一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局的制作方法

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种一级采用涡轮/冲压组合动力，二级采用火箭动力的两级入轨飞行器的气动布局。

背景技术

重复使用是天地往返飞行器大幅度降低发射成本、大幅度缩减发射周期、大幅度提高航天应用的重要措施。各航天大国都意识到：欲控制全球，必先控制太空。围绕快速、可靠、廉价地进入空间这一需求，各国都开展了一系列可重复使用运载器的布局探索：德国科学家桑格尔率先提出火箭发动机推进的“银鸟”空天轰炸机的设想，冯布劳恩和钱学森提出了重复使用运载器rlv概念，二战后美国基于该设想提出多种空天飞行器概念，包括火箭推进单级入轨的空天飞机“动力高飞”（dyna-soar）、超燃冲压组合推进的水平起降单级入轨空天飞机nasp/x-30、塞式喷管推进垂直发射水平降落单级入轨“冒险星”x-33、空射的高超声速火箭飞机x-34，部分可重复使用航天飞机及空间轨道机动飞行器x-37b等；同时，英、日等国也分别提出了hotol及hope空天飞机概念。通过对该领域的最新进展和发展趋势的分析表明，可重复使用运载器代表了运载器技术发展的必然方向，已经成为21世纪各国争夺制天权的重要战场。

可重复使用运载器包括单级入轨、两级/多级入轨等布局方案。其中单级入轨可以最大程度的降低单位发射成本，但实践证明现阶段动力推进系统还无法达到要求。部分可重复使用航天飞机及空间轨道机动飞行器x-37b的成功飞行实践，特别是近期“猎鹰”falcon-9火箭多次实现快速重复发射，“试验型空天飞机”-1（xs-1）及“追梦者”航天飞机计划的不断推进，使得火箭基两级入轨重复使用成为最现实的飞行模式。另一方面，吸气/冲压发动机不仅充分利用空气中的氧减轻推进系统的燃料重量，更因为近期不断取得的技术进步，使得以涡轮/吸气冲压组合动力为一级的水平起降两级入轨重复使用飞行方案有望在近期取得突破进展。

对于两级入轨飞行器的布局设计而言，一级飞行器主要飞行过程为起飞及加速爬升，分离后有动力或无动力自主返回。其气动布局设计的难点是如何在有限推重比下，提供满足宽速域的升阻匹配、推阻匹配、操稳匹配、容重匹配等设计需求的气动布局。二级飞行器主要飞行过程为自分离后需要加速爬升到入轨窗口，因此必须携带自主加速爬升入轨的火箭发动机及燃料，故而其气动布局的难点在于如何在提供大容积率的前提下同时保证再入过程的气动特性、操纵特性和防热需求。

技术实现要素：

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提出了一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局优化方法，一级采用涡轮/冲压组合动力，布局基于具有乘波属性的下反式翼身融合体，二级采用火箭动力，布局基于翼身组合体的两级入轨气动布局方案。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局，包括：

一级飞行器：具有乘波属性的翼身融合体双垂尾的下反翼设计，其机身部件为扁平设计，机身部件的背部为削平设计，削平部分用于放置二级飞行器；

二级飞行器：采用小展弦比后掠翼的翼身组合体加单垂尾的气动布局，其机身部件的机身截面为半圆加倒圆方形，机身部件的腹部为平面，与一级飞行器的背部削平部分连接；

所述一级飞行器采用涡轮/冲压组合动力，二级飞行器采用火箭动力。

在上述技术方案中，所述一级飞行器的机身上设置有边条后掠翼构型。

在上述技术方案中，所述边条后掠翼构型采用下反式设计。

在上述技术方案中，边条后掠翼构型的后掠翼的角度取值范围为60～70度，下反角度取值范围为10～30度。

在上述技术方案中，机身采用的双垂尾设计，通过垂尾上的活动舵面进行横向控制，通过襟翼进行俯仰方向的姿态调整，通过副翼进行滚转方向的控制。

在上述技术方案中，所述一级飞行器机身下部的截面为对称的五边形形状，涡轮/冲压组合发动机设置在机身下部的空间内。

在上述技术方案中，所述二级飞行器的头部为钝球形。

在上述技术方案中，所述小展弦比后掠翼翼身的下表面的后缘设计有升降舵用于飞行迎角控制、俯仰机动和减速。

在上述技术方案中，所述升降舵的安装位置是在远离质心的机体尾部。

在上述技术方案中，机翼的后缘设计有副翼进行滚转控制，设计有襟翼用于俯仰方向在攻角附近进行小范围的姿态调整。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

