一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法与流程

本发明涉及一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，属于飞行器设计技术领域。

背景技术：

单级入轨空天飞行方案一直作为人类空天运输系统的发展方向和追求目标，受到高度重视。近年来，随着吸气式推进技术的发展，国内外研究人员对基于火箭基组合循环动力(rocket-basedcombinedcycle，rbcc)的单级入轨空天飞行技术方案开展了深入研究。目前，rbcc组合动力单级入轨空天飞行技术方案的一个难点是飞行器上升过程消耗的燃料量过大，入轨时的剩余质量过小，使得能够分配给飞行器的结构、发动机、热防护系统等飞行器分系统和有效载荷的质量过小，导致飞行器各分系统设计难度较大并且运载能力较小、甚至没有运载能力。显然，如果能够降低单级入轨飞行器上升阶段的燃料消耗，即提高飞行器的入轨剩余质量，那么对于降低单级入轨空天飞行器的各分系统的设计难度和提高飞行器的运载能力具有重要意义。rbcc组合动力的主要缺点是低速段的性能较差，消耗的燃料较多。地面助推发射技术是减小rbcc组合动力单级入轨飞行器上升段燃料消耗的一种有效途径；但是由于地面的大气密度较大，使得地面助推发射速度不能过大，否则动压会超出飞行器的承受能力。

考虑到高原海拔高度较高，大气稀薄，与接近海平面高度的普通发射场相比，在相同的最大动压约束下，允许将飞行器加速至更高的发射速度，因而能够进一步降低单级入轨飞行器上升阶段的燃料消耗。此外，高原上的大气密度小，使得助推加速过程中在相同速度下的空气阻力更小，因而更容易对空天飞行器进行加速。鉴于高原助推发射具有这些优势并且我国具有幅员辽阔的青藏高原，本发明提出一种新的基于高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方案。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：提供一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，该方法能够减小rbcc组合动力单级入轨空天飞行器上升过程需要消耗的燃料质量，从而提高飞行器的入轨质量占其总质量的比例。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，包括如下步骤：

步骤1，在海拔高度超过4000米的高原上铺设助推发射轨道；

步骤2，利用助推发射轨道的助推力将助推发射平台和单级入轨空天飞行器从静止开始加速，当加速至最大助推发射速度时，单级入轨空天飞行器与助推发射平台分离并起飞；

步骤3，单级入轨空天飞行器起飞后利用自身的rbcc组合动力沿最省燃料的上升轨迹加速飞行，直至进入目标轨道；

步骤4，单级入轨空天飞行器与助推发射平台分离后，助推发射平台在助推发射轨道的制动力的作用下制动减速，直至助推发射平台的速度降为0；

所述助推发射轨道的长度计算方法如下：

将助推发射平台和单级入轨空天飞行器静止时所在位置作为助推发射轨道的起点，当加速至最大助推发射速度时，助推发射平台和单级入轨空天飞行器所在位置作为分离点，将助推发射平台的速度降为0时所在位置作为助推发射轨道的终点；

将起点与分离点之间视为助推加速段，则在助推加速段，助推发射平台和单级入轨空天飞行器组合体的质心运动方程组为：

其中，v为飞行器的速度；t为时间；tboost为助推发射平台在助推加速段受到的助推力，mall为助推发射平台和单级入轨空天飞行器组合体的总质量，mall＝m0+mbus，m0为单级入轨空天飞行器的初始质量，mbus为助推发射平台的质量；cd为阻力系数；ρp为步骤1所述高原上的大气密度；sref为气动力的参考面积；x为助推发射平台沿轨道方向的位移；

