面对称式垂直起飞双入轨飞行系统及垂直发射起飞方法与流程

本发明属于航空航天技术领域，具体涉及面对称式垂直起飞双入轨飞行系统及垂直发射起飞方法。

背景技术：

面对称式飞行器，由于其具有面对称性，在飞行器的力矩配平比较易控制，减小系统设计的控制难度和外形设计难度，现代飞机基本均采用这种对称结构，在起飞时，通过专门一定长度的跑道滑跑加速到起飞速度，主要由飞行器的机翼、尾翼等产生的气动力达到克服重力而离地，这种起飞方式在航空领域叫做水平起飞，从速度为零到离地速度的加速过程，所滑跑距离叫做起飞距离。起飞需要专门的起飞跑道来完成，长的达1公里，短的也要几百米。与导弹、火箭的发射方式不同，导弹和火箭一般采用垂直发射，无需水平起飞的长距离的跑道，大大节省了发射场地的特殊需求，解决了发射场地固定的问题，所以我们可以用发射车来机动发射。在现代水平起降的飞行器，如飞机，通常在固定飞机场或者航空母舰这种有足够大的跑道供滑跑来达到起飞目的，且一次发射只可以实现一台飞行器起飞。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种面对称式垂直起飞双入轨飞行系统，将具有面对称结构的第一飞行器和第二飞行器连接为一体，具有好的稳定性，以能够实现垂直发射起飞双入轨。

本发明采用的技术方案是：本发明提供一种面对称式垂直起飞双入轨飞行系统，所述双入轨飞行系统包括第一飞行器和第二飞行器，所述第一飞行器和所述第二飞行器均为面对称结构，所述第一飞行器和所述第二飞行器相连形成双入轨飞行系统，以使所述双入轨飞行系统具有两个对称平面，其中一个对称平面为第一飞行器和第二飞行器的对称平面，另一个对称平面是第一飞行器和第二飞行器相连从而增加的对称平面。

优选的，双入轨飞行系统的两个对称平面互相垂直，且两个对称平面垂直的交线贯穿第一飞行器和第二飞行器相连的连线中点。

优选的，以所增加的对称平面为对称面，所述第一飞行器和第二飞行器互为对称。

优选的，所述第一飞行器的腹部和所述第二飞行器的腹部通过连接/解锁装置进行连接或解锁，以实现第一飞行器和第二飞行器的组合和双入轨。

优选的，所述连接/解锁装置设置为若干个，以使所述第一飞行器和所述第二飞行器连接为一体。

优选的，所述第一飞行器和所述第二飞行器腹部面为扁平形状。

优选的，所述双入轨飞行系统采用垂直发射起飞，起飞状态下，第一飞行器的机体纵轴和第二飞行器的机体纵轴处于竖直状态。

优选的，所述第一飞行器包括至少一个第一推进装置，所述第二飞行器包括至少一个第二推进装置，所述第一推进装置的推力方向与所述第一飞行器的重力方向相反，所述第二推进装置的推力方向和第二飞行器的重力方向相反，即所述第一推进装置的推力方向和所述第二推进装置的推力方向与整个系统的重力方向相反；所述第一推进装置设于所述第一飞行器的尾部或者第一机翼的下表面，所述第二推进装置设于第二飞行器的尾部或者第二机翼的下表面。

优选的，所述双入轨飞行系统配备有发射平台，双入轨飞行系统的整个系统置于所述发射平台上；所述发射平台为固定的发射场地或者移动的发射车。

本发明还提供一种垂直发射起飞方法，采用上述任意所述的面对称式垂直起飞双入轨飞行系统，所述双入轨飞行系统采用垂直发射起飞，起飞状态下，第一飞行器的机体纵轴和第二飞行器的机体纵轴处于竖直状态。

本发明的有益效果：

1.本发明提供一种面对称式垂直起飞双入轨飞行系统及垂直发射起飞方法，将具有面对称结构的第一飞行器和第二飞行器连接为一体，具有好的稳定性，以能够实现垂直发射起飞双入轨。本发明提供的双入轨飞行系统具有面对称结构的单个飞行器，单个的飞行器如图1所示，关于飞行器体坐标系下y＝0平面对称，将机体坐标系o-xyz往z轴方向平移建立如图3所示的系统坐标系o-x^/y^/z^/,两架面对称结构的飞行器发射时按照图3的方式连接在一起后，便具有了y^/＝0平面和z^/＝0平面两个对称面，在推进系统匹配协调好了以后，在起飞时，整个系统具有好的稳定性，从而实现垂直发射起飞。

