一种三级入轨航天运载器的制作方法

本发明属于航天运载发射技术领域，具体涉及一种三级入轨航天运载器。

背景技术：

目前航天发射运载器在整个飞行过程均以火箭发动机为动力，且采用垂直起飞方案。由于火箭发动机需要自带氧化剂和燃料，因此其比冲性能相对较低、运载器的经济性较差。目前国内外技术人员正在研究多种吸气式发动机，例如火箭基组合循环(简称rbcc)发动机、涡轮基组合循环(简称tbcc)发动机和吸气式火箭发动机等，在大气层内飞行时充分吸收空气中的氧气，减小了氧化剂的携带量，提高了发动机的比冲性能和运载器的经济性。但是以这些发动机为动力的新型运载器方案均是采用了两级入轨，整个运载器的起飞质量很大。由于两级入轨的每一级运载器飞行马赫数ma跨度都比较大(最大跨度超过10ma)，因此其技术难度也较高。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种对起飞推力要求低，提高发动机的性能和整体效率的三级入轨航天运载器。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种三级入轨航天运载器，包括第一级rbcc动力飞行器、第二级rbcc动力飞行器和第三级火箭动力飞行器，第二级rbcc动力飞行器设置在第一级rbcc动力飞行器的背部，第三级火箭动力飞行器设置在第二级rbcc动力飞行器的内部。

进一步地，在起飞及低速段时，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机同时工作。

进一步地，在起飞后，调节第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机的主火箭流量。

进一步地，该航天运载器水平起飞，第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道，第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器均为可重复使用型。

进一步地，该第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器均为升力体构型。

进一步地，在该航天运载器飞行速度ma大于8马赫时，且所述第二级rbcc动力飞行器的发动机点火时，所述第一级rbcc动力飞行器与第二级rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。

进一步地，在该航天运载器飞行速度达到ma＝15～16马赫时，且所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火时，所述第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。

本发明还公开了上述一种三级入轨航天运载器的使用方法，包括以下步骤：

步骤1、第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机同时点火，且均以火箭引射模态工作，使该航天运载器从地面滑行、加速；其中，各发动机内的主火箭均处于各自的额定流量状态。

步骤2、该航天运载器的滑行速度达到ma＝0.4～0.5马赫时，航天运载器离地起飞，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机处仍均于火箭引射模态工作模式，各发动机内的主火箭均仍处于各自的额定流量状态。

步骤3、该航天运载器的滑行速度达到ma＝1.5～1.6马赫时，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小至40％～50％额定流量，第二级rbcc动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小到15％～25％额定流量。

步骤4、该航天运载器飞行速度达到ma＝2.5马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机关闭，第一级rbcc动力飞行器的发动机转入亚燃冲压模态，该发动机的主火箭流量减小到10％额定流量。

步骤5、该航天运载器飞行速度达到ma＝8马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机点火，第一级rbcc动力飞行器与第二级rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。

步骤6、该航天运载器飞行速度达到ma＝15～16马赫时，所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火工作，所述第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。

步骤7、所述第三级火箭动力飞行器将有效载荷送入轨道。

进一步地，在步骤4和步骤5之间还包括以下步骤：

该航天运载器飞行速度达到ma＝5.5马赫时，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机保持亚燃冲压模态，该发动机的主火箭流量减小为0；

该航天运载器飞行速度达到ma＝7马赫时，第一级rbcc动力飞行器的发动机转入超燃冲压模态，该发动机的主火箭流量保持为0。

进一步地，在步骤5和步骤6之间还包括以下：

所述第二级rbcc动力飞行器点火后，以超燃冲压模态工作，该发动机的主火箭流量为0；

该航天运载器飞行速度达到ma＝10马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机以火箭超燃模态工作，该发动机的主火箭流量为60％额定流量；

该航天运载器飞行速度达到ma＝12马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机关闭进气道，以纯火箭模态工作，该发动机的主火箭流量为100％额定流量。

本发明一种三级入轨航天运载器具有如下优点：1.第一级rbcc动力飞行器的飞行马赫数跨度为8，第二级rbcc动力飞行器的飞行马赫数跨度为7～8，分布比较均衡；第三级火箭动力飞行器的飞行马赫数跨度不超过10，从而有效降低了每一级飞行器和发动机的设计难度。

2.充分利用了rbcc发动机和火箭发动机的优势，在大气层内充分使用了吸气式发动机，在高空空气稀薄时使用火箭发动机和吸气式发动机组合，在不同的飞行速度区间内使用了最佳的发动机方案。计算表明：对于同样的轨道高度和有效载荷质量，本发明中的运载器地面起飞质量要比其它方案低15％。

3.航天运载器水平起飞，对起飞推力的要求相对较低。

4.起飞和低速段时，第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机共同工作，提高了低速段的发动机推力。

5.第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机的主火箭流量需要调节，有利于提高发动机的性能和整体效率。

附图说明

图1为一种三级入轨航天运载器的任务剖面图；

其中：①为第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器发动机共同工作，②为第一级rbcc动力飞行器的发动机独立工作，③为第二级rbcc动力飞行器发动机工作，④为第三级火箭动力飞行器的发动机工作，⑤为第二级rbcc动力飞行器返回原发射场，⑥为第一级rbcc动力飞行器返回原发射场，o点为发射场原点，a点为ma＝2.5马赫时第二级rbcc动力飞行器发动机关机点，b点为第一级rbcc动力飞行器与第二rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点，c点为第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点，h1为运载发射的目标轨道高度；

