CN114459288A - 一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法，属于航天发射技术领域，该方法包括以下步骤：S1、通过火箭分别将目标航天器和补给航天器发射至低轨道；S2、所述目标航天器与所述补给航天器在低轨道对接；S3、对接后，所述补给航天器将自身携带的推进剂补给至所述目标航天器，并在补给结束后解除对接；S4、所述目标航天器获得推进剂补给后，通过自身动力转移至高轨道。本发明方法的应用，使得高轨道大载荷航天发射任务中，不但避免了使用开发和使用成本高的大推力运载火箭，同时也降低了单次发射任务失败的经济损失。
Description
技术领域
本发明涉及航天发射领域，特别涉及一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法。
背景技术
为了提升火箭的运载能力，几乎所有的运载火箭都使用了多级火箭技术，即每一级都装有发动机与燃料，目的是为了提高火箭的连续飞行能力与最终速度。从尾部最初一级开始，每级火箭燃料用完后自动脱落，同时下一级火箭发动机开始工作，使飞行器继续加速前进。但是多级火箭也有缺点，主要是机构复杂、发动机数量多、结构细长、不容易实现气动稳定以及可靠性差，所以通常多级火箭不会超过四级。
展望航天技术发展，发展重型火箭已经成为各国共识，目前世界上只有美国和苏联研制了重型火箭。美国的阿波罗登月计划使用的就是重型运载火箭土星5号。中国的重型火箭长征九号的前期的关键技术攻关和探索正在进行。但是相比与卫星发射的大中型运载火箭，针对载人航天与深空探测的重型火箭的需求量有限。
但是，无论是重型火箭还是多级火箭，其追求的都是一次性将载荷送入指定轨道，尤其是对于高轨道发送任务，载荷重量每增加一点，火箭的推力要求都成倍增加，这就导致收益和成本失衡，使得有效载荷无法持续增加。并且，传统火箭发射中，如遭遇发射失败，无论是火箭本身，还是有效载荷，都将产生巨大的经济损失，导致难以实现频繁的火箭发射任务。
发明内容
针对现有技术存在的大推力火箭开发及制造成本高以及单次发射失败的经济损失巨大的问题，本发明的目的在于提供一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法。
为实现上述目的，本发明的技术方案为：
一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法，包括以下步骤：
S1、通过火箭分别将目标航天器和补给航天器发射至低轨道；
S2、所述目标航天器与所述补给航天器在低轨道对接；
S3、对接后，所述补给航天器将自身携带的推进剂补给至所述目标航天器，并在补给结束后解除对接；
S4、所述目标航天器获得推进剂补给后，通过自身动力转移至高轨道。
优选的，所述目标航天器包括载荷舱、动力舱和推进剂舱，其中，所述推进剂舱包括用于存储氧化剂的氧化剂舱以及用于存储燃料的燃料舱。
优选的，所述补给航天器包括携带有推进剂的补给舱以及用于将所述补给舱内的推进剂转移至所述目标航天器的补给单元，其中，所述补给舱包括用于存储氧化剂的氧化剂箱以及用于存储燃料的燃料箱。
优选的，所述补给单元包括存储有高压气体的高压储罐，所述高压储罐分别通过管道与所述氧化剂箱、所述燃料箱连接，且所述管道上均安装有控制阀；所述氧化剂箱以及所述燃料箱内均设置有隔膜或者活塞，以便于隔绝高压气体。
优选的，所述氧化剂箱和/或所述燃料箱设有两个或两个以上；当所述氧化剂箱有两个或两个以上时，各所述氧化剂箱通过管道互联；当所述燃料箱有两个或两个以上时，各所述燃料箱通过管道互联。
优选的，所述氧化剂箱连接有氧化剂输出管，所述燃料箱连接有燃料输出管，所述氧化剂输出管与所述燃料输出管上均设置有控制阀；所述目标航天器的氧化剂舱上设置有与所述氧化剂输出管相适配的氧化剂对接口，所述目标航天器的燃料舱上设置有与所述燃料输出管相适配的燃料对接口。
优选的，所述补给航天器还包括用于遮挡太阳光的遮光板，所述补给航天器还包括有多台用于调整所述遮光板方位的姿态发动机。
