УСТРОЙСТВО КОРМОВОЙ ЧАСТИ КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Предлагаемое изобретение относится к устройству кормовой части корпуса космического летательного аппарата, адаптированному, в частности, для снижения аэродинамического сопротивления летательного аппарата в фазе его атмосферного полета.

Это изобретение находит применение, в особенности, для космических летательных аппаратов, которые имеют в своем составе классическую воздушную силовую установку для атмосферного полета и установку для создания тяги с помощью ракетного двигателя для полета за пределами атмосферы.

Сопротивлением донной части называют сопротивление движению этого летательного аппарата из-за его кормовой секции.

Потоки текучей среды, которые с трудом следуют по профилям кормовых частей летательных аппаратов при движении, становятся турбулентными позади летательного аппарата, что приводит к снижению давления в кормовой части этого летательного аппарата и создает существенное сопротивление поступательному движению этого летательного аппарата.

Существуют технические решения пассивного типа, позволяющие снизить кормовое сопротивление летательных аппаратов, и, в частности, известна реализация профиля кормовой части летательного аппарата в виде конуса с использованием надувного пузыря, как это описано, например, в патентном документе DE 4101960, или добавление профилей отклонения потока, как это описано, например, в патентном документе ЕР 0273850, или добавление одного или нескольких кольцевых отростков, как это описано в патентном документе US 6297486, или использование боковых дефлекторов, как это описано в патентном документе US 6926345.

Другие реализации основываются на использовании активных средств, таких как подвижные щитки, как это описано в патентном документе US 4411399, или нагнетание текучей среды в кормовую часть летательного аппарата для того, чтобы заполнить образовавшееся там разрежение.

Воздушные летательные аппараты, приводимые в движение при помощи реактивных двигателей, представляют реактивное сопло выброса газов, и эти реактивные двигатели создают лишь незначительное сопротивление вследствие того, что выбрасываемая струя газов принимает участие в формировании аэродинамического профиля летательного аппарата.

Зато не используемый двигатель создает очень сильное сопротивление (составляющее до трети общего сопротивления летательного аппарата).

Именно по этой причине, например, находящийся в настоящее время в эксплуатации американский космический корабль многоразового использования снабжен в том случае, когда он функционирует в качестве самолета, кормовым коническим кожухом, маскирующим реактивные сопла его ракетных двигателей.

Зато такой кожух не используется в процессе запуска космического корабля многоразового использования вследствие того, что будет необходимо сбрасывать этот кожух перед запуском ракетного двигателя, что будет требовать разработки тяжеловесного устройства сброса, обеспечивающего при этом отсутствие опасности повреждения его обломками двигателей космического корабля многоразового использования, или вспомогательных сбрасываемых тяговых установок (или “boosters” (стартовых ускорителей) в соответствии с англоязычной терминологией).

То же самое может быть отнесено и к космическому самолету, для которого сброс будет оставаться рискованной операцией.

Кроме того, использование активных устройств с нагнетанием текучей среды на космическом самолете будет требовать размещения на борту этого летательного аппарата текучей среды, что приведет к снижению веса полезной нагрузки этого летательного аппарата.

В то же время в области создания тяги известно оснащение газотурбинных двигателей активными устройствами отклонения потока для того, чтобы направлять реактивную струю газов, создающих реактивную тягу. Патентный документ US 2006/0150612 А1 представляет собой пример устройств подобного типа.

Однако эта технология не используется для ракетных двигателей, в которых предпочтительно ориентировать реактивное сопло с целью коррекции траектории летательного аппарата.

Кроме того, известны устройства - воздушные тормоза, содержащие створки, интегрированные в выходные части двигателей воздушных судов и разворачивающиеся для того, чтобы тормозить воздушное судно. Патентный документ US 5120005 касается таких устройств, сочетающих в себе расходящиеся створки в кормовой части двигателя и сходящиеся створки в выходном потоке реактивного двигателя для прерывания тяги двигателя.

В патентном документе FR 2705739 описано, со своей стороны, устройство регулирования диаметра выходного поперечного сечения расширяющейся части сопла ракетного двигателя для адаптации этой расширяющейся части к изменяющимся внешним условиям полета.

Это устройство обеспечивает изменение только кольцевого диаметра выходной части сопла и формы стенок, располагающихся против упомянутой расширяющейся части, в соответствии с осевой симметрией по отношению к оси этой расширяющейся части.

