またはノーズと、後方区画と、で構成され、前方区画は、客室区画から連続して次第に広がる断面を有するとともに、後方区画は、航空機の後方に向かって連続して次第に狭まる断面を有する。
【０００７】
本発明の他のさらなる特徴によれば、各液体酸素タンクの重心は、タンクが空であっても満タンであっても、航空機の重心にできるだけ近くに配置される。
【０００８】
本発明の他のさらなる特徴によれば、ロケットエンジンは、単一のエンジン、または、一つ以上の補助エンジンを伴うメインエンジンで構成される。
【０００９】
本発明の他のさらなる特徴によれば、航空機は、直線デルタ翼を基準に計算される、実質的に70°から75°の間の前縁曲線を有する。
【００１０】
本発明は、本発明の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、航空機の離陸フェーズを含み、離陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法に関する。
−航空機の地上走行のステップ、その間、航空機は、ターボジェットにより推進されて、滑走路の配置点に達し、両フィンの両台形形状エレメント双方が、離陸に備えてゴシックデルタ翼に平行な面に位置づけられ、
−航空機の後方ドアを開き、または、開状態を確認するステップ、
−離陸ステップ、この間、航空機は、同時に、ターボジェットと、ロケットエンジンとにより推進され、航空機は、ロケットエンジンにより展開される非常に強力な推力の利用により、次第に略垂直な上昇飛行のフェーズに移行し、航空機は上昇飛行フェーズ中にマッハ1の速度に達してマッハ1を超え、ターボジェットが、マッハ1の速度に達する前に、停止されて、胴体内に引き込まれ、航空機の両フィンの両台形形状エレメント双方の位置が、航空機がマッハ1の速度に達し、及び／または、マッハ1の速度を超えた後に、ゴシックデルタ翼の面に垂直な面に移行する。
【００１１】
本発明は、さらに、本発明の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、航空機がラムジェットの推力により推進され、両フィンの両台形形状エレメント双方の位置が、ゴシックデルタ翼に垂直な面に移行する、巡航飛行軌道からの航空機の着陸フェーズを含み、航空機の着陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法に関する。
−ラムジェットの停止、
−航空機を、遷移音速における略垂直な速度を低減して急峻な勾配の降下フェーズに移行する、スプリットフラップの段階的な展開、
−両フィンの両台形形状エレメント双方の位置を、航空機の速度がマッハ1の速度に達した後、及び／または、マッハ1の速度以下となった後に、ゴシックデルタ翼の面に水平な面に配置する、エレメントの位置の段階的な変更、
−航空機の速度がマッハ１以下になった後の、スプリットフラップの段階的な格納、及び、ターボジェットの展開及び点火、及び、
−標準的な航路への航空機の挿入。
【００１２】
本発明の他のさらなる特徴によれば、巡航飛行が、
−実質的に30,000mから35,000mの間の、航空機の地上に対する高度、
−実質的に110kmmから175kmの間の、航空機のノーズの衝撃波の消散距離、
−実質的にマッハ4からマッハ4.5の間の、航空機の速度、及び、
−実質的に11°から15°の間の、マッハコーンの開口角α、
を特徴とする。
【００１３】
本発明により提案される超高速航空機は、コンコルドの速度の2倍の速度、すなわち、マッハ4＋を有し、巡航高度は、従来の民間航空機のものよりも、少なくとも20km高い。
【００１４】
これらの一般的な性能特性に加えて、本発明の航空機は、2-3トンの相当物、すなわち、例えば20人の旅客を運搬可能であり、また、積載された酸素（液体酸素）および大気中の酸素双方と積載された水素との結合、未来の燃料、により提供される加速及び巡航フェーズでの推進力の結果として、環境アスペクトの点で、特に重要な利点を提供する。
【００１５】
超高速航空機により想定されるアプリケーションは、2種類、すなわち、民間及び軍事である。
【００１６】
民間アプリケーションの場合、想定される市場は、主に、大陸横断の日帰り旅行が必要な、出張及びVIP（Very Important Person）旅客のアプリケーションである。
【００１７】
一方で、軍事アプリケーションは、例えば、戦略的偵察と、高付加価値製品、及び、重装備のエリート部隊の超高速運搬と、に関する。この航空機の軍事的な利用は、正確な攻撃と、例えばEMP（Electro Magnetic Pulse）とも呼ばれる高出力電磁パルスによる、好ましい高付加価値の目標の破壊とを可能とする。人工衛星と同様に、本発明の航空機は、従来の航空機の柔軟性と非予測可能性とを有しながら、従来の対空システムに対して、略全体的な難攻不落性を提供する。
【００１８】
本発明の航空機の性能は、略9,000kmの距離（例えば、パリ−サンフランシスコまたは東京−ロサンゼルス）を3時間でカバーすることを可能とする。
【００１９】
本発明の航空機の運行概念及び構造は、以下を可能とする。
・水素及び液体酸素の燃料補給が利用可能な下での、標準的な空港施設での出発及び到着の運行
・一般的な巡航航路との干渉の回避（現在の航空軌道より上の巡航高度）
・飛行高度が、適正な飛行に影響を与える気象現象が存在しない高度であることによる、略全天候での運行
・特別な運用を必要とするロケットエンジンシステムを除く、航空機全体での航空特性のメンテナンス。
【００２０】
本発明の他の特徴及び利点は、添付図面を参照して行われる好ましい実施形態の観点で、明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明による超高速航空機の下方からの図を示す。
【図２】本発明による超高速航空機の特有の部品の斜視図を示す。
【図３】本発明による超高速航空機の外形図を示す。
【図４】本発明による超高速航空機の上方からの半身図を示す。
【図５】本発明による超高速航空機の正面図を示す。
【図６】本発明による超高速航空機の縦方向断面図を示す。
【図７】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図８】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図９】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１０】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１１】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１２】図６に示す本発明による超高速航空機の詳細図を示す。
【図１３】本発明による超高速航空機の後方斜視図を示す。
【図１４Ａ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１４Ｂ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１４Ｃ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１５】本発明による超高速航空機の斜視図を示す。
【図１６】本発明の超高速航空機のマッハ速度による圧力中心の変化を示す。
【図１７】マッハ速度に依存する、本発明の超高速航空機の方向安定性の変化を示す。
【図１８】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図１９】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図２０】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図２１】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
全ての図において、同じ符号は、同じ部品を指す。大きさｌは、距離を表す。大きさΦは、直径を表す。大きさθは、角度を表す。大きさＲは、曲率半径を表す。
【００２３】
図１は、本発明による超高速航空機の例の下方からの図を示す。
【００２４】
図１において、表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ１＝52,995mm
ｌ２＝37,855mm
ｌ３＝36,524mm
ｌ４＝7,135mm
ｌ５＝4,394mm
ｌ６＝2,150mm
ｌ７＝3,000mm
ｌ８＝7,115mm
ｌ９＝8,929mm
【００２５】
同様に、表示される直径Φは、非限定的な例として、以下の値を取る。
Φ１＝3,500mm
Φ２＝1,800mm
【００２６】
図１の例による本発明の超高速航空機は、以下の全エレメントを含む。
−液体またはスラッシュ状態の水素を収容するタンクＲｖ（図６及び図１０参照）と、二つの液体酸素タンクＲＯ１及びＲＯ２とを含む、胴体Ｆ、ここで、タンクＲｖ、ＲＯ１、及びＲＯ２は、ロケットエンジンＭｆへの供給用であり、
−できる限り平坦な上面を有し、その後端の胴体の両側に、二つのリアフラップｖ１、ｖ２を有する、ゴシックデルタ翼Ａ、
