阅读说明：本技术 一种两级飞行器被动式并联分离设计方法 (Passive parallel separation design method for two-stage aircraft ) 是由 王磊 汤继斌 龙双丽 王立宁 赵凌波 林敬周 于 2021-03-24 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法,两级入轨飞行器为一级飞行器和二级飞行器,连接于平行连杆分离机构的两端,在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器和二级飞行器在连接机构的约束下相对位置固定,到达分离窗口后,连接机构解锁,在气动阻力和平行连杆分离机构约束的共同作用下,二级飞行器向后上方转动,到达预定分离角度后平行连杆分离机构与二级飞行器解锁,一级飞行器、二级飞行器都处于自由状态开始无约束分离过程。本发明解决了一二级外形融合设计与分离设计矛盾,实现完全依靠气动力的安全分离,分离方案简单可靠。(The invention provides a passive parallel separation design method for two-stage aircrafts, wherein the two-stage in-orbit aircrafts are a first-stage aircraft and a second-stage aircraft, are connected to two ends of a parallel connecting rod separation mechanism, are fixed in relative positions under the restraint of a connecting mechanism during the period from horizontal takeoff to a separation window, are unlocked after reaching the separation window, rotate backwards and upwards under the combined action of pneumatic resistance and the restraint of the parallel connecting rod separation mechanism, are unlocked after reaching a preset separation angle, and start an unconstrained separation process when both the first-stage aircraft and the second-stage aircraft are in a free state. The invention solves the contradiction between the two-level appearance fusion design and the separation design, realizes the safe separation completely depending on aerodynamic force, and has simple and reliable separation scheme.)

一种两级飞行器被动式并联分离设计方法

技术领域

本发明涉及空天飞行器技术领域，尤其涉及一种被动式并联分离方案。

背景技术

两级入轨空天飞行器是人类实现低成本重复往返太空的重要方式，也是航空航天融合发展的必然趋势。空天飞行器采用背负式布局，以组合体状态水平起飞，加速爬升到分离窗口，一二级完成并联分离，然后一级返回水平着陆，二级继续爬升入轨。并联分离的安全性直接决定了飞行任务成功与否，分离设计技术是空天飞行器面临的关键难题之一。

空天飞行器要实现宽速域飞行，很大程度上受气动性能制约。为了提升组合体的气动性能，一二级外形采用融合设计，此时一级受到正升力、二级受到负升力，气动力始终使一二级处于紧紧贴合状态，融合设计使得一二级外形在气动力作用下无法分离。然而并联分离设计期望一二级在气动力作用下即可实现分离，若气动力不能驱使一二级分离将要提供弹射力等主动作用力，飞行器要付出巨大的代价损失总体性能。因此，一二级外形的融合设计与并联分离设计存在突出矛盾。目前国内外对并联分离方案研究较少，未见有公开报道有较好的分离方案可以解决该矛盾。

发明内容

本发明需解决的技术问题是提供一种通过气动力实现两级飞行器并联分离的设计方法。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法，采取技术方案如下：

两级入轨飞行器为一级飞行器和二级飞行器，连接于平行连杆分离机构的两端，在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器和二级飞行器在连接机构(爆炸螺栓等火工品)的约束下相对位置固定，到达分离窗口后，连接机构解锁，在气动阻力和平行连杆分离机构约束的共同作用下，二级飞行器向后上方转动，到达预定分离角度后平行连杆分离机构与二级飞行器解锁，一级飞行器、二级飞行器都处于自由状态开始无约束分离过程。

进一步地，平行连杆分离机构连接于二级飞行器的轴向质心位置。

进一步地，平行连杆分离机构的长度L和预置角度θ的设计，需确保二级飞行器在平行连杆分离机构的约束下旋转到预定分离角度后，在平行连杆机构与二级飞行器解锁后，二级飞行器不受一二级飞行器的激波干扰，根据确定的预置角度θ，确定平行连杆分离机构与一级飞行器的连接位置。

