專利名稱：從飛機(jī)上發(fā)射火箭加速飛行器的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明有關(guān)于一種用裝翼的火箭推進(jìn)飛行器來安全有效地運送各種載荷到軌道、超軌道(即逃逸了地球的)及亞軌道高度及速度的一種方法。更具體的講，本發(fā)明是有關(guān)于一種空中布置的、升力輔助的、以火箭為動力的加速飛行器(ALBV);以及有關(guān)于上述飛行器的發(fā)射方式，這種方式的使用在給定的載荷重量及火箭推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)水平條件限制下可以大大減少所需的火箭推進(jìn)劑質(zhì)量及有關(guān)設(shè)備的要求而使該飛行器達(dá)到最終所要求的高度及速度。實際上，采用了當(dāng)代最先進(jìn)的航天飛行器發(fā)射技術(shù)，在給定載荷重量下與相當(dāng)?shù)牡孛姘l(fā)射的加速器來比較，本發(fā)明的加速器的總重量可以減少大約百分之五十，并且在發(fā)射系統(tǒng)費用上也可以相應(yīng)的減少。商業(yè)部門及政府部門都愈益需要高效、經(jīng)濟(jì)而可靠的能運載載荷的空間飛行器及其發(fā)射方法。以往采用過許多發(fā)射各種載荷到空間去的方法，但至今只能在安全性、經(jīng)濟(jì)性、可靠性及操縱靈活性等需要考慮的方面作出種種明顯的折衷。
過去常用的發(fā)射載荷的方法是采用常規(guī)的地面發(fā)射的彈道(亦即無升力的)加速火箭。但是，這類火箭需要復(fù)雜的地面起飛設(shè)施，包括發(fā)射臺設(shè)備;且在操作及地理方面受到極大的限制，由于推進(jìn)劑及飛行通過人口稠密區(qū)而帶來的危險性。
而且，常規(guī)的地面發(fā)射的加速器有其固有的低效性，這是由于設(shè)計及操縱方面的各種矛盾必須予以調(diào)和折衷而引起的。由于這些低效性，這樣的系統(tǒng)在尺寸、成本及復(fù)雜性方面都增加了，從而導(dǎo)致了經(jīng)濟(jì)性很差或者不適合于某些應(yīng)用場合。
在常規(guī)的地面發(fā)射彈道加速器所需考慮的許多矛盾中，其中有一對是推力方向損失及阻力損失，必須采取折衷。具體來講，由于對圓形、橢圓形及其它多數(shù)有興趣的軌道來講任務(wù)要求的最終飛行姿態(tài)是水平或基本上水平的，所以常規(guī)的垂直發(fā)射火箭必須從其初始的垂直爬升俯仰向上爬升到近于水平以達(dá)到最終的軌道飛行姿態(tài)。到達(dá)軌道時要求高速而近于水平的飛行。為了盡量減少這種與推力方向改變有關(guān)的損失(亦即推力方向損失)，理想地應(yīng)該使飛行器在相對較低速度爬升時就俯仰向上，從而使在飛行軌跡的早期就近于水平爬升。美國ApolloProgramLunarModule在升離月球表面以后到達(dá)月球軌道就是在無大氣條件下(即真空)利用上述這種淺爬升特性的一個例子。
但是結(jié)構(gòu)應(yīng)力及氣動加熱等因素，阻礙了這種理想的飛行軌跡在飛行器經(jīng)過大氣層發(fā)射條件下的應(yīng)用。包括阻力及升力的氣動力是隨參數(shù)pv2增加而增加的，此處p是大氣密度，v是飛行器速度，乘積1/2pv2是動壓力。所以相應(yīng)地對于給定速度下，高度低比高度高時阻力大，因為低空時的p較大。在爬升過程中，p是連續(xù)減少的，而同時隨著在加速火箭飛行期間的飛行器加速v2是連續(xù)增加的，所以希望在動壓力達(dá)到最大值之前飛行器盡可能地接近垂直爬升從而使作用在飛行器上的峰值氣動載荷變得最小。因此，與Lunar Module的無大氣條件下爬升不同，氣動載荷的考慮迫使常規(guī)的地面發(fā)射的加速器按垂直方向發(fā)射并且從垂直到最終的飛行姿態(tài)的大多數(shù)俯仰向上運動應(yīng)該在pv2達(dá)到其最大值之后才進(jìn)行。這樣一來，俯仰向上運動是在極高的v(而p是低的)時出現(xiàn)，而氣動載荷的減少是付出了由于推力方向損失而造成的使用過量的推進(jìn)劑這樣的代價而得到的。
