RU2482031C2 - Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления - Google Patents

Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления Download PDF

Info

Publication number
RU2482031C2
RU2482031C2 RU2010126488/11A RU2010126488A RU2482031C2 RU 2482031 C2 RU2482031 C2 RU 2482031C2 RU 2010126488/11 A RU2010126488/11 A RU 2010126488/11A RU 2010126488 A RU2010126488 A RU 2010126488A RU 2482031 C2 RU2482031 C2 RU 2482031C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuselage
engine
vehicle
jet nozzle
fairing
Prior art date
Application number
RU2010126488/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010126488A (ru
Inventor
Жераль РАЙМОН
Филипп БУРДЬЕ
Original Assignee
Астриум Сас
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Астриум Сас filed Critical Астриум Сас
Publication of RU2010126488A publication Critical patent/RU2010126488A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2482031C2 publication Critical patent/RU2482031C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/023—Aircraft characterised by the type or position of power plants of rocket type, e.g. for assisting taking-off or braking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/04—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/40—Range-increasing arrangements with combustion of a slow-burning charge, e.g. fumers, base-bleed projectiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Superstructure Of Vehicle (AREA)
  • Automobile Manufacture Line, Endless Track Vehicle, Trailer (AREA)

Abstract

Изобретения относятся к устройству уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства и к космическому транспортному средству с указанным устройством. Космическое транспортное средство содержит устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства, оснащенное двигателем, который снабжен реактивным соплом для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа транспортного средства и расширяющимся по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства. Устройство содержит элемент маскировки реактивного сопла из рассасывающегося материала, применяемого для его уничтожения в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя. Достигается уменьшение аэродинамического сопротивления запускаемого космического аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Объектом настоящего изобретения является устройство уменьшения аэродинамического сопротивления, связанного с двигателями космического корабля, такого как космический самолет, на этапах полета, во время которых эти двигатели еще не используются, позволяя этим двигателям работать на этапах выполнения полета при переходе из условий атмосферы в условия отсутствия атмосферы и на этапе дальнейшего полета в условиях отсутствия атмосферы.
Оно находит свое применение, в частности, в космических транспортных средствах, которые содержат обычные авиационные двигатели для выполнения полетов в условиях атмосферы и ракетные двигатели для полетов вне пределов атмосферного пространства.
Донным сопротивлением называется противодействие движению транспортного средства, которое обусловлено его кормовой секцией.
Потоки текучей среды, которые с трудом обтекают задние контуры транспортных средств, во время движения становятся турбулентными за транспортным средством, что снижает давление за транспортным средством и создает сильное противодействие движению вперед транспортного средства.
Существуют пассивные решения, позволяющие уменьшить сопротивление в кормовой части транспортных средств, и, в частности, известно, что можно выполнять профиль кормовой части транспортного средства в виде конуса путем использования надувной камеры, как это, например, описано, в документе DE 4101960, добавлять профили для отклонения потоков, как это, например, описано, в документе EP 0273850, путем применения одной или нескольких кольцевых насадок, как в документе US 6297486, боковых дефлекторов, как в документе US 6926345.
Другие варианты практической реализации основываются на активных средствах, таких как подвижные щитки, как это описано в документе US 4411399, или на нагнетании текучей среды за транспортным средством для создания пониженного давления в этой зоне.
Авиационные транспортные средства, движение которых осуществляется посредством реактивных двигателей, содержат реактивное сопло, причем реактивные двигатели создают небольшое сопротивление ввиду того, что реактивная струя выбрасываемых газов принимает участие в образовании аэродинамического профиля ракеты.
И, наоборот, неработающий двигатель создает очень сильное сопротивление (до одной трети общего сопротивления ракеты).
По этой причине, например, находящийся в настоящее время в эксплуатации американский космический корабль многоразового использования оснащен, когда он сопровождается самолетом, задним коническим обтекателем, маскирующим реактивные сопла его ракетных двигателей.
