CN115597431A - 一种组合动力航天运载器 - Google Patents

Abstract

本发明适用于航空航天技术领域，提供了一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。本申请能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，能最大程度减少弹道飞行体推进剂的消耗量；运载体可在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。

Description

一种组合动力航天运载器

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，尤其涉及一种组合动力航天运载器。

背景技术

目前，运载火箭通常是依托地面发射场发射，但基于现有运载火箭推进形式和构型是采用单一的动力推进型式，实现垂直发射，会更依赖发射场的基础设施，然而发射场工位及发射窗口有限，会导致运载火箭无法在最佳弹道飞行起点起飞。

现有技术为解除发射场的制约，采用了新建发射场以及开发海基移动发射技术两种途径，在更多的地区、海岛上建设发射场使运载火箭可以根据发射任务选取更合适的发射点。然而，这种方式的基础建设投入大，扩展的发射点数量也有限，成本高。虽然海基移动发射技术采用在船上发射运载火箭的方式，具备一定的灵活性，但是仍然无法全面覆盖所有任务的最佳发射点，同时，海基发射移动平台通用性差，空置率高。现有技术为降低发射成本，对运载火箭的助推级进行了回收。然而多数运载火箭的助推级结构为回转体，针对垂直发射方式，回收时只能采用助推级垂直着陆，可回收运载火箭在进行助推级分离后，为满足助推级垂直着陆需求，需要额外携带更多推进剂，因此会产生更多能耗。

发明内容

本发明实施例提供一种航天运载器，旨在解决现有技术中，对于运载火箭发射时，依赖的地面发射场工位及窗口有限、通用性差，以及回收时能耗大的问题。

本发明实施例是这样实现的，一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；

所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。

更进一步地，所述运载体还包括稳定翼，所述稳定翼连接设置在所述舱体尾部的上端。

更进一步地，所述稳定翼纵向从所述舱体向上延伸，且呈后掠式。

更进一步地，所述运载体还包括设置在所述稳定翼上的第二动力装置。

更进一步地，所述第一动力装置与所述第二动力装置包括涡轮风扇发动机装置。

更进一步地，所述升力翼为后掠式，每一所述升力翼上设置有至少一片第一控制舵片，所述第一控制舵片顺着所述升力翼的方向，沿着所述升力翼的后边缘设置。

更进一步地，每一所述稳定翼上设置有第二控制舵片，所述第二控制舵片顺着所述稳定翼的方向，沿着所述稳定翼的后边缘设置。

更进一步地，所述起降装置包括设置在每一所述舱体底部靠后端的主起落架，以及对称设置在所述挂架梁上的前起落架，在运载器离开地面后，所述主起落架收入所述舱体，所述前起落架收入所述挂架梁所在整流体。

更进一步地，所述弹道飞行体包括多个助推级、载荷舱以及整流罩，所述整流罩设置在顶端，所述载荷舱连接设置在所述助推级与所述整流罩之间，所述助推级中通过推进剂燃烧产生推力，任务载荷包络于所述整流罩或所述载荷舱内。

更进一步地，所述舱体内包括燃料供应装置，所述燃料供应装置内存储有供所述运载体飞行的燃料。

本发明所达到的有益效果，本申请由于提供一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。基于升力翼、第一动力装置以及起降装置能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，弹道飞行体能在最短时间以最少推进剂消耗量下入轨，最大程度减少了弹道飞行体推进剂的消耗量；运载体在完成运载任务后，能够就近选择机场降落，可在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器在飞行时的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的运载体的具体结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的侧视图；

图4为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的俯视图；

图5为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的主视图；

图6为本发明实施例提供的弹道飞行体的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器的整体工作过程图；

其中，1、运载体，11、舱体，12、挂架梁，13、升力翼，131、第一控制舵片，14、第一动力装置，15、起降装置，151、主起落架，152、前起落架，16、稳定翼，161、第二控制舵片，17、第二动力装置，2、弹道飞行体，21、一级助推级，22、二级助推级，23、载荷舱，24、整流罩。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明中运载体包括多个舱体、将多个舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个舱体上的升力翼、固定在升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个舱体底部的起降装置，弹道飞行体设置在挂架梁底部。基于升力翼、第一动力装置以及起降装置能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，弹道飞行体能在最短时间以最少推进剂消耗量下入轨，最大程度减少了弹道飞行体推进剂的消耗量。

