CN111959824A - 一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，采用大型翼身融合布局跨声速飞机背载空天飞行器空中发射。所述空天飞行器包括轨道器与两个外贮箱；载机背载轨道器，两个外贮箱对称安装于轨道器两侧。在进行空基发射时，首先爬升至指定高度，随后分离外贮箱和轨道器的组合体，使轨道器爬升至贮箱推进剂耗尽，抛离外贮箱。最终轨道器继续加速与调整姿态到指定高度，围绕地球作圆周运动。本发明大幅度降低发射重型可重复使用空天飞行器成本问题，大幅度提高入轨重量占起飞总重比例的问题。

Description

一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统

技术领域

本发明涉及一种空天飞行器系统，具体来说是一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统。

背景技术

地球大气质量的75％集中于对流层之内，浓密大气的对流层不仅提供了飞行器的阻力，而且严重降低了火箭发动机的推力(推力损失约为10％～15％，一般陆基多级火箭入轨重量仅为起飞总重的3％量级)，如能在对流层之上的平层底部发射空天飞行器，可以大幅度降低推进剂的使用，显著提升入轨重量比例，此外使用航空器水平起飞，升力爬升模式不需要使用氧化剂这是一个很节省起飞总重的方式，因为航空发动机可从大气层中吸取氧气，而液氢液氧火箭推进剂之中，液氧的重量是液氢重量的6～8倍之多，这一比例可从氢氧燃烧化学反应式中得到，而且液氢的密度极低需要大量的内部空间携带(液氢密度71公斤/立方米，液氧密度1140公斤/立方米，这又带来额外阻力)，因此空基发射可以显著降低推进剂体积与重量。

大型双机身布局飞机使用平直机翼，允许的飞行速度较低，约为0.4马赫量级，速度过低速压就低，载重潜力就低，而入轨重量与推进剂重量成正相关关系；此外双机身中央翼桥挂载方式，结构强度潜力不足，振动变形大，这是潜在危险；大型翼身融合布局中央机身厚实结构强度强，允许的飞行速度大约为0.8量级，速压大，机翼面积也大，这些都有利于增加载重潜力；尽管这类载机允许的飞行速度不如大型超声速载机(如XB-70轰炸机等)，但是超声速载机制造成大型载机难度大(“螺旋计划”前车之鉴)，空中发射风险极大，因为强激波绕流，提供的初始速度即使可以达到3马赫量级，对于大型跨声速机来说也不是什么太大的差距，因为跨声速载机载重大，导致空天飞行器携带的推进剂允许更多，允许使用的火箭推力更大，数个马赫的速度差距在大推力火箭的加速下，只需数秒就能追上，所以用不着发展大型超声速载机。

空基发射空天飞行器的概念设计在冷战期间就已出现，例如前苏联的“螺旋计划”，计划采用超声速载机空中发射米格105飞行器，后因超声速载机制造不出来改用陆基多级火箭发射，接着又被“暴风雪号”航天飞机方案替代；美国试验过采用SR-71飞机背载空射D-21无人机侦察中国大陆，试飞有过成功与失败的案例，但是最终因风险过大改为用B-52轰炸机翼下挂载投放，而D-21无人机仅有3马赫速度；英国维珍航空的“白骑士二号”空天观光飞行器试飞成功，可以实现欧美富翁们太空边缘旅游的梦想，但是轨道器速度太低，约为3～7马赫，只能以跳跃方式跃出大气层然后重新落入大气层之中；美国的“平流层发射器”双机身飞机空射空天飞行器计划，载机已经制造并试飞成功，但是公司老板保罗艾伦突然去世导致这一计划前景不明；美国L-1011运输机空中发射“飞马座XL”有翼火箭实现“一箭多星”发射成功；其它还有使用运输机机身装载多级火箭，空中打开后舱门，用阻力伞将火箭整体拉出分离至安全距离，空中点火发射成功的空射火箭试验成功。

现有“白骑士二号”与“平流层发射器”系统，采用双机身布局亚声速飞机，将空天飞行器挂载于中央翼桥之下，带入平流层底部投放后分离至安全距离，空中点火发射，空天飞行器利用自身升力翼面辅助爬升和调整姿态，或者完全依靠火箭的矢量控制装置调整姿态，然后靠火箭动力推进进入地球近地轨道。

但这两种系统平直翼与中央翼桥挂载方式，结构设计薄弱，难以挂载大尺寸大重量空天飞行器，因为高度宽度受翼桥高度宽度制约，而且由于最大速度过低导致速压过低，影响飞机的载重量即空天飞行器重量，例如“平流层发射器”载机尽管其翼展达到120米量级，但是由于使用平直翼导致速度低，最大起飞总重只有580吨，还不如冷战期间的前苏联的安-225飞机，最大起飞总重640吨，但是翼展只有88米，因其巡航飞行速度更高。

