(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2024-06-20
(45)【発行日】2024-06-28
(54)【発明の名称】最適化された設計およびアーキテクチャを有する宇宙航空機
(51)【国際特許分類】
B64G 1/14 20060101AFI20240621BHJP
B64G 1/00 20060101ALI20240621BHJP
B64C 5/02 20060101ALI20240621BHJP
B64C 5/06 20060101ALI20240621BHJP
B64C 7/02 20060101ALI20240621BHJP
B64C 1/38 20060101ALI20240621BHJP
B64C 9/32 20060101ALI20240621BHJP
【ＦＩ】
B64G1/14
B64G1/00 S
B64C5/02
B64C5/06
B64C7/02
B64C1/38
B64C9/32
【請求項の数】
13
(21)【出願番号】P 2021572475
(86)(22)【出願日】2020-06-05
(65)【公表番号】
(43)【公表日】2022-08-15
(86)【国際出願番号】 FR2020050962
(87)【国際公開番号】W WO2020245549
(87)【国際公開日】2020-12-10
【審査請求日】2023-05-24
(31)【優先権主張番号】1906098
(32)【優先日】2019-06-07
(33)【優先権主張国・地域又は機関】FR
(31)【優先権主張番号】1906101
(32)【優先日】2019-06-07
(33)【優先権主張国・地域又は機関】FR
(73)【特許権者】
【識別番号】517310463
【氏名又は名称】アリアングループ・エス・ア・エス
(74)【代理人】
【識別番号】100108453
【弁理士】
【氏名又は名称】村山 靖彦
(74)【代理人】
【識別番号】100110364
【弁理士】
【氏名又は名称】実広 信哉
(74)【代理人】
【識別番号】100133400
【弁理士】
【氏名又は名称】阿部 達彦
(72)【発明者】
【氏名】マルコ・プランポリーニ
(72)【発明者】
【氏名】アレクシ・ブルゴワン
【審査官】山本 賢明
(56)【参考文献】
【文献】国際公開第２００４／０９２０１３（ＷＯ，Ａ２）
【文献】西独国特許出願公開第０２６１８６４４（ＤＥ，Ａ１）
【文献】仏国特許発明第１１１２２６４（ＦＲ，Ａ）
(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)
Ｂ６４Ｇ １／１４
Ｂ６４Ｇ １／００
Ｂ６４Ｃ ５／０２
Ｂ６４Ｃ ５／０６
Ｂ６４Ｃ ７／０２
Ｂ６４Ｃ １／３８
Ｂ６４Ｃ ９／３２
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
胴体（３）および前記胴体（３）の両側に配置された２つの翼（４Ａ，４Ｂ）を備える宇宙航空機（１）であって、前記翼（４Ａ，４Ｂ）は、それぞれの前縁（１５Ａ，１５Ｂ）が前記胴体（３）の長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿った第１の長手方向位置（Ｐ２）と呼ばれる位置に位置するように配置され、前記宇宙航空機（１）はまた、前記翼（４Ａ，４Ｂ）の端部（６Ａ，６Ｂ）に配置された２つのナセル（７Ａ，７Ｂ）を備え、これらのナセル（７Ａ，７Ｂ）のそれぞれは、水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）および垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）を支持し、前記胴体（３）が前記胴体（３）の前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿って可変の大きさの横断面を有する、つまり、前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿って前記宇宙航空機（１）の前から後へ前記胴体（３）の前記横断面の大きさが最大横断面（Ｃ１）まで増加し、そして減少し、
前記最大横断面（Ｃ１）が前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿った第２の長手方向位置（Ｐ１）と呼ばれる位置にあり、前記第２の長手方向位置（Ｐ１）は、前記第１の長手方向位置（Ｐ２）の前方に位置し、
各前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）は、前記胴体（３）の前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿って可変の大きさの横断面を有し、前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿って前から後へ各前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）の前記横断面の大きさが最大横断面（ＣＭ）まで増加し、そして減少し、前記最大横断面（ＣＭ）は、前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に沿った位置（Ｐ３）にあり、前記位置（Ｐ３）は、前記翼（４Ａ，４Ｂ）の後縁（１６Ａ，１６Ｂ）、および考慮されるナセル（７Ａ，７Ｂ）の前記水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）の前縁（１７Ａ，１７Ｂ）の間に位置することを特徴とする宇宙航空機。
【請求項2】
前記最大横断面（Ｃ１）の前記第２の長手方向位置（Ｐ１）の後方で、前記胴体（３）は、前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に対して７°以下の角度（α）を有するような形状の外面（Ｓ）を有する、請求項１に記載の前記宇宙航空機。
【請求項3】
各前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）において、前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）および前記水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）は、前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）の最大横断面が長手方向において前記水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）の最大横断面の後方に位置するように考慮されるナセル（７Ａ，７Ｂ）上に配置されている、請求項１～２のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項4】
各前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）において、前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）および前記水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）は、前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）の中間面（ＪＡ，ＪＢ）、および前記水平尾翼ユニット（８Ａ，８Ｂ）の中間面（ＫＡ，ＫＢ）が互いに対して実質的に９０°の角度を形成するように配置されている、請求項１～３のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項5】
－ 前記宇宙航空機（１）の機首（１４）に配置されたアビオニクスシステムおよび加圧システム（２０）、－ 前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）の前方において前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）内に配置された航空推進ユニット（２３Ａ，２３Ｂ）、
－ 前記宇宙航空機（１）の後方（２２）に配置された少なくとも１つのロケットエンジン（２１）、および
－ 前記胴体（３）の近くで前記宇宙航空機（１）の前記翼（４Ａ，４Ｂ）内に配置された燃料タンク（２５Ａ，２５Ｂ）、
の少なくともいくつかのシステムを備える、請求項１～４のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項6】