优选的，在S2中，所述目标航天器通过自身动力向处于同一轨道上的所述补给航天器转移。
优选的，在S1中，所述补给航天器有两个或两个以上，且各所述补给航天器分别被火箭发射至不同的低轨道上。
优选的，所述目标航天器从低到高依次向各低轨道转移，并在每个低轨道上分别与各所述补给航天器对接后进行推进剂补给。
采用上述技术方案，本发明的有益效果在于：当需要向高轨道发射重量较大的目标航天器时，可通过多个推力较低的火箭将空载燃料的目标航天器以及满载燃料的补给航天器先行发射到低轨道，使两者在低轨道上对接后进行推进剂补给，而补给后的目标航天器则借助其自身携带的推进剂转移到高轨道上，从而完成发射任务。如此，一方面不必使用开发和使用成本高的大推力运载火箭，另一方面也降低单次发射任务失败的经济损失。
附图说明
图1为本发明方法的流程示意图；
图2为本发明实施例一中目标航天器与补给航天器对接示意图；
图3为本发明实施例一中补给航天器的主视图；
图4为本发明实施例一中补给航天器的轴侧视图；
图5为本发明实施例一中补给航天器的飞行姿态示意图；
图6为本发明实施例一的地球同步轨道发射示意图；
图7为本发明实施例二的月球轨道发射示意图；
图8为本发明实施例三的火星轨道发射示意图。
图中:1-目标航天器、2-补给航天器、20-支撑架、21-氧化剂箱、22-燃料箱、23-氧化剂输出管、24-燃料输出管、25-高压储罐、26-遮光板、27-姿态发动机、3-输送管、4-太阳、5-地球、6-近地轨道、7-转移轨道、8-地球同步轨道、9-同步转移轨道、10-地月转移轨道、11-月球轨道、12-月球、13-地火转移轨道、14-火星轨道、15-火星。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示对本发明结构的说明，仅是为了便于描述本发明的简便，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。
对于本技术方案中的“第一”和“第二”，仅为对相同或相似结构，或者起相似功能的对应结构的称谓区分，不是对这些结构重要性的排列，也没有排序、或比较大小、或其他含义。
另外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连接”应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，可以是两个结构内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据本发明的总体思路，联系本方案上下文具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例一
一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法，用于向高轨道发射目标航天器1，如图1 所示，该方法包括以下步骤：
S1、通过火箭分别将目标航天器和补给航天器发射至低轨道；
S2、目标航天器与补给航天器在低轨道对接；
S3、对接后，补给航天器将自身携带的推进剂补给至目标航天器，并在补给结束后解除对接；
S4、目标航天器获得推进剂补给后，通过自身动力转移至高轨道。
其中，目标航天器1包括载荷舱、动力舱和推进剂舱，其中，推进剂舱包括用于存储氧化剂的氧化剂舱以及用于存储燃料的燃料舱。如此设置，使得目标航天器1除了携带任务所需的器件外，还具有动力推进功能，以便于其从低轨道向高轨道转移，以及在低轨道上转移位置。
其中，如图2-4所示，补给航天器2包括支撑架20以及安装在该支撑架20上并且携带有推进剂的补给舱以及用于将补给舱内的推进剂转移至目标航天器的补给单元。补给航天器 2被配置为将其携带的推进剂补给到目标航天器1中，以便于目标航天器1从低轨道转移至高轨道。
