專利名稱：航空器安全系統(tǒng)的制作方法
航空器安全系統(tǒng)發(fā)明領(lǐng)域本發(fā)明涉及一種4il空器安全系統(tǒng)，其被設(shè)計用以在事故中增加乘客存 活的機會。發(fā)明背景自從1903年12月17日在Kitty Hawk發(fā)生第一次成功的有動力有人 駕駛的飛行以來，旅客乘4充空器旅行已經(jīng)成為普通現(xiàn)象。在從航空器設(shè)計 到航空器材料等一批廣泛的學(xué)科內(nèi)，由工程師、科學(xué)家和制造商做出的重 大進(jìn)步已經(jīng)允許生產(chǎn)和制造能搭載乘客和貨物橫跨地球的航空器。全球范 圍內(nèi)的乘客數(shù)量從1965年的1億7千7百萬增長至2000年估計的33億。盡管具有多重備用和安全系統(tǒng)的空中旅行通常是安全和可靠的，但是 自從1908年9月17日發(fā)生第一起致命的墜機以來，在全球范圍內(nèi)的墜機 中已經(jīng)失去了成千上萬的生命。盡管飛行員盡最大努力在陸地上或海上找 出合適的著陸點，并且在飛行員訓(xùn)練和航空器先進(jìn)技術(shù)這兩方面也都有了 進(jìn)步，但還是發(fā)生了這些空難。已經(jīng)提出多種解決方案來努力處理這些與^^空器有關(guān)的死亡事故。例 如，頒予Chiu的US6， 382, 563講授了一種具有可分開的外殼及置于殼 內(nèi)的多個單人乘客搶的航空器。在緊急情況下，外殼被分開，并且單人乘 客搶分離，每個艙都裝備有獨立的氧氣供應(yīng)設(shè)備和降落傘。因而，每個艙 段能夠借助其各自的降落傘漂到地上，從而挽救乘客的生命。類似的，頒予Diamond的US 4， 699， 336講授了一種航空器乘客室， 其包括一種機構(gòu)，所述機構(gòu)用于當(dāng)航空器處于墜機危險時從機身彈射乘客 室。然后降落傘能夠?qū)⒊丝褪移降孛嫔?。這些現(xiàn)有技術(shù)解決方案的公有問題是，它們并沒有有效的改變比例。乘客航空器的大小繼續(xù)增加，最新由Airbus設(shè)計的A380,具有大概80m 的翼展，并且能夠在兩個分開的曱板上搭載超過550名的乘客。與具有分 段乘客艙的航空器有關(guān)的進(jìn)一步問題是，這個系統(tǒng)要求加倍的降落傘系 統(tǒng)，并且需要能夠分離每一個艙的復(fù)雜技術(shù)(例如，火箭和/或激光器)， 還需要用于降落傘系統(tǒng)和分離機構(gòu)的相當(dāng)大的空間。這反過來當(dāng)然導(dǎo)致了 重量和制造成本的增加。發(fā)明內(nèi)容因而本發(fā)明提供了一種航空器，其包括機身，其具有上部可駕-駛機身部分和下部可拋機身部分，在正常飛行 中，下部可拋機身部分可分離地接合上部可駕駛機身部分；上部翼結(jié)構(gòu)，其與上部可駕駛機身部分關(guān)聯(lián)；下部翼結(jié)構(gòu)，其與下部可拋機身部分關(guān)聯(lián)；可釋放的接合裝置，其用于可分離地接合下部可拋機身部分和上部可 駕駛機身部分；其中可釋放的接合裝置在飛行中是可促動的，以使上部可駕駛機身部 分和下部可拋機身部分能夠彼此脫離；且其中上部可駕駛機身部分能在沒有下部可拋機身部分的情況下飛行。優(yōu)選地，航空器是一種固定翼乘客航空器。上部可駕駛機身部分優(yōu)選 地包括乘客室，并進(jìn)一步包括尾部部分和尾部發(fā)動機。在本發(fā)明的實施方式中，尾部部分可分離地接合于上部可駕駛機身部 分，并且在緊急情況下是可脫離的。有利地，下部可拋機身部分能在從上部可駕駛機身部分分離后獨立飛 行。下部可拋機身部分優(yōu)選地進(jìn)一步包括主著陸裝置、燃料箱和貨物儲存搶。在優(yōu)選實施方式中，下部可拋機身部分進(jìn)一步包括全球定位系統(tǒng)，適 合于將下部可拋機身部分導(dǎo)航至預(yù)先決定的安全著陸區(qū)域。這樣的安全著陸區(qū)域有利地預(yù)先編制程序到全球定位系統(tǒng)中，使得下部可拋機身部分在 分離后能夠被自動導(dǎo)航。優(yōu)選地，安全著陸區(qū)域遠(yuǎn)離建筑物多的地區(qū)并且 可以包括指定的機場，或海面。
上部翼結(jié)構(gòu)優(yōu)選地包括燃料儲存裝置，此燃料儲存裝置用于儲存上部 可駕駛機身部分從下部可拋機身部分分離后使用的燃料。
在本發(fā)明的實施方式中，在正常飛行時，上部翼結(jié)構(gòu)嵌套在下部翼結(jié)構(gòu) 中，作為航空器的單個組合的翼結(jié)構(gòu)工作。有利地，下部翼結(jié)構(gòu)通過可釋放 的真空裝置可釋放地安裝到上部翼結(jié)構(gòu)?？舍尫诺恼婵昭b置優(yōu)選與可釋放的 才妄合裝置同步，以使上部翼結(jié)構(gòu)和下部翼結(jié)構(gòu)能在緊急情況下同步分離。
在本發(fā)明的備選實施方式中，上部翼結(jié)構(gòu)和下部翼結(jié)構(gòu)在正常飛行中 彼此分離。
優(yōu)選地，上部可駕駛機身部分具有輔助控制器和儀表，適合于在下部 可拋機身部分從上部可駕駛機身部分脫離后允許人員駕馬史上部可駕駛機 身部分。輔助控制器和儀表是分離的，并作為對在分離前駕駛航空器的主 控制器和儀表的補充。上部可駕駛機身部分可以具有輔助駕駛區(qū)，輔助控 制器和儀表位于輔助駕駛區(qū)中，此輔助駕駛區(qū)是分離的，并作為對主駕駛 搶的補充，在下部可拋機身部分分離以前，飛行員占用上述主駕駛搶駕駛 航空器。
有利地，可釋放的接合裝置包括一批可釋放的接合機構(gòu)。每一個可釋
放的接合機構(gòu)都包括可分離可接合的鉗夾(jaw)或緊固組件(clamping assembly)。
在本發(fā)明的一個實施方式中，可釋放的接合裝置包括緊固組件和具有 頭部的釋放螺栓。緊固組件可以包括一對鉗夾，此對鉗夾可在接合位置與 釋放位置之間移動，釋放螺栓的頭部在嚙合位置被接合，釋放螺栓的頭部 在釋放位置被釋放。
上部可駕駛機身部分可以包括輔助著陸裝置，使得在下部可拋機身部 分被釋放后，上部可駕駛機身部分能夠著陸。上部可駕駛機身部分可以進(jìn) 一步包括用以改進(jìn)其浮力的材料。在本發(fā)明的實施方式中，上部可駕駛機身部分包括水上飛機形狀的外 殼幾何形狀，以有助于在下部可拋機身部分被分離后上部可駕駛機身部分 在水面上著陸。
在本發(fā)明的備選實施方式中，可釋放的接合裝置可以包括滑軌裝置， 以使上部可駕駛機身部分和下部可拋機身部分能夠在滑軌裝置被促動時 相對于彼此滑動并脫離。
