JP2011504847A - スペースクラフト（ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）後部胴体装置 - Google Patents

Abstract

本発明の主題は、スペースクラフトの後部に少なくとも１基のロケットモータ（２）を備えるスペースクラフト後部胴体装置であって、少なくとも１つの操作可能なカウル要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）を備え、この少なくとも１つの操作可能なカウル要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）が、クラフトのロケットモータのノズル（４）の少なくとも一部分の周囲までクラフトの胴体を延長し、クラフトの胴体の後部を超えて延びる、被覆し、クラフトの後部抗力を低減させる第１の位置と、クラフトの空力抗力を増大させる、完全に展開された第２の位置とをとるのに適していることを特徴とするスペースクラフト後部胴体装置である。


【選択図】図5

Description

本発明は、大気圏飛行段階中のスペースクラフトの空力抗力を低減させるように特に設計されたスペースクラフト後部胴体装置（ａｆｔｅｒｂｏｄｙ ｄｅｖｉｃｅ）に関する。

具体的には、本発明は、大気圏飛行用の伝統的な航空エンジンと大気圏外飛行用のロケット推進手段とを備えるスペースビークル（ｓｐａｃｅ ｖｅｈｉｃｌｅ）で使用される。

その後部セクションに由来する移動に対するビークルの抵抗は、ベース抗力（ｂａｓｅ ｄｒａｇ）として知られている。

移動中のビークルの後部輪郭に沿って流れることが困難な流体流は、ビークルの後方で乱流となり、この乱流は、ビークルの後部の圧力を低下させ、ビークルの前進運動に対する強い抵抗を生み出す。

ビークルの後部抗力を低減させる受動的な解決策が存在し、具体的には、例えば文献ＤＥ４１ ０１ ９６０に記載されている膨張可能なブラダを使用し、例えば文献ＥＰ０ ２７３ ８５０に記載されている流れ偏向プロファイル、文献ＵＳ６ ２９７ ４８６に記載されている１つまたは複数の環状付加物、文献ＵＳ６ ９２６ ３４５に記載されている横方向デフレクタを追加することによって、ビークルの後部輪郭を円錐体として実現する解決策が知られている。

他の実現は、文献ＵＳ４ ４１１ ３９９に記載されている可動フラップ、または凹みを埋めるためにビークルの後部に流体を注入することなど、能動的手段に基づく。

ジェットエンジンによって推進される航空ビークルは、排気ダクト推進ノズルを有し、放出されたガスのジェットは、ビークルの空力プロファイルにおいて役割を果たすため、このジェットエンジンは抗力を少量しか生み出さない。

対照的に、使用されていないエンジンは、莫大な量の抗力（ビークルの総抗力の最大１／３）を生み出す。

そのため、例えば現在運航中の米国のスペースシャトルが飛行機で輸送されるとき、シャトルには、そのロケットエンジンのノズルを被覆する円錐形の後カバーが装着される。

一方、このシャトルを打ち上げるときには、ロケットエンジンに点火する前に、カバーを投棄する必要があるため、このようなカバーを使用することはできず、カバーを投棄するためには必然的に、シャトルまたは投棄可能なブースタを破片が傷つけないことを保証する厄介な放出装置を設計することが必要となる。

同じことが、投棄操作が依然として危険であるスペースプレーン（ｓｐａｃｅ ｐｌａｎｅ）にも言える。

同様に、スペースプレーン上で能動的流体注入装置を使用するには、その流体をビークルで運ぶことが必要となり、それにより、ビークルのペイロードが低減することになる。

さらに、推進手段の分野では、推進ガス流を導く能動的流れ偏向装置を、タービンエンジンに取り付けることが知られている。文献ＵＳ２００６／０１５０６１２ Ａ１はこのような装置の一例である。