实施例一

一种组合动力航天运载器，包括：运载体1，以及连接设置于运载体1底部的弹道飞行体2；

运载体1包括多个舱体11、将多个舱体11进行固定连接的挂架梁12、设置在每个舱体11上的升力翼13、固定在升力翼13上的第一动力装置14，以及设置于每个舱体11底部和挂架梁12底部的起降装置15，弹道飞行体2设置在挂架梁12底部中段。

其中，参考图1所示，图1为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器在飞行时的结构示意图。如图1所示，运载器(运载火箭)包括运载体1，以及通过运载体1运载到弹道起飞点后进行分离的弹道飞行体2，在弹道飞行体2中，在弹道飞行体2中设置有任务载荷(卫星或其他载荷)，弹道飞行体2在与运载体1分离后，将任务载荷推进至适当的高度及速度使其进入轨道，或在任务载荷自带的动力装置下进入轨道。

具体的，运载体1可以包括有2个舱体11，在舱体11内可以包括有飞行控制设备、导航设备、通信设备、电源以及供配电设备、燃料供应装置等，且将运载体1中搭载有通信设备作为通信中转终端，可将弹道飞行体2与地面监控站的信息进行综合处理。舱体11内侧之间通过一片挂架梁12连接固定，弹道飞行体2连接在挂架梁12中段的底部。挂架梁12为主要承力结构，能够调整弹道飞行体2的位置，使弹道飞行体2的重心与运载体1的重心更接近，控制整个飞行过程中的平衡。可选的，在挂架梁12的底部可以设置有固定弹道飞行体2的安装接口(未示出)，在将弹道飞行体2送入最佳弹道起飞点后，安装接口脱开，完成运载体1与弹道飞行体2分离。当然也可以是其他的方式，在此不做唯一限定。

具体的，每个舱体11外侧延伸出升力翼13以提供升力，升力翼13可以为后掠式，顶端包括有向上倾斜的小翼，竖起的小翼与运载体1的舱体11纵切面成一定角度，当下表面的气流从翼梢翻上来时，作用在两端小翼上的合力可以指向上方，提高升力。这样有利于运载体1在稠密大气层内，运用空气动力学原理飞行，达到更高的效率。在舱体11与升力翼13以及挂架梁12的每个连接处可以分别包括一连接端部，通过连接端部实现与升力翼13、挂架梁12的固定连接。同时在每个升力翼13上固定设置有第一动力装置14，具体的，第一动力装置14可以是设置在升力翼13靠近舱体11一端的底部，通过第一动力装置14可以为运载体1提供动力来源。

参考图2所示，图2为本发明实施例提供的运载体1的具体结构示意图。图2中，在每个舱体11的底部靠后位置设置的起降装置15，以及在挂架梁12上对称设置有起降装置15，运载器起飞前以及着陆时通过起落装置在地面滑行。具体的，运载器以水平方式发射时，基于起降装置15在地面起飞阶段滑行直到达到安全飞行高度后，起落架折叠收起，直到起降装置15收入舱体11内，或收入舱体11底部专门收容起降装置15的收容空间中。当运载体1进行着陆时，在接近跑道处可以控制起降装置15由收容空间放下，制程运载体1在机场跑道上滑行、减速直至停止。

在本实施例中，通过提供一种组合动力航天运载器，包括：运载体1，以及连接设置于运载体1底部的弹道飞行体2，运载体1上包括有多个舱体11，以及固定连接在舱体11之间调节平衡的挂架梁12，从每个舱体11两侧延伸出的提供升力的升力翼13，固定在升力翼13上用于提供动力的第一动力装置14，以及实现水平起飞方式且设置在每个舱体11底部的起降装置15。基于升力翼13、第一动力装置14以及起降装置15实现水平起飞，能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高。此外，将弹道飞行体2运载至最佳弹道起点，弹道飞行体2能在最短时间以最少推进剂消耗量下入轨，最大程度减少了弹道飞行体2推进剂的消耗量，运载体1在完成运载任务后，能够就近选择机场降落，可在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。