综上，目前的大型双机身布局飞机中央翼桥挂载投放发射模式，其结构强度设计不如大型翼身融合体，挂载不如背载限制少，速度小速压小载重潜力不足。虽然使用金属氢燃料可以实现飞行器一级入轨，但是金属氢的制造理论完善以及工业化还需要很长的发展时间。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，采用翼身融合气动布局，该布局形式中央机身厚度大、载重强，同时载机速度大、速压就大、因此载重潜力大，采用背载方式，空天飞行器的尺寸大小限制相对较小，适合更大更重空天飞行器的空基发射。

本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，采用大型翼身融合布局跨声速飞机背载空天飞行器空中发射。

所述空天飞行器包括轨道器与两个外贮箱；载机背载轨道器，两个外贮箱对称安装于轨道器两侧。

在进行空基发射时，具体步骤如下：

步骤1：载机、两个外贮箱与轨道器的组合体，水平起飞，爬升加速至平流层底部。

步骤2：断开两个外贮箱和轨道器的组合体与载机间的连接，此时载机减速，使两个外贮箱和轨道器的组合体与载机分离。

步骤3：载机自行返回地面，水平着陆。

步骤4：轨道器的火箭发动机空中点火爬升。

步骤5：当两个外贮箱推进剂消耗完毕时，调整姿态抛离外贮箱。

步骤6：轨道器继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动。

步骤7：完成太空作业任务后，轨道器重返大气层，水平滑翔着陆。

本发明的优点在于：

1、本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，大幅度降低发射重型可重复使用空天飞行器成本问题，大幅度提高入轨重量占起飞总重比例的问题，可作天地往返飞行器，或者助推滑翔式高超声速飞行器使用。

2、本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，采用翼身融合布局大型飞机背载携带对称分布的推进剂外贮箱的空天飞行器水平起飞，爬升进入平流层底部，达到跨声速飞行速度后空中发射。

3、本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，大幅度降低火箭消耗的推进剂的体积和重量，使最终进入地球近地轨道的空天飞行器重量占起飞总重的比例超过8％，而一般的陆基多级火箭送入地球近地轨道的重量占起飞总重的比例在3％的量级。

附图说明

图1为本发明各部分布局方式示意图。

图2为本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统空基发射流程图。

图中：

1-机身 2-机翼 3-轨道器

4-外贮箱 5-摆渡火箭

具体实施方式

本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，相对于大型双机身布局飞机中央翼桥挂载的空基发射系统，采用大型翼身融合布局跨声速飞机背载空天飞行器空中发射，翼身融合布局飞机作为载机，作为运载飞机使用，允许的速度大、速压大，机翼面积大，这都有利于增加载重量。

其中，载机采用翼身融合气动布局，将机身1与机翼2光滑过渡，而不是传统客机那样有明显的机翼2、机身1区分，这样做的目的是减少飞机外露面积，使飞机与空气的接触面积尽可能的少，因而减少摩擦阻力。同时设计载机的中央机身1厚度大结构强度足，可设计机身1长50米，按照10％的相对厚度，绝对厚度将达到5米，机身1可以设计得很结实，由于机身1内部无需载客，相对厚度可以达到15％，因此几乎可以任意加强结构强度设计，能够承受的重量也大，振动变形远优于单薄的双机身中央翼桥。

由于第一宇宙速度约在26马赫量级(按照平流层声速计算，约为300米/秒)，而一般的跨声速客机在0.8马赫量级，现役的超声速飞机约在2～3马赫量级，在目前的推进剂能量密度量级下，最终入轨重量大小与携带的推进剂的重量成正相关关系。因此，本发明中采用背载方式，可接受的空间尺寸大，保证足够的推进剂携带，设计翼身融合布局飞机背部背载轨道器3及两个对称分布的外贮箱4，其中轨道器3安装于翼身融合布局飞机背部中轴线位置；轨道器3采用鸭式布局，可实现水平滑翔着陆，轨道器的前端内部可安装摆渡火箭5；摆渡火箭5不是必须的，只要携带的推进剂足够，轨道器3可以爬升到任意高度。但如果发射的是轻型卫星之类物体，并不需要重量很大的轨道器3送入所需的轨道高度，用摆渡火箭5即可，同时轨道器3还可完成其它任务，可大幅度节省推进剂。两个外贮箱4通过固定机械装置挂载于轨道器3左右两侧上方空间。上述轨道器3为最终被加速到第一宇宙速度围绕地球旋转的飞行器，由载机与两个外贮箱4为辅助使轨道器3达成目的。

上述载机外机翼2两侧设计有两个开裂式阻力舵，可用于载机突然减速。载机突然减速的同时断开载机与背载物的连接，两个外贮箱4飞行器与轨道器3的组合体因为惯性的作用与载机分离；且与达到一定速度，外贮箱4推进剂消耗完毕之后，调整两个外贮箱4与轨道器3飞行器构成的整体飞行器的姿态抛离外贮箱4。抛离后，两个外贮箱4靠惯性滑翔减速至某一速度与位置后，伞降着陆，回收再利用。

