CN101910002A - 空间飞行器尾部装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空间飞行器的尾部装置，该飞行器的后部装有至少一个火箭发动机(2)，其特征在于，它包括至少一个可动盖元件(3、3a、3b、3c、3d)，其设计为采取掩盖并减小飞行器的后部阻力的第一位置，在该位置处它围绕飞行器的火箭发动机喷嘴(4)的至少一部分延长飞行器的机身，并延伸超过飞行器的机身后部，和采取完全展开的第二位置，从而增大飞行器的气动阻力。

Description

空间飞行器尾部装置

技术领域

本发明涉及空间飞行器尾部装置，其具体设计成减小该飞行器在大气飞行阶段的气动阻力。

背景技术

具体地，本发明适用于包括用于大气飞行的传统的航空发动机和用于大气之外飞行的火箭推进器的空间飞行器。

飞行器的后部对其运动的抵抗力称为底部阻力。

不能遵循移动的飞行器的后部轮廓的流体流在飞行器后形成湍流，这减小了飞行器后部的压力，并产生对飞行器向前运动的较强的抵抗力。

存在减小飞行器的后部阻力的不用发动机的/被动方案，并且特别地，已知一种方案，该方案通过使用例如文献DE 4101960中所描述的可充气的气囊、加上例如文献EP 0273850中描述的流动偏转廓形、例如文献US 6297486中所描述的一个或多个环状附件、如在文献US 6926345中所描述的横向偏转器使得飞行器的后部轮廓呈锥体形。

其它的实现方法基于致动装置，如在文献US 4411399中所描述的可动襟翼，或在飞行器的后部喷射流体以填充低气压区。

由喷气式发动机推进的航空飞行器具有喷气管推进喷嘴，并且喷气式发动机仅产生较小的阻力，这是因为喷射出气体喷射流对飞行器的气动外形起了作用。

相比之下，不使用发动机会产生较大的阻力(高达飞行器总阻力的三分之一)。

例如，这就是当通过飞机运载目前现役的美国航天飞机时，航天飞机装备有掩盖其火箭发动机的喷嘴的圆锥形后盖的原因。

另一方面，当发射此航天飞机时不能够使用这种盖，因为需要在火箭发动机点火之前将盖抛弃，这将需要设计笨重的释放装置，该释放装置确保没有碎片能够损坏航天飞机或可抛式助推器。

相同的设计将适用于航空飞机，抛弃操作对其同样具有风险。

类似地，在航空飞机上使用主动流体喷射装置将需要在飞行器中装载流体，这将减少其有效载荷。

另外，在推进技术领域，已公知给涡轮发动机安装主动流偏转装置以引导推进气体的流动。文献US 2006/0150612A1就是这种装置的示例。

然而，在火箭发动机中不使用这种技术，对于火箭发动机来讲引导喷嘴以调节飞行器的轨道是优选的。

类似地，已公知空气制动装置，其包括集成在飞行器的喷气式发动机的排气装置中并且被展开以使飞行器减速的襟翼。文献US 5120005涉及一种装置，其结合了在发动机后开启的襟翼和会聚到喷气式发动机的排气流中以中断发动机推力的襟翼。

对于这部分，文献FR 2705739描述了一种用于调节火箭发动机发散喷嘴的排气剖面的直径以便使发散喷嘴与飞行的各种环境条件相适应。

这种装置仅改变排气装置的环形直径和沿与发散喷嘴的轴线轴对称的方向面向发散喷嘴的壁的形状。

关于通过增加其阻力而使被拖曳的飞行器稳定，从文献US 5871173中已知布置叶片，该叶片在飞行器后部像伞的撑条一样展开。

设计成使用喷气式发动机以用于大气飞行和设计成使用火箭发动机用于大气层外飞行的空间飞行器的具体情况导致对性能的矛盾的需求。

在航空型的大气飞行中，需要阻力最小并且从而特别是，需要后部的横截面尽可能小，然而对于太空飞行，需要发动机喷嘴排气装置的横截面较大，这对于减少底部阻力是不利的。

因此火箭推进器的存在在大气飞行中有问题，这是因为它产生了由于喷嘴的宽大的横截面而造成的较大的阻力，并且在飞行器的后部形成了直的部段。

发明内容

本发明的目的是生产空间飞行器的主动的且可移动的减阻装置，该减阻装置安装成当不使用火箭发动机时，在诸如大气上升的飞行阶段中执行覆盖飞行器后部的简单功能之外的附加功能。

