專利名稱：空間飛行器尾部裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空間飛行器尾部裝置，其具體設(shè)計(jì)成減小該飛行器在大氣飛行階段的 氣動(dòng)阻力。
背景技術(shù)：
具體地，本發(fā)明適用于包括用于大氣飛行的傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)和用于大氣之外飛 行的火箭推進(jìn)器的空間飛行器。飛行器的后部對其運(yùn)動(dòng)的抵抗力稱為底部阻力。不能遵循移動(dòng)的飛行器的后部輪廓的流體流在飛行器后形成湍流，這減小了飛行 器后部的壓力，并產(chǎn)生對飛行器向前運(yùn)動(dòng)的較強(qiáng)的抵抗力。存在減小飛行器的后部阻力的不用發(fā)動(dòng)機(jī)的/被動(dòng)方案，并且特別地，已知一種 方案，該方案通過使用例如文獻(xiàn)DE 4101960中所描述的可充氣的氣囊、加上例如文獻(xiàn)EP 0273850中描述的流動(dòng)偏轉(zhuǎn)廓形、例如文獻(xiàn)US 6297486中所描述的一個(gè)或多個(gè)環(huán)狀附件、 如在文獻(xiàn)US 6926345中所描述的橫向偏轉(zhuǎn)器使得飛行器的后部輪廓呈錐體形。其它的實(shí)現(xiàn)方法基于致動(dòng)裝置，如在文獻(xiàn)US 4411399中所描述的可動(dòng)襟翼，或在 飛行器的后部噴射流體以填充低氣壓區(qū)。由噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)的航空飛行器具有噴氣管推進(jìn)噴嘴，并且噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)僅產(chǎn) 生較小的阻力，這是因?yàn)閲娚涑鰵怏w噴射流對飛行器的氣動(dòng)外形起了作用。相比之下，不使用發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)產(chǎn)生較大的阻力(高達(dá)飛行器總阻力的三分之一)。例如，這就是當(dāng)通過飛機(jī)運(yùn)載目前現(xiàn)役的美國航天飛機(jī)時(shí)，航天飛機(jī)裝備有掩蓋 其火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴的圓錐形后蓋的原因。另一方面，當(dāng)發(fā)射此航天飛機(jī)時(shí)不能夠使用這種蓋，因?yàn)樾枰诨鸺l(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火 之前將蓋拋棄，這將需要設(shè)計(jì)笨重的釋放裝置，該釋放裝置確保沒有碎片能夠損壞航天飛 機(jī)或可拋式助推器。相同的設(shè)計(jì)將適用于航空飛機(jī)，拋棄操作對其同樣具有風(fēng)險(xiǎn)。類似地，在航空飛機(jī)上使用主動(dòng)流體噴射裝置將需要在飛行器中裝載流體，這將 減少其有效載荷。另外，在推進(jìn)技術(shù)領(lǐng)域，已公知給渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)安裝主動(dòng)流偏轉(zhuǎn)裝置以引導(dǎo)推進(jìn)氣 體的流動(dòng)。文獻(xiàn)us 2006/0150612A1就是這種裝置的示例。然而，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中不使用這種技術(shù)，對于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來講引導(dǎo)噴嘴以調(diào)節(jié)飛 行器的軌道是優(yōu)選的。類似地，已公知空氣制動(dòng)裝置，其包括集成在飛行器的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣裝置 中并且被展開以使飛行器減速的襟翼。文獻(xiàn)US 5120005涉及一種裝置，其結(jié)合了在發(fā)動(dòng)機(jī) 后開啟的襟翼和會(huì)聚到噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣流中以中斷發(fā)動(dòng)機(jī)推力的襟翼。對于這部分，文獻(xiàn)FR 2705739描述了一種用于調(diào)節(jié)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)散噴嘴的排氣 剖面的直徑以便使發(fā)散噴嘴與飛行的各種環(huán)境條件相適應(yīng)。