实施例二

基于上述实施例一，本实施例提供的运载体1还包括稳定翼16，稳定翼16连接设置在舱体11尾部的上端。

其中，稳定翼16可以是垂直尾翼/水平尾翼，可以是单垂尾尾翼/双垂尾尾翼。参考图2与图3所示，其中，图3为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的侧视图。作为一种优选的实施例方式，本实施例中在每个舱体11的尾部的上端固定连接有一稳定翼16，稳定翼16成片状，纵向从舱体11向上延伸，延伸端向舱体11后方倾斜，与舱体11形成一定角度，呈后掠式。稳定翼16可以用于增加飞行过程中的纵向稳定性，还可以基于稳定翼16操纵运载体1偏转，保证运载体1平稳飞行。

实施例三

基于上述实施例二，本实施例提供的运载体1还包括设置在稳定翼16上的第二动力装置17。

参考图2、图3所示，在稳定翼16顶端还设置有第二动力装置17。在第一动力装置14的基础上，增加第二动力装置17，可以为运载体1提供更强的动力，其中，第一动力装置14相对第二动力装置17可以提供更大的动力。可选的，两台第一动力装置14与两台第二动力装置17可以是吸气式发动机，例如涡轮风扇发动机，涡轮风扇发动机将部分吸入的空气通过内部风扇和压气机加压，将产生的高压空气作为氧化剂从燃烧室前端入口进入燃烧室，在燃烧室内部与喷入的燃油混合燃烧，在燃料燃烧放出的高热作用下，高压燃气升温并膨胀，从燃烧室另一头的环形出口喷出，经设置在燃烧室出口外的导流叶片偏转喷射角度以后，燃气以最合适的角度喷射涡轮叶片，使得涡轮转动，从而产生动力。

在本实施例中，分别通过第一动力装置14与第二动力装置17为运载体1提供动力来源，且第一动力装置14与第二动力装置17为吸气式发动机，吸气式发动机只需携带燃油在燃烧室内进行燃烧，而燃料易于获取，能够降低发射成本，且吸气式发动机的效率高，油耗低，飞机的航程远。此外，通过调节第二动力装置17可以控制运载体1的俯仰姿态。

实施例四

基于上述实施例一，本实施例提供的升力翼13为后掠式，每一升力翼13上设置有至少一片第一控制舵片131，第一控制舵片131顺着升力翼13的方向，沿着升力翼13的后边缘设置。

参考图4所示，图4为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的俯视图。图4中可见，升力翼13设置为后掠式，且在后掠式的升力翼13的后边缘布置有至少一片第一控制舵片131，第一控制舵片131顺着升力翼13的方向设置，且第一控制舵片131设置在靠近升力翼13中段向外延伸出的部分。在本实施例中，第一控制舵片131设置为位置连续的2片，当然还可以设置为1片、3片、4片等。在本实施例中，通过设置第一控制舵片131可以用于控制运载器在飞行的过程中俯仰和翻滚的姿态。

实施例五

基于上述实施例三，本实施例提供的每一稳定翼16上设置有第二控制舵片161，第二控制舵片161顺着稳定翼16的方向，沿着稳定翼16的后边缘设置。

参考图2所示，在每一片稳定翼16的后边缘，顺着稳定翼16的方向布置有第二控制舵片161，同一舱体11上的第二控制舵片161一端延伸至第二动力装置17底部，另一端延伸至舱体11。第二控制舵片161可以设置为一片，也可是设置为多片。通过设置第二控制舵片161可以控制运载器在飞行时的偏航姿态。

实施例六

基于上述实施例一，本实施例提供的起降装置15包括设置在每一舱体11底部靠后端的主起落架151，以及对称设置在挂架梁12上的前起落架152，在运载器离开地面后，主起落架151收入舱体11，前起落架152收入挂架梁所在整流体12。

