[发明专利]一种飞行器级间分离的一体式气囊减速装置和设计方法

说明书

本发明提供一种飞行器级间分离的一体式气囊减速装置和设计方法，包括气体发生器、一体式气囊、固定支撑结构、防热维形盖和控制装置，控制装置与气体发生器相连，控制装置发出气体发生器工作信号，气体发生器开始工作；固定支撑结构为固定在飞行器下面级尾舱的环形凹槽；气体发生器固定于固定支撑结构上，其出气口与一体式气囊的进气口相连，一体式气囊固定于固定支撑结构靠近导弹外壳的一侧，防热维形盖覆盖在一体式气囊上，并在沿导弹的轴线方向前后固定于飞行器外壳上。本发明降低了系统复杂度，工作时不产生前向火焰和前向飞出物，避免了因产生前向火焰和前向飞出物对上面级飞行器测控系统和结构安全产生的不利影响。

技术领域

本发明属于飞行器总体设计技术领域，具体涉及一种飞行器级间分离的一体式气囊减速装置和设计方法。

背景技术

临近空间滑翔飞行器采用固体火箭助推级串联高升阻比上面级构型，发射起飞后迅速加速并充分压低轨迹以降低被发现概率，上面级与助推级分离后，在临近空间高速滑翔机动飞行。相比传统的弹道式飞行器，大幅提升了射程能力和突防能力，具有巨大的发展潜力，美国、俄罗斯等军事强国近年来通过“HTV-2”、“先锋”等项目持续推动临近空间滑翔飞行器的军事应用。

由于临近空间滑翔飞行器轨迹高度低，级间分离点一般分布在20～60km高度范围，为保证飞行器大气层内分离过程姿态可控，分离时机一般选择在下面级发动机推力初始进入拖尾段时刻，此时发动机装药虽已耗尽，但在燃烧室的后效作用下，仍能够产生较小的前向剩余推力，对于20～60km高度范围的飞行器级间分离，由于上面级与下面级阻力差一般较小，两级机械解锁后，下面级气动阻力不仅不足以快速拉开两级相对距离，而且下面级在后效推力作用下可能存在追碰上面级的趋势。

为充分保证分离安全性，针对以上问题一般采用在下面级设置一组推力终止装置或者设置一组分离冲量装置的方法：

1)推力终止装置。通过在发动机前封头设置一组多个可控开孔机构，在级间分离解锁前后启动，通过前封头开孔将发动机燃烧室残余压力快速卸除。该方式缺点是需要在上面级与下面级连接舱上设置与开孔数量相对应的导流通道，不仅大幅占用连接舱内有效空间，影响设备布局优化，而且导流机构连接匹配较为复杂，可靠性差。此外，推力终止装置工作时将产生前向火焰和堵片(盖)等前向飞出物，对上面级飞行器测控系统和结构安全产生不利影响。

2)分离冲量装置。通过在分离过程中提供一定的分离反推冲量，抵消火箭发动机前向剩余推力，对下面级进行减速，保证分离安全性。传统的分离冲量装置一般采用反推火箭，该方式的缺点是反推火箭结构质量较大，降低了总体有效载荷能力，并且反推火箭往往是多个成组设置，占用飞行器舱内空间，影响设备优化布局。此外，分离冲量装置工作时，同样将产生前向火焰和堵片(盖)等前向飞出物，对上面级飞行器测控系统和结构安全产生不利影响。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种飞行器级间分离的一体式气囊减速装置和设计方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

根据第一方面，提供一种飞行器级间分离的一体式气囊减速装置，包括气体发生器、一体式气囊、固定支撑结构、防热维形盖和控制装置，所述的一体式气囊减速装置位于飞行器的下面级，所述的控制装置与所述气体发生器相连，当飞行器发出级间分离信号的同时，所述控制装置发出气体发生器工作信号，所述气体发生器开始工作；所述的固定支撑结构为固定在飞行器下面级尾舱的环形凹槽；所述的气体发生器固定于固定支撑结构上，其出气口与一体式气囊的进气口相连，将产生的气体充入一体式气囊中，所述的一体式气囊固定于固定支撑结构靠近导弹外壳的一侧，在未充气时处于折叠状态，所述的防热维形盖覆盖在一体式气囊上，并在沿导弹的轴线方向前后固定于飞行器外壳上，在一体式气囊展开时被顶开，继而在来流作用下向后运动。

进一步的，所述的一体式气囊在充气展开后，迎风面呈同心环状，并在固定支撑结构作用下与下面级本体固连。