И, наоборот, данный обтекатель не используется при запуске этого космического корабля многоразового использования, в связи с чем возникнет необходимость его сброса перед запуском ракетного двигателя, что потребует разработки тяжелого устройства сброса, которое бы обеспечивало, чтобы ни один обломок не смог повредить двигатели космического корабля многоразового использования или стартовые двигатели.
Съемные активные устройства также сложно использовать для космического самолета ввиду того, что они тяжелые и нуждаются в устройствах, предназначенных для их маневрирования.
Кроме того, эти системы сложны в практическом применении, поскольку они должны развертываться без создания ими дополнительного сопротивления в момент запуска ракетного двигателя, производимого во время полета в условиях атмосферы.
Применение активных устройств с нагнетанием текучей среды также может потребовать размещения на борту транспортного средства текучей среды, что приведет к снижению полезного веса.
Базируясь на данном достигнутом уровне техники, задачей настоящего изобретения является практическая реализация устройства обтекателя реактивного сопла ракетного двигателя, которое является легким, простым, не мешает запуску ракетного двигателя, не создает проблем развертывания, не допускает разбрасывания обломков и исключает опасность падения этих обломков на землю.
В связи с этим в настоящем изобретении предлагается устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства, оснащенного, по меньшей мере, одним двигателем, который снабжен реактивным соплом для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа транспортного средства и расширяющимся по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства, которое содержит, по меньшей мере, один элемент маскировки, по меньшей мере, части реактивного сопла из рассасывающегося материала, применяемого для его уничтожения в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя.
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут лучше понятны после изучения описания примера его практической реализации, который не носит ограничительного характера, со ссылкой на фигуры, на которых:
- фиг.1 представляет собой схематическое изображение в разборе космического самолета, содержащего устройство согласно изобретению;
- фиг.2 представляет собой вид в разрезе половины устройства согласно примеру практической реализации изобретения;
- фиг.3 представляет собой таблицу, иллюстрирующую открытие посредством сгорания, вслед за запуском двигателя, элемента маскировки устройства согласно изобретению, в зависимости от времени;
- фиг.4 представляет собой в схематическом виде в разрезе расположение устройства согласно изобретению на фюзеляже летательного аппарата.
В настоящем изобретении предлагается устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства 1, такого как космический самолет или космический ракетоноситель.
В основе изобретения лежит принцип использования пассивного устройства, которое может быть уничтожено при помощи самого ракетного двигателя во время его запуска. Пассивное устройство может, таким образом, представлять собой очень простое и легкое решение, надежность которого достигается его замыслом.
Устройство согласно изобретению спроектировано таким образом, чтобы позволить обеспечить корректный запуск ракетного двигателя и полное удаление устройства после запуска для того, чтобы исключить опасность падения обломков на землю.
На фиг.1 изображен пример космического самолета, оснащенного, по меньшей мере, одним двигателем 2, который снабжен реактивным соплом 3 для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа космического самолета.
Общеизвестно, что реактивное сопло для выброса газов двигателя расширяется по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства.
Устройство маскировки содержит, по меньшей мере, один элемент 5 маскировки из рассасывающегося материала 6, т.е. из материала, который уничтожается посредством сгорания, расплавления, сублимирования или разрушения при воздействии на него горячего потока, материала, приспособленного для разрушения или уничтожения (путем сгорания, сублимирования, сжижения, измельчения или в результате других процессов разрушения теплотой) в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя.
Элемент маскировки закрывает, по меньшей мере, часть реактивного сопла, заднюю часть реактивного сопла 3, как это показано на фиг.2.
Согласно примеру фюзеляж проходит вокруг камеры сгорания 10 двигателя и вокруг, по меньшей мере, части реактивного сопла 3 упомянутого двигателя.
Устройство крепится к фюзеляжу транспортного средства (к заднему краю этого фюзеляжа), чтобы закрыть часть реактивного сопла, которая не замаскирована фюзеляжем, и продолжить последний в виде конической формы, уменьшающей сопротивление транспортного средства на этапе выполнения им полета в условиях атмосферы.
На фиг.4 схематически изображено в разрезе расположение устройства согласно изобретению на фюзеляже 4 летательного аппарата.
Элемент маскировки жестко соединен с задней частью фюзеляжа 4 транспортного средства посредством съемных средств крепления 11.
Для обеспечения их повторного использования съемные средства крепления 11 выполнены таким образом, что они могут демонтироваться, и, как это показано в примере, изображенном на фиг.4, съемные средства крепления содержат кольцевой элемент 12, на который наклеивается или отливается в форму элемент маскировки, а также узел гайки с винтом 13.
