(57)【要約】  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。
2016508914.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項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。
【請求項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。
【請求項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。
【請求項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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
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。
【背景技術】
【０００２】
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。
【０００３】
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。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的は、その欠点を改善することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
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。
【０００６】
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。
【０００７】
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。
【０００８】
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。
【０００９】
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。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】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。
【図２】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３】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４】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。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
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。
【００１２】
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。
【００１３】
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。
【００１４】
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。
【００１５】
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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【図１】
2016508914.tif 000003
【図２】
2016508914.tif 000004
【図３】
2016508914.tif 000005
【図４】
2016508914.tif 000006
【国際調査報告】
2016508914.tif 000007
2016508914.tif 000008
2016508914.tif 000009
2016508914.tif 000010