用于减小气动阻力的装置 |
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| 申请号 | CN200880118408.1 | 申请日 | 2008-11-21 | 公开(公告)号 | CN101878154A | 公开(公告)日 | 2010-11-03 |
| 申请人 | 阿斯特里姆有限公司; | 发明人 | 格拉尔德·雷蒙德; 菲利普·布尔迪厄; | ||||
| 摘要 | 本 发明 的主题是一种用于减小 飞行器 (1)的 气动 阻 力 的装置，所述装置配备至少一个 发动机 (2)，所述发动机(2)装配有伸出越过所述飞行器的 机身 (4)后部并且离所述飞行器的机身后部越远变得越宽的喷气管推进 喷嘴 (3)；所述装置的特征在于其包括用于遮蔽所述喷嘴的至少一部分的至少一个遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并设计成一旦所述发动机和包括所述发动机的 航天器 点火便在所述喷嘴的气流中消失。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于减小飞行器(1)的气动阻力的装置，其配备至少一个发动机(2)，所述发动机(2)装配有伸出越过所述飞行器的机身(4)的后部并且离所述飞行器的机身后部越远变得越宽的喷气管推进喷嘴(3)，其特征在于，所述装置包括用于所述喷嘴的至少一部分的至少一个遮蔽元件(5)，所述遮蔽元件(5)由可消溶材料(6)制成并设计成一旦所述发动机点火便在所述喷嘴的气流中消失。 |
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| 说明书全文 | 用于减小气动阻力的装置技术领域[0001] 本发明涉及一种减小由航天器例如航天飞机的火箭发动机处于这些发动机尚未使用的飞行阶段所引起的气动阻力、同时允许这些发动机在大气层/非大气层过渡飞行阶段和随后的非大气层飞行阶段中工作的装置。 背景技术[0003] 由飞行器后部引起的对飞行器运动的阻力称为基底阻力。 [0005] 存在被动的解决方案来减小飞行器的后部阻力并且在具体的解决方案中可知，通过使用例如文件DE 41 01 960中描述的充气囊、增加例如文件EP 0 273 850中描述的折流型面、一个或多个如文件US 6 297486中所述的环形附加物、以及如文件US 6 926 345中的侧面折流板，飞行器的后部型面实现为圆锥形。 [0006] 其它的实现方式基于主动的方法，例如文件US 4 411 399中描述的活动条板或者为填充低压区而向飞行器的后部注射流体。 [0008] 与此相反，未使用的发动机产生大量的阻力(可达到飞行器全部阻力的三分之一)。 [0009] 这就是为什么例如当现役的美国航天飞机由飞机运输的时候，它装备一个遮蔽其火箭发动机管嘴的圆锥形后盖。 [0010] 另一方面，该后盖在航天飞机发射的时候不能使用，因为在火箭发动机点火之前必须将其丢弃，这需要设计笨重的释放装置以保证没有碎片能够破坏航天飞机或助推器。 [0011] 类似地，可拆卸的活动装置难以用于航天飞机，因为它们很沉重并且需要操作它们的装置。 [0012] 此外，这些系统的实施很复杂，因为它们必须在火箭发动机在大气飞行的过程中点火时展开而其自身不产生附加的阻力。 [0013] 类似地，使用活动的流体注射装置需要在飞行器内携带流体，这将减小其有效载荷。 发明内容[0014] 从该现有技术出发，本发明的目的是实现一种火箭发动机喷嘴整流罩装置，所述整流罩装置很轻、简单、不妨碍火箭发动机的发动、不存在展开问题并避免了碎片的投射和碎片落向地面的危险。 [0015] 为了实现该目的，本发明提出了一种用于减小飞行器气动阻力的装置，其配备至少一个发动机，所述发动机装配有伸出越过所述飞行器的机身的后部并且离所述飞行器的机身后部越远变得越宽的喷气管推进喷嘴，所述装置的特征在于其包括用于遮蔽所述喷嘴的至少一部分的至少一个遮蔽元件，所述遮蔽元件由可消溶材料制成并设计成一旦所述发动机点火便在所述喷嘴的气流中消失。附图说明 [0016] 在了解参考附图对实现本发明的非限制性示例所作的描述后，本发明的其它特征和优点将能够更好地理解，在附图中： [0017] 图1是包括根据本发明的装置的航天飞机的分解示意图； [0018] 图2是根据本发明装置的一个实现示例的一半的截面图； [0019] 图3是表示在发动机点火后、由本发明装置的遮蔽元件的燃烧引起的开口作为时间的函数的图表； [0020] 图4是根据本发明的装置在航空器机身上的安装的示意性截面图。 具体实施方式[0021] 本发明提出一种用于减小飞行器1(如航天飞机和空间发射器)的气动阻力的装置。 [0022] 本发明的原理是采用一种可以在火箭发动机点火后由火箭发动机自身消除的被动装置。该无动力装置还能够提供一种非常轻便的解决方案并通过其设计获得可靠性。 [0024] 图1所示的示例是一种装备了至少一个发动机2的航天飞机，所述发动机2装配有伸出越过航天飞机机身4的后部的喷气管推进喷嘴3。 [0025] 如传统所知，发动机的喷气管推进喷嘴离开飞行器的机身后部越远变得越宽。 [0026] 遮蔽装置包括至少一个可消溶材料(即，在经受热流时通过燃烧、熔合、升华或分解而消除的材料)的遮蔽元件5，所述遮蔽元件5设计成一旦发动机点火便在喷嘴的气流中溶解或消除(通过燃烧、升华、液化、雾化或其它热破坏现象)。 [0027] 遮蔽元件覆盖喷嘴的至少一部分，如图2所示，覆盖喷嘴3的后部。 [0028] 根据示例，机身围绕发动机的燃烧室10和所述发动机的喷嘴(3)的至少一部分延伸。 [0029] 所述装置在飞行器机身的后端部处附接于机身，以覆盖喷嘴未被机身遮蔽的部分，并以圆锥形状延伸机身，从而减小飞行器在其大气飞行阶段的阻力。 [0030] 图4给出了本发明的装置在航空器机身4上的安装的示意性截面图。遮蔽元件通过可拆卸的固定装置11紧固在飞行器机身4的后部。 [0033] 可拆卸固定装置11在遮蔽元件燃烧后仍保持固定于飞行器的机身并在航天飞机返回后被拆卸，从而重新配备新的遮蔽元件或将其更换。 [0034] 图2和图4中以截面方式示出的遮蔽元件5是通常为圆锥形的盖，在外部将飞行器的机身延长越过喷嘴3并且在离开机身越远的地方直径变得越小。 [0035] 根据图1和图4的示例，机身围绕发动机的燃烧室10和所述发动机的喷嘴3的至少一部分延伸，遮蔽元件围绕喷嘴未被机身遮蔽的部分。 [0036] 根据本发明，如果决定不由机身围绕发动机和部分喷嘴，显然可以提供更长的遮蔽元件。 [0037] 所述盖包括与喷嘴开口相对的末端开口7而不是在喷嘴的后面闭合、从而让热气体在发动机的点火开始时逸出并且不阻挡发动机的喷气。 [0039] 其截面区域是对发动机点火要求和阻力要求的折衷。 [0040] 在根据图1的变型中，末端开口是在所述盖的轴线上直径减小的通道8的一部分，所述通道8设计成在发动机尚未点火的飞行器飞行阶段允许发动机通风并允许建立发动机的喷气。 [0042] 所述盖的可消溶材料选择为较轻的材料并能够因为喷嘴的喷气效果而消溶。该材料可以从泡沫材料、特别是膨胀聚苯乙烯、三聚氰胺泡沫、膨胀聚氯乙烯、聚亚安酯泡沫或其它较轻的和稳定的可消溶材料中选择。 [0043] 依照航空学的标准方法，所述盖的内部形状包括肋柱14从而提高其刚性。 [0045] 对于机身后部直径为2300mm、喷嘴直径15为1500mm以及允许用于引导航天飞机的喷嘴移位的必要余量，所述盖的内径15+16大约为2100mm。