2.在需要将飞行器送往高空执行任务时，采用垂直发射起飞将比水平起飞在到达指定高度的时间更短，燃料几乎全部用于克服自身重力来获取高度，但是传统的具有面对称的单个飞行器目前采用水平起飞或者依靠推力矢量装置来垂直起飞(起飞过程中机翼始终处于水平装置，机体纵轴处于水平装置)，单个飞行器采用此种垂直起飞，将受限于其气动外形导致不具有很好的稳定性。

3.本发明使其两架具有面对称结构的飞行器(第一飞行器和第二飞行器)在起飞时刻可以通过连接/解锁装置连接在一起，然后采用垂直发射，由于飞行器具有很好的面对称结构，所以两个飞行器起飞连接一起后垂直发射，便又增加了一个对称面，从而同时具有两个对称面，发射时具有很好的稳定性。在起飞升空后根据任务需求，启动连接/解锁装置的解锁装置，两架面对称飞行器分离，即第一飞行器和第二飞行器分离，然后根据各自执行的作战任务不同而分别进入不同的轨道，从而实现垂直起飞的方式和一次起飞两个飞行器入轨的效果，即实现了垂直起飞和双入轨。本发明垂直发射起飞具有独创性，打破起飞场地的限制。此外，传统飞行器起飞方式是一次起飞一架，本发明可以实现两台飞行器起飞，这将提高了发射效率，应用于未来军事发展中将具有重要的战略意义。

附图说明

图1是本发明实施例中单个飞行器的结构示意图，图1中所示飞行器为面对称结构；

图2是本发明实施例中采用的其中一种连接/解锁装置的示意图；

图3是本发明实施例提供的一种面对称式垂直起飞双入轨飞行系统中第一飞行器和第二飞行器采用连接/解锁装置连接后准备垂直起飞的结构示意图，图2中第一飞行器和第二飞行器采用图1所示的面对称结构飞行器；

图4是本发明实施例中第一飞行器和第二飞行器垂直起飞达到预定轨道后连接解锁/装置解锁分离后的飞行器一种状态。

附图标记：

1外筒体；2内筒体；3钢珠；4插销；5螺帽；6放松螺栓；7进气室；8活塞；9连接螺纹；10弹簧；11调节螺母；

12第一飞行器；120第一机翼；121第一推进装置；122第一水平尾翼；132第一垂直尾翼；13第二飞行器；130第一机翼；131第二推进装置；132第二水平尾翼；133第二垂直尾翼；14连接/解锁装置；15发射平台；

16飞行器；160机翼；161推进装置；162水平尾翼；163垂直尾翼；

oxyz：单个飞行器的坐标系；o'x'y'z'：整个面对称式飞行器的系统坐标系。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解此技术，我们结合附图和具体实施实例对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1，图1是满足本发明实施例要求的众多面对称飞行器其中的一种结构图；图2是本发明所使用的连接解锁/装置的一种；图3是用图1中两架面对称飞行器用图2的连接/解锁装置连接后准备垂直发射起飞的图；图4是两架面对称飞行器起飞达到预定轨道后用连接/解锁装置解锁分离后的飞行器一种状态。

本发明实施例提供一种面对称式垂直起飞双入轨飞行系统，所述双入轨飞行系统包括第一飞行器12和第二飞行器13，所述第一飞行器12和所述第二飞行器13均为面对称结构，所述第一飞行器12和所述第二飞行器13相连形成双入轨飞行系统，以使所述双入轨飞行系统具有两个对称平面，其中一个对称平面为第一飞行器和第二飞行器的对称平面，另一个对称平面是第一飞行器和第二飞行器相连从而增加的对称平面。

本发明实施例提供的单个飞行器具有面对称结构(本发明实施例第一飞行器和第二飞行器采用图1所示的结构)，例如为具有面对称结构的飞机，如图1所示，关于飞行器体坐标系下y＝0平面对称，将机体坐标系o-xyz往z轴方向平移建立如图3所示的系统坐标系o-x^/y^/z^/,两架面对称结构的飞行器(第一飞行器和第二飞行器)发射时按照图3的方式连接在一起后，便具有了y^/＝0平面和z^/＝0平面两个对称面，在推进系统匹配协调好了以后，在起飞时，整个系统具有好的稳定性，从而实现垂直发射起飞。本发明实施例的垂直起飞类似于火箭发射。本发明的垂直发射起飞与现有的起飞不同，现有飞机起飞(水平起飞)时，由于只具有一个对称平面，因而起飞过程中，飞机的机翼始终是水平的，而本发明实施例在起飞时，由于具有两个对称平面，第一机翼和第二机翼始终都是竖直状态。

