CN110588977B - 一种固体火箭飞行器 - Google Patents

Abstract

一种固体火箭飞行器，属于可回收火箭设计领域。具体包括头部载荷舱、箭体、机翼、方向舵、水平尾舵、可调燃气流挡板、倾斜缓冲装置。其中所述头部载荷舱为一升力体外形；所述机翼位于箭体中部的两侧；所述水平尾舵位于箭体后方的两侧。所述方向舵位于箭体背部；可调燃气流挡板安装在箭体上，并置于发动机喷管出口后下方。本发明综合应用了升力体载荷舱、机翼水平全动尾舵及着陆缓冲装置增加了飞行试验平台升力，提高了飞行试验平台升阻比和滞空时间，进而提高了飞行试验平台巡航能力；使用了差动水平尾舵控滚转的方法，简化了操纵机构的复杂度；利用其巡航能力和倾侧策略实现落点的自主控制，更易于降落回收。

Description

一种固体火箭飞行器

技术领域

本发明涉及一种固体火箭飞行器，特别是涉及一种适用于伞降回收的固体火箭飞行器，属于可回收火箭设计领域。

背景技术

飞行试验、风洞试验、数值计算一起被称为飞行器空气动力学研究的三大手段，飞行试验作为地面试验的补充与验证，近年来在高速空气动力学领域愈发受到重视。不过传统高速飞行试验单次准备耗时长，成本高，因此依托回收降低试验准备时间和成本已成为飞行试验发展的必由之路。从传统运载火箭回收经验来看，伞降回收是解决低成本的一个重要途径，如美国航天飞机助推级已成功依托伞降回收方案完成了80多次回收，因此对于飞行试验平台来讲，借鉴运载火箭回收经验是一条可行之路。

不过当前大部分高速飞行试验平台气动布局并不合直接使用运载火箭伞降回收方案，这是因为高速飞行试验平台飞行马赫数一般高于运载火箭助推级分离速度，且飞行高度相对较低，飞行动压高，很难满足开伞条件。即使通过一定改进手段使用了伞降回收技术，传统飞行器布局方案下试验平台升阻比很低，巡飞能力差，可控滞空时间短，无法飞向指定地点，回收点受任务级弹道约束，无法指定落点。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种固体火箭飞行器，包括头部载荷舱、箭体、机翼、方向舵、水平尾舵、可调燃气流挡板、倾斜缓冲装置。其中所述头部载荷舱为一升力体外形；所述机翼位于箭体中部的两侧；所述水平尾舵位于箭体后方的两侧。所述方向舵位于箭体背部；可调燃气流挡板安装在箭体上，并置于发动机喷管出口后下方。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种固体火箭飞行器，其特征在于，头部载荷舱、箭体、机翼、方向舵、水平尾舵、发动机喷管出口、可调燃气流挡板、倾斜缓冲装置；

所述头部载荷舱为升力体外形；所述箭体的一端与所述头部载荷舱连接，另一端与所述发动机喷管出口连接；所述头部载荷舱与所述箭体相连后形成一个具有对称面的对称结构；所述机翼安装在所述箭体的中部两侧且沿所述对称面对称；所述方向舵安装在所述箭体上靠近所述发动机喷管出口且位于所述对称面内；所述水平尾舵安装在所述箭体上靠近所述发动机喷管出口的两侧且沿所述对称面对称；

所述机翼所在平面，比，所述水平尾舵所在平面更靠近所述方向舵，所述方向舵背离所述头部载荷舱的迎风面；

所述可调燃气流挡板安装在所述箭体上，用于调节所述固体火箭飞行器的纵向俯仰力矩；所述倾斜缓冲装置安装在所述箭体上，用于提高所述固体火箭飞行器的纵向通道静稳定性同时用于飞行器回收过程的缓冲。

优选的，所述机翼的展弦比为1.9～2.1，所述机翼的前缘后掠角为55°～65°，所述机翼的后缘后掠角为25°～35°。

优选的，所述机翼的剖面为高速双弧形薄翼型，所述机翼的厚度不超过弦长的4％。

优选的，所述方向舵的展弦比为1.5～1.7，所述方向舵的前缘后掠角为45°～55°，所述方向舵的后缘后掠角为18°～22°。

优选的，所述水平尾舵的展弦比与所述方向舵的展弦比相同，所述水平尾舵的前缘后掠角为45°～55°，所述水平尾舵的后缘后掠角为18°～22°。

优选的，所述可调燃气流挡板的可调长度范围为100～300mm；所述可调燃气流挡板为圆弧状，安装在所述箭体上靠近所述发动机喷管出口处，同时所述可调燃气流挡板靠近所述头部载荷舱的迎风面。