此外，由于常規(guī)的彈道加速器花費了大部分飛行時間于垂直或近于垂直的飛行姿態(tài)，重力直接與飛行器的部分推力相抵銷，從而導(dǎo)致另一種損失，通常稱之謂重力損失。雖然重力損失隨著飛行器趨于水平飛行而減少，但是上述氣動載荷的因素妨礙了飛行器在達(dá)到最大pv2值之前作基本的水平飛行。結(jié)果，常規(guī)的加速飛行器在其爬升軌跡的大部分過程中遭致顯著的重力損失。
而且，加速火箭發(fā)動機(jī)的效率是隨著排氣噴口的膨脹比或出口面積的加大而增加的。但是噴管出口面積增加時，作用在火箭發(fā)動機(jī)噴管出口面積上的大氣環(huán)境壓力會減少發(fā)動機(jī)的凈推力。此推力損失通常是被稱之謂“大氣壓力誘導(dǎo)的推力減少損失”，為了減少上述損失而使在大氣稠密區(qū)(較低空)中得到最大的凈推力就必須在設(shè)計常規(guī)的加速器的同時考慮到噴管出口面積或膨脹比，結(jié)果發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率低于峰值發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率。
前面已經(jīng)敘述清楚了，推力方向損失、阻力損失、重力損失及大氣壓力誘導(dǎo)的推力減少損失涉及到各種復(fù)雜的互相交積的種種考慮，從而導(dǎo)致了加速器的性能低于最佳性能及其飛行軌跡操縱差于最佳軌跡操縱。這類性能及操縱方面的調(diào)和和折衷大大增加了給定載荷重量的常規(guī)加速器的尺寸、復(fù)雜性及經(jīng)濟(jì)上的耗費。
為了克服這些缺點，本發(fā)明提出了從高空高速飛機(jī)上發(fā)射具有升力爬升的加速飛行器。從正在飛行中的運載飛機(jī)上發(fā)射加速飛行器具有顯著的附加優(yōu)點，即將飛機(jī)的高度及速度的能量(位能及動能)直接貢獻(xiàn)給加速器用作為其在軌道中爬升的部分能量。這些在軌道方面作出的貢獻(xiàn)是地面發(fā)射的加速飛行器所無法提供的。
地面發(fā)射飛行器的另一缺點是其相對于赤道的合成軌道的傾斜角是受到發(fā)射位置的緯度及航程考慮的限制，這些限制了發(fā)射方向(亦即發(fā)射軌跡必須不經(jīng)過人口稠密區(qū))。從在飛行的飛機(jī)上發(fā)射的優(yōu)點是飛機(jī)的速度向量能夠被調(diào)整得與最終需要的軌道平面相一致。運載飛機(jī)可以飛到任何需要的發(fā)射位置(任意需要的緯度，通常在海洋區(qū)上空)且在發(fā)射之前調(diào)整飛機(jī)的速度向量使與軌道平面一致。能飛到所需的位置及緯度以及具有所需的軌道方向的主要優(yōu)點是加速飛行器不必進(jìn)行耗能量的改變傾斜的機(jī)動飛行來達(dá)到所需的軌道的傾斜，而這種加速器的機(jī)動飛行與飛機(jī)進(jìn)行同樣的機(jī)動飛行來比是效率低得多的。
空中發(fā)射比地面發(fā)射的另一優(yōu)點是飛機(jī)能在發(fā)射時刻飛到具有好天氣條件的任何發(fā)射地點。地面發(fā)射是典型地限制于幾個選定的地點，這是由于安全及保衛(wèi)方面的考慮以及由于它需要可供發(fā)射的設(shè)施，而這些設(shè)施通常只是在固定的地點的。這樣，和地面發(fā)射相比，空中發(fā)射由于天氣條件限制而推遲或取消的可能性就減少了。
曾經(jīng)提出過各種水平發(fā)射的飛行器的結(jié)構(gòu)。但是由于下面敘述可見，這些方案中沒有一個具有本發(fā)明所提供的設(shè)計及運行上的種種優(yōu)點。
杰克遜(Jackson)等在美國專利4265416中公布了一個方案，其中采用一個或多個可重復(fù)使用的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)推進(jìn)的有翼加速飛行器來助推一個可回收的有翼軌道飛行器而從跑道上進(jìn)行地面水平發(fā)射。為了發(fā)射軌道飛行器是可釋放地與加速飛行器連接的。加速飛行器幫助火箭動力軌道飛行器爬升到分級的高度(stagingaltitude)，然后它就被釋放而飛回到地面進(jìn)而水平著落后再使用。飛行器的可回收特點要求它能重返大氣層且能利用其機(jī)翼飛回并降落到跑道上。在此飛行器中，軌道飛行器及加速器的機(jī)翼都能提供升力，這在某種程度上可以克服重力損失。但昌由于這種發(fā)射用的飛行器的尺寸大且技術(shù)復(fù)雜而使設(shè)計研制及試驗的費用非常龐大，因而對于發(fā)射小的軌道載荷即小于1000磅的載荷來講是不實際的且成本上也是行不通的。再則，主要由于可回收的要求所造成的結(jié)構(gòu)上的復(fù)雜性及尺寸加大也降低了飛行器的載荷能力。