（1）一级采用具有乘波属性的翼身融合体加下反的创新式设计，其中，乘波属性保证了飞行器在高超声速飞行时具有良好的气动性能，能够提供很好的升阻性能，同时双垂尾设计保证了横向稳定性，机翼为边条后掠翼并且采用上单翼下反，保证了良好的低速性能机体完全在飞行器下方，上表面简洁干净，有利于上表面布置二级飞行器。上单翼下反和双垂尾能够提高飞行阶段的航向稳定性；襟翼和副翼保证了俯仰和滚转的可控性。

（2）二级采用小展弦比后掠翼的翼身组合体加单垂尾的气动布局方案，圆形截面具有很大的装填空间，能够很好地满足燃料携带需求，底部方形截面保证了下表面的平整，有利于放置于一级飞行器上方。俯仰由体襟翼和襟翼共同控制，偏航由单垂尾控制，滚转由设计的副翼控制，操纵稳定性很好。小展弦比后掠翼的设计保证了高速性能，钝形头部及钝形机翼前缘保证了良好的防热性能。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的自由视图；

图2是第二级飞行器；

图3是图2的正视图；

图4是第一级飞行器；

图5是图4是正视图；

其中：1是机身部件，2是头部部件，3是后掠翼，4是单垂尾，5是升降舵，6是副翼，7是襟翼，8是机身部件，9是边条后掠翼，10是双垂尾，11是活动舵面，12是襟翼，13是副翼，14是底部截面。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本发明提出的气动布局方案如图1所示，包含两级入轨飞行器，该飞行器二级背负于一级的机身上表面，且一级和二级均可重复使用。一级水平起飞，飞行至满足速度、高度和位置需求的分离窗口，待二级分离之后，再自主返回着陆场地。二级自分离后加速爬升到入轨窗口，将有效载荷送入轨道，完成轨道空间任务后自动调整轨道至再入状态，再入后无动力滑翔并完成自主进场着陆。

如图2和图3所示为本发明的两级入轨飞行器的二级设计图，由于二级飞行器自分离后需要加速爬升到入轨窗口，因此必须携带自主加速爬升入轨的火箭发动机及燃料，故而对容积率提出了很高的要求，为了实现大容积率，如图2中所示机身部件1采用了半圆加倒圆方形的机身截面，圆在相同的面积下可以实现容积利用率最大，倒圆方形保证了机身下表面的平整，可以直接较为方便地放置于一级飞行器的背部；同时二级飞行器在将载荷送入轨道后需要返回大气层着陆，因此再入过程中需要经历严酷的热环境考验，为了解决这一问题，图2中所示的头部部件2采用了钝球形设计；由于二级飞行器需要长时间的高超声速飞行，较大的翼展会导致过大的阻力，因此应当采用小展弦比的机翼，同时后掠翼的设计可以进一步减少阻力，同时减少高超声速飞行带来的防热问题，因此为了增升减阻及防热考虑，后掠翼3采用了小展弦比的设计。二级飞行器在再入过程中还需要考虑俯仰、偏航及滚转方向的操纵特性，针对偏航设计了单垂尾4用以进行偏航控制，同时在机体下表面的后缘设计了升降舵5，其作用主要是进行飞行迎角控制、俯仰机动和减速。升降舵的安装位置是在远离质心的机体尾部，在纵向控制时可以获得较大的力臂，而且大面积迎风便于进行热防护。而在机翼的后缘设计有副翼6，可以进行滚转控制，同时设计了襟翼7用于俯仰方向在攻角附近进行小范围的姿态调整。至此该二级飞行器在全面考虑再入飞行过程中气动特性、操稳特性、防热特性及低速进场能力等的气动问题基础上充分考虑加速爬升入轨阶段对容积及容积利用率的进一步要求，将上述设计因素组合在一起完成了布局设计。