前記航空推進ユニット（２３Ａ，２３Ｂ）が前記宇宙航空機（１）の前記翼（４Ａ，４Ｂ）のツイストライン（２７Ａ－２７Ｂ）の前方に配置されている、請求項５に記載の宇宙航空機。
【請求項7】
前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）のスパン方向の位置は、前記宇宙航空機（１）のロケットエンジン（２１）の排ガスの膨張プロファイル（１３）を越えた位置にある、請求項１～６のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項8】
前記胴体（３）が軸対称である、請求項１～７のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項9】
前記翼（４Ａ，４Ｂ）が中央平面に配置されている、請求項１～８のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項10】
前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）が前記翼（４Ａ，４Ｂ）の中間面（ＸＹ）に配置されている、請求項１～９のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項11】
各前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）が固定フィン（１０Ａ，１０Ｂ）およびラダー（１１Ａ，１１Ｂ）を備え、前記ラダー（１１Ａ，１１Ｂ）は、２つの独立した可動ラダーフラップ（１２Ａ，１２Ｂ，１３Ａ，１３Ｂ）を備えるスプリット型ラダーであり、各前記ラダーフラップ（１２Ａ，１２Ｂ，１３Ａ，１３Ｂ）は、前記ラダー（１１Ａ，１１Ｂ）が前記ラダーフラップ（１２Ａ，１２Ｂ，１３Ａ，１３Ｂ）が互いに表面接触するいわゆる閉位置（Ｐ１）と、前記ラダーフラップ（１２Ａ，１２Ｂ，１３Ａ，１３Ｂ）が互いに対して特定の開き角（θ１，θ２）を有するいわゆる開位置（Ｐ２，Ｐ３）とを含む任意の異なる位置をとることができように、個別に操舵可能であり、前記航空機（１）は、各前記ラダー（１１Ａ，１１Ｂ）の前記ラダーフラップ（１２Ａ，１２Ｂ，１３Ａ，１３Ｂ）の操舵を制御するよう構成された制御システム（１４）をさらに備える、請求項１～１０のいずれか一項に記載の宇宙航空機。
【請求項12】
各前記垂直尾翼ユニット（９Ａ，９Ｂ）は、前記ナセル（７Ａ，７Ｂ）から前記固定フィン（１０Ａ，１０Ｂ）の上端部への方向において前記航空機（１）の外側に傾けることによって、対応する固定フィン（１０Ａ，１０Ｂ）の中間面（ＪＡ，ＪＢ）が前記ナセル（７Ａ，７Ｂ），の垂直面（ＩＡ，ＩＢ）に対して７°～１３°の角度（γ）を有するように、対応するナセル（７Ａ，７Ｂ）に配置されている、請求項１１に記載の宇宙航空機。
【請求項13】
回収可能モジュールを備えるビークル、特に宇宙打ち上げビークル、観測ロケット、または類似の実験ビークルであって、前記回収可能モジュールが請求項１～１２のいずれか一項に記載の宇宙航空機（１）である、ビークル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、宇宙航空機、すなわち、大気圏再突入、すなわち、飛行中の地球への帰還が可能な最適化された設計およびアーキテクチャを有する宇宙航空機に関する。
【背景技術】
【0002】
排他的ではないが、本発明による宇宙航空機は、特に宇宙モジュール、すなわち、宇宙打ち上げビークル、観測ロケットまたは同様の実験ビークルの一部を形成する航空機であり得る。このようなモジュールは、特に推進アセンブリを備え、宇宙打ち上げビークル、観測ロケットなどの実験ビークルがミッションを完了した後、地球上で回収される。
【0003】
特許文献１から、宇宙打ち上げビークル用のそのような回復可能な宇宙モジュールが知られている。このモジュールは、推進アセンブリ、加圧システム、航空電子工学、発電手段など、再利用が非常に有利な高コストのコンポーネントで構成されている。
【0004】
大気圏再突入中、このような宇宙船またはモジュールは、特に衝撃波の生成および境界層の分離を介して、特に安定性の問題を引き起こす高速にさらされることが知られている。
【0005】
特に、翼の中央で衝撃波が発生すると、流れが大幅に分離し、航空機の長手方向と横方向の両方の安定性が失われる可能性がある。
【0006】
このような状況は不満足である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0007】
【文献】仏国特許出願公開第２９６１１７９号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【0008】
本発明は、前述の欠点を克服することを可能にし、長手方向および横方向の安定性の喪失を回避する宇宙航空機に関する。宇宙航空機は、胴体とその胴体の両側に配置された２つの翼とを備えるタイプであり、前記翼は、それぞれの前縁が前記胴体の長手方向軸に沿った第１の長手方向位置と呼ばれる位置に位置するように配置されている。宇宙航空機はまた、翼の端に配置された２つのナセルを備え、これらのナセルはそれぞれ垂直尾翼ユニットと水平尾翼ユニットを搭載している。
【0009】
本発明によれば、前記胴体は、前記胴体の長手方向軸に沿って可変サイズの横断面を有し、宇宙航空機の前部から後部まで長手方向軸に沿って、胴体の横断面は、最大横断面まで増加し、その後減少し、最大横断面は、前記長手方向軸に沿った第２の長手方向位置と呼ばれる位置に位置し、この第２の長手方向位置は、前記第１の長手方向位置の前方に位置する（胴体の翼の前縁の位置に対応する）。
【0010】
宇宙航空機の胴体の最大横断面の位置は、遷音速衝撃波の長手方向位置をほぼ決定する。したがって、翼の前縁の前方に最大横断面を配置すると、遷音速領域で翼の前縁の前に第１の衝撃波が配置され、翼の中央の第２の衝撃波が回避または少なくとも制限される。これにより、前述のように大きな流れの剥離が発生するのを防ぎ、これらの条件下で宇宙航空機の長手方向の安定性が失われるのを防ぐ。
【0011】
胴体に対して横方向のナセル上の尾翼ユニットの配置は、宇宙航空機の質量の中心の周りに各尾翼ユニットによって及ぼされるモーメントを増加させ、したがって、宇宙航空機を安定させる際の尾翼ユニットの効率を増加させる。
【0012】
さらに、宇宙航空機は、特に宇宙航空機が胴体の後端にロケットエンジンを有する場合、好ましくは中央尾翼を持たない（すなわち、胴体上に、典型的には胴体の後端に配置される）。
【0013】
以下で明らかになるように、本発明の範囲内で採用された宇宙航空機設計戦略は、面積規則が満たされることを可能にし、空力中心の変位が、典型的な大気圏再突入中の宇宙航空機が遭遇するマッハ数範囲全体にわたって制御されることを可能にする。
【0014】
有利には、最大横断面の前記第２の長手方向位置の後方で、胴体は、長手方向軸に対して７°以下である角度（好ましくは可変）を有するような形状の外面を有する。これにより、最大横断面の後方での胴体からの突然の流れの剥離を防ぐ。
【0015】
さらに、有利には、前記ナセルのそれぞれは、前記胴体の長手方向軸に沿って可変サイズの横断面を有する。前から後へ、長手方向軸に沿って、各ナセルの横断面のサイズは、最大横断面まで増加し、その後減少し、最大横断面は、前記長手方向軸に沿った位置にあり、これは、翼の後縁と、考慮されるナセルの水平尾翼の前縁の間にある。
【0016】
上記の特性により、遷音速の飛行領域で衝撃波の乱れが発生しないように、ナセルと主翼の操縦翼面の上流で、最大横断面の近くに遷音速衝撃波を有利に配置することができる。
【0017】
さらに、有利なことに、ナセルおよび翼のフェアリングは、遷音速流の剥離に対する堅牢性を局所的に高めるように構成される。
【0018】
一実施形態では、前記ナセルのそれぞれにおいて、特に宇宙航空機の遷音速飛行体制において、操縦翼面間の干渉を最小限に抑えるために、垂直尾翼ユニットおよび水平尾翼ユニットは、垂直尾翼ユニットの最大横断面が水平尾翼ユニットの最大横断面の長手方向において後方に位置するように考慮されるナセル上に配置される。
【0019】
その上、有利には、宇宙航空機は、以下のシステムの少なくともいくつかを含む：
－ 宇宙航空機の機首に配置されたアビオニクスシステムおよび与圧システム
－ ナセルの前方にある、ナセルに配置された航空推進ユニット
－ 宇宙航空機の後方に配置された少なくとも１つのロケットエンジン