−直線デルタ翼に対して計算される、好ましくは70°から75°の間の、航空機の前縁曲線θ３、
−例えば乗客を収容し、巡航飛行条件の間、風上に向くように、翼−胴体アセンブリから前方に位置する、キャビンＰ、これにより、航空機の全抵抗に対するこの部分の寄与を最小にすることを可能とするとともに、揚力を生じない、
−航空機の前方で、キャビンＰの延長として作られる、ＣＮ区画を形成する、コックピットとノーズ、
−航空機に収容される、着陸ギアＴＲａ、ＴＲｂ、ＴＲｃ、ここで、着陸ギアの動きは、できる限り簡易化されていることが望ましい、
−航空機の縦軸に対して対称に配置される、可動フィンａ１、ａ２、ここで、各フィンは、デルタ翼の後縁の外側端に取り付けられている、
−航空機の軸に対して対称に配置される、二つのラムジェットＳＴ１、ＳＴ２、ここで、各ラムジェットは、巡航飛行フェーズに最適な固定構造を有する、
−キャビンＰと胴体Ｆとの間の移行領域に配置され、非動作中に胴体内に収容可能な、二つのターボジェットＴＢ１、ＴＢ２、
−胴体の後部に配置され、航空機の後部ドアＰにより、外部に露出可能であり、または胴体内に収容可能な（図１４Ａ−図１４Ｃ参照）、ロケットエンジンＭｆ（図６、図１４Ａ、図１４Ｂ参照）。
【００２７】
上述した図１の例では、本発明の航空機は、二つのターボジェットと、二つのラムジェットとを有する。しかしながら、より一般的には、少なくとも一つのターボジェットと、少なくとも一つのラムジェットとを有する航空機にも関する。
【００２８】
ラムジェットＳＴ１、ＳＴ２双方は、二次的な衝撃波により影響を受ける航空機の領域、または、主要な衝撃波により影響を受ける航空機の領域の、前方に配置される、空気流入口を有することが好ましく、従って、邪魔されることのない条件で、空気の流入を可能とする。
【００２９】
胴体の前方部分の拡大は、二次的な斜め衝撃波を生じるのに有利であり、この衝撃波は、翼の下面と強く作用して、一般的に圧縮揚力と呼ばれる、圧縮による揚力を生じる。
【００３０】
図２は、本発明の超高速航空輸送手段の可動フィンａ１、ａ２を示している。一つの可動フィンは、デルタ翼の外縁の外側部に取り付けられる円筒状部品の両側に、同一平面内で配置される、実質的に同じ台形形状のエレメント二つで構成されている。円筒状部品の中心軸は、航空機の縦方向軸と平行である。円筒状部品は、回転可能であり、可動フィンを、亜音速で、水平位置に配置し、超音速で、垂直位置に配置する。利便性のため、可動フィンの両配置位置を、図２に同時に示している。
【００３１】
図３は、フィンａ１、ａ２が垂直（すなわち、航空機の軸に垂直）である場合の、本発明の超高速航空機の外形図を示す。図３において、表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ１０＝57,630mm
ｌ１１＝42,995mm
ｌ１２＝37,685mm
ｌ１３＝21,995mm
ｌ１４＝17,995mm
ｌ１５＝17,950mm
ｌ１６＝13,000mm
ｌ１７＝6,780mm
ｌ１８＝6,657mm
ｌ１９＝7,400mm
ｌ２０＝6,097mm
【００３２】
同様に、表示される角度θ１、θ２は、非限定的な例として、以下の値を取る。
θ１＝5°
θ２＝58°
【００３３】
図４は、本発明による超高速航空機の上方からの半身図を示す。表示されるフィンａ１は、水平位置にある。符号Ｂ１、Ｂ２は、亜音速構造（フィンａ１、ａ２が水平）及び超音速構造（フィンａ１、ａ２が垂直）における航空機の基準領域の重心位置をそれぞれ示す。
【００３４】
図４に表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ２１＝15,326mm
ｌ２２＝27,878mm
ｌ２３＝7,556mm
ｌ２４＝35,009mm
ｌ２５＝36,722mm
【００３５】
角度θ３（航空機の前縁曲線）は、非限定的な例として、74°に等しい。
【００３６】
図５は、本発明による超高速航空機の正面図を示す。
【００３７】
この場合、距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ２６＝27,188mm
ｌ２７＝19,788mm
ｌ２８＝11,262mm
ｌ２９＝6,578mm
ｌ３０＝6,037mm
ｌ３１＝7,900mm
ｌ３２＝2,650mm
【００３８】
また、半径Ｒ１は、2,797mmに等しく、角度θ４は、20°に等しい。
【００３９】
図６は、本発明による超高速航空機の縦方向断面図を示す。
【００４０】
図６に表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ３３＝5,495mm
ｌ３４＝11,500mm
ｌ３５＝4,200mm
ｌ３６＝21,000mm
ｌ３７＝10,800mm
ｌ３８＝1,500mm
【００４１】
半径Ｒ２は、445mmに等しい。
【００４２】
図７、図８、図９、図１０及び図１１は、それぞれ、図６の本発明の超高速航空機の横断面図Ａ−Ａ（コックピット）、横断面図Ｂ−Ｂ（キャビン）、横断面図Ｃ−Ｃ（キャビン後方でターボジェット直前の胴体）、横断面図Ｄ−Ｄ（ターボジェット直後の胴体、符号ＴＢ１′、ＴＢ２′は胴体内に収容されたターボジェット、符号ＴＢ１、ＴＢ２は、胴体外に展開されたターボジェット）、及び、横断面図Ｅ−Ｅ（ランディングギアの領域の胴体）である。
【００４３】
図８において、距離ｌ３９は、例えば630mmに等しく、距離ｌ４０は、例えば505mmに等しい。図９において、距離ｌ４１は、例えば、2,150mmに等しく、ｌ４２及びｌ４３は、それぞれ例えば650mm及び600mmに等しい。図１１において、距離ｌ４４は、例えば870mmに等しく、半径Ｒ４は、例えば1,550mmに等しい。
【００４４】
図１２は、図６の詳細図であり、すなわち、二つの酸素タンクうちの一方のＲＯ１を背後に備える、水素タンクＲｖの縦方向断面図である。距離Ｉ４５は、例えば18,805mmに等しく、距離ｌ４６は、例えば20,471mmに等しい。曲率半径Ｒ４及びＲ５は、それぞれ591mm及び1,839mmに等しい。
【００４５】
図１３は、本発明による超高速航空機の後方斜視図を示す。好ましくは二つの可動部Ｐ１、Ｐ２で形成される、ドアＰは、ロケットエンジンＭｆを外部から遮蔽する。ロケットエンジンＭｆは、例えば、メインエンジンＭｐと、メインエンジンの両側に配置され、メインエンジンよりも胴体底部により近い、二つの補助エンジンＭａ１、Ｍａ２とで構成される。
【００４６】
図１４Ａ、図１４Ｂ及び図１４Ｃは、ドアＰの可動部の異なる位置に対する、本発明による超高速航空機の部分的な背面図を示す。可動部Ｐ１及びＰ２それぞれは、それぞれの水平軸にヒンジで連結されている。図１４Ａは、ドアＰが閉じ、その結果として、ロケットエンジンを外部から完全に遮蔽している場合（ロケットエンジンが動作していない場合）を示している。図１４Ｂは、可動部Ｐ１が閉じ、可動部Ｐ２が開いている場合を示している。この場合、補助エンジンのみが、外部に露出され、メインエンジンの外部への露出は、部分的に遮られている（メインエンジンが動作せず、補助エンジンが動作する場合）。図１４Ｃは、両可動部が開いている場合を示している。メインエンジンと補助エンジンとが、外部に露出されている（メインエンジンと補助エンジンとが動作する場合）。図１５は、簡単な図面として、本発明による超高速航空機の斜視図を示す。
【００４７】
当業者に公知であるように、航空機の飛行中、航空機の圧力中心及び重心は、融合する必要がある。コンコルドの場合における先行技術の解決策は、この条件を達成するために、航空機の速度によらずに、航空機の重心を移動することにあった。しかしながら、この解決策は、航空機に載せられたバラストを移動することができる場合にのみ可能である。これは、本発明の航空輸送の場合とは異なる。本発明の解決策は、図２を参照して上述した内容に従い、フィンの位置を変えることにより、超高速航空機の圧力中心を移動するものである。
【００４８】
図１６は、マッハの速度に従う、本発明の超高速航空機の、中心圧力ＣＰの概略変化を表す。
【００４９】
第一のゾーンＺＡでは、航空機の速度は、音速（マッハ１）以下であり、第二のゾーンＺＢでは、速度は音速を超える。第一の曲線Ｃ１は、リアフィンａ１、ａ２がゾーンＺＡで水平であり、ゾーンＺＢで垂直である場合の、圧力中心ＣＰの変化を表す。第二の曲線Ｃ２は、リアフィンがない場合の、圧力中心ＣＰの変化を表す。曲線Ｃ１及びＣ２は、航空機の速度がマッハ１を超えると融合する（フィンはデルタ翼の垂直面にある）。曲線Ｃ１は、全速度域に亘り、圧力中心の変化を示さないことが好ましい。従って、本発明の航空機は、図に示すフィンに従うリアフィンを備えて選択され、航空機の速度に従うフィンの位置は、速度がマッハ１以下の場合は水平であり、マッハ１を超える場合は垂直である。
【００５０】