TeledyneBrownEngineering(公司)曾提出過另一個發(fā)射系統(tǒng)，這是利用正在飛行中的運載飛機(jī)未發(fā)射有翼加速飛行器。該系統(tǒng)包括有一個不載人的帶翼航天飛行器，該飛行器是適合于在諸如波音747這種常規(guī)飛機(jī)的上部進(jìn)行發(fā)射的。所提出的這個“背在肩上”的發(fā)射技術(shù)必須仔細(xì)考慮當(dāng)飛行器仍固定于運載飛機(jī)上部時起動及測試。這種發(fā)射方法是極為危險的因而大大限制了這種方法的廣泛應(yīng)用。另外，這種系統(tǒng)也采用了有翼的加速飛行器，其翼是始終固定于飛行器上的，這將使飛行器的載荷能力下降。
為了避免有關(guān)于從運載飛機(jī)上部發(fā)射的危險，已經(jīng)試驗了從運載飛機(jī)下側(cè)方發(fā)射的某種高速研究飛機(jī)例如NASA/NorthAmericanX-15。但是到目前為止，實際的下側(cè)方的投放一直只限于相對較低馬赫數(shù)的亞軌道飛行器，還沒有設(shè)計出一種適合于從運載飛機(jī)在空中投放的而能進(jìn)行軌道飛行的飛行器。X-15飛行器只得到需要到達(dá)軌道軌跡的大約20%的能量。另外，無論是X-15機(jī)或從飛機(jī)投落的其它的火箭推進(jìn)飛行器都不采用可分離的兩級裝置，其第一級提供推進(jìn)、升力及軌跡的氣動控制而第二級提供軌跡的推進(jìn)及推力控制。另外，X-15飛行器它能重返大氣層且降落在水平跑道上的可再次使用的結(jié)構(gòu)而造成其它附加的復(fù)雜性。
的確，有許多現(xiàn)有技術(shù)的導(dǎo)彈，包括了空空導(dǎo)彈及空地導(dǎo)彈，它們是由運載飛機(jī)攜帶而發(fā)射的。但是這些導(dǎo)彈不是設(shè)計能離開大氣層的，即不能達(dá)到軌道的高度及速度，這些導(dǎo)彈只得到到達(dá)在軌道軌跡所需的能量的約5%。而且在這些導(dǎo)彈中，其翼及其它氣動控制表面在爬升超出大氣層之后仍是不能和導(dǎo)彈分離的。
因此，本發(fā)明的一個目的是要建立一種有效的發(fā)射軌道、超軌道或亞軌道火箭加速飛行器的方法，并能減少推力方向損失、阻力損失、重力損失及大氣壓力誘導(dǎo)的推力減少損失等不利后果。
本發(fā)明進(jìn)一步的目的是要提供一種飛行器，這種飛行器能利用運載飛行軌跡的能量貢獻(xiàn)來增加飛行器到地球軌道及其它所需軌跡去的運載能力。
本發(fā)明更進(jìn)一步的一個目的是要提供一種具有一次性使用的機(jī)翼輾的飛行器以減少飛行器的成本、復(fù)雜性以及增加飛行器的載荷能力。
本發(fā)明還有這樣一個目的，即要提供一種適應(yīng)于能經(jīng)濟(jì)而可靠地發(fā)射無論是大或小的載荷到軌道中去的飛行器。
本發(fā)明進(jìn)而的目的是要提供一種軌道、超軌道或亞軌道的火箭飛行器，它不需要垂直起飛的設(shè)施且在地理上不受任務(wù)的出發(fā)位置、發(fā)射位置及方位角、及最終軌道傾斜等因素的限制，由此避免或減少了對天氣、安全、保衛(wèi)、及固定場所的設(shè)施的有效性等擔(dān)心，而以上這些對于地面發(fā)射的位置及時間是有很大影響的。
本發(fā)明進(jìn)而還有一個目的是要提供一種能滿足上述目的要求的火箭飛行器，該飛行器是立足于1988年最先進(jìn)的推進(jìn)、結(jié)構(gòu)及航空電子技術(shù)及設(shè)備的。
本發(fā)明其它目的及優(yōu)點將在下面的說明及圖中變得很明顯，這些圖說明了本發(fā)明的種具體實施例及其使用方法。
本發(fā)明是有關(guān)于載人的一次性使用的火箭飛行器，該飛行器是被設(shè)計為有利于從運載飛機(jī)側(cè)下方進(jìn)行空中投放的，以便把大或小的載荷運送到軌道、超軌道或亞軌道的高度及速度。該火箭飛行器包括有機(jī)翼及可控制尾翼，相應(yīng)地當(dāng)飛行器飛行在大氣敏感區(qū)時提供升力及姿態(tài)控制。在本發(fā)明的一個較佳具體實施例中，該飛行器采用了多級結(jié)構(gòu)，且機(jī)翼是一次性使用的，機(jī)翼是裝在飛行器的第一級上以便與第一級一起扔掉。
