CN108657465A - 一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，涉及航空航天设备技术领域。该垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机包括机身、机翼和轮式起落架；机翼设置于机身中后段的两侧；机身的前端内腔设置设备载荷舱，后端内腔设置动力推进舱；轮式起落架设置于机身的下部。本发明的亚轨道飞机，解决了传统飞行器起飞需要载具的不足，提供了一种可以进行垂直起飞、水平降落、机动灵活、方便回收的亚轨道飞机，能够用于将5kg有效载荷运送至60km高度或者实现其他技术目的。大大简化了飞机对于起飞条件的限制，可在狭小空间完成起飞任务，并且能够在普通的机场跑道上进行降落回收，减少了地面人员寻找飞行器的难度，实现了飞行器的重复使用。

Description

一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机

技术领域

本发明涉及航空航天设备技术领域，具体而言，涉及一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机。

背景技术

随着航天技术的不断进步和空天一体化的日益发展，各航天大国都开展了亚轨道空间的探索研究，亚轨道飞机将成为未来空天飞行器和商业载人航天的重要发展方向之一。

相比较于飞船和人造卫星，亚轨道飞机无需进入绕地球飞行轨道，因此在轨道最高点处速度和能量较小；相比于运载火箭，亚轨道飞行器无需很长的发射准备时间，并且可以通过自主降落进行回收，重复使用率高。因此亚轨道飞机的应用能够大大降低发射活动的成本，具有良好的发展潜质和广阔的商业前景。

由于亚轨道的高度在60～100km之间，而采用航空发动机的飞机最大飞行高度不超过40km，因此在真空飞行段需采用火箭发动机作为飞机的动力来源。固液火箭发动机同时采用了固体和液体两种形态的推进剂，具有高安全性和高稳定性、可以多次开关机、容易进行推力调节、经济性优良等特点，可以解决亚轨道飞行中推力调节和多次点火的问题，具有广泛的应用前景。

目前，国内外包含亚轨道飞机在内的亚轨道飞行器仍处于试验研究阶段，如美国的“太空船一号”、“太空船二号”、欧空局的“过渡性试验飞行器”等。这些飞行器采用了飞机平台发射或作为火箭的有效载荷发射到空中释放，自身的发动机点火进行亚轨道飞行，具有需要借助载具、起飞/降落条件苛刻等问题；而垂直起飞、水平降落的方式具有起飞条件简单、可以在机场跑道降落，易于回收的优势。到目前为止，尚未有垂直起飞，水平降落的亚轨道飞机产品。

发明内容

本发明的目的在于提供一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，以解决现有技术中的飞行器存在的需要借助载具、起飞/降落条件苛刻等问题。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

本发明提供的一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，包括机身、机翼和轮式起落架；所述机翼设置于所述机身中后段的两侧；所述机身的前端内腔设置设备载荷舱，后端内腔设置动力推进舱；所述轮式起落架设置于所述机身的下部。

在上述技术方案的基础上，进一步，所述机翼为后掠式三角翼，其翼弦所在平面与所述机身水平对称面重合。该技术方案的技术效果在于：后掠式三角翼可增大机翼的临界马赫数，推迟激波的到来，并减小超音速飞行时的阻力，同时，后掠式三角翼降低了机翼本身的重量。

在上述任一技术方案的基础上，进一步，所述机翼采用超临界翼型。该技术方案的技术效果在于：与常规翼型相比，超临界翼型头部比较丰满，上表面比较平坦，曲率较小，后缘附近下表面内凹，以增大翼型后段弯度。特殊的气动外形使得超临界翼型在较高马赫数时，上表面无明显加速，仍能保持均匀的低超声速流动，波前马赫数不高，激波位置靠后且强度较弱。采用超临界翼型的亚轨道飞机，能够提高翼型的阻力发散马赫数，增大飞机的巡航速度，提高巡航效率。