図１７は、マッハの速度に従う、本発明の超高速航空機の方向安定性の変化Ｓｔを表す。速度範囲は、ここでも、上に規定したゾーンＺＡ及びＺＢの間で分割される。第一の曲線Ｃ３は、ゾーンＺＡでフィンが水平であり、ゾーンＺＢで垂直である場合の、方向安定性の変化を示し、第二の曲線Ｃ４は、フィンがない場合の、方向安定性の変化を示す。本発明による航空輸送手段の方向安定性は、本質的に優れており、また、リアフィンがなく、他の態様が全て等しい航空機に比べて、非常に有利であることが、明確に示されている。上述したフィンの配置は、基準（すなわち、航空機の重心位置）を超音速圧力中心と一致させることに関連する（図１６のゾーンＺＢにおける曲線Ｃ１）。本発明のさらなる利点は、後部区画に中心のある航空機の製造を可能とすることである。
【００５１】
図１８から図２１は、本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【００５２】
図１８は、本発明の航空機の出発フェーズの第一の例を示す。
【００５３】
航空機は、従来の離陸シーケンスを遂行し、ターボジェットＴＢ１、ＴＢ２で推進され、ロケットエンジンＭｆにより支援される。ロケットエンジンＭｆは、連続可変推力の単一ロケットエンジンであってもよく、または、例えば三つまたは四つの異なるエンジンで構成され、そのうちの一つがメインエンジンである、分割推力ロケットエンジンであってもよい。まず、航空機は、ターボジェットのみを用いて、停止位置から整列位置まで、地上走行する（図１８の点ｐ１参照）。ロケットエンジンの適正な動作の確認が行われた後、ブレーキが開放される。
【００５４】
離陸は、ターボジェット／ロケットエンジンの構成で行われ（図１８における点ｐ１から点ｐ３参照）、航空機の初期上昇速度は、350km/hのオーダーである（図１８における点ｐ１から点ｐ２参照）。この後（図１８における点ｐ３参照）、メインロケットエンジンが点火されるか（分割エンジンの場合）、最大出力が展開され（単一のロケットエンジンの場合）、航空機の上昇が略垂直になる。ドアＰは、ロケットエンジンの適正な動作に必要な異なる構成に従い開かれる（上述した図１４Ｂ，図１４Ｃ参照）。メインロケットエンジンが点火されない場合は、低温ロケット推進剤が、高度維飛行中に消費され、出発基地への帰還は、搭載された推進剤がほとんどない状態で行われ、このことは、ミッション中止時における着陸の安全性に大きく貢献する。航空機の上昇中、航空機はノイズの足跡ＥＳを生じ、その大きさは時間変化し、限られた期間である。メインロケットエンジンが点火された後、または、可変推力ロケットエンジンに最大推力が適用された後、高推力上昇が始まる。遷音速飛行に入る直前に、ターボジェットは停止し、胴体内に収容される。実質的に１以上の推力対重量比が、確立される。この飛行フェーズ中、航空機は、ロケットエンジンによる、高高度（例えば、15,000mから20,000mの間）遷音速加速で、急峻な勾配（すなわち、略垂直）で上昇する（図１８における点ｐ４参照）。ロケットエンジンが可変推力の場合、正確な加速制御が行われることが好ましい。
【００５５】
このタイプの軌道は、音速の壁が破られる際（マッハ１）に生じるソニックブームの地上への影響の低減に大きく役立つ。実際に、略垂直な軌道を考えると、衝撃波は地上に達さず、そのエネルギーは全水平放射方向で消散される。地上では、加速する航空機の垂直下方で、生じるノイズの足跡ＥＳが、空港周辺に閉じ込められ、実質的に1分以下継続する。
【００５６】
本発明の特有の実施形態においては、離陸フェーズ中、旅客と、場合によっては、乗員は、より一層の快適性のために、ハンモックに配置される。
【００５７】
航空機が、非常に高い高度で、超音速に達した場合（図１８における点ｐ５参照）、軌道は、例えば弾道軌道を用いて、次第に曲がって、水平になり、ロケットエンジンが停止され、ドアＰの完全な閉鎖により元の形に戻り、ラムジェットが点火される場合、航空機は、例えば30,000mから35,000mの間の高度で、巡航飛行軌道に入る（図１８における点ｐ６参照）。巡航飛行フェーズが始まる（図１８における点ｐ７参照）。
【００５８】
図１９は、本発明の航空機の離陸フェーズのバリエーションを示す。このバリエーションによれば、航空機は、目的地の方向への飛行の前に、地上に対して水平な面で、ループ飛行を行う。本バリエーションの目的は、ノイズの足跡を空港から遠ざけることにより、空港ゾーンにおけるノイズを低減することである。実際、垂直上昇フェーズを過ぎてから、航空機の軌道は曲がって、空港方向に戻ることで水平になり（図１９における点ｐ５ａ参照）、航空機は、前述した場合よりも空港に近い点で、巡航飛行軌道に入る（図１９における点ｐ６ａ参照）。
【００５９】
図２０は、巡航飛行軌道における本発明の航空機を、象徴的に示したものである。簡易化のため、本発明の航空機のノーズＮのみが示されている。
【００６０】
巡航飛行軌道では、飛行パラメータは、例えば、以下の通りである。
−例えば実質的に35,000mに等しい、地上に対する航空機の高度Ｚ
−実質的に154kmに等しい、消散距離Ｄ
−マッハ4からマッハ4.5の間の、航空機の速度Ｖ
−実質的に12.8°に等しい、マッハコーンの開口角α。
【００６１】
比較として、先行技術の場合には、コンコルドでは、上記パラメータの値は、以下の通りである。
−Ｚ＝20,000m
−Ｄ＝35km
−Ｖ＝マッハ2
−Ａ＝30°
【００６２】
ラムジェットは、固定構造の装置であり、形状的な複雑さを大幅に簡易化し、質量を低減している。この飛行フェーズ中、ラムジェットの推力は、水素の供給率を変えることにより、要求に応じて（飛行コースにおける航空機の軽量化等）変化する。巡航飛行中、航空機は、非常に高い巡航高度と一定の機首方位に因り、非常に限られた環境的衝撃を生じる。要求に応じて、ソニックブームの低減の形状的解決法は、HISAC 2009会議で発表されたようなもの（Sukhoy及びDassaultによる形状デザイン参照）が、航空機のデザイン、例えば、顕著な翼表面上反角等、に取り入れられる。
【００６３】
加速及び巡航飛行中に、航空機により放出されるガスに関しては、CO2は放出されず、水蒸気のみ、及び、場合によっては、気体水素を放出することが好ましい。巡航飛行中、航空機の適正な動作（照明、空調等）に必要な電気エネルギーは、公知の手段、例えば、バッテリー、燃料電池等、により提供される。
【００６４】
目的の空港への接近の際、減速及び降下フェーズが始まる。図２１は、減速及び降下フェーズの例を示している。
【００６５】
目的の空港が見えた場合（例えば、空港から約750km）、ラムジェットは、航空機の軌道のある点で停止する（図２１における点ｐ８参照）。続いて、航空機は、降下を始める。そして、エアブレーキ（スプリットフラップ）の段階的な展開が、遷音速フェーズ中、航空機を、略垂直速度で、急峻な勾配で降下させる（図２１における点ｐ９参照）。急峻な勾配の降下は、エアブレーキを用いて、非常に高い迎え角、または、略ゼロの迎え角で、行われる。従って、収束衝撃音（前述したソニックブーム）は、地球表面から遠く離れて生じ、音波は略水平である。亜音速速度で飛行中は、予備供給源が関与し、エアブレーキは段階的に閉じる（図２１における点ｐ１０参照）。そして、ターボジェットが、場合によっては、風車として知られる技術の相対風によりアシストされて、再起動のために展開される（図２１における点ｐ１１参照）。要求に応じて、旅客、及び、場合によっては、乗員は、この全降下フェーズ中、より一層の快適性のために、ハンモックに配置される。
【００６６】
着陸フェーズ中、航空機は、所与の時間に、例えば待機パターンで配置されることを含み、既存の航路に挿入される。そして、航空機の最終アプローチが、標準形態、すなわち、必要であればゴーアラウンドを可能とする、従来の民間航空機の速度と同程度の速度で行われる。着陸後、航空機は地上走行し、ターボジェットの推力の影響下でゆっくり止まる（図２１における点ｐ１２参照）。
【００６７】
着陸時の飛行高度の仮推定は、コンコルドに対するよりも低い値を有利にもたらす。
【００６８】
航空機は、ターボジェットを用いて地上走行し、これは、従来の民間航空機と同様の移動性をもたらす。
【００６９】
これらのフェーズ中、航空機は、民間航空における施行中の環境規制に従う。
【００７０】
ターボジェットは、飛行のアプローチ、高度維持、ゴーアラウンド、及び着陸の間のみ用いられる。ターボジェットのこの利用は、標準的な使用に比べて、実質的に、ターボジェットのサイズ及び質量の低減に役立つ。本発明の航空機のターボジェットは、その結果、胴体内への格納が、容易であることが好ましい。
【００７１】
特に好ましい方法では、ターボジェットとロケットエンジンとの組み合わせ利用は、航空機が既存の航路にある、巡航中、特に、アプローチ及び着陸フェーズにおける、抵抗の低減と組み合わせて、推力対質量比に関して、優れた妥協を提供する。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超高速航空機、及び、本発明の航空機による、航空機を用いた航空移動手段に関する。
【背景技術】
【０００２】
点から点への超高速輸送のテーマの研究が、近年、日本及び米国において行われている。これらの構想に続いて、EADS（European Aeronautic Defense and Space company）及びASTRIUM（EADSの部門会社）が、ASP（“ASTRIUM SPACE PLANE”）プログラムに沿って、点から点への超高速航空機のコンセプトスタディを行っている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