具体的，参考图2、图5所示，其中，图5为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的正视图。起降装置15包括在每个舱体11的底部靠后端分别设置的主起落架151，以及在挂架梁12上对称设置的前起落架152。每个主起落架151底部可以包括有至少两只机轮，在本实施例中，每只主起落架151包括3只机轮，每只前起落架152底部可以包括至少一只机轮，在本实施例中，前起落架152包括1只机轮。起降装置15还可以包括起落架起降设备(未示出)、刹车液压设备及管路(未示出)，在运载器基于前起落架152与后起落架在地面滑行一段距离后离开地面，并基于起落架起降设备可以将主起落架151收入舱体11底部的起降装置15收容空间，以及将前起落架152收入挂架梁所在整流体12中设置的起降装置15收容空间。

在本实施例中，通过在舱体11底部设置起降装置15，通过控制起降装置15可以实现运载器通过地面滑行的方式实现水平发射，将弹道飞行体2运载至最佳弹道起点，且运载体1在完成运载任务后，基于起降装置15可以降落在机场，实现回收或加注燃油后执行二次运载任务，可在使用寿命期内回收复用，降低成本。

实施例七

基于上述实施例一，本实施例提供的弹道飞行体2包括多个助推级、载荷舱23以及整流罩24，整流罩24设置在顶端，载荷舱23连接设置在助推级与整流罩24之间，助推级中通过推进剂燃烧产生推力，任务载荷包络于整流罩24或载荷舱23内。

参考图6所示，图6为本发明实施例提供的弹道飞行体2的结构示意图。弹道飞行体2可以包括有多个助推级，助推级之间依次连接，在本实施例中，弹道飞行体2可以包括有一级助推级21与二级助推级22。整流罩24、载荷舱23、二级助推级22以及一级助推级21依次连接，其中，整流罩24呈圆锥形状，任务载荷被整流罩24或载荷舱23包络，一级助推级21和二级助推级22以固体或液体推进剂燃烧的方式，通过喷管产生推力，将任务载荷推进至适当的高度及飞行速度，最终进入轨道。

实施例八

基于上述实施例一至七，本实施例提供的舱体11内包括燃料供应装置，燃料供应装置内存储有供运载体1飞行的燃料。

其中，燃料供应装置(未示出)具体包括燃油箱以及燃油供应管路，在燃油箱中存储有供运载飞行体飞行的燃料，燃油供应管路可以分别连接到两个第一动力装置14以及两个第二动力装置17的燃烧室，通过燃油供应管路将燃油箱中的燃料输送至第一动力装置14与第二动力装置17，在高压空气作为氧化剂的情况下与燃油产生燃烧，从涡轮喷射产生动力。

为更好的描述本发明各实施例，参考图7所示，图7为本发明实施例提供的一种组合动力航天运载器的整体工作过程图。具体的，组合动力航天运载器从起飞到降落的工作过程依次包括：水平起飞(a)、爬升(b)、巡航(c)、跃升(d)、弹道飞行体2与运载体1分离(e)、弹道飞行体2点火(f)、助推器分离(g)、整流罩24分离(h)、星箭分离(任务载荷与弹道飞行体2分离)(i)、卫星入轨(j)、运载体1平飞遥测(k)、运载体1下降(l)、运载体1着陆回收(m)。按照飞行弹道及飞行动力可划分为空气动力飞行段(弹道飞行体2与运载体1分离未分离前的阶段)和弹道飞行段(弹道飞行体2与运载体1分离后的阶段)。

具体的，在机场，弹道飞行体2与运载体1组装成完整的运载器，根据飞行任务规划最佳弹道起飞起点，并设计运载体1的飞行航路，加载到运载体1飞行控制计算机。通过地面的指挥控制站(Y)与执行运载任务的运载器的运载体1中舱体11内设置的飞行控制设备、通信设备等进行对接控制。基于起降装置15，运载器在机场跑道滑跑，通过升力翼13、第一动力装置14、第二动力装置17控制运载器爬升，爬升至一定高度后，亚音速巡航，其中，爬升的高度可以在12000m至15000m之间。巡航飞行至最佳弹道起飞点附近后，运载器跃升，在较大俯仰角下，完成运载体1与弹道飞行体2的分离。

