JPH0455196A - 宇宙往還機のボデイフラップ - Google Patents
宇宙往還機のボデイフラップInfo
- Publication number
- JPH0455196A JPH0455196A JP16124190A JP16124190A JPH0455196A JP H0455196 A JPH0455196 A JP H0455196A JP 16124190 A JP16124190 A JP 16124190A JP 16124190 A JP16124190 A JP 16124190A JP H0455196 A JPH0455196 A JP H0455196A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- body flap
- rocket
- spacecraft
- flap
- aerodynamic
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Pending
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 abstract description 6
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 208000031872 Body Remains Diseases 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、ロケット本体によってその寸法。
形状が制約を受けることのない宇宙往還機のボディフラ
ップに関する。
ップに関する。
第４図に示すように、従来の宇宙往還機１は、ロケット
によって打上げられるが、そのボディフラップ４は、打
上は時ロケット本体６の宇宙往還機とロケットとの結合
・分離部８へ収納されている。なお、第４図中７はロケ
ットのフスタである。
によって打上げられるが、そのボディフラップ４は、打
上は時ロケット本体６の宇宙往還機とロケットとの結合
・分離部８へ収納されている。なお、第４図中７はロケ
ットのフスタである。
この宇宙往還機のボディフラップ４は、宇宙往還機の機
体の後部に取りつけられるが、宇宙からの帰還フェーズ
（リエントリから着陸に至るまで）の飛行において、 （１）空力的トリム機能 （２）宇宙往還機の機体後部に設けられる軌道運動用（
０ｒｂｉ ｔａｌ ＭａｎｅｕＶｅｒ ３ｙｓｔｅｍ
： ＯＭＳ ）！７ジンを空力加熱から防護する機能 を果すように設計されている。
体の後部に取りつけられるが、宇宙からの帰還フェーズ
（リエントリから着陸に至るまで）の飛行において、 （１）空力的トリム機能 （２）宇宙往還機の機体後部に設けられる軌道運動用（
０ｒｂｉ ｔａｌ ＭａｎｅｕＶｅｒ ３ｙｓｔｅｍ
： ＯＭＳ ）！７ジンを空力加熱から防護する機能 を果すように設計されている。
前記の従来の宇宙往還機は、次の問題点があった。
（１）・宇宙往還機をロケット先端域シ付は方式で打上
げる形態とするとき、宇宙往還機の大型化（打上げ重量
増加）Ｋ対して、ロケット本体の直径は変更せず、多段
化又はブースタ本数増加によって処置されるのが通常の
手法である。この場合、宇宙往還機とロケットの結合・
分離部は、ロケット本体の直径によって形状寸法の限界
ができる。
げる形態とするとき、宇宙往還機の大型化（打上げ重量
増加）Ｋ対して、ロケット本体の直径は変更せず、多段
化又はブースタ本数増加によって処置されるのが通常の
手法である。この場合、宇宙往還機とロケットの結合・
分離部は、ロケット本体の直径によって形状寸法の限界
ができる。
（２）宇宙往還機のボディフラップは、前述の機能を課
すため宇宙往還機の後部に設置されるので、ボディフラ
ップは、この結合・分離部及びロケット本体の直径の形
状寸法の制約をうけることとなシ、前述のように、宇宙
往還機の大型化に対しロケット本体を大型化しない場合
には、ボディフラップに対する機能要求通シの最適設計
寸法・形状を実現することが困難となる。
すため宇宙往還機の後部に設置されるので、ボディフラ
ップは、この結合・分離部及びロケット本体の直径の形
状寸法の制約をうけることとなシ、前述のように、宇宙
往還機の大型化に対しロケット本体を大型化しない場合
には、ボディフラップに対する機能要求通シの最適設計
寸法・形状を実現することが困難となる。
本発明は、以上の問題点を解決しようとするものである
。
。
本発明の宇宙往還機のボディフラップは、宇宙往還機の
胴体後端に、機軸と直交する水平軸を介して後方へ向う
作動位置と前方へ向う折シた＼み位置の間に回動可能に
取付けられている。
胴体後端に、機軸と直交する水平軸を介して後方へ向う