优选的，所述倾斜缓冲装置的横截面为扇环状，所述倾斜缓冲装置的内部为采用蜂窝结构；所述倾斜缓冲装置安装在所述箭体上靠近所述发动机喷管出口，同时所述倾斜缓冲装置靠近所述头部载荷舱的迎风面；所述倾斜缓冲装置在来流方向的端面为30°～50°斜面。

优选的，所述可调燃气流挡板的有效长度与所述纵向俯仰力矩的关系为：

M＝-0.2548L²+232.6L-43057

式中，M为纵向俯仰力矩，L为有效长度。

优选的，所述机翼的机翼面积S为：

式中，mg为飞行器重力，Ma为飞行马赫数，α为攻角，Q_parachute为开伞动压。

优选的，所述固体火箭飞行器的最快飞行速度不超过马赫数4，最大飞行高度不超过30km。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明提供的一种适用于伞降回收的固体火箭飞行器，综合应用了升力体载荷舱、机翼水平全动尾舵及着陆缓冲装置增加了飞行器升力，提高了飞行器升阻比和滞空时间，进而提高了飞行器巡航能力；

(2)本发明所述的固体火箭飞行器，综合应用全动水平尾舵、全动方向舵、可调燃气挡板及着陆缓冲装置，兼顾了飞行器稳定性的同时提供了充足的多通道控制能力，使用了差动水平尾舵控滚转的方法，简化了操纵机构复杂度；

(3)本发明所述的固体火箭飞行器，通过所述巡航能力和控制能力的综合提升，能够在完成预定试验任务的前提下，利用其巡航能力和倾侧策略实现落点的自主控制，使得落点不再受飞行任务约束；

(4)本发明所述的固体火箭飞行器，通过所述巡航能力和控制能力的综合提升，能够在保证完成预定试验任务的前提下，通过气动减速方法满足降落伞开伞动压约束，解决了现有运载火箭伞降回收技术无法应用于固体火箭飞行器的难题。

附图说明

图1是本发明实施例2的固体火箭飞行试验平台外形图；

图2是本发明实施例2的固体火箭飞行试验平台前视图；

图3是本发明实施例2的固体火箭飞行试验平台后视图；

图4是本发明实施例2的固体火箭飞行试验平台侧视图；

图5是本发明实施例2的固体火箭飞行试验平台仰视图；

图6是本发明实施例2的相同试验目的不同气动布局弹道示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

实施例1：

一种固体火箭飞行器，包括头部载荷舱1、箭体2、机翼3、方向舵4、水平尾舵5、发动机喷管出口6、可调燃气流挡板7、倾斜缓冲装置8；所述固体火箭飞行器的最快飞行速度不超过马赫数4，最大飞行高度不超过30km。

所述头部载荷舱1为升力体外形；所述箭体2的一端与所述头部载荷舱1连接，另一端与所述发动机喷管出口6连接；所述头部载荷舱1与所述箭体2相连后形成一个具有对称面的对称结构；所述机翼3安装在所述箭体2的中部两侧且沿所述对称面对称；所述方向舵4安装在所述箭体2上靠近所述发动机喷管出口6且位于所述对称面内；所述水平尾舵5安装在所述箭体2上靠近所述发动机喷管出口6的两侧且沿所述对称面对称。

所述机翼3所在平面，比，所述水平尾舵5所在平面更靠近所述方向舵4，所述方向舵4背离所述头部载荷舱1的迎风面。

所述可调燃气流挡板7安装在所述箭体2上，用于调节所述固体火箭飞行器的纵向俯仰力矩；所述倾斜缓冲装置8安装在所述箭体2上，用于提高所述固体火箭飞行器的纵向通道静稳定性同时用于飞行器回收过程的缓冲。

所述机翼3的展弦比为1.9～2.1，所述机翼3的前缘后掠角为55°～65°，所述机翼3的后缘后掠角为25°～35°，所述机翼3无上反角且安装角度为0°；所述机翼3的剖面为高速双弧形薄翼型，所述机翼的厚度不超过弦长的4％。所述机翼3的机翼面积S为：