根据本发明，该装置安装成，特别是在返回至大气中的飞行的阶段中，参与控制飞行器以给所述装置增加价值并通过使用它制动和控制飞行器来补偿其重量。

在这种情况下，本发明的装置的优点在于允许航空飞机的飞行控制器的简化和减重，这是因为这些飞行控制器不再需要被设计为执行飞机的气动制动。

为了实现这点，本发明提供了用于空间飞行器的尾部装置，该空间飞行器在飞行器的后部装有至少一个火箭发动机，其特征在于，它包括至少一个可动盖元件，该可动盖元件设计成处于掩盖并减小飞行器后部阻力的第一位置，在该位置处它围绕飞行器的火箭发动机喷嘴的至少一部分延长飞行器的机身，并延伸超过飞行器机身后部，并处于完全展开的第二位置，以增加飞行器的气动阻力。

因此本发明实现了一种主动的空间飞行器的减阻装置，其增加的重量通过这样来补偿：使它对于大气之外的飞行和返回的大部分阶段执行控制辅助功能，且特别地，当火箭发动机关闭时执行空气动力学功能，当火箭发动机工作时执行推进功能。

附图说明

结合附图，通过阅读下文的实现本发明的非限制性示例的描述，本发明的其它特征及优点将而显而易见，其示出了：

图1是装有本发明的装置的空间飞行器后部横剖面的侧视示意图；

图2是本发明的装置的可动的盖元件的立体图；

图3是装有本发明的装置的空间飞行器的后视图；

图4A至图4E是根据多种飞行构造，装有本发明的装置的飞机的空间飞行器的侧视示意图；

图5是图3中的空间飞行器的剖视侧视图。

具体实施方式

本发明特别适用于空间飞行器，该空间飞行器在大气飞行阶段不使用其火箭发动机，并产生较大的气动阻力，从而制动飞行器，并在起飞以使飞行器在大气中上升的过程中需要增加所需的推力。

本发明特别适用于诸如航天飞机的飞行器，其中使用不同于飞行器的火箭发动机的推进装置执行起飞和大气飞行阶段，或此阶段的大部分。

例如，它适用于被运载飞机带到发射高度的空间飞行器，应用于被可抛式助推器推进以用于起飞和大气上升的空间飞行器，应用于诸如航天飞机类型的亚轨道飞行器的空间飞行器，其中轨道的第一部分由航空型推进器实现，在切换至火箭型推进器之前，使用利用空气中的氧和升力板工作的发动机。

附图中示出的示例对应于所述的最后一种飞行器，其自身装有大气发动机9，如图4A至图4E所示；并且在所述飞行器的后部装有至少一个火箭发动机2，该火箭发动机2装有喷嘴4，如图1所示。

空间飞行器尾部装置的第一功能是在飞行器的大气飞行阶段中，不使用火箭发动机时，掩盖喷嘴4。

为了实现这点，所述尾部装置包括至少一个盖元件，在图1与图2中示出实现其的示例为圆锥形状3的面板。

为了完全掩盖喷嘴4并使机身后部具有气动外形，所述盖元件优选地包括多个面板3a、3b、3c、3d，其布置为延长机身，并且其延伸超过飞行器的机身后部以在掩盖喷嘴的位置A处形成围绕喷嘴的壳体。

所述一个或多个盖元件能够被单独地移动，并且设计成采取掩盖并减小飞行器后部阻力的第一位置A，在该位置处，所述盖闭合并围绕飞行器的火箭发动机的喷嘴4的至少一部分延长飞行器的机身，并延伸超过飞行器的机身的后部，和采取全部展开的第二位置B，使得增加飞行器的气动阻力。

在所述第二位置，喷嘴被露出以使火箭发动机能够工作并且喷气式推进器能够伸出。

图3中示出实施例描述的此位置，其中，所述装置包括四个襟翼3a、3b、3c、3d，其中两个在竖直平面内展开，两个在水平平面内展开。

如图1所示，延长飞行器的机身的盖元件3通过旋转固定装置5铰接在机身上。

每个元件的铰链件安装为使元件能够围绕轴线D转动，如图2所示。

为了能够开启和关闭盖元件3、3a、3b、3c、3d并使它们可相对于机身移动，所述盖元件通过致动器6连接于机身，该致动器6通过第一旋转连接件7安装在盖元件上，并且通过第二旋转连接件8安装在机身上。

