[發(fā)明專利]一種分離機(jī)構(gòu)及飛行器分離方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811341723.2
• 申請日: 2018-11-12
• 公開（公告）號: CN109515763B
• 公開（公告）日: 2020-09-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 喻海川;何躍龍;李盾
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航天空氣動力技術(shù)研究院
• 主分類號: B64G1/64
• 分類號: B64G1/64
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

一種分離機(jī)構(gòu)，二級飛行器通過該分離機(jī)構(gòu)安裝在一級飛行器上后構(gòu)成組合體，該分離機(jī)構(gòu)包括第一聯(lián)接結(jié)構(gòu)(1)、第二聯(lián)接結(jié)構(gòu)(2)、分離襟翼(3)；所述第一聯(lián)接結(jié)構(gòu)(1)的一端與一級飛行器連接，另一端與二級飛行器的頭部可拆卸的連接；所述第二聯(lián)接結(jié)構(gòu)(2)的一端與一級飛行器連接，另一端與二級飛行器的尾部可拆卸的連接；所述分離襟翼(3)可折疊的安裝在一級飛行器上，分離襟翼(3)位于一級飛行器的質(zhì)心和一級飛行器的頭部之間；當(dāng)二級飛行器通過所述分離機(jī)構(gòu)安裝在一級飛行器上后，所述分離襟翼(3)位于二級飛行器的質(zhì)心和二級飛行器的頭部之間。本發(fā)明依靠氣動力實(shí)現(xiàn)兩級飛行器的分離，分離機(jī)構(gòu)質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)簡單。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種分離機(jī)構(gòu)及飛行器分離方法，屬于航天飛行器多體分離技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

在可預(yù)見的未來，快速、廉價入軌的運(yùn)載方案在軍用、民用、商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射等諸多領(lǐng)域?qū)⒂芯薮蟮陌l(fā)展?jié)摿Γ馈W、俄、日等國家和地區(qū)都在努力發(fā)展低成本運(yùn)載器，在此背景下空天飛行器受到了較多的關(guān)注。一般的空天飛行器可分為單級入軌、兩級入軌及多級入軌等方式，各種入軌方式各有優(yōu)缺點(diǎn)。

按照布局形式來看，空天飛行器主要分為兩類，一類采用類似航天飛機(jī)的并聯(lián)式布局，另一類是采用傳統(tǒng)火箭發(fā)射小型載荷時的串聯(lián)式布局，如圖1所示。這兩種布局方式對應(yīng)的分離方案也各不相同。串聯(lián)式分離方案主要涉及類似傳統(tǒng)火箭的前后體級間分離問題，這種分離方式是常規(guī)火箭分離過程中多采用的方式，對應(yīng)的分離方案設(shè)計、分離技術(shù)以及相應(yīng)的研究方法都較為成熟。

采用并聯(lián)式布局時，一二級的級間分離往往需要借助反推發(fā)動機(jī)或作動器將分離部件與主體分離，如美國航天飛機(jī)以及SLS重型運(yùn)載火箭等的固體火箭助推器都采用此分離方案，分離時布置在固體火箭助推器頭錐部位及尾裙位置的分離發(fā)動機(jī)工作，推動固體火箭助推器遠(yuǎn)離芯級。

但在空天飛行器的并聯(lián)級間分離時，依靠傳統(tǒng)的反推發(fā)動機(jī)或作動筒作為分離驅(qū)動力可能存在困難。比如原西德提出的“桑格爾II”是一種典型的兩級入軌空天飛行器，其一級特征長度約50m，分離時重量約200噸；二級特征長度約30m，分離時重量約50噸。分離條件為高度30km、馬赫數(shù)6、來流動壓約30kpa。分離時重量、尺寸與航天飛機(jī)SRB分離時相當(dāng)，都是典型的大質(zhì)量比并聯(lián)級間分離問題。但航天飛機(jī)SRB分離高度為45km，最大分離動壓僅2.6kpa，比“桑格爾II”分離動壓小一個量級。且航天飛機(jī)SRB為規(guī)則的圓柱體，氣動特性以及干擾下的氣動問題均較為簡單；而采用并聯(lián)式布局的兩級入軌空天飛行器其一、二級均為典型的升力體布局，在分離時組合體的重力主要靠其受到的氣動升力來平衡，因此在分離過程中氣動的因素影響更大，需要著重考慮。此外，采用類似航天飛機(jī)SRB分離過程的分離火箭方案，分離火箭噴出的高溫氣體可能破壞一、二級的防熱層，且噴流尾跡會顯著改變一、二級飛行器的繞流流場，可能提升控制的難度。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種分離機(jī)構(gòu)及飛行器分離方法，利用氣動舵面改變兩個飛行器的俯仰特性，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)快速分離。本發(fā)明方法在一級飛行器背部安裝一付分離襟翼，分離襟翼折疊狀態(tài)不會改變一級飛行器、組合體的氣動外形；在分離初期根據(jù)分離的進(jìn)程實(shí)時控制襟翼的折疊角度，力圖實(shí)現(xiàn)一級飛行器低頭、二級飛行器抬頭，實(shí)現(xiàn)快速安全分離；當(dāng)二級飛行器和一級飛行器分離一定距離后，再回到折疊狀態(tài)，保證一級飛行器能以較好的氣動外形返回地面。

本發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：

一種分離機(jī)構(gòu)，二級飛行器通過該分離機(jī)構(gòu)安裝在一級飛行器上后構(gòu)成組合體，該分離機(jī)構(gòu)包括第一聯(lián)接結(jié)構(gòu)、第二聯(lián)接結(jié)構(gòu)、分離襟翼；

所述第一聯(lián)接結(jié)構(gòu)的一端與一級飛行器連接，另一端與二級飛行器的頭部可拆卸的連接；所述第二聯(lián)接結(jié)構(gòu)的一端與一級飛行器連接，另一端與二級飛行器的尾部可拆卸的連接；所述分離襟翼可折疊的安裝在一級飛行器上，分離襟翼位于一級飛行器的質(zhì)心和一級飛行器的頭部之間；當(dāng)二級飛行器通過所述分離機(jī)構(gòu)安裝在一級飛行器上后，所述分離襟翼位于二級飛行器的質(zhì)心和二級飛行器的頭部之間。