しかしながら、ノズルの向きを変えてビークルの軌道を調整することが好ましいロケットエンジンでは、この技法は使用されていない。

同様に、航空機のジェットエンジンの排気管内に組み込まれ、展開して航空機を減速させるフラップを備える空気制動装置も知られている。文献ＵＳ５ １２０ ００５は、エンジンの後ろで開くフラップとジェットエンジンの排気流内へ収束するフラップとを組み合わせてエンジンの推力を分断するこのような装置に関する。

また、文献ＦＲ２ ７０５ ７３９は、ロケットエンジンの末広ノズルの排気セクションの直径を調整して、変化しやすい周囲飛行条件に末広ノズルを適合させる装置を記載している。

この装置は、排気管の環直径と、末広ノズルの軸に関して軸対称な末広ノズルに面する壁の形状だけを変化させる。

その抗力を増大させることによる曳航されるビークルの安定化に関しては、文献ＵＳ５ ８７１ １７３から、ビークルの後部で展開されるブレードを、傘の骨のように配置することが知られている。

大気圏飛行ではジェットエンジンを使用し、大気圏外飛行ではロケットエンジンを使用するように設計されたスペースクラフトの特定の場合では、性能に関する要件が両立しない。

航空型大気圏飛行では、抗力を最小にする必要があり、したがって、特に、後部セクションの断面積ができるだけ小さいことが必要であり、一方、宇宙飛行では、エンジンノズルの排気管の断面積が大きいこと望ましく、このことは、ベース抗力の低減にとっては有害である。

したがって、ロケット推進手段は、幅が広く、ビークルの後部に直線的な切り口を形成するノズルの断面積により、多くの抗力を発生させるため、ロケット推進手段の存在は、大気圏飛行において問題となる。

本発明の目的は、ロケットエンジンが使用されない大気圏上昇などの飛行段階においてビークルの後部を覆う単純な機能以外の追加の機能を実行するように設置された、スペースクラフト用の能動的可動抗力低減装置を提供することにある。

本発明によれば、この装置は、このように設置されて、特に大気圏飛行に戻る段階においてビークルを制動し、制御する際にこの装置を使用することによって、ビークルの制御に関与し、それにより装置に価値を追加し、その重量を補償する。

この場合、スペースプレーンの空力制動を実施するように、プレーンの飛行制御装置を設計する必要がなくなるため、本発明の装置は、スペースプレーンの飛行制御装置の単純化および重量削減を可能にするという利点を有する。

これを達成するため、本発明は、後部に少なくとも１基のロケットエンジンが取り付けられたスペースクラフト用の後部胴体装置であって、少なくとも１つの可動カバー要素を備え、この少なくとも１つの可動カバー要素が、ビークルのロケットエンジンノズルの少なくとも一部分の周囲までビークルの胴体を延長し、ビークルの胴体の後部を超えて延びる、被覆し、ビークルの後部抗力を低減させる第１の位置と、ビークルの空力抗力を増大させる、完全に展開された第２の位置とをとるように、この少なくとも１つの可動カバー要素が設計されていることを特徴とする後部胴体装置を提供する。

したがって、本発明は、大気圏外飛行段階および帰還段階の大部分の間、制御補助機能、具体的にはロケットエンジンがオフのときの空力機能、ロケットエンジンが動作しているときの推進機能を実行するようにすることによって、その重量の増大が補償される、能動的スペースクラフト抗力低減装置を実現する。

本発明の他の特徴および利点は、本発明の非限定的な実現例の以下の説明を、図面を参照して読むことによって明らかになる。

本発明の装置が取り付けられたスペースクラフトの後部の概略側断面図である。 本発明の装置の可動カバー要素の透視図である。 本発明の装置が取り付けられたスペースクラフトの背面図である。 本発明の装置が取り付けられた航空機のいくつかの飛行構成に基づく概略側面図である。 図３のスペースプレーンの側面破断図である。

本発明は特に、そのロケットエンジンが、大気圏飛行段階の間使用されず、ビークルを制動し、離陸から大気中でのビークルの上昇の間に必要な推力を増大させることを余儀なくさせるかなりの空力抗力を生み出すスペースクラフトに適用される。