В том что касается стабилизации буксируемого летательного аппарата при помощи увеличения его сопротивления, из патентного документа US 5871173 известно применение лопаток, разворачивающихся в кормовой части летательного аппарата в виде раскрывающегося зонта.

Особый случай космического летательного аппарата, адаптированного для атмосферного полета и приводимого в движение при помощи реактивных двигателей, а также адаптированного для полета за пределами атмосферы и приводимого в движение при помощи ракетного двигателя, приводит к противоречащим друг другу требованиям с точки зрения его летных характеристик.

В атмосферном полете по самолетному типу стремятся обеспечить минимальное сопротивление, то есть, в частности, максимально уменьшенное сечение донной части, тогда как для полета в космическом пространстве желательно иметь достаточно большое сечение выходной части реактивного сопла ракетного двигателя, пагубное с точки зрения снижения донного сопротивления.

Таким образом, наличие тяги от ракетного двигателя создает проблему в атмосферном полете, поскольку оно создает значительное сопротивление вследствие большого сечения реактивного сопла, которое является широким и формирует прямое сечение в кормовой части аппарата.

Техническая задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы реализовать активное и приводимое в движение устройство снижения сопротивления для космического летательного аппарата, предназначенное для обеспечения функции, дополняющей просто функцию капотирования кормовой части летательного аппарата в таких фазах полета, как набор высоты в атмосфере, где ракетный двигатель не используется.

Таким образом, устройство в соответствии с предлагаемым изобретением выполнено таким образом, чтобы принимать участие в управлении летательным аппаратом с целью повышения значимости этого устройства и компенсировать его вес, используя его для торможения и управления летательным аппаратом, в частности, в фазах полета, соответствующих возвращению в атмосферу.

Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением обладает в этом случае преимуществом, позволяя обеспечить упрощение и снижение массы устройств управления космического самолета, причем эти устройства управления больше не должны быть спроектированы для обеспечения возможности аэродинамического торможения этого самолета.

Для того чтобы это сделать, в предлагаемом изобретении предусматривается устройство кормовой части космического летательного аппарата, снабженного по меньшей мере одним ракетным двигателем в кормовой части летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит по меньшей мере один элемент кожуха, приводимый в движение, адаптированный для занятия первого положения маскирования и снижения сопротивления кормовой части летательного аппарата, в котором этот элемент кожуха продолжает фюзеляж летательного аппарата вокруг по меньшей мере части реактивного сопла ракетного двигателя летательного аппарата и проходит за пределы кормовой части фюзеляжа этого летательного аппарата, и занятия второго полностью развернутого положения увеличения аэродинамического сопротивления летательного аппарата.

Таким образом, в соответствии с предлагаемым изобретением реализуется активное устройство снижения сопротивления для космического летательного аппарата, в котором приращение его массы компенсируется путем выполнения этим устройством функций содействия управлению для преобладающей части этапов полета за пределами атмосферы и при возвращении в атмосферу и, в частности, аэродинамических функций в том случае, когда ракетный двигатель выключен, и тяговых функций в том случае, когда ракетный двигатель работает.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания, не являющегося ограничительным примером реализации этого изобретения, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, среди которых:

- фиг.1 представляет собой схематический вид сбоку и в разрезе кормовой части космического летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с предлагаемым изобретением;

- фиг.2 представляет собой перспективный вид приводимого в движение элемента кожуха устройства в соответствии с предлагаемым изобретением;

- фиг.3 представляет собой вид сзади космического летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с предлагаемым изобретением;

- фиг.4А-4Е представляют собой схематические виды сбоку летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с предлагаемым изобретением, для нескольких полетных конфигураций;

- фиг.5 представляет собой вид сбоку на просвет космического самолета, показанного на фиг.3.

Предлагаемое изобретение применяется, в особенности, к космическому летательному аппарату, ракетный двигатель которого не используется во время фаз атмосферного полета и создает значительное аэродинамическое сопротивление, тормозящее летательный аппарат и заставляющее увеличивать тягу, необходимую для взлета при наборе высоты летательным аппаратом в атмосфере.

Это изобретение, в особенности, применяется к летательному аппарату типа космического летательного аппарата многоразового использования, взлет и фаза полета в атмосфере которого, или преобладающая часть этой фазы, реализуются при помощи средств создания тяги, отличных от ракетного двигателя летательного аппарата.