－ 胴体近くの宇宙航空機の翼に配置された燃料タンク
－ 宇宙航空機の機首に配置されたアビオニクスシステムおよび与圧システム
－ ナセルの前方にある、ナセルに配置された航空推進ユニット
－ 宇宙航空機の後方に配置された少なくとも１つのロケットエンジン
－ 胴体近くの宇宙航空機の翼に配置された燃料タンク
【0020】
好ましくは、航空推進ユニットは、宇宙航空機の翼のツイストラインの前方に配置される。
【0021】
さらに、有利には、ナセルのスパン方向の位置は、宇宙航空機の後方のロケットエンジンの排気ガスの最大膨張プロファイルを超えて配置され、このような最大プロファイルは、通常、推進段階の終わりに大気圏外で得られる。
【0022】
その上、有利には、宇宙航空機の主要なシステムは互いに分離されている。
【0023】
さらに、有利には、
－ 胴体は軸対称である、および／または
－ 翼は、中央平面に配置されている、および／または
－ ナセルは、翼の中間面に配置されている。
－ 胴体は軸対称である、および／または
－ 翼は、中央平面に配置されている、および／または
－ ナセルは、翼の中間面に配置されている。
【0024】
さらに、有利には、前記垂直尾翼ユニットのそれぞれは、固定フィンおよびラダーを備え、ラダーは、２つの独立した可動ラダーフラップを備えるスプリット型ラダーであり、ラダーは、２つの独立した可動ラダーフラップを含むスプリットラダーであり、それぞれの前記ラダーフラップは、ラダーフラップが互いに表面接触しているいわゆる閉位置、およびラダーフラップが互いに対して特定の開き角度を有するいわゆる開位置を含む、異なる位置のいずれかをスプリットラダーがとることができるように、個別に操縦可能であり、航空機はさらに、各ラダーのラダーフラップの操縦を制御するように構成された制御システムを備えている。
【0025】
このようなラダーは、効率が良いため、宇宙航空機の空力プロファイルが亜音速に最適化されている場合でも、宇宙航空機を超音速で操縦する最適な機能を提供する。
【0026】
好ましくは、前記垂直尾翼ユニットのそれぞれは、宇宙航空機の外側または内側に向かって傾けることによって固定フィンの中間面がナセルの垂直面に対して７°から１３°の間、さらにより好ましくは実質的に１０°に等しい角度を有するようにナセル上に配置される。この角度は、宇宙航空機の後方にあるロケットエンジンの排気ガスによって生成される環境によって生成される音響および放射の相互作用を低減する。
【0027】
さらに、有利には、前記ナセルのそれぞれにおいて、垂直尾翼ユニットおよび水平尾翼ユニットは、垂直尾翼ユニットの固定フィンの中間面および水平尾翼ユニットの中間面が互いに対して実質的に９０°の角度を形成するように配置される。
【0028】
本発明はまた、回収可能モジュールを含む、宇宙打ち上げビークル、観測ロケットまたは同様の実験ビークルなどの車両に関し、前記回収可能モジュールは、上記のような宇宙航空機に対応する。
【0029】
添付の図は、本発明をどのように行うことができるかを明らかにするであろう。これらの図では、同一の参照は類似の要素を指す。
【図面の簡単な説明】
【0030】
【図1】本発明の１つの好ましい実施形態による宇宙航空機の概略上面図である。
【図2】本発明の１つの好ましい実施形態による宇宙航空機の概略斜視図である。
【図3】宇宙航空機の胴体の部分側面図である。
【図4】宇宙航空機の胴体の部分斜視図である。
【図5】本発明の好ましい特性による、宇宙航空機の形状に関連する衝撃波の位置を示す部分的な概略上面図である。
【図6】宇宙航空機の後方の部分上面図であり、ロケットエンジンによって生成された排気ガスの膨張プロファイルを示す。
【図9】ラダーフラップス操舵を示すナセル部分の非常に概略的な斜視図である。
【図10】ラダーのラダーフラップの操舵制御システムの概略斜視図である。
【図11】本発明の１つの好ましい実施形態による宇宙航空機の主要機器の配置を詳述する概略上面図である。
【発明を実施するための形態】
【0031】
【0032】
好ましい用途（以下の説明で考慮される）として、この宇宙航空機１は、宇宙打ち上げビークル、観測ロケットまたは同様の実験ビークルの回収可能な部分を表す飛行モジュール（またはビークル）に対応する。
【0033】
より一般的には、宇宙航空機はその任務の後に地球上で回収される。したがって、この航空機は、大気圏再突入が通常行われる困難な条件下で、大気圏再突入を実行する必要があり、また、着陸帯へのアプローチとその着陸帯への着陸も可能である必要がある。本願において、宇宙航空機１は、コストが高く、再利用が非常に有利な、以下に示すコンポーネントとシステムで構成されている。
【0034】
図１および図２に示されるように、宇宙航空機１は、胴体３を形成する、長手方向軸Ｘ-Ｘを有する主中央本体２を備える。宇宙航空機１の飛行方向Ｆは、図１および図２において矢印で示されている。本発明の文脈において、「前部」および「後部」という用語は、それぞれ、宇宙航空機１の前方および後方に関して定義され、後方から前方への方向は、宇宙航空機１の飛行方向Ｆに従って定義される。
【0035】
以下の説明を容易かつ単純にするために、胴体３に関して宇宙航空機１の両側に配置される同様の要素は、同一の参照符号によって識別される。ただし、検討する側に応じて、文字Ａ（宇宙航空機１の飛行方向Ｆの右側の要素の場合）または文字Ｂ（宇宙航空機１の飛行方向Ｆの左側の要素の場合）がこれらの数値参照に追加される。
【0036】
【0037】
宇宙航空機１はまた、（翼４Ａおよび４Ｂの）端部５Ａおよび５Ｂの反対側の端部６Ａおよび６Ｂのそれぞれに、細長いオジーブ(ogive)の一般的な形状の細長いナセル７Ａ、７Ｂを備えている。ナセル７Ａの長手方向軸はＬＡ－ＬＡ、ナセル７Ｂの長手方向軸はＬＢ－ＬＢである。これらの長手方向軸ＬＡ－ＬＡおよびＬＢ－ＬＢは、長手方向軸Ｘ－Ｘに略平行である。したがって、ナセル７Ａおよび７Ｂは、胴体３の長手方向に略平行に、胴体３の両側に配置される。胴体３の横方向のこのナセル７Ａおよび７Ｂの配置は、さまざまな打ち上げビークルまたは観測ロケットまたは同様の実験ビークル、および／またはさまざまなロケットエンジン（単一または複数のロケットエンジンを含む）と特に互換性がある。
【0038】
さらに、前記ナセル７Ａおよび７Ｂのそれぞれは、水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂおよび垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂを備えている。一般的に、尾翼ユニットは、特に、ヨー軸（垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂの場合）およびピッチ軸（水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの場合）の周りの宇宙航空機の安定性と制御を保証する。
【0039】
垂直尾翼ユニット９Ａおよび９Ｂのそれぞれは、図２に示されるように、２つの部分、すなわち、ナセル７Ａ、７Ｂに取り付けられるフィン１０Ａ、１０Ｂと呼ばれる固定部分、およびフィン１０Ａ、１０Ｂに移動可能に取り付けられたラダー１１Ａ、１１Ｂと呼ばれる可動部分を有する。垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂの機能は、ヨー軸を中心とした宇宙航空機１の安定性と制御を確保することである。この効果に対する効率は、ナセル７Ａ、７Ｂに偏心して配置されているため最適であり、中央尾翼ユニットと比較して、航空機の質量の中心の周りにかかるモーメントを増やすことができる。
【0040】
さらに、水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂのそれぞれは、図１に示されるように、ナセル７Ａ、７Ｂに直接取り付けられるエレベータと呼ばれる可動部分１２Ａ、１２Ｂを備える。これらの水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂは、このようにピッチにおける宇宙航空機１の安定性と制御に貢献する。また、以下に説明するように、エレベータ１２Ａ、１２Ｂのそれぞれは一体型であり、水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂに飛行エンベロープ全体にわたって期待される効率を提供する。
【0041】
翼、およびナセルとそれらが担持する要素は、宇宙航空機１の垂直対称面ＸＺ（図４）に対して対称である。特にこれらの特性により、さらに以下に指定するように、宇宙航空機１は、上昇段階でゼロ入射リフトを示さない。
