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。 （もっと読む）

本発明は、中央垂直平面（Ｐ）の両側に対称に配置された２つの連結ロッド（６６）を含む飛行機の後部に関し、各連結ロッドは、エンジンの支持構造体に取り付けられた第１の端部及び前記胴体（６）に取り付けられた第２の端部を有し、この飛行機の後部は、それらの回転軸を中心とする連結ロッド（６６）の回転によって、胴体（６）に対して、支持構造体及びエンジンからなる組立体の制限された振幅の遥動運動が第１及び第２の胴体開口部（１８）を経て可能になるように設計される。
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本発明は、第１及び第２の開口部（１８，１８）を経て胴体を貫通するエンジン支持構造（１４）備える、飛行機（１）の後部に関する。この飛行機の後部は、前記支持構造（１４）を胴体（６）に結合する固定手段を備え、該固定手段は前記支持構造を前記第１の開口部（１８）を形成する第１のケーシング（５０）に結合する第１の固定手段及び前記支持構造を前記第２の開口部（１８）を形成する第２のケーシング（５０）に結合する第２の固定手段を備える。本発明によれば、前記固定手段は少なくとも一つの作動力回復連結ロッド（６６）も備え、前記連結ロッドの第１端部は前記支持構造（１４）に取付けられ、その反対端部は前記第１及び第２の開口部（１８，１８）から離れた点で前記胴体（６）に取付けられる。 （もっと読む）

本発明は、第１の開口および第２の開口(１８,１８)を経て、胴体を貫通する、エンジンを支持するための構造体(１４)を具備してなる航空機の後方部分(１)に関する。当該後方部分は、胴体(６)に対して支持構造体(１４)を連結する連結手段を具備してなり、第１の連結手段は第１の開口を形成する第１のケーシング(５０)に対して構造体(１４)を連結し、かつ、第２の連結手段は第２の開口を形成する第２のケーシング(５０)に対して構造体(１４)を連結する。本発明によれば、第１および第２の連結手段は、それぞれ、ケーシング(５０)に対して、そして支持構造体(１４)に対して加えられることによる圧縮荷重下にある、支持構造体の少なくとも一つのブロック要素(９０,９２)を具備してなる。
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本発明は航空機(１)の後方部分に関し、これは、航空機の垂直中央面(Ｐ)の両側に配置された二つの開口(１８,１８)を経て、胴体(６)を通って延在する、エンジンを支持するための構造体(１４)を具備してなる。本発明によれば、支持構造体(１４)は、それぞれ、第１および第２の胴体開口(１８,１８)を経て延在する第１の準構造体および第２の準構造体(２２,２２)からなり、第１および第２の準構造体は、胴体によって画定される内部空間(８)内で分離可能な様式で互いに結合される。
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