Это изобретение применяется, например, к космическому летательному аппарату, который выводится на высоту своего запуска при помощи самолета-носителя, к космическому летательному аппарату, приводимому в движение при помощи сбрасываемых вспомогательных силовых установок для его взлета и набора высоты в атмосфере, к космическому летательному аппарату типа суборбитального аппарата типа космического самолета, для которого первоначальная часть траектории обеспечивается при помощи создания тяги по авиационному типу с использованием двигателей, функционирующих с использованием кислорода воздуха и несущих аэродинамических поверхностей, перед переходом к созданию тяги при помощи силовых установок ракетного типа.

Пример реализации, представленный на приведенных в приложении фигурах, соответствует этому последнему типу летательного аппарата, оборудованного своими собственными атмосферными двигателями 9, представленными на фиг.4А-4Е, и имеющего в своем составе по меньшей мере один ракетный двигатель 2, снабженный реактивным соплом 4, располагающимся в кормовой части космического летательного аппарата, как это показано на фиг.1.

Устройство кормовой части корпуса космического летательного аппарата 1 в соответствии с предлагаемым изобретением имеет в качестве первой своей функции функцию маскирования реактивного сопла 4 в фазах атмосферного полета летательного аппарата, когда ракетный двигатель не используется.

Для этого предлагаемое устройство содержит по меньшей мере один элемент кожуха, пример реализации которого приведен на фигурах 1 и 2 в форме панели 3, имеющей конический профиль.

Для того чтобы полностью маскировать реактивное сопло 4 и придать аэродинамическую форму кормовой части фюзеляжа, упомянутый элемент кожуха предпочтительным образом содержит несколько панелей 3а, 3b, 3с, 3d, располагающихся в продолжении фюзеляжа и выходящих за пределы кормовой части фюзеляжа летательного аппарата для того, чтобы сформировать оболочку вокруг реактивного сопла в положении А маскирования реактивного сопла.

Один или несколько элементов кожуха являются приводимыми в движение раздельно и адаптированы для занятия первого положения маскирования и снижения сопротивления кормовой части летательного аппарата, в котором этот кожух закрыт, продолжает фюзеляж летательного аппарата вокруг по меньшей мере части реактивного сопла 4 ракетного двигателя летательного аппарата и проходит за пределы кормовой части фюзеляжа летательного аппарата, и для занятия второго полностью развернутого положения В увеличения аэродинамического сопротивления летательного аппарата.

В этом втором положении реактивное сопло является открытым для того, чтобы обеспечить возможность функционирования этого ракетного двигателя и вытекания создающей тягу реактивной струи.

Это положение представлено на фиг.3 в рамках примера реализации, для которого предлагаемое устройство содержит четыре створки 3а, 3b, 3с, 3d, две из которых разворачиваются в вертикальной плоскости и две другие разворачиваются в горизонтальной плоскости.

Как это представлено на фиг.1, элементы кожуха 3, продолжающего фюзеляж летательного аппарата, шарнирно закреплены на фюзеляже при помощи средств 5 поворотного крепления.

Шарнирное соединение каждого элемента располагается таким образом, чтобы он мог поворачиваться относительно оси D, как это представлено на фиг.2.

Для того чтобы открывать и закрывать элементы кожуха 3, 3а, 3b, 3с, 3d и сделать их приводимыми в движение по отношению к фюзеляжу, они присоединены к фюзеляжу посредством силового цилиндра 6, закрепленного на элементе кожуха при помощи первого поворотного соединения 7 и на фюзеляже при помощи второго поворотного соединения 8.

Поворотное соединение 7 смещено перпендикулярно к оси D поворота упомянутого элемента для того, чтобы приводить в движение панели.

В соответствии с предпочтительными характеристиками предлагаемого изобретения по меньшей мере одна часть элемента кожуха 3, 3а, 3b, 3с, 3d является непрерывно приводимой в движение при помощи силового цилиндра 6 между положением А маскирования и снижения сопротивления и полностью раскрытым положением В через промежуточные положения С₁, С₂, С₃ коррекции траектории летательного аппарата.

В частности, в соответствии с примером, представленным на фиг.4А-4Е, элемент кожуха содержит по меньшей мере одну, обычно верхнюю, панель 3а, и одну, обычно нижнюю, панель 3b, адаптированные таким образом, чтобы приводиться в движение раздельно и реализовывать управление летательным аппаратом на кабрирование и на пикирование.

В рамках примера, проиллюстрированного на фиг.2, элемент кожуха содержит по меньшей мере две, обычно боковые, панели 3с, 3d, адаптированные для реализации управления летательным аппаратом по рысканию.