在上述任一技术方案的基础上，进一步，还包括尾翼；所述尾翼为双垂尾布局，分别设置于两侧所述机翼的翼梢。该技术方案的技术效果在于：双垂尾布局的尾翼提高了亚轨道飞机的飞行稳定性和良好的机动性。

在上述技术方案的基础上，进一步，所述尾翼末端向上，所述尾翼前后缘连线平面与所述机翼前后缘连线平面的夹角为105°。该技术方案的技术效果在于：尾翼末端向上，取15°的外倾角保证了等效垂直尾翼的面积符合设计要求。

在上述任一技术方案的基础上，进一步，所述轮式起落架包括前起落架和主起落架，呈前三点式；所述前起落架设置于所述机身前端的下部，所述主起落架设置于所述机翼的下部。该技术方案的技术效果在于：采用前三点式的起落架可以保持亚轨道飞机在地面运动时的方向稳定性，同时可以保证亚轨道飞机在着陆时即使猛烈刹车也不致使向前倾倒。另外，轮式起落架在飞机进行垂直起飞的过程时收入机身/机翼中，在飞行过程的最后段放下，方便飞机进行进近和滑行刹车。

在上述任一技术方案的基础上，进一步，所述动力推进舱内腔设置固液火箭发动机；所述固液火箭发动机喷管的根部端面与所述机身的后端面重合。该技术方案的技术效果在于：固液火箭发动机通常采用惰性装药作为燃烧剂，能够通过控制氧化剂流量来控制发动机的开关，相比于固体火箭发动机具有较高的安全性和良好的可控性，相比液体火箭发动机只需设计和安装氧化剂管路，节约了一半管路的空间和质量。总体而言，固液火箭发动机集中了固体火箭发动机的简单性和液体火箭发动机的可控性，具有设计简单、可靠性高、成本更低的优势。

在上述技术方案的基础上，进一步，所述固液火箭发动机采用泵压式输送系统输送液体燃料。该技术方案的技术效果在于：泵压式输送系统能够在总冲较大的情况下有效减少结构质量。

在上述技术方案的基础上，进一步，所述固液火箭发动机采用四个推力室并联后与贮箱、催化床、涡轮泵串联的布局结构。该技术方案的技术效果在于：四个推力室结构有效利用了动力推进舱的内部空间，避免了单推力室药柱通道面积过大，装填分数低下的缺点。其中，药柱采用单圆孔形药柱。

在上述任一技术方案的基础上，进一步，所述设备载荷舱内设置有探测设备、控制设备、航电设备以及有效载荷。该技术方案的技术效果在于：有效利用了设备载荷舱内的安装空间，使得亚轨道飞机能够辅助地面控制台顺利完成飞机的升空、载荷的运输和飞机的回收。

本发明具有如下有益效果：

本发明提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，解决了传统飞行器起飞需要载具的不足，提供了一种可以进行垂直起飞、水平降落、机动灵活、方便回收的亚轨道飞机，能够用于将5kg有效载荷运送至60km高度或者实现其他技术目的。大大简化了飞机对于起飞条件的限制，可在狭小空间完成起飞任务，并且能够在普通的机场跑道上进行降落回收，减少了地面人员寻找飞行器的难度，实现了飞行器的重复使用。

本发明的附加技术特征及其优点将在下面的描述内容中阐述地更加明显，或通过本发明的具体实践可以了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式的技术方案，下面将对具体实施方式描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的主视图；

图2为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的右视图；

图3为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的俯视图；

图4为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机中机身内部的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机中机身的后视图；

图6为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的飞行过程示意图。

图标：1-机身；2-机翼；3-轮式起落架；4-设备载荷舱；5-动力推进舱；6-尾翼；7-前起落架；8-主起落架；9-固液火箭发动机；10-贮箱；11-催化床；12-涡轮泵；13-推力室。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

