本發(fā)明屬于航天運(yùn)載發(fā)射技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器。

背景技術(shù)：

目前航天發(fā)射運(yùn)載器在整個(gè)飛行過程均以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，且采用垂直起飛方案。由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)需要自帶氧化劑和燃料，因此其比沖性能相對(duì)較低、運(yùn)載器的經(jīng)濟(jì)性較差。目前國(guó)內(nèi)外技術(shù)人員正在研究多種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，例如火箭基組合循環(huán)(簡(jiǎn)稱rbcc)發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪基組合循環(huán)(簡(jiǎn)稱tbcc)發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等，在大氣層內(nèi)飛行時(shí)充分吸收空氣中的氧氣，減小了氧化劑的攜帶量，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能和運(yùn)載器的經(jīng)濟(jì)性。但是以這些發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的新型運(yùn)載器方案均是采用了兩級(jí)入軌，整個(gè)運(yùn)載器的起飛質(zhì)量很大。由于兩級(jí)入軌的每一級(jí)運(yùn)載器飛行馬赫數(shù)ma跨度都比較大(最大跨度超過10ma)，因此其技術(shù)難度也較高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種對(duì)起飛推力要求低，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和整體效率的三級(jí)入軌航天運(yùn)載器。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是，一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器，包括第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器、第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器設(shè)置在第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的背部，第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器設(shè)置在第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的內(nèi)部。

進(jìn)一步地，在起飛及低速段時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作。

進(jìn)一步地，在起飛后，調(diào)節(jié)第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量。

進(jìn)一步地，該航天運(yùn)載器水平起飛，第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器用于將有效荷載送入軌道，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器均為可重復(fù)使用型。

進(jìn)一步地，該第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器均為升力體構(gòu)型。

進(jìn)一步地，在該航天運(yùn)載器飛行速度ma大于8馬赫時(shí)，且所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。

進(jìn)一步地，在該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝15～16馬赫時(shí)，且所述第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。

本發(fā)明還公開了上述一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器的使用方法，包括以下步驟：

步驟1、第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火，且均以火箭引射模態(tài)工作，使該航天運(yùn)載器從地面滑行、加速；其中，各發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭均處于各自的額定流量狀態(tài)。

步驟2、該航天運(yùn)載器的滑行速度達(dá)到ma＝0.4～0.5馬赫時(shí)，航天運(yùn)載器離地起飛，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)處仍均于火箭引射模態(tài)工作模式，各發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭均仍處于各自的額定流量狀態(tài)。

步驟3、該航天運(yùn)載器的滑行速度達(dá)到ma＝1.5～1.6馬赫時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭流量減小至40％～50％額定流量，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭流量減小到15％～25％額定流量。

步驟4、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝2.5馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入亞燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量減小到10％額定流量。

步驟5、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝8馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。

步驟6、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝15～16馬赫時(shí)，所述第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。

步驟7、所述第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器將有效載荷送入軌道。

進(jìn)一步地，在步驟4和步驟5之間還包括以下步驟：

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝5.5馬赫時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)保持亞燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量減小為0；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝7馬赫時(shí)，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入超燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量保持為0。

進(jìn)一步地，在步驟5和步驟6之間還包括以下：

所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器點(diǎn)火后，以超燃沖壓模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為0；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝10馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)以火箭超燃模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為60％額定流量；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝12馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉進(jìn)氣道，以純火箭模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為100％額定流量。

本發(fā)明一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器具有如下優(yōu)點(diǎn)：1.第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的飛行馬赫數(shù)跨度為8，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的飛行馬赫數(shù)跨度為7～8，分布比較均衡；第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的飛行馬赫數(shù)跨度不超過10，從而有效降低了每一級(jí)飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)難度。

2.充分利用了rbcc發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)，在大氣層內(nèi)充分使用了吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，在高空空氣稀薄時(shí)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)組合，在不同的飛行速度區(qū)間內(nèi)使用了最佳的發(fā)動(dòng)機(jī)方案。計(jì)算表明：對(duì)于同樣的軌道高度和有效載荷質(zhì)量，本發(fā)明中的運(yùn)載器地面起飛質(zhì)量要比其它方案低15％。

3.航天運(yùn)載器水平起飛，對(duì)起飛推力的要求相對(duì)較低。

4.起飛和低速段時(shí)，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，提高了低速段的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

5.第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量需要調(diào)節(jié)，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和整體效率。

附圖說明

圖1為一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器的任務(wù)剖面圖；

其中：①為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，②為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立工作，③為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)工作，④為第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)工作，⑤為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器返回原發(fā)射場(chǎng)，⑥為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器返回原發(fā)射場(chǎng)，o點(diǎn)為發(fā)射場(chǎng)原點(diǎn)，a點(diǎn)為ma＝2.5馬赫時(shí)第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)，b點(diǎn)為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)，c點(diǎn)為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)，h1為運(yùn)載發(fā)射的目標(biāo)軌道高度；

