CN105659735B - 一种跨大气层重复使用飞行器的气动布局 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种跨大气层可重复使用飞行器的气动布局，它包括头部、机身、水平翼、垂直尾翼、体襟翼和一台液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机。本发明无助推器，采用单级从地面垂直发射入轨；在完成任务后能返回大气层并水平滑翔着陆，回收后可完全重复使用。通过合理的气动配置及优化设计，飞行器在很大的高度、速度范围内都具有较高的升阻比和良好的稳定性及操纵性能，同时机身拥有较大的有效容积并且所需携带推进剂量少。本发明的发射使用费用低、发射准备周期短并且可靠性高。它能克服目前航天运载器不能完全重复使用，发射费用昂贵，且使用维护繁琐等缺陷，即能用于军事航天任务，又能用于提供商业、民用航天业务。<pb pnum="1" />

Description

一种跨大气层重复使用飞行器的气动布局

技术领域

本发明涉及一种飞行器，特别是一种跨大气层重复使用飞行器的气动布局。

背景技术

目前使用的航天运载系统，除了航天飞机外(部分可重复使用)，都是一次性使用的。一次性使用运载器的产品制造费用占发射总费用的很大比例。例如法国的阿里安火箭，产品制造费用占每次发射总费用的81.4％，而发射操作费用只占15％，其它费用占3.6％。因此降低发射成本的一个最有效途径就是降低运载火箭的硬件成本。但是以目前的技术水平，要大幅度降低一次性使用运载器(ELV)的硬件成本是不可能的。即便是发展改进型一次性使用运载器(EELV)也不可能大幅度地降低硬件成本。如果运载器能够重复使用，那么就可以将运载器的硬件成本分摊到每次发射上，单次发射的硬件成本就降低了，从而也就实现了降低单次发射总费用的目标。从20世纪50年代起，就有航天专家提出要发展可重复使用运载器(RLV)，以彻底降低高昂的空间运输费用。在过去的几十年里，各国航天专家开展了大量的可重复使用运载器研究，一致认为可重复使用运载器是航天运载器发展的必然方向，也是实现大规模航天应用的前提。

目前世界各航天大国都提出了适合本国技术储备的RLV运载器方案，这些方案可大致分为单级入轨、两级入轨和多级入轨三类。对于两级入轨和多级入轨方案，要做到完全可重复使用，就意味除最上面级能回收再利用外，下面级的助推器也要能方便回收利用，这会增加RLV运载器回收技术的复杂程度和可靠性，操作也相对繁琐，这样每次发射的间隔时间周期长。美国的RLV运载器方案采取了单级入轨方案，并先后开展了X-33、X-34、X-37等计划，这些RLV研究项目目前仍处在技术验证阶段，其中X-33曾做过一个缩比系统以验证全尺寸单级入轨RLV的各项关键技术。日本和欧洲则分别相应有HOPE-X和FESTIP研究计划对可行的RLV方案进行了评定并积极完善、研发相关关键技术。公开日为1997年8月20日的中国发明专利96101185.8公开了一种太空往返飞行器，它采用的是两级入轨方案。该方案的两级都采用类似航天飞机的外形，动力系统采用涡轮风扇发动机和火箭发动机组合。该飞行器动力系统复杂，而且还须在外形上加装进气道，气动阻力大。

对于单级入轨的RLV运载器，飞行器的气动布局与传统的航天运载器有很大的区别。首先单级入轨的RLV运载器要满足从地面上升到邻近空间之间大气层中的飞行、操纵要求，其飞行高度变化范围宽、大气参数变化大。其次飞行器的升阻比要求要高，而有效容积还要足够大(能装载足够的推进剂)，并且动力装置要求在所有高度范围内都能保持很高的工作效率。最后，飞行器还能再入返回大气层，并能着陆回收使用。在再入过程中要求飞行器有较小的热负荷。返回过程中，飞行器经历从邻近空间下降到地面之间的飞行，飞行器马赫数由高超声速变化到超声速、最后在临近地面时变化为低亚音速，速度变化剧烈。这就要求飞行器在所有这些速度范围内都有很好的气动稳定性和操纵性，满足飞行器返回时无动力飞行的控制要求。因而单级入轨的RLV运载器必须具备一种全新的高效气动布局才能满足所有这些要求和飞行剖面。