作動位置と前方へ向う折シた＼み位置の間に回動可能に
取付けられている。
本発明では、打上げ時には、ボディフラップを前方へ向
う折シた＼み位置におくことによって、ボディフラップ
は宇宙往還機とロケットとの結合・分離部の構造的制約
を受けることがなく、従って、空力） ＩＪムおよび空
力加熱に対する防護の観点から最適な寸法・形状のボデ
ィフラップの設置が可能となる。
う折シた＼み位置におくことによって、ボディフラップ
は宇宙往還機とロケットとの結合・分離部の構造的制約
を受けることがなく、従って、空力） ＩＪムおよび空
力加熱に対する防護の観点から最適な寸法・形状のボデ
ィフラップの設置が可能となる。
甘だ、ボディフラップは前方へ向う折りたたみ位置にお
かれ、打上げ時ボディフラップにかかる空力抵抗が最小
とすることが可能である。
かれ、打上げ時ボディフラップにかかる空力抵抗が最小
とすることが可能である。
折υたたまれたボディフラップは、空力的影響のない宇
宙空間で、前方へ向う作動位置へ回動され、帰還フェー
ズに備えられる。
宙空間で、前方へ向う作動位置へ回動され、帰還フェー
ズに備えられる。
本発明の一実施例を、第１図ないし第３図によって説明
する。
する。
本実施例が適用される宇宙往還機１は、第３図に示され
る従来の宇宙往還機と同様にラダ２と機体後端に軌道運
動用エンジン３を備えている。エンジン３の下方の機体
の後端下部には機軸に直交し水平方向の軸Ａ−Ａまわシ
に回動可能にボディフラップ４が取付けられ、同ボディ
フラップ４は、第２図に示すように、後方へ向うはソ水
平な作動位置と第３図に示すように１前方へ向うはヌ水
平な機体下側に接する折シた＼み位置とに回動できるよ
うになっている。なお、９ば、ボディフラップ４の両側
に設けられたフラッペロンである。
る従来の宇宙往還機と同様にラダ２と機体後端に軌道運
動用エンジン３を備えている。エンジン３の下方の機体
の後端下部には機軸に直交し水平方向の軸Ａ−Ａまわシ
に回動可能にボディフラップ４が取付けられ、同ボディ
フラップ４は、第２図に示すように、後方へ向うはソ水
平な作動位置と第３図に示すように１前方へ向うはヌ水
平な機体下側に接する折シた＼み位置とに回動できるよ
うになっている。なお、９ば、ボディフラップ４の両側
に設けられたフラッペロンである。
本実施例では、打上げ時に、第３図に示すようＫ、ボデ
ィフラップ４を前方へ向うはソ水平な折シた＼み位置に
おくことによって、打上げ時の空気抵抗を最小にするこ
とができる。ボディフラップ４は、以上の通シ打上げ時
に機体下側に接する折りた＼み位置におかれることによ
って、ロケット本体の宇宙往還機とロケットの結合・分
離部に収容されることがなく、ロケット本体の直径に影
響されることなく、空カドリムおよび空力加熱に対する
防護の観点からボディフラップを最適な寸法・形状にす
ることができる。
ィフラップ４を前方へ向うはソ水平な折シた＼み位置に
おくことによって、打上げ時の空気抵抗を最小にするこ
とができる。ボディフラップ４は、以上の通シ打上げ時
に機体下側に接する折りた＼み位置におかれることによ
って、ロケット本体の宇宙往還機とロケットの結合・分
離部に収容されることがなく、ロケット本体の直径に影
響されることなく、空カドリムおよび空力加熱に対する
防護の観点からボディフラップを最適な寸法・形状にす
ることができる。
また、打上げ後、宇宙往還機が空力的影響のない宇宙空
間に到達した時には、ボディフラップ４は前方へ向うは
ソ水平の作動位置へ回動され、帰還フェーズに備えられ
ること＼なる。
間に到達した時には、ボディフラップ４は前方へ向うは
ソ水平の作動位置へ回動され、帰還フェーズに備えられ
ること＼なる。
本発明は、宇宙往還機のボディフラップを、後方へ向う
作動位置と前方へ向う折りた＼み位置との間を回動でき
るようにした＼めに、同ボディフラップを宇宙往還機と
ロケットの結合・分離部の構造的制約を受けることをな
くすることができ、従って、ボディフラップを空カドリ
ムと空力加熱九対する防護との観点から最適寸法・形状
とすることができる。
作動位置と前方へ向う折りた＼み位置との間を回動でき
るようにした＼めに、同ボディフラップを宇宙往還機と
ロケットの結合・分離部の構造的制約を受けることをな
くすることができ、従って、ボディフラップを空カドリ
ムと空力加熱九対する防護との観点から最適寸法・形状
とすることができる。
第１図は本発明の一実施例を適用した宇宙往還機の斜視
図、第２図は同実施例のボディフラップが作動位置にあ
る時の斜視図、第３図は同実施例のボディフラップが折
シた＼み位置にある時の斜視図、第４図（ａ）は従来の
宇宙往還機の打上げ時の説明図、第４図（ｂ）は同従来
の宇宙往還機のボディフラップの収納状態の説明図であ
る。 １・・・宇宙往還機、３・・・エンジン、４・・・ボデ