为了较好的空气动力学效率，对于长度大约为20m的飞机，所述盖的长度大约为3m。 [0046] 一种实施示例由模制的膨胀聚苯乙烯的一件式盖实现。 [0047] 聚苯乙烯是适于该应用的良好材料，因为它表现出较低的熔化温度150℃-170℃；它提供为具有足够尺寸的块状，使得原型可以以较低的成本切割；并且尽管被认为是一种闭合的单元材料，它可不受损地抵抗在5min内由1000mBar降到30mBar的压力降低，这使得它满足25km高度的要求。 [0048] 进一步地，其机械特性意味着所述盖可以被实现，并且在现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种。 [0049] 另外，它是一种并不很昂贵、易于使用并且无污染的材料。 [0050] 特别地，一种以商业标识“UNIMAT FM 24kg/m3”所知的聚苯乙烯被选定。 [0051] 该泡沫材料是一种耐火材料，这意味着任何碎片将自我熄灭。 [0052] 着色剂能够加到泡沫中从而在发动机点火时产生烟羽。 [0055] 所述装置依靠环附接于机身，其在遮蔽元件消失后保持固定于机身从而在返航时保护喷嘴。 [0056] 如前所述，环在着陆后拆卸，用于循环使用。 [0058] 考虑到侧面负荷大约为航空学的标准值20000N/m3、断裂负荷为200KPa和安全因子为2的情况，为了承受泡沫/环界面的弯矩，需要泡沫厚度为200mm的外皮。该厚度朝与所述盖的固定端相对的一端减小。 [0059] 泡沫的质量因此大约为65kg。 [0060] 铝环估计为600mm宽和3mm厚，结果其质量大约为35kg。 [0062] 聚苯乙烯的熔化温度介于150℃到170℃之间。用于切割块材的热丝的温度根据所需要的切割速度设定在100℃到200℃之间。高于一定温度时，聚氯乙烯在热丝前升华从而避免阻塞后者。一般认为，温度从-50℃(在10,000m高的环境下)升高到170℃将足以熔化或升华所述材料。 [0064] 图3中的图表给出了根据所考虑的应用、所述盖的开口的直径20随时间的估计值。 [0065] 考虑到材料的密度大约为24kg/m3，因此必须提供1300×24×220＝6900kW/m2的气流从而以1m/s的速度减少聚苯乙烯。 [0066] 另外，从管嘴喷出的火焰温度估计为3000℃。该火焰与聚苯乙烯直接接触。斯蒂-8 4 2芬斯定律允许计算出热流量为5.67x10 x3000 ＝4600kW/m。 [0067] 因此，根据这些数据，需要小于0.2秒的时间使得所述盖在管嘴前消失，在那里厚度大约为10cm，而需要0.4秒的时间使得所述盖几乎完全消失。在实践中，考虑到射流效应，聚苯乙烯可能在它刚到达变软并失去内聚力的时间点就被排出，也就是大约0.14秒后。该时间长度可与建立发动机速度所需时间相比，例如对于阿丽亚娜火箭的伏耳甘发动机为7秒。 [0068] 聚苯乙烯(C8H8)的燃烧不会引起污染物的排放，这使得该材料尤其合适。 [0069] 此外，所述盖的出现将减少管嘴内的气动湍流并帮助发动机的点火。 [0070] 本发明尤其适合亚轨道飞行器，其示意性的示例在图1中给出，在变换到火箭型推进前，其轨道的第一部分由气动型推进保证，其中发动机17利用来自空气和机翼18、19的氧气来工作。 [0071] 考虑到其较小的质量和简易性，本发明在它能提供的阻力减小上非常有用，无论飞行器是两级(载机，然后是亚轨道火箭飞行器)或是一级。 [0072] 本发明也可以用于多级发射飞行器组件、例如减小机载导弹的阻力。 [0073] 本发明不限于所示的示例，并且特别地，如果所述航天器包括两个或更多个发动机，所述盖元件可以具有椭圆形截面。 |
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