在運行中，該火箭加速飛行器是裝在諸如洛克希德C-130、波音B-52、波音757或其它專用飛機(jī)的機(jī)身或機(jī)翼的側(cè)下方，且該飛行器是被帶到高空進(jìn)行投放的。該飛行器從運載飛機(jī)上釋放出來之后就處于水平或近于水平的姿態(tài)，且其第一級就點燃了。在本發(fā)明的另一個實施例中，飛行器可以是裝在運載飛機(jī)的體內(nèi)而不是在其機(jī)翼或機(jī)身的下側(cè)方。之后，該飛行器執(zhí)行一個特殊的“垂直S”機(jī)動飛行，這包括有下述一個初始的氣動控制的俯仰向上到一個最好為約小于45°的飛行軌跡上升角，然后在pv2達(dá)到最大值之后飛機(jī)器再執(zhí)行一個后繼的氣動控制的俯仰向下。在垂直S機(jī)動飛行的終了時，第一級燃料就燒完了，那時第一級及裝在其上的氣動機(jī)翼尾翼就都被扔棄了，而第二級及相繼的其它級就以常規(guī)方法把飛行器加速到軌道、超軌道或亞軌道的高度及速度。
上述的本發(fā)明的飛行器及方法與以往的技術(shù)相比有種種明顯的優(yōu)點，這使本發(fā)明對于大規(guī)模的軌道、超軌道或亞軌道的載荷運送是完全可行的。
由于加速飛行器是由飛行中的運載飛機(jī)發(fā)射的，所以運載飛機(jī)的速度及高度(動能及位能)就直接加給加速飛行器而作為爬升能量。
由于利用了氣動升力，本發(fā)明的飛行器可以在結(jié)構(gòu)及尺寸方面設(shè)計得使其能被水平布局在高空(如40000英尺)高速(如馬赫數(shù)0.8)的運載飛機(jī)上。如前面已述的，氣動升力是被利用來當(dāng)飛行器經(jīng)過大氣敏感區(qū)域時幫助火箭加速器進(jìn)行非垂直爬升。另外，當(dāng)在大氣敏感區(qū)域內(nèi)，軌跡控制是靠飛行器的氣動表面的姿態(tài)控制來執(zhí)行的。所以氣動升力有助于克服重力損失，而在常規(guī)的加速飛行器中到目前為止一直是主要靠火箭加速器的部分推力來平衡這重力損失的。再有，本發(fā)明的飛行器其推力方向損失是減少了，這是因為和地面發(fā)射的飛行器相比其總的速度向量轉(zhuǎn)彎角度是小的多了，以及本發(fā)明的大部分速度向量轉(zhuǎn)彎是在低速下進(jìn)行的，而且轉(zhuǎn)彎的相當(dāng)大的一部分是靠氣動升力來達(dá)到的。
而且，在高空投放軌道飛行器，當(dāng)其隨后作上述垂直S機(jī)動飛行時，能使本發(fā)明的飛行器以一種爬升軌跡飛行，這軌跡即不同于理想的無大氣水平發(fā)射軌跡，亦不同于典型的用于前述在地球大氣層中地面發(fā)射的近于垂直的軌跡，這軌跡能避免一般與在大氣層中發(fā)射有關(guān)的附帶缺點。具體地說，在布置位置的發(fā)射高度的p低且速度相對也小，這就使作用在結(jié)構(gòu)上的氣動負(fù)荷及氣動熱負(fù)荷減輕到最小，而能利用基本上為非垂直的飛行軌跡。在較佳方法中，初始俯仰向上取45°或略低些，這樣能提供一個合適的大氣的密度梯度以避免破壞性的最大氣動載荷及熱荷。還有，在達(dá)到了最大的氣動載荷之后，本發(fā)明飛行器是俯仰向下而趨于上述討論過在真空中的理想水平軌跡。
此外，由于利用基本為非垂直的飛行軌跡是可行的，所以重力損失隨著重力在推力方向的分量的減少而減少，而重力在垂直于推力的方向的分量是由機(jī)翼的氣動升力所平衡。
進(jìn)而，機(jī)翼及尾翼在它們停止提供有用升力及氣動姿態(tài)控制之后就被扔棄了，這樣和美國的航天飛機(jī)或前述的Jackson等飛行器相比本發(fā)明的飛行器進(jìn)一步增加了飛行器的效率及載荷能力，上述航天飛機(jī)及Jackson的飛行器必須把不能扔棄的機(jī)翼一直帶到軌道。
而且，飛行器的空中發(fā)射可使有效地達(dá)到所需的軌道傾斜，因為發(fā)射可以在任意需要的緯度及傾斜角度時進(jìn)行，因而消除了在加速器上升期間或在達(dá)到軌道之后的為改變傾斜角度而作機(jī)動飛行的需要。
