自从二十世纪40年代以来，发展了燃烧爆震方式在各个领域应用 的研究。爆震方式燃烧相对于传统燃烧的优势在于能量释放的高速 率。这提供了具有很大功率密度的推进发动机的设计。在脉冲爆震设 备(PDD)的恒定体积中，有效实现了热力循环。
PDD最引起关注的发展是由脉冲爆震发动机(PDE)构成的。相 对于传统推进发动机(涡轮发动机、冲压式喷气发动机、活塞发动机) 来说，PDE的优势是发动机效率、结构简单、小尺寸和减少的重量以 及在低速和超音速下有效工作的能力。PDE已经如由Nicholls J.A.， Wilkinson H.R.，Morrison R.B.(1957)的“Intermittent detonation as a thrust-producing mechanism”，Jet Propulsion 27(5)：第534页至 541页，以及Eidelman S.，Grossman W.(1992)的“Pulsed detonation engine，Experimental and theoretical Review”，AIAA论文92-3168 所披露。
基本的PDE结构为在一端开口的简单爆震管(也参看Wilson D.R.，Lu F.K.，Stuessy W.S.(1999)的“Gaseous detonation phenomena with shock and arc initiation”，I，Proc 21st Int Symp Shock Waves 第421至425页)。在管的封闭端，具有燃料和氧气喷射器。在用易 爆震的混合物填充满爆震腔室后，可以在两个不同位置开始爆震：开 口端或封闭端。在任何情况下，在封闭端(推力壁)的爆震物的推挤 产生推进力。
例如从1999年5月20日出版的文献RU 2130407已知PDE应用 于飞行器推进。

本发明的目的是：提供一种飞行器，尤其是小型飞行器，有人驾 驶的或无人驾驶的类型，其使用在具有高效及尤其是极大降低燃料消 耗的爆震方式下进行燃烧来以相对减少的负载以及相对低的速度飞 行。
本发明进一步的目的是提供一种飞行器，其能够结合两种飞行方 式：垂直或接近垂直起飞以及着陆和巡行方式。
本发明的再一个目的是提供一种具有高飞行稳定性和高可操作性 的上述类型的飞行器。
考虑到实现这些以及进一步的目的，根据本发明的飞行器具有在 后附权利要求1中所述的特征。
在从属权利要求中指出了根据本发明的飞行器的其他优选特征。
根据本发明的飞行器的重要特征在于：其具有多组由布置在飞行 器双翼内的爆震管形成的PDE。为此，当从上方观察时，飞行器上配 备的爆震管最好具有弯曲形状，以便它们能顺应机翼前缘的弯曲或倾 斜形状。
本发明另一个基本特征在于：飞行器上配备的多个爆震管可以彼 此独立或按组进行独立控制，并因此可以选择性地开动，从而能够控 制推力值。尤其是在垂直或接近垂直起飞/着陆和向巡行方式过渡时， 细微调节推力的能力也给了获得额外的飞行器稳定性和操纵性的机 会。
本发明另一个重要特征在于：多个爆震管的喷嘴定向于不同的方 向，使得其能够在多种飞行方式下进行选择性使用，尤其是在垂直或 接近垂直起飞/着陆和巡行方式中。
由于气动阻力的降低，在飞行器机翼内布置爆震管产生较低的燃 料消耗。由于推进系统位于机翼内部，推进系统没有暴露的截面区域。 结果，前推力值，即推力与暴露的发动机截面积的最大值之间的比率， 在该情形下极其高。
本发明另一个重要特征在于：多个爆震管的喷嘴相对于彼此进行 偏移。在设计阶段，选择爆震管彼此沿水平方向和垂直方向的间隔以 及喷嘴相对于彼此沿管的纵向的偏移，通过利用爆震产生的声波的干 涉，以得到最小程度的噪声。为此目的能确定的其他参数是：对于不 同的管也可以不同的管的直径，以及每个喷嘴的纵向相对于参考系统 所限定的角度。
