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  • 基于亞跨聲速載機的空基發射系統及發射方法與流程

    文檔序號:26100808發布日期:2021-07-30 18:11
    基于亞跨聲速載機的空基發射系統及發射方法與流程

    本發明屬于飛行器技術領域,具體涉及基于亞跨聲速載機的空基發射系統及發射方法。



    背景技術:

    與本發明最接近的現有技術是“白騎士二號”系統與“平流層發射器”系統,采用雙機身布局亞聲速飛機,將空天飛行器掛載于中央翼橋之下,帶入平流層底部投放后分離至安全距離,空中點火發射,空天飛行器利用自身升力翼面輔助爬升和調整姿態,或者完全依靠火箭的矢量控制裝置調整姿態,然后靠火箭動力推進進入地球近地軌道。

    一旦裝載重型發射物,“白騎士二號”與“平流層發射器”等雙機身平直翼布局載機翼展和主起外輪距將超過一般民航機場限制;翼身融合布局與跨聲速支撐翼布局大型化之后也會存在翼展超過一般民航機場限制的問題,例如4e級機場限制翼展65米以下,主起外輪距14米以下,4f級機場限制翼展80米以下,主起外輪距16米以下。

    陸基多級火箭發射,需要消耗過多的推進劑,絕大部分重量是推進劑,對于液體火箭如液氫液氧火箭,絕大部分重量是液氧重量,最終入軌的重量比例極低,約為2~4%;“白騎士二號”與“平流層發射器”系統,其平直翼與翼橋掛載方式,結構設計薄弱,難以掛載大尺寸大重量空天飛行器,因為高度寬度受翼橋高度寬度制約,而且速度過低導致速壓過低,影響載重量即空天飛行器重量,如“平流層發射器”盡管其翼展達到120米量級,但是由于使用平直翼導致速度低,最大起飛總重只有580噸,還不如蘇聯的安-225飛機,最大起飛總重640噸,但是翼展只有88米,因其巡航飛行速度更高。背載式相對掛載式可以裝載尺寸更大重量更大的發射物,帶支撐翼或翼身融合布局結構的載機背部的結構強度要遠優于中央翼橋結構。

    多級火箭垂直發射,第一級火箭推力必須大于起飛總重,而起飛總重之中,很大一部分是攜帶的氧化劑,例如對于液氫液氧火箭,液氧重量約為液氫重量的6~8倍,使用航空發動機飛行器則不需要攜帶這么重的氧化劑;此外火箭發動機的推力在對流層運行中要損失約10%~15%,要知道這一比例要超過陸基多級火箭最終送入太空入軌重量的數倍,最終入軌重量僅為最大起飛重量的2~4%;而且對流層集中了整個大氣層質量的75%,飛行阻力很大而且為保障尾噴管安全噴射氣體只能是欠膨脹的,造成較大的能量損失。

    空基發射規避了對流層中低效率且高阻力的火箭動力發射階段,此外為充分利用地球自轉線速度和大氣環流的增速,世界各國紛紛在靠近赤道的陸地建設發射場甚至建設海上固定式或移動式發射場,空基發射技術可解決中高緯度國家沒有赤道地區領土的不足,也可解決?;l射運輸發射物海運速度過慢的問題,還可利用空中加油技術解決路線過長的問題。



    技術實現要素:

    本發明的目的是:解決大幅度降低發射重型可重復使用空天飛行器成本并考慮了工程實現性問題,大幅度提高入軌重量占起飛總重比例的問題,作天地往返飛行器,吸氣式推進或者助推滑翔式高超聲速飛行器使用,且載機為高升阻比的常規布局設計,飛控系統簡單且具備工程可實現性。

    本發明的技術方案:基于亞跨聲速載機的空基發射系統,其特征在于,包括載機、空天飛行器;空天飛行器背載于支撐翼布局或者翼身融合布局載機背部,或掛載于雙機身平直翼布局中央翼橋下方;所述空天飛行器包括兩個對稱分布的外貯箱、軌道器、擺渡火箭;擺渡火箭裝在軌道器內部,外貯箱掛在軌道器機身兩側,軌道器背載于載機的背部或掛載于中央翼橋下方。

    所述載機包括h型尾翼外翼可c形折疊的支撐翼載機、v型尾翼外翼可c形折疊的bwb載機、雙十字型尾翼外翼可c形折疊的雙機身平直翼布局載機。

    所述載機為300-1000噸重型運輸機,對于支撐翼和翼身融合布局載機,升阻比≥20;對于雙機身平直翼布局載機,升阻比≥30。

    所述外貯箱外形為頭部為錐形,后部為圓柱形,降低阻力,體積大;推進劑外貯箱或助推火箭藏于軌道器頭部馬赫錐內。

    所述軌道器頭部為尖錐形,后部為圓柱形,帶有小展弦比機翼,v形垂尾,軌道器長度小于載機機身長度。

    所述兩個推進劑外貯箱也可為助推火箭。

    基于亞跨聲速載機的空基發射系統的發射方法,其特征在于,包括以下步驟:

    (1)載機背載或掛載空天飛行器水平起飛,爬升加速至平流層底部,飛行速度達到0.5-0.8馬赫;

    (2)對于背載式空基冷發射,載機背載空天飛行器向斜下方向飛行進入失重或負過載狀態,斷開載機與空天飛行器的連接,空天飛行器因為失重效應或負過載效應,在空天飛行器升力、失重效應或者非慣性系下重力反向作用,相對載機向后上方飛出并與載機分離至安全距離;對于掛載式冷發射,載機掛載空天飛行器進入平飛或者向上飛行狀態時,斷開載機與空天飛行器的連接,空天飛行器在重力的作用下,相對載機向下后飛出并與載機分離至安全距離;

    (3)載機自行返回地面,水平著陸,不需要巡航階段;載機著陸停止后,為滿足一般民航機場的翼展與主起外輪距要求,將外翼段c型折疊鎖定,減小其翼展,其中雙機身平直翼布局使用外輪距較小的多輪平板車裝載,減小主起外輪距;

    (4)空天飛行器火箭發動機空中點火,在火箭發動機的推進下,機翼尾翼的調節下,即使高度下降但是很快就能加速爬升,使用機翼與尾翼以及火箭矢量噴管調整成發射姿態,以≤60°傾角加速至5-12馬赫;

    (5)外貯箱的推進劑消耗完畢,調整姿態拋離外貯箱;

    (6)軌道器繼續加速與調整姿態,加速至第一宇宙速度并爬升至卡門線之外,此時空氣已經基本消失,軌道器成為軌道飛行器,可關閉火箭發動機,圍繞地球作圓周運動。

    如要進入更高軌道,可以使用變軌技術由當前軌道通過遷移軌道轉入目標軌道,使用擺渡火箭進行,軌道器停留在當前軌道或者軌道器直接變軌進入目標軌道。

    完成太空作業任務后,軌道器以跳躍或者平衡滑翔軌道方式重返大氣層,避免產生大量劇烈的氣動熱。

    軌道器外形采用有機翼設計使其能夠水平滑翔著陸。

    本發明有益效果:本發明采用大型亞跨聲速布局飛機裝載攜帶對稱分布的外貯箱的空天飛行器空中發射系統和模式;對于支撐翼布局和翼身融合布局載機,采用兩種背載式冷發射方法:失重或負過載方法、躍起滾轉倒飛投放方法;對于雙機身平直翼布局載機,采用掛載投放式冷發射方法;采用亞跨聲速載機氣動布局的大型飛機裝載空天飛行器水平起飛,爬升進入平流層底部,達到指定飛行速度后空中發射,軌道器完成任務后水平滑翔著陸降落;空基發射系統在對流層中采用航空器的高效率爬升避免了低效率且高阻力的火箭動力上升階段,此外空基發射可迅速靠近赤道地區發射,充分利用地球自轉和大氣環流效應,相對陸基發射可以節省修建近赤道發射場的耗資,與?;l射可以避免海運速度過慢的問題可以大幅度降低火箭消耗的推進劑的體積和重量,使最終進入地球近地軌道的空天飛行器重量占起飛總重的比例達到7~12%,而一般的陸基多級火箭送入地球近地軌道的重量占起飛總重的比例在2~4%,同時載機為靜穩定氣動布局,制造現實可行,飛控設計簡單可靠。

    大型雙機身布局載機中央翼橋掛載的空基發射系統,設計制造簡單,技術成熟度很高;但是采用大型跨聲速支撐翼布局或者翼身融合布局載機背載空天飛行器空中發射,載機允許的速度大,導致速壓大,機翼面積可控,這都有利于增加載重量,支撐翼布局中央機身因支撐設計結構強度足,而翼身融合布局中央機身絕對厚度大,都能夠承受大重量的發射物,振動變形遠優于單薄的雙機身中央翼橋,且背載方式可接受的空間尺寸大,因此可以背載攜帶較大兩個推進劑外貯箱的尖錐布局空天飛行器,保證足夠的推進劑攜帶,因為第一宇宙速度約為26馬赫,而一般的跨聲速客機約為0.8馬赫,現役的超聲速飛機約在2~3馬赫,在目前的推進劑能量密度量級下,最終入軌重量大小與攜帶的推進劑的多少成正相關關系。

    外翼段可c型折疊的設計保證大型載機能夠使用一般民用機場而不對其正常運營秩序產生不利影響,對于雙機身平直翼布局還要使用較小外輪距的多輪平板車裝載以保證一般民用機場對運輸機主起外輪距的限制要求。