現時点では、製造された点から点への超高速航空機は、コンコルド及びツポレフTu-144であり、これら双方は、超音速である。本発明により提案される超高速航空機は、これらの両航空機の性能を、大幅に改善することが可能である。
【０００４】
特に、本発明により提案される超高速航空機は、ソニックブームも呼ばれる、音速の壁が破られる際に生じる騒音を、実質的に低減する。この騒音は、一つだけではないにせよ、コンコルドの大西洋航路以外の航路の開拓を妨げる、主要な制限であった。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、胴体と、該胴体の両側に配されたゴシックデルタ翼と、航空機を推進可能なエンジンのシステムと、を含む航空機に関する。この航空機は、
−胴体は、液体または溶けた雪（スラッシュ）状態の水素のタンクと、一つ以上の液体酸素のタンクとを含み、
−デルタ翼は、平らな上面と平らな下面とを有し、翼の付け根が、胴体の前方部分の拡大領域から実質的に始まり、
−フィンが、軸が胴体の軸に平行な円筒状の部位を用いて、デルタ翼の後縁の各外側端に取り付けられ、各フィンは、円筒状の部位に取り付けられ、円筒状の部位の両側の同一面にある、二つの実質的に同一な台形形状エレメントで構成され、各円筒状の部位は、円筒状の部位に取り付けられた台形形状エレメント双方が、ゴシックデルタ翼の面に平行な面に配置され、または、ゴシックデルタ翼に垂直な面に配置されるように、その軸回りに回転可能であり、
−エンジンのシステムが、胴体内に格納可能であり、胴体の前方部分に配置された、少なくとも一つのターボジェットと、少なくとも一つの固定構造のラムジェットと、胴体の後方部分に配置されるロケットエンジンと、を含み、胴体の後方部分に位置するドアが、ロケットエンジンを外部に露出するために開き、または、ロケットエンジンを外部から遮蔽するために閉じることが可能であること、
を特徴とする。
【０００６】
本発明のさらなる特徴によれば、胴体は、客室区画を拡張する前方区画またはノーズと、後方区画と、で構成され、前方区画は、客室区画から連続して次第に広がる断面を有するとともに、後方区画は、航空機の後方に向かって連続して次第に狭まる断面を有する。
【０００７】
本発明の他のさらなる特徴によれば、各液体酸素タンクの重心は、タンクが空であっても満タンであっても、航空機の重心にできるだけ近くに配置される。
【０００８】
本発明の他のさらなる特徴によれば、ロケットエンジンは、単一のエンジン、または、一つ以上の補助エンジンを伴うメインエンジンで構成される。
【０００９】
本発明の他のさらなる特徴によれば、航空機は、直線デルタ翼を基準に計算される、実質的に70°から75°の間の前縁曲線を有する。
【００１０】
本発明は、本発明の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、航空機の離陸フェーズを含み、離陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法に関する。
−航空機の地上走行のステップ、その間、航空機は、ターボジェットにより推進されて、滑走路の配置点に達し、両フィンの両台形形状エレメント双方が、離陸に備えてゴシックデルタ翼に平行な面に位置づけられ、
−航空機の後方ドアを開き、または、開状態を確認するステップ、
−離陸ステップ、この間、航空機は、同時に、ターボジェットと、ロケットエンジンとにより推進され、航空機は、ロケットエンジンにより展開される非常に強力な推力の利用により、次第に略垂直な上昇飛行のフェーズに移行し、航空機は上昇飛行フェーズ中にマッハ1の速度に達してマッハ1を超え、ターボジェットが、マッハ1の速度に達する前に、停止されて、胴体内に引き込まれ、航空機の両フィンの両台形形状エレメント双方の位置が、航空機がマッハ1の速度に達し、及び／または、マッハ1の速度を超えた後に、ゴシックデルタ翼の面に垂直な面に移行する。
【００１１】
本発明は、さらに、本発明の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、航空機がラムジェットの推力により推進され、両フィンの両台形形状エレメント双方の位置が、ゴシックデルタ翼に垂直な面に移行する、巡航飛行軌道からの航空機の着陸フェーズを含み、航空機の着陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法に関する。
−ラムジェットの停止、
−航空機を、遷移音速における略垂直な速度を低減して急峻な勾配の降下フェーズに移行する、スプリットフラップの段階的な展開、
−両フィンの両台形形状エレメント双方の位置を、航空機の速度がマッハ1の速度に達した後、及び／または、マッハ1の速度以下となった後に、ゴシックデルタ翼の面に水平な面に配置する、エレメントの位置の段階的な変更、
−航空機の速度がマッハ１以下になった後の、スプリットフラップの段階的な格納、及び、ターボジェットの展開及び点火、及び、
−標準的な航路への航空機の挿入。
【００１２】
本発明の他のさらなる特徴によれば、巡航飛行が、
−実質的に30,000mから35,000mの間の、航空機の地上に対する高度、
−実質的に110kmmから175kmの間の、航空機のノーズの衝撃波の消散距離、
−実質的にマッハ4からマッハ4.5の間の、航空機の速度、及び、
−実質的に11°から15°の間の、マッハコーンの開口角α、
を特徴とする。
【００１３】
本発明により提案される超高速航空機は、コンコルドの速度の2倍の速度、すなわち、マッハ4＋を有し、巡航高度は、従来の民間航空機のものよりも、少なくとも20km高い。
【００１４】
これらの一般的な性能特性に加えて、本発明の航空機は、2-3トンの相当物、すなわち、例えば20人の旅客を運搬可能であり、また、積載された酸素（液体酸素）および大気中の酸素双方と積載された水素との結合、未来の燃料、により提供される加速及び巡航フェーズでの推進力の結果として、環境アスペクトの点で、特に重要な利点を提供する。
【００１５】
超高速航空機により想定されるアプリケーションは、2種類、すなわち、民間及び軍事である。
【００１６】
民間アプリケーションの場合、想定される市場は、主に、大陸横断の日帰り旅行が必要な、出張及びVIP（Very Important Person）旅客のアプリケーションである。
【００１７】
一方で、軍事アプリケーションは、例えば、戦略的偵察と、高付加価値製品、及び、重装備のエリート部隊の超高速運搬と、に関する。この航空機の軍事的な利用は、正確な攻撃と、例えばEMP（Electro Magnetic Pulse）とも呼ばれる高出力電磁パルスによる、好ましい高付加価値の目標の破壊とを可能とする。人工衛星と同様に、本発明の航空機は、従来の航空機の柔軟性と非予測可能性とを有しながら、従来の対空システムに対して、略全体的な難攻不落性を提供する。
【００１８】
本発明の航空機の性能は、略9,000kmの距離（例えば、パリ−サンフランシスコまたは東京−ロサンゼルス）を3時間でカバーすることを可能とする。
【００１９】
本発明の航空機の運行概念及び構造は、以下を可能とする。
・水素及び液体酸素の燃料補給が利用可能な下での、標準的な空港施設での出発及び到着の運行
・一般的な巡航航路との干渉の回避（現在の航空軌道より上の巡航高度）
・飛行高度が、適正な飛行に影響を与える気象現象が存在しない高度であることによる、略全天候での運行
・特別な運用を必要とするロケットエンジンシステムを除く、航空機全体での航空特性のメンテナンス。
【００２０】
本発明の他の特徴及び利点は、添付図面を参照して行われる好ましい実施形態の観点で、明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明による超高速航空機の下方からの図を示す。
【図２】本発明による超高速航空機の特有の部品の斜視図を示す。
【図３】本発明による超高速航空機の外形図を示す。
【図４】本発明による超高速航空機の上方からの半身図を示す。
【図５】本発明による超高速航空機の正面図を示す。
【図６】本発明による超高速航空機の縦方向断面図を示す。
【図７】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図８】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図９】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１０】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１１】図６に示す本発明による超高速航空機の横方向断面図を示す。
【図１２】図６に示す本発明による超高速航空機の詳細図を示す。
【図１３】本発明による超高速航空機の後方斜視図を示す。
【図１４Ａ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１４Ｂ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１４Ｃ】ロケットエンジンを外部に露出可能であり、あるいはロケットエンジンを外部から遮蔽可能な、本発明による超高速航空機のドアの異なる位置に対する、部分的な背面図を示す。
