CN107063006B - 一种可重复使用航天运载系统及往返方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种可重复使用航天运载系统及往返方法，包括地面发射回收跟踪指挥通信控制系统、主推火箭动力系统、航空动力系统、气动分离单元、过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统、供电发电系统、返回着陆系统，航天运载航天运载系统垂直起飞垂直软着陆，集成航空发动机与航天火箭各自的优点，使用后除主推火箭发动机喷管需要更换外，其他组成均可以重复使用，累计飞行时间可达800小时，降低发射费用。

Description

一种可重复使用航天运载系统及往返方法

技术领域

本发明涉及航天运载技术领域，具体为一种可重复使用航天运载系统及往返方法。

背景技术

近年来，商务航天发射需求迅猛，市场竞争日益激烈，商务航天发射技术日益成熟，商业航天市场竞争逐渐从过去单纯的技术竞争，转变为成本的竞争，而成本的竞争又促进技术进步，商业航天发射的成本主要体现在运载火箭为一次性产品，不能重复使用，因而为降低成本，国外许多航天企业已经研制可重复使用的航天运载工具，著名的有美国的航天飞机，但因其维护成本太高，多次使用的可靠性低，在上世纪已经退出航天发射市场，进入新世纪后，美国民营航天SpaceX公司研制的猎鹰9号运载火箭以成功实现安全软着陆回收，但可以预见，猎鹰9号运载火箭如要重复使用，其火箭燃料储箱或许可以重复使用外，仍然需要更换价值昂贵的火箭发动机燃烧室、喷管组件及其它附件，本发明提出一种可重复使用航天运载系统及往返方法，集成航空发动机与航天火箭各自的优点，重复使用次数多，平摊发射成本，降低发射费用。

发明内容

本发明一种可重复使用航天运载系统及往返方法，包括地面发射回收跟踪指挥通信控制系统、主推火箭动力系统，还包括航空动力系统、气动分离单元、过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统、供电发电系统、返回着陆系统，航天运载航天运载系统垂直起飞垂直软着陆，竖立状态自上而下结构依次由过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、主推火箭动力系统对接集成主干；

其中：主推火箭动力系统包括火箭结构本体、LNG(液体天然气)液体火箭发动机、燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统、火箭喷管、多种承力支架等结构附件，火箭喷管位于液体火箭发动机下端模块化集成结构布置在火箭结构本体内下段中央，多种承力支架固定在火箭结构本体内壁，燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统按质量均布原则通过承力支架固定在火箭结构本体内；

其中：航空动力系统包括2套以上航空涡喷发动机、摆动喷管、燃料储箱及供给系统，摆动喷管集成在航空涡喷发动机下端，航空涡喷发动机外壳喷涂耐烧蚀隔热涂层，航空涡喷发动机均匀环绕布置固定在航空动力燃料舱柱段中部外面，燃料储箱及供给系统按质量均匀原则布置在航空动力燃料舱内；航空动力系统主要为航天运载系统返回提供反推力和直接控制稳定力，保证航天运载系统恢复到发射时铅垂状态平稳着陆；

其中：过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、火箭结构本体外形均为中空圆柱体，内壁为5±1毫米高强度铝合金材质整体3D打印而成基体，外壁为6±1毫米侵胶缠绕轻质耐烧蚀隔热碳纤维复合材料耐烧蚀隔热层；

其中：控制系统、定位定向导航系统、布置于控制舱内，控制舱柱面上开有窗口，定位定向导航及接收地面遥控信号的天线安装在窗口上；

其中：姿态稳定系统包括姿态、稳定执行机构、控制单机，控制单机布置于控制舱内，稳定执行机构包括空气舵，空气舵安装在控制舱下端框外壁；

其中：气动分离单元包括高压气瓶、电磁阀、充放气阀、管路、汽缸、活塞杆，气动分离单元按质量均匀布局在过渡舱内；

其中：供电发电系统包括大容量电池组、发电单元、配电单元，电池组、配电单元布置在过渡舱内，发电单元安装在航空动力燃料舱内、通过航空动力系统提供动力发电、补充电池组电量，配电单元接收控制系统指令给航天运载系统供电；

其中：返回着陆系统由着陆装置和地面软回收装置组成，着陆装置包括激光对准器、电磁软着陆对接单元、防热隔热保护罩，着陆装置安装在火箭结构本体底面；地面软回收装置包括大功率电磁发生器、液压缓冲装置、控制单元、激光靶标、软着陆台；