Элемент кожуха в этом последнем случае содержит четыре панели 3а, 3b, 3с, 3d, располагающиеся в виде лепестков, закрывающихся вокруг реактивного сопла 4 летательного аппарата и позволяющих, при их развертывании, корректировать траекторию летательного аппарата, в частности, в процессе его возвращения в атмосферу с выключенным ракетным двигателем 2.

Ниже, со ссылками на фиг.4А-4Е, более подробно рассматривается случай космического летательного аппарата, представляющего собой космический самолет 11, снабженный атмосферными двигателями 9 для фаз атмосферного полета этого самолета и снабженный устройством кормовой части корпуса, содержащим элемент кожуха, образованный двумя створками 3а, 3b, приводимыми в движение раздельно в вертикальной плоскости для маскирования или раскрытия реактивного сопла ракетного двигателя.

Такая конфигурация позволяет осуществить способ коррекции траектории космического самолета 11, в соответствии с которым корректируют траекторию самолета, приводя в движение по меньшей мере один элемент кожуха 3а, 3b устройства в промежуточные положения С₁, С₂, С₃ между положением А маскирования реактивного сопла ракетного двигателя самолета и полностью развернутым положением В аэродинамического торможения самолета.

Здесь следует отметить, что примеры, проиллюстрированные на фиг.4А-4Е и описанные для случая кожуха, состоящего из двух частей, одной верхней и одной нижней, могут быть перенесены на случай, когда предлагаемое устройство содержит четыре панели, как это представлено на фиг.5, то есть две панели 3а, 3b, приводимые в движение раздельно в вертикальной плоскости, и две панели 3с, 3d, приводимые в движение раздельно в горизонтальной плоскости, причем эти упомянутые последними панели функционируют в соответствии с принципом предлагаемого изобретения, добавляя управление по рысканию.

Фиг.4А соответствует положению А маскирования, которое позволяет уменьшить донное сопротивление и снизить аэродинамическую нагрузку на реактивное сопло. В случае космического самолета это положение используется в процессе авиационного набора высоты, во время которого этот самолет пилотируется в атмосфере.

Для создающей реактивную тягу сбрасываемой ступени или для сбрасываемого вспомогательного тягового двигателя, оборудованного устройством в соответствии с предлагаемым изобретением, это положение может быть использовано в процессе возвращения на землю упомянутой ступени или упомянутого тягового двигателя или, в случае ракетного носителя многоразового использования, для фазы крейсерского полета с возвращением на базу запуска.

В этом положении два или четыре лепестка, образованные панелями 3а, 3b, естественно закрыты для того, чтобы минимизировать сопротивление и защитить ракетный двигатель.

Фиг.4В соответствует вкладу панелей 3а, 3b в пилотирование на больших углах атаки.

Летательный аппарат находится в положении с высоким углом атаки на большой высоте в процессе возвращения таким образом, чтобы увеличить сопротивление и усилить тем самым торможение этого аппарата в еще очень разреженной атмосфере, что будет характерно для космического самолета или для возвращения на землю сбрасываемой ступени силовой установки и ракеты-носителя многоразового использования.

Положение с большим углом атаки создает торможение летательного аппарата, и нижняя створка служит в этой конфигурации для уравновешивания положения и для стабилизации летательного аппарата в положении с высоким углом атаки, смещая в направлении назад центр тяги при помощи аэродинамического торможения.

Это положение высокого угла атаки уравновешивают при помощи открытия или закрытия нижнего лепестка в промежуточных положениях между положением маскирования и полностью развернутым положением.

Фиг.4С соответствует положениям аэродинамического торможения и стабилизации в окрестности нулевого угла атаки и/или в окрестности нулевого угла скольжения.

В этом положении раскрывают все лепестки, в большей или меньшей степени, в зависимости от условий скорости движения и потребности в торможении. При этом раскрытие регулируется и управляется вблизи полностью развернутого положения.

Этот способ функционирования используется, в частности, в процессе финального захода на посадку для космического самолета или носителя многоразового использования. При этом речь идет о контроле скорости при планировании.

Более или менее энергичное аэродинамическое торможение обеспечивается путем раскрытия лепестков в большей или меньшей степени между положением, показанным на фиг. 4А, и положением, показанным на фиг. 4С.