Крепление кольца на фюзеляже может быть также выполнено посредством системы ползунков (не показана).
Съемные средства крепления 11 остаются закрепленными на фюзеляже транспортного средства после сгорания элемента маскировки и демонтируются после возвращения космического самолета для повторной установки нового элемента маскировки или их замены.
Элемент 5 маскировки, изображенный в разрезе на фиг.2 и 4, представляет собой обтекатель конической конфигурации, проходящий снаружи фюзеляжа транспортного средства за пределы реактивного сопла 3, и диаметр которого уменьшается по мере удаления от фюзеляжа.
Согласно примеру, представленному на фиг.1 и 4, фюзеляж проходит вокруг камеры сгорания 10 двигателя и в данном случае, по меньшей мере, части реактивного сопла 3 упомянутого двигателя, причем элемент маскировки окружает часть реактивного сопла, которая не замаскирована фюзеляжем.
Безусловно, в рамках настоящего изобретения представляется возможным предусмотреть более длинный элемент маскировки, если будет принято решение не окружать фюзеляжем двигатель и часть реактивного сопла.
Лучше, чем закрываться за реактивным соплом, обтекатель, предпочтительно, содержит периферическое отверстие 7 против отверстия реактивного сопла для обеспечения истечения горячих газов вначале запуска двигателя и исключения блокирования зарождающейся струи из двигателя.
Как это показано на фиг.2, периферическое отверстие имеет уменьшенный по сравнению с отверстием реактивного сопла диаметр для сохранения максимального возможно эффективного аэродинамического профиля и обеспечения начала сжигания элемента маскировки горячими газами непосредственно после запуска двигателя.
Его сечение представляет собой компромиссный вариант между требованиями, предъявляемыми к запуску двигателя, и сопротивлением.
Согласно варианту, представленному на фиг.1, периферическое отверстие является составной частью канала 8 уменьшенного диаметра по оси обтекателя, который применяется для обеспечения вентилирования двигателя на части полета транспортного средства, на котором двигатель еще не запущен, и обеспечения формирования реактивной струи двигателя.
Выбранный рассасывающийся материал 6, предпочтительно, представляет собой ячеистый материал малой плотности и является, таким образом, очень легким, но достаточно прочным для выдерживания аэродинамических нагрузок и вибраций, возникающих во время полета ракеты.
Рассасывающийся материал обтекателя выбирается таким образом, чтобы он был легким и мог рассасываться под воздействием реактивной струи, истекающей из реактивного сопла. Этот материал может быть выбран среди ячеистых материалов, в частности из пенополистирола, меламинового пеноматериала, пенообразного полихлорвинила, пенополиуретана или других легких и прочных рассасывающихся материалов.
Как это обычно принято в самолетостроении, внутренняя форма обтекателя содержит ребра жесткости 14 для повышения прочности.
Материал выбирается таким образом, чтобы запуск двигателя, при котором задействуется, кроме того, закрытое пространство, приводил к образованию реактивной струи, температура и мощность которой обеспечивали бы очень быстрое расплавление и превращение в пар обтекателя. На практике последний, предпочтительно, разрабатывается таким образом, чтобы он почти исчезал до установления устойчивого режима реактивного движения вперед.
В случае если диаметр кормовой части фюзеляжа составляет 2300 мм, а диаметр 15 реактивного сопла - 1500 мм (причем предусматривается допуск, необходимый для угла отклонения реактивного сопла для обеспечения пилотирования космического корабля), то внутренний диаметр 15+16 обтекателя составляет около 2100 мм. Для обеспечения хороших аэродинамических качеств его длина составляет около 3 м для самолета длиной порядка 20 метров.
Пример практической реализации осуществлен при помощи отлитого моноблочного обтекателя из пенополистирола.
Для данного применения полистирол является хорошим материалом, поскольку он имеет низкую температуру плавления 150°C-170°C, он имеется в блоках достаточного размера, чтобы вырезать недорогие опытные образцы, и поскольку он считается материалом с закрытыми ячейками, то он выдерживает без образования повреждений снижение давления с 1000 до 30 мбар за пять минут, что позволяет его рассматривать для использования на высоте 25 км.
Кроме того, его механические характеристики позволяют практически реализовывать обтекатель и из существующих пеноматериалов, упомянутых ранее, пенополистирол представляет собой пеноматериал, который плавится лучше всего.
Кроме того, этот материал не дорогой, легок в применении и не загрязняет окружающую среду.
В частности, будет выбран полистирол, который известен под торговым наименованием «UNIMAT FM 24 кг/м3».
Этот пеноматериал представляет собой огнеупорный материал, что означает, что возможные обломки погаснут сами.
В случае необходимости в пеноматериал может быть добавлен краситель для образования клуба дыма при запуске двигателя.
