專利名稱：用于減小氣動阻力的裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種減小由航天器例如航天飛機(jī)的火箭發(fā)動機(jī)處于這些發(fā)動機(jī)尚未 使用的飛行階段所引起的氣動阻力、同時允許這些發(fā)動機(jī)在大氣層/非大氣層過渡飛行階 段和隨后的非大氣層飛行階段中工作的裝置。具體地，它應(yīng)用于包括傳統(tǒng)的用于大氣飛行的航空發(fā)動機(jī)和用于大氣層外飛行的 火箭推進(jìn)器的航天飛行器。
背景技術(shù)：
由飛行器后部引起的對飛行器運(yùn)動的阻力稱為基底阻力。難于追隨運(yùn)動中的飛行器的后部輪廓的流體氣流成為飛行器后面的湍流，其降低 了飛行器后部的壓力并產(chǎn)生很強(qiáng)的對飛行器前行的阻力。存在被動的解決方案來減小飛行器的后部阻力并且在具體的解決方案中可知，通 過使用例如文件DE 41 01 960中描述的充氣囊、增加例如文件EP 0 273 850中描述的折 流型面、一個或多個如文件US 6 297486中所述的環(huán)形附加物、以及如文件US 6 926 345 中的側(cè)面折流板，飛行器的后部型面實(shí)現(xiàn)為圓錐形。其它的實(shí)現(xiàn)方式基于主動的方法，例如文件US 4 411 399中描述的活動條板或 者為填充低壓區(qū)而向飛行器的后部注射流體。航空飛行器由具有噴氣管推進(jìn)噴嘴的噴氣發(fā)動機(jī)推進(jìn)并且噴氣發(fā)動機(jī)只產(chǎn)生小 量的阻力，因?yàn)閲姵鰵怏w的噴口起到飛行器氣動型面的作用。與此相反，未使用的發(fā)動機(jī)產(chǎn)生大量的阻力(可達(dá)到飛行器全部阻力的三分之一)。這就是為什么例如當(dāng)現(xiàn)役的美國航天飛機(jī)由飛機(jī)運(yùn)輸?shù)臅r候，它裝備一個遮蔽其 火箭發(fā)動機(jī)管嘴的圓錐形后蓋。另一方面，該后蓋在航天飛機(jī)發(fā)射的時候不能使用，因?yàn)樵诨鸺l(fā)動機(jī)點(diǎn)火之前 必須將其丟棄，這需要設(shè)計(jì)笨重的釋放裝置以保證沒有碎片能夠破壞航天飛機(jī)或助推器。類似地，可拆卸的活動裝置難以用于航天飛機(jī)，因?yàn)樗鼈兒艹林夭⑶倚枰僮魉?們的裝置。此外，這些系統(tǒng)的實(shí)施很復(fù)雜，因?yàn)樗鼈儽仨氃诨鸺l(fā)動機(jī)在大氣飛行的過程中 點(diǎn)火時展開而其自身不產(chǎn)生附加的阻力。類似地，使用活動的流體注射裝置需要在飛行器內(nèi)攜帶流體，這將減小其有效載 荷

發(fā)明內(nèi)容
從該現(xiàn)有技術(shù)出發(fā)，本發(fā)明的目的是實(shí)現(xiàn)一種火箭發(fā)動機(jī)噴嘴整流罩裝置，所述 整流罩裝置很輕、簡單、不妨礙火箭發(fā)動機(jī)的發(fā)動、不存在展開問題并避免了碎片的投射和 碎片落向地面的危險。
為了實(shí)現(xiàn)該目的，本發(fā)明提出了一種用于減小飛行器氣動阻力的裝置，其配備至 少一個發(fā)動機(jī)，所述發(fā)動機(jī)裝配有伸出越過所述飛行器的機(jī)身的后部并且離所述飛行器的 機(jī)身后部越遠(yuǎn)變得越寬的噴氣管推進(jìn)噴嘴，所述裝置的特征在于其包括用于遮蔽所述噴嘴 的至少一部分的至少一個遮蔽元件，所述遮蔽元件由可消溶材料制成并設(shè)計(jì)成一旦所述發(fā) 動機(jī)點(diǎn)火便在所述噴嘴的氣流中消失。


