[发明专利]空天飞行器并联分离设计方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及空天飞行器技术领域，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。

背景技术

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。

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。

发明内容

本发明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。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种空天飞行器并联分离设计方法，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。

进一步地，所述分离攻角为-4～0度。

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。

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。

进一步地，所述二级飞行器头部外形设计包括如下步骤

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；

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；

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。

进一步地，所述头部倒圆半径确定方法如下