CN110588974B - 一种基于地面旋转储能的高效推进装置 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种基于地面旋转储能的高效推进装置，包括旋转飞行器、载荷平台和地面加速装置连接器；旋转飞行器由环状燃料储罐、周向机翼装置和若干个切向推进机构组成，若干个所述切向推进机构圆周分布在环状燃料储罐底部；地面加速装置连接器通过周向机翼装置安装在周向机翼装置中间，所述地面加速装置连接器上设置有用于安装载荷的载荷平台，实现将直线加速转化为旋转加速，利用廉价地面能源以旋转动能的形式存储在推进装置中，经由周向安装的机翼实现旋转动能转化为升力，并在旋转飞行器外缘加装切向推进机构提供切向推力以克服阻力，使得推进装置在宽飞行范围内都能保持较高升阻比。
Description
技术领域
本发明实施例涉及航空航天推进技术领域，具体涉及一种基于地面旋转储能的高效推进装置。
背景技术
随着商业航天的蓬勃发展，为大幅降低发射成本、缩短发射周期，缺乏可重复使用的高效推进装置是目前的关键技术瓶颈。由于吸气式推进系统，如冲压发动机需要在较高的飞行速度下才能启动，难以实现地面垂直起飞。因此，当前航天发射的主要动力系统仍然是火箭发动机，或基于火箭的组合式推进系统。
火箭发动机的基本原理是在推力室中燃烧自身携带的燃料和氧化剂，通过尾喷管将燃气高速喷出以产生推力。这一基本特性克服了冲压发动机在较低飞行速度下不启动的问题，同时也使得火箭发动机能够跨大气层飞行。
然而，由于火箭发动机需要携带全部推进所需的燃料及氧化剂，导致其效率难以提高。根据火箭推进的齐奥尔科夫斯基公式：Vfinal＝Voln(m0/mf)，其中Vfinal为终点速度，Vo为火箭喷气速度，m0和mf分别为火箭起飞和结束工作时的质量。不难看出，要获得更高的推进速度/飞行高度，火箭发动机的初始质量将呈指数倍增加。
基于上述推进原理，对于一级火箭而言，在发射上面级及有效载荷的同时，大部分的能量将用于加速推进剂，导致目前大部分火箭中推进剂占发射总重量的80％以上，大幅降低了火箭发动机的整体推进效率。
由于涉及火箭发动机的工作原理，尽管目前对火箭发动机喷注器、推力室以及喷管等方面的改进可以在一定程度上提高发动机的推进效率，但难以从根本上提高火箭推进系统的整体效率。
根据评估推进系统总体效率的Breguet公式，推进剂质量占系统总质量比例可表示为：
其中，
和Vi 2/2分别表示终点动能和初始动能，
表示整个飞行过程中重力势能的变化量，hPR为单位质量燃料的燃烧热，η0为发动机的效率，而D和F分别为阻力和推力。
根据上述公式，为了降低燃料质量占比，提升推进系统的整体效率，提供较大的初始动能是行之有效的办法。当前已有不少推进装置中利用这一原理提高推进效率，如电磁弹射，但是这种在短距离内做直线大加速的方式，对精密的电路系统及有效载荷都是灾难性的。
此外，初始阶段较大的冲击载荷也会影响整个火箭以及发动机的结构安全、增加发射风险，同时对一级火箭的回收与重复使用带来了较大的隐患。在储存旋转初始动能的基础上，要进一步提高旋转动能到升力乃至飞行高度(重力势能)的转化效率，对机翼系统的设计提出了更高的要求。当飞行器在较宽的飞行高度范围内飞行时，不同飞行高度的大气条件存在较大差异，尤其在30km以上时空气密度仅为地面的1％左右，仅靠低速翼型难以提供足够的升力。
发明内容
为此，本发明实施例提供一种基于地面旋转储能的高效推进装置，通过设计该宽飞行范围内都能保持较高升阻比的机翼系统，将直线加速转化为旋转加速；将廉价地面能源以旋转动能的形式存储在推进装置中，经由周向安装的机翼实现旋转动能转化为升力，并在旋转飞行器外缘加装基本推进单元提供切向推力以克服阻力，解决在储存旋转初始动能的基础上，要进一步提高旋转动能到升力乃至飞行高度的转化效率，以及当飞行器在较宽的飞行高度范围内飞行时，不同飞行高度的大气条件存在较大差异的问题。
为了实现上述目的，本发明的实施方式提供如下技术方案：
一种基于地面旋转储能的高效推进装置，包括旋转飞行器、载荷平台和地面加速装置连接器；
