空天飞行器并联分离设计方法与流程

1.本发明涉及空天飞行器技术领域，尤其涉及一种空天飞行器完全依靠气动力实现无约束无控安全并联分离的设计方法。


背景技术：

2.空天飞行器通常采用背负式构型的两级入轨方式，一级飞行器采用吸气式组合动力、二级飞行器采用火箭动力，可在地面机场水平起降且多次重复使用。空天飞行器以组合体状态水平起飞后，依靠组合动力加速爬升至分离窗口，一、二级飞行器完成并联分离。一级飞行器自主返回并水平降落，二级飞行器则开启自身火箭动力加速爬升进入目标轨道。
3.两级入轨飞行器并联分离具有高马赫数、高动压、高动态、强干扰等特点，对并联分离设计的主要影响包括：一是由于飞行动压高，气动力在分离过程中发挥着主导作用，气动外形对分离方案可行性起着决定性作用；二是并联的两级飞行器尺度相当，分离过程中一二级外形产生非常复杂的动态激波干扰，强干扰作用时间在百毫秒量级，分离过程难以对姿态进行实时控制。因此，对于两级入轨空天飞行器的并联分离问题，最优的分离方案是完全依靠气动力实现两级飞行器的安全无控分离。现有技术中未见到类似研究报道。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种空天飞行器并联分离设计方法，解决两级入轨空天飞行器的安全并联分离难题，通过建立匹配激波系的二级飞行器头部外形设计方法，实现了完全依靠气动力的无约束无控安全分离。
5.为了解决上述技术问题，本发明提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，包括如下步骤
6.根据总体方案设计所确定的分离马赫数和高度，开展一级飞行器的cfd数值计算，选取一级飞行器升力为负值对应的攻角作为分离攻角；
7.设计一级飞行器和二级飞行器的相对位置，使得二级飞行器重力对一级飞行器力矩特性的影响和分离过程的气动干扰最小；
8.根据分离攻角和马赫数范围内的一级、二级飞行器的激波系，开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计；
9.采用数值计算方法确定一级、二级飞行器的升降舵预置舵偏角，使得一级飞行器和二级飞行器安全分离并且姿态变化范围较小。
10.进一步地，所述分离攻角为-4～0度。
11.进一步地，所述一级飞行器和二级飞行器的相对位置设计具体为：所述一级飞行器与二级飞行器的质心位置在竖直方向偏差范围不超过一级飞行器全长的5％，所述一级飞行器与二级飞行器在竖直方向预留解锁机构的安装空间。
12.进一步地，所述一级飞行器与二级飞行器的质心位置在竖直方向重合，所述一级飞行器与二级飞行器在竖直方向距离为50～200mm。
13.进一步地，所述二级飞行器头部外形设计包括如下步骤
14.根据分离攻角、马赫数范围内一级飞行器背部激波始终位于二级飞行器头部顶点下方，确定头部顶点高度；
15.沿飞行剖面重新评估二级飞行器头部热环境，结合热防护要求确定二级飞行器的头部倒圆半径；
16.二级飞行器头部母线采用指数型、冯卡门型或者抛物线线型曲线进行设计。
17.进一步地，所述头部倒圆半径确定方法如下
[0018][0019]
式中，q为驻点热流，rn为驻点的倒圆半径。
[0020]
进一步地，二级飞行器头部母线采用指数型曲线设计
[0021][0022]
式中，x为长度方向的距离；l为曲线段理论长度；rd为曲线段最大半径；n为指数。
[0023]
进一步地，rd是各母线对应等效旋成体半径，指数n取值范围为0.6至0.75。
[0024]
进一步地，所述确定一级、二级飞行器的升降舵预置舵偏角的具体方法为：采用cfd数值计算方法开展并联分离预测，根据计算结果反复修正一级升降舵偏和二级升降舵偏，首先确保一级飞行器和二级飞行器可以安全分离，其次确保安全分离后一级和二级姿态变化平稳，姿态变化不超过10度，并且二级应为正攻角。
[0025]
本发明与现有技术相比的有益效果：
[0026]
本发明提出了一种完全依靠气动力实现无控无约束的空天飞行器安全并联分离设计方法，该设计方法充分利用一级飞行器的背部激波，一方面选择合适的负攻角范围增强背部激波强度，使一级飞行器受到负升力，另一方面提出了二级飞行器头部匹配一级背部激波的关键参数设计方法，使二级飞行器在一级背部激波的作用下受到正升力，解决了并联分离的驱动力难题。
[0027]