式中，mg为飞行器重力，Ma为飞行马赫数，α为攻角，Q_parachute为开伞动压。

所述方向舵4的展弦比为1.5～1.7，所述方向舵4的前缘后掠角为45°～55°，所述方向舵4的后缘后掠角为18°～22°。

所述水平尾舵5的展弦比与所述方向舵4的展弦比相同，所述水平尾舵5的前缘后掠角为45°～55°，所述水平尾舵5的后缘后掠角为18°～22°。

所述可调燃气流挡板7的可调长度范围为100～300mm；所述可调燃气流挡板7为圆弧状，安装在所述箭体2上靠近所述发动机喷管出口6处，同时所述可调燃气流挡板7靠近所述头部载荷舱1的迎风面。所述可调燃气流挡板7的有效长度与所述纵向俯仰力矩的关系为：

M＝-0.2548L²+232.6L-43057 (N·m)

式中，M为纵向俯仰力矩，L为有效长度。

所述倾斜缓冲装置8的横截面为扇环状，所述倾斜缓冲装置8的内部为采用蜂窝结构；所述倾斜缓冲装置8安装在所述箭体2上靠近所述发动机喷管出口6，同时所述倾斜缓冲装置8靠近所述头部载荷舱1的迎风面；所述倾斜缓冲装置8在来流方向的端面为30°～50°斜面。

实施例2：

图1是本实施例提供的固体火箭飞行试验平台(即固体火箭飞行器)外形图；图2是本实施例提供的固体火箭飞行试验平台前视图；图3是本实施例提供的固体火箭飞行试验平台后视图；图4是本实施例提供的固体火箭飞行试验平台侧视图；图5是本实施例提供的固体火箭飞行试验平台俯视图。图6是本实施例提供的弹道示意图。

如图1～图5所示，该固体火箭飞行试验平台气动布局包括：头部载荷舱1、箭体2、两个机翼3、一个方向舵4、两个水平尾舵5、发动机喷管出口6、可调燃气流挡板7、倾斜缓冲装置8。其中载荷舱1与箭体2的前端连接；两个机翼3安装在箭体2中部两侧，且沿箭体2中心轴线对称(同时沿竖直面对称)；方向舵4设置于箭体2上方，其所在平面位于箭体2的中心轴线所在的竖直面；两个水平尾舵5安装箭体2两侧，并与箭体2中心轴线对称(同时沿竖直面对称)，从图2固体火箭飞行试验平台前视图看，两水平尾舵5所在平面低于两个机翼3所在平面；发动机喷管出口6位于箭体2尾部；可调燃气流挡板7安装在箭体2上，并置于发动机喷管出口6后下方；倾斜缓冲装置8安装于箭体下表面。具体的：

头部载荷舱1采用了上表面与箭体2平齐，下表面向上倾斜的升力体外形设计，下表面倾角约为20°，保证了装填空间的前提下，增加了飞行试验平台升力。

机翼3为小展弦比后掠机翼，展弦比为2，其前缘后掠角为55°，后缘后掠角为25°，机翼3剖面使用了高速双弧形薄翼型，无上反角，安全感角度为0°，厚度不超过弦长的4％。本实施例与不加机翼3构型相比，升力线斜率增加至1.45倍，使得飞行试验平台具有长程无动力滑翔能力。

机翼(3)的机翼面积S为：

式中，mg为飞行器重力，Ma为飞行马赫数，α为攻角，Q_parachute为开伞动压。

方向舵4，展弦比略小于机翼，本实施例为1.6，前缘后掠角为50°，后缘后掠角为18°，增加航向静稳定性。方向舵4可以提供航向稳定性及航向控制能力。

水平尾舵5为全动舵，水平尾舵5展弦比与方向舵4相同，前缘后掠角50°，后缘后掠角为18°，作为安定面功能时，水平尾舵5增加飞行试验平台纵向稳定性。作为操纵面功能时，差动可使飞试平台具有滚转控制能力，同向偏转则提供俯仰控制能力，能够实现飞试平台在Ma≤4，高度30km飞行包线内攻角-4°～14°配平能力。上述两种操纵，采用同一套操纵机构，相较传统副翼滚转控制策略，降低了机构复杂程度。

可调燃气流挡板7为长度可调矩形燃气挡板，本实施例的有效长度为200mm，有效长度与飞试平台纵向俯仰力矩相关，通过调整该挡板，可以调节燃气喷流产生的纵向俯仰力矩，以适配载荷舱1外形，也可以满足不同飞行试验需求，使主动段配平调节范围更宽，从而兼顾无动力段弹道需求。

可调燃气流挡板(7)的有效长度与所述纵向俯仰力矩的关系为：

M＝-0.2548L²+232.6L-43057 (N·m)

