CN107235159A - 一种三级入轨航天运载器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种三级入轨航天运载器,包括第一级RBCC动力飞行器、第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器,第二级RBCC动力飞行器设置在第一级RBCC动力飞行器的背部,第三级火箭动力飞行器设置在第二级RBCC动力飞行器的内部。该一种三级入轨航天运载器对起飞推力要求低,提高发动机的性能和整体效率。
Description
技术领域
本发明属于航天运载发射技术领域,具体涉及一种三级入轨航天运载器。
背景技术
目前航天发射运载器在整个飞行过程均以火箭发动机为动力,且采用垂直起飞方案。由于火箭发动机需要自带氧化剂和燃料,因此其比冲性能相对较低、运载器的经济性较差。目前国内外技术人员正在研究多种吸气式发动机,例如火箭基组合循环(简称RBCC)发动机、涡轮基组合循环(简称TBCC)发动机和吸气式火箭发动机等,在大气层内飞行时充分吸收空气中的氧气,减小了氧化剂的携带量,提高了发动机的比冲性能和运载器的经济性。但是以这些发动机为动力的新型运载器方案均是采用了两级入轨,整个运载器的起飞质量很大。由于两级入轨的每一级运载器飞行马赫数Ma跨度都比较大(最大跨度超过10Ma),因此其技术难度也较高。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足,提供一种对起飞推力要求低,提高发动机的性能和整体效率的三级入轨航天运载器。
为解决上述技术问题,本发明采用的技术方案是,一种三级入轨航天运载器,包括第一级RBCC动力飞行器、第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器,第二级RBCC动力飞行器设置在第一级RBCC动力飞行器的背部,第三级火箭动力飞行器设置在第二级RBCC动力飞行器的内部。
进一步地,在起飞及低速段时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时工作。
进一步地,在起飞后,调节第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机的主火箭流量。
进一步地,该航天运载器水平起飞,第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道,第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为可重复使用型。
进一步地,该第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为升力体构型。
进一步地,在该航天运载器飞行速度Ma大于8马赫时,且所述第二级RBCC动力飞行器的发动机点火时,所述第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
进一步地,在该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,且所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火时,所述第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
本发明还公开了上述一种三级入轨航天运载器的使用方法,包括以下步骤:
步骤1、第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时点火,且均以火箭引射模态工作,使该航天运载器从地面滑行、加速;其中,各发动机内的主火箭均处于各自的额定流量状态。
步骤2、该航天运载器的滑行速度达到Ma=0.4~0.5马赫时,航天运载器离地起飞,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机处仍均于火箭引射模态工作模式,各发动机内的主火箭均仍处于各自的额定流量状态。
步骤3、该航天运载器的滑行速度达到Ma=1.5~1.6马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小至40%~50%额定流量,第二级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小到15%~25%额定流量。
步骤4、该航天运载器飞行速度达到Ma=2.5马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小到10%额定流量。
步骤5、该航天运载器飞行速度达到Ma=8马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机点火,第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
步骤6、该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火工作,所述第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
步骤7、所述第三级火箭动力飞行器将有效载荷送入轨道。
进一步地,在步骤4和步骤5之间还包括以下步骤:
该航天运载器飞行速度达到Ma=5.5马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机保持亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=7马赫时,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入超燃冲压模态,该发动机的主火箭流量保持为0。
进一步地,在步骤5和步骤6之间还包括以下:
所述第二级RBCC动力飞行器点火后,以超燃冲压模态工作,该发动机的主火箭流量为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=10马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机以火箭超燃模态工作,该发动机的主火箭流量为60%额定流量;
该航天运载器飞行速度达到Ma=12马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭进气道,以纯火箭模态工作,该发动机的主火箭流量为100%额定流量。
本发明一种三级入轨航天运载器具有如下优点:1.第一级RBCC动力飞行器的飞行马赫数跨度为8,第二级RBCC动力飞行器的飞行马赫数跨度为7~8,分布比较均衡;第三级火箭动力飞行器的飞行马赫数跨度不超过10,从而有效降低了每一级飞行器和发动机的设计难度。
2.充分利用了RBCC发动机和火箭发动机的优势,在大气层内充分使用了吸气式发动机,在高空空气稀薄时使用火箭发动机和吸气式发动机组合,在不同的飞行速度区间内使用了最佳的发动机方案。计算表明:对于同样的轨道高度和有效载荷质量,本发明中的运载器地面起飞质量要比其它方案低15%。
3.航天运载器水平起飞,对起飞推力的要求相对较低。
4.起飞和低速段时,第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机共同工作,提高了低速段的发动机推力。