本实施例中，上述的补给舱具体包括用于存储氧化剂的氧化剂箱21以及用于存储燃料的燃料箱22，氧化剂箱21连接有氧化剂输出管23，燃料箱22连接有燃料输出管24，并且氧化剂输出管23与燃料输出管24上均设置有控制阀。相应的，目标航天器1的氧化剂舱上设置有与该氧化剂输出管23相适配的氧化剂对接口，目标航天器1的燃料舱上则设置有与燃料输出管24相适配的燃料对接口。通常，为了降低对接难度，将上述的氧化剂输出管23和燃料输出管24集成在同一个输送管3上，输送管3则固定在支撑架20上。
本实施例中，上述的补给单元包括存储有高压气体(例如空气)的高压储罐25，高压储罐25分别通过管道与氧化剂箱21、燃料箱22连接，并且管道上均安装有控制阀。同时，氧化剂箱21以及燃料箱22内均设置有隔膜或者活塞，以便于隔绝高压气体。当目标航天器1与补给航天器2完成对接后，打开所有的控制阀后，高压储罐25内的高压气体则分别进入到氧化剂箱21和燃料箱22中，在隔膜或者活塞的推动下，氧化剂和燃料则分别经氧化剂输出管23和燃料输出管24被加注到目标航天器1中，并在加注完成后关闭控制阀即可解除两者之间的对接。
可以理解的是，处于制造以及安全角度考虑，补给航天器2上所搭载的氧化剂箱21和/ 或燃料箱22设有两个或两个以上。并且当氧化剂箱21有两个或两个以上时，各氧化剂箱21 通过管道互联，例如串联，并通过同一氧化剂输出管23输出氧化剂；对应的，当燃料箱22 有两个或两个以上时，各燃料箱22也通过管道互联，例如串联，并通过同一燃料输出管24 输出燃料。
可以理解的是，补给航天器2还包括用于遮挡太阳光的遮光板26，补给航天器2还包括有多台用于调整遮光板26方位的姿态发动机27。如此设置，如图5所示，通过姿态发动机 27能够将遮光板26调整到朝向太阳的一面，从而使氧化剂箱21和燃料箱22处于背阴处，以便于更好地维持其低温存储状态。其中，遮光板26应做功能性理解，不局限于图示的半圆形，可以是平板、抛物面或者二次曲面，也可以是带太阳能电池板等其他辅助装配的，甚至还可以是整流罩的部分或者全部。而姿态发动机27既可以安装在支撑架20上，也可以安装在氧化剂箱21、燃料箱22或者是高压储罐25上。
使用时，目标航天器1将大部分有效载荷分配给载荷舱，其推进剂舱只携带有少量推进剂即可，如此能够在不降低任务载荷的情况下，降低对运载火箭的推力要求。对应的，将推进剂由补给航天器2承载，并一同发射至低轨道上，在低轨道上，目标航天器1依靠其携带的少量推进剂与补给航天器2对接，从而在低轨道上实现推进剂的加注，此时目标航天器1 在依靠在轨加注而来推进剂前往高轨道，从而通过小推力运载火箭联合的方式，将搭载有较大任务载荷的目标航天器发射到高轨道上，不但降低了对运载火箭的推力要求，实现了研发和制造成本的降低，通过联合发射的方式还能够降低单次发射任务失败带来的经济损失。
例如，某型火箭，其近地轨道(LEO)发射最大运载能力15吨，中地球轨道(MEO) 发射能力为12吨，地球同步轨道(GEO)最大运载能力为7吨，而同步转移轨道(GTO)最大运载能力为4吨。现需要将12吨有效载荷发射至地球同步轨道，则上述火箭无法执行该任务。
则在本实施例提供的方法下，如图6所示，安排两枚火箭从地球5上分别将目标航天器 1和补给航天器2发射至同一近地轨道6。其中，运载火箭甲用于发射目标航天器1发射至近地轨道6，该目标航天器1包括搭载有12吨重有效载荷的载荷舱、满载10吨但只装载1吨推进剂的燃料箱以及动力舱，目标航天器1的总重量不超过15吨。其中，运载火箭乙则用于发射补给航天器2，该补给航天器2携带有12吨推进剂，其总重量也不超过15吨。
在补给航天器2进入近地轨道6后，补给航天器2在姿态发动机27的作用下将遮光板 26调整到朝向太阳光的一侧，从而保证补给舱位于遮光板26的阴影内，避免太阳4对其直接辐射，如图5所示。在目标航天器1进入近地轨道6后，利用其自带的发动机与推进剂向补给航天器2转移并与其对接，如图2所示，之后，两者通过输送管3对接进行推进剂的转移。推进剂补给完成后，目标航天器1被注满推进剂，依靠自身的动力加速，经过转移轨道 7而进入地球同步轨道8，而补给航天器2既可以留在近地轨道6上以便于为后续的目标航天器1加注推进剂，又可以返回底面以重复使用，或者受控坠毁。
实施例二