需要说的是，本发明实施例单个的飞行器需要具有面对称结构，如图1所示，图1可以为一架具有面对称结构的飞机，当然本发明飞行器不限于飞机。飞行器的体坐标系中，关于平面y＝0对称，在设计飞行器时需要考虑到飞行器腹部需要携带连接/解锁装置进行两架飞行器的连接和分离。连接/解锁装置满足第一飞行器和第二飞行器承载力、冲击力以及解锁可靠性等保证达到任务需求的条件,例如爆炸螺栓的承载力适合中小型飞行器的连接，且其在分离时冲击力大，所以难以实现分离力的控制，在载人飞行器的连接解锁装置选择上一般很少使用；半螺母连接锁其连接载荷可达到200kn；双冗余连接锁承载能力达100kn以上。根据第一飞行器和第二飞行器的质量大小和飞行器是否载人执行任务等实际情况采取适合的连接解锁装置。

需要说明的是，y^/＝0平面为第一飞行器和第二飞行器本身具有的对称平面，z^/＝0为第一飞行器和第二飞行器相连之后增加的对称平面。

本发明实施例双入轨飞行系统的两个对称平面互相垂直，且两个对称平面垂直的交线贯穿第一飞行器和第二飞行器相连的连线中点。

以所增加的对称平面为对称面，所述第一飞行器和第二飞行器互为对称。进一步，所述第一飞行器12的腹部和所述第二飞行器13的腹部通过连接/解锁装置14进行连接或解锁，以实现第一飞行器和第二飞行器的组合连接和双入轨。

进一步，所述连接/解锁装置14设置为若干个，以使所述第一飞行器12和所述第二飞行器13连接为一体。连接/解锁装置至少有一套，用于两面对称飞行器(第一飞行器和第二飞行器)连接为一体，在达到预定轨道分离点处，将该连接/解锁装置解锁，实现分离。

本发明实施例中的连接/解锁装置目前有很多种，可以采用气动弹射、弹簧弹射、爆炸螺栓，本发明实施例采用一套如图2的气动弹射的连接/解锁装置，图2为现有技术已有的连接/解锁装置，能够满足本发明实施例的要求。本发明实施例的连接/解锁装置还可以采用《航天器上使用的可解锁连接与分离装置》，航天器工程2003年3月第12卷第1期。本发明实施例中连接/解锁装置两端连接的是两架面对称飞行器，即连接解锁装置的一端连接第一飞行器，另一端连接第二飞行器，如图3所示连接在一起。图3中只使用了一套连接/解锁装置且在飞行器腹部面进行连接，是连接方式的一种个例，本发明对连接/解锁装置的个数和安装位置没有特殊要求，能满足系统需求即可。两架面对称飞行器通过连接解锁装置连接在一起准备进入发射的状态。

进一步，所述第一飞行器12和所述第二飞行器13腹部面为扁平形状。为了两个飞行器可以连接在一起，需要考虑腹部的面形状，在其第一飞行器和第二飞行器的腹部面不可以太凸，使其能够满足飞行器连接起飞时腹部不会出现碰撞的情况，在分离时亦保持足够的安全距离。因此将第一飞行器和第二飞行器设置为扁平形状，便于两个飞行器之间的连接。

进一步，所述双入轨飞行系统采用垂直发射起飞，起飞状态下，第一飞行器12的机体纵轴和第二飞行器13的机体纵轴处于竖直状态。

进一步，所述双入轨飞行系统配备有发射平台15，双入轨飞行系统的整个系统置于所述发射平台上；所述发射平台15为固定的发射场地或者移动的发射车。发射平台的发射动力可以采用飞行器自带的第一推力装置和第二推进装置，也可以带助推装置以增加发射效率。

进一步，所述第一飞行器12包括至少一个第一推进装置121，所述第二飞行器包括至少一个第二推进装置131，所述第一推进装置121的推力方向与所述第一飞行器12的重力方向相反，所述第二推进装置131的推力方向和第二飞行器13的重力方向相反，即所述第一推进装置的推力方向和所述第二推进装置的推力方向与整个系统的重力方向相反；所述第一推进装置121可以设于所述第一飞行器12的尾部或者第一机翼的下表面，所述第二推进装置可以设于第二飞行器的尾部或者第二机翼的下表面，本发明实施例将第一推进装置121和第二推进装置分别设于第一飞行器12和第二飞行器的的尾部。推进装置的安装位置需要充分考虑飞行器起飞分离后单架飞行器自主执行任务的能力，本发明实施例第一推进装置和第二推进装置的安装位置能够满足该要求。