本发明空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，在进行空基发射时，具体步骤如下：

步骤1：载机、两个外贮箱4与轨道器3的组合体，水平起飞，爬升加速至平流层底部，飞行速度达到0.7马赫量级。

步骤2：两个外贮箱4和轨道器3的组合体，断开其与载机间的连接，同时张开载机机翼2外翼段两侧开裂式阻力舵，使载机突然减速，此时两个外贮箱4与轨道器3组合体因为惯性向前飞出分离，当与载机分离至安全距离后轨道器3发动机点火推进；该过程中可使用舵面、姿态调整发动机辅助进行。

步骤3：载机自行返回地面，水平着陆，不需要巡航阶段。

步骤4：轨道器3的火箭发动机空中点火，在火箭发动机的推进下，在气动舵面、鸭翼、矢量推力装置等的调节下，即使高度下降但是很快就能加速爬升，使用舵面与鸭翼以及火箭矢量喷管调整成发射姿态，尽量以小倾角加速至指定马赫数。

步骤5：当两个外贮箱4推进剂消耗完毕时，调整姿态抛离外贮箱4，外贮箱4在惯性和重力作用下滑翔飘离减速至指定安全速度后，使用降落伞伞降地面回收重复利用；

步骤6：轨道器3继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，此时空气已经基本消失，轨道器3成为轨道飞行器，此时可关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动。

如要轨道器3需要进入更高轨道时，可以使用变轨技术使轨道器3直接变轨进入目标轨道，但推进剂消耗较多；也可使用摆渡火箭5进行变轨，此时轨道器3停留在当前轨道，摆渡火箭5由当前轨道通过迁移轨道转入目标轨道。上述变轨技术是一种在太空爬升高度的技术，为了节省推进剂，由低轨道爬升到高轨道并不是像飞机航行那样直接爬升上去的，而是通过一个椭圆轨道迁移，即在低轨道上突然加速一小段时间，使轨道器3脱离圆周轨道进入椭圆轨道，此时关闭发动机，轨道器3会沿着椭圆轨道飞向高轨道但是会减速(因为能量守恒，动能减少势能增加)，达到高轨道时，启动发动机加速一小段时间，使轨道器3脱离椭圆轨道，沿着圆形轨道运动，椭圆轨道的近地点与低轨道相切，远地点与高轨道相切，所有操作需要精准控制；而摆渡火箭5变轨就是使用摆渡火箭5的发动机和推进剂实现需要的变轨过程。

步骤7：当轨道器3完成太空作业任务后，轨道器3重返大气层。在进入大气层时速度极高，约为7.9公里/秒，海拔高度极高，至少100公里以上，具有极大的动能和引力势能，这些能量对于飞船或者航天飞机均是通过与大气层的冲击摩擦转化为气动热消耗掉，需要严格的热防护措施。本发明中设计在轨道器3重返大气层时，采用桑格尔跳跃式轨道在大气层边缘反复打水漂式滑翔飘移，或者采用钱学森平衡式滑翔轨道以极小倾角滑翔前进，则可以显著缓慢释放再入能量，滑翔飞行极远距离。

最终通过轨道器3的机翼2设计，使轨道器3水平滑翔着陆。

Claims (9)

1.一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：采用大型翼身融合布局跨声速飞机背载空天飞行器空中发射。

2.如权利要求1所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：翼身融合布局飞机作为载机，机身长50米，绝对厚度将达到5米，相对厚度达15％。

3.如权利要求1所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：空天飞行器包括轨道器与两个外贮箱；载机背载轨道器，两个外贮箱对称安装于轨道器两侧。

4.如权利要求3所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：轨道器采用鸭式布局。

5.如权利要求3所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：载机机翼外翼段安装有开裂式阻力舵。

6.如权利要求3所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：

在进行空基发射时，具体步骤如下：

步骤1：载机、两个外贮箱与轨道器的组合体，水平起飞，爬升加速至平流层底部；

步骤2：断开两个外贮箱和轨道器的组合体与载机间的连接，此时载机减速，使两个外贮箱和轨道器的组合体与载机分离；

步骤3：载机自行返回地面，水平着陆；

步骤4：轨道器的火箭发动机空中点火爬升。

步骤5：当两个外贮箱推进剂消耗完毕时，调整姿态抛离外贮箱；

步骤6：轨道器继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动；

步骤7：完成太空作业任务后，轨道器重返大气层，水平滑翔着陆。

7.如权利要求6所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：步骤4中，使用舵面、鸭翼以及火箭矢量喷管调将轨道器整成发射姿态。

8.如权利要求6所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：步骤5中，外贮箱抛离后，滑翔飘离减速至指定安全速度后，使用降落伞伞降地面回收重复利用。

9.如权利要求6所述一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器系统，其特征在于：

步骤7中，轨道器重返大气层时，采用桑格尔跳跃式轨道在大气层边缘反复打水漂式滑翔飘移，或者采用钱学森平衡式滑翔轨道以极小倾角滑翔前进。

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