Форма обтекателя вырезается или отливается, а пеноблок наклеивается на кольце, предпочтительно выполненном из алюминия, которое обеспечивает поверхность контакта с конструкцией.
На кольце 12, на поверхности контакта с обтекателем 16, могут быть предусмотрены выступы или выемки 21 для повышения прочности удерживания.
Устройство крепится к фюзеляжу посредством кольца, которое остается закрепленным на фюзеляже после исчезновения элемента маскировки, обеспечивая защиту реактивного сопла при возвращении.
Как это можно было увидеть ранее, кольцо демонтируется после приземления для повторного использования.
Рассасывающийся материал 6 покрывается поверхностным слоем 9, который показан на фиг.2, для обеспечения более хорошего состояния поверхности. Этот внешний поверхностный слой, выполненный, например, из эпоксидной смолы, повышает устойчивость обтекателя к ударам и позволяет производить покраску элемента маскировки.
В случае если боковая нагрузка оценивается порядка 20000 Н/м3, что является стандартной величиной в самолетостроении, прочность на разрыв составляет 200 кПа, а коэффициент надежности равен 2, то необходимо, чтобы толщина поверхностного слоя пеноматериала составляла 200 мм для обеспечения выдерживания изгибающего момента на границе контакта пеноматериал/кольцо. Эта толщина уменьшается по мере приближения к концу обтекателя, который располагается против места крепления.
Масса пеноматериала составляет, таким образом, около 65 кг.
Масса алюминиевого кольца, которая рассчитывается при ширине 600 мм и толщине 3 мм, может достигать около 35 кг.
Полистирол является материалом, который не обладает скрытой теплотой плавления ввиду того, что его структура не является кристаллической. И наоборот, он обладает удельной теплоемкостью, приводимой в литературе, составляющей около 1,3 кДж/(кг×K). Полистирол становится вязким при температуре 120°C.
Температура плавления полистирола составляет 150-170°C. Температура нагреваемых проволок, предназначенных для разрезания блоков, регулируется от 100°С до 200°C в зависимости от заданной скорости разрезания. Выше определенной температуры происходит сублимирование полистирола перед проволокой, что позволяет избежать загрязнения последней. Считается, что повышение температуры с -50°C (температура окружающей среды на высоте 10000 м) до 170°C будет достаточным для расплавления или сублимирования материала.
Абразивное действие реактивной струи не учитывается, если это не относится к удалению газов, капель и нагара, которые образованы при сгорании обтекателя.
На графике, представленном на фиг.3, показан расчет диаметра 20 отверстия обтекателя в зависимости от времени, в соответствии с рассматриваемым вариантом применения.
С учетом плотности материала, которая составляет около 24 кг/м3, для уменьшения полистирола при скорости 1 м/с необходимо использовать поток 1300×24×220=6900 кВт/м2.
Кроме того, температура пламени на выходе из реактивного сопла, ориентировочно, составляет 3000°C. Это пламя находится в непосредственном контакте с полистиролом. Закон Стефана позволяет нам рассчитать тепловой поток, который равен 5,67·10-8×30004=4600 кВт/м2.
Таким образом, согласно этим данным, необходимо, по меньшей мере, 0,2 секунды для уничтожения обтекателя, расположенного против реактивного сопла в месте, где толщина составляет около 10 см, и 0,4 секунды - для его почти полного уничтожения. На практике, принимая во внимание эффекты воздействия реактивной струи, представляется возможным удалить полистирол через приблизительно 0,14 секунды после достижения им точки, в которой он становится вязким и теряет свои качества сцепления. Эта продолжительность сопоставима с продолжительностью, необходимой для установления режима двигателя, например, 7 секунд для двигателей Vulcain ракеты Ariane.
Сгорание полистирола (C8H8) не приводит к выбросу загрязняющих веществ, что делает этот материал особенно целесообразным.
Кроме того, наличие обтекателя позволит уменьшить авиационные турбулентные потоки в реактивном сопле и облегчит приведение в действие процесса сгорания в двигателе.
Изобретение особенно применимо в суборбитальных транспортных средствах (один пример в схематическом виде изображен на фиг.1), в которых первая часть траектории обеспечивается за счет движения авиационного типа, посредством двигателей 17, работающих на содержащемся в воздухе кислороде, и несущих плоскостей 18, 19, перед переходом в движение ракетного типа.
Полезность изобретения заключается в уменьшении сопротивления, которое позволяет, принимая во внимание его незначительную массу и простоту, чтобы транспортное средство было двуступенчатым (самолет-носитель, а затем суборбитальное ракетное транспортное средство) или одноступенчатым.
Изобретение также может применяться в конструкциях многоступенчатых носителей, например, для уменьшения сопротивления ракет, установленных на самолете.
Изобретение не ограничивается представленным примером. В частности, элемент обтекателя может иметь овальное сечение в том случае, если космическая ракета будет содержать два или более двигателей.