    附圖說明

    圖1為本發明支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統俯視圖;

    圖2為本發明支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統立體圖;

    圖3為本發明支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統側視圖;

    圖4為本發明支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統前視圖;

    圖5為本發明外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統俯視圖;

    圖6為本發明外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統立體圖;

    圖7為本發明外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統側視圖;

    圖8為本發明外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統前視圖;

    圖9為本發明外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統俯視圖;

    圖10為本發明外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統立體圖;

    圖11為本發明外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統側視圖;

    圖12為本發明外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統前視圖;

    1-擺渡火箭、2-外貯箱、3-支撐翼、4-軌道器

    具體實施方式

    下面結合附圖對本發明進一步說明

    基于亞跨聲速載機的空基發射系統,包括載機、空天飛行器;所述載機為300-1000噸重型運輸機,對于支撐翼和翼身融合布局載機,升阻比≥20,支撐翼布局載機采用h型垂平尾設計,翼身融合布局載機采用v型垂尾設計;對于雙機身平直翼布局載機,升阻比≥30,采用雙十字型垂平尾設計。主機翼外側采取可c型折疊機構設計,可以增強機場適應性,例如可在4e級和4f級機場起降移動停放;空天飛行器背載于載機背部或掛載于中央翼橋下方;所述空天飛行器包括兩個對稱分布的外貯箱(也可為助推火箭)、軌道器、擺渡火箭;擺渡火箭裝在軌道器內部,外貯箱掛在軌道器機身兩側,軌道器背載于載機的背部或掛載于中央翼橋下方。

    所述外貯箱外形為頭部為尖錐形,后部為圓柱形,降低阻力,體積大;推進劑外貯箱藏于軌道器頭部馬赫錐內。

    所述軌道器頭部為尖錐形,后部為圓柱形,帶有小展弦比機翼,v形垂尾,軌道器長度小于載機機身長度。

    基于亞跨聲速載機的空基發射系統的發射方法,包括以下步驟:

    (1)載機裝載空天飛行器水平起飛,爬升加速至平流層底部,飛行速度達到0.5-0.8馬赫;

    (2)對于背載式冷發射,載機背載空天飛行器向斜下方向飛行進入失重或負過載狀態,斷開載機與空天飛行器的連接,空天飛行器因為失重效應或負過載效應(此時在載機參考系下,空天飛行器重力消失或者反向,使用舵面、姿態調整發動機輔助),在空天飛行器升力、失重效應或者非慣性系下重力反向作用,相對載機向后上方飛出并與載機分離至安全距離;對于掛載式冷發射,載機進入平飛或向上飛行階段,斷開載機與空天飛行器的連接,空天飛行器因為重力作用向下后方飛出并與載機分離至安全距離;

    (3)載機自行返回地面,水平著陸,不需要巡航階段;載機著陸停止后,為滿足一般民航機場的翼展與主起外輪距要求,將外翼段c型折疊鎖定,減小其翼展,其中雙機身平直翼布局使用外輪距較小的多輪平板車裝載,減小其主起外輪距,這些措施方便載機在一般民航機場的移動與停放等,而不干擾民用機場的其他飛機起降、移動、停放等正常秩序;

    (4)空天飛行器火箭發動機空中點火,在火箭發動機的推進下,機翼尾翼的調節下,即使高度下降但是很快就能加速爬升,使用機翼與尾翼以及火箭矢量噴管調整成發射姿態,以≤60°傾角加速至5-12馬赫;

    (5)外貯箱的推進劑消耗完畢,調整姿態拋離外貯箱,外貯箱在慣性和重力作用下滑翔飄離減速后,使用降落傘傘降地面回收重復利用;

    (6)軌道器繼續加速與調整姿態,加速至第一宇宙速度并爬升至卡門線之外,此時空氣已經基本消失,軌道器成為軌道飛行器,可關閉火箭發動機,圍繞地球作圓周運動;

    (7)如要進入更高軌道,可以使用變軌技術由當前軌道通過遷移軌道轉入目標軌道,可以使用擺渡火箭進行,軌道器停留在當前軌道,也可以不使用擺渡火箭,軌道器直接變軌進入目標軌道,但是消耗的推進劑要多一些;

    (8)完成太空作業任務后,軌道器以跳躍(桑格爾軌道)或者平衡滑翔(錢學森軌道)軌道方式重返大氣層,避免產生大量劇烈的氣動熱;

    (9)軌道器外形采用有機翼設計使其水平滑翔著陸;

    (10)由于軌道器再入大氣層的速度極高,約為7.9公里/秒,海拔高度極高,至少100公里以上,具有極大的動能和引力勢能,這些能量對于飛船或者航天飛機均是通過與大氣層的沖擊摩擦轉化為氣動熱消耗掉,需要嚴格的熱防護措施。

