基于亚跨声速载机的空基发射系统及发射方法与流程

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及基于亚跨声速载机的空基发射系统及发射方法。

背景技术：

与本发明最接近的现有技术是“白骑士二号”系统与“平流层发射器”系统，采用双机身布局亚声速飞机，将空天飞行器挂载于中央翼桥之下，带入平流层底部投放后分离至安全距离，空中点火发射，空天飞行器利用自身升力翼面辅助爬升和调整姿态，或者完全依靠火箭的矢量控制装置调整姿态，然后靠火箭动力推进进入地球近地轨道。

一旦装载重型发射物，“白骑士二号”与“平流层发射器”等双机身平直翼布局载机翼展和主起外轮距将超过一般民航机场限制；翼身融合布局与跨声速支撑翼布局大型化之后也会存在翼展超过一般民航机场限制的问题，例如4e级机场限制翼展65米以下，主起外轮距14米以下，4f级机场限制翼展80米以下，主起外轮距16米以下。

陆基多级火箭发射，需要消耗过多的推进剂，绝大部分重量是推进剂，对于液体火箭如液氢液氧火箭，绝大部分重量是液氧重量，最终入轨的重量比例极低，约为2～4％；“白骑士二号”与“平流层发射器”系统，其平直翼与翼桥挂载方式，结构设计薄弱，难以挂载大尺寸大重量空天飞行器，因为高度宽度受翼桥高度宽度制约，而且速度过低导致速压过低，影响载重量即空天飞行器重量，如“平流层发射器”尽管其翼展达到120米量级，但是由于使用平直翼导致速度低，最大起飞总重只有580吨，还不如苏联的安-225飞机，最大起飞总重640吨，但是翼展只有88米，因其巡航飞行速度更高。背载式相对挂载式可以装载尺寸更大重量更大的发射物，带支撑翼或翼身融合布局结构的载机背部的结构强度要远优于中央翼桥结构。

多级火箭垂直发射，第一级火箭推力必须大于起飞总重，而起飞总重之中，很大一部分是携带的氧化剂，例如对于液氢液氧火箭，液氧重量约为液氢重量的6～8倍，使用航空发动机飞行器则不需要携带这么重的氧化剂；此外火箭发动机的推力在对流层运行中要损失约10％～15％，要知道这一比例要超过陆基多级火箭最终送入太空入轨重量的数倍，最终入轨重量仅为最大起飞重量的2～4％；而且对流层集中了整个大气层质量的75％，飞行阻力很大而且为保障尾喷管安全喷射气体只能是欠膨胀的，造成较大的能量损失。

空基发射规避了对流层中低效率且高阻力的火箭动力发射阶段，此外为充分利用地球自转线速度和大气环流的增速，世界各国纷纷在靠近赤道的陆地建设发射场甚至建设海上固定式或移动式发射场，空基发射技术可解决中高纬度国家没有赤道地区领土的不足，也可解决海基发射运输发射物海运速度过慢的问题，还可利用空中加油技术解决路线过长的问题。

技术实现要素：

本发明的目的是：解决大幅度降低发射重型可重复使用空天飞行器成本并考虑了工程实现性问题，大幅度提高入轨重量占起飞总重比例的问题，作天地往返飞行器，吸气式推进或者助推滑翔式高超声速飞行器使用，且载机为高升阻比的常规布局设计，飞控系统简单且具备工程可实现性。

本发明的技术方案：基于亚跨声速载机的空基发射系统，其特征在于，包括载机、空天飞行器；空天飞行器背载于支撑翼布局或者翼身融合布局载机背部，或挂载于双机身平直翼布局中央翼桥下方；所述空天飞行器包括两个对称分布的外贮箱、轨道器、摆渡火箭；摆渡火箭装在轨道器内部，外贮箱挂在轨道器机身两侧，轨道器背载于载机的背部或挂载于中央翼桥下方。

所述载机包括h型尾翼外翼可c形折叠的支撑翼载机、v型尾翼外翼可c形折叠的bwb载机、双十字型尾翼外翼可c形折叠的双机身平直翼布局载机。

所述载机为300-1000吨重型运输机，对于支撑翼和翼身融合布局载机，升阻比≥20；对于双机身平直翼布局载机，升阻比≥30。

所述外贮箱外形为头部为锥形，后部为圆柱形，降低阻力，体积大；推进剂外贮箱或助推火箭藏于轨道器头部马赫锥内。

所述轨道器头部为尖锥形，后部为圆柱形，带有小展弦比机翼，v形垂尾，轨道器长度小于载机机身长度。

所述两个推进剂外贮箱也可为助推火箭。

基于亚跨声速载机的空基发射系统的发射方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)载机背载或挂载空天飞行器水平起飞，爬升加速至平流层底部，飞行速度达到0.5-0.8马赫；