Claims (15)

1. Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления транспортного средства (1), оснащенного, по меньшей мере, одним двигателем (2), который снабжен реактивным соплом (3) для выброса газов, выступающим за пределы задней части фюзеляжа (4) транспортного средства и расширяющимся по мере удаления от задней части фюзеляжа транспортного средства, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один элемент (5) маскировки, по меньшей мере, части реактивного сопла из рассасывающегося материала (6), применяемого для его уничтожения в потоке из реактивного сопла после запуска двигателя.
2. Устройство по п.1, в котором элемент (5) маскировки представляет собой обтекатель конической конфигурации, проходящий снаружи фюзеляжа (4) транспортного средства за пределы реактивного сопла (3), и диаметр которого уменьшается по мере удаления от фюзеляжа.
3. Устройство по п.2, в котором обтекатель содержит периферическое отверстие (7), расположенное против отверстия реактивного сопла.
4. Устройство по п.3, в котором периферическое отверстие имеет уменьшенный диаметр по сравнению с отверстием реактивного сопла.
5. Устройство по п.3 или 4, в котором периферическое отверстие является составной частью канала (8) уменьшенного диаметра по оси обтекателя, применяемого для обеспечения вентилирования двигателя во время части полета транспортного средства, когда двигатель еще не запущен, и обеспечения формирования реактивной струи двигателя.
6. Устройство по любому из пп.1-4, в котором рассасывающийся материал (6) является ячеистым материалом.
7. Устройство по п.6, в котором ячеистый материал выбирается среди пенополистирола, меламинового пеноматериала, пенообразного полихлорвинила, пенополиуретана.
8. Устройство по любому из пп.1-4, в котором рассасывающийся материал (6) покрывается поверхностным слоем (9) для обеспечения более хорошего состояния поверхности.
9. Устройство по любому из пп.1-4, в котором рассасывающийся материал (6) является огнеупорным материалом.
10. Космическое транспортное средство, содержащее устройство по любому из пп.1-9, в котором устройство крепится к фюзеляжу.
11. Космическое транспортное средство по п.10, в котором фюзеляж проходит вокруг камеры сгорания (10) двигателя.
12. Космическое транспортное средство по п.10, в котором фюзеляж проходит вокруг, по меньшей мере, части реактивного сопла (3) упомянутого двигателя.
13. Космическое транспортное средство по п.10, в котором элемент маскировки жестко соединен с задней частью фюзеляжа транспортного средства съемными средствами (11) крепления.
14. Космическое транспортное средство по п.13, в котором съемные средства крепления содержат кольцевой элемент (12).
15. Космическое транспортное средство по п.13, в котором съемные средства крепления (11) элемента маскировки на фюзеляже приспособлены для демонтирования, причем съемные средства крепления остаются закрепленными на фюзеляже транспортного средства после сгорания элемента маскировки.
RU2010126488/11A 2007-11-29 2008-11-21 Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления RU2482031C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0759433 2007-11-29
FR0759433A FR2924410B1 (fr) 2007-11-29 2007-11-29 Dispositif de reduction de trainee aerodynamique
PCT/EP2008/065956 WO2009068475A1 (fr) 2007-11-29 2008-11-21 Dispositif de reduction de trainee aerodynamique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010126488A RU2010126488A (ru) 2012-01-10
RU2482031C2 true RU2482031C2 (ru) 2013-05-20