旋转连接件7垂直地偏离于元件的旋转轴线D，使得面板能够被移动。

根据本发明的有利特性，利用致动器6可使盖元件3、3a、3b、3c、3d的至少一部分在掩盖和减阻位置A和完全展开位置B之间连续地移动至中间位置C₁、C₂、C₃以用于校正飞行器的轨道。

具体地，根据图4A至图4E所示的示例，所述盖元件包括至少一个大致在上方的面板3a和大致在下方的面板3b，其设计为可单独地移动，并且在上仰和俯冲的过程中实现对飞行器的控制。

在图2的示例中，所述盖元件包括至少两个大致为横向的面板3c、3d，其设计为在滚动飞行的过程中实现对飞行器的控制。

在此最后一种情况中，所述盖元件包括四个面板3a、3b、3c、3d，其布置为翼瓣，该翼瓣围绕飞行器的喷嘴4而闭合，且尤其在返回到大气中，火箭发动机2不工作的过程中，允许通过其展开而校正飞行器的轨道。

结合图4A至4E，下面详细描述由航天飞机11形成的空间飞行器的情况，该航天飞机11装有用于飞机的大气飞行阶段的大气发动机9，并且装有尾部装置，该尾部装置包括由两个襟翼3a、3b组成的盖元件，该两个襟翼在竖直平面内独立移动以掩盖或露出火箭发动机的喷嘴。

这种构造允许执行校正航天飞机11的轨道的方法，根据该构造，通过将装置的至少一个盖元件3a、3b移动至掩盖飞机的火箭发动机喷嘴的位置A与用于气动制动飞机的完全展开位置B之间的中间位置C₁、C₂、C₃来校正飞机的轨道。

应当注意，在图4A至图4E中的示例描述的是具有两个部分，一个在上部，一个在下部的盖的情况，这也能够适用于如图5所示的包括四个面板的装置的情况，沿竖直平面单独地移动两个面板3a、3b，沿水平平面单独地移动两个面板3c、3d，后者根据本发明的原理加上滚动的控制而工作。

图4A对应于掩盖位置A。其允许底部阻力降低以及喷嘴上的气动载荷降低。在航天飞机的情况下，在航空上升过程中使用它，在该航空上升过程中，所述飞机在大气控制之下。

对于装有本发明装置的可抛式推进级或助推器，在该推进级或助推器的回收过程中，或在具有用于返回至发射基地的滑行阶段的可重复利用的发射器的情况下，能够采用此位置。

当然地，在该位置处，由面板3a、3b组成的两个或四个翼瓣闭合以便使得阻力最小化，并且保护火箭发动机。

图4B对应于促进大的入射角飞行的面板3a、3b。

这是在大气层再进入过程中在高空中的大入射角的位置，在仍然非常稀薄的大气层中增加阻力并且从而增加飞行器的减速度，这种情况用于航天飞机，或者用于回收可抛式推进级或可重复利用的发射器。

在这种构造中，大入射角位置产生飞行器的制动，并且下部的襟翼用于通过空气制动向后移动推力中心而平衡该位置，并将飞行器稳定在大入射角的位置中。

通过在掩盖位置与完全展开位置之间的中间位置开启或闭合下部的翼瓣来平衡大入射角位置。

图4C对应于大约零入射角和/或零滑动姿态的空气制动和稳定位置。

在该位置处，根据速度条件和制动需求，所有的翼瓣较大或较小程度地开启。之后该开启被调节和控制成接近完全展开的位置。

特别在航天飞机或可重复利用的发射器最终着陆的过程中使用这种操作模式。然后这是控制滑翔速率的问题。

通过在图4A与图4C的位置之间较大或较小地开启翼瓣实现强度较大或较小的气动制动。

这也能够用在诸如可抛式推进级或可重复利用的发射器的提升梯度为零的飞行器在大气再进入时跨音速通过的过程，或是直翼航天飞机的情况。

这也能够用于确保在航天飞机的推进阶段发生事故时的安全(措施)/固定。

图4D对应于在火箭模式下用于增加推力的中间位置。

在此操作模式中，盖元件3、3a、3b、3c、3d能够在掩盖及减阻位置A与完全展开位置B之间移动至用于控制火箭发动机的中间位置。

另外，该位置给飞行器提供保护免受喷射断裂的影响。

为了实现此目的，盖元件包括面板，该面板设计为形成防止火箭发动机喷射断裂的屏障，并使喷射重新汇聚以增加发动机的推力。

在该位置处，在大气层外飞行过程中开启翼瓣以便促进喷射断裂并增加推力的恢复。

当然，这伴随有流向飞行器后部的热流量的减少。

此位置通过由翼瓣合适的开启以增加喷嘴的排气直径而增加火箭发动机的推力。在这种操作模式中，具体地，盖元件能够在掩盖及减阻位置A与完全展开位置B之间移动至用于对飞行器后部热保护的位置。

