CN106043705B - 无支腿的可复用空射运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种挂载在超音速战斗机或轰炸机机身中线挂架上的，长度不受载机前起落架限制的、无支腿的可复用空射运载火箭。箭体在载机前起落架位置处有相对的上下长条形开口。滑跑时，开口的上下盖板向箭体内打开形成竖向通道，前起落架可正常放下。起飞后上下盖板闭合在箭体内形成空腔，随后被来自载机内液箱中的液体填满。复用构型类似Roton运载火箭，火箭头部有可展开的旋翼，尾部采用塞式喷管，塞式喷管底面必须与落点处放置的stewart平台台面相配合。stewart平台的周围必须有与箭体中部接触并扶住箭体的设备，以免箭体倾倒。则箭体可以很长且无支腿。载荷适配器尾部必须有缺口以便与旋翼系统相容。

Description

无支腿的可复用空射运载火箭

技术领域

本发明涉及一种挂载在超音速战斗机或轰炸机机身中线挂架上的空中发射的可复用运载火箭，特别是涉及一种箭体头部可以前出至载机前起落架前面的、无支腿的可复用空射运载火箭。

背景技术

利用现役或退役的超音速战斗机或轰炸机，通过在其机身中线挂架上挂载空中发射的运载火箭而实现的卫星运载系统，不必另行研制载机，具有实现成本低的特点。且运载火箭分离时为高空超音速，性能较高。但现有的挂载在超音速战斗机或轰炸机机身中线挂架上的空中发射的运载火箭，其箭体头部必须在载机前起落架的后面，否则会使载机前起落架无法放下，导致载机无法正常滑跑起飞。如此的空射运载火箭必然长度较短，燃料装载量少，运载能力低。无对应专利的现有Roton构型的可复用运载火箭，采用上细下粗的长圆台形箭体，由于其箭体底部很宽，其降落时展开的支腿可以较为小巧。但这种长圆台形状显然无法用于空射运载火箭。改为圆柱形箭体，则为了降落时站稳，必须确保展开后的支腿有较大宽度，只能采用很长很大的支腿。但这样的支腿重量阻力都很大。以下文中的载荷是指卫星或卫星/上面级组合体。另外，Roton火箭是单级入轨的，载荷可放在箭体后部，入轨后通过大尺寸的舱门部署进轨道。而本空射火箭是圆柱形箭体，后部直径极其有限，比载荷直径大不了多少，不能开大尺寸的舱门，所以载荷必须放在火箭前端。这就面临一个载荷适配器尾部与旋翼桨枢相互干扰的问题。

发明内容

本发明要解决的第一个技术问题是如何使一个长度超长的箭体不与载机前起落架的收放发生干扰。为解决上述技术问题，本发明所描述的箭体有上下相对的两个长条形开口，开口位置就在收起的载机前起落架的正下方。上开口的盖板是向下向箭体内打开的；下开口的盖板是向上向箭体内打开的。挂有箭体的载机在停在地面和正常起飞滑跑时，上下盖板都是打开的，这样前起落架就可以正常放下，通过上下开口形成的竖向通道支撑在地面上。当载机滑跑起飞后，载机前起落架收起后，上盖板向上闭合，下盖板向下闭合，使箭体外表面形成流线型，并在箭体内形成空腔。然后，载机机身内的液箱通过挂架上的管路向箭体内形成的空腔补加燃料或氧化剂或单质推进剂。随后，满的箭体被投放执行运载任务。本发明所述的空射运载火箭可以很长，体积很大，运载能力也大。大体积的空射运载火箭可以有条件采用发动机比冲更高的液体运载火箭。

本发明要解决的第二个技术问题是如何彻底去掉支腿。因无支腿，所以发动机的底部必须直接着地，所以不能采用无法受力的钟形喷管，必须采用塞式喷管。为确保塞式喷管在落地时不被撞坏，必须在落点处放置一台stewart平台，以便等效地替代支腿提供的缓冲作用。塞式喷管底面的形状必须与stewart平台台面相配合。如塞式喷管底面为凸球面时，stewart平台台面必须为凹球面，或同为平面。当自高空返回的火箭在旋翼的作用下短暂大致停悬在stewart平台上方时，stewart平台在内部六自由度软件的控制下，对准并接触塞式喷管底面，完成承受其重量的任务。与此同时，stewart平台的周围必须有与箭体中部接触并扶住箭体的设备，以免箭体倾倒。能起到这样作用的设备极多，都在公共知识范畴之中，所以不属于本发明申请的内容。例如圆周向心排列的4个活动机械臂，等等。

本发明要解决的第三个技术问题是如何使载荷适配器的尾部不与旋翼桨枢发生干扰。旋翼桨枢位于箭体中轴处，从桨枢径向伸出2或4或6条短枝臂至圆周形的箭体截面边缘处，再在末端通过挥舞铰铰接2或4或6片旋翼。所以圆台形载荷适配器的尾部必须有城垛状的凹状缺口，缺口数等于旋翼数。这样短枝臂就能穿过凹状缺口伸到圆周边缘了。当载荷与载荷适配器分离后，载荷适配器与箭体也要随即分离，然后旋翼就可自由旋转了。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。因火箭头部的旋翼不是本发明要求保护的内容且为了避免不必要的遮挡和保持简洁，图1-5未画出旋翼。