有利地，滑軌裝置包括齒條齒輪機構(gòu)及至少一對互補輥，所述一對互 補輥允許上部可駕駛機身部分和下部可拋機身部分之間的滑動運動?；?裝置優(yōu)選地進(jìn)一步包括制動機構(gòu)，當(dāng)此制動機構(gòu)被促動時，其防止上部可 駕駛機身部分和下部可拋機身部分相對于彼此滑動，而當(dāng)此制動機構(gòu)被停 止作用時，其使上部可駕駛機身部分和下部可拋機身部分能夠分離。


現(xiàn)將參考附圖僅通過示例性實施例的方式描述本發(fā)明，其中
圖1A至1C分別顯示了本發(fā)明的改進(jìn)的乘客航空器的第一實施方式在 分離前的正視圖、側(cè)視圖和頂視圖2A和2B分別顯示了圖1A至1C的改進(jìn)的乘客航空器在分離構(gòu)型 下的正視圖和側(cè)^L圖2C顯示了航空器分離構(gòu)型下的上部可駕駛機身部分的頂部平面圖2D顯示了圖2C中顯示的航空器的上部可駕駛機身部分的翼沿著線 2D-2D的截面?zhèn)纫灰妶D2E顯示了改進(jìn)的航空器的下部可拋機身部分在分離構(gòu)型下的頂部 平面圖3顯示了改進(jìn)的航空器沿著圖1B的線4A-4A的部分示意性的截面 側(cè)-觀圖4顯示了在圖3中展示的可釋放的接合機構(gòu)的第一實施方式的詳細(xì) 的截面?zhèn)纫灰妶D；圖5A顯示了類似于圖3中顯示內(nèi)容的部分示意性的截面?zhèn)纫晥D，其 中上部可駕駛機身部分和下部可拋機身部分處于分離構(gòu)型；
圖5B顯示了處于分離構(gòu)型中的圖5A的可釋放的接合機構(gòu)的詳圖6A至6C分別顯示了圖4可釋放的接合機構(gòu)在接合構(gòu)型下的透視 圖，側(cè)一見圖和截面正-見圖7A至7C分別顯示了圖4可釋放的接合機構(gòu)在釋放位置的透視圖， 側(cè)-現(xiàn)圖和截面正一見圖8顯示了航空器上部部分和下部部分之間的密封組件的詳細(xì)的截面 透視圖9A顯示了航空器的翼沿圖1C的線9A-9A的部分示意性截面?zhèn)纫晥D； 圖9B顯示了圖9A的翼，上部翼部分和下部翼部分處在分離構(gòu)型中； 圖9C顯示了用于協(xié)助使上部翼部分和下部翼部分保持在一起的真空
歧管；
接合位置的透視圖、詳圖和部分截面?zhèn)纫晥DIIA和11B分別顯示了圖10A可釋放的接合機構(gòu)在脫離位置的透 視圖和部分截面?zhèn)纫晥D12A至12D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的低空乘客^:空器在 分離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖13A至13D分別顯示了圖12A至12D的航空器在分離過程中的等 角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖14A至14D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的高空乘客航空器在 分離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖15A至15D分別顯示了圖14A至14D的航空器在分離過程中的等 角視圖、正j見圖、側(cè)視圖及截面正視圖16A至16D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的安全滑翔式航空器 在分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖；圖17A至17C分別顯示了圖16A至16C的航空器在分離過程中的等 角視圖、正視圖及側(cè)視圖18A至18C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的雙發(fā)動機航空器在 分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖19A至19C分別顯示了圖18A至18C的航空器在分離過程中的等 角一見圖、正一見圖及側(cè)3見圖20A至20C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的嵌套發(fā)動機高空航 空器在分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖21A至21C分別顯示了圖20A至20C的航空器在分離過程中的等 角視圖、正^L圖及側(cè)一見圖22A至22D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的高空發(fā)射裝置在分 離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖23A至23D分別顯示了圖22A至22D的發(fā)射裝置在分離過程中的 等角視圖、正視圖及側(cè)視圖23E顯示了圖22A至22D的ARAVS在飛入太空過程中的截面?zhèn)纫晥D24A至24D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的超音速三角翼航空 器在分離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖25A至25D分別顯示了圖24A至24D的航空器在分離過程中的等 角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖26A至26C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的跨音速三角翼航空 器在分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖27A至27C分別顯示了圖26A至26C的4元空器在分離過程中的等 角#見圖、正^L圖及側(cè)浮見圖28A至28C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的三級航空器在分離 前的等角視圖、正-見圖及側(cè)視圖29A1至29C分別顯示了圖28A至28C的航空器在分離過程中的等 角3見圖、正浮見圖及側(cè)一見圖；圖29D至29G分別顯示了圖29A1至29C的4元空器的上部部分在沒有 尾部發(fā)動機模塊時的等角視圖、正視圖及側(cè)^L圖30A至30C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的雙翼飛機在分離前 