[發明專利]空天飛行器并聯分離設計方法

在審

• 申請號: 202210019818.2
• 申請日: 2022-01-10
• 公開（公告）號: CN114291292A
• 公開（公告）日: 2022-04-08
• 發明（設計）人: 王磊;湯繼斌;龍雙麗;王立寧;趙凌波;林敬周
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: B64G1/14
• 分類號: B64G1/14;B64F5/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供了一種空天飛行器并聯分離設計方法，首先根據總體方案設計所確定的分離馬赫數和高度，開展一級飛行器的CFD數值計算，選取一級飛行器升力為負值對應的攻角作為分離攻角；其次設計一級飛行器和二級飛行器的相對位置，使得二級飛行器重力對一級飛行器力矩特性的影響和分離過程的氣動干擾最小；然后根據分離攻角和馬赫數范圍內的一級、二級飛行器的激波系，開展匹配激波系的二級飛行器頭部外形設計；最后采用數值計算方法確定一級、二級飛行器的升降舵預置舵偏角，使得一級飛行器和二級飛行器安全分離并且姿態變化范圍較小。采用該方法設計的空天飛行器可完全依靠氣動力的無約束無控安全分離。

技術領域

本發明涉及空天飛行器技術領域，尤其涉及一種空天飛行器完全依靠氣動力實現無約束無控安全并聯分離的設計方法。

背景技術

空天飛行器通常采用背負式構型的兩級入軌方式，一級飛行器采用吸氣式組合動力、二級飛行器采用火箭動力，可在地面機場水平起降且多次重復使用。空天飛行器以組合體狀態水平起飛后，依靠組合動力加速爬升至分離窗口，一、二級飛行器完成并聯分離。一級飛行器自主返回并水平降落，二級飛行器則開啟自身火箭動力加速爬升進入目標軌道。

兩級入軌飛行器并聯分離具有高馬赫數、高動壓、高動態、強干擾等特點，對并聯分離設計的主要影響包括：一是由于飛行動壓高，氣動力在分離過程中發揮著主導作用，氣動外形對分離方案可行性起著決定性作用；二是并聯的兩級飛行器尺度相當，分離過程中一二級外形產生非常復雜的動態激波干擾，強干擾作用時間在百毫秒量級，分離過程難以對姿態進行實時控制。因此，對于兩級入軌空天飛行器的并聯分離問題，最優的分離方案是完全依靠氣動力實現兩級飛行器的安全無控分離。現有技術中未見到類似研究報道。

發明內容

本發明的目的在于提供一種空天飛行器并聯分離設計方法，解決兩級入軌空天飛行器的安全并聯分離難題，通過建立匹配激波系的二級飛行器頭部外形設計方法，實現了完全依靠氣動力的無約束無控安全分離。

為了解決上述技術問題，本發明提供了一種空天飛行器并聯分離設計方法，包括如下步驟

根據總體方案設計所確定的分離馬赫數和高度，開展一級飛行器的CFD數值計算，選取一級飛行器升力為負值對應的攻角作為分離攻角；

設計一級飛行器和二級飛行器的相對位置，使得二級飛行器重力對一級飛行器力矩特性的影響和分離過程的氣動干擾最小；

根據分離攻角和馬赫數范圍內的一級、二級飛行器的激波系，開展匹配激波系的二級飛行器頭部外形設計；

采用數值計算方法確定一級、二級飛行器的升降舵預置舵偏角，使得一級飛行器和二級飛行器安全分離并且姿態變化范圍較小。

進一步地，所述分離攻角為-4～0度。

進一步地，所述一級飛行器和二級飛行器的相對位置設計具體為：所述一級飛行器與二級飛行器的質心位置在豎直方向偏差范圍不超過一級飛行器全長的5％，所述一級飛行器與二級飛行器在豎直方向預留解鎖機構的安裝空間。

進一步地，所述一級飛行器與二級飛行器的質心位置在豎直方向重合，所述一級飛行器與二級飛行器在豎直方向距離為50～200mm。

進一步地，所述二級飛行器頭部外形設計包括如下步驟

根據分離攻角、馬赫數范圍內一級飛行器背部激波始終位于二級飛行器頭部頂點下方，確定頭部頂點高度；

沿飛行剖面重新評估二級飛行器頭部熱環境，結合熱防護要求確定二級飛行器的頭部倒圓半徑；

二級飛行器頭部母線采用指數型、馮卡門型或者拋物線線型曲線進行設計。

進一步地，所述頭部倒圓半徑確定方法如下