特别的气动分离单元工质为高压空气或氮气，工作压力不低于14MPa。

特别的主推火箭动力系统中燃料罐、氧化剂储罐长度与火箭结构本体上下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与火箭结构本体一起承力。

特别的航空动力系统燃料储箱长度与航空动力燃料舱下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与航空动力燃料舱一起承力。

特别的空气舵为栅格舵结构，数量与航空发动机数量相同，与航空发动机周向间隔均布。

特别的主推火箭动力系统液体火箭发动机还可以是液态氢、氧发动机。

特别的航空动力系统还可是航空涡扇发动机和航空旋翼发动机。

往返方法包括：

(1)、航天运载航天运载系统与上面级总装测试完成后成待发射火箭运往指定发射地点，主推火箭动力系统加注LNG和氧气，气动分离单元充高压气体，地面发射回收跟踪指挥通信控制系统开启工作；

(2)、完成最后检查的待发射火箭垂直竖立在发射台上，解开与发射台连接的安全栓，接收地面发射回收跟踪指挥通信控制系统点火命令，火箭供电系统启动自供电，航空动力系统和主推火箭动力系统同时点火，火箭发射升空，发电单元同时开始发电为系统供电和为电池组充电；

(3)、当火箭飞行上升到离地面2万米以上高空后，航空动力系统接收控制系统指令停止工作，处于待机状态，火箭在主推火箭动力系统单独工作下继续飞行；

(4)当火箭飞行到航天运载系统与上面级分离预定空域，航天运载系统与上面级解锁，主推火箭动力系统关机，着陆装置抛防热隔热保护罩，气动分离单元接收控制系统指令启动工作，实现航天运载系统与上面级分离；

(5)分离后的航天运载系统在控制系统无动力飞行下降至3万米高空时，航空动力系统接收控制系统指令再次启动工作、航天运载系统在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下，调整飞行方向，飞向预定回收场；

(6)航天运载系统飞到回收场上空后，在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下，调整到头朝上飞行姿态，航空动力系统提供反作用力，航天运载系统减速下降，着陆装置激光对准器和电磁软着陆对接单元启动工作，地面软回收装置启动工作；

(7)定位定向导航系统确定地面软回收装置具体位置，激光对准器瞄准对准激光靶标，大功率电磁发生器工作产生强磁场，航天运载系统在航空动力系统和强磁场共同作用下缓慢着陆到软着陆台上时刻，液压缓冲装置工作，进一步弱化着陆冲击力，实现软回收。

本发明一种可重复使用航天运载系统及往返方法回收后，使用后除主推火箭发动机喷管需要更换喷管外，其他部分诸如：航空动力系统、气动分离单元、过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统、供电发电系统、返回着陆系统、火箭结构本体、LNG(液体天然气)液体火箭发动机、燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统、多种承力支架等结构附件等经检修后均可以重复使用，累计发射工作时间可达800小时。

具体实施方式

现列举一实施例，具体为一种二级运载火箭，本发明一种可重复使用航天运载系统作为一级主推动力系统，包括地面发射回收跟踪指挥通信控制系统、1套主推火箭动力系统，还包括航空动力系统、气动分离单元、1个过渡舱、1个控制舱、1个航空动力燃料舱、控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统、供电发电系统、返回着陆系统，航天运载航天运载系统垂直起飞垂直软着陆，竖立状态自上而下结构依次由过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、主推火箭动力系统对接集成主干；

主推火箭动力系统包括火箭结构本体、LNG(液体天然气)液体火箭发动机、燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统、火箭喷管、多种承力支架等结构附件，火箭喷管位于液体火箭发动机下端模块化集成结构布置在火箭结构本体内下段中央，多种承力支架固定在火箭结构本体内壁，燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统按质量均布原则通过承力支架固定在火箭结构本体内；

航空动力系统包括4套航空涡喷发动机、4套摆动喷管、1套燃料储箱、4套供给系统，摆动喷管集成在航空涡喷发动机下端，航空涡喷发动机外壳喷涂耐烧蚀隔热涂层，航空涡喷发动机均匀环绕布置固定在航空动力燃料舱柱段中部外面，燃料储箱及供给系统按质量均匀原则布置在航空动力燃料舱内；航空动力系统共用1套燃料储箱；

过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、火箭结构本体外形均为中空圆柱体，内壁为5±1毫米高强度铝合金材质整体3D打印而成基体，外壁为6±1毫米侵胶缠绕轻质耐烧蚀隔热碳纤维复合材料耐烧蚀隔热层，过渡段直径2±0.001米，长1±0.005米，控制舱直径2±0.001米，长度2±0.005米，航空动力燃料舱直径2±0.001米，长度3±0.005米，火箭结构本体直径2±0.001米，长度10±0.005米；