5.第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机的主火箭流量需要调节,有利于提高发动机的性能和整体效率。
附图说明
图1为一种三级入轨航天运载器的任务剖面图;
其中:①为第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器发动机共同工作,②为第一级RBCC动力飞行器的发动机独立工作,③为第二级RBCC动力飞行器发动机工作,④为第三级火箭动力飞行器的发动机工作,⑤为第二级RBCC动力飞行器返回原发射场,⑥为第一级RBCC动力飞行器返回原发射场,O点为发射场原点,A点为Ma=2.5马赫时第二级RBCC动力飞行器发动机关机点,B点为第一级RBCC动力飞行器与第二RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点,C点为第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点,H1为运载发射的目标轨道高度;
图2为实施实例中的飞行轨迹图;
图3为实施实例中的速度剖面图。
具体实施方式
本发明一种三级入轨航天运载器,包括第一级RBCC动力飞行器、第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器,第二级RBCC动力飞行器设置在第一级RBCC动力飞行器的背部,第三级火箭动力飞行器设置在第二级RBCC动力飞行器的内部。该第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为升力体构型。在起飞和低速段时,第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时工作,共同工作,提高了低速段的发动机推力。低速段是该指航天运载器的飞行速度低于Ma=2.5马赫时。
该航天运载器在起飞后,调节第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机的主火箭流量。有利于提高发动机的性能和整体效率。本申请中出现的主火箭流量是指是指主火箭的推进剂总流量。
本发明中的航天运载器水平起飞,第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道,第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为可重复使用型。在该航天运载器飞行速度Ma大于8马赫时,且第二级RBCC动力飞行器的发动机点火时,第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。在该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,且第三级火箭动力飞行器的发动机点火时,第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道,然后采用现有的返回式卫星或飞船的方式进行回收。
本发明一种三级入轨航天运载器的任务剖面如图1所示,其中:①为第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器发动机共同工作,②为第一级RBCC动力飞行器的发动机独立工作,③为第二级RBCC动力飞行器发动机工作,④为第三级火箭动力飞行器的发动机工作,⑤为第二级RBCC动力飞行器返回原发射场,⑥为第一级RBCC动力飞行器返回原发射场,O点为发射场原点,A点为Ma=2.5马赫时第二级RBCC动力飞行器发动机关机点,B点为第一级RBCC动力飞行器与第二RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点,C点为第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点,H1为运载发射的目标轨道高度。
本发明公开了上述的一种三级入轨航天运载器的使用方法,包括以下步骤:
步骤1、第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时点火,且均以火箭引射模态工作,使该航天运载器从地面滑行、加速;其中,各发动机内的主火箭均处于各自的额定流量状态;
步骤2、该航天运载器的滑行速度达到Ma=0.4~0.5马赫时,航天运载器离地起飞,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机处仍均于火箭引射模态工作模式,各发动机内的主火箭均仍处于各自的额定流量状态;
步骤3、该航天运载器的滑行速度达到Ma=1.5~1.6马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小至40%~50%额定流量,第二级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小到15%~25%额定流量;
步骤4、该航天运载器飞行速度达到Ma=2.5马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小到10%额定流量;
该航天运载器飞行速度达到Ma=5.5马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机保持亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=7马赫时,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入超燃冲压模态,该发动机的主火箭流量保持为0;
步骤5、该航天运载器飞行速度达到Ma=8马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机点火,第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
该第二级RBCC动力飞行器点火后,以超燃冲压模态工作,该发动机的主火箭流量为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=10马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机以火箭超燃模态工作,该发动机的主火箭流量为60%额定流量;
该航天运载器飞行速度达到Ma=12马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭进气道,以纯火箭模态工作,该发动机的主火箭流量为100%额定流量;
步骤6、该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火工作,所述第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场;
步骤7、该第三级火箭动力飞行器将有效载荷送入轨道后,采用现有的返回式卫星或飞船的回收方式将其回收。
实施实例
以200km圆轨道、500kg有效载荷为例,计算了本发明中的三级入轨航天运载器的总体参数和轨迹,如图2和图3。
