CN115930694A - 一种两级重复使用运载器 - Google Patents

Abstract

一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。本发明给出了传统火箭与带翼飞行器融合的设计方案，一方面解决了传统火箭不具备水平飞行的能力，另一方面发挥了火箭构型结构效率较高的优势，实现了二者优势的融合。

Description

一种两级重复使用运载器

技术领域

本发明涉及一种两级重复使用运载器，属于运载火箭总体技术领域。

背景技术

运载火箭从一次性走向重复使用是必然趋势，而重复使用首先要解决运载火箭子级模块的无损回收问题，而无损回收的本质是在一定经济性与能力约束下实现返回过程中的能量耗散，这种能量耗散方式一般采用气动、主动力减速或者结合的方式。

目前国内外运载火箭重复使用仅能实现一子级的回收及复用，实现方法一般为采用主动力减速模式，在着陆过程方式上，可采用支腿支撑方法、回收网回收方法，以及挂钩回收方法。采用发动机动力减速模式，需要运载火箭提前预留较多的燃料，用于提供动力减速，降低了运载效能，而且这种方法在入轨级回收中效能极低，不能使用。如何有效实现两级火箭产品的回收与复用，国内尚未有成熟的技术方案。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出串联两级重复使用的运载器，一级、二级均采用带翼飞回的方式，解决了两级运载器的可控回收问题，为后续实现两级运载器的重复使用奠定基础。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；

一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；

二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。

优选的，二子级也设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼，用于气动控制。

优选的，一子级前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。

优选的，在一子级前部设置可充气式封头组件，上升过程中未充气，收拢于级间段内部，一子级再入大气层前充气展开，用于改善气动特性。

优选的，二子级前部封头为固定式结构，形成整流作用。

优选的，二子级前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。

优选的，二子级机身内的中前部作为载荷舱，能够用于调整二子级质心位置。

优选的，两个子级均采用液氧煤油推进剂；一子级完成上升飞行后与二子级分离，采用水平飞回的方式进行再入回收；二子级完成运送载荷入轨的主任务后再入返回，采用水平飞回的方式再入回收。

优选的，一子级与二子级采用串联方式垂直起飞，一子级与二子级分离，一子级进入水平飞回段，具体分为高空滑行调姿段、大攻角再入减速段、着陆前滑翔段(和着陆段；二子级依靠主动力持续工作，完成预定的有效载荷释放任务后，在自身辅助动力的作用下，完成离轨减速，并在轨道上进行小倾角再入，经过长距离高空滑行后到指定着陆场附近着陆返回，再入飞行剖面与一子级水平飞回类似，分为大攻角再入减速段、末端能量管理段、自动着陆段。

优选的，一子级水平飞回过程，按照不同的动压条件，实施不同的控制策略：在初期再入段，动压小于100Pa的状态下，采用辅助动力系统进行姿态控制，随着动压的增大，气动舵面开始介入；当动压进一步增大，飞行高度降低，最后辅助动力系统退出姿态控制，仅由气动舵面完成姿态控制。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明给出了一种全新的两级串联运载器构型，其一子级及二子级均可采用带翼构型进行水平返回，进而实现回收；

(2)本发明给出了一子级与二子级均水平飞回的方式，充分利用了大气的作用进行能量耗散，显著降低了垂直起降回收中发动机的研制难度，现在研制中的垂直起降火箭均对发动机提出了深度节流与多次启动需求，攻关难度大；

(3)本发明给出了鸭翼+三角翼的气动布局，通过鸭翼的单轴摆动，可有效提升气动操控效率；

(4)本发明给出了传统火箭与带翼飞行器融合的设计方案，一方面解决了传统火箭不具备水平飞行的能力，另一方面发挥了火箭构型结构效率较高的优势，实现了二者优势的融合；

(5)本发明给出了一子级与二子级的再入飞行剖面设计关键参数，并给出了不同飞行段控制方案。

附图说明

图1为两级重复使用运载器的构型方案，包括三视图。

图2为增设的鸭翼、升力翼及尾翼等气动舵面参与控制的示意图。

图3为一级飞回的剖面参数图。

图4为二级飞回的剖面参数图。

图5为姿态控制系统原理图。

图6为复合姿态控制系统结构图。

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。

一种两级重复使用运载器，包括相互串联连接的一子级和二子级；两个子级均采用液氧煤油推进剂，一子级配置有7台液氧煤油发动机，二子级配置有1台液氧煤油发动机，全箭起飞重量约720吨，起飞推力约8750kN。一子级完成上升飞行后与二子级分离，采用水平飞回的方式进行再入回收；二子级完成运送载荷入轨的主任务后再入返回，同样采用水平飞回的方式再入回收。