通过合理的配置一、二级飞行器的相对位置，降低了复杂激波系干扰对姿态的影响，同时升降舵采用合理的预置舵偏角，确保了分离过程一二级飞行器姿态角变化满足设计要求。
[0028]
本发明实现了依靠气动力、无任何约束的安全并联分离，分离过程无任何控制措施，已完成典型空天飞行器的并联分离风洞试验验证，分离方案可靠性高、成本低廉，具有较高的实用价值。
附图说明
[0029]
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0030]
图1为本发明实施例提供的两级入轨空天飞行器及主要激波系示意图；
[0031]
图2为本发明实施例提供的二级飞行器结构示意图；
[0032]
图3为本发明实施例提供的空天飞行器分离过程典型位置下激波干涉示意图；
[0033]
图4为本发明实施例提供的空天飞行器一二级相互无激波干涉、分离结束时刻的激波系示意图。
[0034]
其中，上述附图包括以下附图标记：
[0035]
1为一级飞行器；2为二级飞行器；3为解锁机构；4为一级飞行器的升降舵；5为一级飞行器的质心位置；6为一级飞行器前体的背部激波；7为一级飞行器前体压缩面激波；8为二级飞行器的升降舵；9为二级飞行器的质心位置；10为反射激波系；11为头部顶点高度；12为头部母线；13为二级飞行器的头部激波。
具体实施方式
[0036]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0037]
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0038]
针对两级入轨空天飞行器的安全并联分离问题，本发明提出了完全依靠气动力实现空天飞行器并联分离设计方法，包括如下步骤：
[0039]
s1、根据总体方案设计所确定的分离马赫数和高度，开展一级飞行器的cfd数值计算，选取一级飞行器的升力为负值的攻角作为分离攻角，但攻角不宜过大，一般选取为-4～0度。
[0040]
s2、确定一级飞行器和二级飞行器的相对位置，确保二级飞行器重力对一级飞行器力矩特性的影响和分离过程的气动干扰最小。
[0041]
长度方向：一级飞行器与二级飞行器的质心位置尽量重合，一般偏差范围不超过一级飞行器全长的5％；高度方向：预留解锁机构的安装空间即可，一般为50mm～200mm。
[0042]
s3、根据分离攻角和马赫数范围内的一级、二级飞行器的激波系，开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计。
[0043]
首先，根据分离攻角、马赫数范围内一级飞行器背部激波位置，始终位于二级飞行器头部顶点下方，确定头部顶点高度。由于一级飞行器全长数十米根据激波位置确定的高度一般高于解锁机构高度，若低于解锁机构高度则维持原头部外形即可，目的是使二级飞行器头部下表面形成高压区，进而产生正升力。
[0044]
其次，沿飞行剖面重新评估二级飞行器头部热环境，结合热防护要求确定二级飞行器的头部倒圆半径。
[0045]
最后，二级飞行器头部母线采用指数型曲线进行设计。
[0046]
头部母线可以采用指数型、抛物线型或冯卡门型等曲线，由于指数型曲线气动阻
力最小，一般采用指数型曲线。
[0047]
s4、采用数值计算方法确定一级飞行器和二级飞行器的升降舵预置舵偏角，使得一级飞行器和二级飞行器安全分离并且姿态变化范围较小。
[0048]
由于分离过程中一级飞行器和二级飞行器之间形成复杂的激波系干涉，气动干扰强且变化剧烈，难以简单确定预置舵偏角度。采用cfd数值计算方法开展并联分离预测，根据计算结果反复修正一级升降舵偏和二级升降舵偏，直至一级飞行器和二级飞行器可以安全分离并且姿态变化范围小于10度，获得合理的升降舵预置舵偏角。
[0049]
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。
[0050]
本发明提供的空天飞行器并联分离设计方法适用于并联式分离的两级飞行器，如图1所示。两级入轨飞行器包括一级飞行器1和二级飞行器2。一级飞行器1和二级飞行器2通过解锁机构3连接，在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器1和二级飞行器2在解锁机构3的约束下相对位置固定。到达分离窗口后，解锁机构3解除一级飞行器1与二级飞行器2的约束，在气动力的作用下开始自由分离运动。
[0051]
