【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空航天，特别涉及一种三级半固液混合火箭及飞行弹道。
技术介绍
1、传统的运载火箭一般采用纯固体或者纯液体火箭发动机形式。随着航天技术的不断发展，对于火箭的运力要求不断提高，同时，随着商业航天的崛起，火箭的制造成本受到严格的限制。
2、
3、目前国内仅有长六甲一款中型固液混合运载火箭，但其制造成本较高，不能满足商业航天的要求。如何通过将成熟的固体、液体模块组合，构造一型新的运力更强、更有性价比的固液混合火箭，满足更多卫星组网发射的需求，是亟需解决的关键技术问题。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本申请提供一种三级半固液混合火箭及飞行弹道，三级半固液混合火箭的芯一级、芯三级采用固体发动机，芯二级采用液体发动机，运力更强，且与现有同等运力的火箭相比，制造成本更低。
2、一种三级半固液混合火箭，包括：箭体结构系统动力系统和航电系统；
3、所述箭体结构系统包括结构部段、捆绑机构、分离装置和推进剂贮箱；所述分离装置和所述推进剂贮箱均设置于所述结构部段内部；
4、所述结构部段包括芯一级、芯二级、芯三级、整流罩和多个助推级；所述芯一级、芯二级、芯三级依次可分离的连接；所述整流罩内部固设有有效载荷；多个所述助推级可分离的连接在所述芯一级的侧面；
5、所述动力系统包括芯一级发动机、芯二级发动机、芯三级发动机和助推发动机；所述芯一级发动机为固体火箭发动机，固设于所述芯一级；所述芯二级发动机为以液氧和煤油为推进剂
6、优选的，所述固体火箭发动机采用机电伺服机构控制的柔性喷管形式；所述液体发动机采用双向摇摆喷管形式。
7、优选的，所述动力系统还包括用于为火箭提供俯仰、偏航、滚动的控制能力，并在星箭分离前完成火箭末速修正工作的末修姿控动力系统；所述末修姿控动力系统采用双组元推进剂、恒压挤压供液的工作方式。
8、优选的，所述三级半固液混合火箭的总长为33m；所述三级半固液混合火箭的起飞重量为412t。
9、优选的，所述助推发动机的工作时间为97s，单个所述助推级在大气环境下的起飞推力为1534.5kn；所述芯一级发动机的工作时间为85s，真空环境下的起飞推力为2324kn；所述芯二级发动机的工作时间为180s，真空环境下的起飞推力为708.4kn；所述芯三级发动机的工作时间为52s，真空环境下的起飞推力为180kn。
10、优选的，所述助推级的数量为4台；4台所述助推发动机的总起飞推力为6138kn。
11、优选的，所述助推级飞行阶段的起飞重量为412t；所述芯一级飞行阶段的起飞重量为136.5t；所述芯二级飞行阶段的起飞重量为56.1t；所述芯三级飞行阶段的起飞重量为9.8t。
12、优选的，所述助推级的直径为2.65m；所述芯一级的直径为2.65m；所述芯二级的直径为3.35m；所述芯三级的直径为3.35m；所述整流罩的直径4.2m。
13、根据本申请的另一方面，还提供一种三级半固液混合火箭发射流程，对所述的三级半固液混合火箭执行发射流程，包括：
14、在ait中心完成火箭的子级总装：分别进行发动机/结构部段进场及停放、箭上设备进场及存放、总装前称重、设备安装、电缆敷设、火工品安装、发动机伺服系统安装、各子级组装、星罩组合体组装、全箭分级联测，测试完成后，末修姿控动力系统进行加注、充气，整流罩瓣罩、转接环和卫星支架与卫星进行对接组成星罩组合体；
15、将各子级转载至总装技术区：各子级转运至总装技术区后依次起竖进行垂直总装，完成后进行箭体对接后测试和清封舱；星罩组合体垂直运输至发射区，与芯级助推组合体完成对接，之后进行星箭联合测试和清封舱，正常后火箭与发射台整体滚装转载至发射船或整体装载于运输车上；
16、将总装并测试完成后的三级半固液混合火箭转运至海上或陆地发射区：利用发射船或运输车辆将三级半固液混合火箭转运至要求的发射点位，到位后加注芯二级液氧和煤油，开展发射流程测试，正常后火箭可执行发射任务。
17、根据本申请的另一方面，还提供一种三级半固液混合火箭飞行弹道，为所述的三级半固液混合火箭的飞行弹道，包括：
18、助推级飞行段多台助推器一起工作，火箭点火起飞后进行程序转弯和重力转弯，助推发动机推力下降阶段芯一级发动机点火，助推发动机耗尽关机后助推级分离；
19、芯一级发动机耗尽关机后，依次进行整流罩分离、芯一级分离，芯二级发动机点火；
20、芯二级发动机主动关机后，进行芯二级分离，芯三级点火；
21、芯三级耗尽关机后，末修姿控动力系统工作，完成火箭末级的末速修正与姿态调整，进行星箭分离；
22、星箭安全分离后，火箭末级开始离轨、钝化。
23、与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