图2为实施实例中的飞行轨迹图；

图3为实施实例中的速度剖面图。

具体实施方式

本发明一种三级入轨航天运载器，包括第一级rbcc动力飞行器、第二级rbcc动力飞行器和第三级火箭动力飞行器，第二级rbcc动力飞行器设置在第一级rbcc动力飞行器的背部，第三级火箭动力飞行器设置在第二级rbcc动力飞行器的内部。该第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器均为升力体构型。在起飞和低速段时，第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机同时工作，共同工作，提高了低速段的发动机推力。低速段是该指航天运载器的飞行速度低于ma＝2.5马赫时。

该航天运载器在起飞后，调节第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机的主火箭流量。有利于提高发动机的性能和整体效率。本申请中出现的主火箭流量是指是指主火箭的推进剂总流量。

本发明中的航天运载器水平起飞，第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道，第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器均为可重复使用型。在该航天运载器飞行速度ma大于8马赫时，且第二级rbcc动力飞行器的发动机点火时，第一级rbcc动力飞行器与第二级rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。在该航天运载器飞行速度达到ma＝15～16马赫时，且第三级火箭动力飞行器的发动机点火时，第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。第三级火箭动力飞行器用于将有效荷载送入轨道，然后采用现有的返回式卫星或飞船的方式进行回收。

本发明一种三级入轨航天运载器的任务剖面如图1所示，其中：①为第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器发动机共同工作，②为第一级rbcc动力飞行器的发动机独立工作，③为第二级rbcc动力飞行器发动机工作，④为第三级火箭动力飞行器的发动机工作，⑤为第二级rbcc动力飞行器返回原发射场，⑥为第一级rbcc动力飞行器返回原发射场，o点为发射场原点，a点为ma＝2.5马赫时第二级rbcc动力飞行器发动机关机点，b点为第一级rbcc动力飞行器与第二rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点，c点为第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点，h1为运载发射的目标轨道高度。

本发明公开了上述的一种三级入轨航天运载器的使用方法，包括以下步骤：

步骤1、第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机同时点火，且均以火箭引射模态工作，使该航天运载器从地面滑行、加速；其中，各发动机内的主火箭均处于各自的额定流量状态；

步骤2、该航天运载器的滑行速度达到ma＝0.4～0.5马赫时，航天运载器离地起飞，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机和第二级rbcc动力飞行器的发动机处仍均于火箭引射模态工作模式，各发动机内的主火箭均仍处于各自的额定流量状态；

步骤3、该航天运载器的滑行速度达到ma＝1.5～1.6马赫时，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小至40％～50％额定流量，第二级rbcc动力飞行器的发动机内的主火箭流量减小到15％～25％额定流量；

步骤4、该航天运载器飞行速度达到ma＝2.5马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机关闭，第一级rbcc动力飞行器的发动机转入亚燃冲压模态，该发动机的主火箭流量减小到10％额定流量；

该航天运载器飞行速度达到ma＝5.5马赫时，所述第一级rbcc动力飞行器的发动机保持亚燃冲压模态，该发动机的主火箭流量减小为0；

该航天运载器飞行速度达到ma＝7马赫时，第一级rbcc动力飞行器的发动机转入超燃冲压模态，该发动机的主火箭流量保持为0；

步骤5、该航天运载器飞行速度达到ma＝8马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机点火，第一级rbcc动力飞行器与第二级rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场。

该第二级rbcc动力飞行器点火后，以超燃冲压模态工作，该发动机的主火箭流量为0；

该航天运载器飞行速度达到ma＝10马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机以火箭超燃模态工作，该发动机的主火箭流量为60％额定流量；

该航天运载器飞行速度达到ma＝12马赫时，所述第二级rbcc动力飞行器的发动机关闭进气道，以纯火箭模态工作，该发动机的主火箭流量为100％额定流量；

步骤6、该航天运载器飞行速度达到ma＝15～16马赫时，所述第三级火箭动力飞行器的发动机点火工作，所述第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离，并返回发射场；

步骤7、该第三级火箭动力飞行器将有效载荷送入轨道后，采用现有的返回式卫星或飞船的回收方式将其回收。

实施实例

以200km圆轨道、500kg有效载荷为例，计算了本发明中的三级入轨航天运载器的总体参数和轨迹，如图2和图3。

图2和图3中oa段为第一级rbcc动力飞行器和第二级rbcc动力飞行器的发动机共同工作，ab段为第一级rbcc动力飞行器的发动机独立工作，bc段为第二级rbcc动力飞行器的发动机工作，cd段为第三级火箭动力飞行器的发动机工作。在a点为ma＝2.5马赫时，第二级rbcc动力飞行器的发动机关机点，b点为第一级rbcc动力飞行器与第二rbcc动力飞行器及第三级火箭动力飞行器分离点，c点为第二级rbcc动力飞行器与第三级火箭动力飞行器分离点。

从该实例得出，本发明采用的三级运载方案运载能力高。该运载器的总起飞质量为325吨，运载系数为1.54％，第一级rbcc动力飞行器的总质量为180吨，第二级rbcc动力飞行器的总质量为67吨，第三级火箭动力飞行器的总质量为38吨，其中包含500kg的有效载荷。