一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用大三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式。在一子级前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。在一子级前部设置可充气式封头组件，上升过程中未充气，收拢于级间段内部，一子级再入大气层前充气展开，改善气动特性。

二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似，设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼，用于气动控制。在前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。与一子级不同之处为二子级前部封头为固定式结构，形成整流作用。二子级机身内的中前部作为载荷舱，能够用于调整二子级质心位置。

一子级与二子级采用串联方式垂直起飞，按照常规两级运载火箭的模式飞行，达到高度约72km、速度约2550m/s时，一子级与二级分离，一子级进入水平飞回段，具体分为高空滑行调姿段(约125s)、大攻角再入减速段(约73s)、着陆前滑翔段(约125s)和着陆段，其中气动减速段峰值过载不超过9个重力加速度。二子级依靠主动力持续工作，进入200km高度的近地轨道，完成预定的有效载荷释放任务后，可在自身辅助动力的作用下，完成离轨减速，并在轨道上进行小倾角再入，经过长距离高空滑行后到指定着陆场附近着陆返回，再入飞行剖面与一子级水平飞回类似，分为大攻角再入减速段(高度约120km开始至30km高度附近)、末端能量管理段(从30km高度附近至3km高度)、自动着陆段(从能量管理段终点至水平着陆)。

一级上升段中依靠一子级主动力发动机摆动进行俯仰、偏航和滚动控制，二子级上升段中依靠二子级主动力进行俯仰、偏航控制，采用辅助动力进行滚动控制。在一子级水平飞回过程，按照不同的动压条件，实施不同的控制策略。在初期再入段，动压小于100Pa的状态下，采用辅助动力系统进行姿态控制，随着动压的增大，气动舵面开始介入；当动压进一步增大，飞行高度降低，最后辅助动力系统退出姿态控制，仅由气动舵面完成姿态控制。

实施例：

1)两级重复使用运载器构型方案见图1，具体如下：

11)采用串联两级的运载器构型方案，均采用液氧煤油推进剂，一子级配置有7台液氧煤油发动机，单台推力为1250kN，二子级配置有1台液氧煤油发动机，全箭起飞重量约720吨，起飞推力约8750kN。一子级主体为轴对称薄壁圆柱型箭体，直径5m，长度约39m，配置有液氧贮箱与煤油贮箱，液氧贮箱长度约19m，煤油贮箱长度约11m；二子级主体为轴对称薄壁圆柱型箭体，直径5m，长度约33m，配置有液氧贮箱与煤油贮箱，液氧贮箱长度约7m，煤油贮箱长度约3.7m。二子级前半部分设置有效载荷舱，舱体长度约13m，可用直径约4.2m。

12)一子级在传统火箭构型结构的基础上增加鸭翼、升力翼和V型尾翼。升力翼为固定翼，位于箭体后部，对称布局，共有两个，采用大三角翼形式，面积不小于70m²，三角翼翼展9.7m，靠近火箭根部处宽度12m，翼尖宽度2.8m，升力翼翼横截面为纳卡翼型。升力翼翼身下设置有两个升降副翼，面积不小于6m²。鸭翼位于一子级前部，对称布局，共有两片，前缘与一二级分离面齐平，鸭翼翼展3.3m，靠近火箭根部处宽度9m，翼尖宽度2m，面积不小于18m²，鸭翼可绕箭体系X轴转动，采用折叠-打开时控制。V型尾翼位于尾部，对称布局，共有两个，单片尾翼面积约15m²。鸭翼、升力翼及尾翼等气动舵面参与控制的示意图见图2。