将分离点与终点之间视为制动段，则在制动段，助推发射平台的质心运动方程组为：

其中，tbreak为助推发射平台在制动段受到的制动力；

对上述两个方程组分别进行数值积分，得到助推发射轨道在助推加速段和制动段的长度，将其相加得到助推发射轨道的总长度。

作为本发明的一种优选方案，所述助推发射平台在助推加速段受到的助推力与助推发射平台在制动段受到的制动力大小相同，方向相反。

作为本发明的一种优选方案，步骤2所述最大助推发射速度，计算公式为：

其中，vboost,max为最大助推发射速度，qmax为单级入轨空天飞行器能够承受的最大动压，ρp为步骤1所述高原上的大气密度。

作为本发明的一种优选方案，步骤3所述最省燃料的上升轨迹，计算过程为：

在纵向平面内，描述单级入轨空天飞行器质心运动的微分方程组为：

其中，r为飞行器质心距地心的距离；t为时间；v为飞行器的速度；γ为航迹角；θ为航程角；m为飞行器的质量；p为单级入轨空天飞行器的rbcc组合动力的推力；α为飞行攻角；cd为阻力系数；ρ为大气密度；sref为气动力的参考面积；μ为地球引力常数；cl为升力系数；isp为rbcc组合动力的燃料比冲；gsl为海平面重力加速度；

单级入轨空天飞行器上升轨迹的初始条件为：

其中，t0为上升轨迹的初始时间；r0为飞行器的初始地心距，r0＝re+hp，re为地球半径，hp为步骤1所述高原的海拔高度；θ0为初始航程角；v0为起飞初速度，v0＝vboost,max，vboost,max为最大助推发射速度；γ0为初始航迹角；m0为单级入轨空天飞行器的初始质量；

单级入轨空天飞行器上升轨迹的末端条件为：

其中，tf为进入目标轨道的时间即入轨时间；ro为入轨点的地心距，ro＝re+ho，re为地球半径，ho为目标轨道高度；vo为目标轨道速度；γo为入轨点航迹角；

在单级入轨空天飞行器上升过程中，考虑动压约束为：

其中，q(t)为飞行器上升过程的飞行动压，qmax为单级入轨空天飞行器能够承受的最大动压；

上升轨迹最省燃料等价于飞行器到达目标轨道时的剩余质量最大，则单级入轨空天飞行器上升轨迹优化问题的目标函数j为：

minj＝-m(tf)

对上述五个方程所描述的单级入轨空天飞行器上升轨迹优化问题进行求解，得到单级入轨空天飞行器的最大入轨质量。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1、本发明提出一种在高原上利用助推发射轨道助推发射的rbcc组合动力单级入轨空天飞行技术方法，能够显著减小单级入轨飞行器上升段消耗的燃料，提高飞行器的入轨质量，从而有利于提高飞行器的运载能力和降低飞行器各分系统的设计难度(通过提高飞行器各分系统的质量分配而实现)。

2、与从接近海平面高度的发射场依靠自身动力加速起飞的常规发射方式相比，在相同的动压约束下，本发明方法能够将rbcc组合动力单级入轨飞行器的入轨质量百分比从26.38％提高至30.48％；鉴于目前大多数运载火箭的运载比大约仅为1.5～2.5％，因此即使提高1％也是非常可观的。

附图说明

图1是本发明高原助推发射单级入轨空天飞行技术方法示意图。

图2是本发明实施例中助推发射平台的速度随时间变化曲线。

图3是本发明实施例中助推发射平台的位置随时间变化曲线。

图4是本发明实施例中单级入轨飞行器燃耗最优轨迹的高度随时间变化曲线。

图5是本发明实施例中单级入轨飞行器燃耗最优轨迹的速度随时间变化曲线。

图6是本发明实施例中单级入轨飞行器燃耗最优轨迹的质量随时间变化曲线。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

本发明提出利用高原上的助推发射轨道将发射平台和rbcc组合动力单级入轨空天飞行器的组合体加速至比较大的速度，然后空天飞行器与发射平台分离并起飞，接着空天飞行器利用自身的rbcc组合动力沿燃耗最优上升轨迹加速飞行直至进入目标轨道。以我国的青藏高原为例，其不同区域的海拔高度在3000–7000米之间，平均海拔高度在4000米以上，并且幅员辽阔，为修建助推发射助推加速轨道提供了良好和独特的地理资源。