本発明は特に、離陸および大気圏飛行段階または大気圏飛行段階の大部分が、ビークルのロケットエンジン以外の推進手段によって実行される、スペースシャトルなどのビークルに適用される。

本発明は例えば、打上げ高度まで運搬飛行機によって運ばれるスペースクラフト、その離陸および大気圏上昇の間、投棄可能なブースタによって推進されるスペースクラフト、軌道の最初の部分が、空気および翼からの酸素で動作するエンジンを使用する航空型の推進手段によって実行され、その後にロケット型の推進手段に切り替わるスペースプレーン型のサブオービタル（ｓｕｂｏｒｂｉｔａｌ）ビークルなどのスペースクラフトに適用される。

図に示す例は、この最後のタイプのビークルに対応し、このビークルには、図４Ａから４Ｅに示されたそれ自体の大気圏エンジン９と、図１に示すようにビークルの後部に設置されたノズル４が取り付けられた少なくとも１基のロケットエンジン２とが取り付けられている。

スペースクラフト後部胴体装置の第１の機能は、ロケットエンジンが使用されないビークルの大気圏飛行段階の間、ノズル４を被覆することである。

これを達成するため、スペースクラフト後部胴体装置は、少なくとも１つのカバー要素を備え、その実現の一例が、円錐形のパネル３として図１および２に示されている。

ノズル４を完全に被覆し、胴体の後部に空力形状を与えるため、カバー要素は、胴体を延長するように配置され、ビークルの胴体の後部を超えて延びて、ノズルを被覆する位置Ａではノズルの周囲にシェル（ｓｈｅｌｌ）を形成するいくつかのパネル３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを備えることが好ましい。

この１つまたは複数のカバー要素は、別々に動かすことができ、カバーが閉じられ、カバーが、ビークルのロケットエンジンのノズル４の少なくとも一部分の周囲までビークルの胴体を延長し、ビークルの胴体の後部を超えて延びる、被覆し、ビークルの後部抗力を低減させる第１の位置Ａと、完全に展開され、ビークルの空力抗力を増大させる第２の位置Ｂとをとるように設計される。

この第２の位置では、ノズルが露出して、ロケットエンジンが動作し、推進ジェットを噴射することを可能にする。

装置が、そのうちの２つが垂直面上で展開され、２つが水平面上で展開される４つのフラップ３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを備える実現の一例に関して、この位置が、図３に示されている。

図１に示すように、ビークルの胴体を延長するカバー要素３は、回転式固定手段５によって胴体に蝶番（ヒンジ）式に取り付けられる。

それぞれの要素のヒンジは、図２に示す軸Ｄを軸に回転することができるように設置される。

カバー要素３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを開閉できるようにし、カバー要素を胴体に対して可動にするため、カバー要素は、第１の回転リンク７によってカバー要素に固定され、第２の回転リンク８によって胴体に固定されたアクチュエータ６を介して胴体に連結される。

これらのパネルを動かすことができるように、回転リンク７は、カバー要素の回転軸Ｄに対して垂直にずれている。

本発明の有利な特性によれば、カバー要素３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄの少なくとも一部分が、アクチュエータ６を使用して、被覆および抗力低減位置Ａと完全に展開された位置Ｂとの間で、ビークルの軌道を補正する中間位置Ｃ_１、Ｃ_２、Ｃ_３に、連続的に移動することができる。

具体的には、図４Ａから４Ｅに示す例によれば、カバー要素は、別々に動き、失速および急降下の間ビークルの制御を達成するように設計された、少なくとも１つの概して上側のパネル３ａと概して下側のパネル３ｂとを備える。

図２の例に関しては、カバー要素が、錐揉みの間ビークルの制御を達成するように設計された少なくとも２つの概して横方向のパネル３ｃ、３ｄを備える。

この最後の場合では、カバー要素が、ビークルのノズル４を取り囲むように閉じ、特にロケットエンジン２が動作していない大気圏への帰還の間に、それらを展開することによってビークルの軌道を補正することを可能にするペタル（ｐｅｔａｌ）として配置された４つのパネル３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを備える。