這種裝置僅改變排氣裝置的環(huán)形直徑和沿與發(fā)散噴嘴的軸線軸對稱的方向面向 發(fā)散噴嘴的壁的形狀。關(guān)于通過增加其阻力而使被拖曳的飛行器穩(wěn)定，從文獻(xiàn)US 5871173中已知布置 葉片，該葉片在飛行器后部像傘的撐條一樣展開。設(shè)計(jì)成使用噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)以用于大氣飛行和設(shè)計(jì)成使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用于大氣層 外飛行的空間飛行器的具體情況導(dǎo)致對性能的矛盾的需求。在航空型的大氣飛行中，需要阻力最小并且從而特別是，需要后部的橫截面盡可 能小，然而對于太空飛行，需要發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴排氣裝置的橫截面較大，這對于減少底部阻力是 不利的。因此火箭推進(jìn)器的存在在大氣飛行中有問題，這是因?yàn)樗a(chǎn)生了由于噴嘴的寬大 的橫截面而造成的較大的阻力，并且在飛行器的后部形成了直的部段。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是生產(chǎn)空間飛行器的主動(dòng)的且可移動(dòng)的減阻裝置，該減阻裝置安裝 成當(dāng)不使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，在諸如大氣上升的飛行階段中執(zhí)行覆蓋飛行器后部的簡單功能 之外的附加功能。根據(jù)本發(fā)明，該裝置安裝成，特別是在返回至大氣中的飛行的階段中，參與控制飛 行器以給所述裝置增加價(jià)值并通過使用它制動(dòng)和控制飛行器來補(bǔ)償其重量。在這種情況下，本發(fā)明的裝置的優(yōu)點(diǎn)在于允許航空飛機(jī)的飛行控制器的簡化和減 重，這是因?yàn)檫@些飛行控制器不再需要被設(shè)計(jì)為執(zhí)行飛機(jī)的氣動(dòng)制動(dòng)。為了實(shí)現(xiàn)這點(diǎn)，本發(fā)明提供了用于空間飛行器的尾部裝置，該空間飛行器在飛行 器的后部裝有至少一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，它包括至少一個(gè)可動(dòng)蓋元件，該可動(dòng)蓋元 件設(shè)計(jì)成處于掩蓋并減小飛行器后部阻力的第一位置，在該位置處它圍繞飛行器的火箭發(fā) 動(dòng)機(jī)噴嘴的至少一部分延長飛行器的機(jī)身，并延伸超過飛行器機(jī)身后部，并處于完全展開 的第二位置，以增加飛行器的氣動(dòng)阻力。因此本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了一種主動(dòng)的空間飛行器的減阻裝置，其增加的重量通過這樣來 補(bǔ)償使它對于大氣之外的飛行和返回的大部分階段執(zhí)行控制輔助功能，且特別地，當(dāng)火箭 發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉時(shí)執(zhí)行空氣動(dòng)力學(xué)功能，當(dāng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)執(zhí)行推進(jìn)功能。


結(jié)合附圖，通過閱讀下文的實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的非限制性示例的描述，本發(fā)明的其它特 征及優(yōu)點(diǎn)將而顯而易見，其示出了 圖1是裝有本發(fā)明的裝置的空間飛行器后部橫剖面的側(cè)視示意圖；圖2是本發(fā)明的裝置的可動(dòng)的蓋元件的立體圖；圖3是裝有本發(fā)明的裝置的空間飛行器的后視圖；圖4A至圖4E是根據(jù)多種飛行構(gòu)造，裝有本發(fā)明的裝置的飛機(jī)的空間飛行器的側(cè) 視示意圖；圖5是圖3中的空間飛行器的剖視側(cè)視圖。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明特別適用于空間飛行器，該空間飛行器在大氣飛行階段不使用其火箭發(fā)動(dòng) 機(jī)，并產(chǎn)生較大的氣動(dòng)阻力，從而制動(dòng)飛行器，并在起飛以使飛行器在大氣中上升的過程中 需要增加所需的推力。