的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖31A至31C分別顯示了圖30A至30C的雙翼飛機在分離過程中的 等角視圖、正-見圖及側(cè)視圖32A1至32D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的雙翼高空發(fā)射裝 置在分離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖33A2至33D分別顯示了圖32A1至32D的發(fā)射裝置在分離過程中 的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖34A至34C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的V形曲柄 (Crank-V)航空器在分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖35A至35C分別顯示了圖34A至34C的4元空器在分離過程中的等 角視圖、正視圖及側(cè)視圖36A1至36C分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的箱形翼 (box-wing)航空器在分離前的等角視圖、正視圖及側(cè)視圖37A至37C分別顯示了圖36A至36C的4元空器在分離過程中的等 角視圖、正^L圖及側(cè)^L圖38A至38D分別顯示了本發(fā)明進(jìn)一步實施方式的包括滑動釋放機構(gòu) 的高空乘客航空器在分離前的等角視圖、正視圖、側(cè)視圖及截面正視圖38E和38F顯示了圖38A至38D的軌道系統(tǒng)在分離前的放大的截 面正一見圖39A至39C分別顯示了圖38A至38D的航空器在分離過程中的等 角^L圖、側(cè)#見圖、及截面正i見圖40A至40C分別顯示了圖38A至38D的航空器在分離后的等角視 圖、正浮見圖及側(cè)浮見圖40D和40E顯示了圖38A至38D的軌道系統(tǒng)在分離后的放大的截 面正^L圖；圖41顯示了當(dāng)制動系統(tǒng)被促動時圖38A至38D的航空器在分離前截 面正一見圖42A和42B顯示了在飛行過程中圖38A至38D的航空器的被促動 的制動系統(tǒng)的放大的截面正視圖；及
圖43示意性地顯示了用于分離航空器的上部部分和下部部分的液壓 釋放機構(gòu)。
具體實施例方式
貫穿以下描述，相同參考數(shù)字用來標(biāo)識供替換的優(yōu)選實施方式中的相 同部件。 '
首先參考圖1A至1C，顯示了依照本發(fā)明的實施方式改進(jìn)的乘客航空 器IO在正常的運行環(huán)境下飛行。乘客航空器10具有機身12、 一組翼14、 安裝在翼上的發(fā)動機16、 18，及安放尾部發(fā)動機21的尾部部分20。
改進(jìn)的乘客航空器10沿著可密封的交界面22被分成上部可駕駛部分 10A和下部可拋部分IOB。如將在下面更詳細(xì)描述的，下部可拋部分10B 被設(shè)置為當(dāng)緊急情況發(fā)生時從上部可駕駛部分10A脫離。
上部可駕駛部分10A包括乘客室24和出口門28。 ^^空器的主駕駛艙 26位于上部可駕駛部分IOA的前部，并且包括控制器和儀表，當(dāng)上部可駕 駛部分10A和下部可拋部分10B在正常的運行環(huán)境下彼此連接時，所述控 制器和儀表用于駕駛航空器。
翼14包括上部翼部分14A和下部翼部分14B。上部翼部分14A安裝 在航空器的上部可駕駛部分10A上，而下部翼部分14B與翼發(fā)動機16、 18—起安裝在航空器的下部可拋部分IOB上。在正常飛行情況下，上部翼 部分14A和下部翼部分14B以圖9A中所展示的方式牢固地彼此接合來界 定航空器翼14。圖2E顯示下部翼部分14B如何設(shè)置有互補形狀的凹槽40, 該凹槽容納上部翼部分14A。前部和后部貨搶30,以及用于安放改進(jìn)的乘 客航空器10的常規(guī)的著陸裝置(未顯示)的前部著陸裝置艙32和主著陸 裝置搶34也位于下部可拋部分中。現(xiàn)參考圖2A和2B，圖1A至1C的改進(jìn)的乘客航空器10的上部可駕 駛部分和下部可拋部分10A、 10B以脫離的構(gòu)型或分離的構(gòu)型顯示。通常 由于緊急情況而發(fā)生脫離，例如航空器10的下部可拋部分10B的組件之 一發(fā)生損害。航空器10的下部可拋部分10B包括前部貨搶和后部貨搶30、 安裝在下部翼部分14B中的主翼燃料箱，以及翼發(fā)動機16、 18。當(dāng)貨艙 30滿載并且主翼燃料箱滿時，下部可拋部分10B幾乎相當(dāng)于航空器10上 的全部負(fù)載質(zhì)量的一半。因此在緊急情況下拋掉^:空器10A的下部部分 10B以增加上部可駕駛部分安全著陸的可能性是有益的。
上部可駕駛部分10A包括上部翼部分14A、尾部部分20、尾部發(fā)動機 21、及裝于翼的燃料箱37，此燃料箱37安裝在上部翼部分14A中。圖2D 顯示了位于上部翼部分14A中的裝于翼的燃料箱37的截面視圖。上部可 駕駛部分10A能夠搭載駕駛員、機組人員和乘客全體人員獨立飛行。上部 可駕駛部分IOA還配有輔助的前部著陸裝置35和主著陸裝置36,以允許 可駕駛部分10A進(jìn)行緊急著陸。
優(yōu)選地，上部可駕駛部分IOA還配有輔助控制器和儀表，例如方向桿、 高度計、無線電接收裝置和發(fā)動機控制器，以在從航空器10的下部可拋 部分10B分離后允許人員駕駛上部可駕駛部分IOA。輔助控制器優(yōu)選獨立 于用于在上部部分10A和下部部分10B分離前駕駛改進(jìn)的乘客航空器10 的主控制器和儀表。輔助控制器和儀表有利地位于輔助駕駛區(qū)27,輔助駕 駛區(qū)27優(yōu)選地分離和獨立于主駕駛艙26。輔助駕駛區(qū)27在圖1C中示意 性地顯示為位于主駕駛艙26后的小房間。因此如果主駕駛輪26被損壞或 者駕駛員難以接近，例如由于煙幕堵塞，上部可駕駛部分IOA能夠從下部 可拋部分10B分離并且可以從輔助駕駛區(qū)27駕駛力元空器。