13)二子级取消了传统火箭整流罩，将有效载荷舱与传统箭体贮箱合为一体，并在其基础上增设鸭翼、升力翼和V型尾翼，整体结构布局与一子级类似，仅对应各种翼型面积适应性调整。升力翼面积约35m²，升力翼翼身下设置有两个升降副翼，面积不小于3m²。鸭翼面积不小于10m²，鸭翼可绕箭体系X轴转动，采用折叠-打开时控制。V型尾翼位于尾部，对称布局，共有两个，单片尾翼面积约8m²。

14)一、二子级均设置有起落架，起落装置采用成熟的飞机起落架系统方案，一子级设置三组，分别在一级级间段内设置一组前起落架，在升力翼与箭体结合部设置两组后起落架，上升段及飞回过程收拢，着陆前打开。二子级同样设置三组，分别位于前部和后部。

15)一子级与二子级分离面设置有级间段，级间段内部对二级发动机进行包裹防护，同时，在一子级级间段内设置有可充气式封头组件，上升过程中未充气，收拢于级间段内部，一子级再入大气层前充气展开，改善一子级再入的气动特性。

2)两级重复使用运载火箭飞行剖面如下：

上升过程采用垂直起飞模式，经历一级飞行段、二级飞行段，其基本历程与传统两级运载火箭一致。针对一子级与二子级的飞回过程，开展飞行剖面的详细设计，一子级飞回的剖面采用“高空快速耗能+低空平衡滑翔”的思路进行再入段能量管理，优化着陆时刻的环境条件。

21)一级飞回的飞行剖面划分为高空滑行调姿段、大攻角再入减速段、着陆前滑翔段和着陆段，详细飞行剖面曲线见图3。高空滑行调姿段主要任务是为进入下一阶段提供较好的初始姿态，同时保证初始动压、峰值热流等在较为合理范围内；大攻角再入减速主要利用气动进行减速，并在过载和热流约束下实现速度的大幅度减小，减速过程中可能出现峰值过载和峰值热流；着陆前滑翔段则完成两项任务，一是完成低空拉起，二是以较为确定的姿态和速度倾角不断小幅度降低高度，为最终安全着陆提供较好条件；着陆段打开起落架进行着陆。

高空滑行调姿段：一二级分离点高度一般为72km，速度约2550m/s，当地弹道倾角约为21°，一子级分离之后即进入高空滑行调姿段，此段大气稀薄，基本不考虑气动作用，飞行器呈抛物线飞行，在滑行期间依靠辅助动力系统进行姿态调整，以确保再入大气时姿态满足条件；

大攻角再入减速段：经过约125s的滑行飞行后，一子级进入到大攻角再入减速段，再入条件一般为50km高度，速度约2580m/s，当地弹道倾角约为-24°。在再入初期速度变化不大，动压很小，热流对其影响最大，因此为了减缓高度快速下降导致的热流过大，采用大攻角飞行以便产生较大升力和阻力，同时有效减速。在此段通常先采用最大攻角α_max飞行。随着飞行高度降低，大气密度增大，在再入段结束时，采用最优升阻比攻角α_LDmax飞行可有效提高射程。因此确定再入飞行器攻角剖面为分段常值的形式，各段间一般采用线性变化的攻角以实现平滑的衔接，则攻角剖面具有如下形式，如下列公式所示。

式中，V₁、V₂为常值，详见图3。在本方案中，再入最大攻角设置为42°，V₁取值为2500m/s，V₂取值为0.7马赫，最优升阻比攻角α_L/Dmax为5°。大攻角再入减速段结束点高度约为15km，速度约280m/s，当地弹道倾角约为-27.5°。

着陆前准平衡滑翔段：在进入准平衡滑行段，本专利采用了基于攻角-伪动压剖面的弹道设计方法。该方法的大致原理如下：

E为飞行器总能量，m为一子级总质量，V为飞行速度，g为重力加速度，h为飞行高度。如上式所示，飞行总能量的表征与飞行速度V和飞行高度h密切相关。此外，动压q亦可表征为V、h的函数。基于平飞假设进行转化，平衡滑翔飞行阶段的动压实际上可以表示为高度h的函数，通过将“攻角-动压”剖面转化为“攻角-高度(伪动压)”剖面，形成攻角设计方法。