【0042】
本発明によれば、特に図３に示されているように、宇宙航空機１の胴体３は、長手方向軸ＸＸに沿って可変サイズの横断面を有する。胴体３には前方に機首１４が設けられている。宇宙航空機１の前部（機首１４から開始）から後部に向かって、矢印Ｅで示される方向に、長手方向軸Ｘ－Ｘに沿って、胴体３の横断面のサイズが（距離Ｄ１にわたって）最大横断面Ｃ１、つまり最大表面積を持つ横断面まで増加し、その後減少する（距離Ｄ２にわたって）。横断面は、長手方向軸Ｘ－Ｘに垂直な平面ＹＺ（図４）の胴体３の断面に対応する。
【0043】
さらに、本発明によれば、最大横断面Ｃ１は、長手方向軸Ｘ－Ｘに沿った長手方向位置Ｐ１に位置している。この長手方向位置Ｐ１は、胴体３の翼４Ａおよび４Ｂの前縁１５Ａおよび１５Ｂの位置、すなわち翼根、すなわち図３の例の翼４Ｂ前縁１５Ｂの位置に対応する長手方向位置Ｐ２の前方に位置している。
【0044】
したがって、最大横断面Ｃ１の長手方向位置Ｐ１は、翼４Ａおよび４Ｂの前縁１５Ａおよび１５Ｂ（長手方向位置Ｐ２）の前方に最大横断面Ｃ１（長手方向位置Ｐ１）を配置することによって、遷音速衝撃波の長手方向位置を決定するため、第１の衝撃波Ｏ１は、図５に示されるように、遷音速領域において翼４Ａおよび４Ｂの前縁１５Ａおよび１５Ｂの前に配置され、これにより、翼４Ａと４Ｂの中央における第２の衝撃波を回避するか、または最小限に抑える。この特性により、大きな流れの剥離の発生を防ぎ、長手方向の静的安定性の損失を回避する。
【0045】
最大横断面Ｃ１の長手方向位置Ｐ１の後方で、胴体３は、長手方向軸Ｘ－Ｘに対して、好ましくは可変角度αを有するように成形された外面Ｓを有する。この局所角度αは、表面の局所接線と長手方向軸Ｘ－Ｘとの間の角度として定義され（図３では例えば外面Ｓの延長としての線Ｓｉと長手方向軸Ｘ－Ｘに平行な線Hｉの間）、７°以下である。これは、胴体３の流れが突然剥離するのをできるだけ避けるためである。
【0046】
最大横断面Ｃ１は、可変形状である場合があり、円形である場合とそうでない場合がある。
【0047】
本発明の範囲内で、領域ルールを検証するための設計戦略が実施される。この戦略を適用する目的は、局所的な境界層の剥離を避けるために、外面Ｓを７°まで制限したまま、胴体３の横断面を増加させて、翼４Ａおよび４Ｂの前縁１５Ａおよび１５Ｂの前方に最大横断面Ｃ１を得ることである。
【0048】
胴体３の形状と翼４Ａおよび４Ｂの位置が設定されると、上記の設計戦略に従って、以下の特性を考慮してナセル７Ａおよび７Ｂが定義される。
【0049】
ナセル７Ａおよび７Ｂのそれぞれは、考慮されるナセル７Ａおよび７Ｂのそれぞれの長手方向軸ＬＡ－ＬＡおよびＬＢ－ＬＢに沿って可変サイズの横断面を有する。前から後ろへ、長手方向軸Ｘ－Ｘに沿って、ナセル７Ａと７Ｂのそれぞれの横断面のサイズは最大横断面ＣＭ（図５）まで増加し、その後減少する。図５のナセル７Ａについて表されるように、最大横断面ＣＭは、長手方向軸ＬＡ－ＬＡ、ＬＢ－ＬＢに沿った位置Ｐ３にあり、それは、ナセル７Ａ、７Ｂにおける翼４Ａの後縁１６Ａ、１６Ｂとナセル７Ａ、７Ｂに取り付けられた水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの前縁１７Ａ、１７Ｂの間に位置している。これにより、第２の遷音速衝撃波Ｏ２を操縦面と揚力面から離して配置することができる。
【0050】
したがって、上記の特性により、最大横断面Ｃ１およびＣＭに近い、操縦面および揚力面から離れた、遷音速衝撃波Ｏ１およびＯ２の有利な配置が得られる。これにより、遷音速飛行体制において衝撃波の乱れが可能な限りなくなる。
【0051】
したがって、ミッションの大気圏再突入飛行コリドー全体でマッハ数と入射角の関数としての空力中心の長手方向の位置は、ほとんど変化せず、スムーズかつ連続的に変化する。
【0052】
さらに、ある特定の実施形態では、胴体３は、最大横断面Ｃ１の前方の位置Ｐ４（図３）に、宇宙航空機１に搭載される場合の宇宙打ち上げビークル、観測ロケットまたは同様の実験ビークルのタンクを取り付けるためのインターフェースゾーン１８を有する。前記インターフェースゾーン１８の横断面Ｃ２は、有利には円形である。軸Ｘ－Ｘに沿った胴体３の断面のコースは、亜音速マッハゾーンがこの円形断面の前方にとどまるようなものである。これにより、インターフェースゾーン１８が遷音速の大きな流れの影響を受けるのを防ぐ。
【0053】
宇宙航空機１は、空力中心の変位が、宇宙航空機１のマッハ数の範囲全体にわたって制御されることを可能にする。
【0054】
長手方向の空力特性に関しては、大気圏再突入および発射場への戻り中に遭遇するマッハ数の範囲全体、マッハ０．２５からマッハ２５の範囲にわたって、滑らかで連続的な長手方向の空力中心変位が達成される。この有利な挙動は、任務を遂行するために必要な迎え角の全範囲にわたって達成される。
【0055】
さらに、横方向の空力特性に関しては、大気圏再突入および発射場への戻り中に遭遇するマッハ数の範囲全体にわたって、滑らかで連続的な横方向の空力中心変位が達成される。この有利な挙動は、任務を遂行するために必要な迎え角と横滑りの全範囲にわたっても達成される。
【0056】
以下の点に留意されたい。
ａ）宇宙航空機１は、静的に長手方向および横方向に安定しており、再突入段階の間、飛行制御の必要性は最小限に抑えられ、再突入段階の一部は、純粋に受動的なモードで実行することができる。
ｂ）固有の静的安定性により、初期の再突入姿勢の制御を緩和できる。これにより、相対風に対する宇宙航空機の姿勢が自動的に再方向付けされる。この特性は、消耗部品の分離段階の後に追加の堅牢性を提供する。つまり、必要な大気圏外の姿勢制御の必要性を低減する。
ｃ）再突入時に小さな自然な機首上げ（機首上げ制御なし）が発生する可能性がある。この特性は、システムに堅牢性を提供し、制御手段に必要な電力を削減するのに役立つ。
ａ）宇宙航空機１は、静的に長手方向および横方向に安定しており、再突入段階の間、飛行制御の必要性は最小限に抑えられ、再突入段階の一部は、純粋に受動的なモードで実行することができる。
ｂ）固有の静的安定性により、初期の再突入姿勢の制御を緩和できる。これにより、相対風に対する宇宙航空機の姿勢が自動的に再方向付けされる。この特性は、消耗部品の分離段階の後に追加の堅牢性を提供する。つまり、必要な大気圏外の姿勢制御の必要性を低減する。
ｃ）再突入時に小さな自然な機首上げ（機首上げ制御なし）が発生する可能性がある。この特性は、システムに堅牢性を提供し、制御手段に必要な電力を削減するのに役立つ。
【0057】
さらに、図６に示される１つの好ましい実施形態では、（長手方向軸Ｘ－Ｘの両側の）ナセル７Ａおよび７Ｂの横方向の位置およびそれらの長手方向の配置（後方）は、噴射ガス、すなわち宇宙航空機１の後方のロケットエンジン２１によって生成される噴射ガスの膨張プロファイル１３に対応するように構成されている。これは、ナセル７Ａおよび７Ｂが、作動中の噴射ガス流の外側に位置するか、または噴射ガスの膨張プロファイル１３の中心から少なくとも十分に離れており、このような噴射ガスの近くに広がる厳しい条件に耐えることを意味すると理解されるべきである。したがって、宇宙航空機１の構造、特にナセル７Ａおよび７Ｂは、噴出ガスにさらされないため、噴出ガスによって妨害されない。
【0058】
さらに、１つの好ましい実施形態では、水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂは、軸Ｘ－Ｘに沿って可変の横断面を有する。同様に、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂも軸Ｘ－Ｘに沿って可変の横断面を有する。さらに、水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂと垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂの最大横断面は、遷音速飛行体制中の有害な相互作用を可能な限り回避するために、長手方向（軸Ｘ－Ｘに沿って）および角度方向に分離されており、宇宙航空機１の完全な飛行体制にわたって横方向および長手方向の制御を維持することができる。
【0059】
この目的のために、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂの最大横断面は、水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの最大横断面の後方に（宇宙航空機１の飛行Ｆの方向において）配置されるため、操縦翼面間の空力干渉は、特に前記遷音速飛行体制において最小限に抑えることができる。この分離は、垂直尾翼（ラダー）と水平尾翼（エレベータ）の操縦翼面を操縦する場合にも効果的である。