在備選實施方式中，在上部可駕駛部分10A從下部可拋部分10B分離 后，可以使用主控制器和儀表或輔助控制器和儀表來駕駛上部可駕駛部分 IOA。在這種情況下，輔助控制器可以位于主駕駛艙26或可以位于如上所 述的輔助駕駛區(qū)27?？商鎿Q地，不提供輔助控制器和儀表，而在上部可駕 駛部分IOA從下部可拋部分10B分離后，使用主駕駛搶26中的主控制器 和儀表駕駛上部可駕馬史部分IOA。現(xiàn)參考圖3,顯示了航空器機身的上部部分IOA和下部部分10B的截 面。上部可駕駛部分10A包括固定至航空器的上部可駕駛部分10A的下部 地板44上的乘客座椅42。增壓室(plenum) 46界定在下部地板44與航 空器的下部可拋部分10B的上部天花板48之間。增壓室46優(yōu)選地容納位 于各自外殼52中的6個可釋放的接合機構(gòu)50?？舍尫诺慕雍蠙C構(gòu)優(yōu)選地 布置為位于改進(jìn)的乘客航空器10的前部的一對前部可釋》丈的接合機構(gòu)、 位于鄰近航空器翼14的一對中間可釋放的接合機構(gòu)，以及位于航空器10 尾部的 一對后部可釋》文的接合機構(gòu)。
在脫離前的大多數(shù)情況下，可釋放的接合機構(gòu)50起到將上部可駕駛 部分IOA和下部可拋部分和10B結(jié)合在一起的作用。如圖3所示，每一個 外殼52都被牢固地安裝在航空器的上部部分10A內(nèi)。每一個外殼52的下 部凸緣54都牢固地緊靠航空器10下部部分10B的上部天花板48。每一個 可釋放的接合機構(gòu)50都包括一對液壓促動器56，所述液壓促動器作用于 鉗夾組件58以將釋放螺栓62的擴大頭部60夾持在接合位置。釋放螺栓 62牢固地安裝到下部可拋部分10B的上部天花板48。當(dāng)4廿夾組件58在液 壓促動器56的作用下被張開時，釋放螺栓62的頭部60被釋放，使航空 器的整個下部可拋部分IOB從上部可駕駛部分IOA釋放，并且離開上部可 駕駛部分IOA。
分10B分離的上部可駕駛部分IOA。圖5B是在脫離位置的可釋放的接合 機構(gòu)50的放大詳圖。釋放螺栓62已經(jīng)從可釋放的接合機構(gòu)50的鉗夾組 件58釋放，并且已經(jīng)與可釋放的接合機構(gòu)50分離。
圖6A至6C和7A至7C更詳細(xì)地顯示了可釋放的接合機構(gòu)50的操作。 首先參考圖6A至6C，可釋放的接合機構(gòu)50包括框架64，所述框架由在 每一端連接的間隔開的第一三角板64A和第二三角板64B形成。中心銷 66橋接上述板的頂點， 一對內(nèi)、外鉗夾68和70可i走轉(zhuǎn)地安裝至中心銷 66。圖6A至6C顯示了處于接合位置的可釋放的接合機構(gòu)，上述鉗夾界定 限制孔72，而釋放螺栓的擴大頭部60被限制在該限制孔72內(nèi)。鉗夾68 和70的相對側(cè)樞轉(zhuǎn)地安裝至各自的桿臂74和76。桿臂74和76又樞軸地安裝至液壓柱塞(hydraulic ram ) 78的末端，液壓柱塞78在缸體80內(nèi)部 作往復(fù)運動以形成液壓促動器56。每一個缸體80的基座被安裝至框架64 的鐙形部分。外部桿臂84具有外部固定的樞軸點86和內(nèi)部樞軸點88,外 部固定的樞軸點86位于框架的相對的基座末端，內(nèi)部桿臂74和76及促 動器78還被設(shè)置為圍繞內(nèi)部樞軸點88樞軸旋轉(zhuǎn)。掛鉤組件(clevise assembly ) 90樞軸地安裝至桿臂84的上部部分，并且纜或連桿92從每一 個掛鉤延伸。
現(xiàn)參考圖7A至7C，顯示了在釋放位置的可釋放的接合機構(gòu)50。在釋 放位置，液壓促動器56被促動以向上移動樞軸點88，因而使內(nèi)部和外部 桿臂74和84以及76和84向彼此樞軸轉(zhuǎn)動，從而促使內(nèi)部和外部鉗夾68 和70張開，并且釋放釋放螺栓62的擴大頭部60。全部6個可釋放的接合 機構(gòu)的同時釋放將使航空器10的下部可拋部分10B被拋離于上部可駕駛 部分IOA。在液壓出故障的情況下，通過向上拉從掛鉤90延伸的纜或連桿 92實現(xiàn)手動促動。這能夠通過位于航空器的上部可駕駛部分10A的下部地 板44上的安全位置中的相應(yīng)的螺絲扣組件(tumbuckle assembly )實現(xiàn)。
應(yīng)了解，手動和液壓促動才幾構(gòu)兩者都將受限于具有有限超馳(override ) 特征的各種安全系統(tǒng)，以確保不會發(fā)生意外或未經(jīng)許可的釋放。
圖8顯示了包括密封襯墊94的密封組件，用于在航空器的上部部分 10A和下部部分10B之間提供可密封并減振的交界面。村墊94由適當(dāng)?shù)?彈性材料形成，并且按照航空器的下部部分10B的上部天花板48及航空 器的上部部分10A的最低地板96的樣子合適定形，以允許所包含的兩部 分相對于彼此的運動。堅實的材料(firm material)層設(shè)置在最低地板％之 上，以在水上降落的情況下增加4元空器的上部可駕駛部分的浮力，圖3在 98處示意性地指示了此堅實的材料層。
現(xiàn)參考9A和9B，更詳細(xì)地顯示了翼14的上部翼部分14A和下部 翼部分14B。下部翼部分14B裝有燃料箱100，燃燒箱100設(shè)置有燃料排 空器，例如排空板102或其他排空機構(gòu)，用于允許下部翼部分14B—從上 部翼部分14A分離就從下部翼部分14B排空燃料。這將下部可拋部分10B 遇碰撞爆炸的可能性減到最小。上部翼部分14A密合地嵌套在下部翼部分14B內(nèi)。真空歧管裝置104,其在圖9C中更清楚地說明，被提供以確保在 正常飛行條件下上部翼部分和下部翼部分保持互相接合。真空歧管102包 括一系列交替的肋108和槽106,所述槽106與真空歧管110連通。上述 肋可以是界定在下部翼部分14B的上表面或上部翼部分14A的下表面中的 溝紋的形式。
真空歧管110允許更容易地產(chǎn)生真空。真空歧管110裝進(jìn)槽106，使 得真空歧管110中的壓力影響槽106中的壓力。由于一個槽中的壓力故障 將不會影響其他槽中的壓力，所以多槽的使用提高了上部翼部分14A連接 至下部翼部分14B的可靠性。
當(dāng)可釋放的接合機構(gòu)50被促動時，真空同時被釋放以允許上部翼部 分14A和下部翼部分14B以圖9B中展示的方式彼此脫離。應(yīng)了解，上部 翼部分14A和下部翼部分14B兩者都裝有襟翼和副翼組件。特別地，上部 翼部分14A具有相對足夠的輔助的襟翼和副翼，以允許航空器的上部可駕 駛部分IOA從下部可拋部分10B分離后可以正常飛行和控制。
現(xiàn)參考圖IOA和10B,可釋放的接合機構(gòu)110的第二實施方式被顯示 用于實現(xiàn)釋放螺栓62的受控的脫離。圖IOA至IOC顯示了處于接合位置 的可茅奪放的接合機構(gòu)110?？舍尫诺慕雍蠙C構(gòu)110包括一對液壓促動器112 和114,所述液壓促動器112和114的臂樞軸地連接至各自的從旋轉(zhuǎn)制動 裝置(catch ) 120延伸的桿臂116和118 。制動裝置120裝有弓形掣子(detent) 122，弓形掣子122在界定在套筒箱(socket box) 126內(nèi)的相應(yīng)的圓柱形 腔體內(nèi)移動。弓形掣子122可在圖10C中展示的接合位置和圖11B中所展 示的釋放位置之間移動，弓形掣子122在接合位置阻擋釋放螺栓62的擴 大頭部60,而在釋放位置，促動缸體112和114的柱塞延伸，以使掣子122 向彼此樞軸旋轉(zhuǎn)以釋放釋放螺栓62。
