CN105501465A - 临近空间大气环境的探测器及其运作方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种临近空间大气环境的探测器及其运作方法，该探测器包括载荷级系统与助推级系统；所述助推级系统包括箭体结构、助推级控制子系统和助推级动力机构；所述助推级控制子系统用以在与所述载荷级系统分离后，检测所述箭体结构的姿态和运动信息，据此控制所述助推级动力机构的运作，从而提供反推制动，使得所述箭体结构以竖直向姿态着陆；所述载荷级系统包括载有环境探测仪器的有效载荷舱、载荷级控制子系统和载荷级动力机构；所述载荷级控制子系统用以根据检测得到的姿态、高度、运动和制导信息控制所述载荷级动力机构运作，实现所述效载荷舱体、载荷级控制子系统和载荷级动力机构的飞行弹道的控制，使其实现至少两次跳跃式飞行。

Description

临近空间大气环境的探测器及其运作方法

技术领域

本发明涉及临近空间大气环境的探测，尤其涉及一种临近空间大气环境的探测器及其运作方法。

背景技术

伴随着新一代航空器、浮空器和亚轨道航天器的发展，临近空间正成为开展高技术应用和国防安全活动的新领域，各类航天器与临近空间飞行器的发射与试验，都需要临近空间提供空间环境保障(例如气象保障)。临近空间环境要素主要有大气的气体成分、温度、密度、压力、风和扰动等，是一块非常重要和利用价值的空域，也是目前理解相对较少的区域。高度范围40km到100km的临近空间环境探测，对气球来说太高，而对地面非相干散射雷达、临近空间环境探测卫星探测来说不能进行原位探测，并且误差比原位测量要高许多。

目前为止，探空火箭是可对该高度区间内空间环境进行原位直接测量的一种手段，但探空火箭存在以下不足：

1、飞行环境较为严酷：采用固体火箭发动机，推力较大，致使飞行速度和过载比较大，飞行过程中对有效载荷带来不利影响，同时也给有效载荷的系统设计提出了更高的技术要求；

2、无控式飞行使其应用受限：探空火箭采用无控式飞行，应对外界扰动、环境变化等能力较差，残骸的落区安全也存在隐患，现有探空火箭发射一般都有专用的发射场地，这也限制了探空火箭所探测的区域限定在发射场周边一定区域内，未能大范围探测临近空间的环境参数；

3、一次性使用成本较高：现有探空火箭基本上都是一次性使用，经济性较差，目前航空航天领域已经兴起低成本的潮流，逐步改进措施用重复使用代替一次使用来降低费用；

4、空间停留时间短不利于环境参数的探测。

因此，寻求一种高精度(保证单次测量精度较高、同一高度多次测量进一步提高测量精度)、全空域(覆盖整个临近空间)、多参数(能测量多个大气环境参数)、低造价的临近空间大气环境测量系统已迫在眉睫。

发明内容

为了解决以上提到的问题，本发明提供了一种临近空间大气环境的探测器，包括载有环境探测仪器的载荷级系统与到达分离点高度后与所述载荷级系统分离的助推级系统；

所述助推级系统至少包括箭体结构、助推级控制子系统和助推级动力机构；所述助推级控制子系统进一步用以在与所述载荷级系统分离后，检测所述箭体结构的姿态和运动信息，据此控制所述助推级动力机构的运作，从而提供反推制动，使得所述箭体结构以竖直向姿态着陆；

所述载荷级系统至少包括载有环境探测仪器的有效载荷舱、载荷级控制子系统和载荷级动力机构；所述载荷级控制子系统进一步用以根据检测得到的姿态、高度、运动和制导信息控制所述载荷级动力机构运作，实现所述有效载荷舱体、载荷级控制子系统和载荷级动力机构的飞行弹道的控制，使其实现至少两次跳跃式飞行。