进一步地，根据平行连杆分离机构确定的位置，开展数值计算，获得二级飞行器的俯仰力矩和升降舵效，以二级飞行器抬头力矩大于零、预置舵偏角度最小为依据确定预置舵偏角。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明提出了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法，通过双连杆约束机构的设计思想，巧妙的利用一、二级飞行器气动阻力差驱动并联分离，并通过双连杆约束机构将轴向的移动转变为法向的分离，解决了背负式空天飞行器一二级外形融合设计与分离设计的矛盾。本发明中采用的平行双连杆机构结构形式简单可靠，在并联分离过程中仅提供约束作用，分离完全依靠气动力实现，是一种被动分离，不需要飞行器付出额外的能量、结构等代价。该设计方法所提出的方法在确定关键设计参数方面具有简单、可行性高的优点，得到数值计算和风洞试验的验证，具备很好的推广应用的条件。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的两级入轨空天飞行器及分离过程示意图；

图2为本发明实施例提供的平行连杆解锁时刻一二级的相对位置；

图3为本发明实施例提供的平行连杆简化受力分析图。

其中：1为一级飞行器；2为二级飞行器；3为连接机构，4为平行连杆分离机构；5为一级背部头激波；6为二级头部激波；7为二级头部激波的反射激波。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

本发明提供了一种两级飞行器被动式并联分离设计方法的较佳实施例，如图1所示，两级入轨飞行器为一级飞行器1和二级飞行器2。所述一级飞行器1和二级飞行器2连接于平行连杆分离机构3的两端。在水平起飞至分离窗口期间一级飞行器1和二级飞行器2在火工品一类的连接机构3的约束下相对位置固定。到达分离窗口后，连接机构3解锁，二级飞行器2相对一级飞行器1，在纵向平面内的平动自由度不再受到约束，一级飞行器1与二级飞行器2开始约束条件下的分离。一级飞行器1的发动机仍处于工作状态，发动机推力可平衡气动阻力。二级飞行器2受气动阻力作用和平行连杆分离机构4的约束下，二级飞行器2向后上方转动。到达预定分离角度后平行连杆分离机构4解锁，一级飞行器1和二级飞行器2都开始自由状态的分离。

进一步地，一级飞行器1和二级飞行器2之间采用平行连杆分离机构4的约束机构，根据二级飞行器2的质心确定平行连杆分离机构4与二级飞行器2的连接位置，平行连杆分离机构4靠近二级飞行器一端的中间位置选择与二级飞行器2轴向质心位置重合，降低二级飞行器2的重力对分离设计的影响，因为飞行器为满足静稳定性和操稳特性的要求，一般将质心位置与飞行器压心位置设计的较为接近，选择质心位置可以保证气动力和重力作用在两根平行连杆的力载荷相当。在平行连杆分离机构4的约束作用下，二级飞行器2只能平行于一级飞行器1，整体向后上方移动，实现将气动阻力的轴向运动转换为法向运动。

进一步地，对平行连杆分离机构4的长度L和预置角度θ进行设计，以确保二级飞行器在平行连杆分离机构4的约束下旋转到最大角度(90度)，在平行连杆机构4解锁后，二级飞行器不受一二级飞行器复杂流场干扰，即保证一级飞行器1背部头激波4不打在二级飞行器下表面，同时二级飞行器2头部激波5的反射激波6同样不打在二级飞行器2下表面，如图2所示。根据力矩分析确定的预置角度，确定平行连杆分离机构与一级飞行器的连接位置。

平行连杆分离机构的长度L和预置角度θ计算方法如下：

S1、针对分离条件，开展组合体状态分离CFD数值计算，获得二级飞行器的气动力，包括气动阻力Fx、升力Fy和俯仰力矩Mz。

S2、将一二级飞行器的受力关系简化为绕固定支点的杆转动，如图3所示。预置角度θ决定了分离过程能否起动，一旦一二级飞行器开始分离，一级飞行器背部头激波4将会打在二级飞行器2下表面，有利于分离过程。对支点进行力矩分析，根据力矩大于零的条件和几何关系即可确定连杆的角度。

F_xLsinθ-F_yLcosθ-M_z＞0

tanθ＝(L-H)/L

进一步地，确定二级飞行器预置舵偏角。二级飞行器2预置舵偏角的目的是确保二级飞行器在解除平行连杆分离机构约束后，二级飞行器姿态不会出现迅速低头转动进一步导致分离失败。根据平行连杆分离机构确定的位置，开展数值计算，获得二级飞行器的俯仰力矩和升降舵效，以二级飞行器抬头力矩大于零、预置舵偏角度最小为依据确定预置舵偏角。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。