圖IIA和UB顯示了處于釋力文位置的可釋^:的接合機構(gòu)110。制動裝 置120已經(jīng)被旋轉(zhuǎn)，使得弓形掣子122移動至釋放位置，且釋放螺栓62 的擴大頭部60從套筒箱126被釋放。
本發(fā)明的進(jìn)一步實施方式展示在圖12A-12D和13A-13D中。首先參 考圖12A-12D，顯示了如上所述的嵌套翼航空器10,包括上部可駕駛部分IOA和下部可拋部分IOB。如圖12D和13D中最清楚顯示的，上部可駕馬史 部分10A結(jié)合了包括V形殼體200的水上飛機殼體幾何形狀。V形殼體 200提供水刃口 ( water cutting edge ),并與殼體200兩邊的壓浪板(spray strip) 202 —起減少上部可駕駛部分10A的水沖擊負(fù)載，并且?guī)椭谒?上成功著陸和飄浮。上部可駕駛部分10A還配有浮力部分202,用于在大 海上的飄浮和穩(wěn)定性。浮力部分202優(yōu)選地包括低密度復(fù)合泡沫，為了達(dá) 到安全要求，該低密度復(fù)合泡沫是耐水、耐火，及抗沖擊的。
圖12A-12D和13A-13D的航空器優(yōu)選地進(jìn)一步包括一對可展開的鴨 翼204,作為下部可拋部分10B的一部分。這些鴨翼用于縱向的縱擺穩(wěn)定 性(pitch stability )，并且是在下部可拋部分10B從上部可駕駛部分10A分 離后使用。
現(xiàn)參考圖14A-14D和15A-15D,顯示了^:空器10的進(jìn)一步的實施方 式。在該實施方式中，航空器IO適用于高空飛行和分離。航空器10具有 如上所述的嵌套翼14,及上部部分10A和下部部分IOB。在該實施方式中， 上部可駕馬史部分IOA和下部可拋部分10B以橢圓形截面形成，此橢圓形截 面被設(shè)計用來在正常運行期間和在緊急飛行期間保持內(nèi)部壓力。上部可駕 駛部分10A因此能夠在高空處從下部可拋機身部分分離，同時兩部分都保 持受壓。航空器10進(jìn)一步配有整流罩206和呈支撐件208形式的減振部 件。
圖16A-16C和圖17A-17D展示了本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式，其中 航空器10的上部可駕駛部分IOA被更改為在緊急情況時作為安全滑行器 來飛行。在該實施方式中，在從下部可拋部分IOB分離后，上部可駕駛部 分10A依舊是受駕駛員控制的交通工具，重量輕，且僅用于滑行目的。上 部可駕駛部分10A包括輔助動力單元和緊急著陸所必要的相關(guān)設(shè)備，包括 可展開的機腹鴨翼204。在圖17D中，上部可駕駛部分IOA顯示為處于其 滑行構(gòu)型。航空器10的大部分重量歸于包括下部翼部分14B、主發(fā)動機 16、 18、尾部部分20和尾部發(fā)動機21的下部可拋部分10B,如圖17C所 最佳展示的。
圖18A-18C和圖19A-19C展示了進(jìn)一步的滑行實施方式，其類似于與圖16A-16C和圖17A-17D相關(guān)的上述實施方式。在該實施方式中，航空 器10適合于高空飛行和分離，并且包括通常屬于小型至中型乘客航空器 的雙尾部發(fā)動4幾21A、 21B。
本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式顯示在圖20A-20C和21A-21C中。在該實 施方式中，尾部發(fā)動機21在上部可駕駛部分10A中嵌套在4元空器的尾部 機身12中。嵌套的尾部發(fā)動機21包括相關(guān)聯(lián)的進(jìn)氣口 210。該實施方式 的航空器IO適合于高空飛行和分離，并且包括獨特的水平穩(wěn)定器212,此 水平穩(wěn)定器212結(jié)合了一對方向舵214。水平穩(wěn)定器212設(shè)置在航空器10 的下部可拋部分10B上。如圖21C最佳展示的，在緊急情況下，尾部部分 20與水平穩(wěn)定器214同航空器的下部部分10B —起被拋離。
現(xiàn)參考圖22A-22D和23A-23E,顯示了應(yīng)用至低地球軌道再入飛行器 (re-entry vehicle)發(fā)射裝置220的本發(fā)明的實施方式。該實施方式結(jié)合了 先前的實施方式的嵌套翼構(gòu)型14A、 14B。
在該實施方式中，先前的實施方式的上部可駕駛部分IOA采取自主式 火箭助推的飛行器部分(ARAVS ) 220A的形式，而下部可拋部分10B采 取可重用的高空運輸發(fā)射裝置220B的形式。ARAVS 220A是用于搭載有 效負(fù)載221進(jìn)入太空的自主式太空飛行器，有效負(fù)載221可以包括太空設(shè) 備和/或乘客。
兩部分220A、 220B作為單個航空器發(fā)射，且在發(fā)射的第一階段將會 使用液體(或可重新包裝的固體)燃料222爬升至預(yù)定發(fā)射高度。在這一 時刻，可重用的發(fā)射裝置220B 一皮從ARAVS 220A上分離，并返回至其最 初的目的地?？芍赜玫陌l(fā)射裝置220B包括可展開的機腹鴨翼204。在分離 后，ARAVS 220A利用固體或液體火箭燃料224的供給繼續(xù)其任務(wù)，進(jìn)入 最高可達(dá)約100km的低空軌道中。ARAVS 220A被設(shè)計用于可能的乘客飛 行的最大安全的再入情況，并利用推力矢量控制來用于方向控制。
本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式展示在圖24A-24D和圖25A-25D中。此 實施方式是結(jié)合了超音速三角翼設(shè)計的超音速三角翼航空器，該超音速三 角翼設(shè)計用于通常大于1馬赫數(shù)的速度。在該實施方式中，在尾邊條 (aft-strake ) 226中使用雙垂直穩(wěn)定器。尾邊條226與航空器10的下部部分10B的翼14B整體地形成。上部可駕駛部分10A包括鴨翼204,所述鴨 翼204在分離前嵌套在下部部分14B的翼14B內(nèi)?？神{駛部分10A包括 如關(guān)于先前的實施方式所描述的用于在分離后自主式飛行的必要部件，并 可進(jìn)一步包括用于動力滑行的發(fā)動機(未顯示)。