【図１５】本発明による超高速航空機の斜視図を示す。
【図１６】本発明の超高速航空機のマッハ速度による圧力中心の変化を示す。
【図１７】マッハ速度に依存する、本発明の超高速航空機の方向安定性の変化を示す。
【図１８】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図１９】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図２０】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【図２１】本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
全ての図において、同じ符号は、同じ部品を指す。大きさｌは、距離を表す。大きさΦは、直径を表す。大きさθは、角度を表す。大きさＲは、曲率半径を表す。
【００２３】
図１は、本発明による超高速航空機の例の下方からの図を示す。
【００２４】
図１において、表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ１＝52,995mm
ｌ２＝37,855mm
ｌ３＝36,524mm
ｌ４＝7,135mm
ｌ５＝4,394mm
ｌ６＝2,150mm
ｌ７＝3,000mm
ｌ８＝7,115mm
ｌ９＝8,929mm
【００２５】
同様に、表示される直径Φは、非限定的な例として、以下の値を取る。
Φ１＝3,500mm
Φ２＝1,800mm
【００２６】
図１の例による本発明の超高速航空機は、以下の全エレメントを含む。
−液体またはスラッシュ状態の水素を収容するタンクＲｖ（図６及び図１０参照）と、二つの液体酸素タンクＲＯ１及びＲＯ２とを含む、胴体Ｆ、ここで、タンクＲｖ、ＲＯ１、及びＲＯ２は、ロケットエンジンＭｆへの供給用であり、
−できる限り平坦な上面を有し、その後端の胴体の両側に、二つのリアフラップｖ１、ｖ２を有する、ゴシックデルタ翼Ａ、
−直線デルタ翼に対して計算される、好ましくは70°から75°の間の、航空機の前縁曲線θ３、
−例えば乗客を収容し、巡航飛行条件の間、風上に向くように、翼−胴体アセンブリから前方に位置する、キャビンＰ、これにより、航空機の全抵抗に対するこの部分の寄与を最小にすることを可能とするとともに、揚力を生じない、
−航空機の前方で、キャビンＰの延長として作られる、ＣＮ区画を形成する、コックピットとノーズ、
−航空機に収容される、着陸ギアＴＲａ、ＴＲｂ、ＴＲｃ、ここで、着陸ギアの動きは、できる限り簡易化されていることが望ましい、
−航空機の縦軸に対して対称に配置される、可動フィンａ１、ａ２、ここで、各フィンは、デルタ翼の後縁の外側端に取り付けられている、
−航空機の軸に対して対称に配置される、二つのラムジェットＳＴ１、ＳＴ２、ここで、各ラムジェットは、巡航飛行フェーズに最適な固定構造を有する、
−キャビンＰと胴体Ｆとの間の移行領域に配置され、非動作中に胴体内に収容可能な、二つのターボジェットＴＢ１、ＴＢ２、
−胴体の後部に配置され、航空機の後部ドアＰにより、外部に露出可能であり、または胴体内に収容可能な（図１４Ａ−図１４Ｃ参照）、ロケットエンジンＭｆ（図６、図１４Ａ、図１４Ｂ参照）。
【００２７】
上述した図１の例では、本発明の航空機は、二つのターボジェットと、二つのラムジェットとを有する。しかしながら、より一般的には、少なくとも一つのターボジェットと、少なくとも一つのラムジェットとを有する航空機にも関する。
【００２８】
ラムジェットＳＴ１、ＳＴ２双方は、二次的な衝撃波により影響を受ける航空機の領域、または、主要な衝撃波により影響を受ける航空機の領域の、前方に配置される、空気流入口を有することが好ましく、従って、邪魔されることのない条件で、空気の流入を可能とする。
【００２９】
胴体の前方部分の拡大は、二次的な斜め衝撃波を生じるのに有利であり、この衝撃波は、翼の下面と強く作用して、一般的に圧縮揚力と呼ばれる、圧縮による揚力を生じる。
【００３０】
図２は、本発明の超高速航空輸送手段の可動フィンａ１、ａ２を示している。一つの可動フィンは、デルタ翼の外縁の外側部に取り付けられる円筒状部品の両側に、同一平面内で配置される、実質的に同じ台形形状のエレメント二つで構成されている。円筒状部品の中心軸は、航空機の縦方向軸と平行である。円筒状部品は、回転可能であり、可動フィンを、亜音速で、水平位置に配置し、超音速で、垂直位置に配置する。利便性のため、可動フィンの両配置位置を、図２に同時に示している。
【００３１】
図３は、フィンａ１、ａ２が垂直（すなわち、航空機の軸に垂直）である場合の、本発明の超高速航空機の外形図を示す。図３において、表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ１０＝57,630mm
ｌ１１＝42,995mm
ｌ１２＝37,685mm
ｌ１３＝21,995mm
ｌ１４＝17,995mm
ｌ１５＝17,950mm
ｌ１６＝13,000mm
ｌ１７＝6,780mm
ｌ１８＝6,657mm
ｌ１９＝7,400mm
ｌ２０＝6,097mm
【００３２】
同様に、表示される角度θ１、θ２は、非限定的な例として、以下の値を取る。
θ１＝5°
θ２＝58°
【００３３】
図４は、本発明による超高速航空機の上方からの半身図を示す。表示されるフィンａ１は、水平位置にある。符号Ｂ１、Ｂ２は、亜音速構造（フィンａ１、ａ２が水平）及び超音速構造（フィンａ１、ａ２が垂直）における航空機の基準領域の重心位置をそれぞれ示す。
【００３４】
図４に表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ２１＝15,326mm
ｌ２２＝27,878mm
ｌ２３＝7,556mm
ｌ２４＝35,009mm
ｌ２５＝36,722mm
【００３５】
角度θ３（航空機の前縁曲線）は、非限定的な例として、74°に等しい。
【００３６】
図５は、本発明による超高速航空機の正面図を示す。
【００３７】
この場合、距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ２６＝27,188mm
ｌ２７＝19,788mm
ｌ２８＝11,262mm
ｌ２９＝6,578mm
ｌ３０＝6,037mm
ｌ３１＝7,900mm
ｌ３２＝2,650mm
【００３８】
また、半径Ｒ１は、2,797mmに等しく、角度θ４は、20°に等しい。
【００３９】
図６は、本発明による超高速航空機の縦方向断面図を示す。
【００４０】
図６に表示される距離ｌは、非限定的な例として、以下の値を取る。
ｌ３３＝5,495mm
ｌ３４＝11,500mm
ｌ３５＝4,200mm
ｌ３６＝21,000mm
ｌ３７＝10,800mm
ｌ３８＝1,500mm
【００４１】
半径Ｒ２は、445mmに等しい。
【００４２】
図７、図８、図９、図１０及び図１１は、それぞれ、図６の本発明の超高速航空機の横断面図Ａ−Ａ（コックピット）、横断面図Ｂ−Ｂ（キャビン）、横断面図Ｃ−Ｃ（キャビン後方でターボジェット直前の胴体）、横断面図Ｄ−Ｄ（ターボジェット直後の胴体、符号ＴＢ１′、ＴＢ２′は胴体内に収容されたターボジェット、符号ＴＢ１、ＴＢ２は、胴体外に展開されたターボジェット）、及び、横断面図Ｅ−Ｅ（ランディングギアの領域の胴体）である。
【００４３】
図８において、距離ｌ３９は、例えば630mmに等しく、距離ｌ４０は、例えば505mmに等しい。図９において、距離ｌ４１は、例えば、2,150mmに等しく、ｌ４２及びｌ４３は、それぞれ例えば650mm及び600mmに等しい。図１１において、距離ｌ４４は、例えば870mmに等しく、半径Ｒ４は、例えば1,550mmに等しい。
【００４４】
図１２は、図６の詳細図であり、すなわち、二つの酸素タンクうちの一方のＲＯ１を背後に備える、水素タンクＲｖの縦方向断面図である。距離Ｉ４５は、例えば18,805mmに等しく、距離ｌ４６は、例えば20,471mmに等しい。曲率半径Ｒ４及びＲ５は、それぞれ591mm及び1,839mmに等しい。
【００４５】
図１３は、本発明による超高速航空機の後方斜視図を示す。好ましくは二つの可動部Ｐ１、Ｐ２で形成される、ドアＰは、ロケットエンジンＭｆを外部から遮蔽する。ロケットエンジンＭｆは、例えば、メインエンジンＭｐと、メインエンジンの両側に配置され、メインエンジンよりも胴体底部により近い、二つの補助エンジンＭａ１、Ｍａ２とで構成される。
【００４６】
図１４Ａ、図１４Ｂ及び図１４Ｃは、ドアＰの可動部の異なる位置に対する、本発明による超高速航空機の部分的な背面図を示す。可動部Ｐ１及びＰ２それぞれは、それぞれの水平軸にヒンジで連結されている。図１４Ａは、ドアＰが閉じ、その結果として、ロケットエンジンを外部から完全に遮蔽している場合（ロケットエンジンが動作していない場合）を示している。図１４Ｂは、可動部Ｐ１が閉じ、可動部Ｐ２が開いている場合を示している。この場合、補助エンジンのみが、外部に露出され、メインエンジンの外部への露出は、部分的に遮られている（メインエンジンが動作せず、補助エンジンが動作する場合）。図１４Ｃは、両可動部が開いている場合を示している。メインエンジンと補助エンジンとが、外部に露出されている（メインエンジンと補助エンジンとが動作する場合）。図１５は、簡単な図面として、本発明による超高速航空機の斜視図を示す。