附图说明
通过以下以非限定性实施例的形式进行的描述及随后的参考附 图，本发明的其他特征和优势将变得清楚明显，其中：
图1、2和3显示了根据本发明的飞行器的一个实施例的侧面立视 图、前视图和俯视图，
图4是图1-3中飞行器配备的多个爆震管的示意图，
图5是图4组件的端视图，以及
图6显示了爆震管的一个端部的细节。

附图显示了本发明应用于具有“全翼”结构的小型飞行器的例子。 在一个实际的实施例中，该飞行器可以具有约3米的翼展和约8平方 米的机翼表面。该飞行器可设计成有人驾驶的运输机或作为无人操纵 的飞行器，进行小负载的运输。在显示的结构中，飞行器包括机身1 和由两个机翼2a形成的机翼结构2，在所说明的实施例中，机翼2a 具有前缘，当从上方观察时，前缘具有大致为圆的拱型轮廓。在其后 缘，机翼2同时具有副翼3和水平尾翼面4。在机翼2a的端部，垂直 尾翼面5进一步具有相关联的可移动方向舵以及两个垂直表面6。
如附图示意性所示，在两个机翼2a内安置了两组PDE7，在所说 明的例子中，其具有曲线形状，以顺应机翼2前缘从上方观察时的 曲线形状。每个PDE由爆震管构成，爆震管具有位于飞行器主体外 部的终端部分7a，其具有端部喷嘴8(图4)。
出于简化的目的，图4显示的根据本发明的位于飞行器上的多个 爆震管7是直而且平行的。然而，在实际的实施例中，每个爆震管7 可以是弯曲的，并可以具有形成喷嘴8的端部，喷嘴自身可以是弯曲 的(参见图6)或可以在任何情形下沿着不同于其他喷嘴的方向指向。
附图没有显示以下细节：每个爆震管的结构、与其相关联的燃料 和氧气或空气的喷射器，以及控制这些喷射器的装置和在每个管限定 的爆震腔室内起爆爆震燃烧的装置。所有上述结构的细节可以以任何 已知的方法来构造，单独的这些细节并不在本发明的范围内。相反， 从附图中去掉了这些细节使得附图更简单更容易被理解。
如前所述，飞行器上配备的多个爆震管具有指向不同方向的喷嘴， 并且以选择性方式彼此独立或按组进行控制，以在各种飞行方式下(垂 直和接近垂直起飞/着陆、巡行方式)调整推力大小以及得到沿水平和 垂直方向的需要的推力分量，并且具有额外的稳定性和可操作性，尤 其是在低速飞行时。
同样如前所述，在设计阶段，也选择每个管的直径d(图5)、相 邻管之间沿水平方向的距离dh、以及沿垂直方向的距离dv，以利用管 内爆震产生的声波之间的干涉来得到最小程度的噪声。在这个方面， 这是特别重要的：在沿管的纵向相对于彼此偏移的位置安置喷嘴8， 同样作为所需要的降噪特征的函数进行选择该偏移量p(图4)。每个 喷嘴8的方向由喷嘴8的纵轴线相对于参考系统所形成的角度来确 定，在设计阶段也可以变动这些角度，以得到要求的特征。这些管在 飞行器的不同部位的定位，尤其是在飞行器的不同部位提供这些管的 喷嘴，使得提供具有高效和稳定性的飞行器成为可能。
在所示的特定实施例的情形中，可以为巡行方式提供两个另外的 传统类型的推进发动机9，比如两个螺旋桨发动机。
在一个实际实施例中，机翼中的两组爆震管7的每一个可以具有 大约30-50根管，比如具有40根管，管的直径为约1-1.5厘米，长度 为约150-300厘米。
根据另一个特征，这些管最好由碳制成，以降低重量并得到更好 的散热。
另一个优选特征在于提供一个或多个空气压缩机，在供给空气至 爆震管之前，将空气压缩至要求的压力值。
当然，在保持本发明的原理不变时，相对于仅仅通过例子进行的 描述和显示，在不偏离本发明范围的情况下，可以对结构细节和实施 例作出广泛变动。