1.本实用新型属于飞行器技术领域，具体涉及基于双机身平直翼布局载机的空基发射系统。


背景技术：

2.与本实用新型最接近的现有技术是“白骑士二号”系统与“平流层发射器”系统，采用双机身布局亚声速飞机，将空天飞行器挂载于中央翼桥之下，带入平流层底部投放后分离至安全距离，空中点火发射，空天飞行器利用自身升力翼面辅助爬升和调整姿态，或者完全依靠火箭的矢量控制装置调整姿态，然后靠火箭动力推进进入地球近地轨道。双机身平直翼布局简单可靠，但是需要的翼展和主起外轮距绝对值较大，超过了一般民用机场的限制要求。
3.例如4e级机场翼展限定为65米以下，主起外轮距限定为14米以下，4f 级机场翼展限定为80米以下，主起外轮距限定为16米以下。双机身布局载机要实现重载高效的空基发射，在翼展和主起外轮距两个指标上都可能超过一般民用机场的限制，例如美国的“平流层发射器”翼展达到了117米，远超4f 级机场的限制，尽管其声称能在美国数十个机场起降，但是肯定是超出了机场限制，影响了民航机场的正常秩序。超出机场限制的民用飞机使用案例有安
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225 运输机，翼展达到88.4米，安
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225运输机近年来在我国的石家庄机场(4e级) 和天津机场(4e级)多次起降停留，大大是超出了民航限制，但是繁忙的首都机场(4f级)就不可能允许其起降停留使用。
4.陆基多级火箭发射，需要消耗过多的推进剂，绝大部分重量是推进剂，对于液体火箭如液氢液氧火箭，绝大部分重量是液氧重量，最终入轨的重量比例极低，约为2～4％；“白骑士二号”与“平流层发射器”系统，其平直翼与中央翼桥挂载方式，可以用于空基发射一定重量和尺寸的空天飞行器，挂载式投放冷发射简单可靠，技术成熟度高，工程上现实可行。主要的问题是翼展与主起外轮距过大，在重载的情况下将超过4e或4f级机场的限制。
5.多级火箭垂直发射，第一级火箭推力必须大于起飞总重，而起飞总重之中，很大一部分是携带的氧化剂，例如对于液氢液氧火箭，液氧重量约为液氢重量的6～8倍，使用航空发动机飞行器则不需要携带这么重的氧化剂；此外火箭发动机的推力在对流层运行中要损失约10％～15％，要知道这一比例要超过陆基多级火箭最终送入太空入轨重量的数倍，最终入轨重量仅为最大起飞重量的 2～4％；而且对流层集中了整个大气层质量的75％，飞行阻力很大而且为保障尾喷管安全喷射气体只能是欠膨胀的，造成较大的能量损失。
6.空基发射规避了对流层中低效率且高阻力的火箭动力发射阶段，此外为充分利用地球自转线速度和大气环流的增速，世界各国纷纷在靠近赤道的陆地建设发射场甚至建设海上固定式或移动式发射场，空基发射技术可解决中高纬度国家没有赤道地区领土的不足，也可解决海基发射运输发射物海运速度过慢的问题，还可利用空中加油技术解决路线过长的问题。


技术实现要素：

7.本实用新型的目的是：解决大幅度降低发射重型可重复使用空天飞行器成本并考虑了工程实现性问题，大幅度提高入轨重量占起飞总重比例的问题，作天地往返飞行器，或者吸气式高超飞行器、助推滑翔式高超声速飞行器使用，且载机为高升阻比的双机身平直翼常规布局设计，技术成熟度高，工程可实现性强。
8.本实用新型的技术方案：基于双机身平直翼布局载机的空基发射系统，其特征在于，包括载机、空天飞行器；空天飞行器挂载于双机身平直翼布局载机的中央翼桥下方，所述空天飞行器包括两个对称分布的外贮箱、轨道器、摆渡火箭；摆渡火箭装在轨道器内部，外贮箱挂在轨道器机身两侧，轨道器挂载于载机的翼桥下方。
9.所述载机为300
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1000吨重型运输机，升阻比≥25。
10.所述载机采用双十字型垂平尾设计，主机翼外侧采取可c形折叠机构设计解决翼展超标的问题，并采用较小外轮距的多轮平板车装载解决主起外轮距超标的飞机在较窄机场滑行道移动的问题。
11.所述外贮箱外形为头部为锥形，后部为圆柱形，降低阻力，体积大；推进剂外贮箱藏于轨道器头部马赫锥内。