图1至图5是本发明长度不受载机前起落架限制的空射运载火箭的一个具体实施方式的一组示意图。

图6是本发明长度不受载机前起落架限制的空射运载火箭的另一个具体实施方式的一张示意图。

图7是整流罩和载荷已脱离后，载荷适配器还未脱离时，带两片旋翼的火箭示意图。

具体实施方式

图1、图2和图5为载机和箭体在地面静止或滑跑起飞时的状态。图2是载机和箭体在地面静止或滑跑时的侧视图，图1是沿图2中A-A线的剖视图。在图1和图2中3和2分别为向箭体内打开的上下盖板，4为载机前起落架（因此部件不属于本发明，故仅纯示意性地画出），1和5为箭体储箱的前后壁板，6为输液管道，7为载机中心挂架，8为充满液体的载机内部储箱，11为输液管道在箭体储箱后壁板上的出口。9为与上下盖板胶接的软油箱膜片，10为软油箱的另外一部分膜片，这样的设计使得当上下盖板闭合时软油箱自动展开。图5为机构运动简图，3和2分别向箭体内部打开的的上下盖板。图3和图4为载机和箭体在空中飞行时的状态。图4是载机和箭体在空中飞行时的侧视图，图3是沿图4中A-A线的剖视图。在图3和图4中3和2分别为闭合的上下盖板，11为输液管道在箭体储箱后壁板上的出口，8为空的载机内部储箱，12为满的箭体储箱。

图6所示的长度不受载机前起落架限制的空射运载火箭是本发明的另一个具体实施方式。图6用上下对比的方式描绘了箭体的局部－箭体储箱的在地面静止或滑跑和空中飞行的两种状态。与前一种实施方式唯一不同的是软油箱并不胶连在上下盖板上，软油箱为一独立的轴向伸缩的柱状软油箱。图6的上半部对应载机和箭体在地面静止或滑跑起飞时的状态，3为向内打开的上盖板，13为轴向处于收缩状态的柱状软油箱，柱状软油箱底部的环状边缘是胶接在箭体储箱的后壁板上的，柱状软油箱的侧壁在无内部压力时是处于皱状收缩状态的。图6的下半部对应载机和箭体在空中飞行时的状态，2为向下闭合的下盖板，14为轴向处于伸展状态的柱状软油箱。压缩状态的软油箱可以被灌入的液体顶开。

当然，此长度不受载机前起落架限制的空射运载火箭还可采用其它结构，比如完全取消内衬的软油箱，完全依赖上下盖板边缘的密封条，以实现储箱的密封。这样的变化也落在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.无支腿的可复用空射运载火箭，其复用构型与Roton运载火箭一样，火箭头部有可展开的旋翼，其特征在于：首先，箭体有上下相对的两个长条形开口，其位置就在收起的载机前起落架的正下方，上开口的盖板(3)是向下向箭体内打开的，下开口的盖板(2)是向上向箭体内打开的，挂有箭体的载机在停在地面和正常起飞滑跑时，上下盖板都是打开的，这样前起落架就可以正常放下，通过上下开口形成的竖向通道支撑在地面上，当载机滑跑起飞后，载机前起落架收起后，上盖板向上闭合，下盖板向下闭合，使箭体外表面形成流线型，并与箭体储箱的前后壁(1，5)在箭体内形成空腔，然后，载机机身内的液箱(8)通过挂架(7)上的管路(6)，经在箭体储箱后壁板上的出口(11)向箭体内形成的空腔补加燃料或氧化剂或单质推进剂，随后满的箭体被投放执行运载任务；其次，可复用箭体是没有支腿的，其尾部必须采用塞式喷管(17)，并在落点处放置stewart平台，塞式喷管的底面和stewart平台台面必须相配合，要么前者为凸球面后者为凹球面，要么同为平面；第三，载荷适配器(15)的尾部必须有城垛状的凹状缺口(16)，缺口数等于旋翼叶片(20)数，每个缺口都必须能让径向伸出的、连接桨枢与挥舞铰(19)的短枝臂(18)通过，当载荷与载荷适配器分离后，载荷适配器与箭体也要随后分离；第四，需要柱状的内衬软油箱以实现上下盖板闭合后储箱的密封，内衬软油箱的展开方式有a或b两种：a.内衬软油箱的侧壁软膜片(9)与上下盖板远离转轴的侧边胶接，软油箱的另一侧的侧壁软膜片(10)与上下盖板靠近转轴的侧边胶接，当上下盖板闭合时，内衬的软油箱被展开；b.内衬软油箱为一独立的轴向伸缩的柱状软油箱，其底部的环状边缘是胶接在箭体储箱的后壁板上的，其侧壁(13)在无内部压力时是处于皱状收缩状态的，当上下盖板闭合后，内衬的软油箱被灌入的液体顶开，使轴向处于伸展状态的柱状软油箱的顶面(14)与箭体储箱的前壁(1)接触。