次に、図４Ａから４Ｅを参照して、スペースプレーンの大気圏飛行段階用の大気圏エンジン９と、垂直面上で別々に動いて、ロケットエンジンのノズルを被覆しまたは露出させる２つのフラップ３ａ、３ｂからなるカバー要素を備える後部胴体装置とが取り付けられたスペースプレーン１１からなるスペースクラフトの場合を詳細に説明する。

このような構成は、装置の少なくとも１つのカバー要素３ａ、３ｂを、プレーンのロケットエンジンノズルを被覆する位置Ａとプレーンを空力的に制動する完全に展開された位置Ｂとの間の中間位置Ｃ_１、Ｃ_２、Ｃ_３に移動させることによって、プレーンの軌道を補正する、スペースプレーン１１の軌道の補正方法の実現を可能にする。

上と下の２つの部分からなるカバーの場合を説明する図４Ａから４Ｅの例を、装置が、図５に示すように４つのパネルを備え、２つのパネル３ａ、３ｂが垂直面上で別々に動き、２つのパネル３ｃ、３ｄが水平面上で別々に動き、後者の２つのパネル３ｃ、３ｄは、本発明の原理に従って動作して錐揉み制御を追加する場合に置き換えることができることに留意されたい。

図４Ａは、ベース抗力の減少およびノズルに対する空力負荷の減少を可能にする被覆位置Ａに対応する。スペースプレーンの場合、この位置は、航空型上昇の間に使用され、この上昇の間、プレーンは大気圏制御下にある。

本発明の装置が取り付けられた投棄可能な推進段またはブースタに関しては、この位置を、推進段またはブースタの回収中に使用することができ、あるいは、再使用可能なランチャ（ｌａｕｎｃｈｅｒ）の場合には、打上げ基地へ帰還する巡航段階の間に使用することができる。

この位置では、もちろん、抗力を最小化し、ロケットエンジンを保護するため、パネル３ａ、３ｂからなる２つまたは４つのペタルは閉じられている。

図４Ｂは、高インシデンス（ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ）飛行に対するパネル３ａ、３ｂの寄与に対応する。

再突入中、高高度においては、依然として非常に希薄な大気中において抗力を増大させ、したがってビークルの減速を増大させるため、高インシデンス位置にあり、これは、スペースプレーンであるのか、または投棄可能な推進段または再使用可能なランチャを回収するためであるかは無関係である。

この高インシデンス位置は、航空機の制動を生み出し、この構成では、この位置のバランスをとり、この高インシデンス位置において、空気制動によって推力中心を後方へ移動させることによってビークルを安定させるために下側のフラップが使用される。

この高インシデンス位置は、被覆位置と完全に展開された位置との間の中間位置で、下側のペタルを開き、または閉じることによってバランスをとる。

図４Ｃは、ゼロインシデンスおよび／またはゼロスリップ（ｓｌｉｐ）姿勢付近の空気制動位置および安定化位置に対応する。

この位置では、全てのペタルが、速度条件および制動要件に従って、より大きなまたはより小さい程度に開かれる。この開きは次いで、調節され、完全に展開された位置付近に制御される。

この動作モードは特に、スペースプレーンまたは再使用可能なランチャの最終進入中に使用される。これは同時に、滑空速度を制御する問題である。

図４Ａの位置と図４Ｃの位置の間でペタルをより大きくまたはより小さく開くことによって、より大きなまたはより小さな強い空力制動が達成される。

この動作モードは、投棄可能な推進段または再使用可能なランチャなどの、あるいは直線翼スペースプレーンの場合の揚力勾配がゼロのビークルの再突入時の遷音速（ｔｒａｎｓｏｎｉｃ）通過中に使用することもできる。