旋转飞行器由环状燃料储罐、周向机翼装置和若干个切向推进机构组成，若干个所述切向推进机构圆周分布在环状燃料储罐底部；
所述周向机翼装置包括低速机翼和高速机翼，所述低速机翼安装在环状燃料储罐与载荷平台之间，所述高速机翼圆周分布在环形燃料储罐的外侧壁上，且所述环形燃料储罐的外侧壁上设置有用于收纳高速机翼的弹出槽。
作为本发明的一种优选方案，地面加速装置连接器通过低速机翼安装在环状燃料储罐中间，所述地面加速装置连接器上设置用于安装载荷的载荷平台。
作为本发明的一种优选方案，所述高速机翼通过多段铰接方式安装在弹出槽中，所述高速机翼通过连接在其上的作动筒弹出。
作为本发明的一种优选方案，所述切向推进机构位于相邻两个高速机翼之间的环状燃料储罐的底部，且所述切向推进装置与环状燃料储罐的外缘切向角度为10°～15°。
作为本发明的一种优选方案，所述地面加速装置连接器通过连接分离装置与地面加速装置连接，与所述地面加速装置连接器连接的地面加速装置可以是蒸汽机、燃气轮机、驱动电机或磁悬浮中的任意一种。
作为本发明的一种优选方案，所述载荷平台为圆形或圆台形，且与环状燃料储罐同心设置。
作为本发明的一种优选方案，所述切向推进机构可以是航空发动机、冲压发动机、火箭发动机以及燃气发生器中的任意一种。
作为本发明的一种优选方案，所述载荷平台上设置有用于无载荷安装时的整流罩。
作为本发明的一种优选方案，所述载荷平台上安装的载荷可以是二级火箭、探测与侦察设备或制导设备中任意一种。
作为本发明的一种优选方案，所述环形燃料储罐的截面为异形截面，并根据地面加速装置的目标转速确定环形燃料储罐的当量直径。
本发明的实施方式具有如下优点：
本发明通过切向推进机构和周向机翼装置，将直线加速转化为旋转加速；将廉价地面能源以旋转动能的形式存储在推进装置中，经由周向安装的机翼实现旋转动能转化为升力，并在旋转飞行器外缘加装基本推进单元提供切向推力以克服阻力，能够在宽飞行范围内都能保持较高升阻比。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，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，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
图1为本发明实施方式中旋转储能推进装置结构示意图；
图2为本发明实施方式中环状储罐与载荷平台剖面结构示意图；
图3为本发明实施方式中优选的推进装置的结构尺寸示意图；
图4为本发明实施方式中优选的亚声速翼型结构与升阻力特性曲线图。
图中：
1-环状燃料储罐；2-载荷平台；3-地面加速装置连接器；4-周向机翼装置；5-切向推进机构；6-连接分离装置；
41-低速机翼；42-高速机翼。
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1和图2所示，本发明提供了一种基于地面旋转储能的高效推进装置，将直线加速转化为旋转加速；将廉价地面能源以旋转动能的形式存储在推进装置中，经由周向安装的机翼实现旋转动能转化为升力，并在旋转飞行器外缘加装基本推进单元提供切向推力以克服阻力。
其包括环状燃料储罐1、载荷平台2、地面加速装置连接器3、周向机翼装置4以及切向推进机构5等五大组成部分，其中载荷平台2用以安装载荷20。
所述切向推进机构5位于相邻两个高速机翼42之间的环状燃料储罐1的底部，且所述切向推进装置5与环状燃料储罐1的外缘切向角度为15°～20°。
旋转飞行器由环状燃料储罐1、周向机翼装置4和若干个切向推进机构5组成，若干个所述切向推进机构5圆周分布在环状燃料储罐1底部。
所述周向机翼装置4包括低速机翼41和高速机翼42，所述低速机翼41安装在环状燃料储罐1与载荷平台2之间，所述高速机翼42圆周分布在环形燃料储罐1的外侧壁上，且所述环形燃料储罐1的外侧壁上设置有用于收纳高速机翼42的弹出槽。
切向推进装置5通过铰接等方式安装在环状燃料储罐1底部。
所有切向推进装置5的安装角度保持不变，与其临近的高速机翼42的周向相对位置保持不变。