上式中α为攻角，h为飞行高度，A、B为相关参数值。基于该准平衡滑行段攻角设计方法，最终攻角变化为从5°增加到约17°，飞行速度由280m/s减小至70m/s。

着陆段：在距离地面3km高度时，打开着陆装置，进行着陆，着陆条件不超过民航客机着陆速度。

22)二级飞回的飞行剖面

二级由轨道再入，其特点是速度极大(约7500m/s)且以较大的垂直加速度下滑，随高度下降空气密度增大，动压呈指数增大，过载也相应增大，动压和过载很容易超出物理强度限制。尤其是动压，由于返回过程下沉率较大，气动力没有能力直接控制动压，所以必须从返回初始就保持大攻角下滑(抑制动压增大趋势)。同时大攻角下滑会引起过载先超出约束，为避免结构损坏，当过载达到预定值时采用固定过载的飞行方式。只要该固定过载满足总体给出的设计约束，就能解决过载约束问题。在此基础上，通过大过载的作用，轨迹将逐渐拉起，下沉率降低，动压约束也得到满足。详细飞行剖面曲线见图4。

攻角保持段：攻角保持段从返回最高点开始，二子级先建立大攻角飞行状态，并固定常值攻角下滑，随高度降低动压增大，过载随之增大。本方案中二子级采用40°大攻角，持续约1800s，将速度由7500m/s降低到约280m/s，高度由120km降低至约40km。

过载保持段：当过载达到预定值时转入过载保持段。过载保持段，保持固定过载飞行。随着动压的进一步增加，飞行攻角逐渐减小，飞行轨迹角也逐渐减小。

攻角过渡段：当下沉率达到预定值时转入攻角过渡段，此时攻角还较大，处于最大升阻比的后方。攻角过渡段，调整攻角和过载，使攻角处于最大升阻比前方。

准平衡滑翔段：当攻角较小且处于最大升阻比前方时，进入准平衡滑翔段。准平衡滑翔段即保持过载为1g飞行，利用气动阻力进一步消耗能量，保证进入能量管理窗口(高度25km)；

着陆段：在距离地面3km高度时，打开着陆装置，进行着陆，着陆条件不超过民航客机着陆速度。

3)飞行过程中控制方案如下：

一子级与二子级飞行过程中姿控系统配置方案基本一致，均采用三自惯组+控制组合+伺服+姿控喷管+空气舵的控制方案。采用三自惯组+测高雷达+卫星复合制导体制，射前通过惯组自瞄准建立初始姿态基准进行惯性导航，雷达测高装置在滑翔末段工作，距离目标点一定距离时进行测高/地形匹配，完成导航误差修正后再下压攻击，从而确保落点精度；同时，在卫星可用条件下启动组合导航修正，进一步提高精度。控制系统由三自惯组测量弹体姿态，飞行攻角、侧滑角和倾侧角通过实时解算获得。经过控制规律解算并输出控制信号，控制姿控喷管开关和空气舵偏转以产生控制力矩，从而保证姿态稳定并跟踪制导指令。控制系统方案见图5。