【００４７】
当業者に公知であるように、航空機の飛行中、航空機の圧力中心及び重心は、融合する必要がある。コンコルドの場合における先行技術の解決策は、この条件を達成するために、航空機の速度によらずに、航空機の重心を移動することにあった。しかしながら、この解決策は、航空機に載せられたバラストを移動することができる場合にのみ可能である。これは、本発明の航空輸送の場合とは異なる。本発明の解決策は、図２を参照して上述した内容に従い、フィンの位置を変えることにより、超高速航空機の圧力中心を移動するものである。
【００４８】
図１６は、マッハの速度に従う、本発明の超高速航空機の、中心圧力ＣＰの概略変化を表す。
【００４９】
第一のゾーンＺＡでは、航空機の速度は、音速（マッハ１）以下であり、第二のゾーンＺＢでは、速度は音速を超える。第一の曲線Ｃ１は、リアフィンａ１、ａ２がゾーンＺＡで水平であり、ゾーンＺＢで垂直である場合の、圧力中心ＣＰの変化を表す。第二の曲線Ｃ２は、リアフィンがない場合の、圧力中心ＣＰの変化を表す。曲線Ｃ１及びＣ２は、航空機の速度がマッハ１を超えると融合する（フィンはデルタ翼の垂直面にある）。曲線Ｃ１は、全速度域に亘り、圧力中心の変化を示さないことが好ましい。従って、本発明の航空機は、図に示すフィンに従うリアフィンを備えて選択され、航空機の速度に従うフィンの位置は、速度がマッハ１以下の場合は水平であり、マッハ１を超える場合は垂直である。
【００５０】
図１７は、マッハの速度に従う、本発明の超高速航空機の方向安定性の変化Ｓｔを表す。速度範囲は、ここでも、上に規定したゾーンＺＡ及びＺＢの間で分割される。第一の曲線Ｃ３は、ゾーンＺＡでフィンが水平であり、ゾーンＺＢで垂直である場合の、方向安定性の変化を示し、第二の曲線Ｃ４は、フィンがない場合の、方向安定性の変化を示す。本発明による航空輸送手段の方向安定性は、本質的に優れており、また、リアフィンがなく、他の態様が全て等しい航空機に比べて、非常に有利であることが、明確に示されている。上述したフィンの配置は、基準（すなわち、航空機の重心位置）を超音速圧力中心と一致させることに関連する（図１６のゾーンＺＢにおける曲線Ｃ１）。本発明のさらなる利点は、後部区画に中心のある航空機の製造を可能とすることである。
【００５１】
図１８から図２１は、本発明の超高速航空機の異なるフライトフェーズを示す。
【００５２】
図１８は、本発明の航空機の出発フェーズの第一の例を示す。
【００５３】
航空機は、従来の離陸シーケンスを遂行し、ターボジェットＴＢ１、ＴＢ２で推進され、ロケットエンジンＭｆにより支援される。ロケットエンジンＭｆは、連続可変推力の単一ロケットエンジンであってもよく、または、例えば三つまたは四つの異なるエンジンで構成され、そのうちの一つがメインエンジンである、分割推力ロケットエンジンであってもよい。まず、航空機は、ターボジェットのみを用いて、停止位置から整列位置まで、地上走行する（図１８の点ｐ１参照）。ロケットエンジンの適正な動作の確認が行われた後、ブレーキが開放される。
【００５４】
離陸は、ターボジェット／ロケットエンジンの構成で行われ（図１８における点ｐ１から点ｐ３参照）、航空機の初期上昇速度は、350km/hのオーダーである（図１８における点ｐ１から点ｐ２参照）。この後（図１８における点ｐ３参照）、メインロケットエンジンが点火されるか（分割エンジンの場合）、最大出力が展開され（単一のロケットエンジンの場合）、航空機の上昇が略垂直になる。ドアＰは、ロケットエンジンの適正な動作に必要な異なる構成に従い開かれる（上述した図１４Ｂ，図１４Ｃ参照）。メインロケットエンジンが点火されない場合は、低温ロケット推進剤が、高度維飛行中に消費され、出発基地への帰還は、搭載された推進剤がほとんどない状態で行われ、このことは、ミッション中止時における着陸の安全性に大きく貢献する。航空機の上昇中、航空機はノイズの足跡ＥＳを生じ、その大きさは時間変化し、限られた期間である。メインロケットエンジンが点火された後、または、可変推力ロケットエンジンに最大推力が適用された後、高推力上昇が始まる。遷音速飛行に入る直前に、ターボジェットは停止し、胴体内に収容される。実質的に１以上の推力対重量比が、確立される。この飛行フェーズ中、航空機は、ロケットエンジンによる、高高度（例えば、15,000mから20,000mの間）遷音速加速で、急峻な勾配（すなわち、略垂直）で上昇する（図１８における点ｐ４参照）。ロケットエンジンが可変推力の場合、正確な加速制御が行われることが好ましい。
【００５５】
このタイプの軌道は、音速の壁が破られる際（マッハ１）に生じるソニックブームの地上への影響の低減に大きく役立つ。実際に、略垂直な軌道を考えると、衝撃波は地上に達さず、そのエネルギーは全水平放射方向で消散される。地上では、加速する航空機の垂直下方で、生じるノイズの足跡ＥＳが、空港周辺に閉じ込められ、実質的に1分以下継続する。
【００５６】
本発明の特有の実施形態においては、離陸フェーズ中、旅客と、場合によっては、乗員は、より一層の快適性のために、ハンモックに配置される。
【００５７】
航空機が、非常に高い高度で、超音速に達した場合（図１８における点ｐ５参照）、軌道は、例えば弾道軌道を用いて、次第に曲がって、水平になり、ロケットエンジンが停止され、ドアＰの完全な閉鎖により元の形に戻り、ラムジェットが点火される場合、航空機は、例えば30,000mから35,000mの間の高度で、巡航飛行軌道に入る（図１８における点ｐ６参照）。巡航飛行フェーズが始まる（図１８における点ｐ７参照）。
【００５８】
図１９は、本発明の航空機の離陸フェーズのバリエーションを示す。このバリエーションによれば、航空機は、目的地の方向への飛行の前に、地上に対して水平な面で、ループ飛行を行う。本バリエーションの目的は、ノイズの足跡を空港から遠ざけることにより、空港ゾーンにおけるノイズを低減することである。実際、垂直上昇フェーズを過ぎてから、航空機の軌道は曲がって、空港方向に戻ることで水平になり（図１９における点ｐ５ａ参照）、航空機は、前述した場合よりも空港に近い点で、巡航飛行軌道に入る（図１９における点ｐ６ａ参照）。
【００５９】
図２０は、巡航飛行軌道における本発明の航空機を、象徴的に示したものである。簡易化のため、本発明の航空機のノーズＮのみが示されている。
【００６０】
巡航飛行軌道では、飛行パラメータは、例えば、以下の通りである。
−例えば実質的に35,000mに等しい、地上に対する航空機の高度Ｚ
−実質的に154kmに等しい、消散距離Ｄ
−マッハ4からマッハ4.5の間の、航空機の速度Ｖ
−実質的に12.8°に等しい、マッハコーンの開口角α。
【００６１】
比較として、先行技術の場合には、コンコルドでは、上記パラメータの値は、以下の通りである。
−Ｚ＝20,000m
−Ｄ＝35km
−Ｖ＝マッハ2
−Ａ＝30°
【００６２】
ラムジェットは、固定構造の装置であり、形状的な複雑さを大幅に簡易化し、質量を低減している。この飛行フェーズ中、ラムジェットの推力は、水素の供給率を変えることにより、要求に応じて（飛行コースにおける航空機の軽量化等）変化する。巡航飛行中、航空機は、非常に高い巡航高度と一定の機首方位に因り、非常に限られた環境的衝撃を生じる。要求に応じて、ソニックブームの低減の形状的解決法は、HISAC 2009会議で発表されたようなもの（Sukhoy及びDassaultによる形状デザイン参照）が、航空機のデザイン、例えば、顕著な翼表面上反角等、に取り入れられる。
【００６３】
加速及び巡航飛行中に、航空機により放出されるガスに関しては、CO2は放出されず、水蒸気のみ、及び、場合によっては、気体水素を放出することが好ましい。巡航飛行中、航空機の適正な動作（照明、空調等）に必要な電気エネルギーは、公知の手段、例えば、バッテリー、燃料電池等、により提供される。
【００６４】
目的の空港への接近の際、減速及び降下フェーズが始まる。図２１は、減速及び降下フェーズの例を示している。
【００６５】
目的の空港が見えた場合（例えば、空港から約750km）、ラムジェットは、航空機の軌道のある点で停止する（図２１における点ｐ８参照）。続いて、航空機は、降下を始める。そして、エアブレーキ（スプリットフラップ）の段階的な展開が、遷音速フェーズ中、航空機を、略垂直速度で、急峻な勾配で降下させる（図２１における点ｐ９参照）。急峻な勾配の降下は、エアブレーキを用いて、非常に高い迎え角、または、略ゼロの迎え角で、行われる。従って、収束衝撃音（前述したソニックブーム）は、地球表面から遠く離れて生じ、音波は略水平である。亜音速速度で飛行中は、予備供給源が関与し、エアブレーキは段階的に閉じる（図２１における点ｐ１０参照）。そして、ターボジェットが、場合によっては、風車として知られる技術の相対風によりアシストされて、再起動のために展開される（図２１における点ｐ１１参照）。要求に応じて、旅客、及び、場合によっては、乗員は、この全降下フェーズ中、より一層の快適性のために、ハンモックに配置される。
【００６６】