圖26A-26C和27A-27C展示了本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式。除了此航 空器是跨音速三角翼航空器之外，本發(fā)明的此實施方式與前面關(guān)于圖 24A-24D和圖25A-25D所描述的實施方式大體相同。翼14被優(yōu)化用于0.8 至1.2馬赫數(shù)范圍內(nèi)的跨音速的速度。此外，上部可駕駛部分IOA可以任 選地包括用于動力滑行的發(fā)動機(未顯示)，并且另外具有如關(guān)于先前的 實施方式所描述的用于在分離后自主式飛行的必要部件。
本發(fā)明更進(jìn)一步的實施方式顯示在圖28A-28C和圖29A1-29G中。該 實施方式是上述實施方式的進(jìn)一步擴充，并包括第三可展開的航空器模 塊。具體參考圖28C、 29C、和29E，該實施方式的航空器10包括3個模 塊一如先前描述的上部可駕駛部分IOA和下部可拋部分IOB，以及安放尾 部發(fā)動機21的另外的可展開的尾部發(fā)動機模塊IOC。尾部發(fā)動機21具有 兩項功能，首先在正常飛行期間提供推力，其次待在緊急情況下使用，供 動力飛行至目的地和安全著陸。在尾部發(fā)動機或方向舵失效的情況下，尾 部模塊10C能夠從可駕駛部分IOA拋掉。在這種情況下，上部可駕駛部分 10A將作為如前所述的高空翼滑行器使用。
上部可駕駛部分10A結(jié)合了如關(guān)于圖12D所描述的水上飛機殼體幾何 形狀，這使得上部可駕駛部分IOA適用于在水上成功著陸和飄浮，而無論 是帶有或不帶有尾部發(fā)動機。此外，上部可駕駛部分包括沒有嵌套在下部 可拋部分10B的翼14B內(nèi)的一對翼14A。在上部可駕駛機身部分上設(shè)置上 單翼(highwing) 14A有助于將上部部分10A安全著陸在水上。
圖30A-30C和圖31A-31C展示了本發(fā)明的進(jìn)一步實施方式，即適合于 低空、未增壓分離的雙翼飛機。雙翼飛機10包括上部可駕駛部分IOA和 下部可拋部分IOB。上部可駕駛部分10A包括一對非嵌套的上單翼14A。 上單翼14A被認(rèn)為是當(dāng)使上部可駕駛部分降落在水面上時能提供安全優(yōu) 勢，從而將事故的風(fēng)險減到最小。上部可駕駛部分10A包括用于在正常飛行和緊急飛行期間安全運輸乘客的上迷全部必要部件，并且也包括水上飛 才幾殼體幾何形狀。
本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式顯示在圖32A1-32D和圖33A2-33E中。這 些圖顯示了類似于關(guān)于圖22A-22D和23A-23E所描述的發(fā)射裝置的低地球 軌道發(fā)射裝置220。該實施方式不同之處在于，翼14A和14B沒有嵌套， 并且反而以雙翼構(gòu)型設(shè)置。翼14A和14B這樣的排列在發(fā)射裝置220中提 供了改進(jìn)的結(jié)構(gòu)效率。
V形曲柄航空器10作為本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式顯示在圖34A-34C 和圖35A-35C中。V形曲柄航空器10包括上部可駕駛部分IOA和下部可 拋部分10B。上部可駕駛部分10A裝有沿下部部分10B的翼14B的中間連 4妻的一對翼14A。如圖35A-35C最佳顯示的，翼14A用翼鎖定機構(gòu)228 可分離地緊固至下部翼14B。翼鎖定機構(gòu)228與可釋放的接合機構(gòu)50同步， 以使分離過程期間的安全性達(dá)到最大程度。V形曲柄翼結(jié)構(gòu)改進(jìn)了航空器 的性能，因為所有表面都被用于升力，并且結(jié)構(gòu)效率也被改善了。 V形曲 柄航空器還結(jié)合了用于高空運行的如圖14D所展示的兩個增壓的橢圓圓柱 體及減振部件。
圖36A1-36C和圖37A-37C展示了本發(fā)明的進(jìn)一步的實施方式，即適 合于低空、未增壓分離的箱形翼航空器。箱形翼航空器與圖30A-30C和圖 31A-31C的雙翼飛才幾相同，外加了結(jié)合在上部可駕駛部分10A的翼14A和 可拋部分14B的翼14B之間的左支撐件和右支撐件230。用這種布置，在 結(jié)構(gòu)上并空氣動力學(xué)地改進(jìn)了航空器。負(fù)載和剛度通過支撐件230在翼 14A、 14B間傳遞，支撐件230還通過將翼尖處的凝渦效應(yīng)減到最小來空 氣動力學(xué)地減少誘導(dǎo)阻力。
本發(fā)明的該實施方式進(jìn)一步包括水面著陸穩(wěn)定器232,其被結(jié)合到航 空器的支撐件230中。水面著陸穩(wěn)定器232采取安裝在每一個支撐件230 上的氣嚢的形式，該氣嚢在分離過程后并在剛好在緊急著陸前充氣。水面 著陸穩(wěn)定器232與上部可駕駛部分10A的水上飛機殼體幾何形狀一起改進(jìn) 了在緊急水面著陸過程中上部部分10A的性能。支撐件230還可以結(jié)合方 向舵(未顯示)，其能夠消除對于垂直穩(wěn)定器和尾部機身前緣的需求。在上述實施方式中，^t空器的上部可駕駛部分10A和下部可拋部分
IOB的接合通過快速釋放接合機構(gòu)50及，在嵌套翼航空器的情況下，應(yīng)用 于翼14A， 14B的另外的真空系統(tǒng)來實現(xiàn)。
本發(fā)明的進(jìn)一步實施方式展示在圖38A至38F,圖39A至39F,圖40A 至40E,圖41,圖42A至42B中。在此實施方式中，接合機構(gòu)50由帶有 關(guān)耳關(guān)的制動機構(gòu)270的滑4九系統(tǒng)250替換。
滑軌系統(tǒng)250由齒條252和齒輪254裝置以及位于航空器一側(cè)的包括 上槽輥(grooved roller) 258和下輥260的一對輥及位于4元空器另 一側(cè)的包 括上輥262和下輥264的一對輥組成，齒條252和齒輪254裝置具有促動 器256。如圖38E和38F所最佳展示的，輥258, 260, 262, 264設(shè)置在航 空器的下部可拋部分10B的壁266上。壁266延伸通過設(shè)置在上部可駕駛 部分10A的基部中的開口 267。在上部可駕駛部分10A和下部可拋部分10B 分離之前，輥258, 260, 262， 264的相應(yīng)對位于上部可駕駛部分10A的 下水平壁268之上和之下，并鄰近該壁。密封件269設(shè)置在上部可駕駛部 分10A和下部可拋部分10B之間。