Family

ID=39591044

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010126488/11A RU2482031C2 (ru) 2007-11-29 2008-11-21 Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8226044B2 (ru)
EP (1) EP2242691B1 (ru)
JP (1) JP5484346B2 (ru)
CN (1) CN101878154B (ru)
AU (1) AU2008328963B2 (ru)
CA (1) CA2706133C (ru)
FR (1) FR2924410B1 (ru)
RU (1) RU2482031C2 (ru)
TN (1) TN2010000228A1 (ru)
WO (1) WO2009068475A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2692207C1 (ru) * 2018-08-13 2019-06-21 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей
RU2698608C2 (ru) * 2017-10-05 2019-08-28 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ограничения срока пассивного существования элементов космического аппарата в околоземном космическом пространстве и устройство для его осуществления
RU2809408C1 (ru) * 2022-12-13 2023-12-11 Владимир Федорович Петрищев Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя и способ её посадки

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009143518A2 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 David Birkenstock Boundary layer control system and methods thereof
CN109506831B (zh) * 2018-11-14 2021-07-13 北京航天发射技术研究所 一种火箭起飞底阻检测装置
US11988173B2 (en) 2020-10-21 2024-05-21 Raytheon Company Multi-pulse propulsion system with passive initiation

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3432125A (en) * 1966-07-18 1969-03-11 Gen Dynamics Corp Stowable aft fairing for a reusable rocket
DE4101960A1 (de) * 1991-01-24 1992-07-30 Rheinmetall Gmbh Vorrichtung zur verringerung des bodensogwiderstandes eines flugkoerpers
RU2094333C1 (ru) * 1995-01-12 1997-10-27 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина Ракетный летательный аппарат (его варианты) и ракетный двигатель
RU2194872C2 (ru) * 1999-01-14 2002-12-20 Снекма Мотер Реактивное сопло турбореактивного двигателя со встроенным механизмом реверса

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3269113A (en) * 1962-12-18 1966-08-30 Aerojet General Co Rocket motor having solid fuel insulating means
US3372548A (en) * 1965-06-17 1968-03-12 Thiokol Chemical Corp Rocket nozzle
US3482783A (en) * 1966-08-12 1969-12-09 Goodyear Aerospace Corp Expandable nozzle
DE2948197C2 (de) * 1979-11-30 1981-12-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke
US4411399A (en) * 1981-09-29 1983-10-25 The Boeing Company Retractable nozzle fairing system for aeroplane center boost engine
JPH0656137B2 (ja) * 1986-05-26 1994-07-27 日産自動車株式会社 ロケツトモ−タ用ノズルクロ−ジヤ
US4789117A (en) * 1986-12-29 1988-12-06 United Technologies Corporation Bodies with reduced base drag
JPH01148996U (ru) * 1988-04-06 1989-10-16
JPH0455196A (ja) * 1990-06-21 1992-02-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙往還機のボデイフラップ
JPH0517399U (ja) * 1991-07-26 1993-03-05 三菱電機株式会社 飛しよう体
JPH0592799A (ja) * 1991-10-02 1993-04-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd スロート消滅型ノズル
JPH0561693U (ja) * 1992-01-31 1993-08-13 三菱電機株式会社 誘導飛しょう体
JP3143654B2 (ja) * 1993-04-15 2001-03-07 防衛庁技術研究本部長 ラムロケット用ノズル
DE19640965A1 (de) * 1995-10-07 1997-04-24 Anton Dr Lechner Vorrichtung zur Verringerung des Luftwiderstandes eines Fahrzeuges, vorzugsweise Nutzfahrzeuges
IL119392A (en) * 1996-10-09 2004-01-04 Rafael Armament Dev Authority Device for reducing the drag at the base of a body
FR2754566B1 (fr) * 1996-10-11 1999-02-05 Europ Propulsion Tuyere de moteur-fusee a inserts ejectables
JP4338004B2 (ja) * 2000-03-16 2009-09-30 株式会社Ｉｈｉエアロスペース ロケットモータのノズルカバー
JP2002115999A (ja) * 2000-10-12 2002-04-19 Mitsubishi Electric Corp 誘導飛しょう体
JP2003291864A (ja) * 2002-04-02 2003-10-15 Takagi Seiko Corp ジシクロペンタジエン樹脂を用いた発泡成形からなる自動車用エアロパーツ
US6926345B2 (en) * 2002-09-20 2005-08-09 The Regents Of The University Of California Apparatus and method for reducing drag of a bluff body in ground effect using counter-rotating vortex pairs
US6745979B1 (en) * 2002-10-22 2004-06-08 Zhuo Chen Spacecraft and aerospace plane having scissors wings
US7251941B2 (en) * 2004-03-10 2007-08-07 General Electric Company Ablative afterburner
US7267297B2 (en) * 2004-09-02 2007-09-11 The Boeing Company Integrated axially varying engine muffler, and associated methods and systems

