一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法技术

本发明专利技术公开了一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，该方法通过在高原上修建助推发射轨道，利用助推发射轨道的助推力将助推发射平台和RBCC组合动力单级入轨空天飞行器的组合体加速至最大助推发射速度，然后空天飞行器与助推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入轨，与此同时，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，直至速度降为0。本发明专利技术方法能够显著减小单级入轨空天飞行器上升过程消耗的燃料，从而提高飞行器的入轨质量，最终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。

【技术实现步骤摘要】
一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法
本专利技术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

技术介绍
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，本专利技术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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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。作为本专利技术的一种优选方案，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。作为本专利技术的一种优选方案，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。作为本专利技术的一种优选方案，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。本专利技术采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：1、本专利技术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，本专利技术方法能够将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是本专利技术高原助推发射单级入轨空天飞行技术方法示意图。图2是本专利技术实施例中助推发射平台的速度随时间变化曲线。图3是本专利技术实施例中助推发射平台的位置随时间变本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤1，在海拔高度超过4000米的高原上铺设助推发射轨道；/n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；/n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；/n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；/n所述助推发射轨道的长度计算方法如下：/n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；/n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：/n

【技术特征摘要】
1.一种利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，其特征在于，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。


2.根据权利要求1所述利用高原助推发射的单级入轨空天飞行技术方法，其特征在于，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。


3.根据权利要求1所述利用...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵吉松，张汉清，王泊乔，张金明，朱航标，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32