この動作モードは、スペースプレーンの動力が供給されている段階中の偶発事件の場合に安全にしている間に使用することもできる。

図４Ｄは、ロケットモードにおいて推力を増大させる中間位置に対応する。

この動作モードでは、カバー要素３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを、被覆および抗力低減位置Ａと完全に展開された位置Ｂとの間で、ロケットエンジンを制御する中間位置に移動させることができる。

さらに、この位置は、ジェットブレークアップ（ｊｅｔ ｂｒｅａｋｕｐ）の影響に対する保護をビークルに提供する。

これを達成するため、カバー要素は、ロケットエンジンのジェットブレークアップに対抗するスクリーンを形成し、エンジンの推力を増大させることにジェットを再び集中させるように設計されたパネルを備える。

この位置では、大気圏外飛行中に、ペタルを開いて、ジェットブレークアップを助け、推力回復を増大させる。

もちろん、これにともなって、ビークルの後部に向かう熱の流れが減少する。

この位置は、ペタルを適当に開くことによりノズルの排気の直径を増大させることによって、ロケットエンジンの推力を増大させる。この動作モードでは、カバー要素を特に、被覆および抗力低減位置Ａと完全に展開された位置Ｂとの間で、ビークルの後部を熱的に保護する位置に移動させることができる。

ペタルは次いで、高高度ロケットエンジンジェットブレークアップからビークルの後部を保護するスクリーンを形成し、少なくともカバーの内壁は、カバー要素が高耐熱性材料でできているため、またはジェットの熱に抵抗するコーティングが、カバー要素のジェットに面する内面を覆っているために、高い耐熱性を有する。

これは特に、ビークルの後部に必要な熱防護物の重量を減らすことを可能にし、装置のペタルはしたがって、閉じた位置では空力付加物として、開いた位置では防火壁として機能する。

この動作モードは、超高層大気中または真空中でロケット推進により上昇中のスペースプレーン、投棄可能なブースタおよび再使用可能なランチャに適用可能である。

この動作は、スペースプレーンのロケットエンジンを最適化する方法に対応し、この方法によれば、装置の少なくとも１つのカバー要素が、プレーンのロケットエンジンのノズルを被覆する位置Ａとプレーンを空力的に制動する完全に展開された位置Ｂとの間の、ロケットエンジンジェットブレークアップを助ける位置に移動する。

図４Ｅは、ロケットエンジンの推力のベクトル化（ｖｅｃｔｏｒｉｚａｔｉｏｎ）の位置に対応する。

この動作モードは、ペタルの非対称の開きが、推力のベクトル制御、したがって航空機の制御を可能とする、上記の位置からの完成動作モードである。

したがって、この動作モードはもちろん、超高層大気中または真空中でロケット推進により上昇中のスペースプレーン、投棄可能なブースタまたは再使用可能なランチャに適用される。

以上をまとめると、本発明の装置は、ロケットエンジンが動作していないときに外部空力機能を実行し、ロケットエンジンが動作しているときには推進機能を実行する目的に、これらのペタルを使用することを可能にする。

ロケットエンジンが動作していない飛行領域（ｆｌｉｇｈｔ ｄｏｍａｉｎ）では、装置が、ビークルの外部空力流と相互作用し、
一方、ロケットエンジンが動作している飛行領域では、ロケットエンジンジェット流との相互作用が望ましいことに留意されたい。

これは、エンジンが動作していない飛行領域は、ペタルの外面に関係し、エンジンが動作している飛行領域では、ペタルの内面が使用されることを意味する。

より正確には、これらの２つの飛行領域は、いくつかのシステム機能をカバーし、すなわち、第１の領域では、図４Ａに示すような抗力の低減、図４Ｂに示すような縦方向の高インシデンスバランスに対する寄与、遷音速段階中の図４Ｃに示すようなゼロインシデンスおよびゼロスリップ付近での安定化、および図４Ａの位置と図４Ｃの位置の間のペタルの中間位置を有する進入中の空力制動をカバーする。

第２の領域に関しては、本発明の装置がカバーする機能は、高高度でジェットブレークアップを助けることによる推力の増大、ならびに／または、図４Ｅに示す推力ベクトル化、図４Ｄおよび４Ｅの例のロケットエンジンジェットブレークアップからのある種の後部胴体部分の保護である。