    如果將這些能量用于緩慢釋放,例如使用桑格爾跳躍式軌道在大氣層邊緣反復打水漂式滑翔飄移,或者采用錢學森平衡式滑翔軌道以極小傾角滑翔前進,則可以顯著緩慢釋放再入能量,滑翔飛行極遠距離,例如量級可以達到跨越太平洋兩次等(洲際彈道導彈不過跨越一次太平洋的距離量級),美國航天飛機再入時,以40度攻角拍在大氣層上,并輪流滾轉兩側機翼,滾轉幅度達到80度,用于盡快減速,并輪流冷卻氣動熱對機翼的危害,其無動力滑翔距離仍然超過8000公里,可見高超聲速助推滑翔飛行器的遠航潛力之大。

    實施例1

    如圖1-圖4所示,為支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統視圖。

    實施例2

    如圖5-圖8所示,為外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統視圖;

    實施例3

    如圖9-圖12所示,為本發明外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統視圖

    支撐翼和h型尾翼載機空基發射系統,采用支撐翼布局可使翼展與展弦比更大,使載機氣動性能更好,h型尾翼可避開背載物尾流干擾尾翼影響垂平尾尾翼舵效,外翼可c型折疊使其具備使用一般民用機場并不干擾民用機場正常運營秩序的能力,此外背載式裝載對發射物的尺寸與重量限制非常小。

    外翼可c形折疊的bwb載機空基發射系統,采用翼身融合布局設計的中央機身絕對厚度大結構強度高,翼身融合布局可使用浸濕面積比小以及外翼段較大展弦比設計兩項優勢實現載機氣動性能的優化,v型尾翼也可避開背載物尾流干擾尾翼影響垂尾舵效,外翼可c型折疊使其具備使用一般民用機場并不干擾民用機場正常運營秩序的能力,此外背載式裝載對發射物的尺寸與重量限制非常小。

    外翼可c形折疊的雙機身載機空基發射系統,設計與實現相對簡單,技術成熟度高,飛行控制系統簡單,工程可實現性較好,獨特的中央翼橋可以適應較大較重發射物的掛載,空中冷發射采用投放方式,技術成熟度高且風險相對較小,雙十字尾翼設計,避開背載物尾流干擾尾翼影響垂平尾舵效,外翼可c型折疊,使用較小外輪距的多輪平板車裝載便于在一般民用機場移動停放,使其具備使用一般民用機場并不干擾民用機場正常運營秩序的能力,解決了常規雙機身平直翼布局兩個最不利的機場適應性問題,翼展和主起外輪距過大超過一般民用機場的限制的問題。

    原理說明

    地球大氣質量的75%集中于對流層之內,濃密大氣的對流層不僅提供了飛行器的阻力,而且嚴重降低了火箭發動機的推力(推力損失約為10%~15%,一般陸基多級火箭入軌重量僅為起飛總重的2~4%),如能在對流層之上的平流層底部發射空天飛行器,可以大幅度降低推進劑的使用,顯著提升入軌重量比例,此外使用航空器水平起飛,升力爬升模式不需要使用氧化劑這是一個很節省起飛總重的方式,因為航空發動機可從大氣層中吸取氧氣,而液氫液氧火箭推進劑之中,液氧的重量是液氫重量的6~8倍之多,這一比例可從氫氧燃燒化學反應式中得到,而且液氫的密度極低需要大量的內部空間攜帶(液氫密度71公斤/立方米,液氧密度1140公斤/立方米,這又帶來額外阻力),因此空基發射可以顯著降低推進劑體積與重量。

    基于大型亞跨聲速載機的空基發射系統,包括支撐翼、翼身融合、雙機身平直翼布局等,盡管其允許的發射階段飛行速度較低約為0.5~0.8馬赫,但是具有安全性高,載重能力強,技術成熟度較高,工程可實現性強等優勢,而入軌重量與推進劑重量成正相關關系,可以使用載重能力彌補初始速度的不足;盡管這類載機允許的飛行速度不如大型超聲速載機(如xb-70轟炸機等)或高超聲速載機,但是超聲速(或高超聲速)載機制造成大型載機難度大,“桑格爾”計劃、“螺旋計劃”計劃等就是前車之鑒,空中冷發射風險極大,因為有強激波繞流,提供的初始速度即使可以達到3~8馬赫,對于大型亞跨聲速機來說也不是什么太大的差距,因為亞跨聲速載機可設計為載重大,導致空天飛行器攜帶的推進劑允許更多,允許使用的火箭推力更大,數個馬赫的速度差距在大推力火箭的加速下,只需數十秒就能追上,所以用不著發展大型超聲速甚至高超聲速載機。

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