控制系统、定位定向导航系统、布置于控制舱内，控制舱柱面上开有窗口，定位定向导航及接收地面遥控信号的天线安装在窗口上；

姿态稳定系统包括姿态、稳定执行机构、控制单机，控制单机布置于控制舱内，稳定执行机构包括空气舵，空气舵安装在控制舱下端框外壁；

气动分离单元包括高压气瓶、电磁阀、充放气阀、管路、汽缸、活塞杆，气动分离单元按质量均匀布局在过渡舱内；

供电发电系统包括大容量电池组、发电单元、配电单元，电池组、配电单元布置在过渡舱内，发电单元安装在航空动力燃料舱内、通过航空动力系统提供动力发电、补充电池组电量，配电单元接收控制系统指令给航天运载系统供电；

返回着陆系统由着陆装置和地面软回收装置组成，着陆装置包括激光对准器、电磁软着陆对接单元、防热隔热保护罩，着陆装置安装在火箭结构本体底面；地面软回收装置包括大功率电磁发生器、液压缓冲装置、控制单元、激光靶标、软着陆台；

气动分离单元工质加注高压氮气，工作压力不低于14MPa。

主推火箭动力系统中燃料罐、氧化剂储罐长度与火箭结构本体上下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与火箭结构本体一起承力。

航空动力系统燃料储箱长度与航空动力燃料舱下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与航空动力燃料舱一起承力。

空气舵为4套栅格舵，数量与航空发动机数量相同，与航空发动机周向间隔均布。

往返方法包括：

(1)、航天运载航天运载系统与上面级总装测试完成后成待发射火箭运往指定发射地点，主推火箭动力系统加注LNG和氧气，气动分离单元充高压氮气，地面发射回收跟踪指挥通信控制系统开启工作；

(2)、完成最后检查的待发射火箭垂直竖立在发射台上，解开与发射台连接的安全栓，接收地面发射回收跟踪指挥通信控制系统点火命令，火箭供电系统启动自供电，航空动力系统和主推火箭动力系统同时点火，火箭发射升空，发电单元同时开始发电为系统供电和为电池组充电；

(3)、当火箭飞行上升到离地面2万米以上高空后，航空动力系统接收控制系统指令停止工作，处于待机状态，火箭在主推火箭动力系统单独工作下继续飞行；

(4)当火箭飞行到航天运载系统与上面级分离预定空域，航天运载系统与上面级解锁，主推火箭动力系统关机，着陆装置抛防热隔热保护罩，气动分离单元接收控制系统指令启动工作，实现航天运载系统与上面级分离；

(5)分离后的航天运载系统在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下无动力滑行下降至3万米高空时，航空动力系统接收控制系统指令再次启动工作、调整飞行方向，飞向预定回收场；

(6)航天运载系统飞到回收场上空后，在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下，调整到头朝上飞行姿态，航空动力系统提供反作用力，航天运载系统减速下降，着陆装置激光对准器和电磁软着陆对接单元启动工作，地面软回收装置启动工作；

(7)定位定向导航系统确定地面软回收装置具体位置，激光对准器瞄准对准激光靶标，大功率电磁发生器工作产生强磁场，航天运载系统在航空动力系统和强磁场共同作用下缓慢着陆到软着陆台上时刻，液压缓冲装置工作，进一步弱化着陆冲击力，实现软回收。

Claims (8)

1.一种可重复使用航天运载系统，包括地面发射回收跟踪指挥通信控制系统、主推火箭动力系统，还包括航空动力系统、气动分离单元、过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统、供电发电系统、返回着陆系统，航天运载系统垂直起飞垂直软着陆，竖立状态自上而下结构依次由过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、主推火箭动力系统对接集成主干；

其中：主推火箭动力系统包括火箭结构本体、LNG(液体天然气)液体火箭发动机、燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统、火箭喷管、多种承力支架结构附件，火箭喷管与液体火箭发动机构成模块化集成结构，火箭喷管位于液体火箭发动机下端，火箭喷管与液体火箭发动机布置在火箭结构本体内下段中央，多种承力支架固定在火箭结构本体内壁，燃料罐及燃料供给系统、氧化剂储罐及氧化剂供给系统按质量均布原则通过承力支架固定在火箭结构本体内；