もちろん、本発明の動作モードを実現するため、航空機には、胴体とペタルパネルの間に適当な方法で取り付けられた一組のアクチュエータ６を含む補完的なサブアセンブリが取り付けられる。液圧式または電気式とすることができるこれらのアクチュエータは、知られている方法で動力が供給され、制御装置によって制御される。

この補完的サブアセンブリはさらに、ペタルの位置を制御するエレクトロニクスアセンブリ（図示せず）、最初に航空機飛行計画にインタフェースし、次に、宇宙空間内の航空機の位置およびパネルの位置をリアルタイムで画定することができる適当なセンサセットにインタフェースしなければならないエレクトロニクスアセンブリを含む。

好ましい一実施形態によれば、完全なカバーまたはフェアリング（ｆａｉｒｉｎｇ）は、図３の例に基づく４つのペタルからなる。これらのペタルは、ロケットエンジンの熱の流れをサポートすることができる、インコネル、あるいは複合セラミック、例えばカーボン／酸化保護カーボンまたはカーボン／酸化保護ＳｉＣなどの材料でできたパネル３ａから３ｄによって形成される。

垂直面に沿って動くパネル３ａ、３ｂによって形成されたペタルは、前述の位置に従って動作する。パネル３ｃ、３ｄによって形成されたペタルは、水平面に沿って動き、航空機の錐揉み軌道を補正することを可能にし、完全に展開された位置において制動に関与し、または水平面においてロケットエンジンの推力をベクトル化する。

図１に示すように、各ペタルは、スペースプレーンの胴体の後部との連結を可能にする関節式固定具５を備える。

ロケットエンジンはそれ自体が抗力を発生させる可能性が高い幾何学的に複雑なアセンブリであるため、図５に示すように、ロケットエンジン２は、やはり空力抗力を低減させるため、事実上ノズル４の排気セクションまで胴体内に挿入される。

有利には、次第に細くなる環状カバリング１０によって、胴体が延長され、環状カバリング１０に、パネルまたはペタル３ａから３ｄが接続される。

図１に戻ると、各ペタルはさらに、アクチュエータ６の動きによって、ペタルの開きを必要に応じてより広く、またはより狭くすることができるようにスペースプレーンの胴体上で繰り返されるアクチュエータ６に対する固定点を備える。

ペタルを形成するパネルの形状は、本質的に、これらのペタルの剛性と、ペタルが受ける力に対するペタルの抵抗性とに寄与する。

本発明は、したがって、ロケットエンジン制御装置、特にアクチュエータおよびそれらの動力源を排除すること、ビークルの底部の熱防護物を減らすこと、
姿勢制御系、特に真空でビークルを安定させるために使用する小さなロケットスラスタのために必要なガスを減らすこと、ならびにプレーンの制御フラップ系のサイズおよび重量を低減させることを可能にする。

添付図は、単純な特定の機能を示す。もちろん、本発明の枠内で、それらの機能を組み合わせることが可能であり、例えば、４つのペタルを有する構成においては、制動を実行し、同時に、横方向に向け、またはインシデンスを調整することが可能である。

これは、独立に制御することができる複数のペタルを有することの利点である。

本発明は、示した例だけに限定されず、具体的には、スペースクラフトが２基以上のエンジンを備える場合には、カバー要素が楕円形の断面を有することができる。

Claims (14)