イフラップ、 ６−・・ロケッ ト本体、 ８・・・宇宙往還機 と ロケッ トの結合・分離部。 イＡこ虞１人
図、第２図は同実施例のボディフラップが作動位置にあ
る時の斜視図、第３図は同実施例のボディフラップが折
シた＼み位置にある時の斜視図、第４図（ａ）は従来の
宇宙往還機の打上げ時の説明図、第４図（ｂ）は同従来
の宇宙往還機のボディフラップの収納状態の説明図であ
る。 １・・・宇宙往還機、３・・・エンジン、４・・・ボデ
イフラップ、 ６−・・ロケッ ト本体、 ８・・・宇宙往還機 と ロケッ トの結合・分離部。 イＡこ虞１人
Claims (1)
- 宇宙往還機の胴体後端に、機軸と直交する水平軸を介し
て後方へ向う作動位置と前方へ向う折りたゝみ位置の間
に回動可能に取付けられたことを特徴とする宇宙往還機
のボデイフラップ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16124190A JPH0455196A (ja) | 1990-06-21 | 1990-06-21 | 宇宙往還機のボデイフラップ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16124190A JPH0455196A (ja) | 1990-06-21 | 1990-06-21 | 宇宙往還機のボデイフラップ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0455196A true JPH0455196A (ja) | 1992-02-21 |
Family
ID=15731333
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16124190A Pending JPH0455196A (ja) | 1990-06-21 | 1990-06-21 | 宇宙往還機のボデイフラップ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0455196A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5402965A (en) * | 1993-09-20 | 1995-04-04 | Rockwell International Corporation | Reusable flyback satellite |
| JP2008524058A (ja) * | 2004-12-16 | 2008-07-10 | エアバス フランス | 航空機の横揺れ操縦の改良方法とこれを使用する航空機 |
| JP2011504847A (ja) * | 2007-11-29 | 2011-02-17 | アストリウム・エス・エー・エス | スペースクラフト（ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）後部胴体装置 |
| JP2011505288A (ja) * | 2007-11-29 | 2011-02-24 | アストリウム・エス・エー・エス | 空力抵抗を低減するデバイス |
-
1990
- 1990-06-21 JP JP16124190A patent/JPH0455196A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5402965A (en) * | 1993-09-20 | 1995-04-04 | Rockwell International Corporation | Reusable flyback satellite |
| JP2008524058A (ja) * | 2004-12-16 | 2008-07-10 | エアバス フランス | 航空機の横揺れ操縦の改良方法とこれを使用する航空機 |
| JP4934781B2 (ja) * | 2004-12-16 | 2012-05-16 | エルビュス オペラシオン （エス．アー．エス．） | 航空機の横揺れ操縦の改良方法とこれを使用する航空機 |
| JP2011504847A (ja) * | 2007-11-29 | 2011-02-17 | アストリウム・エス・エー・エス | スペースクラフト（ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）後部胴体装置 |
| JP2011505288A (ja) * | 2007-11-29 | 2011-02-24 | アストリウム・エス・エー・エス | 空力抵抗を低減するデバイス |
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