式中，M为俯仰力矩，L为有效长度。

倾斜缓冲装置8，内置缓冲吸能结构，前端面倾斜40°，降低局部热流峰值，从气动角度为飞行试验平台提供低头力矩，增加纵向通道静稳定性。

本实施例所述气动布局的飞试平台比传统的飞试平台更适于伞降回收。以620mm直径固体火箭推力为例，飞行试验平台空重3t，选用成熟减速伞-主伞两级开伞方案，减速伞开伞动压需求5000pa。如采用传统类运载火箭布局飞试平台方案，为满足20km，Ma＝4飞行试验窗口需求，采用压低弹道方案完成飞行试验后，即使大攻角减速，全程最低动压11000Pa,下降段无满足条件开伞点。而实施本例后，可在海拔高度5km高度，Ma＝0.36条件下顺利完成减速伞开伞及后序时序动作。

本实施例所述气动布局飞试平台比传统飞试平台落点更为可控。图6给出了飞试实例下，不同气动布局弹道设计方案。为实现相同试验窗口，综合使用了本实施例气动布局后，升重比增加近30％，可以轻松实现增程130km，配合倾侧转弯策略，可以实现发射点附近30km范围内落点任意设计，为落点选择，飞试平台回收创造了便利条件。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内，本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种固体火箭飞行器，其特征在于，包括：头部载荷舱(1)、箭体(2)、机翼(3)、方向舵(4)、水平尾舵(5)、发动机喷管出口(6)、可调燃气流挡板(7)、倾斜缓冲装置(8)；

所述头部载荷舱(1)为升力体外形；所述箭体(2)的一端与所述头部载荷舱(1)连接，另一端与所述发动机喷管出口(6)连接；所述头部载荷舱(1)与所述箭体(2)相连后形成一个具有对称面的对称结构；所述机翼(3)安装在所述箭体(2)的中部两侧且沿所述对称面对称；所述方向舵(4)安装在所述箭体(2)上靠近所述发动机喷管出口(6)且位于所述对称面内；所述水平尾舵(5)安装在所述箭体(2)上靠近所述发动机喷管出口(6)的两侧且沿所述对称面对称；

所述机翼(3)所在平面，比，所述水平尾舵(5)所在平面更靠近所述方向舵(4)，所述方向舵(4)背离所述头部载荷舱(1)的迎风面；

所述可调燃气流挡板(7)安装在所述箭体(2)上，用于调节所述固体火箭飞行器的纵向俯仰力矩；所述倾斜缓冲装置(8)安装在所述箭体(2)上，用于提高所述固体火箭飞行器的纵向通道静稳定性同时用于飞行器回收过程的缓冲；

所述水平尾舵(5)的展弦比与所述方向舵(4)的展弦比相同。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述机翼(3)的展弦比为1.9～2.1，所述机翼(3)的前缘后掠角为55°～65°，所述机翼(3)的后缘后掠角为25°～35°。

3.根据权利要求1所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述机翼(3)的剖面为高速双弧形薄翼型，所述机翼(3)的厚度不超过弦长的4％。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述方向舵(4)的展弦比为1.5～1.7，所述方向舵(4)的前缘后掠角为45°～55°，所述方向舵(4)的后缘后掠角为18°～22°。

5.根据权利要求1所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述水平尾舵(5)的前缘后掠角为45°～55°，所述水平尾舵(5)的后缘后掠角为18°～22°。

6.根据权利要求1～5之一所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述可调燃气流挡板(7)为圆弧状，安装在所述箭体(2)上靠近所述发动机喷管出口(6)处，同时所述可调燃气流挡板(7)靠近所述头部载荷舱(1)的迎风面。

7.根据权利要求1～5之一所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述倾斜缓冲装置(8)的横截面为扇环状；所述倾斜缓冲装置(8)安装在所述箭体(2)上靠近所述发动机喷管出口(6)，同时所述倾斜缓冲装置(8)靠近所述头部载荷舱(1)的迎风面；所述倾斜缓冲装置(8)在来流方向的端面为斜面。

8.根据权利要求1～5之一所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述可调燃气流挡板(7)的有效长度与所述纵向俯仰力矩的关系为：

M＝-0.2548L²+232.6L-43057

式中，M为纵向俯仰力矩，L为有效长度。

9.根据权利要求1～5之一所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述机翼(3)的机翼面积S为：

式中，mg为飞行器重力，Ma为飞行马赫数，α为攻角，Q_parachute为开伞动压。

10.根据权利要求1～5之一所述的一种固体火箭飞行器，其特征在于，所述固体火箭飞行器的最快飞行速度不超过马赫数4，最大飞行高度不超过30km。

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