图2和图3中OA段为第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器的发动机共同工作,AB段为第一级RBCC动力飞行器的发动机独立工作,BC段为第二级RBCC动力飞行器的发动机工作,CD段为第三级火箭动力飞行器的发动机工作。在A点为Ma=2.5马赫时,第二级RBCC动力飞行器的发动机关机点,B点为第一级RBCC动力飞行器与第二RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点,C点为第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点。
从该实例得出,本发明采用的三级运载方案运载能力高。该运载器的总起飞质量为325吨,运载系数为1.54%,第一级RBCC动力飞行器的总质量为180吨,第二级RBCC动力飞行器的总质量为67吨,第三级火箭动力飞行器的总质量为38吨,其中包含500kg的有效载荷。
Claims (10)
1.一种三级入轨航天运载器,其特征在于,包括第一级RBCC动力飞行器、第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器,所述第二级RBCC动力飞行器设置在第一级RBCC动力飞行器的背部,所述第三级火箭动力飞行器设置在第二级RBCC动力飞行器的内部。
2.如权利要求1所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,在起飞及低速段时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时工作。
3.如权利要求2所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,在起飞后,调节第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机的主火箭流量。
4.如权利要求3所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,该航天运载器水平起飞,所述第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道,所述第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为可重复使用型。
5.如权利要求1、2、3或4所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,所述第一级RBCC动力飞行器和第二级RBCC动力飞行器均为升力体构型。
6.如权利要求5所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,在该航天运载器飞行速度Ma大于8马赫时,且所述第二级RBCC动力飞行器的发动机点火时,所述第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
7.如权利要求5所述的一种三级入轨航天运载器,其特征在于,在该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,且所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火时,第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
8.一种如权利要求1-7中任一项所述的三级入轨航天运载器的使用方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤1、第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机同时点火,且均以火箭引射模态工作,使该航天运载器从地面滑行、加速;其中,各发动机内的主火箭均处于各自的额定流量状态;
步骤2、该航天运载器的滑行速度达到Ma=0.4~0.5马赫时,航天运载器离地起飞,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机和第二级RBCC动力飞行器的发动机处仍均于火箭引射模态工作模式,各发动机内的主火箭均仍处于各自的额定流量状态;
步骤3、该航天运载器的滑行速度达到Ma=1.5~1.6马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小至40%~50%额定流量,第二级RBCC动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小到15%~25%额定流量;
步骤4、该航天运载器飞行速度达到Ma=2.5马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小到10%额定流量;
步骤5、该航天运载器飞行速度达到Ma=8马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机点火,第一级RBCC动力飞行器与第二级RBCC动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场;
步骤6、该航天运载器飞行速度达到Ma=15~16马赫时,所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火工作,所述第二级RBCC动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离,并返回发射场。
步骤7、所述第三级火箭动力飞行器将有效载荷送入轨道。
9.一种如权利要求8所述的三级入轨航天运载器的使用方法,其特征在于,在步骤4和步骤5之间还包括以下步骤:
该航天运载器飞行速度达到Ma=5.5马赫时,所述第一级RBCC动力飞行器的发动机保持亚燃冲压模态,该发动机的主火箭流量减小为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=7马赫时,第一级RBCC动力飞行器的发动机转入超燃冲压模态,该发动机的主火箭流量保持为0。
10.一种如权利要求9所述的三级入轨航天运载器的使用方法,其特征在于,在步骤5和步骤6之间还包括以下:
第二级RBCC动力飞行器点火后,以超燃冲压模态工作,该发动机的主火箭流量为0;
该航天运载器飞行速度达到Ma=10马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机以火箭超燃模态工作,该发动机的主火箭流量为60%额定流量;
该航天运载器飞行速度达到Ma=12马赫时,所述第二级RBCC动力飞行器的发动机关闭进气道,以纯火箭模态工作,该发动机的主火箭流量为100%额定流量。
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Legal Events
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PB01 | Publication | ||
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SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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GR01 | Patent grant | ||
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