如图3所示为本发明的两级入轨飞行器的一级飞行器设计图。一级飞行器气动布局设计面临的主要困难是在有限推重比下，提供满足宽速域的升阻匹配、操稳匹配、容重匹配等设计需求的气动布局。为了解决上述问题，本发明提出了具有乘波属性的翼身融合体加双垂尾的方案。由于一级飞行器较长时间做超声速、高超声速加速爬升飞行，因此对升阻比特性要求较高，为此机身部件8采用较为扁平的设计以增加升力，减少阻力，考虑需要在上部布置二级飞行器，在扁平机身基础上对其进行了削平设计。同时考虑飞行器需要有较好的低速性能，设计了边条后掠翼9构型，由于乘波构型的飞行器能够将更多的高压气流封闭于下表面，边条后掠翼9融合乘波体的高升阻比设计思路，进行了下反式设计，后掠翼的角度取值范围为60~70度，下反角度取值范围为10~30度，机翼下反不仅可以充分利用激波提高升力，还可以提高飞行器的方向稳定性。由于随着飞行速度增加，扁平机身飞行器的方向稳定性逐渐降低，需要更大的垂尾以获得必需的方向稳定性，因而采用双垂尾10的设计以增加方向稳定性，采用可活动舵面11进行横向控制。襟翼12主要用于进行俯仰方向的姿态调整，副翼13主要进行滚转方向的控制。为了进行发动机的安装，底部截面14为装填在下部的底部截面形状，其构造采用对称的五边形形状，有利于安装涡轮/冲压组合发动机。至此本发明考虑升阻、装填、容重、控制需求，完成了上述设计因素的组合设计。

实施例一

要将2吨、20立方米的有效载荷运送至100公里的轨道，两级的分离窗口为：马赫数6、高度30千米，满足上述要求的两级飞行器如下：

一级采用具有乘波属性的翼身融合体加双垂尾的方案，该方案机翼为边条后掠翼9所示的边条后掠翼，后掠角为60~70度，并且采用下反式设计，下反角度为10~30度，机身后部布置双垂尾10及可活动舵面11，双垂尾布置于机体的两侧，可活动舵面位于双垂尾的尾部。机体完全在飞行器下方，采用底部截面部件14所示的截面形状，动力采用涡轮/冲压组合发动机。布置襟翼12所示襟翼进行俯仰方向控制，襟翼靠近机体，布置副翼13所示副翼进行滚转控制，滚转控制需要较大的力臂，因而副翼和襟翼并列布置，并且布置于比较远离机体的部位。机身上表面如机身部件8所示进行削平，简洁干净，便于二级飞行器的安放，而且最大化减小了组合体飞行时一级与二级的相互干扰。该布局方案的参数为：机身总长度85米，机身总宽度48.4米，机身总高度12米，垂尾翼展7米，机翼下反角13.5°

二级采用小展弦比后掠翼的翼身组合体加单垂尾的气动布局方案，采用火箭发动机，头部采用头部部件2所示钝化的头部，机体采用半圆截面加方形截面，如机身部件1所示，机翼采用后掠翼3所示小展弦比大后掠机翼，后掠角度为60~65度，布置单垂尾4所示单垂尾进行横向控制，布置升降舵5所示升降舵进行飞行迎角控制、俯仰机动和减速。在机翼的后缘设计布置副翼6所示副翼，可以进行滚转控制，同时布置襟翼7所示襟翼用于俯仰方向在攻角附近进行小范围的姿态调整。该布局方案的参数为：机身长度35米，机身总宽度17.5米，机身总高度8米，垂直尾翼翼展3.8米。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。