之后翼瓣形成保护飞行器后部免受高空火箭发动机喷射断裂的屏障，至少盖的内壁具有高的热阻，这是由于盖元件由高热阻材料制成，或是由于喷射的耐热涂层覆盖面向盖元件的喷射的内表面。

特别地，这使在飞行器后部所需要的热保护装置的重量被减少并且因此所述装置的翼瓣在闭合位置处用作气动附件并且在开启位置处用作防火墙。

这种操作模式可用于上层大气或真空中在火箭助推上升过程中的航天飞机，可抛式助推器和可重复利用的发射器。

这种操作对应于优化航天飞机火箭发动机的方法，根据此方法，所述装置的至少一个盖元件可移动至掩盖飞机的火箭发动机喷嘴的位置A与用于气动地制动飞机的完全展开位置B之间的促进火箭发动机喷射断裂的位置。

图4E对应于火箭发动机推力的矢量化位置。

这是一种对前一种模式进行完善的操作模式，其中翼瓣的不对称开启允许对推力进行矢量控制从而对飞机进行控制。

因此，这种操作模式当然可应用于在上层大气或在真空中火箭推进上升过程中的航天飞机、可抛式助推器或可重复利用的发射器。

总之，本发明的装置允许翼瓣在火箭发动机不工作时用于执行外部气动功能，并且在火箭发动机工作时用于执行推进功能。

应当注意，对于火箭发动机不工作的飞行领域，所述装置与飞行器的外部气动流相互作用

然而，对于火箭发动机工作时的飞行领域，需要所述装置与火箭发动机射流相互作用。

这意味着发动机不工作的飞行领域与翼瓣的外表面相关，然而在发动机工作的飞行领域，则使用翼瓣的内表面。

更加精确地，这两个飞行领域涵盖多种系统功能，即，图4A所示的减小阻力的第一领域，有助于如图4B中所示的纵向大入射角的平衡，稳定如图4C中所示的在跨声波阶段接近于零入射角并且滑行，以及在接近图4A与图4C的位置之间的翼瓣的中间位置的过程中的气动制动。

对于第二领域，由本发明的装置所涵盖的功能是通过在高空辅助喷射断裂而增加推力和/或推力矢量，如图4E所示，保护某些尾部免遭火箭发动机喷射破裂，例如图4D与4E中所示。

当然，为了实现本发明的操作模式，飞行器中装有配套的子组件，该子组件包括以适合的方式装在机身与翼瓣面板之间的一组致动器6。这些致动器——该致动器可以是液压的或电动的——以已知方式供电并由控制装置控制。

配套的子组件还包括用于控制翼瓣位置的电子组件(未示出)，该电子组件必须首先与飞行器的飞行程序匹配，其次与能够实时定义飞行器在空间的位置及面板在空间的位置的一组适当的传感器相匹配。

根据优选的实施方式，完整的盖或整流装置包括根据图3中示例的4个翼瓣组成。这些翼瓣由面板3a至3d形成，面板3a至3d由能够支持火箭发动机的热流的材料，例如因可内尔镍合金(inconel)、或复合陶瓷，例如碳/防氧化碳或碳/SiC而制成。

由沿竖直平面移动的面板3a、3b形成的翼瓣根据上述的位置工作。由沿水平平面移动并能够更正飞机的左右摆动的轨道的面板3c、3d形成的翼瓣，参与在完全展开位置的制动或在水平平面中将火箭发动机的推力矢量化。