其与实施例一的区别在于：，在S1中，补给航天器2有两个或两个以上，且各补给航天器2分别被火箭发射至不同的低轨道上。如此设置，使得目标航天器1能够从低到高依次向各个低轨道转移，并在每个低轨道上分别与各补给航天器2对接后进行推进剂补给，从而通过接力的方式，将目标航天器1发射到更高的轨道上。
例如，某型火箭，其近地轨道(LEO)发射最大运载能力15吨，中地球轨道(MEO) 发射能力为12吨，地球同步轨道(GEO)最大运载能力为7吨，而同步转移轨道(GTO)最大运载能力为4吨。现需要将10吨重的有效载荷发射至月球轨道，则该型火箭无法执行该任务。
具体发射时：安排两枚火箭从地球5分别将目标航天器1和补给航天器2分别发射至同一近地轨道6，再安排一枚火箭从地球5将另一个补给航天器2发射至同步转移轨道9。
其中，运载火箭甲用于发射目标航天器1发射至近地轨道6，该目标航天器1包括搭载有10吨重有效载荷的载荷舱、满载10吨但只装载1吨推进剂的燃料箱以及动力舱，目标航天器1的总重量不超过15吨。运载火箭乙用于将其中一个补给航天器2发射至该近地轨道6，该补给航天器2携带有12吨推进剂，其总重量也不超过15吨。运载火箭丙用于将另一个补给航天器2发射至同步转移轨道9，该补给航天器2携带有3吨推进剂，其总重量不超过4 吨。
则如图7所示，运载火箭乙和运载火箭丙分别将两个补给航天器2发射到近地轨道6和同步转移轨道9上后，两个补给航天器2在各自的姿态发动机27的控制作用下将遮光板26 调整到朝向太阳光的一侧，从而保证补给舱位于遮光板26的阴影内，避免太阳4对其直接辐射。在目标航天器1进入近地轨道6后，利用其自带的发动机与推进剂向处于近地轨道6上的补给航天器2转移并与其对接，两者通过输送管3对接进行推进剂的加注，推进剂补给完成后，目标航天器1被注满推进剂，依靠自身的动力加速，经过转移轨道而进入同步转移轨道9。在目标航天器1进入同步转移轨道9后，利用其自带的发动机与推进剂向处于同步转移轨道9上的补给航天器2转移并与其对接，两者通过输送管3对接进行推进剂的加注，推进剂补给完成后，目标航天器1携带的推进剂总重接近10吨，依靠自身的动力下加速进入地月转移轨道10，并在抵达月球附近后减速进入月球轨道11，或者在月球12表面登陆。相应的，两个补给航天器2既可以留在各自的轨道上以便于为后续的目标航天器1加注推进剂，又可以返回底面以重复使用，或者受控坠毁。
实施例三
其与实施例二的区别在于：本实施例演示了通过本发明提供的方法，借助上述火箭的组合使用从而将5吨载荷发射进入火星轨道的过程。
例如，某型火箭，其近地轨道(LEO)发射最大运载能力15吨，中地球轨道(MEO) 发射能力为12吨，地球同步轨道(GEO)最大运载能力为7吨，而同步转移轨道(GTO)最大运载能力为4吨。现需要将5吨重的有效载荷发射至火星轨道14，则该型火箭无法执行该任务。
具体发射时：安排两枚火箭从地球5分别将目标航天器1和补给航天器2分别发射至同一近地轨道6，再安排一枚火箭从地球5将另一个补给航天器2发射至同步转移轨道9。
其中，运载火箭甲用于发射目标航天器1发射至近地轨道6，该目标航天器1包括搭载有5吨重有效载荷的载荷舱、满载10吨但只装载1吨推进剂的燃料箱以及动力舱，目标航天器1的总重量不超过15吨。运载火箭乙用于将其中一个补给航天器2发射至该近地轨道6，该补给航天器2携带有9吨推进剂，其总重量也不超过15吨。运载火箭丙用于将另一个补给航天器2发射至同步转移轨道9，该补给航天器2携带有3吨推进剂，其总重量不超过4吨。
则如图8所示，运载火箭乙和运载火箭丙分别将两个补给航天器2发射到近地轨道6和同步转移轨道9上后，两个补给航天器2在各自的姿态发动机27的控制作用下将遮光板26 调整到朝向太阳光的一侧，从而保证补给舱位于遮光板26的阴影内，避免太阳4对其直接辐射。在目标航天器1进入近地轨道6后，利用其自带的发动机与推进剂向处于近地轨道6上的补给航天器2转移并与其对接，两者通过输送管3对接进行推进剂的加注，推进剂补给完成后，目标航天器1被注满推进剂，依靠自身的动力加速，经过转移轨道而进入同步转移轨道9。在目标航天器1进入同步转移轨道9后，利用其自带的发动机与推进剂向处于同步转移轨道9上的补给航天器2转移并与其对接，两者通过输送管3对接进行推进剂的加注，推进剂补给完成后，目标航天器1携带的推进剂总重接近10吨，依靠自身的动力下加速进入地火转移轨道13，并在抵达火星附近后减速进入火星轨道14，或者在火星15表面登陆。相应的，两个补给航天器2既可以留在各自的轨道上以便于为后续的目标航天器1加注推进剂，又可以返回底面以重复使用，或者受控坠毁。