1. 後部に少なくとも１基のロケットエンジン（２）が取り付けられたスペースクラフト（１）用の後部胴体装置であって、少なくとも１つの可動カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）を備え、前記少なくとも１つの可動カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）が、前記ビークルのロケットエンジンノズル（４）の少なくとも一部分の周囲まで前記ビークルの胴体を延長し、前記ビークルの胴体の後部を超えて延びる、被覆し、前記ビークルの後部抗力を低減させる第１の位置（Ａ）と、前記ビークルの空力抗力を増大させる、完全に展開された第２の位置（Ｂ）とをとるように、前記少なくとも１つの可動カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）が設計されていることを特徴とする後部胴体装置。
2. 前記ビークルの胴体を延長する前記カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）が、ヒンジ（５）によって前記胴体に取り付けられていることを特徴とする、スペースクラフト後部胴体装置。
3. アクチュエータ（６）によって、前記カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）の少なくとも一部分を、前記胴体に対して動かすことができることを特徴とする、スペースクラフト後部胴体装置。
4. 前記カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）の少なくとも一部分を、前記被覆および抗力低減位置（Ａ）と前記完全に展開された位置（Ｂ）との間で、前記ビークルの軌道を補正する中間位置（Ｃ_１、Ｃ_２、Ｃ_３）に連続的に動かすことができることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
5. 前記カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）の少なくとも一部分を、前記被覆および抗力低減位置（Ａ）と前記完全に展開された位置（Ｂ）との間で、前記ロケットエンジンを制御する中間位置に動かすことができることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
6. 前記カバー要素（３、３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）の少なくとも一部分を、前記被覆および抗力低減位置（Ａ）と前記完全に展開された位置（Ｂ）との間で、前記ビークルの後部を熱的に保護する位置に動かすことができ、少なくとも前記カバーの内壁が高い耐熱性を有することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
7. 前記胴体を延長するように配置された、前記ビークルの胴体の後部を超えて延び、別々に動くことができるいくつかのパネル（３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）を、前記カバー要素が備えることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
8. 前記カバー要素が、失速および急降下の間前記ビークルの制御を達成するように設計された、少なくとも１つの概して上側のパネル（３ａ）と概して下側のパネル（３ｂ）とを備えることを特徴とする、請求項７に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
9. 前記カバー要素が、錐揉みの間前記ビークルの制御を達成するように設計された少なくとも２つの概して横方向のパネル（３ｃ、３ｄ）を備えることを特徴とする、請求項７に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
10. 前記カバー要素が、前記ビークルの前記ノズル（４）の周囲を閉じるペタルとして配置されたパネル（３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）を備えることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
11. 前記カバー要素が、前記ロケットエンジンのジェットブレークアップに対抗するスクリーンを形成し、前記エンジンの推力を増大させることに前記ジェットを再び集中させるように設計されたパネルを備えることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のスペースクラフト後部胴体装置を備えるスペースクラフトであって、その大気圏飛行段階用の大気圏エンジン（９）が取り付けられたスペースプレーン（１１）であることを特徴とするスペースクラフト。
13. 請求項１から１１のいずれか一項に記載の装置を備えるスペースプレーン（１１）の軌道を補正する方法であって、前記装置の少なくとも１つのカバー要素（３ａ、３ｂ）を、前記プレーンのロケットエンジンノズルを被覆する位置（Ａ）と前記プレーンを空力的に制動する完全に展開された位置（Ｂ）との間の中間位置（Ｃ_１、Ｃ_２、Ｃ_３）に移動させることによって、前記プレーンの軌道が補正されることを特徴とする方法。
14. 請求項１から１１のいずれか一項に記載の装置を備えるスペースプレーン（１１）の前記ロケットエンジンを最適化する方法であって、前記装置の少なくとも１つのカバー要素（３ａ、３ｂ）が、前記プレーンのロケットエンジンのノズルを被覆する位置（Ａ）と前記プレーンを空力的に制動する完全に展開された位置（Ｂ）との間の、前記ロケットエンジンのジェットブレークアップを助ける位置に移動し、前記装置の少なくとも１つのカバー要素（３ａ、３ｂ）を、前記プレーンのロケットエンジンノズルを被覆する位置（Ａ）と前記プレーンを空力的に制動する完全に展開された位置（Ｂ）との間の中間位置（Ｃ_１、Ｃ_２、Ｃ_３）に移動させることによって、前記プレーンの軌道が補正されることを特徴とする方法。

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