着陸フェーズ中、航空機は、所与の時間に、例えば待機パターンで配置されることを含み、既存の航路に挿入される。そして、航空機の最終アプローチが、標準形態、すなわち、必要であればゴーアラウンドを可能とする、従来の民間航空機の速度と同程度の速度で行われる。着陸後、航空機は地上走行し、ターボジェットの推力の影響下でゆっくり止まる（図２１における点ｐ１２参照）。
【００６７】
着陸時の飛行高度の仮推定は、コンコルドに対するよりも低い値を有利にもたらす。
【００６８】
航空機は、ターボジェットを用いて地上走行し、これは、従来の民間航空機と同様の移動性をもたらす。
【００６９】
これらのフェーズ中、航空機は、民間航空における施行中の環境規制に従う。
【００７０】
ターボジェットは、飛行のアプローチ、高度維持、ゴーアラウンド、及び着陸の間のみ用いられる。ターボジェットのこの利用は、標準的な使用に比べて、実質的に、ターボジェットのサイズ及び質量の低減に役立つ。本発明の航空機のターボジェットは、その結果、胴体内への格納が、容易であることが好ましい。
【００７１】
特に好ましい方法では、ターボジェットとロケットエンジンとの組み合わせ利用は、航空機が既存の航路にある、巡航中、特に、アプローチ及び着陸フェーズにおける、抵抗の低減と組み合わせて、推力対質量比に関して、優れた妥協を提供する。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体（Ｆ）と、該胴体の両側に配されたゴシックデルタ翼（Ａ）と、航空機を推進可能なエンジンのシステム（ＴＢ１、ＴＢ２、ＳＴ１、ＳＴ２、Ｍｆ）と、を含む航空機であって、
−前記胴体は、液体またはスラッシュ状態の水素のタンク（Ｒｖ）と、一つ以上の液体酸素のタンク（ＲＯ１、ＲＯ２）とを含み、
−前記ゴシックデルタ翼（Ａ）は、平らな上面と平らな下面とを有し、翼の付け根が、前記胴体の前方部分の拡大領域から実質的に始まり、
−フィン（ａ１、ａ２）が、軸が前記胴体の軸に平行な円筒状の部位を用いて、前記ゴシックデルタ翼の後縁の各外側端に取り付けられ、各フィンは、前記円筒状の部位に取り付けられ、前記円筒状の部位の両側の同一面にある、二つの実質的に同一な台形形状エレメントで構成され、各円筒状の部位は、該円筒状の部位に取り付けられた台形形状エレメント双方が、前記ゴシックデルタ翼の面に平行な面に配置され、または、前記ゴシックデルタ翼に垂直な面に配置されるように、その軸回りに回転可能であり、
−前記エンジンのシステムが、前記胴体の前方部分に配置され、前記胴体内に格納可能な、少なくとも一つのターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）と、少なくとも一つの固定形状のラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）と、前記胴体の後方部分に配置されるロケットエンジン（Ｍｆ）と、を含み、前記胴体の前記後方部分に位置するドア（Ｐ）が、前記ロケットエンジンを外部に露出するために開き、または、前記ロケットエンジンを外部から遮蔽するために閉じることが可能であること、
を特徴とする航空機。
【請求項２】
前記胴体（Ｆ）が、客室区画を拡張する前方区画またはノーズと、後方区画と、で構成され、該前方区画は、該客室区画から連続して次第に広がる断面を有するとともに、該後方区画は、該航空機の後方に向かって連続して次第に狭まる断面を有する、
請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
各液体酸素タンク（ＲＯ１、ＲＯ２）の重心が、タンクが空であっても満タンであっても、該航空機の重心にできるだけ近くに配置される、
請求項１または２に記載の航空機。
【請求項４】
前記ロケットエンジンが、単一のエンジン、または、一つ以上の補助エンジンを伴うメインエンジンで構成される、
請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項５】
二つのラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）が、前記ゴシックデルタ翼の下の前記胴体の両側に配置される、
請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項６】
該航空機が、直線デルタ翼を基準に計算される、実質的に70°から75°の間の前縁曲線を有する、
請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項７】
前記ロケットエンジン（Ｍｆ）が、連続的な可変推力のエンジン、または分割推力エンジンである、
請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、該航空機の離陸フェーズを含み、該離陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法。
−該航空機の地上走行のステップ、その間、該航空機は、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）により推進されて、配置点（ｐ１）に達し、両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方が、前記ゴシックデルタ翼に平行な面に位置づけられ、
−該航空機の前記後方に位置する前記ドア（Ｐ）を開き、または、開状態を確認するステップ、及び、
−離陸ステップ、この間、該航空機は、同時に、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）と、前記ロケットエンジン（Ｍｆ）とにより推進され、該航空機は、前記ロケットエンジン（Ｍｆ）により展開される非常に強力な推力により、次第に略垂直な上昇飛行のフェーズに移行し、該航空機は該上昇飛行フェーズ中にマッハ1の速度に達してマッハ1を超え、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）が、該マッハ1の速度に達する前に、停止されて、前記胴体（Ｆ）内に引き込まれ、該航空機の両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置が、該航空機がマッハ1の速度に達し、及び／または、マッハ1の速度を超えた後に、前記ゴシックデルタ翼の面に垂直な面に移行する。
【請求項９】
該航空機が、地上に対する水平位置に次第に移行するステップを含むとともに、前記ロケットエンジンを停止して元に戻し、前記ラムジェットが点火されて、該航空機が、地上に対する前記水平位置に移行した後、巡航飛行フェーズに移行すること、
を特徴とする請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
該航空機が、前記巡航飛行フェーズに移行する前に、地上に対する水平面において、出発点に向かって戻るループ飛行を行う、
請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、該航空機が前記ラムジェットの推力により推進され、両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置が、前記ゴシックデルタ翼に垂直な面に移行する、巡航飛行軌道からの該航空機の着陸フェーズを含み、該航空機の着陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法。
−ラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）の停止、
−該航空機を、遷移音速における略垂直な速度を低減して急峻な勾配の降下フェーズに移行する、スプリットフラップの段階的な展開、
−両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置を、該航空機の速度がマッハ1の速度に達した後、及び／または、マッハ1の速度以下となった後に、前記ゴシックデルタ翼の面に水平な面に配置する、該エレメントの位置の変更、
−該航空機の速度がマッハ１以下になった後の、前記スプリットフラップの段階的な格納、及び、前記ターボジェットの展開、及び、
−標準的な航路への該航空機の挿入。
【請求項１２】
急峻な勾配の前記降下フェーズが、非常に高い迎え角、または、略ゼロの迎え角で行われる、
請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記巡航飛行が、
−実質的に30,000mから35,000mの間の、該航空機の地上に対する高度、
−実質的に110kmmから175kmの間の、該航空機のノーズの衝撃波の消散距離、
−マッハ4からマッハ4.5の間の、該航空機の速度、及び、
−実質的に11°から15°の間の、マッハコーンの開口角α、
を特徴とする、
請求項９から１２のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１】
胴体（Ｆ）と、該胴体の両側に配されたゴシックデルタ翼（Ａ）と、航空機を推進可能なエンジンのシステム（ＴＢ１、ＴＢ２、ＳＴ１、ＳＴ２、Ｍｆ）と、を含む航空機であって、