在起飞前，第一飞行器和第二飞行器的机体纵轴垂直于地面，第一推进装置和第二推进装置的推力方向与重力方向相反，用以克服整个系统的重力和空气阻力等达到起飞目的，第一推进装置和第二推进装置的推力方向和大小在起始时模态具有一致性，否则将会发生倾斜导致发射失败。在发射后脱离地面一段距离后(通常为200米以上)，才可改变第一飞行器和第二飞行器各自发动机的推力方向，来完成改变轨道的需求。

本发明实施例双入轨飞行系统的整个系统的发射采用的推进装置，采用第一飞行器和第二飞行器自带的推进动力，可以是电推进系统，也可以是火箭发动机、空气喷气发动机或组合动力发动机等动力装置，动力装置的安装位置没有明确要求，可以在飞行器机翼表面，也可以是飞行器尾部等位置。为了更好地了解发射过程，我们以安装在尾部的火箭发动机作为动力装置，即第一推进装置和第二推进装置采用火箭发动机，说明发射离地要求。发射开始t＝0，单个飞行器的质量m0，即第一飞行器和第二飞行器的质量为m0，速度v0＝0，时刻t时，质量为m，速度为v，再过dt到t+dt时刻，质量为m+dm，速度为v+dv，向下以相对系统速率vr喷出-dm质量气体，取向上方向为正，在不考虑空气阻力的情况下，系统遵循的动量定理为：(m+dm)(v+dv)+(-dm)(v-vr)-mv＝(f-g)dt，忽略二阶小量，方程为f-mg-vrdm/dt＝mdv/dt，其中-dm/dt为系统燃料燃烧速率，所以喷出气体产生的推力为-vrdm/dt。假设系统质量随时间按照指数规律减少m＝m0e^-at，a为正常数，此时有dm/dt＝-am,dv/dr＝avt-g+f/m，由此可见，没有其它动力装置助推下，当avr-g>0时系统开始离地竖直上升。

图4将飞行器根据任务需求送入预定轨道后，启动图2的连接/解锁装置的气动弹射装置，在推力系统改变推力方向产生的侧向推力下，实现两架飞行器分离的目的。分离可采用横向分离或者斜侧向分离等分离方式，由于横向分离相对容易设计，如果推进系统采用燃料类的话，在分离时推进系统产生侧向推力时会对飞行器产生热，推进系统采用电推进系统则不会有分离时产生的热问题。若采用斜侧向分离，采用燃料推进系统产生侧向推力的方式对热防护要求会低许多。需要说明的是，本发明实施例中横向分离或者斜侧向分离属于常规的分离方式。

本发明另一实施例提供一种垂直发射起飞方法，采用上述任意所述的面对称式垂直起飞双入轨飞行系统，所述双入轨飞行系统采用垂直发射起飞，起飞状态下，第一飞行器12的机体纵轴和第二飞行器13的机体纵轴处于竖直状态；本发明实施例所述第一飞行器12的第一机翼120和所述第二飞行器13的第二机翼130均处于竖直状态。需要说明的是，本发明的第一飞行器和第二飞行器是具有面对称结构的飞行器，不限于是否含有机翼。如果第一飞行器和第二飞行器包含有机翼，则第一飞行器和第二飞行器的机翼在本发明起飞状态下是处于竖直状态的。

两架面对称飞行器垂直放置到能够承载起飞发射的发射架上，在经过连接解锁/装置连接后，两架飞行器(第一飞行器和第二飞行器)的发动机需要准备工作才能垂直发射起飞，如图3所示，整个系统关于y^/＝0平面和z^/＝0平面对称，第一飞行器和第二飞行器的发动机达到相同的工作模态后开始发射起飞，以保证整个系统的在垂直起飞过程中具有稳定性，而不会因为两架飞行器各自发动机的推力大小和方向不够协调导致上升过程失败。假定第一飞行器和第二飞行器为作战飞机，在起飞上升过程中，第一飞行器和第二飞行器达到一定高度(通常高度为200米以上)后才可以进行改变轨道倾角。根据任务需求，在达到预定位置后，连接解锁/装置开始启动分离，两架飞行器分离，根据不同的任务需求，分别进入不同的轨道，各自执行任务，在分离过程中采用适当的控制系统，比如改变发动机的矢量方向、气动舵偏转产生气动力等产生有利于分离的侧向力。

本发明实施例不用以限制本发明，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。