由本發(fā)明設(shè)計的火箭發(fā)動機(jī)還可進(jìn)一步減少損失。因為火箭發(fā)動機(jī)是在大于等于40000英尺高度的大氣壓力下點燃工作的，所以可以采用較大的噴管出口面積或膨脹比，以此來提高推進(jìn)效率及大大減少大氣壓力的推力減少損失。


圖1是本發(fā)明的火箭飛行器的一個最佳實施例的側(cè)視圖;
圖2是本發(fā)明的火箭飛行器的最佳實施例的部分剖視平面圖;
圖3是本發(fā)明的火箭飛行器的最佳實施例的正視圖;
圖4是典型的運載飛機(jī)的頂視圖，本發(fā)明的火箭飛行器是固定在該運載飛機(jī)上的;
圖5是該運載飛機(jī)的側(cè)視圖，本發(fā)明的火箭飛行器固定在該運載飛機(jī)上的;
圖6是該運載飛機(jī)的正視圖，本發(fā)明的火箭飛行器固定在該運載飛機(jī)上的;
圖7是示意圖，它是用來說明本發(fā)明的火箭飛行器的發(fā)射方法的。
圖1到3表明了本發(fā)明的火箭飛行器100的一個最佳實施例，這是一個以火箭為動力的、在空中布置的、升力輔助的加速飛行器(以下以ALBV簡稱之)。該飛行器100(即ALBV)是有三級組成的，第一級10及第二級20及第三級30，這三級相應(yīng)有其自己的火箭發(fā)動機(jī)19，29及39。第一及第二級最初是在鄰接端用1-2級的接頭15采用常規(guī)的可選擇的釋放方式連接在一起的，該接頭15是按照第一級在飛行中工作結(jié)束為條件而釋放的。同樣地，第二及第三級是在鄰接端用2-3級的接頭25以可選擇的釋放方式連接在一起，而接頭25是按照第二級在飛行中工作結(jié)束為條件而釋放的。
在該實施例中，一級二級及三級可以是用合適的推進(jìn)劑諸如高能HTPB(以羥基封端的聚丁二烯hydroxyterminatedpolybutadyne)為基的推進(jìn)劑作燃料的固體火箭發(fā)動機(jī)。第一級的外殼11的材料以鋼或絲狀體復(fù)合材料諸如石墨(filamentcompositee·g·，graphite)為好，這樣可使強(qiáng)度好及總飛行器重量減少，而該材料的選擇取決于經(jīng)濟(jì)及技術(shù)上兩方面的考慮，而第二及第三級的外殼21及31的材料最好是絲狀體復(fù)合材料(filamentcomposite)。噴管12、22及32是分別固定在第一、二及三級的尾部。第一級噴管是按空中發(fā)射優(yōu)化了的固定噴口(即非轉(zhuǎn)向的)，其膨脹比最好約為40∶1。第二及第三級的噴管22及32是常規(guī)的萬向噴口，它們的膨脹比最好相應(yīng)為80∶1及60∶1。第二及第三級采用了常規(guī)的姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)，例如可用機(jī)電式的推力向量控制方法來在動力飛行中控制俯仰及偏轉(zhuǎn)運動，而用冷氣(例如氮氣)反作用射流來在慣性飛行時進(jìn)行俯仰及偏轉(zhuǎn)控制以及在動力及慣性飛行時進(jìn)行滾動控制。第一級的姿態(tài)控制是以下述方式而氣動執(zhí)行的。
空氣動力機(jī)翼23是固定于第一級外殼11上。尾翼24提供了對飛行器的氣動控制，且尾翼24是可轉(zhuǎn)動地支承在后裙27內(nèi)的尾翼執(zhí)行器26上。電池或加壓液壓儲罐28是尾翼執(zhí)行器26的動力源。后裙27是靠常規(guī)的引伸件(未表示)固定在外殼11上的。航空電子儀器包括有微處理機(jī)導(dǎo)航計算機(jī)以及慣性的各種姿態(tài)參照儀表，這些儀器是安排在環(huán)繞著尺寸較小的第三級發(fā)動機(jī)39周圍的儀器組件31之內(nèi)。第三級的整流罩38通常是常規(guī)的加速器的氣動力的熱屏蔽頭罩，當(dāng)該罩覆蓋了載荷以及整個第三級時是個例外。載荷(未表示)是安放在由罩38的前部所形成的腔內(nèi)。罩38是采用常規(guī)的推出機(jī)構(gòu)通常在第二級點燃后被推掉的，但嚴(yán)格的時間控制是取決于任務(wù)及軌跡的要求。