如图1所示，每个翼瓣包括铰接式紧固件5，其能够与航天飞机的机身连接。

如图5所示，火箭发动机2被插入到机身内几乎直到喷嘴4的排气部分，以便于减少气动阻力，火箭发动机本身是易于产生阻力的几何形状复杂的组件。

有利地，机身被锥形环状盖10延长，面板或翼瓣3a至3d连接于盖10。

回到图1中，每个翼瓣还包括在用于航天飞机的机身上重复的致动器6的固定点，使得致动器6的运动使翼瓣根据需要而较大或较小地开启。

形成翼瓣的面板的形状本身有利于这些翼瓣的刚性和它们所承受的力的抵抗力。

因此，本发明能够消除火箭发动机控制装置和特别地，致动器及其电源，以减少飞行器的底部的热保护，

以减少姿态控制系统所需的气体，和特别地，用于在真空中稳定飞行器的小型火箭推进器，并减少飞机的襟翼控制系统的尺寸和重量。

附图示出了简单的具体功能。当然，在本发明的框架内能够结合某些功能，例如，能够在带有四个翼瓣的构造中，执行制动而同时横向转动或调整入射角。

具有能够被单独控制的多个翼瓣是有利的。

本发明不限于示出的示例，并且特别地，如果空间飞行器具有两个或更多的发动机，则盖元件可以具有卵形横截面。

Claims (14)

1.一种空间飞行器(1)的尾部装置，该空间飞行器在飞行器后部装有至少一个火箭发动机(2)，其特征在于，所述尾部装置包括：至少一个可动的盖元件(3、3a、3b、3c、3d)，所述盖元件设计为：处于掩盖并减小飞行器的后部阻力的第一位置(A)，在该位置处其围绕飞行器的火箭发动机喷嘴(4)的至少一部分延长飞行器的机身，并延伸超过飞行器的机身后部；和处于完全展开的第二位置(B)，使得增加飞行器的气动阻力。

2.空间飞行器的尾部装置，其特征在于，延长飞行器的机身的所述盖元件(3、3a、3b、3c、3d)铰接(5)在所述机身上。

3.空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能够通过致动器(6)而相对于机身移动。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能够在掩盖并减阻的位置(A)和完全展开位置(B)之间连续地移动至用于校正飞行器轨道的中间位置(C₁、C₂、C₃)。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能够在掩盖并减阻的位置(A)和完全展开位置(B)之间移动至用于控制火箭发动机的中间位置。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件(3、3a、3b、3c、3d)的至少一部分能够在掩盖和减阻的位置(A)与完全展开位置(B)之间移动至用于对飞行器后部热保护的位置，至少所述盖的内壁具有高的热阻。

7.根据前述权利要求中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件包括多个面板(3a、3b、3c、3d)，其布置为延长机身，并延伸超过飞行器的机身后部，并且能够单独地移动。

8.根据权利要求7所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件包括至少一个基本在上方的面板(3a)以及一个基本在下方的面板(3b)，其设计为在上仰及俯冲过程中实现对飞行器的控制。

9.根据权利要求7所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件包括至少两个基本为横向的面板(3c、3d)，其设计为在滚动过程中实现对飞行器的控制。

10.根据前述权利要求中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件包括面板(3a、3b、3c、3d)，其布置为围绕飞行器的喷嘴(4)闭合的翼瓣。

11.根据前述权利要求中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，所述盖元件包括设计为对抗火箭发动机的喷射断裂的屏障、并使喷射重新汇聚以增加发动机推力的面板。

12.一种空间飞行器，其包括根据前述权利要求中任一项所述的空间飞行器的尾部装置，其特征在于，该空间飞行器是一种航天飞机(11)，其装有用于该飞机的大气飞行阶段的大气发动机(9)。

13.一种用于校正航天飞机(11)的轨道的方法，该航天飞机包括根据权利要求1至11中任一项所述的装置，其特征在于，通过将所述装置的至少一个盖元件(3a、3b)移动至掩盖飞机的火箭发动机喷嘴的位置(A)和用于气动制动飞机的完全展开位置(B)之间的中间位置(C₁、C₂、C₃)来校正该飞机的轨道。

14.一种用于优化航天飞机(11)的火箭发动机的方法，该航天飞机包括根据权利要求1至11中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置的至少一个盖元件(3a、3b)被移动至掩盖飞机的火箭发动机的喷嘴的位置(A)和用于气动制动飞机的完全展开的位置(B)之间的辅助火箭发动机喷射断裂的位置，通过将装置的至少一个盖元件(3a、3b)移动至掩盖飞机的火箭发动机的喷嘴的位置(A)和用于气动制动飞机的完全展开的位置(B)之间的中间位置(C₁、C₂、C₃)来校正所述飞机的轨道。

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