发明内容

本发明的目的是提供一种跨大气层可重复使用飞行器的气动布局，使得该飞行器可以在很大的高度、速度范围内具有较高的升阻比和良好的稳定性及操纵性能，同时机身拥有较大的有效容积，并适宜采用具有自动高度补偿的高性能塞式喷管火箭发动机作动力。该飞行器能克服目前航天运载器不能完全重复使用，发射费用昂贵，且使用维护繁琐等缺陷。该飞行器既可提供低费用的航天往返运输服务、在轨服务，还能实现快速的全球运输服务；既能用于军事航天任务，又能用于提供商业、民用航天业务。

为达到上述发明目的，本发明采用下列技术方案：

本发明跨大气层重复使用飞行器的气动布局包括头部、机身、水平翼、垂直尾翼、体襟翼和发动机。为降低发射费用、缩短发射准备周期和提高可靠性，该布局无助推器，采用单级从地面垂直发射入轨；在完成任务后能返回大气层并水平滑翔着陆，飞行器回收后可重复使用。机身尾部两侧设有两片倾斜的水平翼，背部设置两片垂直尾翼，在飞行器底部下表面还设置了两片体襟翼；一台液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机安置在飞行器的机身底部作为动力。

本发明的水平翼后缘设有滚转副翼，垂直尾翼后缘设有方向舵。在飞行器返回再入大气层后，随着气动控制变得有效，两片体襟翼提供高超声速的俯仰和滚动控制，由两个倾斜水平翼上的副翼提供其余飞行状态的俯仰与滚动控制和高超声速下的偏航控制，低速偏航控制由垂直尾翼提供。

单级入轨的RLV运载器气动布局首先必须要有足够的有效容积以能搭载足够的推进剂和有效载荷；此外，还要求外形在低速、超声速和高超声速等飞行马赫数内都要具有良好的操纵性和稳定性，气动特性变化尽量小、升阻比高；同时还要尽量减小飞行器返回时的热负荷。经过上述权衡和优化设计，本发明的机身采用钝头的升力体外形，钝头部为球冠形状，球冠的最大截面直径为机身底部宽度的20％；为提高机身的升阻比并使外形满足返回低速滑翔时的要求，机身长度设计为底部宽度的3倍，水平剖面形状设计为“钝头三角形前体+圆弧形尾部收缩段”，三角形两侧边夹角为26°，圆弧段尾部与三角形侧边相切，圆弧中心角为20°，钝头三角形前体长度为机身总长度的75％；机身纵向剖面形状为“多段光滑高次曲线+矩形尾部”，光滑曲线部分长度为机身总长度的65％；机身的最大高度为机身底部宽度的50％；机身底部型面为带圆弧角的矩形，上侧圆弧角半径为底部宽度的10％，下侧圆弧角半径为底部宽度的2％；整个机身外表面处处连续光滑过渡。由于飞行器返回时所有燃料已耗尽并且有效载荷已释放，飞行器质量变得很小，这里设计的机身外形已能很好满足返回时的低速滑翔要求。另外实验表明，该机身在所有工作马赫数范围内，纵向气动稳定性的变化小于4％，气动特性变化小，便于简化操纵系统。

选择气动塞式喷管发动机作为该飞行器的动力，是因为线形气动塞式喷管与常规的钟形喷管发动机相比，体积更小、结构质量小，可以直接安装在机身底部。而且塞式喷管发动机可以在各种高度上达到最佳的膨胀比，因而能达到很高的性能。另外采用了液氢/液氧作为发动机的推进剂，可以达到很高的比冲。为了和机身外形能很好的匹配以发挥塞式喷管的性能和减小飞行器的底部阻力，对塞式喷管发动机型面联同飞行器外形一起进行了优化设计。最终液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机的宽度为飞行器底部宽度的75％，发动机露出机身底部的长度为机身长度的20％-25％，发动机的塞锥型面采用“抛物线+三次曲线”组合曲线。另外为了进一步减小发动机的质量和体积，塞锥经过截短，截短率为30％，仿真结果表明截短后的塞锥性能与截短前的全尺寸塞锥相当，但质量确可以减少很多。这里塞式喷管发动机单元推力室上的喷管采用圆转方喷管形式(即喷管喉部截面为圆形，出口为方形)，塞锥两侧设置有流线形的挡板，这些设计主要是为了减少塞锥单元射流间的干涉激波损失和两侧的塞锥单元的溢流损失，使塞式喷管发动机性能得到进一步的提高并有效减少了液氢/液氧推进剂的使用量。