圖4到6說明了上述ALBV100，它是用裝在運載飛機(jī)200上的翼下發(fā)射架及釋放機(jī)構(gòu)101。運載飛機(jī)200可以是任意合適的飛機(jī)，諸如洛克希德C-130、波音B-S2、波音757或其它專用飛機(jī)。雖然該ALBV100可以安裝在任意方便的位置，但最好是裝于運載飛機(jī)的機(jī)翼，且在內(nèi)側(cè)發(fā)動機(jī)及機(jī)身之間，該合適距離是考慮到推進(jìn)器及發(fā)動機(jī)間的空間、氣動力干擾、起飛時距離地面的空間等因素來確定的。為了運載飛機(jī)的安全，發(fā)射架的結(jié)構(gòu)中應(yīng)該包括有合適的保險(fail-safe)手段，以保證在主釋放機(jī)構(gòu)出了故障時加速器仍能被發(fā)射出來。
參照圖7，下面將敘述一個示范性的例子。
在運載飛機(jī)200起飛之前，ALBV100是通過翼下發(fā)射架101裝于運載飛機(jī)200上。之后，運載飛機(jī)200從常規(guī)的水平起飛設(shè)施(即跑道)起飛而升到投放地點。由于該ALBV100是適合于空中投放的，故運載飛機(jī)200的任務(wù)出發(fā)點是只受適合的常規(guī)機(jī)場設(shè)施的有效性及飛機(jī)200的航程的限制。而且該ALBV100的空中發(fā)射位置及方向是靈活的，這就使得消耗掉的助推級的濺落區(qū)位置以及軌道的發(fā)射點的選擇亦是非常靈活的。
飛機(jī)200在到達(dá)發(fā)射點300且進(jìn)行了合適的檢查性試驗及其它功能之后，在t＝0秒時ALBV100就以亞音的飛行速度(例馬赫數(shù)約為0.8)在高空約40000英尺而以基本上為水平的姿態(tài)被發(fā)射出來。ALBV100與運載飛機(jī)200安全地分離之后，在點306(例t＝5秒)處第一級發(fā)動機(jī)19就點燃了。
之后在點307處，ALBV尾翼上的氣動表面就被放在這樣的結(jié)構(gòu)位置，以使ALBV100俯仰向上(形成一個正攻角)，從而開始了垂直S的機(jī)動飛行，且靠氣動力使ALBV100按某一上升角向上爬升，該上升角最好小于約45°。上升角應(yīng)該取得盡可能低平以使最大的可被接受的氣動載荷作用在飛行器上。由于氣動及熱載荷是直接與動壓力有關(guān)的，所以上升角愈陡則氣動及熱載荷就愈小。但在另一方面，上升角愈低平則如前所述那樣推力方向損失及重力損失就愈少。
在點308，(例t＝30秒，V＝馬赫3.0，高度為78000英尺)ALBV的的尾翼24上的氣動控制表面是被放在這樣的結(jié)構(gòu)位置，以使ALBV100俯仰向下而由此減少了它的上升飛行軌跡。點308是這樣確定的在該點上參數(shù)PV2已達(dá)到最大值，且相應(yīng)于該點上在ALBV100上的氣動載荷達(dá)峰值。在發(fā)射之后，動壓力1/2PV2是隨時間而變化的，這是因為ALBV100的高度是增加的(使P下降)而速度也是增加的。這樣動壓力與發(fā)射之后的時間的函數(shù)關(guān)系是這樣的，即動壓力先隨時間而增加，之后又減少，而組成一拋物線曲線。
應(yīng)當(dāng)指出如果“push-over”點308選在太低的高度(即P仍很高)，則合成的較高的PV2值會要求較重的結(jié)構(gòu)來支承氣動載荷，而這會導(dǎo)致載荷能力的減少。如果點308選在太高的高度，由于較陡的軌跡而引起的重力損失亦會導(dǎo)致有效載荷能力的減少。點308是這樣的點，它標(biāo)志著對于“push-over”來講具有最佳高度及速度的垂直S機(jī)動飛行的點。在點308之后，ALBV100按理論的最佳上升角進(jìn)行無阻力加速是可能的，而不需考慮氣動載荷的問題。
在點309(例t＝95秒，V＝10300英尺/秒，高度＝260000英尺)，第一級的燃料燒完且脫落，因此，在本實施例中的一次性使用的機(jī)翼23、尾翼24、整流罩38連同該第一級就一起被扔掉了。取決于上述扔掉時的高度，在本實施例中的機(jī)翼23、尾翼24、整流罩38及燃燒完了的第一級的殘留部分或者掉入大洋或者在重返大氣層時被燒光。最好是這樣確定第一級燃料燃燒完的時刻，使其動壓力至少有10磅/平方英尺來確保當(dāng)?shù)谝患壈l(fā)動機(jī)19燒完時尾翼24尚有足夠的氣動力來進(jìn)行氣動姿態(tài)控制。
從點300到309代表了ALBV100的飛行的第一階段320，在該階段里軌跡完全是由氣動控制的。如前所述，在該階段中氣動控制大大改善了第一階段的效率，原因是推力方向損失大為減少了。另外，由于氣動控制，第一級噴管就不需要方向式或其它的控制姿態(tài)的手段，從而飛行器的成本及重量就減少了。