如將在下面描述的，因為當(dāng)制動機構(gòu)270停止作用后，上部可駕駛部 分10A和下部可拋部分10B通常能夠自由滑行，因此并不是在所有情況下 需要齒條252和齒輪254的促動器256。在一些情況下，額外的力對于啟 動分離過程是必要的。額外的力能夠通過促動器256^是供，并且可包括機 械釋放裝置和/或氣動裝置。也可通過將真空系統(tǒng)逆轉(zhuǎn)至正壓來實現(xiàn)分離。
現(xiàn)參考如在圖42A和42B中所最佳展示的制動機構(gòu)270，該機構(gòu)在航 空器的每一側(cè)包括一對制動系統(tǒng)，每一個制動系統(tǒng)包括制動片或制動蹄 塊，及減振材料?，F(xiàn)參考圖，展示有上槽制動片272和下制動片274，及 在航空器另一側(cè)的上制動片276和下制動片278。
制動機構(gòu)270進(jìn)一步包括制動促動器280、緊固件282,及壓縮彈簧 284。當(dāng)制動機構(gòu)270被促動時，壓縮彈簧284起到固定緊固件282的作 用，使得下制動片274, 278緊貼并接合上部可駕駛部分10A的壁268。當(dāng) 制動機構(gòu)被促動器280停止作用時，彈簧282被釋放并允許緊固件282和 制動片被釋放。在^^空器的正常運行中，為了保持上部可駕駛部分IOA和下部可拋部
分10B之間的牢固接合，制動機構(gòu)270—直是被促動的。當(dāng)需要時，例如 在緊急情況下，制動機構(gòu)停止作用，以允許上部可駕駛部分IOA和下部可 拋部分10B相對彼此滑動并分離。在帶有嵌套翼的航空器中，應(yīng)用于翼 14A, 14B的真空系統(tǒng)與制動系統(tǒng)同時^皮釋i文。
在圖中，下部可拋部分IOB顯示為向上部可駕駛部分IOA的前部滑動， 但是應(yīng)了解，下部可拋部分也可向上部可駕駛部分10A的后部滑動。
圖43顯示了可以用來推動上部機身部分和下部機身部分的初始分離 的液壓釋JL機構(gòu)520。液壓促動器500和樞轉(zhuǎn)臂506可以安裝在上部機身 部分10A上，而凸耳508被設(shè)置在下部機身部分10B上。當(dāng)兩個部分IOA、 IOB一皮連接時，樞轉(zhuǎn)臂506的鉤形端510保持凸耳508。當(dāng)分離開始時， 液壓促動器500按方向502拉動樞轉(zhuǎn)臂506。臂506關(guān)于上部機身部分上 的點504旋轉(zhuǎn)，按弓形方向512移動。結(jié)果，鉤形端510釋放凸耳508, 并且4會方向514推動凸耳514，從而推動上部機身部分和下部機身部分分 離。 一旦空氣在上部部分和下部部分之間流動，這兩部分就^皮分得更遠(yuǎn)。 分離上述部分的可替換方法，是逆轉(zhuǎn)真空壓力以產(chǎn)生正壓。
應(yīng)理解，在本說明書中所公開和界定的本發(fā)明延伸至所提及的或從說 明書或圖形顯而易見的個性特征中的兩個或更多的全部可替換的組合。所 有這些不同組合構(gòu)成本發(fā)明各種可替換的方面。
權(quán)利要求
1.一種航空器，其包括機身，其具有上部可駕駛機身部分和下部可拋機身部分，在正常飛行過程中，所述下部可拋機身部分可分離地與所述上部可駕駛機身部分接合；上部翼結(jié)構(gòu)，其與所述上部可駕駛機身部分關(guān)聯(lián)；下部翼結(jié)構(gòu)，其與所述下部可拋機身部分關(guān)聯(lián)；可釋放的接合裝置，其用于可分離地接合所述下部可拋機身部分和所述上部可駕駛機身部分；其中所述可釋放的接合裝置在飛行中是可促動的，以使所述上部可駕駛機身部分和所述下部可拋機身部分能夠彼此脫離；且其中所述上部可駕駛機身部分能夠在沒有所述下部可拋機身部分的情況下飛行。
2. 如權(quán)利要求1所述的航空器，其中所述航空器是固定翼乘客航空器。
3. 如權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的航空器，其中所述上部可駕駛 機身部分包括乘客室。
4. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部 分進(jìn)一步包括尾部部分和尾部發(fā)動機。
5. 如權(quán)利要求4所述的航空器，其中所述尾部部分可分離地接合至 所述上部可駕駛機身部分，并且在緊急情況下是可脫離的。
6. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述下部可拋部分能夠 在從所述上部可駕駛機身部分分離后獨立飛行。
7. 如權(quán)利要求6所述的航空器，其中所述下部可拋部分進(jìn)一步包括 全球定位系統(tǒng)，所述全球定位系統(tǒng)適合于將所述下部可拋部分導(dǎo)航至預(yù)定 的安全著陸區(qū)域。
8. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部翼機構(gòu)包括燃料儲存裝置，所述燃料儲存裝置用于儲存所述上部可駕駛機身部分從所述 下部可拋機身部分分離后所使用的燃料。
9. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中在正常飛行時，所述上 部翼結(jié)構(gòu)嵌套在所述下部翼結(jié)構(gòu)中，作為所述航空器的單個組合的翼結(jié)構(gòu) 工作。
10. 如權(quán)利要求9所述的航空器，其中所述下部翼結(jié)構(gòu)通過可釋放的 真空裝置可釋放地安裝至所述上部翼結(jié)構(gòu)。
11. 如權(quán)利要求IO所述的航空器，其中所述可釋放的真空裝置與所述 可釋放的接合裝置同步，以使所述上部翼結(jié)構(gòu)和所述下部翼結(jié)能夠在緊急 情況下同步分離。
12. 如權(quán)利要求1至8中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部 翼結(jié)構(gòu)和所述下部翼結(jié)構(gòu)在正常飛^^中;f皮此分離。
13. 如任意前述權(quán)利要求所述的^^空器，其中所述下部可拋機身部分 進(jìn)一步包括主著陸裝置、燃料箱及貨物儲存艙。
14. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部分 具有輔助控制器和儀表，所述輔助控制器和儀表適合于在所述下部可拋機身 部分從所述上部可駕駛機身部分分離后允許人員駕駛所述可駕駛部分。
15. 如權(quán)利要求14所述的航空器，其中所述輔助控制器和儀表是分 離的，并作為對用來在分離前駕駛所述航空器的主控制器和儀表的補充。