−前記胴体は、液体またはスラッシュ状態の水素のタンク（Ｒｖ）と、一つ以上の液体酸素のタンク（ＲＯ１、ＲＯ２）とを含み、
−前記ゴシックデルタ翼（Ａ）は、平らな上面と平らな下面とを有し、翼の付け根が、前記胴体の前方部分の拡大領域から実質的に始まり、
−フィン（ａ１、ａ２）が、軸が前記胴体の軸に平行な円筒状の部位を用いて、前記ゴシックデルタ翼の後縁の各外側端に取り付けられ、各フィンは、前記円筒状の部位に取り付けられ、前記円筒状の部位の両側の同一面にある、二つの実質的に同一な台形形状エレメントで構成され、各円筒状の部位は、該円筒状の部位に取り付けられた台形形状エレメント双方が、前記ゴシックデルタ翼の面に平行な面に配置され、または、前記ゴシックデルタ翼に垂直な面に配置されるように、その軸回りに回転可能であり、
−前記エンジンのシステムが、前記胴体の前方部分に配置され、前記胴体内に格納可能な、少なくとも一つのターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）と、少なくとも一つの固定形状のラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）と、前記胴体の後方部分に配置されるロケットエンジン（Ｍｆ）と、を含み、前記胴体の前記後方部分に位置するドア（Ｐ）が、前記ロケットエンジンを外部に露出するために開き、または、前記ロケットエンジンを外部から遮蔽するために閉じることが可能であること、
を特徴とする航空機。
【請求項２】
前記胴体（Ｆ）が、客室区画を拡張する前方区画またはノーズと、後方区画と、で構成され、該前方区画は、該客室区画から連続して次第に広がる断面を有するとともに、該後方区画は、該航空機の後方に向かって連続して次第に狭まる断面を有する、
請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
各液体酸素タンク（ＲＯ１、ＲＯ２）の重心が、タンクが空であっても満タンであっても、該航空機の重心にできるだけ近くに配置される、
請求項１または２に記載の航空機。
【請求項４】
前記ロケットエンジンが、単一のエンジン、または、一つ以上の補助エンジンを伴うメインエンジンで構成される、
請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項５】
二つのラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）が、前記ゴシックデルタ翼の下の前記胴体の両側に配置される、
請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項６】
該航空機が、直線デルタ翼を基準に計算される、実質的に70°から75°の間の前縁曲線を有する、
請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項７】
前記ロケットエンジン（Ｍｆ）が、連続的な可変推力のエンジン、または分割推力エンジンである、
請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、該航空機の離陸フェーズを含み、該離陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法。
−該航空機の地上走行のステップ、その間、該航空機は、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）により推進されて、配置点（ｐ１）に達し、両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方が、前記ゴシックデルタ翼に平行な面に位置づけられ、
−該航空機の前記後方に位置する前記ドア（Ｐ）を開き、または、開状態を確認するステップ、及び、
−離陸ステップ、この間、該航空機は、同時に、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）と、前記ロケットエンジン（Ｍｆ）とにより推進され、該航空機は、前記ロケットエンジン（Ｍｆ）により展開される非常に強力な推力により、次第に略垂直な上昇飛行のフェーズに移行し、該航空機は該上昇飛行フェーズ中にマッハ1の速度に達してマッハ1を超え、前記ターボジェット（ＴＢ１、ＴＢ２）が、該マッハ1の速度に達する前に、停止されて、前記胴体（Ｆ）内に引き込まれ、該航空機の両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置が、該航空機がマッハ1の速度に達し、及び／または、マッハ1の速度を超えた後に、前記ゴシックデルタ翼の面に垂直な面に移行する。
【請求項９】
該航空機が、地上に対する水平位置に次第に移行するステップを含むとともに、前記ロケットエンジンを停止して元に戻し、前記ラムジェットが点火されて、該航空機が、地上に対する前記水平位置に移行した後、巡航飛行フェーズに移行すること、
を特徴とする請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
該航空機が、前記巡航飛行フェーズに移行する前に、地上に対する水平面において、出発点に向かって戻るループ飛行を行う、
請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機を用いた航空移動方法であって、該方法が、該航空機が前記ラムジェットの推力により推進され、両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置が、前記ゴシックデルタ翼に垂直な面に移行する、巡航飛行軌道からの該航空機の着陸フェーズを含み、該航空機の着陸フェーズが、以下のステップを含むこと、を特徴とする方法。
−ラムジェット（ＳＴ１、ＳＴ２）の停止、
−該航空機を、遷移音速における略垂直な速度を低減して急峻な勾配の降下フェーズに移行する、スプリットフラップの段階的な展開、
−両フィン（ａ１、ａ２）の両台形形状エレメント双方の位置を、該航空機の速度がマッハ1の速度に達した後、及び／または、マッハ1の速度以下となった後に、前記ゴシックデルタ翼の面に水平な面に配置する、該エレメントの位置の変更、
−該航空機の速度がマッハ１以下になった後の、前記スプリットフラップの段階的な格納、及び、前記ターボジェットの展開、及び、
−標準的な航路への該航空機の挿入。
【請求項１２】
急峻な勾配の前記降下フェーズが、非常に高い迎え角、または、略ゼロの迎え角で行われる、
請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記巡航飛行が、
−実質的に30,000mから35,000mの間の、該航空機の地上に対する高度、
−実質的に110kmmから175kmの間の、該航空機のノーズの衝撃波の消散距離、
−マッハ4からマッハ4.5の間の、該航空機の速度、及び、
−実質的に11°から15°の間の、マッハコーンの開口角α、
を特徴とする、
請求項９から１２のいずれか１項に記載の方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４Ａ】
【図１４Ｂ】
【図１４Ｃ】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４Ａ】
【図１４Ｂ】
【図１４Ｃ】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【公表番号】特表２０１３−５１４９３８（Ｐ２０１３−５１４９３８Ａ）
【公表日】平成２５年５月２日（２０１３．５．２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５４５２５９（Ｐ２０１２−５４５２５９）
【出願日】平成２２年１２月２０日（２０１０．１２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０７０１８９
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０７６７０６
【国際公開日】平成２３年６月３０日（２０１１．６．３０）
【出願人】（５０７１４２０７４）
【出願人】（５０７１８３９６３）ヨーロピアン エアロノーティック ディフェンス アンド スペース カンパニー イーエイディーエス フランス (2)
【公表日】平成２５年５月２日（２０１３．５．２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年１２月２０日（２０１０．１２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０７０１８９
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０７６７０６
【国際公開日】平成２３年６月３０日（２０１１．６．３０）
【出願人】（５０７１４２０７４）
【出願人】（５０７１８３９６３）ヨーロピアン エアロノーティック ディフェンス アンド スペース カンパニー イーエイディーエス フランス (2)
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