如图1所示，本发明的方案为：(1)在高原上修建助推发射轨道1；(2)利用轨道1的助推力将助推发射平台2和单级入轨空天飞行器3从静止(图1中的a处)开始加速；(3)当加速至比较大的速度时(图1中的b处)，单级入轨空天飞行器3与助推发射平台2分离并起飞；(4)单级入轨空天飞行器3利用自身的rbcc组合动力沿最省燃料的上升轨迹4加速飞行，直至进入目标轨道5；(5)与此同时，助推发射平台2在轨道的制动力的作用下制动减速，直至速度降为0(图1中的c处)。

本发明方案的关键参数如下：

(1)助推发射速度

相对于海平面，高原上的大气稀薄，因此在相同的动压约束情况下，允许将飞行器加速至更大的发射速度；并且由于高原上的空气稀薄，飞行器加速过程中受到的空气阻力更小，因而在高原上对空天飞行器进行加速更加容易。

对于给定的最大动压约束，飞行器允许的最大助推发射速度为

其中：qmax为飞行器能够承受的最大动压，ρp为高原上的大气密度。

取最大动压qmax＝160kpa，高原的海拔高度hp＝5000m，对应的大气密度为ρp＝0.74kg/m³，将其代入方程(1)可解出vboost,max＝659.21m/s。

(2)助推发射轨道长度

采用轨道的助推力对飞行器助推加速。假设助推发射轨道为平直轨道，那么在助推加速段，助推发射平台和飞行器组合体的质心运动方程组为：

其中：v为飞行器的速度；t为时间；tboost为助推加速装置的助推力；mall为助推发射平台和飞行器组合体的总质量，mall＝m0+mbus，m0为单级入轨飞行器的初始总质量，mbus为助推发射平台的质量；cd为阻力系数；ρp为高原上的大气密度；sref为气动力的参考面积；x为加速平台沿轨道方向的位移。

当单级入轨飞行器与助推发射平台分离并发射起飞后，仍然可以采用助推力对发射平台进行制动。与助推加速段相比，只需要将助推力反向即可。

在制动段，助推发射平台的质心运动方程组为(忽略平台的气动阻力)：

其中：tbreak为发射平台受到的制动力。

对方程(2)和方程(3)依次进行数值积分，可以得到助推发射轨道的加速段和制动段的长度，将其累加可以得到助推发射轨道的总长度。

作为实施例，这里选取高原海拔高度hp＝5000m；单级入轨飞行器的初始总质量m0＝200000kg；助推发射平台的质量mbus＝0.2m0；助推发射轨道的助推力tboost＝3m0gsl，gsl为海平面重力加速度；单级入轨飞行器与助推发射平台分离并起飞后，助推发射轨道对助推发射平台的制动力的大小与加速段的助推力的大小相同，即tbreak＝tboost。将这些参数代入到方程(2)和(3)并对方程组进行数值积分，可解算出需要的助推发射轨道的长度如表1所示。助推发射平台的速度以及发射平台在助推发射轨道上的位移随时间的变化曲线分别如图2和图3所示。可见，在本实施例的参数下，只需要在高原上修建长度为12.31km的助推发射轨道即可在30.6s内将单级入轨飞行器从静止加速至659.21m/s。

表1用于高原助推发射的助推发射轨道长度

(3)高原助推发射的性能和优势

为了分析利用高原助推发射的单级入轨空天飞行器相对于采用传统的单级入轨飞行器的性能优势，需要对飞行器的上升轨迹进行优化，求解最省燃料的上升轨迹。在纵向平面内，描述空天飞行器质心运动的微分方程组为：