分离至安全距离后，弹道飞行体2点火，在一级助推级21的推进下进入弹道飞行段，一级助推级21耗尽或达到关机条件后关机，然后从弹道飞行体2上分离。而后，整流罩24分离，二级助推级22点火，在二级助推级22的作用下，继续加速，直到二级助推级22耗尽或达到关机条件后关机，从弹道飞行体2上分离。之后，任务载荷从载荷舱23中分离进入轨道或在其自带的动力装置作用下进入轨道。

运载体1在与弹道飞行体2分离后，采用平飞遥测的方式跟踪弹道飞行体2，基于通信设备与弹道飞行体2通信，直至任务完成或超出通信区域，运载体1逐渐下降，接近机场地面时展开起降装置15，自主就近降落于附近的机场，由保障人员撤收，或加注燃油后飞往下一个任务的发射机场。

在本发明实施例中，在舱体11内侧之间通过一片挂架梁12连接固定，弹道飞行体2连接在挂架梁12中段的底部，基于挂架梁12能够调整弹道飞行体2的位置，使弹道飞行体2的重心与运载体1的重心更接近，控制整个飞行过程中的平衡。在舱体11两侧延伸出升力翼13提供升力，升力翼13上设置第一控制舵片131控制运载器在飞行的过程中俯仰和翻滚的姿态，升力翼13底部设置第一动力装置14提供飞行动力。在舱体11的底部设置主起落架151，以及在挂架梁12底部设置前起落架152，基于起降装置15实现运载体1可以通过水平方式起落，且降落后还可以回收或执行下一运载任务，提高了复用率。在舱体11尾部上端还设置有稳定翼16，以增加飞行过程中的纵向稳定性，也可以操纵运载体1俯仰和偏转，保证运载体1平稳飞行。在稳定翼16上设置第二动力装置17，且第一动力装置14与第二动力装置17为涡轮风扇发动机，只需携带燃油便可以燃烧反应产生动力，降低了发射成本，油耗低。在稳定翼16上还设置有第二控制舵片161，可以控制运载器在飞行时的偏航姿态。所以，本发明能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高。且将弹道飞行体2运载至最佳弹道起点，最大程度减少了弹道飞行体2推进剂的消耗量。运载体1在完成运载任务后，能够就近选择机场降落，甚至可以加注燃料后执行下一个运载任务，在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。

本申请的说明书和权利要求书及附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。本申请的说明书和权利要求书或附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种组合动力航天运载器，其特征在于，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；

所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。

2.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述运载体还包括稳定翼，所述稳定翼连接设置在所述舱体尾部的上端。

3.如权利要求2所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述稳定翼纵向从所述舱体向上延伸，且呈后掠式。

4.如权利要求2所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述运载体还包括设置在所述稳定翼上的第二动力装置。

5.如权利要求4所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述第一动力装置与所述第二动力装置包括涡轮风扇发动机装置。

6.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述升力翼为后掠式，每一所述升力翼上设置有至少一片第一控制舵片，所述第一控制舵片顺着所述升力翼的方向，沿着所述升力翼的后边缘设置。

7.如权利要求2所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，每一所述稳定翼上设置有第二控制舵片，所述第二控制舵片顺着所述稳定翼的方向，沿着所述稳定翼的后边缘设置。

8.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述起降装置包括设置在每一所述舱体底部靠后端的主起落架，以及对称设置在所述挂架梁上的前起落架，在运载器离开地面后，所述主起落架收入所述舱体，所述前起落架收入所述挂架梁所在整流体。

9.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述弹道飞行体包括多个助推级、载荷舱以及整流罩，所述整流罩设置在顶端，所述载荷舱连接设置在所述助推级与所述整流罩之间，所述助推级中通过推进剂燃烧产生推力，任务载荷包络于所述整流罩或所述载荷舱内。

10.如权利要求1-9任一所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述舱体内包括燃料供应装置，所述燃料供应装置内存储有供所述运载体飞行的燃料。

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