16. 如權(quán)利要求14或權(quán)利要求15所述的航空器，其中所述上部可駕 駛機身部分具有輔助駕駛區(qū)，所述輔助控制器和儀表位于所述輔助駕駛區(qū) 中，所述輔助駕駛區(qū)是分離的并且作為對主駕駛艙的補充。
17. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部 分包括輔助著陸裝置，使得在所述下部可拋機身部分被分離后，所述上部 可駕駛機身部分能夠著陸。
18. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部 分包括改進(jìn)其浮力的材料。
19. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部 分包括水上飛^L形狀的外殼幾何形狀，以有助于在所述下部可拋才幾身部分 被分離后所述上部可駕駛機身部分在水面上著陸。
20. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述可釋放的接合裝置 包括一批可釋放的接合機構(gòu)。
21. 如權(quán)利要求20所述的航空器，其中每一個可釋放的接合機構(gòu)都 包括可分離可接合的鉗夾或緊固組件。
22. 如權(quán)利要求20或權(quán)利要求21所述的航空器，其中每一個可釋放 的接合機構(gòu)都包括緊固組件和具有頭部的釋放螺栓。
23. 如權(quán)利要求22所述的航空器，其中所述緊固組件包括一對鉗夾， 所述鉗夾能夠在接合位置和釋放位置之間移動，所述釋放螺栓的所述頭部 在所述接合位置被接合，所述釋放螺栓的所述頭部在所述釋放位置被釋放。
24. 如權(quán)利要求1至19中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述可 釋放的接合裝置包括滑軌裝置，以使所述上部可駕駛機身部分和下部可拋 機身部分能夠在所述可釋放的接合裝置被促動時相對于彼此滑動并且脫離。
25. 如權(quán)利要求24所述的航空器，其中所述滑軌裝置包括齒條齒輪 機構(gòu)和至少一對互補輥，所述一對互補輥允許所述上部可駕駛機身部分和 所述下部可拋^L身部分之間的滑動運動。
26. 如權(quán)利要求24或權(quán)利要求25所述的航空器，其中所述滑軌裝置 進(jìn)一步包括制動才幾構(gòu)，當(dāng)所述制動才幾構(gòu)凈皮促動時，所述制動機構(gòu)防止所述 上部可駕駛機身部分和所述下部可拋機身部分相對于彼此滑動，當(dāng)所述制 動機構(gòu)被停止作用時，所述制動機構(gòu)使所述上部可駕駛機身部分和所述下 部可拋機身部分能夠分離。
27. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中所述航空器適合于高空 飛4亍和分離。
28. 如權(quán)利要求27所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部分和所述下部可拋才幾身部分以被設(shè)計成在分立之前和之后保持內(nèi)部壓力的橢 圓截面形成。
29. 如任意前述權(quán)利要求所述的航空器，其中在從所述下部可拋機身 部分分離后，所述上部可駕駛機身部分適合于作為滑行器飛行。
30. 如權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的航空器，其中所述航空器包括 一對尾部發(fā)動機。
31. 如權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的航空器，其中所述尾部發(fā)動機 被嵌套在所述上部可駕駛機身部分的尾部機身中。
32. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述航 空器是低地球軌道再入飛行器發(fā)射裝置。
33. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述航 空器是超音速三角翼航空器。
34. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述航 空器是-爭音速三角翼力充空器。
35. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上 部翼結(jié)構(gòu)和所述下部翼結(jié)構(gòu)設(shè)置在V形曲柄構(gòu)型中。
36. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述航 空器是箱形翼^^空器。
37. 如權(quán)利要求36所述的航空器，其中所述上部可駕駛機身部分進(jìn) 一步包括用于水面著陸的可充氣穩(wěn)定器。
38. 如權(quán)利要求1至29中任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述上 部機身部分和所述下部機身部分之中的至少一個裝有可展開的鴨翼。
39. 如權(quán)利要求27或32中的任一權(quán)利要求所述的航空器，其中所述 下部可拋機身部分是可重用的發(fā)射裝置。
40. —種實質(zhì)上如此處所描述的航空器，其參考如在附圖中所展示的 實施方式中的任意一個。
全文摘要
航空器(10)包括機身(12)，所述機身具有上部可駕駛機身部分(10A)和下部可拋機身部分(10B)，所述下部可拋機身部分(10B)在正常飛行中與上部可駕駛機身部分(10A)可分離地接合。上部翼結(jié)構(gòu)(14A)與上部可駕駛機身部分(10A)關(guān)聯(lián)，而下部翼結(jié)構(gòu)(14B)與下部可拋機身部分(10B)關(guān)聯(lián)。可釋放的接合裝置(50，250)設(shè)置為可分離地接合下部可拋機身部分(10B)和上部可駕駛機身部分(10A)。可釋放的接合裝置(50，250)在飛行中是可促動的，以使上部可駕駛機身部分(10A)和下部可拋機身部分(10B)能夠彼此脫離。上部可駕駛機身部分(10A)能夠在沒有下部可拋機身部分(10B)的情況下飛行。
文檔編號B64C1/32GK101291846SQ200680039388
公開日2008年10月22日 申請日期2006年8月28日 優(yōu)先權(quán)日2005年8月26日
發(fā)明者羅莫洛·洛倫佐·貝爾塔尼 申請人:羅莫洛·洛倫佐·貝爾塔尼