[发明专利]一种分离机构及飞行器分离方法

说明书

一种分离机构，二级飞行器通过该分离机构安装在一级飞行器上后构成组合体，该分离机构包括第一联接结构(1)、第二联接结构(2)、分离襟翼(3)；所述第一联接结构(1)的一端与一级飞行器连接，另一端与二级飞行器的头部可拆卸的连接；所述第二联接结构(2)的一端与一级飞行器连接，另一端与二级飞行器的尾部可拆卸的连接；所述分离襟翼(3)可折叠的安装在一级飞行器上，分离襟翼(3)位于一级飞行器的质心和一级飞行器的头部之间；当二级飞行器通过所述分离机构安装在一级飞行器上后，所述分离襟翼(3)位于二级飞行器的质心和二级飞行器的头部之间。本发明依靠气动力实现两级飞行器的分离，分离机构质量轻，结构简单。

技术领域

本发明涉及一种分离机构及飞行器分离方法，属于航天飞行器多体分离技术领域。

背景技术

在可预见的未来，快速、廉价入轨的运载方案在军用、民用、商业卫星发射等诸多领域将有巨大的发展潜力，美、欧、俄、日等国家和地区都在努力发展低成本运载器，在此背景下空天飞行器受到了较多的关注。一般的空天飞行器可分为单级入轨、两级入轨及多级入轨等方式，各种入轨方式各有优缺点。

按照布局形式来看，空天飞行器主要分为两类，一类采用类似航天飞机的并联式布局，另一类是采用传统火箭发射小型载荷时的串联式布局，如图1所示。这两种布局方式对应的分离方案也各不相同。串联式分离方案主要涉及类似传统火箭的前后体级间分离问题，这种分离方式是常规火箭分离过程中多采用的方式，对应的分离方案设计、分离技术以及相应的研究方法都较为成熟。

采用并联式布局时，一二级的级间分离往往需要借助反推发动机或作动器将分离部件与主体分离，如美国航天飞机以及SLS重型运载火箭等的固体火箭助推器都采用此分离方案，分离时布置在固体火箭助推器头锥部位及尾裙位置的分离发动机工作，推动固体火箭助推器远离芯级。

但在空天飞行器的并联级间分离时，依靠传统的反推发动机或作动筒作为分离驱动力可能存在困难。比如原西德提出的“桑格尔II”是一种典型的两级入轨空天飞行器，其一级特征长度约50m，分离时重量约200吨；二级特征长度约30m，分离时重量约50吨。分离条件为高度30km、马赫数6、来流动压约30kpa。分离时重量、尺寸与航天飞机SRB分离时相当，都是典型的大质量比并联级间分离问题。但航天飞机SRB分离高度为45km，最大分离动压仅2.6kpa，比“桑格尔II”分离动压小一个量级。且航天飞机SRB为规则的圆柱体，气动特性以及干扰下的气动问题均较为简单；而采用并联式布局的两级入轨空天飞行器其一、二级均为典型的升力体布局，在分离时组合体的重力主要靠其受到的气动升力来平衡，因此在分离过程中气动的因素影响更大，需要着重考虑。此外，采用类似航天飞机SRB分离过程的分离火箭方案，分离火箭喷出的高温气体可能破坏一、二级的防热层，且喷流尾迹会显著改变一、二级飞行器的绕流流场，可能提升控制的难度。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种分离机构及飞行器分离方法，利用气动舵面改变两个飞行器的俯仰特性，进而实现快速分离。本发明方法在一级飞行器背部安装一付分离襟翼，分离襟翼折叠状态不会改变一级飞行器、组合体的气动外形；在分离初期根据分离的进程实时控制襟翼的折叠角度，力图实现一级飞行器低头、二级飞行器抬头，实现快速安全分离；当二级飞行器和一级飞行器分离一定距离后，再回到折叠状态，保证一级飞行器能以较好的气动外形返回地面。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种分离机构，二级飞行器通过该分离机构安装在一级飞行器上后构成组合体，该分离机构包括第一联接结构、第二联接结构、分离襟翼；

所述第一联接结构的一端与一级飞行器连接，另一端与二级飞行器的头部可拆卸的连接；所述第二联接结构的一端与一级飞行器连接，另一端与二级飞行器的尾部可拆卸的连接；所述分离襟翼可折叠的安装在一级飞行器上，分离襟翼位于一级飞行器的质心和一级飞行器的头部之间；当二级飞行器通过所述分离机构安装在一级飞行器上后，所述分离襟翼位于二级飞行器的质心和二级飞行器的头部之间。