第一級燒完之后(點309)，經(jīng)過一段理想的慣性飛行，在點310(例t＝135秒)第二級開始點燃。
第三級點燃是在點311(例t＝610秒)，接著在點312第三級燒完且進(jìn)入軌道(例t＝675秒)。
點310到312代表了軌跡的第二階段330，在這一階段中采用了如前述的常規(guī)的(非氣動的)姿態(tài)控制手段。
熟悉于這類技術(shù)的工作者都明白，在不背離本發(fā)明的基本思路的條件下對本發(fā)明還可以作許多修改。按照示例的方法，也可采用若干助推級的方案，級的多少取決于下述因素任務(wù)的目的地位置、載荷重量、成本考慮以及運載飛機(jī)的類型及結(jié)構(gòu)。而且，盡管在這里敘述的是固體推進(jìn)劑火箭，一級或多級可以采用包括常規(guī)的液體推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)在內(nèi)的其它類型的火箭推進(jìn)。并且，本發(fā)明能采用各種類型的運載飛機(jī)及各種類型的投放機(jī)構(gòu)。
再則，盡管本實施例采用了機(jī)翼23及尾翼24是在第一級上，但機(jī)翼23及尾翼24是不一定要這樣布置的，它們可以被布置在零級、二級或其后的級，只要那里位置的氣動力是適合的話。另外，對于飛行器的尺寸及載荷能力的要求不那么苛刻的應(yīng)用情況，機(jī)翼23及尾翼24也不一定需要是可扔棄式的。在只是單級戒多級的應(yīng)用情況下，亦可以只扔棄機(jī)翼23及尾翼24它們本身而不是把23及24與燒完的級一起扔棄掉。但是在這種情況下必須采取合適的安全措施以保證被扔棄掉的機(jī)翼23及尾翼24能躲開ALBV100而防止損壞。為了這個目的，可以采用常規(guī)的爆炸支座來把機(jī)翼23及尾翼24固定在ALBV100上。
最后，雖然在這里是參照一個典型的任務(wù)特性來說明ALBV100的運行，但其中的時間、高度、速度及其相繼的動作等都只是作為例子提出的，這些參數(shù)完全可以根據(jù)下述參數(shù)來修改天氣、運載飛機(jī)類型、載荷類型、所需任務(wù)目的及ALBV的結(jié)構(gòu)(例如級數(shù)、采用的發(fā)動機(jī)類型、機(jī)翼的扔棄方法等)。
有關(guān)的技術(shù)人員應(yīng)該理解本發(fā)明不只限于所說實施例，在不背離本發(fā)明的基本精神及范圍的條件下對此處敘述的ALBV100、運載飛機(jī)200及發(fā)射方式作各種改變是完全可能的。
權(quán)利要求
1.一種從正在飛行中的運載飛機(jī)上分離開的空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中飛行器具有用以提供升力及軌跡控制的可控制機(jī)翼裝置，且為了上述飛行器的推進(jìn)及提供軌跡控制的可控制的推力裝置，這些包括了下列各步驟把所述飛行器可拆卸地安裝于所述的運載飛機(jī)；把上述飛行器帶到發(fā)射位置；在發(fā)射位置使所述飛行器與上述運載飛機(jī)分離；起動上述推力裝置以推進(jìn)上述飛行器沿著一個上升的軌跡；控制所述機(jī)翼裝置使上述飛行器沿著所要求的軌跡上升和導(dǎo)引直到動力壓力少于預(yù)定的值；將上述機(jī)翼裝置從上述飛行器上拆開；并且控制上述推力裝置以推進(jìn)和導(dǎo)引上述飛行器沿著所要求的軌跡，除非上述機(jī)翼裝置被分離。
2.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中控制上述機(jī)翼裝置的上述步驟進(jìn)一步包括控制上述機(jī)翼裝置在第一時間階段給上述飛行器一個正攻角從而使上述飛行器在上述第一時間階段的至少一部分時間中以增加的上升角爬升;并且控制上述機(jī)翼裝置使上述飛行器在上述第一時間階段結(jié)束之后具有一個負(fù)攻角以使上述飛行器以一個下降的角度而爬升。
3.如權(quán)利要求2所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，第一時間階段是指這樣的階段，即在發(fā)射后的飛行器與運載飛機(jī)分離了有一個預(yù)定距離之后立即開始，而終止于一個選擇的時刻，以使作用在上述飛行器上的氣動載荷的峰值不超過預(yù)期的最大值。