【0060】
さらに、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂは、横滑り安定性によって誘発される好ましいロールのために、図７に示されるように、翼４Ａ、４Ｂを通過する宇宙航空機１の水平対称面ＮＡ、ＮＢの上に配置される。
【0061】
また、好ましい一実施形態では、垂直尾翼ユニット９Ａおよび９Ｂのそれぞれにおいて、ラダー１１Ａ、１１Ｂは、いわゆるスプリットラダーである。このようなスプリットラダー１１Ａ、１１Ｂは、図８および図９に示すように、２つのラダーフラップ、すなわちラダーフラップ１１２Ａ、１１２Ｂとラダーフラップ１１３Ａ、１１３Ｂで構成され、これらは個別に移動可能で独立している。
【0062】
したがって、各ラダー１１Ａ、１１Ｂ、すなわち空力操縦翼面を表す垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂのそれぞれの可動部分は、２つの独立した自由度を有するスプリットラダーに対応する。
【0063】
これらのスプリットラダー１１Ａおよび１１Ｂの各ラダーフラップ１１２Ａ、１１２Ｂ、１１３Ａ、１１３Ｂは、軸Ｃを中心に個別に操舵することができ（図８～図１０）、各スプリットラダー１１Ａ、１１Ｂは次のいずれかの位置を想定することができる。
－ ラダー１１Ｂの図８の細い線で示されているように、ラダーフラップ１１２Ｂおよび１１３Ｂが互いに表面接触している閉位置ＰＯＳ１
－ 複数の開位置のうちの１つであり、ラダーフラップ１１２Ｂおよび１１３Ｂは、互いに対して開き角θ（非ゼロ）を有する。例えば図８では開き角θ１の特定の開位置ＰＯＳ２、および図１０では、開き角θ２の特定の開位置ＰＯＳ３の太線として示されるように、例えば、２０°のオーダーである。
－ ラダー１１Ｂの図８の細い線で示されているように、ラダーフラップ１１２Ｂおよび１１３Ｂが互いに表面接触している閉位置ＰＯＳ１
－ 複数の開位置のうちの１つであり、ラダーフラップ１１２Ｂおよび１１３Ｂは、互いに対して開き角θ（非ゼロ）を有する。例えば図８では開き角θ１の特定の開位置ＰＯＳ２、および図１０では、開き角θ２の特定の開位置ＰＯＳ３の太線として示されるように、例えば、２０°のオーダーである。
【0064】
ラダーの２つのラダーフラップ（ラダー１１Ａのラダーフラップ１１２Ａおよび１１３Ａ、またはラダー１１Ｂのラダーフラップ１１２Ｂおよび１１３Ｂ）の操舵を以下のように実行することができる。
－ ラダーフラップ１１２Ｂと１１３Ｂの両方で同じ値の角度展開（反対方向）で中立位置Ｈに関して対称的に。図８に示すように、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１２Ｂの角度展開（または偏差）は、矢印θ１ａ（展開の方向および対応する角度を示す）によって示され、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１３Ｂの角度展開は、矢印θ１ｂによって示され、偏向角θ１ｂは偏向角θ１ａに等しく、開き角θ１は、関係式θ１＝θ１ａ＋θ１ｂを満たす。
－ または非対称に。つまり、一方のラダーフラップが他方よりも中立位置Ｈから操舵される。図１０に示すように、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１２Ｂの角度展開は、矢印θ２ａで示され、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１３Ｂの角度展開は、矢印θ２ｂによって示され、偏向角θ２ｂは、偏向角θ２ａとは異なり、開き角θ２は、関係式θ２＝θ２ａ＋θ２ｂを満たす。
－ ラダーフラップ１１２Ｂと１１３Ｂの両方で同じ値の角度展開（反対方向）で中立位置Ｈに関して対称的に。図８に示すように、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１２Ｂの角度展開（または偏差）は、矢印θ１ａ（展開の方向および対応する角度を示す）によって示され、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１３Ｂの角度展開は、矢印θ１ｂによって示され、偏向角θ１ｂは偏向角θ１ａに等しく、開き角θ１は、関係式θ１＝θ１ａ＋θ１ｂを満たす。
－ または非対称に。つまり、一方のラダーフラップが他方よりも中立位置Ｈから操舵される。図１０に示すように、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１２Ｂの角度展開は、矢印θ２ａで示され、中立位置Ｈに対するラダーフラップ１１３Ｂの角度展開は、矢印θ２ｂによって示され、偏向角θ２ｂは、偏向角θ２ａとは異なり、開き角θ２は、関係式θ２＝θ２ａ＋θ２ｂを満たす。
【0065】
さらに、中立位置は、例えば、図１０に示すように、位置Ｈ（対応する垂直尾翼ユニットの固定フィンの中間面の位置に対応する）から位置Ｈ０まで変更することができる。
【0066】
航空機１はまた、各ラダー１１Ａおよび１１Ｂのラダーフラップ１１２Ａ、１１２Ｂ、１１３Ａおよび１１３Ｂの操舵を制御するように構成された制御システム１１４を含む。
【0067】
この制御システム１１４は、ラダー１１Ｂについて図１０に概略的に示されるように、ラダーフラップを旋回させるための作動システム１１５、およびこの作動システム１１５を（リンク１１６Ａを介して）制御するための制御ユニット１１６を備える。
【0068】
一般的に言えば、このようなスプリットラダーは、特に安全な着陸を可能にするために、宇宙航空機の空力プロファイルが亜音速に最適化されていることが好ましいとしても、効率の向上により、超音速でも宇宙航空機を操縦する最適な能力を提供する。
【0069】
このようなスプリットラダーを使用することで、宇宙航空機は胴体の後方に中央尾翼ユニットを持たないようにすることもできる。これは、以下で明らかになるように、ロケットエンジンが胴体の後方に配置されている場合に特に有利である。
【0070】
さらに、１つの好ましい実施形態では、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂのそれぞれは、図７の矢印ＥＡ、ＥＢで示すように、ナセル７Ａ、７Ｂから固定フィン１０Ａ、１０Ｂの上端に向かう方向に、宇宙航空機１の外側に向かって傾斜させることによって垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂのフィンの中間面ＪＡ、ＪＢが、ナセル７Ａ、７Ｂの垂直面ＩＡ、ＩＢに対して非ゼロ角度γを有するように、ナセル７Ａ、７Ｂに配置される。この角度γ（例えば、７°から１３°の範囲）は、好ましくは１０°のオーダーである。この角度γ（比較的小さい値）により、特にロケットエンジン２１によって生成される（図６）宇宙航空機１の後方の排気ガスによる、ナセル間の音響および放射相互作用を低減することができる。
【0071】
１つの好ましい実施形態では、ナセル７Ａおよび７Ｂのそれぞれにおいて、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂおよび水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂは、フィン１０Ａ、１０Ｂの中間面ＪＡ、ＪＢおよび水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの中間面ＫＡ、ＫＢが、図７に示されるように、互いに対して実質的に９０°の角度を形成するように配置される。したがって、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂの前述の配置により、各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂは、垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂに対して９０°に近い角度分離をとるため、翼４Ａおよび４Ｂの平面ＮＡ、ＮＢに対して下向きの角度をとる。
【0072】
翼４Ａ、４Ｂの平面形状は、生産と熱保護を考慮して、可能な限り単純に選択されている。さらに、図１１に示すように、翼４Ａおよび４Ｂは、直線の前縁１５Ａおよび１５Ｂと後縁１６Ａおよび１６Ｂを含む。スイープによる亜音速揚力の損失を最小限に抑えるために、３０°の角度（翼弦の２５％において）の適度なスイープが採用されている。