可选的，所述助推级动力机构采用液体发动机。

可选的，所述助推级控制子系统位于所述箭体结构的上端，所述助推级动力机构位于所述箭体结构的下端。

可选的，所述助推级系统还包括设于所述箭体结构下端的着陆缓冲机构。

可选的，所述载荷控制子系统对飞行弹道的控制中，完成一次跳跃的过程进一步为：

所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升。

可选的，所述有效载荷舱的两端分别设有载荷级控制舱和载荷级动力舱，所述载荷级控制子系统设于所述载荷级控制舱中，所述载荷级动力机构部分或全部设于所述载荷级动力舱中。

可选的，所述载荷级动力机构包括多脉冲固体火箭发动机、多次启动/关机液体火箭发动机、多次启动/关机固体冲压发动机，以及固液火箭发动机中至少之一。

与之相对应的，本发明还提供了一种临近空间大气环境探测器的运行方法，包括如下步骤：

S1：提供一探测器，所述探测器包括载有环境探测仪器的载荷级系统以及与所述载荷级系统可分离的助推级系统；所述助推级系统位于所述载荷级系统的下端；

S2：所述助推级系统垂直发射，将所述载荷级系统以指定的速度送至分离点高度，然后所述助推级系统与载荷级系统分离，环境探测仪器开始工作，再分别进入步骤S3和S4；

S3：所述助推级系统通过对自身的调姿和反推制动，以竖直向姿态着陆；

S4：所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升，然后进入步骤S5；

S5：根据探测需要重复步骤S4至少两次，直至完成所需探测，然后所述载荷级系统依靠降落伞下落，进而对其进行回收。

本发明的载荷级系统采用跳跃式飞行弹道实现在临近空间任意高度进行大气温度、气压、密度、风速等气象要素的多次测量，对于助推级系统和载荷级系统采用可控精确着陆的方式实现回收与多次重复使用。该方案可以改善箭上搭载的探空仪等有效载荷的工作环境，一次发射进行多次测量，可控回收消除了原有一次性探空火箭残骸对落区的安全隐患，回收后的重复使用降低了单次发射的费用，具有更高的效费比。

附图说明

图1是本发明一实施例中临近空间大气环境的探测器的示意图；

图2是本发明一实施例中助推级系统的示意图；

图3是本发明一实施例中载荷级系统的示意图；

图4是本发明一实施例中飞行过程示意图；

图中，1-助推级系统；11-助推级控制子系统；12-箭体结构；13-着陆缓冲机构；14-助推级动力机构；2-载荷级系统；21-载荷级控制舱；22-有效载荷舱；23-载荷级动力舱。

具体实施方式

以下将结合图1至图3对本发明提供的临近空间大气环境的探测器进行详细的描述，其为本发明可选的实施例，可以认为，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。

请参考图1至图3，本发明提供了一种临近空间大气环境的探测器，包括载有环境探测仪器的载荷级系统2与到达分离点高度后与所述载荷级系统2分离的助推级系统1；

有关所述助推级系统1，请参考图2：

所述助推级系统1至少包括箭体结构12、助推级控制子系统11和助推级动力机构14；所述助推级控制子系统11进一步用以在与所述载荷级系统2分离后，这里自然指的是助推级系统1与载荷级系统2分离，检测所述箭体结构12的姿态和运动信息，当然，所检测的对象并不限于此，所述的运动信息可以是运动的速度、加速度等，据此控制所述助推级动力机构14的运作，从而提供反推制动，使得所述箭体结构12以竖直向姿态着陆；

在本发明进一步可选的方案中，所述助推级动力机构14采用液体发动机。所述助推级控制子系统11位于所述箭体结构12的上端，所述助推级动力机构14位于所述箭体结构12的下端。所述助推级系统1还包括设于所述箭体结构12下端的着陆缓冲机构13。箭体结构12通过所述着陆缓冲机构13沿竖直向以竖直向姿态着陆。

本发明的助推级系统1可采用公路机动垂直冷发射方案，同时能够适应公路运输固定台架冷发射和铁路机动冷发射，也能够适应热发射。可见，本发明可选的方案里发射方式灵活且不受环境限制。

