空天飞行器并联分离设计方法技术

本发明专利技术提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，首先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；其次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；然后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；最后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。采用该方法设计的空天飞行器可完全依靠气动力的无约束无控安全分离。无约束无控安全分离。无约束无控安全分离。

【技术实现步骤摘要】
空天飞行器并联分离设计方法


[0001]本专利技术涉及空天飞行器
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。

技术实现思路

[0004]本专利技术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。
[0005]为了解决上述技术问题，本专利技术提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，包括如下步骤
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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。
[0010]进一步地，所述分离攻角为
‑
4～0度。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]进一步地，所述二级飞行器头部外形设计包括如下步骤
[0014]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；
[0015]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；
[0016]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。
[0017]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，R
N
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；R
d
为曲线段最大半径；n为指数。
[0023]进一步地，R
d
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]本专利技术与现有技术相比的有益效果：
[0026]本专利技术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]本专利技术实现了依靠气动力、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专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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为本专利技术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为本专利技术实施例提供的二级飞行器结构示意图；
[0032]图3为本专利技术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为本专利技术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，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术一部分实施例，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，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。
[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申请的示例性实施方式。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，其指明存在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空天飞行器并联分离设计方法，其特征在于，包括如下步骤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；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；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；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。2.根据权利要求1所述的空天飞行器并联分离设计方法，其特征在于，所述分离攻角为
‑
4～0度。3.根据权利要求1所述的空天飞行器并联分离设计方法，其特征在于，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。4.根据权利要求3所述的空天飞行器并联分离设计方法，其特征在于，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50mm。5.根据权利要求1所述的空天飞行器并联分离设计方法，其特征在于，所述二级飞行器头部外形设计包括如下步...

【专利技术属性】
技术研发人员：王磊，汤继斌，龙双丽，王立宁，赵凌波，林敬周，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：