Такое аэродинамическое торможение используется также при прохождении трансзвуковой границы в процессе возвращения летательного аппарата с нулевой подъемной силой, такого, например, как сбрасываемая ступень ракетного носителя или ракетного носителя многоразового использования, или в случае космического самолета с прямым крылом.

Это аэродинамическое торможение также может быть использовано для обеспечения безопасности в случае аварии в фазе движения космического самолета с созданием тяги.

Фиг. 4D соответствует промежуточному положению увеличения тяги в режиме создания тяги при помощи ракетного двигателя.

В этом режиме функционирования элемент кожуха 3, 3a, 3b, 3c, 3d является приводимым в движение между положением А маскирования и снижения сопротивления и полностью развернутым положением В через промежуточные положения управления ракетным двигателем.

Это положение дополнительно обеспечивает защиту летательного аппарата от эффектов расширения реактивной струи.

Элемент кожуха содержит для этого панели, адаптированные для формирования экрана, который противодействует расширению реактивной струи ракетного двигателя и повторной концентрации этой реактивной струи для увеличения тяги двигателя.

В этом положении раскрывают лепестки в полете за пределами атмосферы таким образом, чтобы сопровождать расширение реактивной струи и увеличивать восстановление тяги.

Очевидным образом это сопровождается снижением тепловых потоков в направлении кормовой части летательного аппарата.

Это положение увеличивает тягу ракетного двигателя путем увеличения выходного диаметра реактивного сопла посредством адаптированного раскрытия упомянутых лепестков. В этой фазе полета элемент кожуха приводится в движение, в частности, между положением А маскирования и снижения сопротивления и полностью развернутым положением В через положения тепловой защиты кормовой части летательного аппарата.

При этом упомянутые лепестки образуют экран, который обеспечивает защиту кормовой части летательного аппарата от расширения реактивной струи ракетного двигателя на большой высоте, причем по меньшей мере внутренняя стенка кожуха обладает высокой термической прочностью либо потому, что элементы этого кожуха изготовлены из материала с высокой термической прочностью, либо потому, что устойчивое к тепловому воздействию реактивной струи двигателя покрытие покрывает внутреннюю поверхность элементов кожуха, обращенную в сторону реактивной струи.

Это позволяет, в частности, снизить массу тепловой защиты, необходимой в кормовой части летательного аппарата, и лепестки предлагаемого устройства служат, таким образом, аэродинамическим отростком в своем закрытом положении и огнезащитным экраном в своем открытом положении.

Этот режим функционирования может быть применен к космическому самолету, к сбрасываемым силовым установкам или носителям многоразового использования в процессе подъема с ракетным созданием тяги в верхних слоях атмосферы или в безвоздушном пространстве.

Это функционирование соответствует способу оптимизации тяги ракетного двигателя космического самолета, в соответствии с которым приводят в движение по меньшей мере один элемент кожуха предлагаемого устройства в положения сопровождения расширения реактивной струи ракетного двигателя между положением А маскирования реактивного сопла ракетного двигателя самолета и полностью развернутым положением В аэродинамического торможения самолета.

Фиг. 4Е соответствует положению векторизации тяги ракетного двигателя.

Здесь речь идет об усовершенствованном предшествующем способе функционирования, в соответствии с которым асимметричное раскрытие лепестков позволяет обеспечить управление вектором тяги и, таким образом, обеспечить управление летательным аппаратом.

Этот способ функционирования очевидно применяется также для космического самолета, для сбрасываемой силовой установки или для носителя многоразового использования в процессе подъема с ракетным созданием тяги в верхних слоях атмосферы или в безвоздушном пространстве.

Таким образом, устройство в соответствии с предлагаемым изобретением позволяет использовать упомянутые лепестки для реализации внешних аэродинамических функций в том случае, когда ракетный двигатель выключен, и тяговых функций в том случае, когда ракетный двигатель включен.

Здесь следует отметить, что для области полета, когда ракетный двигатель выключен, предлагаемое устройство взаимодействует с внешним аэродинамическим потоком, обтекающим летательный аппарат, тогда как для области полета, где ракетный двигатель находится в действии, стремится к взаимодействию с течением струи ракетного двигателя.

Из сказанного выше следует, что область полета при выключенном ракетном двигателе касается наружной поверхности лепестков, тогда как в области полета, когда ракетный двигатель находится в действии, воздействию подвергается внутренняя поверхность лепестков.