在了解參考附圖對實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的非限制性示例所作的描述后，本發(fā)明的其它特征 和優(yōu)點(diǎn)將能夠更好地理解，在附圖中圖1是包括根據(jù)本發(fā)明的裝置的航天飛機(jī)的分解示意圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明裝置的一個實(shí)現(xiàn)示例的一半的截面圖；圖3是表示在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后、由本發(fā)明裝置的遮蔽元件的燃燒引起的開口作為時 間的函數(shù)的圖表；圖4是根據(jù)本發(fā)明的裝置在航空器機(jī)身上的安裝的示意性截面圖。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明提出一種用于減小飛行器1(如航天飛機(jī)和空間發(fā)射器)的氣動阻力的裝置。本發(fā)明的原理是采用一種可以在火箭發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后由火箭發(fā)動機(jī)自身消除的被 動裝置。該無動力裝置還能夠提供一種非常輕便的解決方案并通過其設(shè)計(jì)獲得可靠性。本發(fā)明的裝置設(shè)計(jì)成允許火箭發(fā)動機(jī)正確地點(diǎn)火并且在點(diǎn)火后完全清除所述裝 置、從而避免碎片落到地面的風(fēng)險。圖1所示的示例是一種裝備了至少一個發(fā)動機(jī)2的航天飛機(jī)，所述發(fā)動機(jī)2裝配 有伸出越過航天飛機(jī)機(jī)身4的后部的噴氣管推進(jìn)噴嘴3。如傳統(tǒng)所知，發(fā)動機(jī)的噴氣管推進(jìn)噴嘴離開飛行器的機(jī)身后部越遠(yuǎn)變得越寬。遮蔽裝置包括至少一個可消溶材料(即，在經(jīng)受熱流時通過燃燒、熔合、升華或分 解而消除的材料)的遮蔽元件5，所述遮蔽元件5設(shè)計(jì)成一旦發(fā)動機(jī)點(diǎn)火便在噴嘴的氣流中 溶解或消除(通過燃燒、升華、液化、霧化或其它熱破壞現(xiàn)象)。遮蔽元件覆蓋噴嘴的至少一部分，如圖2所示，覆蓋噴嘴3的后部。根據(jù)示例，機(jī)身圍繞發(fā)動機(jī)的燃燒室10和所述發(fā)動機(jī)的噴嘴(3)的至少一部分延 伸。所述裝置在飛行器機(jī)身的后端部處附接于機(jī)身，以覆蓋噴嘴未被機(jī)身遮蔽的部 分，并以圓錐形狀延伸機(jī)身，從而減小飛行器在其大氣飛行階段的阻力。圖4給出了本發(fā)明的裝置在航空器機(jī)身4上的安裝的示意性截面圖。遮蔽元件通 過可拆卸的固定裝置11緊固在飛行器機(jī)身4的后部。為允許其重復(fù)使用，可拆卸固定裝置11設(shè)計(jì)成可被拆卸，并且根據(jù)圖4所示的示 例，可拆卸固定裝置包括環(huán)形元件12和一組螺母和螺栓13，遮蔽元件粘在或外模模制在環(huán) 形元件12上。環(huán)形元件在機(jī)身上的固定也可以由未圖示的扳鈕緊固件系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。
可拆卸固定裝置11在遮蔽元件燃燒后仍保持固定于飛行器的機(jī)身并在航天飛機(jī) 返回后被拆卸，從而重新配備新的遮蔽元件或?qū)⑵涓鼡Q。圖2和圖4中以截面方式示出的遮蔽元件5是通常為圓錐形的蓋，在外部將飛行 器的機(jī)身延長越過噴嘴3并且在離開機(jī)身越遠(yuǎn)的地方直徑變得越小。根據(jù)圖1和圖4的示例，機(jī)身圍繞發(fā)動機(jī)的燃燒室10和所述發(fā)動機(jī)的噴嘴3的至 少一部分延伸，遮蔽元件圍繞噴嘴未被機(jī)身遮蔽的部分。根據(jù)本發(fā)明，如果決定不由機(jī)身圍繞發(fā)動機(jī)和部分噴嘴，顯然可以提供更長的遮 蔽元件。