4.如權(quán)利要求2所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，在上述飛行器以一個增長的上升角爬升以后，上述機(jī)翼裝置可控制的從而使上述飛行器以一不斷減少的上升角爬升直至該上升角小于預(yù)期的角度。
5.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，在作用在上述飛行器上的空氣動力壓力小于預(yù)期的值之后，上述機(jī)翼裝置從上述飛行器上分離開。
6.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，上述飛行器達(dá)到了一個在那里大氣密度是低于某一預(yù)定值的高度之后，上述機(jī)翼裝置從上述飛行器上分離開。
7.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，所述的飛行器可拆卸地安裝于所述運載飛機(jī)的一個機(jī)翼之下，該飛行器是從上述運載飛機(jī)處投放。
8.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，所述的飛行器可拆卸地安裝在上述運載飛機(jī)的內(nèi)部。
9.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，所述機(jī)翼裝置在一個第二時間階段作為軌跡控制，以及所述的推力裝置在所述的第二時間階段之后實現(xiàn)軌跡控制。
10.如權(quán)利要求9所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，上述第二時間階段是從發(fā)射開始而終止于當(dāng)氣動控制變成無效時。
11.如權(quán)利要求9所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，上述機(jī)翼裝置在上述第二時間階段結(jié)束后從上述飛行器上分離開。
12.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，所述飛行器的上升角在從上述運載飛機(jī)被釋放之后不超過45度。
13.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，包括控制上述機(jī)翼裝置和上述推力裝置的步驟，從而上述飛行器的最大上升角是較小的角度，該角度使作用在上述飛行器上的最大氣動載荷是可被接受的。
14.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，包括了這樣一個步驟，使所述運載飛機(jī)能飛行在所述飛行器預(yù)定軌跡方向上，以致使在發(fā)射時所述飛行器的總能量能給上述飛行器在預(yù)定上升軌跡中所需能量作出貢獻(xiàn)。
15.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，上述飛行器可拆卸地安裝在上述運載飛機(jī)的殼體下。
16.如權(quán)利要求1所述的從一個運載飛機(jī)進(jìn)行空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中，上述飛行器可拆卸地安裝在上述運載飛機(jī)的上面。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種從正在飛行中的運載飛機(jī)上分離開的空中發(fā)射火箭加速飛行器的方法，其中飛行器具有用以提供升力及軌跡控制的可控制機(jī)翼裝置以及可控制的推力裝置。本發(fā)明建立一種有效的發(fā)射軌道、超軌道或亞軌道火箭加速飛行器的方法，并能減少推力方向損失，阻力損失、重力損失及大氣壓力誘導(dǎo)的推力減少損失等不利后果。
文檔編號B64G1/14GK1085513SQ9310030
公開日1994年4月20日 申請日期1993年1月13日 優(yōu)先權(quán)日1993年1月13日
發(fā)明者安托尼奧·L·埃利亞斯 申請人:奧比泰爾科技公司