本發(fā)明特別適用于諸如航天飛機(jī)的飛行器，其中使用不同于飛行器的火箭發(fā)動(dòng)機(jī) 的推進(jìn)裝置執(zhí)行起飛和大氣飛行階段，或此階段的大部分。例如，它適用于被運(yùn)載飛機(jī)帶到發(fā)射高度的空間飛行器，應(yīng)用于被可拋式助推器 推進(jìn)以用于起飛和大氣上升的空間飛行器，應(yīng)用于諸如航天飛機(jī)類型的亞軌道飛行器的空 間飛行器，其中軌道的第一部分由航空型推進(jìn)器實(shí)現(xiàn)，在切換至火箭型推進(jìn)器之前，使用利 用空氣中的氧和升力板工作的發(fā)動(dòng)機(jī)。附圖中示出的示例對應(yīng)于所述的最后一種飛行器，其自身裝有大氣發(fā)動(dòng)機(jī)9，如圖 4A至圖4E所示；并且在所述飛行器的后部裝有至少一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)2，該火箭發(fā)動(dòng)機(jī)2裝 有噴嘴4，如圖1所示。空間飛行器尾部裝置的第一功能是在飛行器的大氣飛行階段中，不使用火箭發(fā)動(dòng) 機(jī)時(shí)，掩蓋噴嘴4。為了實(shí)現(xiàn)這點(diǎn)，所述尾部裝置包括至少一個(gè)蓋元件，在圖1與圖2中示出實(shí)現(xiàn)其的 示例為圓錐形狀3的面板。為了完全掩蓋噴嘴4并使機(jī)身后部具有氣動(dòng)外形，所述蓋元件優(yōu)選地包括多個(gè)面 板3a、3b、3c、3d，其布置為延長機(jī)身，并且其延伸超過飛行器的機(jī)身后部以在掩蓋噴嘴的位 置A處形成圍繞噴嘴的殼體。所述一個(gè)或多個(gè)蓋元件能夠被單獨(dú)地移動(dòng)，并且設(shè)計(jì)成采取掩蓋并減小飛行器后 部阻力的第一位置A，在該位置處，所述蓋閉合并圍繞飛行器的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴4的至少 一部分延長飛行器的機(jī)身，并延伸超過飛行器的機(jī)身的后部，和采取全部展開的第二位置 B，使得增加飛行器的氣動(dòng)阻力。在所述第二位置，噴嘴被露出以使火箭發(fā)動(dòng)機(jī)能夠工作并且噴氣式推進(jìn)器能夠伸
出ο圖3中示出實(shí)施例描述的此位置，其中，所述裝置包括四個(gè)襟翼3a、3b、3c、3d，其 中兩個(gè)在豎直平面內(nèi)展開，兩個(gè)在水平平面內(nèi)展開。如圖1所示，延長飛行器的機(jī)身的蓋元件3通過旋轉(zhuǎn)固定裝置5鉸接在機(jī)身上。每個(gè)元件的鉸鏈件安裝為使元件能夠圍繞軸線D轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖2所示。為了能夠開啟和關(guān)閉蓋元件3、3a、3b、3c、3d并使它們可相對于機(jī)身移動(dòng)，所述蓋 元件通過致動(dòng)器6連接于機(jī)身，該致動(dòng)器6通過第一旋轉(zhuǎn)連接件7安裝在蓋元件上，并且通 過第二旋轉(zhuǎn)連接件8安裝在機(jī)身上。旋轉(zhuǎn)連接件7垂直地偏離于元件的旋轉(zhuǎn)軸線D，使得面板能夠被移動(dòng)。根據(jù)本發(fā)明的有利特性，利用致動(dòng)器6可使蓋元件3、3a、3b、3c、3d的至少一部分 在掩蓋和減阻位置A和完全展開位置B之間連續(xù)地移動(dòng)至中間位置CpCyC3以用于校正飛 行器的軌道。具體地，根據(jù)圖4A至圖4E所示的示例，所述蓋元件包括至少一個(gè)大致在上方的面 板3a和大致在下方的面板3b，其設(shè)計(jì)為可單獨(dú)地移動(dòng)，并且在上仰和俯沖的過程中實(shí)現(xiàn)對飛行器的控制。在圖2的示例中，所述蓋元件包括至少兩個(gè)大致為橫向的面板3c、3d，其設(shè)計(jì)為在 滾動(dòng)飛行的過程中實(shí)現(xiàn)對飛行器的控制。在此最后一種情況中，所述蓋元件包括四個(gè)面板3a、3b、3c、3d，其布置為翼瓣，該 翼瓣圍繞飛行器的噴嘴4而閉合，且尤其在返回到大氣中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)2不工作的過程中， 允許通過其展開而校正飛行器的軌道。結(jié)合圖4A至4E，下面詳細(xì)描述由航天飛機(jī)11形成的空間飛行器的情況，該航天飛 機(jī)11裝有用于飛機(jī)的大氣飛行階段的大氣發(fā)動(dòng)機(jī)9，并且裝有尾部裝置，該尾部裝置包括 由兩個(gè)襟翼3a、3b組成的蓋元件，該兩個(gè)襟翼在豎直平面內(nèi)獨(dú)立移動(dòng)以掩蓋或露出火箭發(fā) 動(dòng)機(jī)的噴嘴。