上述液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机已能满足该飞行器从地面垂直发射上升到近地轨道的动力要求，设计的塞锥可以很好适应上升过程中气压的大范围变化。在上升过程特别是在入轨后执行在轨任务时，气动舵面的效果较弱或不起作用，这时就要求发动机能进行推力矢量控制。这里气动塞式喷管发动机是通过调节不同单元推力室的流量实现推力的矢量控的，如上、下侧流量不同时就可实现俯仰控制，左、右两侧流量不同时可实现偏航控制，如果左、右两侧总流量相同而塞锥表面左右侧的垂直合压力反向时可实现滚转控制。

为使飞行器水平亚音速滑翔时是纵向稳定的，并且在较大攻角范围内都具有足够的纵向稳定性和良好的操纵性，合理安置了水平翼，这里水平翼为梯形翼，展弦比为3.0，前缘后掠角为40°，后缘后掠角为15°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，水平翼根弦前缘距头部顶点的距离为机身总长度的3.95～4.0倍。由于机身不是上下对称的，在零攻角时机身俯仰力矩不为零，为配平该零攻角力矩并增大航向稳定性和减小滚转稳定性，水平翼具有20°上反角，翼根弦线与机身水平剖面成20°，翼根前缘朝下倾斜安装，根部贴紧机身外壁面且连接没有缝隙，水平翼根弦前缘距机身底面的最大距离为机身最大高度的3.95～4.0倍；为满足飞行控制要求，水平翼后缘的副翼面积占水平翼面积的40％。

为使飞行器是航向稳定的，安置了一对垂直尾翼，这里垂直尾翼为梯形翼，展弦比为0.34-0.5，前缘后掠角为20°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，根部贴紧舱段外壁面且连接没有缝隙。所述垂直尾翼的面积为水平翼面积的23％-26％。垂直尾翼根弦前缘距头部顶点的距离为机身总长度的3.95-4.0倍；两片垂直尾翼根弦前缘间的距离为机身底部宽度的3.95-4.0倍；方向舵面积占水平翼面积的40％。

飞行器在上升和返回再入过程中都会经历超声速过程，为保证超声速飞行过程中气动俯仰控制的有效性和提高操纵效率，在飞行器底部设置了体襟翼。经气动优化设计，采用的体襟翼平面形状为矩形，展弦比为2-3，翼型的相对厚度为平均弦长的7％，体襟翼的面积为水平翼面积的23％-26％。

本发明与现有技术相比具有下列效果和优点：

(1)该飞行器气动布局无助推器，采用单级从地面垂直发射入轨；在完成任务后能返回大气层并水平滑翔着陆，回收后可完全重复使用。本发明的发射使用费用低、发射准备周期短并且可靠性高。

(2该飞行器的机身采用钝头升力体外形。经过优化设计，使机身拥有更大有效容积的同时飞行器在低速、超声速和高超声速等飞行马赫数内都要具有良好的操纵性和稳定性，升阻比高，并且返回再入时的热负荷小。

(3)采用液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机作为该飞行器的动力，与常规的钟形喷管发动机相比，它体积更小、结构质量小；而且它在各种飞行高度上都能达到最佳膨胀比，因而性能很高，减少了推进剂的使用量。另外对塞式喷管发动机的外露型面联同飞行器外形一起进行了优化设计，使塞式喷管发动机与机身外形能很好的匹配从而提高了飞行器整体性能并有效减小了飞行器的底部阻力。发动机的单元推力室采用圆转方喷管，并且在塞锥两侧设置流线形的挡板，这些设计减少了塞锥单元射流间的干涉激波损失和两侧塞锥单元的溢流损失，使塞式喷管发动机性能得到进一步的提高，并进一步减少了推进剂的携带量。

(4)通过对翼面的合理设计和配置，使飞行器在较大攻角范围内都具有足够的纵向稳定性和良好的操纵性，并且使飞行器在所有工作马赫数范围内(从低速到高超声速)气动特性变化小，简化了操纵系统。

