[发明专利]空间飞行器尾部装置

说明书

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。