這種構(gòu)造允許執(zhí)行校正航天飛機(jī)11的軌道的方法，根據(jù)該構(gòu)造，通過將裝置的至 少一個(gè)蓋元件3a、3b移動(dòng)至掩蓋飛機(jī)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴的位置A與用于氣動(dòng)制動(dòng)飛機(jī)的完 全展開位置B之間的中間位置Cp C2、C3來校正飛機(jī)的軌道。應(yīng)當(dāng)注意，在圖4A至圖4E中的示例描述的是具有兩個(gè)部分，一個(gè)在上部，一個(gè)在 下部的蓋的情況，這也能夠適用于如圖5所示的包括四個(gè)面板的裝置的情況，沿豎直平面 單獨(dú)地移動(dòng)兩個(gè)面板3a、3b，沿水平平面單獨(dú)地移動(dòng)兩個(gè)面板3c、3d，后者根據(jù)本發(fā)明的原 理加上滾動(dòng)的控制而工作。圖4A對應(yīng)于掩蓋位置A。其允許底部阻力降低以及噴嘴上的氣動(dòng)載荷降低。在航 天飛機(jī)的情況下，在航空上升過程中使用它，在該航空上升過程中，所述飛機(jī)在大氣控制之 下。對于裝有本發(fā)明裝置的可拋式推進(jìn)級或助推器，在該推進(jìn)級或助推器的回收過程 中，或在具有用于返回至發(fā)射基地的滑行階段的可重復(fù)利用的發(fā)射器的情況下，能夠采用 此位置。當(dāng)然地，在該位置處，由面板3a、3b組成的兩個(gè)或四個(gè)翼瓣閉合以便使得阻力最 小化，并且保護(hù)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。圖4B對應(yīng)于促進(jìn)大的入射角飛行的面板3a、3b。這是在大氣層再進(jìn)入過程中在高空中的大入射角的位置，在仍然非常稀薄的大氣 層中增加阻力并且從而增加飛行器的減速度，這種情況用于航天飛機(jī)，或者用于回收可拋 式推進(jìn)級或可重復(fù)利用的發(fā)射器。在這種構(gòu)造中，大入射角位置產(chǎn)生飛行器的制動(dòng)，并且下部的襟翼用于通過空氣 制動(dòng)向后移動(dòng)推力中心而平衡該位置，并將飛行器穩(wěn)定在大入射角的位置中。通過在掩蓋位置與完全展開位置之間的中間位置開啟或閉合下部的翼瓣來平衡 大入射角位置。圖4C對應(yīng)于大約零入射角和/或零滑動(dòng)姿態(tài)的空氣制動(dòng)和穩(wěn)定位置。在該位置處，根據(jù)速度條件和制動(dòng)需求，所有的翼瓣較大或較小程度地開啟。之后 該開啟被調(diào)節(jié)和控制成接近完全展開的位置。特別在航天飛機(jī)或可重復(fù)利用的發(fā)射器最終著陸的過程中使用這種操作模式。然 后這是控制滑翔速率的問題。通過在圖4A與圖4C的位置之間較大或較小地開啟翼瓣實(shí)現(xiàn)強(qiáng)度較大或較小的氣動(dòng)制動(dòng)。這也能夠用在諸如可拋式推進(jìn)級或可重復(fù)利用的發(fā)射器的提升梯度為零的飛行 器在大氣再進(jìn)入時(shí)跨音速通過的過程，或是直翼航天飛機(jī)的情況。這也能夠用于確保在航天飛機(jī)的推進(jìn)階段發(fā)生事故時(shí)的安全(措施)/固定。圖4D對應(yīng)于在火箭模式下用于增加推力的中間位置。在此操作模式中，蓋元件3、3a、3b、3c、3d能夠在掩蓋及減阻位置A與完全展開位 置B之間移動(dòng)至用于控制火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的中間位置。另外，該位置給飛行器提供保護(hù)免受噴射斷裂的影響。為了實(shí)現(xiàn)此目的，蓋元件包括面板，該面板設(shè)計(jì)為形成防止火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴射斷裂 的屏障，并使噴射重新匯聚以增加發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。在該位置處，在大氣層外飛行過程中開啟翼瓣以便促進(jìn)噴射斷裂并增加推力的恢