地面加速装置连接器3通过连接分离装置6与地面加速装置连接。
本发明实施例根据地面加速装置的目标转速确定环形燃料储罐1的当量直径，选取地面转速3000rpm的地面加速装置，其结构尺寸如图3所示。
载荷平台2的外径D1为1.0m，环状燃料储罐1的内径D2为2.0m、外径D3为2.8m。
推进装置的主体结构为环状燃料储罐1，执行飞行任务时所需的燃料均存储在燃料储罐1中使得整个旋转飞行器的转动惯量最大化，因此能够最大限度的存储动能。
但是这样会使绝大多数质量都集中在燃料储罐中，为了抵抗在高速旋转时产生很大的离心力，本实施例中环形燃料储罐1采用了异形截面设计。
如图2所示，其当量直径D4为0.4m，提高了结构外缘的强度，使得整个结构沿径向的应力分布尽量均匀化。
载荷平台2为圆形或者圆台形，位于推进装置的中心，与环状燃料储罐1同心布置，这样可以最大限度地降低载荷20所受的离心力，保证载荷20中精密零部件的安全性。
载荷20可根据实际飞行任务进行选择，包括但不限于二级火箭、探测与侦察设备、制导设备等装置。
当载荷20为二级火箭时，本设计中的旋转储能推进装置即作为火箭的一级。
载荷平台2上设有连接分离装置6，所述连接分离装置6具体为可分离铰链，在起飞和飞行过程中可确保上面级与推进装置紧固，在分离时可迅速脱开实现上面级飞行器的分离。
此外，载荷平台2可以承载其他类型的载荷，如探测与侦查设备等；在不安装载荷20的情况下，为保证这个推进装置的气动性能，会在载荷平台2上加装整流罩以减轻气动阻力。
周向机翼装置4的作用是将旋转动能转化为升力，针对不同飞行器旋转速度和飞行高度，周向机翼装置分为低速机翼41和高速机翼42两部分：
低速机翼41安装在环状燃料储罐1和载荷平台2之间，在本发明实施例中优选的是环状燃料储罐1内周向均匀布置12个翼板的低速机翼41。
低速机翼41的主要功能为两方面：
(a)作为升力面将推进装置的旋转运动转化升力；
根据当前实施例的结构尺寸和旋转速度，翼型中间截面转速U＝Rmid×ω＝0.75×100π＝235m/s，相应马赫数Ma＝U/c＝0.69，雷诺数Re＝(ULc)/ν＝3.2×10^6，流动仍为亚声速，因此选择亚声速翼型。
从图4中的特性曲线选择攻角α＝10°，此时升力系数Cl＝1.0，阻力系数Cd＝0.024，升阻比约为41.7，总名义升力约为3.95吨。
此外，翼型的攻角还可以在不同飞行阶段，如地面加速阶段、上升段还有下降段，进行小范围调整以满足对升阻力特性的需求。
(b)低速机翼41同时还起到环状燃料储罐1和载荷平台2之间连接与支撑结构的作用，因此也需要对机翼的受力情况进行分析做出相应的优化设计，在与燃料储罐和载荷平台的连接处做了相应的加强，保证结构的强度和刚度。
当达到一定飞行高度时空气稀薄，低速机翼41难以产生足够的升力，此时可以启动安装在飞行器外缘的高速机翼42。
高速机翼42采用高升阻比的超声速翼型，沿周向均匀布置，其数目可根据需要确定。
此外，环形燃料储罐1的外侧壁上设置有用于收纳高速机翼42的弹出槽，高速机翼42系统在较低飞行高度时收起，当达到指定飞行高度时通过作动筒从弹出槽中弹出，且所述高速机翼42的形状与弹出槽相配合，在高速机翼42完全收入弹出槽中时，高速机翼42的表面与环形燃料储罐1的环形侧表面保持一致。
本实施例中设计的连接分离装置6，如图2所示，连接分离装置6通过锁紧系统与地面加速设备连接，其作用是将地面设备的转动传递给地面加速装置连接器3，以实现给推进装置充能的目的。
通过地面设备长距离旋转运动进行加速，避免了短距离直线加速对推进装置以及相应载荷的冲击过载。
地面加速装置可以选用蒸汽机或燃气轮机，也可以采电机或磁悬浮等方式，即以较廉价的方式为对旋转飞行器预先加速，达到预定速度后加速装置可以自动分离，此后推进装置即可在周向机翼装置4的升力作用下垂直起飞。
推进装置与地面加速设备分离后，在机翼的升力作用下开始垂直起飞，在不开启切向推进机构时，飞行器在周向阻力作用下旋转速度逐渐减小，与此同时流经机翼的速度也将减小导致升力随之降低，飞行器在竖直方向做减速运动。