Говоря более конкретно, две эти области полета охватывают определенное количество функций системы, а именно для первой области - это снижение сопротивления, как это представлено на фиг. 4А, содействие продольному уравновешиванию при высоком угле атаки, как это представлено на фиг. 4В, стабилизация в окрестности нулевого угла атаки и нулевого скольжения, как это представлено на фиг. 4С, в трансзвуковой фазе, и аэродинамическое торможение при заходе на посадку в промежуточном положении лепестков между положениями, показанными на фиг. 4А и 4С.

Для второй области функции, охватываемые устройством в соответствии с предлагаемым изобретением, представляют собой повышение тяги путем сопровождения расширения реактивной струи на большой высоте и/или векторизацию тяги, как это представлено на фиг. 4Е, и защиту некоторых частей кормовой части корпуса от расширения реактивной струи ракетного двигателя, примеры которой представлены на фиг. 4D и 4Е.

Разумеется, для реализации способов функционирования предлагаемого изобретения летательный аппарат оборудован дополнительными подсистемами, содержащими систему силовых цилиндров 6, закрепленных соответствующим образом между фюзеляжем и панелями в виде лепестков. Эти силовые цилиндры, которые могут быть гидравлическими или электрическими, известным образом питаются энергией и управляются при помощи устройств управления.

Эти дополнительные подсистемы содержат, кроме того, не показанную на фигурах электронную систему управления положением лепестков, причем эта электронная система должна быть связана, с одной стороны, с программой полета летательного аппарата, а с другой стороны, с системой соответствующих датчиков, способных определить в режиме реального времени положение в пространстве летательного аппарата и панелей устройства.

Полный кожух или обтекатель в соответствии с предпочтительным способом реализации содержит четыре лепестка в соответствии с примером, представленным на фиг. 3. Эти лепестки образованы панелями 3a-3d, изготовленными из материала, способного выдерживать воздействие тепловых потоков от ракетного двигателя, такого, например, как сплав инконель или композитные керамические материалы, например углерод-углеродные композитные материалы, защищенные от отчисления, или также защищенные композитные материалы типа углерод/SiC (карбид кремния).

Лепестки, реализованные панелями 3а, 3b, перемещающиеся в вертикальной плоскости, функционируют в положениях, описанных выше. Лепестки, образованные панелями 3с, 3d, перемещаются в горизонтальной плоскости и позволяют корректировать траекторию летательного аппарата по рысканию, принимают участие в торможении в полностью развернутом положении или управляют вектором тяги ракетного двигателя в горизонтальной плоскости.

Как это представлено на фиг.1, каждый лепесток содержит шарнирное крепление 5, обеспечивающее возможность соединения с кормовой частью фюзеляжа космического самолета.

Как это представлено на фиг.5, ракетный двигатель 2 вставлен в фюзеляж практически вплоть до выходного сечения реактивного сопла 4 таким образом, чтобы также снизить аэродинамическое сопротивление, причем ракетный двигатель сам по себе представляет собой систему сложной геометрии, способную создавать сопротивление.

Фюзеляж предпочтительным образом продолжается коническим кольцевым обтекателем 10, к которому присоединяются панели или лепестки, обозначенные позициями 3а-3d.

Возвращаясь к фиг.1, можно отметить, что каждый лепесток содержит также точку крепления для силового цилиндра 6, закрепленного на фюзеляже космического самолета, таким образом, чтобы движение этого силового цилиндра 6 позволяло обеспечить более или менее значительное открытие лепестка в зависимости от потребности.

Форма панелей, реализующих упомянутые лепестки, сама по себе способствует жесткости этих лепестков и их устойчивости к воздействующим на них усилиям.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет отказаться от использования устройств управления ракетным двигателем и, в частности, от силовых цилиндров и их источников энергии, уменьшить тепловую защиту донной части аппарата, сократить количество газов, необходимых для системы управления пространственным положением, в частности, небольших ракетных двигателей, которые используются для стабилизации летательного аппарата в безвоздушном пространстве, и уменьшить размеры и массу систем щитков управления самолетом.

На приведенных в приложении фигурах представлены простые специфические функции. Разумеется, в рамках предлагаемого изобретения имеется возможность комбинировать эти функции и, например, имеется возможность в конфигурации с четырьмя лепестками осуществить торможение при боковом вращении или при управлении углом атаки.

Целесообразно иметь несколько лепестков, управляемых независимым образом.

Предлагаемое изобретение не ограничивается представленным здесь примером его реализации, и, в частности, элемент кожуха может иметь овальное сечение в том случае, когда космический летательный аппарат будет содержать два или большее число двигателей.