可以理解的是，本发明中所称的低轨道与高轨道是相对而言的：例如，高轨道为地球同步轨道(GEO)时，中地球轨道(MEO)以及近地轨道(LEO)就是低轨道；再例如，当高轨道是同步转移轨道(GTO)是，地球同步轨道(GEO)就是低轨道。最后本发明中火箭既可以为陆基发射，也可以还是海基发射，应作广义理解。
以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、通过火箭分别将目标航天器和补给航天器发射至低轨道；
S2、所述目标航天器与所述补给航天器在低轨道对接；
S3、对接后，所述补给航天器将自身携带的推进剂补给至所述目标航天器，并在补给结束后解除对接；
S4、所述目标航天器获得推进剂补给后，通过自身动力转移至高轨道。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述目标航天器包括载荷舱、动力舱和推进剂舱，其中，所述推进剂舱包括用于存储氧化剂的氧化剂舱以及用于存储燃料的燃料舱。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述补给航天器包括携带有推进剂的补给舱以及用于将所述补给舱内的推进剂转移至所述目标航天器的补给单元，其中，所述补给舱包括用于存储氧化剂的氧化剂箱以及用于存储燃料的燃料箱。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述补给单元包括存储有高压气体的高压储罐，所述高压储罐分别通过管道与所述氧化剂箱、所述燃料箱连接，且所述管道上均安装有控制阀；所述氧化剂箱以及所述燃料箱内均设置有隔膜或者活塞，以便于隔绝高压气体。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述氧化剂箱和/或所述燃料箱设有两个或两个以上；当所述氧化剂箱有两个或两个以上时，各所述氧化剂箱通过管道互联；当所述燃料箱有两个或两个以上时，各所述燃料箱通过管道互联。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述氧化剂箱连接有氧化剂输出管，所述燃料箱连接有燃料输出管，所述氧化剂输出管与所述燃料输出管上均设置有控制阀；所述目标航天器的氧化剂舱上设置有与所述氧化剂输出管相适配的氧化剂对接口，所述目标航天器的燃料舱上设置有与所述燃料输出管相适配的燃料对接口。
7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述补给航天器还包括用于遮挡太阳光的遮光板，所述补给航天器还包括有多台用于调整所述遮光板方位的姿态发动机。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：在S2中，所述目标航天器通过自身动力向处于同一轨道上的所述补给航天器转移。
9.根据权利要求1-8任一项所述的方法，其特征在于：在S1中，所述补给航天器有两个或两个以上，且各所述补给航天器分别被火箭发射至不同的低轨道上。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于：所述目标航天器从低到高依次向各低轨道转移，并在每个低轨道上分别与各所述补给航天器对接后进行推进剂补给。
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114459288B (zh) | 2024-06-25 |
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