附图说明

图1.跨大气层重复使用飞行器俯视示意图；

图2.跨大气层重复使用飞行器侧视示意图；

图3.跨大气层重复使用飞行器正视示意图；

图4.跨大气层重复使用飞行器后视示意图；

图5.液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机示意图；

图6.单元推力室出口面正视示意图。

图中：

1为头部，2为机身，3为水平翼，4为滚转副翼，5为体襟翼，6为液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机，7为挡板，8为垂直尾翼，9为方向舵，601为单元推力室，602为塞锥。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步的描述。

如图1和图2所示，本发明提供的跨大气层重复使用飞行器布局包括头部1、机身2、水平翼3、垂直尾翼8、体襟翼5和一台液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机6。两片倾斜的水平翼3设置在机身2尾部两侧，两片垂直尾翼8设置在机身2的背部，在机身2底部下表面还设置了两片体襟翼5。液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机6设置在机身2尾部位置。该布局无助推器，单级就可从地面发射入轨，并能返回滑翔着陆而重复使用。

所述的水平翼3后缘设有滚转副翼4，垂直尾翼8后缘设有方向舵9。在飞行器气动控制有效时，两片体襟翼5提供高超声速下的俯仰和滚动控制，由两个倾斜水平翼3上的滚转副翼4提供其余飞行状态的俯仰与滚动控制和高超声速下的偏航控制，低速偏航控制由垂直尾翼8上的方向舵9提供。

经机身2与发动机6的一体化优化设计后，本发明采用的液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机6的宽度为机身2底部宽度的40％，如图4，发动机6露出机身2底部的长度为机身2长度的3.5％-4％。所述的发动机6由多个单元推力室601和塞锥602组成，如图5所示，单元推力室601采用圆转方喷管形式，即喷管喉部截面为圆形，出口为方形，见图6；发动机6的塞锥602型面采用“抛物线+三次曲线”组合曲线，塞锥602经过截短，截短率为30％；塞锥602两侧设置了流线形的挡板7，如图4，挡板7可以减少塞锥602射流间的干涉激波损失和两侧单元的溢流损失。发动机6通过调节不同单元推力室601的流量来实现推力矢量控制。

本发明的机身2采用钝头的升力体外形，如图2，头部1为球冠形状，如图3，球冠的最大截面直径为机身2底部宽度的30％；机身2长度为底部宽度的2.3倍；机身2水平剖面形状为“钝头三角形前体+圆弧形尾部收缩段”，钝头三角形两侧边夹角为26°，圆弧形尾部与钝头三角形侧边相切，圆弧中心角为23°；钝头三角形前体长度为机身2长度的73％；机身2纵向剖面形状为“多段光滑高次曲线+矩形尾部”，光滑曲线部分长度为机身2长度的88％；机身2的最大高度为机身2底部宽度的63.6％；机身2底部型面为带圆弧角的矩形，上侧圆弧角半径为底部宽度的21.8％，下侧圆弧角半径为底部宽度的5.45％；整个机身2外表面处处连续光滑过渡。

本发明的水平翼3为梯形翼，如图3，展弦比为3.2，前缘后掠角为50°，后缘后掠角为17.5°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，水平翼3上反角为20°，翼根弦线与机身水平剖面成20°，翼根前缘朝下倾斜安装，根部贴紧机身2外壁面且连接没有缝隙；水平翼3根弦前缘距头部1顶点的距离为机身2长度的0.82～0.83倍；水平翼3根弦前缘距机身2底面的最大距离为机身2最大高度的0.38-0.39倍；水平翼3后缘的滚转副翼4面积占水平翼3面积的40％。

本发明的垂直尾翼8为梯形翼，如图2，展弦比为2.6，前缘后掠角为50°，后缘后掠角为20.8°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，根部贴紧机身2外壁面且连接没有缝隙。所述垂直尾翼8的面积为水平翼3面积的37％～38％。垂直尾翼8根弦前缘距头部1顶点的距离为机身2长度的0.87～0.89倍；两片垂直尾翼8根弦前缘间的距离为机身2底部宽度的0.4-0.45倍；方向舵9面积占垂直尾翼8面积的41％。