(2)对于背载式空基冷发射，载机背载空天飞行器向斜下方向飞行进入失重或负过载状态，断开载机与空天飞行器的连接，空天飞行器因为失重效应或负过载效应，在空天飞行器升力、失重效应或者非惯性系下重力反向作用，相对载机向后上方飞出并与载机分离至安全距离；对于挂载式冷发射，载机挂载空天飞行器进入平飞或者向上飞行状态时，断开载机与空天飞行器的连接，空天飞行器在重力的作用下，相对载机向下后飞出并与载机分离至安全距离；

(3)载机自行返回地面，水平着陆，不需要巡航阶段；载机着陆停止后，为满足一般民航机场的翼展与主起外轮距要求，将外翼段c型折叠锁定，减小其翼展，其中双机身平直翼布局使用外轮距较小的多轮平板车装载，减小主起外轮距；

(4)空天飞行器火箭发动机空中点火，在火箭发动机的推进下，机翼尾翼的调节下，即使高度下降但是很快就能加速爬升，使用机翼与尾翼以及火箭矢量喷管调整成发射姿态，以≤60°倾角加速至5-12马赫；

(5)外贮箱的推进剂消耗完毕，调整姿态抛离外贮箱；

(6)轨道器继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，此时空气已经基本消失，轨道器成为轨道飞行器，可关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动。

如要进入更高轨道，可以使用变轨技术由当前轨道通过迁移轨道转入目标轨道，使用摆渡火箭进行，轨道器停留在当前轨道或者轨道器直接变轨进入目标轨道。

完成太空作业任务后，轨道器以跳跃或者平衡滑翔轨道方式重返大气层，避免产生大量剧烈的气动热。

轨道器外形采用有机翼设计使其能够水平滑翔着陆。

本发明有益效果：本发明采用大型亚跨声速布局飞机装载携带对称分布的外贮箱的空天飞行器空中发射系统和模式；对于支撑翼布局和翼身融合布局载机，采用两种背载式冷发射方法：失重或负过载方法、跃起滚转倒飞投放方法；对于双机身平直翼布局载机，采用挂载投放式冷发射方法；采用亚跨声速载机气动布局的大型飞机装载空天飞行器水平起飞，爬升进入平流层底部，达到指定飞行速度后空中发射，轨道器完成任务后水平滑翔着陆降落；空基发射系统在对流层中采用航空器的高效率爬升避免了低效率且高阻力的火箭动力上升阶段，此外空基发射可迅速靠近赤道地区发射，充分利用地球自转和大气环流效应，相对陆基发射可以节省修建近赤道发射场的耗资，与海基发射可以避免海运速度过慢的问题可以大幅度降低火箭消耗的推进剂的体积和重量，使最终进入地球近地轨道的空天飞行器重量占起飞总重的比例达到7～12％，而一般的陆基多级火箭送入地球近地轨道的重量占起飞总重的比例在2～4％，同时载机为静稳定气动布局，制造现实可行，飞控设计简单可靠。

大型双机身布局载机中央翼桥挂载的空基发射系统，设计制造简单，技术成熟度很高；但是采用大型跨声速支撑翼布局或者翼身融合布局载机背载空天飞行器空中发射，载机允许的速度大，导致速压大，机翼面积可控，这都有利于增加载重量，支撑翼布局中央机身因支撑设计结构强度足，而翼身融合布局中央机身绝对厚度大，都能够承受大重量的发射物，振动变形远优于单薄的双机身中央翼桥，且背载方式可接受的空间尺寸大，因此可以背载携带较大两个推进剂外贮箱的尖锥布局空天飞行器，保证足够的推进剂携带，因为第一宇宙速度约为26马赫，而一般的跨声速客机约为0.8马赫，现役的超声速飞机约在2～3马赫，在目前的推进剂能量密度量级下，最终入轨重量大小与携带的推进剂的多少成正相关关系。

外翼段可c型折叠的设计保证大型载机能够使用一般民用机场而不对其正常运营秩序产生不利影响，对于双机身平直翼布局还要使用较小外轮距的多轮平板车装载以保证一般民用机场对运输机主起外轮距的限制要求。