12.所述轨道器头部为锥形，后部为圆柱形，带有小展弦比机翼，v形垂尾，轨道器长度小于载机机身长度。
13.所述两个推进剂外贮箱也可为助推火箭。
14.所述轨道器外形采用有机翼设计使其能够水平滑翔着陆。
15.本实用新型有益效果：本实用新型采用大型亚声速外翼可c形折叠的双机身平直翼布局载机挂载携带对称分布的外贮箱的空天飞行器空中发射系统和模式，采用较小外轮距的多轮平板车实现在较窄的机场滑行道的移动和规范停机位的停放；采用挂载投放冷发射模式；采用亚声速外翼可c形折叠的双机身平直翼布局载机气动布局的大型飞机挂载空天飞行器水平起飞，爬升进入平流层底部，达到指定飞行速度后空中发射，轨道器完成任务后水平滑翔着陆降落；空基发射在对流层中采用航空器的高效率爬升避免了低效率且高阻力的火箭动力上升阶段，此外空基发射可迅速靠近赤道地区发射，充分利用地球自转和大气环流效应，相对陆基发射可以节省修建近赤道发射场的耗资，与海基发射可以避免海运速度过慢的问题可以大幅度降低火箭消耗的推进剂的体积和重量，使最终进入地球近地轨道的空天飞行器重量占起飞总重的比例达到7～12％，而一般的陆基多级火箭送入地球近地轨道的重量占起飞总重的比例在2～4％，同时载机为常规布局，技术成熟度高，制造现实可行，飞控设计简单可靠。
16.相对于一般的大型双机身布局飞机中央翼桥挂载的空基发射系统，采用大型亚声速外翼可c形折叠的双机身布局载机挂载空天飞行器空中发射，外翼段可折叠方便在一般民航机场的停留移动，可以挂载携带两个推进剂外贮箱的尖锥布局空天飞行器，保证足够的推进剂携带，因为第一宇宙速度约为26马赫，而一般的亚跨声速客机约为0.5～0.9马赫，现役的超声速飞机约在2～3马赫，在目前的推进剂能量密度量级下，最终入轨重量大小与携带的推进剂的多少成正相关关系。
附图说明
17.图1为本实用新型空基发射系统俯视图；
18.图2为本实用新型空基发射系统立体图；
19.图3为本实用新型空基发射系统侧视图；
20.图4为本实用新型空基发射系统前视图。
[0021]1‑
摆渡火箭、2
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外贮箱、3
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支撑翼、4
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轨道器
具体实施方式
[0022]
下面结合附图对本实用新型进一步说明
[0023]
如图1
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4所示，基于双机身平直翼布局载机的空基发射系统，包括载机、空天飞行器；所述载机为300
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1000吨重型运输机，升阻比≥25，采用双十字型垂平尾设计，主机翼外侧采取可c型折叠机构设计，载机通过较小外轮距的多轮平板车实现在较窄机场滑行道移动以及停机位停放，可以增强机场适应性，例如可在4e级和4f级机场起降停放；空天飞行器挂载于双机身布局载机中央翼桥下方；所述空天飞行器包括两个对称分布的外贮箱(也可为助推火箭)、轨道器、摆渡火箭；摆渡火箭装在轨道器内部，外贮箱挂在轨道器机身两侧，轨道器挂载于载机的翼桥下方。
[0024]
所述外贮箱外形为头部为锥形，后部为圆柱形，降低阻力，体积大；推进剂外贮箱或者助推火箭藏于轨道器头部马赫锥内。
[0025]
所述轨道器头部为锥形，后部为圆柱形，带有小展弦比机翼，v形垂尾，轨道器长度小于载机机身长度。
[0026]
基于双机身平直翼布局载机的空基发射系统的发射方法，包括以下步骤：
[0027]
(1)载机挂载空天飞行器水平起飞，爬升加速至平流层底部，飞行速度达到0.5～0.7马赫；
[0028]
(2)载机挂载空天飞行器爬升至平流层底部，断开载机与空天飞行器的连接，空天飞行器因为重力作用下坠，相对于载机向后下方飞出并与载机分离至安全距离；
[0029]
(3)载机自行返回地面，水平着陆，不需要巡航阶段；