24、1、本专利技术的三级半固液混合火箭，芯一级、芯三级采用固体发动机，芯二级采用液体发动机，运力更强。
25、2、本专利技术的三级半固液混合火箭，起飞重量能够达到410t，800km 89.5°leo运载能力为不小于5.0t。
26、3、本专利技术的三级半固液混合火箭，与现有运力相当的火箭相比，制造成本更低。
27、4、本专利技术的运载火箭能够兼顾海上发射和陆上发射，发射响应周期最短控制在48小时以内。
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1.一种三级半固液混合火箭，其特征在于，包括：箭体结构系统动力系统和航电系统；
2.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述固体火箭发动机采用机电伺服机构控制的柔性喷管形式；所述液体发动机采用双向摇摆喷管形式。
3.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述动力系统还包括用于为火箭提供俯仰、偏航、滚动的控制能力，并在星箭分离前完成火箭末速修正工作的末修姿控动力系统；所述末修姿控动力系统采用双组元推进剂、恒压挤压供液的工作方式。
4.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述三级半固液混合火箭的总长为33m；所述三级半固液混合火箭的起飞重量为412t。
5.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述助推发动机的工作时间为97s，单个所述助推级在大气环境下的起飞推力为1534.5kN；所述芯一级发动机的工作时间为85s，真空环境下的起飞推力为2324kN；所述芯二级发动机的工作时间为180s，真空环境下的起飞推力为708.4kN；所述芯三级发动机的工作时间为52s，真空环境下的起飞推力为
6.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述助推级的数量为4台；4台所述助推发动机的总起飞推力为6138kN。
7.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述助推级飞行阶段的起飞重量为412t；所述芯一级飞行阶段的起飞重量为136.5t；所述芯二级飞行阶段的起飞重量为56.1t；所述芯三级飞行阶段的起飞重量为9.8t。
8.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述助推级的直径为2.65m；所述芯一级的直径为2.65m；所述芯二级的直径为3.35m；所述芯三级的直径为3.35m；所述整流罩的直径4.2m。
9.一种三级半固液混合火箭发射流程，其特征在于，对权利要求1-8任一项所述的三级半固液混合火箭执行发射流程，包括：
10.一种三级半固液混合火箭飞行弹道，其特征在于，为权利要求1-8任一项所述的三级半固液混合火箭的飞行弹道，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种三级半固液混合火箭，其特征在于，包括：箭体结构系统动力系统和航电系统；
2.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述固体火箭发动机采用机电伺服机构控制的柔性喷管形式；所述液体发动机采用双向摇摆喷管形式。
3.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述动力系统还包括用于为火箭提供俯仰、偏航、滚动的控制能力，并在星箭分离前完成火箭末速修正工作的末修姿控动力系统；所述末修姿控动力系统采用双组元推进剂、恒压挤压供液的工作方式。
4.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述三级半固液混合火箭的总长为33m；所述三级半固液混合火箭的起飞重量为412t。
5.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述助推发动机的工作时间为97s，单个所述助推级在大气环境下的起飞推力为1534.5kn；所述芯一级发动机的工作时间为85s，真空环境下的起飞推力为2324kn；所述芯二级发动机的工作时间为180s，真空环境下的起飞推力为70...
【专利技术属性】
技术研发人员：张涛，布向伟，徐国光，黄帅，李建伟，程瑞，祖运予，韩亚威，乔瑞，王亚男，张弛，张杰，郭文正，
申请(专利权)人：东方空间技术山东有限公司，
类型：发明
国别省市：
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