附图说明

图1为本发明支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统俯视图；

图2为本发明支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统立体图；

图3为本发明支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统侧视图；

图4为本发明支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统前视图；

图5为本发明外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统俯视图；

图6为本发明外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统立体图；

图7为本发明外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统侧视图；

图8为本发明外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统前视图；

图9为本发明外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统俯视图；

图10为本发明外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统立体图；

图11为本发明外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统侧视图；

图12为本发明外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统前视图；

1-摆渡火箭、2-外贮箱、3-支撑翼、4-轨道器

具体实施方式

下面结合附图对本发明进一步说明

基于亚跨声速载机的空基发射系统，包括载机、空天飞行器；所述载机为300-1000吨重型运输机，对于支撑翼和翼身融合布局载机，升阻比≥20，支撑翼布局载机采用h型垂平尾设计，翼身融合布局载机采用v型垂尾设计；对于双机身平直翼布局载机，升阻比≥30，采用双十字型垂平尾设计。主机翼外侧采取可c型折叠机构设计，可以增强机场适应性，例如可在4e级和4f级机场起降移动停放；空天飞行器背载于载机背部或挂载于中央翼桥下方；所述空天飞行器包括两个对称分布的外贮箱(也可为助推火箭)、轨道器、摆渡火箭；摆渡火箭装在轨道器内部，外贮箱挂在轨道器机身两侧，轨道器背载于载机的背部或挂载于中央翼桥下方。

所述外贮箱外形为头部为尖锥形，后部为圆柱形，降低阻力，体积大；推进剂外贮箱藏于轨道器头部马赫锥内。

所述轨道器头部为尖锥形，后部为圆柱形，带有小展弦比机翼，v形垂尾，轨道器长度小于载机机身长度。

基于亚跨声速载机的空基发射系统的发射方法，包括以下步骤：

(1)载机装载空天飞行器水平起飞，爬升加速至平流层底部，飞行速度达到0.5-0.8马赫；

(2)对于背载式冷发射，载机背载空天飞行器向斜下方向飞行进入失重或负过载状态，断开载机与空天飞行器的连接，空天飞行器因为失重效应或负过载效应(此时在载机参考系下，空天飞行器重力消失或者反向，使用舵面、姿态调整发动机辅助)，在空天飞行器升力、失重效应或者非惯性系下重力反向作用，相对载机向后上方飞出并与载机分离至安全距离；对于挂载式冷发射，载机进入平飞或向上飞行阶段，断开载机与空天飞行器的连接，空天飞行器因为重力作用向下后方飞出并与载机分离至安全距离；

(3)载机自行返回地面，水平着陆，不需要巡航阶段；载机着陆停止后，为满足一般民航机场的翼展与主起外轮距要求，将外翼段c型折叠锁定，减小其翼展，其中双机身平直翼布局使用外轮距较小的多轮平板车装载，减小其主起外轮距，这些措施方便载机在一般民航机场的移动与停放等，而不干扰民用机场的其他飞机起降、移动、停放等正常秩序；

(4)空天飞行器火箭发动机空中点火，在火箭发动机的推进下，机翼尾翼的调节下，即使高度下降但是很快就能加速爬升，使用机翼与尾翼以及火箭矢量喷管调整成发射姿态，以≤60°倾角加速至5-12马赫；

(5)外贮箱的推进剂消耗完毕，调整姿态抛离外贮箱，外贮箱在惯性和重力作用下滑翔飘离减速后，使用降落伞伞降地面回收重复利用；

(6)轨道器继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，此时空气已经基本消失，轨道器成为轨道飞行器，可关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动；

(7)如要进入更高轨道，可以使用变轨技术由当前轨道通过迁移轨道转入目标轨道，可以使用摆渡火箭进行，轨道器停留在当前轨道，也可以不使用摆渡火箭，轨道器直接变轨进入目标轨道，但是消耗的推进剂要多一些；

(8)完成太空作业任务后，轨道器以跳跃(桑格尔轨道)或者平衡滑翔(钱学森轨道)轨道方式重返大气层，避免产生大量剧烈的气动热；

(9)轨道器外形采用有机翼设计使其水平滑翔着陆；

(10)由于轨道器再入大气层的速度极高，约为7.9公里/秒，海拔高度极高，至少100公里以上，具有极大的动能和引力势能，这些能量对于飞船或者航天飞机均是通过与大气层的冲击摩擦转化为气动热消耗掉，需要严格的热防护措施。