现有技术说明：

在现有技术中，国内外包含亚轨道飞机在内的亚轨道飞行器仍处于试验研究阶段，如美国的“太空船一号”、“太空船二号”、欧空局的“过渡性试验飞行器”等。这些飞行器采用了飞机平台发射或作为火箭的有效载荷发射到空中释放，自身的发动机点火进行亚轨道飞行，具有需要借助载具、起飞/降落条件苛刻等问题；而垂直起飞、水平降落的方式具有起飞条件简单、可以在机场跑道降落，易于回收的优势。到目前为止，尚未有垂直起飞，水平降落的亚轨道飞机产品。

本发明技术方案概述：

本实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，包括机身1、机翼2和轮式起落架3。其中，机翼2设置于机身1中后段的两侧；机身1的前端内腔设置设备载荷舱4，后端内腔设置动力推进舱5；轮式起落架3设置于机身1的下部。

上述亚轨道飞机的技术方案，能够较好地解决现有技术中的飞行器存在的需要借助载具、起飞/降落条件苛刻等问题，提供了一种可以进行垂直起飞、水平降落、机动灵活、方便回收的亚轨道飞机，能够用于将5kg有效载荷运送至60km高度或者实现其他技术目的。大大简化了飞机对于起飞条件的限制，可在狭小空间完成起飞任务，并且能够在普通的机场跑道上进行降落回收，减少了地面人员寻找飞行器的难度，实现了飞行器的重复使用。

针对上述现有技术方案存在的技术问题，下面结合具体的实施方式对本发明的技术方案做进一步地解释说明：

本实施例提供了一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其中：图1为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的主视图；图2为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的右视图；图3为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的俯视图。如图1～3所示，垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，包括机身1、机翼2和轮式起落架3。具体地，机翼2设置于机身1中后段的两侧；机身1的前端内腔设置设备载荷舱4，后端内腔设置动力推进舱5；轮式起落架3设置于机身1的下部。

如图3所示，进一步地，机翼2为后掠式三角翼，其翼弦所在平面与机身1水平对称面重合。后掠式三角翼可增大机翼2的临界马赫数，推迟激波的到来，并减小超音速飞行时的阻力，同时，后掠式三角翼降低了机翼2本身的重量。

如图3所示，进一步地，机翼2采用超临界翼型。与常规翼型相比，超临界翼型头部比较丰满，上表面比较平坦，曲率较小，后缘附近下表面内凹，以增大翼型后段弯度。特殊的气动外形使得超临界翼型在较高马赫数时，上表面无明显加速，仍能保持均匀的低超声速流动，波前马赫数不高，激波位置靠后且强度较弱。采用超临界翼型的亚轨道飞机，能够提高翼型的阻力发散马赫数，增大飞机的巡航速度，提高巡航效率。

如图1～3所示，进一步地，还包括尾翼6；尾翼6为双垂尾布局，分别设置于两侧机翼2的翼梢。在该结构中，双垂尾布局的尾翼6提高了亚轨道飞机的飞行稳定性和良好的机动性。

如图1～3所示，进一步地，尾翼6末端向上，尾翼6前后缘连线平面与机翼2前后缘连线平面的夹角为105°。在该结构中，尾翼6末端向上，取15°的外倾角保证了等效垂直尾翼6的面积符合设计要求。

如图1、2所示，进一步地，轮式起落架3包括前起落架7和主起落架8，呈前三点式；前起落架7设置于机身1前端的下部，主起落架8设置于机翼2的下部。在该结构中，采用前三点式的起落架可以保持亚轨道飞机在地面运动时的方向稳定性，同时可以保证亚轨道飞机在着陆时即使猛烈刹车也不致使向前倾倒。另外，轮式起落架3在飞机进行垂直起飞的过程时收入机身1/机翼2中，在飞行过程的最后段放下，方便飞机进行进近和滑行刹车。