【0073】
その上、宇宙航空機１は、アビオニクスシステムならびにロケットエンジン推進システムのための加圧システムを含むアセンブリ２０を備えている。このアセンブリ２０は、図１１に示すように、宇宙航空機１の機首１４の前方に配置されている。
【0074】
この前方位置は、宇宙航空機１の重心ＣＧの前方変位に寄与し、さらに、
－ 水平尾翼ユニットと垂直尾翼ユニットの空力レバレッジアームを増加する。
－ 特にメンテナンスのための、胴体３の前方のアセンブリ２０の要素へのアクセスを促進する。
－ 水平尾翼ユニットと垂直尾翼ユニットの空力レバレッジアームを増加する。
－ 特にメンテナンスのための、胴体３の前方のアセンブリ２０の要素へのアクセスを促進する。
【0075】
機首１４の形状は、大気圏再突入中にエネルギーを放散するように設計されている。この目的のために、丸みを帯びた（鈍い）機首１４が設けられ、比較的高い極超音速／超音速の空力抵抗を生成する。
【0076】
さらに、宇宙航空機１は、ロケットエンジン２１（図１１）などの推進アセンブリを備え、宇宙打ち上げロケットの打ち上げを実行するか、または少なくとも宇宙打ち上げロケットの打ち上げを支援する。ロケットエンジン２１は、胴体３の後端２２に配置されている。１つの特定の実施形態（図示せず）では、宇宙航空機１は、複数のロケットエンジンを備え得る。
【0077】
宇宙航空機１はまた、その戻り飛行を生成するための従来の手段、特に、任意のタイプの航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂを備えた航空推進システム、例えば、プロペラ２４Ａおよび２４Ｂが図１１に概略的に示されているプロペラ駆動ターボプロップエンジンを備える。宇宙航空機１は、さらに説明されていない通常の制御および操縦手段をさらに備え、これにより、宇宙航空機１は、特に大気圏再突入を実施し、滑走路に着陸するまでの回復操作とそれに続く巡航飛行を実行することができる。
【0078】
図１１に示されるように、航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂは、ナセル７Ａおよび７Ｂに、ナセル７Ａおよび７Ｂの前方に配置されている。
【0079】
航空推進システムの航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂは、ナセル７Ａおよび７Ｂの前方に配置されているので、以下が可能である。
－ 宇宙航空機１の重心ＣＧを前方に移動できる。
－ 航空推進システムをロケットエンジン２１の排気ガスから、および胴体３に含まれるすべての宇宙システムから可能な限り遠ざけることができる。
－ いくつかの重要な飛行条件（マッハ数と動的圧力）の下で空力（空力弾性）フラッピング減らすための好ましい特性を提供することができる。
－ 機首上げ操作中、特に大気圏再突入後に実施される回復段階中の翼付根の曲げモーメントを低減することができる。
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂの最適な動作を確保することができる。これにより、プロペラおよび吸気口の上流の流れが妨げられないという効果が得られる。
－ 宇宙航空機１の重心ＣＧを前方に移動できる。
－ 航空推進システムをロケットエンジン２１の排気ガスから、および胴体３に含まれるすべての宇宙システムから可能な限り遠ざけることができる。
－ いくつかの重要な飛行条件（マッハ数と動的圧力）の下で空力（空力弾性）フラッピング減らすための好ましい特性を提供することができる。
－ 機首上げ操作中、特に大気圏再突入後に実施される回復段階中の翼付根の曲げモーメントを低減することができる。
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂの最適な動作を確保することができる。これにより、プロペラおよび吸気口の上流の流れが妨げられないという効果が得られる。
【0080】
その上、宇宙航空機１はまた、航空推進システムの航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂのための燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂを含む。これらの燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂは、宇宙航空機１の翼４Ａおよび４Ｂに配置されている。好ましくは、燃料タンク２５Ａと２５Ｂは、
－ 翼４Ａおよび４Ｂのスイープを考慮に入れて、重心ＣＧの前方位置決めに寄与する胴体３の近く、および
－ 亜音速再突入巡航飛行中に燃料（燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂに含まれる）を消費する場合の重心ＣＧの変位を最小化するために、重心ＣＧの近く
に配置される。
－ 翼４Ａおよび４Ｂのスイープを考慮に入れて、重心ＣＧの前方位置決めに寄与する胴体３の近く、および
－ 亜音速再突入巡航飛行中に燃料（燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂに含まれる）を消費する場合の重心ＣＧの変位を最小化するために、重心ＣＧの近く
に配置される。
【0081】
このようにして、ミッションの飛行中に実質的に変化することなく、宇宙航空機１の適切な長手方向のセンタリングが達成される。特に、燃料をすべて消費する場合、重心ＣＧの位置は、宇宙航空機１の着陸段階での着陸や着陸復行に必要な長手方向の調整や横方向の制御に適している。
【0082】
宇宙航空機１の重心ＣＧに可能な限り近い２つの翼桁の間の翼根に、それぞれが例えば約３００ｋｇを保持することができる燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂを配置することは、燃料を消費する場合に重心ＣＧの変位を最小限に抑えることができる。ただし、接地時の重心ＣＧは、接地フレア時の長手方向の静的マージンを最小限に抑えるため、わずかに後方に変位する。
【0083】
その上、着陸を実行できるようにするために、宇宙航空機１は、展開可能な着陸装置２６Ａ、２６Ｂ、および２６Ｃのセットを備えている。着陸装置２６Ａおよび２６Ｂは、それらの配置に利用可能な体積および着陸時の重心の位置を考慮して、宇宙航空機１の胴体３の近くに配置されている。前脚２６Ｃは、胴体のＸ－Ｘ軸上で可能な限り前方に収納され、
－ 格納位置では、重心ＣＧの前方位置決めに貢献し、
－ 展開位置では、航空分野の標準的な慣行に従って、着陸装置２６Ａ、２６Ｂ、および２６Ｃの間で支持が分散されるようにする。
－ 格納位置では、重心ＣＧの前方位置決めに貢献し、
－ 展開位置では、航空分野の標準的な慣行に従って、着陸装置２６Ａ、２６Ｂ、および２６Ｃの間で支持が分散されるようにする。
【0084】
宇宙航空機１は、着陸装置２６Ａ、２６Ｂを端部５Ａ、５Ｂに近いフェアリングに、ブレーキなし、油圧装置なし、前輪誘導なしからなる特に簡略化された着陸装置のセットの着陸装置２６Ｃを胴体内に配置することに適合している。
【0085】
したがって、宇宙航空機１は、前述の特性を組み合わせ、高レベルの機能を実施するための全体的な一貫性を有する、独特で有利なアーキテクチャを有する。
【0086】
上記のような宇宙航空機１の利点は、以下により詳細に特定される。
【0087】
宇宙航空機１は、図６を参照して上に示したように、上昇中のロケットエンジン２１の排気ガスの膨張に適合している。この目的のために、その要素とシステムは、上昇中のロケットエンジン２１の排気ガスの膨張プロファイル１３の外側に配置されている。これにより、単一のロケットエンジン２１との幾何学的な排気の互換性が保証される。この幾何学的構造の原理は、あらゆるタイプのロケットエンジン、およびマルチロケットエンジンランチャー構成で同様に実現できる。
【0088】
さらに、宇宙航空機１は、熱負荷を最小化することに寄与する追加の特性を有し得る。特に、ある特定の実施形態では、宇宙航空機１は、翼４Ａおよび４Ｂならびに垂直尾翼ユニット９Ａおよび９Ｂの厚い後縁に熱保護を含む。
【0089】
さらに、１つの特定の実施形態では、宇宙航空機１は、各垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂに追加の局所保護（図示せず）を備えることができる。好ましくは、この局所保護は、ロケットエンジン２１を停止するときに排出可能であり得る保護層を含む。
【0090】
