СВЕРХСКОРОСТНОЕ ВОЗДУШНОЕ СУДНО И СООТВЕТСТВУЮЩИЙ СПОСОБ ВОЗДУШНОГО ПЕРЕДВИЖЕНИЯ

1. Воздушное судно, содержащее фюзеляж (F), треугольное готическое крыло (А), расположенное по обе стороны от фюзеляжа, и систему двигателей (ТВ1, ТВ2, ST1, ST2, Mf), выполненную с возможностью обеспечения движения воздушного судна, отличающееся тем, что:
- фюзеляж содержит резервуар (Rv) с водородом в жидком состоянии или в шугаобразном состоянии и один или несколько резервуаров (RO1, RO2) с жидким кислородом;
- треугольное готическое крыло (А) имеет плоские верхнюю поверхность и нижнюю поверхность, при этом корень крыла берет начало по существу на уровне начала расширения передней части фюзеляжа;
- на каждом наружном конце задней кромки треугольного крыла закреплено малое крыло (а1, а2) посредством 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 (ТВ1, ТВ2), который может убираться в фюзеляж и находится на уровне передней части фюзеляжа, по меньшей мере, один прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ST1, ST2) неподвижной геометрии и ракетный двигатель (Mf), расположенный в задней части фюзеляжа, люк (Р), 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.
2. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что фюзеляж (F) 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.
3. Воздушное судно по п.1, отличающееся тем, что центр тяжести каждого резервуара (RO1, RO2) для жидкого кислорода, как пустого, так и полного, находится максимально близко к центру тяжести воздушного судна.
4. Воздушное судно по п.2, отличающееся тем, что центр тяжести каждого резервуара (RO1, RO2) для жидкого кислорода, как пустого, так и полного, находится максимально близко к центру тяжести воздушного судна.
5. Воздушное судно по любому из п.п.1-4, отличающееся тем, что ракетный двигатель представляет собой либо единый двигатель, либо главный двигатель в комбинации с одним или несколькими вспомогательными двигателями.
6. Воздушное судно по любому из п.п.1-4, отличающееся тем, что два прямоточных воздушно-реактивных двигателя (ST1, ST2) расположены под треугольным готическим крылом с двух сторон от фюзеляжа.
7. Воздушное судно по п.5, отличающееся тем, что два прямоточных воздушно-реактивных двигателя (ST1, ST2) расположены под треугольным готическим крылом с двух сторон от фюзеляжа.
8. Воздушное судно по любому из п.п.1-4, 7, отличающееся тем, что угол стреловидности передней кромки составляет от 70° до 75°, рассчитанный для прямолинейного треугольного крыла.
9. Воздушное судно по п.5, отличающееся тем, что угол стреловидности передней кромки составляет от 70° до 75°, рассчитанный для прямолинейного треугольного крыла.
10. Воздушное судно по п.6, отличающееся тем, что угол стреловидности передней кромки составляет от 70° до 75°, рассчитанный для прямолинейного треугольного крыла.
11. Воздушное судно по любому из п.п.1-4, 7, 9, 10, отличающееся тем, что ракетный двигатель (Mf) является двигателем с плавно изменяющейся тягой или двигателем с раздельной тягой.
12. Воздушное судно по п.5, отличающееся тем, что ракетный двигатель (Mf) является двигателем с плавно изменяющейся тягой или двигателем с раздельной тягой.
13. Воздушное судно по п.6, отличающееся тем, что ракетный двигатель (Mf) является двигателем с плавно изменяющейся тягой или двигателем с раздельной тягой.
14. Воздушное судно по п.8, отличающееся тем, что ракетный двигатель (Mf) является двигателем с плавно изменяющейся тягой или двигателем с раздельной тягой.
15. Способ воздушного передвижения при помощи воздушного судна по любому из п.п.1-14, при этом способ содержит фазу взлета воздушного судна, отличающийся тем, что фаза взлета содержит следующие этапы:
- этап рулежки воздушного судна на земле, во время которого воздушное судно движется за счет тяги турбореактивного двигателя или турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), чтобы достичь точки створа (р1) на полосе, при этом два элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев (а1, а2) расположены в плоскости, параллельной треугольному готическому крылу;
- этап открывания или проверки открытого состояния заднего люка (Р), расположенного в задней части воздушного судна;
- этап взлета, во время которого воздушное судно движется одновременно за счет тяги турбореактивного двигателя или турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2) и ракетного двигателя (Mf), при этом воздушное судно постепенно переходит в фазу квазивертикального набора высоты, используя сильную тягу, развиваемую ракетным двигателем (Mf) таким образом, что воздушное судно достигает и превышает скорость в 1 Max во время фазы набора высоты, при этом турбореактивный двигатель или турбореактивные двигатели (ТВ1, ТВ2) выключают и убирают в фюзеляж (F) до достижения скорости в 1 Max и оба элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев (а1, а2) воздушного судна постепенно переводят в плоскость, перпендикулярную к плоскости треугольного готического крыла, как только воздушное судно достигает и/или превышает скорость в 1 Max.
16. Способ по п.15, отличающийся тем, что содержит этап, во время которого воздушное судно постепенно переводят в горизонтальное положение относительно земли, при этом ракетный двигатель выключают, закрывают обтекателем и включают прямоточные воздушно-реактивные двигатели, и воздушное судно переходит в фазу полета на крейсерской скорости, как только занимает горизонтальное положение относительно земли.
17. Способ по п.16, отличающийся тем, что воздушное судно осуществляет в горизонтальной плоскости относительно земли полет по петлеобразной траектории, возвращаясь в направлении своей исходной точки, прежде чем войдет в фазу полета на крейсерской скорости.
18. Способ по п.16 или п.17, отличающийся тем, что полет на крейсерской скорости имеет следующие параметры:
- 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°.
19. Способ воздушного передвижения при помощи воздушного судна по любому из п.п.1-14, содержащий фазу посадки воздушного судна из воздушного коридора крейсерского полета, в котором воздушное судно движется за счет тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя или прямоточных воздушно-реактивных двигателей, при этом оба элемента трапециевидной формы каждого из двух малых крыльев (а1, а2) расположены в плоскости, перпендикулярной к плоскости треугольного готического крыла, отличающийся тем, что фаза посадки воздушного судна содержит следующие этапы:
- остановка прямоточного воздушно-реактивного двигателя или прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2);
- постепенный выпуск воздушных тормозов, который переводит воздушное судно в фазу снижения под крутым наклоном с уменьшающейся квази-вертикальной трансзвуковой скоростью;
- постепенное изменение положения двух элементов трапециевидной формы каждого из малых крыльев (а1, а2) 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 закрывание воздушных тормозов и выпуск турбореактивных двигателей, как только скорость воздушного судна становится ниже 1 Max; и
- включение воздушного судна в стандартный воздушный график.
20. Способ по п.19, в котором фазу снижения под крутым наклоном осуществляют либо с очень большим углом атаки, либо с почти нулевым углом атаки.
21. Способ по п.19 или п.20, отличающийся тем, что полет на крейсерской скорости имеет следующие параметры:
- 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°.