本实施例中初始转速3000rpm，如果不启动切向推进机构5的情况下飞行高度可达10～15公里。
若要进一步提升飞行高度，即维持飞行器在竖直方向加速或匀速运动，则需要在周向施加相应的力矩保持旋转飞行器一定的旋转速度。因此，设计中在环形燃料储罐1的外沿加装了若干切向推进机构5，以提供所需的切向推力，克服阻力以维持飞行器预设的旋转速度。
切向推进机构5的选型较为广泛，包括但不限于航空发动机、冲压发动机、火箭发动机以及燃气发生器等。
此外，当飞行器在设定高度盘旋时，还可以通过调整不同切向推进机构5的推力以实现在设定高度上做水平机动飞行。
在飞行器下降段，通过调整切向单元推力调控飞行器降落速度以及下降轨迹，可以做到小冲击平稳降落达到飞行器多次重复使用的目的。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。
Claims (10)
1.一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，包括旋转飞行器、载荷平台(2)和地面加速装置连接器(3)；
旋转飞行器由环状燃料储罐(1)、周向机翼装置(4)和若干个切向推进机构(5)组成，若干个所述切向推进机构(5)圆周分布在环状燃料储罐(1)底部；
所述周向机翼装置(4)包括低速机翼(41)和高速机翼(42)，所述低速机翼(41)安装在环状燃料储罐(1)与载荷平台(2)之间，所述高速机翼(42)圆周分布在环形燃料储罐(1)的外侧壁上，且所述环形燃料储罐(1)的外侧壁上设置有用于收纳高速机翼(42)的弹出槽。
2.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，地面加速装置连接器(3)通过低速机翼(41)安装在环状燃料储罐(1)中间，所述地面加速装置连接器(3)上设置用于安装载荷(20)的载荷平台(2)。
3.根据权利要求2所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述高速机翼(42)通过多段铰接方式安装在弹出槽中，所述高速机翼(42)通过连接在其上的作动筒弹出。
4.根据权利要求3所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述切向推进机构(5)位于相邻两个高速机翼(42)之间的环状燃料储罐(1)的底部，且所述切向推进装置(5)与环状燃料储罐(1)的外缘切向角度为15°～20°。
5.根据权利要求3所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述地面加速装置连接器(3)通过连接分离装置(6)与地面加速装置连接，与所述地面加速装置连接器(3)连接的地面加速装置可以是蒸汽机、燃气轮机、驱动电机或磁悬浮中的任意一种。
6.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述载荷平台(2)为圆形或圆台形，且与环状燃料储罐(1)同心设置。
7.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述切向推进机构(5)可以是航空发动机、冲压发动机、火箭发动机以及燃气发生器中的任意一种。
8.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述载荷平台(2)上设置有用于无载荷(20)安装时的整流罩。
9.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述载荷平台(2)上安装的载荷(20)可以是二级火箭、探测与侦察设备或制导设备中任意一种。
10.根据权利要求1所述的一种基于地面旋转储能的高效推进装置，其特征在于，所述环形燃料储罐(1)的截面为异形截面，并根据地面加速装置的目标转速确定环形燃料储罐(1)的当量直径。
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