其中：μ为地球引力常数，μ＝3.986009×10¹⁴m³/s²；cl为升力系数；cd为阻力系数；α为飞行攻角(rad)；r为飞行器质心距地心的距离(m)；v为飞行器相对地球的速度(m/s)；θ为航程角(rad)；γ为航迹角(rad)；sref为气动力的参考面积(m²)；m为飞行器的质量(kg)；ρ为大气密度(kg/m³)；p为单级入轨飞行器的组合动力推进系统的推力(n)；isp为rbcc组合动力推进系统的燃料比冲(s)；gsl为海平面重力加速度(m/s²)，gsl＝9.8m/s²。

空天飞行器上升轨迹的初始条件为：

其中：t0为上升轨迹的初始时间；r0为飞行器的初始地心距，r0＝re+hp，re为地球半径，hp为高原的海拔高度；θ0为初始航程角；v0为初始速度，v0＝vboost,max，vboost,max为最大助推发射速度；γ0为初始航迹角；m0为初始质量。

空天飞行器上升轨迹的末端条件为：

其中：tf为入轨时间；ro为入轨点的地心距，ro＝re+ho，re为地球半径，ho为目标轨道高度；vo为目标轨道速度(相对地球)，γo为入轨点航迹角。

空天飞行器上升过程中需要考虑动压、过载、热点等路径约束，这三种约束实际上是相关的。为了简化，这里只考虑动压约束，即：

其中：q(t)为上升过程的飞行动压，qmax为飞行器上升过程允许的最大动压。

对于给定的飞行器，上升过程的燃耗最省等价于飞行器到达目标轨道时的剩余质量最大。因此，空天飞行器上升轨迹优化问题的目标函数可写为：

minj＝-m(tf)(8)

对方程(4)-(8)所描述的单级入轨空天飞行器的上升轨迹优化问题进行求解，便可以得到高原助推发射的单级入轨空天飞行器的最大入轨质量。

采用上述类似方法对不采用高原助推发射的其它单级入轨空天飞行方案的上升轨迹进行优化，得到相应的入轨质量，将其与高原助推发射的单级入轨空天飞行器的入轨质量进行对比，从而可以定量分析高原助推发射的优势。

如前所述，取高原的海拔高度hp＝5000m；发射点纬度φ0＝30°；单级入轨飞行器的初始总质量为m0＝200000kg；飞行器由助推发射平台加速至vboost,max＝659.21m/s起飞，然后利用rbcc组合动力加速入轨(rbcc组合动力采用氢燃料)；目标轨道为200km高度的圆轨道。求解方程(4)-(8)描述的轨迹优化问题可以得到能量最优轨迹和最大入轨质量。燃耗最优上升轨迹的高度时间曲线如图4所示，速度时间曲线如图5所示，飞行器质量随时间变化曲线如图6所示。可见，本发明方案的单级入轨飞行器的最大入轨质量为61360.84kg，入轨质量占飞行器初始总质量的百分比为30.68％。若不采用高原助推发射，在海平面高度飞行器依靠自身的rbcc动力由静止加速起飞，直至入轨，那么最大入轨质量为52767.25kg，入轨质量占飞行器初始总质量的百分比为26.38％。若在海平面高度的陆地上采用助推发射，在相同的动压约束下(qmax＝160kpa)，单级入轨飞行器只能被加速至vboost,max＝511.10m/s，飞行器的入轨质量为58725.14kg，入轨质量占飞行器初始总质量的百分比为29.36％。表2给出本发明方案和其它发射方式的单级入轨方案的性能对比。鉴于目前大多数空天运载系统的运载比在1.5～2.5％之间，因此即使提高1％也是非常可观的。

上述实施例表明，本发明提出的高原助推发射空天飞行方案能够显著提高单级入轨飞行器的入轨质量。入轨质量的提高意味着能够给飞行器载荷、飞行器的结构、发动机、热防护系统等各分系统分配更多的质量，从而能够提高单级入轨飞行器的运载能力并且有利于降低单级入轨飞行器各个分系统的设计难度。

表2高原助推发射的入轨性能及其与其他发射方式对比

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。