さらに、上記のように、宇宙航空機１には、全任務中の重心ＣＧ（図１１）の位置および空力弾性を制御するために、適切かつ有利な質量分布が実施されている。
【0091】
そのために、宇宙航空機１システムの主質量は、重心ＣＧの有利な位置を得て、大気圏再突入の開始から着陸までこの位置を制御するために、最も前方の位置に配置される。
【0092】
１つの好ましい実施形態では、各航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの質量は、図１１に示されるように、対応する翼４Ａ、４Ｂのツイストライン２７Ａ～２７Ｂの前方に配置され、それによって、特に、遷音速飛行体制においてフラッターの傾向を最小化する。
【0093】
さらに、翼端のナセル７Ａ、７Ｂ内の各航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの配置は、特に再突入時の機首上げ操作中の翼４Ａ、４Ｂの曲げモーメントを最小化することを可能にする。
【0094】
さらに、各翼４Ａ、４Ｂの表面積は、約２５０ｋｇ／ｍ２の翼面荷重での再突入、巡航飛行、着陸段階に対応するように選択されている。
【0095】
さらに、図１１に示されるように、宇宙航空機１の主要システム間の分離（または距離）が提供される。
【0096】
特に、ロケットエンジン２１、航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂ、ならびに制御装置は切り離されている。このようにして、主要システム間のネガティブな相互作用を回避するために、主要システムの適切な分散を実現できる。特に、宇宙システムはアビオニクスシステムから分離されており、ロケットエンジン２１は、再突入段階の間、宇宙航空機１の後方に保護されている。さらに、アビオニクスおよび加圧システム２０は、燃料タンク２５Ａおよび２５Ｂとのインターフェースを備えた宇宙航空機１の前方に配置されている。
【0097】
その上、宇宙航空機１の一般的な形状は、上昇段階の間、ゼロ入射角でゼロリフトを可能にする。そのために、以下が設けられる。
－ 平面ＸＹに対して対称胴体であえる軸対称胴体３
－ 翼４Ａおよび４Ｂの中央平面位置
－ 翼４Ａおよび４Ｂの平面ＸＹに配置された航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂを受け入れるためのナセル７Ａ、７Ｂ（図４）
－ 垂直および水平尾翼ユニットは、上昇段階での抗力および妨害モーメントを最小限に抑えるように構築および配置されている。
－ 平面ＸＹに対して対称胴体であえる軸対称胴体３
－ 翼４Ａおよび４Ｂの中央平面位置
－ 翼４Ａおよび４Ｂの平面ＸＹに配置された航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂを受け入れるためのナセル７Ａ、７Ｂ（図４）
－ 垂直および水平尾翼ユニットは、上昇段階での抗力および妨害モーメントを最小限に抑えるように構築および配置されている。
【0098】
また、前述のように、ロケットエンジン２１の排気ガスとの音響的および熱的相互作用を低減するために、各垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂは１０°のオーダーで傾斜している（図７）。
【0099】
他方、再突入段階は、宇宙航空機１の正面形状の選択に影響を及ぼさない。
【0100】
さらに、宇宙航空機１の長手方向および横方向の安定性に寄与するために、前述の特性に加えて追加の特性が提供される。
特に：
－ 翼４Ａおよび４Ｂの平面形状は、翼のスイープが３０°から空力平均翼弦の２５％の適切な翼のアスペクト比（翼幅の２乗と翼の表面積の比率）を提供することで、遷音速ノーズアップの傾向を制限する。
－ 各翼４Ａ、４Ｂのプロファイルの厚い後縁により、遷音速境界層でのプロファイルの堅牢性を高めることができる。
－ ナセル７Ａと７Ｂのフェアリングおよび翼４Ａと４は、遷音速流剥離に対する堅牢性を局所的に高めるように構成されている。
－ 翼のエルロンはスプリットタイプであり、各エルロンは、２つの独立した可動要素を備えて、各可動要素は個別に操縦することができ、長手方向の安定性とロール制御能力の両方を向上させることができる。
特に：
－ 翼４Ａおよび４Ｂの平面形状は、翼のスイープが３０°から空力平均翼弦の２５％の適切な翼のアスペクト比（翼幅の２乗と翼の表面積の比率）を提供することで、遷音速ノーズアップの傾向を制限する。
－ 各翼４Ａ、４Ｂのプロファイルの厚い後縁により、遷音速境界層でのプロファイルの堅牢性を高めることができる。
－ ナセル７Ａと７Ｂのフェアリングおよび翼４Ａと４は、遷音速流剥離に対する堅牢性を局所的に高めるように構成されている。
－ 翼のエルロンはスプリットタイプであり、各エルロンは、２つの独立した可動要素を備えて、各可動要素は個別に操縦することができ、長手方向の安定性とロール制御能力の両方を向上させることができる。
【0101】
さらに、翼４Ａおよび４Ｂと水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂとの間の機能の可能な移動を含む、操縦翼面の適切な偏向を実施して、遷音速飛行体制における時折の空力弾性問題を改善することができる。例として、遷音速段階での各翼４Ａ、４Ｂの外側エルロンの約１０°の偏向が考えられる。
【0102】
さらに、各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂについて、以下の特性が好ましくは提供される。
－ エレベータ１２Ａ、１２Ｂは、適切な超音速、遷音速、亜音速の効率を実現する一体型である。
－ ヒンジラインは、ヒンジモーメントを最小限に抑えるために、翼弦の約５０％に配置するのが有利である。
－ 各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂのプロファイルは、遷音速および亜音速の飛行体制に適している。
－ エレベータ１２Ａ、１２Ｂは、適切な超音速、遷音速、亜音速の効率を実現する一体型である。
－ ヒンジラインは、ヒンジモーメントを最小限に抑えるために、翼弦の約５０％に配置するのが有利である。
－ 各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂのプロファイルは、遷音速および亜音速の飛行体制に適している。
【0103】
さらに、水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂは、宇宙航空機１のロール制御にも使用することができる。
【0104】
さらに、宇宙航空機１は、大気圏再突入時の効率的な超音速減速、遷音速飛行体制での効率的な回復操作、発射場への帰還時の効率的な亜音速巡航飛行など、強化された空力性能を有する。
【0105】
次の要素は、再突入時（低入射角で）の効率的な減速（超音速弾道係数の増加）に貢献する。
－ 胴体３の鈍い（丸みを帯びた）機首１４は、亜音速マッハゾーンが断面Ｃ２の前方に留まる（図３）ような胴体３の長手方向軸に沿ったコースを有する。これにより、インターフェースゾーン１８が遷音速の大きな流れの影響を受けるのを防ぐ。
－ 各ナセル７Ａ、７Ｂの鈍い（丸みを帯びた）機首。これは、航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの配置に適合する。
－ 各翼４Ａ、４Ｂの厚い前縁１５Ａ、１５Ｂ。これにより、特にナセル７Ａ、７Ｂに近接した衝撃／衝撃相互作用領域で、熱流が局所的に減少し、超音速抗力が増加する。
－ 胴体３の鈍い（丸みを帯びた）機首１４は、亜音速マッハゾーンが断面Ｃ２の前方に留まる（図３）ような胴体３の長手方向軸に沿ったコースを有する。これにより、インターフェースゾーン１８が遷音速の大きな流れの影響を受けるのを防ぐ。
－ 各ナセル７Ａ、７Ｂの鈍い（丸みを帯びた）機首。これは、航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの配置に適合する。
－ 各翼４Ａ、４Ｂの厚い前縁１５Ａ、１５Ｂ。これにより、特にナセル７Ａ、７Ｂに近接した衝撃／衝撃相互作用領域で、熱流が局所的に減少し、超音速抗力が増加する。
【0106】
さらに、次の要素は、遷音速飛行体制（マッハ０．８付近）での効率的な機首上げ操作に貢献する。
－ 各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの一体型構造