有关所述载荷级系统，请参考图3：

所述载荷级系统2至少包括载有环境探测仪器的有效载荷舱22、载荷级控制子系统和载荷级动力机构；所述载荷级控制子系统进一步用以根据检测得到的姿态、高度、运动和制导信息控制所述载荷级动力机构运作，这里所称的检测得到可以是指有效载荷舱，也可以指自己的，由于两者是一体的，故而无需指明，实现所述效载荷舱体、载荷级控制子系统和载荷级动力机构的飞行弹道的控制，这飞行弹道可以在图4中示意得到，使其实现至少两次跳跃式飞行。

在本发明可选的实施例中，所述载荷控制子系统对飞行弹道的控制中，完成一次跳跃的过程进一步为：

所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升。下文中还会对这一过程进行进一步的展开描述。

本发明图3示意的实施例中，所述有效载荷舱22的两端分别设有载荷级控制舱21和载荷级动力舱23，所述载荷级控制子系统设于所述载荷级控制舱21中，所述载荷级动力机构部分或全部设于所述载荷级动力舱中，比如，当载荷级动力机构采用固液混合发动机时，其主体位于载荷级控制舱21和有效载荷舱22内，其发动所需原料设在载荷级动力舱23，比如液体气瓶等等。

进一步来说，所述载荷级动力机构可以包括多脉冲固体火箭发动机、多次启动/关机液体火箭发动机、多次启动/关机固体冲压发动机，以及固液火箭发动机中至少之一。

除了以上描述外，载荷级系统采用升力体布局，内部有较大可用空间，可以装载环境探测仪器。也可以理解为由结构/防热、推进、姿态控制、GNC及有效载荷系统等组成。

a.结构/防热系统

结构能承受飞行各个阶段环境变化，并能承受相应的加速和减速。防热系统要保证外形无烧蚀，以保证飞行末端的气动性能。

b.姿态控制系统

拟采用冷气喷射姿态控制系统稳定姿态。

c.GNC系统

采用GPS(或同类型系统)+INS(惯性制导)的复合制导系统。

以上的姿态控制系统和GNC系统可以认为整合于前文提到的载荷级控制子系统。

d.推进系统，可以理解为前文提到的载荷级动力机构。

为了实现跳跃飞行，载荷级动力机构应能实现多次启动/关机。可采用的动力装置有：多脉冲固体火箭发动机、多次启动/关机液体火箭发动机、多次启动/关机固体冲压发动机和固-液火箭发动机。

目前多脉冲固体火箭发动机的脉冲数为2-3次，增加脉冲数有一定难度。液体火箭发动机的多次启动/关机已有成功应用，但应用本方案中存在大机动和高温环境下的管理和环境保证问题，需深入开展研究。固-液火箭发动机的氧化剂和燃料分开储存，只要使氧化剂多次按需喷入燃料药柱推力室，一旦接触即可自燃点火启动。根据前期研制基础，采用固液发动机可以较好地实现多次启动/关机的要求。

与以上描述的探测器相对应的，本发明还提供了一种临近空间大气环境探测器的运行方法，包括如下步骤：

S1：提供一探测器，所述探测器包括载有环境探测仪器的载荷级系统以及与所述载荷级系统可分离的助推级系统；所述助推级系统位于所述载荷级系统的下端；

S2：所述助推级系统垂直发射，将所述载荷级系统以指定的速度送至分离点高度，然后所述助推级系统与载荷级系统分离，环境探测仪器开始工作，再分别进入步骤S3和S4；

S3：所述助推级系统通过对自身的调姿和反推制动，以竖直向姿态着陆；

S4：所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升，然后进入步骤S5；

S5：根据探测需要重复步骤S4至少两次，直至完成所需探测，然后所述载荷级系统依靠降落伞下落，进而对其进行回收。

结合图4，该过程可以进一步举例阐述为：

助推级系统在地面垂直发射，将载荷级系统运送至指定高度(即前文所述分离点高度)并达到预定速度要求，到达分离点后，组合体分离，助推级系统调姿并使用火箭发动再次点火实现减速，最终在地面实现垂直着陆。分离后的载荷级系统的有效载荷即开始工作，测量临近空间环境各种参数。载荷级系统依靠惯性冲高飞行，到达第一个顶点后开始调姿下降，达到预定高度后，发动机短暂点火工作，开始助推进行第一次跳跃，到达第二个顶点后开始调姿下降，达到预定高度后，发动机再次短暂点火工作，实现第二次跳跃，如此可进行多次跳跃式飞行，最后载荷级系统依靠降落伞进行回收。跳跃式可重复使用临近空间环境探测器的助推级和载荷级系统都可回收，进行重复使用。整个飞行过程和轨迹是图4所示，跳跃式飞行轨迹的特点是可以在一次飞行中对某些高度范围进行多次测量。