如果将这些能量用于缓慢释放，例如使用桑格尔跳跃式轨道在大气层边缘反复打水漂式滑翔飘移，或者采用钱学森平衡式滑翔轨道以极小倾角滑翔前进，则可以显著缓慢释放再入能量，滑翔飞行极远距离，例如量级可以达到跨越太平洋两次等(洲际弹道导弹不过跨越一次太平洋的距离量级)，美国航天飞机再入时，以40度攻角拍在大气层上，并轮流滚转两侧机翼，滚转幅度达到80度，用于尽快减速，并轮流冷却气动热对机翼的危害，其无动力滑翔距离仍然超过8000公里，可见高超声速助推滑翔飞行器的远航潜力之大。

实施例1

如图1-图4所示，为支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统视图。

实施例2

如图5-图8所示，为外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统视图；

实施例3

如图9-图12所示，为本发明外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统视图

支撑翼和h型尾翼载机空基发射系统，采用支撑翼布局可使翼展与展弦比更大，使载机气动性能更好，h型尾翼可避开背载物尾流干扰尾翼影响垂平尾尾翼舵效，外翼可c型折叠使其具备使用一般民用机场并不干扰民用机场正常运营秩序的能力，此外背载式装载对发射物的尺寸与重量限制非常小。

外翼可c形折叠的bwb载机空基发射系统，采用翼身融合布局设计的中央机身绝对厚度大结构强度高，翼身融合布局可使用浸湿面积比小以及外翼段较大展弦比设计两项优势实现载机气动性能的优化，v型尾翼也可避开背载物尾流干扰尾翼影响垂尾舵效，外翼可c型折叠使其具备使用一般民用机场并不干扰民用机场正常运营秩序的能力，此外背载式装载对发射物的尺寸与重量限制非常小。

外翼可c形折叠的双机身载机空基发射系统，设计与实现相对简单，技术成熟度高，飞行控制系统简单，工程可实现性较好，独特的中央翼桥可以适应较大较重发射物的挂载，空中冷发射采用投放方式，技术成熟度高且风险相对较小，双十字尾翼设计，避开背载物尾流干扰尾翼影响垂平尾舵效，外翼可c型折叠，使用较小外轮距的多轮平板车装载便于在一般民用机场移动停放，使其具备使用一般民用机场并不干扰民用机场正常运营秩序的能力，解决了常规双机身平直翼布局两个最不利的机场适应性问题，翼展和主起外轮距过大超过一般民用机场的限制的问题。

原理说明

地球大气质量的75％集中于对流层之内，浓密大气的对流层不仅提供了飞行器的阻力，而且严重降低了火箭发动机的推力(推力损失约为10％～15％，一般陆基多级火箭入轨重量仅为起飞总重的2～4％)，如能在对流层之上的平流层底部发射空天飞行器，可以大幅度降低推进剂的使用，显著提升入轨重量比例，此外使用航空器水平起飞，升力爬升模式不需要使用氧化剂这是一个很节省起飞总重的方式，因为航空发动机可从大气层中吸取氧气，而液氢液氧火箭推进剂之中，液氧的重量是液氢重量的6～8倍之多，这一比例可从氢氧燃烧化学反应式中得到，而且液氢的密度极低需要大量的内部空间携带(液氢密度71公斤/立方米，液氧密度1140公斤/立方米，这又带来额外阻力)，因此空基发射可以显著降低推进剂体积与重量。

基于大型亚跨声速载机的空基发射系统，包括支撑翼、翼身融合、双机身平直翼布局等，尽管其允许的发射阶段飞行速度较低约为0.5～0.8马赫，但是具有安全性高，载重能力强，技术成熟度较高，工程可实现性强等优势，而入轨重量与推进剂重量成正相关关系，可以使用载重能力弥补初始速度的不足；尽管这类载机允许的飞行速度不如大型超声速载机(如xb-70轰炸机等)或高超声速载机，但是超声速(或高超声速)载机制造成大型载机难度大，“桑格尔”计划、“螺旋计划”计划等就是前车之鉴，空中冷发射风险极大，因为有强激波绕流，提供的初始速度即使可以达到3～8马赫，对于大型亚跨声速机来说也不是什么太大的差距，因为亚跨声速载机可设计为载重大，导致空天飞行器携带的推进剂允许更多，允许使用的火箭推力更大，数个马赫的速度差距在大推力火箭的加速下，只需数十秒就能追上，所以用不着发展大型超声速甚至高超声速载机。