圖2為實(shí)施實(shí)例中的飛行軌跡圖；

圖3為實(shí)施實(shí)例中的速度剖面圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器，包括第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器、第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器設(shè)置在第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的背部，第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器設(shè)置在第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的內(nèi)部。該第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器均為升力體構(gòu)型。在起飛和低速段時(shí)，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作，共同工作，提高了低速段的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。低速段是該指航天運(yùn)載器的飛行速度低于ma＝2.5馬赫時(shí)。

該航天運(yùn)載器在起飛后，調(diào)節(jié)第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量。有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和整體效率。本申請(qǐng)中出現(xiàn)的主火箭流量是指是指主火箭的推進(jìn)劑總流量。

本發(fā)明中的航天運(yùn)載器水平起飛，第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器用于將有效荷載送入軌道，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器均為可重復(fù)使用型。在該航天運(yùn)載器飛行速度ma大于8馬赫時(shí)，且第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。在該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝15～16馬赫時(shí)，且第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器用于將有效荷載送入軌道，然后采用現(xiàn)有的返回式衛(wèi)星或飛船的方式進(jìn)行回收。

本發(fā)明一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器的任務(wù)剖面如圖1所示，其中：①為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，②為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立工作，③為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)工作，④為第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)工作，⑤為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器返回原發(fā)射場(chǎng)，⑥為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器返回原發(fā)射場(chǎng)，o點(diǎn)為發(fā)射場(chǎng)原點(diǎn)，a點(diǎn)為ma＝2.5馬赫時(shí)第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)，b點(diǎn)為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)，c點(diǎn)為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)，h1為運(yùn)載發(fā)射的目標(biāo)軌道高度。

本發(fā)明公開了上述的一種三級(jí)入軌航天運(yùn)載器的使用方法，包括以下步驟：

步驟1、第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火，且均以火箭引射模態(tài)工作，使該航天運(yùn)載器從地面滑行、加速；其中，各發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭均處于各自的額定流量狀態(tài)；

步驟2、該航天運(yùn)載器的滑行速度達(dá)到ma＝0.4～0.5馬赫時(shí)，航天運(yùn)載器離地起飛，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)處仍均于火箭引射模態(tài)工作模式，各發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭均仍處于各自的額定流量狀態(tài)；

步驟3、該航天運(yùn)載器的滑行速度達(dá)到ma＝1.5～1.6馬赫時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭流量減小至40％～50％額定流量，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的主火箭流量減小到15％～25％額定流量；

步驟4、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝2.5馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入亞燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量減小到10％額定流量；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝5.5馬赫時(shí)，所述第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)保持亞燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量減小為0；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝7馬赫時(shí)，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)入超燃沖壓模態(tài)，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量保持為0；

步驟5、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝8馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)。

該第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器點(diǎn)火后，以超燃沖壓模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為0；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝10馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)以火箭超燃模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為60％額定流量；

該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝12馬赫時(shí)，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉進(jìn)氣道，以純火箭模態(tài)工作，該發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭流量為100％額定流量；

步驟6、該航天運(yùn)載器飛行速度達(dá)到ma＝15～16馬赫時(shí)，所述第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，所述第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離，并返回發(fā)射場(chǎng)；

步驟7、該第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器將有效載荷送入軌道后，采用現(xiàn)有的返回式衛(wèi)星或飛船的回收方式將其回收。

實(shí)施實(shí)例

以200km圓軌道、500kg有效載荷為例，計(jì)算了本發(fā)明中的三級(jí)入軌航天運(yùn)載器的總體參數(shù)和軌跡，如圖2和圖3。

圖2和圖3中oa段為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器和第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，ab段為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立工作，bc段為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)工作，cd段為第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)工作。在a點(diǎn)為ma＝2.5馬赫時(shí)，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)，b點(diǎn)為第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第二rbcc動(dòng)力飛行器及第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)，c點(diǎn)為第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器與第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器分離點(diǎn)。

從該實(shí)例得出，本發(fā)明采用的三級(jí)運(yùn)載方案運(yùn)載能力高。該運(yùn)載器的總起飛質(zhì)量為325噸，運(yùn)載系數(shù)為1.54％，第一級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的總質(zhì)量為180噸，第二級(jí)rbcc動(dòng)力飛行器的總質(zhì)量為67噸，第三級(jí)火箭動(dòng)力飛行器的總質(zhì)量為38噸，其中包含500kg的有效載荷。