Μ. ο當(dāng)然，這伴隨有流向飛行器后部的熱流量的減少。此位置通過由翼瓣合適的開啟以增加噴嘴的排氣直徑而增加火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。 在這種操作模式中，具體地，蓋元件能夠在掩蓋及減阻位置A與完全展開位置B之間移動(dòng)至 用于對飛行器后部熱保護(hù)的位置。之后翼瓣形成保護(hù)飛行器后部免受高空火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴射斷裂的屏障，至少蓋的內(nèi) 壁具有高的熱阻，這是由于蓋元件由高熱阻材料制成，或是由于噴射的耐熱涂層覆蓋面向 蓋元件的噴射的內(nèi)表面。特別地，這使在飛行器后部所需要的熱保護(hù)裝置的重量被減少并且因此所述裝置 的翼瓣在閉合位置處用作氣動(dòng)附件并且在開啟位置處用作防火墻。這種操作模式可用于上層大氣或真空中在火箭助推上升過程中的航天飛機(jī)，可拋 式助推器和可重復(fù)利用的發(fā)射器。這種操作對應(yīng)于優(yōu)化航天飛機(jī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的方法，根據(jù)此方法，所述裝置的至少 一個(gè)蓋元件可移動(dòng)至掩蓋飛機(jī)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴的位置A與用于氣動(dòng)地制動(dòng)飛機(jī)的完全 展開位置B之間的促進(jìn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴射斷裂的位置。圖4E對應(yīng)于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力的矢量化位置。這是一種對前一種模式進(jìn)行完善的操作模式，其中翼瓣的不對稱開啟允許對推力 進(jìn)行矢量控制從而對飛機(jī)進(jìn)行控制。因此，這種操作模式當(dāng)然可應(yīng)用于在上層大氣或在真空中火箭推進(jìn)上升過程中的 航天飛機(jī)、可拋式助推器或可重復(fù)利用的發(fā)射器?？傊景l(fā)明的裝置允許翼瓣在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)用于執(zhí)行外部氣動(dòng)功能，并 且在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)用于執(zhí)行推進(jìn)功能。應(yīng)當(dāng)注意，對于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不工作的飛行領(lǐng)域，所述裝置與飛行器的外部氣動(dòng)流 相互作用然而，對于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的飛行領(lǐng)域，需要所述裝置與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)射流相互 作用。這意味著發(fā)動(dòng)機(jī)不工作的飛行領(lǐng)域與翼瓣的外表面相關(guān)，然而在發(fā)動(dòng)機(jī)工作的飛 行領(lǐng)域，則使用翼瓣的內(nèi)表面。
更加精確地，這兩個(gè)飛行領(lǐng)域涵蓋多種系統(tǒng)功能，即，圖4A所示的減小阻力的第 一領(lǐng)域，有助于如圖4B中所示的縱向大入射角的平衡，穩(wěn)定如圖4C中所示的在跨聲波階段 接近于零入射角并且滑行，以及在接近圖4A與圖4C的位置之間的翼瓣的中間位置的過程 中的氣動(dòng)制動(dòng)。對于第二領(lǐng)域，由本發(fā)明的裝置所涵蓋的功能是通過在高空輔助噴射斷裂而增加 推力和/或推力矢量，如圖4E所示，保護(hù)某些尾部免遭火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴射破裂，例如圖4D與 4E中所示。當(dāng)然，為了實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的操作模式，飛行器中裝有配套的子組件，該子組件包括以 適合的方式裝在機(jī)身與翼瓣面板之間的一組致動(dòng)器6。這些致動(dòng)器——該致動(dòng)器可以是液 壓的或電動(dòng)的——以已知方式供電并由控制裝置控制。配套的子組件還包括用于控制翼瓣位置的電子組件(未示出)，該電子組件必須 首先與飛行器的飛行程序匹配，其次與能夠?qū)崟r(shí)定義飛行器在空間的位置及面板在空間的 位置的一組適當(dāng)?shù)膫鞲衅飨嗥ヅ?。根?jù)優(yōu)選的實(shí)施方式，完整的蓋或整流裝置包括根據(jù)圖3中示例的4個(gè)翼瓣組成。 這些翼瓣由面板3a至3d形成，面板3a至3d由能夠支持火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的熱流的材料，例如因 可內(nèi)爾鎳合金(inconel)、或復(fù)合陶瓷，例如碳/防氧化碳或碳/SiC而制成。