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3432125A (en) * 1966-07-18 1969-03-11 Gen Dynamics Corp Stowable aft fairing for a reusable rocket
DE4101960A1 (de) * 1991-01-24 1992-07-30 Rheinmetall Gmbh Vorrichtung zur verringerung des bodensogwiderstandes eines flugkoerpers
RU2094333C1 (ru) * 1995-01-12 1997-10-27 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина Ракетный летательный аппарат (его варианты) и ракетный двигатель
RU2194872C2 (ru) * 1999-01-14 2002-12-20 Снекма Мотер Реактивное сопло турбореактивного двигателя со встроенным механизмом реверса

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2698608C2 (ru) * 2017-10-05 2019-08-28 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Способ ограничения срока пассивного существования элементов космического аппарата в околоземном космическом пространстве и устройство для его осуществления
RU2692207C1 (ru) * 2018-08-13 2019-06-21 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей
RU2809408C1 (ru) * 2022-12-13 2023-12-11 Владимир Федорович Петрищев Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя и способ её посадки

Also Published As

Publication number Publication date
CA2706133A1 (fr) 2009-06-04
US20110024572A1 (en) 2011-02-03
EP2242691A1 (fr) 2010-10-27
JP5484346B2 (ja) 2014-05-07
CN101878154A (zh) 2010-11-03
RU2010126488A (ru) 2012-01-10
CN101878154B (zh) 2013-10-23
WO2009068475A1 (fr) 2009-06-04
TN2010000228A1 (fr) 2011-11-11
CA2706133C (fr) 2017-01-03
AU2008328963B2 (en) 2013-09-26
FR2924410A1 (fr) 2009-06-05
JP2011505288A (ja) 2011-02-24
EP2242691B1 (fr) 2017-03-01
AU2008328963A1 (en) 2009-06-04
US8226044B2 (en) 2012-07-24
FR2924410B1 (fr) 2010-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2482031C2 (ru) Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления
RU2516923C2 (ru) Устройство кормовой части корпуса космического летательного аппарата
US7753315B2 (en) Payload delivery vehicle and method
US20040140397A1 (en) Scarf nozzle for a jet engine and method of using the same
EP2100089A2 (en) Detachable aerodynamic missile stabilizing system
EP3098429B1 (en) Jet engine, flying body, and method for operating jet engine
US20130291553A1 (en) Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system
JP6480024B2 (ja) 航空機備品輸送システム
US20140312160A1 (en) Flight vehicles including scribed frangible seals and methods for the manufacture thereof
US6845937B2 (en) Survivable and reusable launch vehicle
US10023329B1 (en) Space vehicle system
US20240199238A1 (en) System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft
RU2740525C1 (ru) Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя
US10815010B2 (en) High altitude air launched rocket
Eggers et al. The Hypersonic Experiment SHEFEX-Aerotheromdynamic Layout, Vehicle Development and First Flight Results
RU2005102906A (ru) Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега с низкотемпературным планированием в атмосфере с мягким приземлением ргв "витязь"
RU2120396C1 (ru) Движитель
JP2000146491A (ja) 飛しょう体発射機
RU2314481C2 (ru) Способ старта авиационной крылатой ракеты с воздушно-реактивной двигательной установкой
US10927792B2 (en) Jet noise suppressor
Nonaka et al. Aerodynamic characteristics and thermal protections for vertical landing rocket vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191122