图4为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机中机身1内部的结构示意图；图5为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机中机身1的后视图。如图4、5所示，进一步地，动力推进舱5内腔设置固液火箭发动机9；固液火箭发动机9喷管的根部端面与机身1的后端面重合。在该结构中，固液火箭发动机9通常采用惰性装药作为燃烧剂，能够通过控制氧化剂流量来控制发动机的开关，相比于固体火箭发动机具有较高的安全性和良好的可控性，相比液体火箭发动机只需设计和安装氧化剂管路，节约了一半管路的空间和质量。总体而言，固液火箭发动机9集中了固体火箭发动机的简单性和液体火箭发动机的可控性，具有设计简单、可靠性高、成本更低的优势。

如图4所示，进一步地，固液火箭发动机9采用泵压式输送系统输送液体燃料。在该结构中，泵压式输送系统能够在总冲较大的情况下有效减少结构质量。

如图4所示，进一步地，固液火箭发动机9采用四个推力室13并联后与贮箱10、催化床11、涡轮泵12串联的布局结构。在该结构中，四个推力室13结构有效利用了动力推进舱5的内部空间，避免了单推力室13药柱通道面积过大，装填分数低下的缺点。其中，药柱采用单圆孔形药柱。

进一步地，设备载荷舱4内设置有探测设备、控制设备、航电设备以及有效载荷。在该结构中，亚轨道飞机有效利用了设备载荷舱4内的安装空间，使得亚轨道飞机能够辅助地面控制台顺利完成飞机的升空、载荷的运输和飞机的回收。

图6为本发明实施例提供的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的飞行过程示意图。如图6所示，上述垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机的工作流程如下：

1、0s时亚轨道飞机在地面点火，垂直离开地面；

2、点火时间达到5s后，亚轨道飞机达到指标要求的高度和速度，进行5s的程序转弯；

3、在程序转弯段结束后，亚轨道飞机调整姿态进行零攻角爬升；

4、当飞行时间达到162s时，亚轨道飞机的飞行高度达到60.8km，超过目标高度(60km)，开启设备载荷舱4的舱门，进行有效载荷释放；

5、有效载荷释放后，关闭设备载荷舱4的舱门，亚轨道飞机进入下滑和转弯段，以35km为转弯半径进行转弯，当亚轨道飞机的机头朝向发射点时停止转弯，进入能量管理段；

6、在能量管理段中，亚轨道飞机调整姿态，同时进行下降和减速操作；

7、在如图6中所示的能量管理段末端，亚轨道飞机的高度和速度均满足着陆要求时，放下轮式起落架3，按照进近规则进行降落回收，至此完成飞行任务。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，包括机身、机翼和轮式起落架；

所述机翼设置于所述机身中后段的两侧；所述机身的前端内腔设置设备载荷舱，后端内腔设置动力推进舱；

所述轮式起落架设置于所述机身的下部。

2.根据权利要求1所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述机翼为后掠式三角翼，其翼弦所在平面与所述机身水平对称面重合。

3.根据权利要求2所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述机翼采用超临界翼型。

4.根据权利要求3所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，还包括尾翼；所述尾翼为双垂尾布局，分别设置于两侧所述机翼的翼梢。

5.根据权利要求4所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述尾翼末端向上，所述尾翼前后缘连线平面与所述机翼前后缘连线平面的夹角为105°。

6.根据权利要求1～5任一项所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述轮式起落架包括前起落架和主起落架，呈前三点式；所述前起落架设置于所述机身前端的下部，所述主起落架设置于所述机翼的下部。

7.根据权利要求1～5任一项所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述动力推进舱内腔设置固液火箭发动机；所述固液火箭发动机喷管的根部端面与所述机身的后端面重合。

8.根据权利要求7所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述固液火箭发动机采用泵压式输送系统输送液体燃料。

9.根据权利要求7所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述固液火箭发动机采用四个推力室并联后与贮箱、催化床、涡轮泵串联的布局结构。

10.根据权利要求1～5任一项所述的垂直起飞、水平降落的亚轨道飞机，其特征在于，所述设备载荷舱内设置有探测设备、控制设备、航电设备以及有效载荷。