一种组合动力航天运载器制造技术

本发明专利技术适用于航空航天技术领域，提供了一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。本申请能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，能最大程度减少弹道飞行体推进剂的消耗量；运载体可在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。能够显著降低成本。能够显著降低成本。

【技术实现步骤摘要】
一种组合动力航天运载器


[0001]本专利技术属于航空航天
，尤其涉及一种组合动力航天运载器。

技术介绍

[0002]目前，运载火箭通常是依托地面发射场发射，但基于现有运载火箭推进形式和构型是采用单一的动力推进型式，实现垂直发射，会更依赖发射场的基础设施，然而发射场工位及发射窗口有限，会导致运载火箭无法在最佳弹道飞行起点起飞。
[0003]现有技术为解除发射场的制约，采用了新建发射场以及开发海基移动发射技术两种途径，在更多的地区、海岛上建设发射场使运载火箭可以根据发射任务选取更合适的发射点。然而，这种方式的基础建设投入大，扩展的发射点数量也有限，成本高。虽然海基移动发射技术采用在船上发射运载火箭的方式，具备一定的灵活性，但是仍然无法全面覆盖所有任务的最佳发射点，同时，海基发射移动平台通用性差，空置率高。现有技术为降低发射成本，对运载火箭的助推级进行了回收。然而多数运载火箭的助推级结构为回转体，针对垂直发射方式，回收时只能采用助推级垂直着陆，可回收运载火箭在进行助推级分离后，为满足助推级垂直着陆需求，需要额外携带更多推进剂，因此会产生更多能耗。

技术实现思路

[0004]本专利技术实施例提供一种航天运载器，旨在解决现有技术中，对于运载火箭发射时，依赖的地面发射场工位及窗口有限、通用性差，以及回收时能耗大的问题。
[0005]本专利技术实施例是这样实现的，一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；
[0006]所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。
[0007]更进一步地，所述运载体还包括稳定翼，所述稳定翼连接设置在所述舱体尾部的上端。
[0008]更进一步地，所述稳定翼纵向从所述舱体向上延伸，且呈后掠式。
[0009]更进一步地，所述运载体还包括设置在所述稳定翼上的第二动力装置。
[0010]更进一步地，所述第一动力装置与所述第二动力装置包括涡轮风扇发动机装置。
[0011]更进一步地，所述升力翼为后掠式，每一所述升力翼上设置有至少一片第一控制舵片，所述第一控制舵片顺着所述升力翼的方向，沿着所述升力翼的后边缘设置。
[0012]更进一步地，每一所述稳定翼上设置有第二控制舵片，所述第二控制舵片顺着所述稳定翼的方向，沿着所述稳定翼的后边缘设置。
[0013]更进一步地，所述起降装置包括设置在每一所述舱体底部靠后端的主起落架，以及对称设置在所述挂架梁上的前起落架，在运载器离开地面后，所述主起落架收入所述舱体，所述前起落架收入所述挂架梁所在整流体。
[0014]更进一步地，所述弹道飞行体包括多个助推级、载荷舱以及整流罩，所述整流罩设置在顶端，所述载荷舱连接设置在所述助推级与所述整流罩之间，所述助推级中通过推进剂燃烧产生推力，任务载荷包络于所述整流罩或所述载荷舱内。
[0015]更进一步地，所述舱体内包括燃料供应装置，所述燃料供应装置内存储有供所述运载体飞行的燃料。
[0016]本专利技术所达到的有益效果，本申请由于提供一种组合动力航天运载器，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。基于升力翼、第一动力装置以及起降装置能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，弹道飞行体能在最短时间以最少推进剂消耗量下入轨，最大程度减少了弹道飞行体推进剂的消耗量；运载体在完成运载任务后，能够就近选择机场降落，可在使用寿命期内回收复用，能够显著降低成本。
附图说明
[0017]图1为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器在飞行时的结构示意图；
[0018]图2为本专利技术实施例提供的运载体的具体结构示意图；
[0019]图3为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的侧视图；
[0020]图4为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的俯视图；
[0021]图5为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器飞行时的主视图；
[0022]图6为本专利技术实施例提供的弹道飞行体的结构示意图；
[0023]图7为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器的整体工作过程图；
[0024]其中，1、运载体，11、舱体，12、挂架梁，13、升力翼，131、第一控制舵片，14、第一动力装置，15、起降装置，151、主起落架，152、前起落架，16、稳定翼，161、第二控制舵片，17、第二动力装置，2、弹道飞行体，21、一级助推级，22、二级助推级，23、载荷舱，24、整流罩。
具体实施方式
[0025]为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0026]本专利技术中运载体包括多个舱体、将多个舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个舱体上的升力翼、固定在升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个舱体底部的起降装置，弹道飞行体设置在挂架梁底部。基于升力翼、第一动力装置以及起降装置能够实现运载器以水平方式发射，突破了发射场、发射工位的垂直发射方式的限制，通用性高；且将弹道飞行体运载至最佳弹道起点，弹道飞行体能在最短时间以最少推进剂消耗量下入轨，最大程度减少了弹道飞行体推进剂的消耗量。
[0027]实施例一
[0028]一种组合动力航天运载器，包括：运载体1，以及连接设置于运载体1底部的弹道飞
行体2；
[0029]运载体1包括多个舱体11、将多个舱体11进行固定连接的挂架梁12、设置在每个舱体11上的升力翼13、固定在升力翼13上的第一动力装置14，以及设置于每个舱体11底部和挂架梁12底部的起降装置15，弹道飞行体2设置在挂架梁12底部中段。
[0030]其中，参考图1所示，图1为本专利技术实施例提供的一种组合动力航天运载器在飞行时的结构示意图。如图1所示，运载器(运载火箭)包括运载体1，以及通过运载体1运载到弹道起飞点后进行分离的弹道飞行体2，在弹道飞行体2中，在弹道飞行体2中设置有任务载荷(卫星或其他载荷)，弹道飞行体2在与运载体1分离后，将任务载荷推进至适当的高度及速度使其进入轨道，或在任务载荷自带的动力装置下进入轨道。
[0031]具体的，运载体1可以包括有2个舱体11，在舱体11内可以包括有飞行控制设备、导航设备、通信设备、电源以及供配电设备、燃料供应装置等，且将运载体1中搭载有通信设备作为通信中转终端，可将弹道飞本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种组合动力航天运载器，其特征在于，包括：运载体，以及连接设置于所述运载体底部的弹道飞行体；所述运载体包括多个舱体、将多个所述舱体进行固定连接的挂架梁、设置在每个所述舱体上的升力翼、固定在所述升力翼上的第一动力装置，以及设置于每个所述舱体底部和挂架梁底部的起降装置，所述弹道飞行体设置在所述挂架梁底部中段。2.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述运载体还包括稳定翼，所述稳定翼连接设置在所述舱体尾部的上端。3.如权利要求2所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述稳定翼纵向从所述舱体向上延伸，且呈后掠式。4.如权利要求2所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述运载体还包括设置在所述稳定翼上的第二动力装置。5.如权利要求4所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述第一动力装置与所述第二动力装置包括涡轮风扇发动机装置。6.如权利要求1所述的一种组合动力航天运载器，其特征在于，所述升力翼为后掠式，每一所述升力翼上设置有至少一片第一控制舵片，所述第一...

【专利技术属性】
技术研发人员：请求不公布姓名，
申请(专利权)人：宁波天擎航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：