本发明的体襟翼5为矩形，如图1、图4，展弦比为2.9，翼型的相对厚度为平均弦长的7％，体襟翼5的面积为水平翼3面积的8.5％～106％。

本发明在高超声速下的升阻比(升力与阻力的比值)为1.5，最大亚声速升阻比约为4.8，为应付紧急情况提供了足够的横向机动能力，其典型的飞行工作方式如下：飞行器采取如同火箭一样的垂直发射方式，发动机6点火后飞行器升空进入程序转弯。上升过程中在气动控制有效时则主要采取气动舵面控制飞行器的姿态，两片体襟翼5提供高超声速下的俯仰和滚动控制，由两个倾斜水平翼3上的滚转副翼4提供其余飞行状态的俯仰与滚动控制和高超声速下的偏航控制，低速偏航控制由垂直尾翼8上的方向舵9提供。当接近入轨高度时，大气变得稀薄，气动舵面失效，则改由液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机6的推力矢量控制方式对飞行器的入轨姿态进行调整和保持。当完成轨道任务后，飞行器再入大气层，此时配平攻角约35°，当气动舵面再次变得有效时，则通过气动舵面控制飞行器的姿态和滑翔飞行。飞行器进场速度约110m/s，着陆速度约91m/s，比航天飞机慢约20s，着陆攻角约6°。飞行器着陆回收后可仅经过7天准备就能再次进行下次发射飞行任务。

Claims (1)

1.一种跨大气层重复使用飞行器的气动布局，其特征在于：主要包括头部、机身、水平翼、垂直尾翼、体襟翼和发动机，机身尾部两侧设有两片倾斜的水平翼，背部设置两片垂直尾翼，在飞行器底部下表面还设置了两片体襟翼；一台液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机安置在飞行器的机身底部作为动力；

所述水平翼后缘设有滚转副翼，所述垂直尾翼后缘设有方向舵，在飞行器气动控制有效时，两片体襟翼提供高超声速的俯仰和滚动控制，由两个倾斜水平翼上的滚转副翼提供其余飞行状态的俯仰与滚动控制和高超声速下的偏航控制，低速偏航控制由垂直尾翼上的方向舵提供；

所述液氢/液氧线性塞式喷管火箭发动机的宽度为飞行器底部宽度的40％，发动机露出机身底部的长度为飞行器机身长度的3.5％-4％；所述发动机包括单元推力室和塞锥两部分，单元推力室采用圆转方喷管形式，即喷管喉部截面为圆形，出口为方形；发动机的塞锥型面采用“抛物线+三次曲线”组合曲线，塞锥经过截短，截短率为30％；塞锥两侧设置有流线形的挡板；该发动机通过调节不同单元推力室的流量实现推力的矢量控制；

所述机身采用钝头的升力体外形，钝头部为球冠形状，球冠的最大截面直径为机身底部宽度的30％；机身总长度为底部宽度的2.3倍；机身水平剖面形状为“钝头三角形前体+圆弧形尾部收缩段”，三角形两侧边夹角为26°，圆弧段尾部与三角形侧边相切，圆弧中心角为23°；钝头三角形前体长度为机身长度的73％；机身纵向剖面形状为“多段光滑高次曲线+矩形尾部”，光滑曲线部分长度为机身长度的88％；机身的最大高度为机身底部宽度的63.6％；机身底部型面为带圆弧角的矩形，上侧圆弧角半径为底部宽度的21.8％，下侧圆弧角半径为底部宽度的5.45％；整个机身外表面处处连续光滑过渡；

所述水平尾翼为梯形翼，展弦比为3.2，前缘后掠角为50°，后缘后掠角为17.5°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，水平翼上反角为20°，翼根弦线与机身水平剖面成20°，翼根前缘朝下倾斜安装，根部贴紧机身外壁面且连接没有缝隙；水平翼根弦前缘距头部顶点的距离为机身长度的0.82～0.83倍；水平翼根弦前缘距机身底面的最大距离为机身最大高度的0.38～0.39倍；水平翼后缘的滚转副翼面积占水平翼面积的40％；

所述垂直尾翼为梯形翼，展弦比为2.6，前缘后掠角为50°，后缘后掠角为20.8°，翼型的相对厚度为平均弦长的6％，根部贴紧机身外壁面且连接没有缝隙，所述垂直尾翼的面积为水平翼面积的37％～38％；垂直尾翼根弦前缘距头部顶点的距离为机身长度的0.87～0.89倍；两片垂直尾翼根弦前缘间的距离为机身底部宽度的0.4～0.45倍；方向舵面积占垂直尾翼面积的41％；所述体襟翼为矩形，展弦比为2.9，翼型的相对厚度为平均弦长的7％，体襟翼的面积为水平翼面积的8.5％～106％。