－ 垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂと水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの間の水平方向の分離。
－ 各水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの一体型構造
－ 垂直尾翼ユニット９Ａ、９Ｂと水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの間の水平方向の分離。
【0107】
さらに、宇宙航空機１は、短くて丸い胴体と同じオーダーの翼幅を有するコンパクトな構成を有しており、発射場に戻る際の効率的な亜音速巡航飛行を可能にする。
【0108】
より具体的には
－ 翼のアスペクト比がより有利になり、亜音速の揚抗比（fineness ratio）が向上する。これにより、航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの電力と質量の要件、および航空推進段階の燃料消費量が直接かつ具体的に削減され、滑空降下率も削減され、航空推進システムの点火（または開始）シーケンスを実行する時間が可能になり、最初の試みが失敗した場合に、航空推進システムを再開するための２回目の試みが可能となる。
－ 相対的な厚さが１０％を超える厚いプロファイルの使用は、前縁および／または後縁に可動式の高揚力発生装置を使用せずに、効率的な亜音速巡航飛行、アプローチおよび着陸に合致する。
－ 着陸フレアで最大揚力係数を達成する水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの効率。
－ 亜音速領域での翼エルロン（図示せず）を介したロール制御。
－ 通常の三輪着陸装置に適合する翼面荷重。
－ 翼のアスペクト比がより有利になり、亜音速の揚抗比（fineness ratio）が向上する。これにより、航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂの電力と質量の要件、および航空推進段階の燃料消費量が直接かつ具体的に削減され、滑空降下率も削減され、航空推進システムの点火（または開始）シーケンスを実行する時間が可能になり、最初の試みが失敗した場合に、航空推進システムを再開するための２回目の試みが可能となる。
－ 相対的な厚さが１０％を超える厚いプロファイルの使用は、前縁および／または後縁に可動式の高揚力発生装置を使用せずに、効率的な亜音速巡航飛行、アプローチおよび着陸に合致する。
－ 着陸フレアで最大揚力係数を達成する水平尾翼ユニット８Ａ、８Ｂの効率。
－ 亜音速領域での翼エルロン（図示せず）を介したロール制御。
－ 通常の三輪着陸装置に適合する翼面荷重。
【0109】
さらに、航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂの下流の操縦翼面の配置は、以下に指定されるように、プロペラの適切な回転方向で、（プロペラ航空推進ユニットで推進される）飛行段階中の追加の亜音速性能を提供する。
【0110】
その上、宇宙航空機１は、航空推進システムの有利な統合を含む。この有利な空力推進力は、折り畳み可能でターボプロップエンジンの一部を形成するプロペラ２４Ａ、２４Ｂをそれぞれ含む航空推進ユニット２３Ａ、２３Ｂに基づく。
【0111】
（プロペラターボプロップの）折りたたみ式プロペラ２４Ａ、２４Ｂをナセル７Ａ、７Ｂのノーズに統合することにより、上昇中の低い抗力、発射場に戻る飛行中（航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂによって推進される）の保護されたプロペラ、および低燃料消費が可能になる。
【0112】
ナセル７Ａおよび７Ｂの前方への航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂの配置はまた、以下の利点を有する：
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂが二重反転プロペラ２４Ａおよび２４Ｂを含む場合、翼４Ａおよび４Ｂでは揚力が大幅に増加する可能性がある。
－ 水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂで効率を高め、トリム（またはバランス）の偏向を減らす必要がある。
－ このような構成は、揚抗比への積極的な貢献に加えて、宇宙航空機の周りに適切な対称流を生成し、垂直尾翼ユニット９Ａおよび９Ｂの横方向のバランス要件をさらに低減する。
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂに二重反転プロペラ２４Ａおよび２４Ｂがない場合、長手方向および横方向にバランスの取れた飛行を実現するために、局所的および非対称の空力操縦面の偏向を実装することができる。
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂが二重反転プロペラ２４Ａおよび２４Ｂを含む場合、翼４Ａおよび４Ｂでは揚力が大幅に増加する可能性がある。
－ 水平尾翼ユニット８Ａおよび８Ｂで効率を高め、トリム（またはバランス）の偏向を減らす必要がある。
－ このような構成は、揚抗比への積極的な貢献に加えて、宇宙航空機の周りに適切な対称流を生成し、垂直尾翼ユニット９Ａおよび９Ｂの横方向のバランス要件をさらに低減する。
－ 航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂに二重反転プロペラ２４Ａおよび２４Ｂがない場合、長手方向および横方向にバランスの取れた飛行を実現するために、局所的および非対称の空力操縦面の偏向を実装することができる。
【0113】
ナセル７Ａおよび７Ｂ内の航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂの配置は、対応するプロペラ２４Ａ、２４Ｂが展開される場合のフェアリング（図示せず）を含み得る。
このフェアリングは、
－ プロペラ２４Ａ、２４Ｂのハブの空力損失を低減する。
－ プロペラ２４Ａ、２４Ｂの空力推力に積極的に貢献する。
－ プロペラブレード２４Ａ、２４Ｂ上に適切な空気の流れを生成する。
このフェアリングは、
－ プロペラ２４Ａ、２４Ｂのハブの空力損失を低減する。
－ プロペラ２４Ａ、２４Ｂの空力推力に積極的に貢献する。
－ プロペラブレード２４Ａ、２４Ｂ上に適切な空気の流れを生成する。
【0114】
さらに、宇宙航空機１上の有利な質量分布は、（航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂを支持する）ナセル７Ａおよび７Ｂが翼端４Ａおよび４Ｂに配置されているという事実により、再突入回復操縦の際に端部５Ａおよび５Ｂの曲げおよびねじれモーメントを低減させることができる。
【0115】
さらに、ナセル７Ａおよび７Ｂ（航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂを支持する）が、翼４Ａおよび４Ｂの端部に配置され、航空推進ユニット２３Ａおよび２３Ｂが翼４Ａおよび４Ｂのツイストライン２７Ａ、２７Ｂの前方に配置されているという事実による宇宙航空機１上の有利な重量分布は、翼４Ａおよび４Ｂの空力弾性フラッターの傾向の低減を生成する。
【符号の説明】
【0116】
１ 宇宙航空機
３ 胴体
４ 翼
７ ナセル
８ 水平尾翼ユニット
９ 垂直尾翼ユニット
１０ 固定フィン
１１ ラダー
１２ エレベータ
１３ 膨張プロファイル
１４ 機首
１５ 前縁
１６ 後縁
１８ インターフェースゾーン
２０ アセンブリ
２１ ロケットエンジン
２３ 航空推進ユニット
２４ プロペラ
２５ 燃料タンク
２６ 着陸装置
２７ ツイストライン
１１２ ラダーフラップ
１１３ ラダーフラップ
１１４ 制御システム
１１５ 作動システム
１１６ 制御ユニット
３ 胴体
４ 翼
７ ナセル
８ 水平尾翼ユニット
９ 垂直尾翼ユニット
１０ 固定フィン
１１ ラダー
１２ エレベータ
１３ 膨張プロファイル
１４ 機首
１５ 前縁
１６ 後縁
１８ インターフェースゾーン
２０ アセンブリ
２１ ロケットエンジン
２３ 航空推進ユニット
２４ プロペラ
２５ 燃料タンク
２６ 着陸装置
２７ ツイストライン
１１２ ラダーフラップ
１１３ ラダーフラップ
１１４ 制御システム
１１５ 作動システム
１１６ 制御ユニット
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8】
【図9】
【図10】
【図11】