由沿豎直平面移動(dòng)的面板3a、3b形成的翼瓣根據(jù)上述的位置工作。由沿水平平面 移動(dòng)并能夠更正飛機(jī)的左右擺動(dòng)的軌道的面板3c、3d形成的翼瓣，參與在完全展開位置的 制動(dòng)或在水平平面中將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量化。如圖1所示，每個(gè)翼瓣包括鉸接式緊固件5，其能夠與航天飛機(jī)的機(jī)身連接。如圖5所示，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)2被插入到機(jī)身內(nèi)幾乎直到噴嘴4的排氣部分，以便于減 少氣動(dòng)阻力，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)本身是易于產(chǎn)生阻力的幾何形狀復(fù)雜的組件。有利地，機(jī)身被錐形環(huán)狀蓋10延長，面板或翼瓣3a至3d連接于蓋10。回到圖1中，每個(gè)翼瓣還包括在用于航天飛機(jī)的機(jī)身上重復(fù)的致動(dòng)器6的固定點(diǎn)， 使得致動(dòng)器6的運(yùn)動(dòng)使翼瓣根據(jù)需要而較大或較小地開啟。形成翼瓣的面板的形狀本身有利于這些翼瓣的剛性和它們所承受的力的抵抗力。因此，本發(fā)明能夠消除火箭發(fā)動(dòng)機(jī)控制裝置和特別地，致動(dòng)器及其電源，以減少飛 行器的底部的熱保護(hù)，以減少姿態(tài)控制系統(tǒng)所需的氣體，和特別地，用于在真空中穩(wěn)定飛行器的小型火 箭推進(jìn)器，并減少飛機(jī)的襟翼控制系統(tǒng)的尺寸和重量。附圖示出了簡單的具體功能。當(dāng)然，在本發(fā)明的框架內(nèi)能夠結(jié)合某些功能，例如， 能夠在帶有四個(gè)翼瓣的構(gòu)造中，執(zhí)行制動(dòng)而同時(shí)橫向轉(zhuǎn)動(dòng)或調(diào)整入射角。具有能夠被單獨(dú)控制的多個(gè)翼瓣是有利的。本發(fā)明不限于示出的示例，并且特別地，如果空間飛行器具有兩個(gè)或更多的發(fā)動(dòng) 機(jī)，則蓋元件可以具有卵形橫截面。
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權(quán)利要求
一種空間飛行器(1)的尾部裝置，該空間飛行器在飛行器后部裝有至少一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(2)，其特征在于，所述尾部裝置包括至少一個(gè)可動(dòng)的蓋元件(3、3a、3b、3c、3d)，所述蓋元件設(shè)計(jì)為處于掩蓋并減小飛行器的后部阻力的第一位置(A)，在該位置處其圍繞飛行器的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴(4)的至少一部分延長飛行器的機(jī)身，并延伸超過飛行器的機(jī)身后部；和處于完全展開的第二位置(B)，使得增加飛行器的氣動(dòng)阻力。
2.空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，延長飛行器的機(jī)身的所述蓋元件(3、3a、3b、 3c、3d)鉸接(5)在所述機(jī)身上。
3.空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分 能夠通過致動(dòng)器(6)而相對于機(jī)身移動(dòng)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能夠在掩蓋并減阻的位置(A)和完全展開位置(B)之間 連續(xù)地移動(dòng)至用于校正飛行器軌道的中間位置(C。C2, C3)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能夠在掩蓋并減阻的位置(A)和完全展開位置(B)之間 移動(dòng)至用于控制火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的中間位置。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能夠在掩蓋和減阻的位置(A)與完全展開位置(B)之間 移動(dòng)至用于對飛行器后部熱保護(hù)的位置，至少所述蓋的內(nèi)壁具有高的熱阻。