所述蓋包括與噴嘴開口相對的末端開口 7而不是在噴嘴的后面閉合、從而讓熱氣 體在發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火開始時逸出并且不阻擋發(fā)動機(jī)的噴氣。如圖2所示，相比于噴嘴的開口，末端開口具有更小的直徑，從而保持可能的最高 效的空氣動力學(xué)輪廓，并使得熱氣體在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后開始非常快地?zé)粽诒卧?。其截面區(qū)域是對發(fā)動機(jī)點(diǎn)火要求和阻力要求的折衷。在根據(jù)圖1的變型中，末端開口是在所述蓋的軸線上直徑減小的通道8的一部分， 所述通道8設(shè)計(jì)成在發(fā)動機(jī)尚未點(diǎn)火的飛行器飛行階段允許發(fā)動機(jī)通風(fēng)并允許建立發(fā)動 機(jī)的噴氣。選定的可消溶材料6優(yōu)選地是一種低密度的泡沫材料并因此很輕但足夠堅(jiān)固從 而承受空氣動力學(xué)約束和飛行器的飛行振動。所述蓋的可消溶材料選擇為較輕的材料并能夠因?yàn)閲娮斓膰姎庑Ч?。該?料可以從泡沫材料、特別是膨脹聚苯乙烯、三聚氰胺泡沫、膨脹聚氯乙烯、聚亞安酯泡沫或 其它較輕的和穩(wěn)定的可消溶材料中選擇。依照航空學(xué)的標(biāo)準(zhǔn)方法，所述蓋的內(nèi)部形狀包括肋柱14從而提高其剛性。材料選擇為使得發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火(這也受益于受保護(hù)的環(huán)境)能夠產(chǎn)生溫度和流速 能夠非常迅速地熔化和汽化所述蓋的噴氣。在實(shí)踐中，所述蓋優(yōu)選設(shè)計(jì)成在穩(wěn)定的推進(jìn)速 度建立之前幾乎完全消失。對于機(jī)身后部直徑為2300mm、噴嘴直徑15為1500mm以及允許用于引導(dǎo)航天飛機(jī) 的噴嘴移位的必要余量，所述蓋的內(nèi)徑15+16大約為2100mm。為了較好的空氣動力學(xué)效率， 對于長度大約為20m的飛機(jī)，所述蓋的長度大約為3m。—種實(shí)施示例由模制的膨脹聚苯乙烯的一件式蓋實(shí)現(xiàn)。聚苯乙烯是適于該應(yīng)用的良好材料，因?yàn)樗憩F(xiàn)出較低的熔化溫度150°C -170°C； 它提供為具有足夠尺寸的塊狀，使得原型可以以較低的成本切割；并且盡管被認(rèn)為是一種 閉合的單元材料，它可不受損地抵抗在5min內(nèi)由lOOOmBar降到30mBar的壓力降低，這使 得它滿足25km高度的要求。進(jìn)一步地，其機(jī)械特性意味著所述蓋可以被實(shí)現(xiàn)，并且在現(xiàn)有的泡沫例如前面提 及的那些中，聚苯乙烯泡沫是熔化最好的一種。另外，它是一種并不很昂貴、易于使用并且無污染的材料。特別地，一種以商業(yè)標(biāo)識“UNIMAT FM 24kg/m3”所知的聚苯乙烯被選定。該泡沫材料是一種耐火材料，這意味著任何碎片將自我熄滅。著色劑能夠加到泡沫中從而在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時產(chǎn)生煙羽。
所述蓋的形狀是切割或模制而成的，并且泡沫塊膠粘在最好為鋁的環(huán)上，這提供 了結(jié)構(gòu)界面。條紋或凹痕21可以在環(huán)12與蓋6的接口界面處設(shè)置在環(huán)12上從而提高其保持 力。所述裝置依靠環(huán)附接于機(jī)身，其在遮蔽元件消失后保持固定于機(jī)身從而在返航時 保護(hù)噴嘴。如前所述，環(huán)在著陸后拆卸，用于循環(huán)使用。為了更好的表面條件，可消溶材料6由圖2所示的外皮9覆蓋。該外部外皮，例如 由環(huán)氧樹脂制成，提高了所述蓋的抗碰撞能力并允許對遮蔽元件進(jìn)行噴涂?？