[0030]
(4)空天飞行器火箭发动机空中点火，在火箭发动机的推进下，机翼尾翼的调节下，即使高度下降但是很快就能加速爬升，使用机翼与尾翼以及火箭矢量喷管调整成发射姿态，以≤60
°
倾角加速至5
‑
12马赫；
[0031]
(5)外贮箱的推进剂消耗完毕，调整姿态抛离外贮箱，外贮箱在惯性和重力作用下滑翔飘离减速后，使用降落伞伞降地面回收重复利用；
[0032]
(6)轨道器继续加速与调整姿态，加速至第一宇宙速度并爬升至卡门线之外，此时空气已经基本消失，轨道器成为轨道飞行器，可关闭火箭发动机，围绕地球作圆周运动；
[0033]
(7)如要进入更高轨道，可以使用变轨技术由当前轨道通过迁移轨道转入目标轨道，可以使用摆渡火箭进行，轨道器停留在当前轨道，也可以不使用摆渡火箭，轨道器直接变轨进入目标轨道，但是消耗的推进剂要多一些；
[0034]
(8)完成太空作业任务后，轨道器以跳跃(桑格尔轨道)或者平衡滑翔(钱学森轨道)轨道方式重返大气层，避免产生大量剧烈的气动热；
[0035]
(9)轨道器外形采用有机翼设计使其水平滑翔着陆；
[0036]
(10)由于轨道器再入大气层的速度极高，约为7.9公里/秒，海拔高度极高，至少100公里以上，具有极大的动能和引力势能，这些能量对于飞船或者航天飞机均是通过与大气层的冲击摩擦转化为气动热消耗掉，需要严格的热防护措施。
[0037]
(11)载机在起飞和降落阶段，外翼段完全展开并锁定；载机需要在机场移动和停放时，折叠外翼段并锁定，并采用较小外轮距的多轮平板车装载载机实现在较窄的机场滑行道的移动和规范停机位的停放。
[0038]
如果将高度导致的势能与高速度导致的动能之和用于缓慢释放，例如使用桑格尔跳跃式轨道在大气层边缘反复打水漂式滑翔飘移，或者采用钱学森平衡式滑翔轨道以极小倾角滑翔前进，则可以显著缓慢释放再入能量，滑翔飞行极远距离，例如量级可以达到跨越太平洋两次等(洲际弹道导弹不过跨越一次太平洋的距离量级)，美国航天飞机再入时，以40度攻角拍在大气层上，并轮流滚转两侧机翼，滚转幅度达到80度，用于尽快减速，并轮流冷却气动热对机翼的危害，其无动力滑翔距离仍然超过8000公里，可见高超声速助推滑翔飞行器的远航潜力之大。
[0039]
原理说明
[0040]
地球大气质量的75％集中于对流层之内，浓密大气的对流层不仅提供了飞行器的阻力，而且严重降低了火箭发动机的推力(推力损失约为10％～15％，一般陆基多级火箭入轨重量仅为起飞总重的2～4％)，如能在对流层之上的平流层底部发射空天飞行器，可以大幅度降低推进剂的使用，显著提升入轨重量比例，此外使用航空器水平起飞，升力爬升模式不需要使用氧化剂这是一个很节省起飞总重的方式，因为航空发动机可从大气层中吸取氧气，而液氢液氧火箭推进剂之中，液氧的重量是液氢重量的6～8倍之多，这一比例可从氢氧燃烧化学反应式中得到，而且液氢的密度极低需要大量的内部空间携带(液氢密度71公斤 /立方米，液氧密度1140公斤/立方米，这又带来额外阻力)，因此空基发射可以显著降低推进剂体积与重量。
[0041]
大型双机身平直翼布局飞机使用平直机翼，尽管允许的飞行速度较低，为 0.5～0.7马赫，但是翼展可以做得很大，可c型折叠，因此其载重和爬升能力得到加强；此外双机身中央翼桥挂载方式，简单可靠，技术成熟度高，工程可实现强；大型双机身平直翼布局因平直翼设计，允许的飞行速度大为0.5～0.7马赫，速压较小，但是机翼面积可以加大，使利于增加载重潜力；尽管这类载机允许的飞行速度不如大型超声速载机(如xb
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70轰炸机等)，但是超声速载机制造成大型载机难度大(“桑格尔”计划、“螺旋计划”计划等前车之鉴)，空中发射风险极大，因为强激波绕流，提供的初始速度即使可以达到3马赫，对于大型亚声速载机来说也不是什么太大的差距，因为亚声速载机可以允许设计为载重较大，导致空天飞行器携带的推进剂允许更多，允许使用的火箭推力更大，数个马赫的速度差距在大推力火箭的加速下，只需数秒就能追上，所以用不着发展技术难度大成熟度低的大型超声速甚至高超声速载机。