31)飞回过程为三通道解耦控制，采取姿态角偏差、角速度、变增益、变网络三轴稳定控制方法，三通道控制方程为：

其中：

为俯仰、偏航和滚动通道静态增益；

为俯仰、偏航和滚动通道的离散校正网络；

W_GZ(s),W_ST(s),W_JB(s)为捷联惯性测量组合、速率陀螺、捷联加表动态特性；

Δα₁,β,Δγ_v为箭体坐标系下的攻角、侧滑角和速度滚动角偏差；

为俯仰、偏航和滚动通道动态增益，是姿态角速度通道静态增益与姿态角通道静态增益的比值；

ω_z1STR,ω_y1STR,ω_x1STR为绕箭体坐标系的俯仰、偏航和滚动角速度。

姿态控制系统采用攻角和倾侧角跟踪制导指令、制导侧滑角指令为零的BTT控制方式，辅助动力/空气舵复合的控制策略。

辅助动力控制：俯仰通道采用攻角偏差控制方案，偏航通道采用侧滑角反馈控制方案，滚动通道采用倾侧角偏差控制方案。

空气舵控制：俯仰通道采用攻角偏差+俯仰角速度控制方案，偏航通道采用侧滑角+偏航角速度控制方案，滚动通道采用倾侧角偏差+滚动角速度控制方案。

随着飞行器高度下降动压增大，辅助动力/空气舵复合控制策略由三通道完全采用辅助动力控制过渡为采用空气舵主控、辅助动力辅助控制，最后三通道完全采用空气舵进行控制。

32)复合控制策略

辅助动力/气动舵复合控制系统由姿态控制器、复合控制策略和辅助动力、气动舵控制分配三部分组成。如图6所示，姿态控制器根据姿态角指令与传感器实测姿态角、姿态角速率等信号综合解算获得控制力矩指令M_c。复合控制策略根据并根据当前动压、推力器与气动舵面的工作情况进行辅助动力与气动舵的力矩指令分配，辅助动力、气动舵的控制分配算法实现控制力矩指令映射为具体的推力器开关指令和舵面的偏转指令δ。飞行器根据执行机构的指令驱动作动器工作，进而操纵飞行器实现所需要的飞行状态。

33)分段控制模式

根据动压和马赫数，将整个再入飞行过程分为五段控制模式。具体的再入控制模式如下表。

表1

其中：T_R,r,T_R,p,T_R,y分别为滚转(roll)、俯仰(pitch)、偏航(yall)通道的RCS推力器；δ_a,δ_e,δ_r,δ_f分别为等效的副翼、等效的升降舵、方向舵和鸭翼的舵面偏转。

Claims (10)

1.一种两级重复使用运载器，其特征在于，包括相互串联连接的一子级和二子级；

一子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，且设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼；升力翼为固定翼，位于箭体后部，采用三角翼形式，为一子级水平返回过程中提供升力或阻力，翼身下设置有升降副翼，可用作转向或者上下偏航；鸭翼为单轴摆动翼，转动轴与箭轴平行，位于箭体前部；V型尾翼为固定翼，位于箭地后部，采用对称双尾翼形式；

二子级为轴对称薄壁圆柱型箭体，布局方案与一子级类似。

2.根据权利要求1所述的两级重复使用运载器，其特征在于，二子级也设置有鸭翼、升力翼和V型尾翼，用于气动控制。

3.根据权利要求1所述的两级重复使用运载器，其特征在于，一子级前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。

4.根据权利要求1所述的两级重复使用运载器，其特征在于，在一子级前部设置可充气式封头组件，上升过程中未充气，收拢于级间段内部，一子级再入大气层前充气展开，用于改善气动特性。

5.根据权利要求4所述的两级重复使用运载器，其特征在于，二子级前部封头为固定式结构，形成整流作用。

6.根据权利要求1所述的两级重复使用运载器，其特征在于，二子级前部内埋式安装前起落架，上升过程中收拢，着陆前打开；在升力翼根部与箭体结合部内埋式按照两组后起落架，上升过程中收拢于升力翼与箭体内部，着陆前打开。

7.根据权利要求1所述的两级重复使用运载器，其特征在于，二子级机身内的中前部作为载荷舱，能够用于调整二子级质心位置。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的两级重复使用运载器，其特征在于，两个子级均采用液氧煤油推进剂；一子级完成上升飞行后与二子级分离，采用水平飞回的方式进行再入回收；二子级完成运送载荷入轨的主任务后再入返回，采用水平飞回的方式再入回收。

9.根据权利要求1至7中任一项所述的两级重复使用运载器，其特征在于，一子级与二子级采用串联方式垂直起飞，一子级与二子级分离，一子级进入水平飞回段，具体分为高空滑行调姿段、大攻角再入减速段、着陆前滑翔段(和着陆段；二子级依靠主动力持续工作，完成预定的有效载荷释放任务后，在自身辅助动力的作用下，完成离轨减速，并在轨道上进行小倾角再入，经过长距离高空滑行后到指定着陆场附近着陆返回，再入飞行剖面与一子级水平飞回类似，分为大攻角再入减速段、末端能量管理段、自动着陆段。

10.根据权利要求9所述的两级重复使用运载器，其特征在于，一子级水平飞回过程，按照不同的动压条件，实施不同的控制策略：在初期再入段，动压小于100Pa的状态下，采用辅助动力系统进行姿态控制，随着动压的增大，气动舵面开始介入；当动压进一步增大，飞行高度降低，最后辅助动力系统退出姿态控制，仅由气动舵面完成姿态控制。

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