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件包括多個(gè)面板(3a、3b、3c、3d)，其布置為延長機(jī)身，并延伸超過飛行器的機(jī)身后部，并且 能夠單獨(dú)地移動(dòng)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元件包括至少 一個(gè)基本在上方的面板(3a)以及一個(gè)基本在下方的面板(3b)，其設(shè)計(jì)為在上仰及俯沖過 程中實(shí)現(xiàn)對飛行器的控制。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元件包括至少 兩個(gè)基本為橫向的面板(3c、3d)，其設(shè)計(jì)為在滾動(dòng)過程中實(shí)現(xiàn)對飛行器的控制。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件包括面板(3a、3b、3c、3d)，其布置為圍繞飛行器的噴嘴(4)閉合的翼瓣。
11.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝置，其特征在于，所述蓋元 件包括設(shè)計(jì)為對抗火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴射斷裂的屏障、并使噴射重新匯聚以增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力的 面板。
12.—種空間飛行器，其包括根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的空間飛行器的尾部裝 置，其特征在于，該空間飛行器是一種航天飛機(jī)(11)，其裝有用于該飛機(jī)的大氣飛行階段的 大氣發(fā)動(dòng)機(jī)(9)。
13.一種用于校正航天飛機(jī)(11)的軌道的方法，該航天飛機(jī)包括根據(jù)權(quán)利要求1至11 中任一項(xiàng)所述的裝置，其特征在于，通過將所述裝置的至少一個(gè)蓋元件(3a、3b)移動(dòng)至掩 蓋飛機(jī)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴的位置(A)和用于氣動(dòng)制動(dòng)飛機(jī)的完全展開位置(B)之間的中間 位置(CpC^C3)來校正該飛機(jī)的軌道。
14.一種用于優(yōu)化航天飛機(jī)(11)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的方法，該航天飛機(jī)包括根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的裝置，其特征在于，所述裝置的至少一個(gè)蓋元件(3a、3b)被移動(dòng)至掩 蓋飛機(jī)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴的位置(A)和用于氣動(dòng)制動(dòng)飛機(jī)的完全展開的位置(B)之間的 輔助火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴射斷裂的位置，通過將裝置的至少一個(gè)蓋元件(3a、3b)移動(dòng)至掩蓋飛機(jī) 的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴的位置(A)和用于氣動(dòng)制動(dòng)飛機(jī)的完全展開的位置(B)之間的中間位 置(CpC^C3)來校正所述飛機(jī)的軌道。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種空間飛行器的尾部裝置，該飛行器的后部裝有至少一個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(2)，其特征在于，它包括至少一個(gè)可動(dòng)蓋元件(3、3a、3b、3c、3d)，其設(shè)計(jì)為采取掩蓋并減小飛行器的后部阻力的第一位置，在該位置處它圍繞飛行器的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴(4)的至少一部分延長飛行器的機(jī)身，并延伸超過飛行器的機(jī)身后部，和采取完全展開的第二位置，從而增大飛行器的氣動(dòng)阻力。
文檔編號F02K9/90GK101910002SQ200880123440
公開日2010年12月8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)明者馬可·普蘭波利尼 申請人:阿斯特里姆有限公司