紤]到側(cè)面負(fù)荷大約為航空學(xué)的標(biāo)準(zhǔn)值20000N/m3、斷裂負(fù)荷為200KPa和安全因 子為2的情況，為了承受泡沫/環(huán)界面的彎矩，需要泡沫厚度為200mm的外皮。該厚度朝與 所述蓋的固定端相對的一端減小。泡沫的質(zhì)量因此大約為65kg。鋁環(huán)估計(jì)為600mm寬和3mm厚，結(jié)果其質(zhì)量大約為35kg。因?yàn)槠浞蔷w特性，聚苯乙烯是不具有任何熔解潛熱的材料。另一方面，它具有書 面上給出的接近1.3KJ/(kgX° K)的比熱。聚苯乙烯在120°C左右變軟。聚苯乙烯的熔化溫度介于150°C到170°C之間。用于切割塊材的熱絲的溫度根據(jù) 所需要的切割速度設(shè)定在100°c到200°C之間。高于一定溫度時，聚氯乙烯在熱絲前升華從 而避免阻塞后者。一般認(rèn)為，溫度從_50°C (在10，000m高的環(huán)境下)升高到170°C將足以 熔化或升華所述材料。除了排空由所述蓋燃燒導(dǎo)致的氣體、落下物或煙灰，噴氣的研磨效果不予考慮。圖3中的圖表給出了根據(jù)所考慮的應(yīng)用、所述蓋的開口的直徑20隨時間的估計(jì)值?？紤]到材料的密度大約為24kg/m3，因此必須提供1300X24X220 = 6900kff/m2的 氣流從而以lm/s的速度減少聚苯乙烯。另外，從管嘴噴出的火焰溫度估計(jì)為3000°C。該火焰與聚苯乙烯直接接觸。斯蒂 芬斯定律允許計(jì)算出熱流量為5. 67x10-8x30004 = 4600kW/m2。因此，根據(jù)這些數(shù)據(jù)，需要小于0. 2秒的時間使得所述蓋在管嘴前消失，在那里厚 度大約為10cm，而需要0.4秒的時間使得所述蓋幾乎完全消失。在實(shí)踐中，考慮到射流效 應(yīng)，聚苯乙烯可能在它剛到達(dá)變軟并失去內(nèi)聚力的時間點(diǎn)就被排出，也就是大約0. 14秒 后。該時間長度可與建立發(fā)動機(jī)速度所需時間相比，例如對于阿麗亞娜火箭的伏耳甘發(fā)動 機(jī)為7秒。聚苯乙烯(C8H8)的燃燒不會引起污染物的排放，這使得該材料尤其合適。此外，所述蓋的出現(xiàn)將減少管嘴內(nèi)的氣動湍流并幫助發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火。本發(fā)明尤其適合亞軌道飛行器，其示意性的示例在圖1中給出，在變換到火箭型 推進(jìn)前，其軌道的第一部分由氣動型推進(jìn)保證，其中發(fā)動機(jī)17利用來自空氣和機(jī)翼18、19 的氧氣來工作?？紤]到其較小的質(zhì)量和簡易性，本發(fā)明在它能提供的阻力減小上非常有用，無論 飛行器是兩級(載機(jī)，然后是亞軌道火箭飛行器)或是一級。
本發(fā)明也可以用于多級發(fā)射飛行器組件、例如減小機(jī)載導(dǎo)彈的阻力。本發(fā)明不限于所示的示例，并且特別地，如果所述航天器包括兩個或更多個發(fā)動 機(jī)，所述蓋元件可以具有橢圓形截面。
權(quán)利要求
一種用于減小飛行器(1)的氣動阻力的裝置，其配備至少一個發(fā)動機(jī)(2)，所述發(fā)動機(jī)(2)裝配有伸出越過所述飛行器的機(jī)身(4)的后部并且離所述飛行器的機(jī)身后部越遠(yuǎn)變得越寬的噴氣管推進(jìn)噴嘴(3)，其特征在于，所述裝置包括用于所述噴嘴的至少一部分的至少一個遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并設(shè)計(jì)成一旦所述發(fā)動機(jī)點(diǎn)火便在所述噴嘴的氣流中消失。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的裝置，其中，所述遮蔽元件(5)是通常為圓錐形的蓋，其在外 部將所述飛行器的機(jī)身(4)延長越過所述噴嘴(3)并且離機(jī)身越遠(yuǎn)其直徑越小。