综上所述，本发明及其可选的方案具备以下有益效果：

1、本发明与一次性探空火箭相比，提供给有效载荷的飞行环境友好，降低了最大速度和过载(最大速度<1500m/s,最大过载<10g)，降低了对有效载荷的技术要求；

2、本发明采用跳跃式飞行弹道，一次飞行可对不同高度进行多次测量，提高了测量效率。

3、本发明采用可控着陆的方式进行回收并进行多次重复使用，提高了设备利用率，降低了单次飞行的费用。

4、本发明可选的方案采用公路机动垂直冷发射方案，同时能够适应公路运输固定台架冷发射和铁路机动冷发射，也能够适应热发射。发射方式灵活且不受环境限制。

Claims (8)

1.一种临近空间大气环境的探测器，其特征在于：包括载有环境探测仪器的载荷级系统与到达分离点高度后与所述载荷级系统分离的助推级系统；

所述助推级系统至少包括箭体结构、助推级控制子系统和助推级动力机构；所述助推级控制子系统进一步用以在与所述载荷级系统分离后，检测所述箭体结构的姿态和运动信息，据此控制所述助推级动力机构的运作，从而提供反推制动，使得所述箭体结构以竖直向姿态着陆；

所述载荷级系统至少包括载有环境探测仪器的有效载荷舱、载荷级控制子系统和载荷级动力机构；所述载荷级控制子系统进一步用以根据检测得到的姿态、高度、运动和制导信息控制所述载荷级动力机构运作，实现所述效载荷舱体、载荷级控制子系统和载荷级动力机构的飞行弹道的控制，使其实现至少两次跳跃式飞行。

2.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述助推级动力机构采用液体发动机。

3.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述助推级控制子系统位于所述箭体结构的上端，所述助推级动力机构位于所述箭体结构的下端。

4.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述助推级系统还包括设于所述箭体结构下端的着陆缓冲机构。

5.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述载荷控制子系统对飞行弹道的控制中，完成一次跳跃的过程进一步为：

所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升。

6.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述有效载荷舱的两端分别设有载荷级控制舱和载荷级动力舱，所述载荷级控制子系统设于所述载荷级控制舱中，所述载荷级动力机构部分或全部设于所述载荷级动力舱中。

7.如权利要求1所述的临近空间大气环境的探测器，其特征在于：所述载荷级动力机构包括多脉冲固体火箭发动机、多次启动/关机液体火箭发动机、多次启动/关机固体冲压发动机，以及固液火箭发动机中至少之一。

8.一种临近空间大气环境探测器的运行方法，其特征在于：包括如下步骤：

S1：提供一探测器，所述探测器包括载有环境探测仪器的载荷级系统以及与所述载荷级系统可分离的助推级系统；所述助推级系统位于所述载荷级系统的下端；

S2：所述助推级系统垂直发射，将所述载荷级系统以指定的速度送至分离点高度，然后所述助推级系统与载荷级系统分离，环境探测仪器开始工作，再分别进入步骤S3和S4；

S3：所述助推级系统通过对自身的调姿和反推制动，以竖直向姿态着陆；

S4：所述载荷级系统因上升惯性到达一个顶点高度后开始调姿下降，下降至预定高度后，所述助推级动力机构被控制发动以预设的短暂时间进行助推，然后停止助推，使其因惯性继续上升，然后进入步骤S5；

S5：根据探测需要重复步骤S4至少两次，直至完成所需探测，然后所述载荷级系统依靠降落伞下落，进而对其进行回收。