s1、确定并联分离攻角范围和关键激波的位置。通过cfd数值计算确定并联分离攻角范围和关键激波结构。针对分离马赫数、高度条件，开展一级飞行器1的cfd数值计算，获得一级飞行器1气动力随攻角的变化规律和各攻角下的激波系结构，其中一级飞行器前体的背部激波6是影响并联分离的关键激波。选取一级飞行器1的升力为负值的攻角作为分离攻角，但攻角不宜过大，一般选取为-4～0度。
[0052]
s2、确定一级飞行器1和二级飞行器2的相对位置。主要是长度方向，一级飞行器的质心位置5与二级飞行器的质心位置9在竖直方向应尽量重合，一般偏差范围不超过一级飞行器全长的5％，一是为了减小二级飞行器重力对一级飞行器俯仰力矩特性的影响，二是为了使并联分离过程中气动干扰对一级和二级飞行器姿态干扰最小。高度方向预留解锁机构3的安装空间即可，一般为50～200mm。
[0053]
s3、开展匹配激波系的二级飞行器头部外形设计。
[0054]
二级飞行器2的外形特征由飞行任务基本已经确定。为了满足并联分离设计，不宜对二级飞行器2外形特征进行大范围修改，因此本发明在已有二级飞行器的基础上，只对二级飞行器2的头部形状进行匹配激波系的设计，关键参数有头部顶点高度、倒圆半径、母线形式。
[0055]
首先，确定二级飞行器外形的头部顶点高度11，即二级飞行器头部顶点距二级飞行器下表面的高度。头部顶点高度11的选取原则是，在分离攻角和马赫数范围内，确保一级飞行器1背部激波始终打在二级飞行器2的头部顶点下方，二级飞行器下表面产生多次强反射激波系10，使二级飞行器2的头部下表面形成高压区，进而产生正升力。
[0056]
由于一级飞行器1的长度在数十米量级，一级飞行器1的背部激波6的高度一般大于解锁机构3的高度，此时适当增加二级飞行器2与一级飞行器1的相对高度，使得一级飞行器1背部激波始终打在二级飞行器2的头部顶点下方。若确定的头部顶点高度低于解锁机构3的高度，则二级飞行器头部顶点维持原始位置即可，因为该位置下背部激波6肯定打在二级飞行器2的头部下表面，满足匹配激波系的设计目的。
[0057]
其次，根据热防护要求确定二级飞行器2的头部倒圆半径。由于一级飞行器的背部激波6打在二级飞行器2的头部，必然会改变头部的热环境，需要沿飞行剖面重新评估热环
境，根据如下所示的fay-riddell公式可知增大倒圆半径可降低驻点热流，结合热防护材料重新确定头部倒圆半径。
[0058][0059]
式中，q为驻点热流，rn为驻点的倒圆半径。
[0060]
最后，确定二级飞行器2的头部母线12。常见的飞行器头部母线有指数型、冯卡门型、抛物线型等。二级飞行器2的头部除了满足并联分离设计要求外，还要求气动阻力最小。指数型曲线在高速飞行时升阻特性最好，一般选择指数型曲线，具体形式如下：
[0061][0062]
式中，x为长度方向的距离；l为曲线段理论长度；rd为曲线段最大半径，由于二级飞行器2的头部并不是轴对称的，所以rd是各母线对应等效旋成体半径；n为指数，一般取0.6至0.75。
[0063]
s4、确定一级飞行器升降舵4和二级飞行器升降舵8的预置舵偏角。预置舵偏角改变一级飞行器1和二级飞行器2的力矩特性进而影响姿态变化，同时舵面也会带来升力影响分离快慢。由于分离过程中一级飞行器背部激波6和二级飞行器的头部激波13在两者之间形成复杂的激波系干涉。如图3所示，气动干扰强且变化剧烈，难以确定预置舵偏角度。本发明利用cfd数值计算方法开展并联分离预测，根据计算结果反复修正一级升降舵偏和二级升降舵偏。预置舵偏角首先确保一级飞行器1和二级飞行器2可以安全分离，如图4所示二者之间无激波系干扰，其次确保安全分离后一级和二级姿态变化平稳，一般不超过10度，并且二级应为正攻角。
[0064]
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
[0065]
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
[0066]
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
[0067]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
[0068]
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。