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的裝置，其中，所述蓋包括與噴嘴開口相對的末端開口(7)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的裝置，其中，相比于所述噴嘴開口，所述末端開口具有更小的 直徑。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的裝置，其中，所述末端開口是在所述蓋的軸線上的直徑減 小的通道(8)的一部分，所述通道(8)設(shè)計(jì)成在發(fā)動機(jī)尚未點(diǎn)火的飛行器飛行階段能夠給 所述發(fā)動機(jī)通風(fēng)并且允許建立發(fā)動機(jī)的噴氣。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的裝置，其中，所述可消溶材料(6)是泡沫材料。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，其中，所述泡沫材料從膨脹聚苯乙烯、三聚氰胺泡沫、 膨脹聚氯乙烯、聚亞安酯泡沫中選擇。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的裝置，其中，為了更好的表面條件，所述可消溶材 料(6)由外皮(9)覆蓋。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的裝置，其中，所述可消溶材料(6)是耐火材料。
10.包括根據(jù)前述權(quán)利要求中的一項(xiàng)所述的裝置的航天器，其中，所述裝置附接于所述 機(jī)身。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的航天器，其中，所述機(jī)身圍繞所述發(fā)動機(jī)的燃燒室(10)延伸。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的航天器，其中，所述機(jī)身圍繞所述發(fā)動機(jī)的噴嘴(3)的至少 一部分延伸。
13.根據(jù)權(quán)利要求9至12中的一項(xiàng)所述的航天器，其中，所述遮蔽元件通過可拆卸的固 定裝置(11)緊固在所述飛行器的機(jī)身后部。
14.根據(jù)權(quán)利要求13的航天器，其中，所述可拆卸固定裝置包括環(huán)形元件(12)。
15.根據(jù)權(quán)利要求13或14中的一項(xiàng)所述的航天器，其中，將所述遮蔽元件固定在所述 機(jī)身上的所述可拆卸裝置(11)設(shè)計(jì)成可拆卸，所述可拆卸固定裝置在所述遮蔽元件燃燒 后保持固定在所述飛行器的機(jī)身上。
全文摘要
本發(fā)明的主題是一種用于減小飛行器(1)的氣動阻力的裝置，所述裝置配備至少一個發(fā)動機(jī)(2)，所述發(fā)動機(jī)(2)裝配有伸出越過所述飛行器的機(jī)身(4)后部并且離所述飛行器的機(jī)身后部越遠(yuǎn)變得越寬的噴氣管推進(jìn)噴嘴(3)；所述裝置的特征在于其包括用于遮蔽所述噴嘴的至少一部分的至少一個遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并設(shè)計(jì)成一旦所述發(fā)動機(jī)和包括所述發(fā)動機(jī)的航天器點(diǎn)火便在所述噴嘴的氣流中消失。
文檔編號B64G1/00GK101878154SQ200880118408
公開日2010年11月3日 申請日期2008年11月21日 優(yōu)先權(quán)日2007年11月29日
發(fā)明者格拉爾德·雷蒙德, 菲利普·布爾迪厄 申請人:阿斯特里姆有限公司