其中：航空动力系统包括2套以上航空涡喷发动机、摆动喷管、燃料储箱及供给系统，摆动喷管集成在航空涡喷发动机下端，航空涡喷发动机外壳喷涂耐烧蚀隔热涂层，航空涡喷发动机均匀环绕布置固定在航空动力燃料舱柱段中部外面，燃料储箱及供给系统按质量均匀原则布置在航空动力燃料舱内；航空动力系统为航天运载系统返回提供反推力和直接控制稳定力，保证航天运载系统恢复到发射时铅垂状态平稳着陆；

其中：过渡舱、控制舱、航空动力燃料舱、火箭结构本体外形均为中空圆柱体，内壁为5±1毫米高强度铝合金材质整体3D打印而成基体，外壁为6±1毫米侵胶缠绕轻质耐烧蚀隔热碳纤维复合材料耐烧蚀隔热层；

其中：控制系统、定位定向导航系统、布置于控制舱内，控制舱柱面上开有窗口，定位定向导航系统及接收地面遥控信号的天线安装在窗口上；

其中：姿态稳定系统包括姿态、稳定执行机构、控制单机，控制单机布置于控制舱内，稳定执行机构包括空气舵，空气舵安装在控制舱下端框外壁；

其中：气动分离单元包括高压气瓶、电磁阀、充放气阀、管路、汽缸、活塞杆，气动分离单元按质量均匀布局在过渡舱内；

其中：供电发电系统包括大容量电池组、发电单元、配电单元，电池组、配电单元布置在过渡舱内，发电单元安装在航空动力燃料舱内、通过航空动力系统提供动力发电、补充电池组电量，配电单元接收控制系统指令给航天运载系统供电；

其中：返回着陆系统由着陆装置和地面软回收装置组成，着陆装置包括激光对准器、电磁软着陆对接单元、防热隔热保护罩，着陆装置安装在火箭结构本体底面；地面软回收装置包括大功率电磁发生器、液压缓冲装置、控制单元、激光靶标、软着陆台。

2.一种可重复使用航天运载系统往返方法包括：

(1)、航天运载航天运载系统与上面级总装测试完成后成待发射火箭运往指定发射地点，主推火箭动力系统加注LNG和氧气，气动分离单元充高压气体，地面发射回收跟踪指挥通信控制系统开启工作；

(2)、完成最后检查的待发射火箭垂直竖立在发射台上，解开与发射台连接的安全栓，接收地面发射回收跟踪指挥通信控制系统点火命令，火箭供电系统启动自供电，航空动力系统和主推火箭动力系统同时点火，火箭发射升空，发电单元同时开始发电为系统供电和为电池组充电；

(3)、当火箭飞行上升到离地面2万米以上高空后，航空动力系统接收控制系统指令停止工作，处于待机状态，火箭在主推火箭动力系统单独工作下继续飞行；

(4)、当火箭飞行到航天运载系统与上面级分离预定空域，航天运载系统与上面级解锁，主推火箭动力系统关机，着陆装置抛防热隔热保护罩，气动分离单元接收控制系统指令启动工作，实现航天运载系统与上面级分离；

(5)、分离后的航天运载系统在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下无动力滑行下降至3万米高空时，航空动力系统接收控制系统指令再次启动工作、调整飞行方向，飞向预定回收场；

(6)、航天运载系统飞到回收场上空后，在控制系统、姿态稳定系统、定位定向导航系统共同作用下，调整到头朝上飞行姿态，航空动力系统提供反作用力，航天运载系统减速下降，着陆装置激光对准器和电磁软着陆对接单元启动工作，地面软回收装置启动工作；

(7)、定位定向导航系统确定地面软回收装置具体位置，激光对准器瞄准对准激光靶标，大功率电磁发生器工作产生强磁场，航天运载系统在航空动力系统和强磁场共同作用下缓慢着陆到软着陆台上时刻，液压缓冲装置工作，进一步弱化着陆冲击力，实现软回收。

3.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，气动分离单元工质为高压空气或氮气，工作压力不低于14MPa。

4.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，主推火箭动力系统中燃料罐、氧化剂储罐长度与火箭结构本体上下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与火箭结构本体一起承力。

5.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，航空动力系统燃料储箱长度与航空动力燃料舱下端框内长度相同，分别与上下端框固连，长度方向与航空动力燃料舱一起承力。

6.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，空气舵为栅格舵结构，数量与航空发动机数量相同，与航空发动机周向间隔均布。

7.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，主推火箭动力系统液体火箭发动机类型还包括液态氢、氧发动机。

8.根据权利要求1所述的一种可重复使用航天运载系统，航空动力系统航空发动机类型还包括航空涡扇发动机和航空旋翼发动机。