一种三级半固液混合火箭、发射流程及飞行弹道的制作方法

本发明涉及运载火箭领域，特别涉及一种三级半固液混合火箭、发射流程及飞行弹道。

背景技术：

1、火箭是常见的实现航天飞行的运载工具。火箭发射之前需要进行各部件生产、运输、部段组装、总装、测试等多项工作。

2、发明人在日常实践中，发现现有的技术方案具有如下问题：

3、由于液体火箭在发射前需要加注推进剂，射前准备工作较多，较难实现快速发射响应。固体火箭用固态物质作为推进剂，具有较好的存储性，能够实现快速发射响应，但是在相同重量及体积下，燃烧时间短，比冲小，运载能力较弱。现有的火箭并不能够在实现快速响应的同时具有较高的运载能力。

4、有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。

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，在实现快速响应的同时具有较高的运载能力。

2、一种三级半固液混合火箭，包括动力系统、箭体结构系统和航电系统；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；所述结构部段包括一个整流罩、一个芯一子级、一个芯二子级、一个芯三子级和四个助推级；所述助推级通过所述捆绑机构与所述芯一子级固定连接；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，固设于所述芯一子级；所述芯二级发动机为固体火箭发动机，固设于所述芯二子级；所述芯三级发动机为液体火箭发动机，固设于所述芯三子级；所述助推发动机为固体火箭发动机，固设于所述助推级。

3、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方案；所述液体发动机采用双向摇摆喷管。

4、优选的，所述箭体结构系统还包括转接环、仪器舱、芯三级后过渡段、芯二级级间段、芯二级尾段、芯一级级间段和芯一级尾段；所述整流罩内部固设有卫星支架，卫星通过所述卫星支架固定于所述整流罩内；所述仪器舱与所述整流罩尾端固定连接；所述转接环设置于所述仪器舱与所述芯三级之间，所述转接环一端与所述仪器舱固定连接，另一端与所述芯三级固定连接；所述芯二级级间段固设于所述芯三级后过渡段与所述芯二级之间，用于所述芯三级与所述芯二级之间的固定连接；所述芯一级级间段固设于所述芯二级尾段与所述芯一级之间，用于所述芯二级与所述芯一级之间的固定连接；所述芯一级尾段固设于所述芯一级发动机的尾部。

5、优选的，所述芯一级发动机的工作时间为85秒，在真空环境下的推力为2324kn；所述芯二级发动机的工作时间为92秒，在真空环境下的推力为1081.2kn；所述芯三级发动机的工作时间为392秒，在真空环境下的推力为175kn；每个所述助推发动机的工作时间为97秒，在大气环境下的推力为1534.5kn。

6、优选的，所述芯一级发动机的起飞重量为151.08吨；所述芯二级发动机的起飞重量为70.88吨；所述芯三级发动机的起飞重量为29.33吨；四个所述助推发动机的起飞重量为426.63吨。

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还包括发射支持系统；所述发射支持系统包括总装保障设备、运输设备和发射勤务保障设备；所述发射支持系统为陆上发射支持系统或海上发射支持系统。

9、优选的，所述航电系统包括控制系统、测量系统和测发控系统；所述测量系统包括天地基遥测系统、外测系统和安控系统。

10、根据本发明的另一方面，提供一种三级半固液混合火箭发射流程，包括：

11、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；

12、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；

13、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，到位后加注芯三级推进剂，开展发射流程测试，正常后火箭可执行发射任务。

14、根据本发明的另一方面，提供一种三级半固液混合火箭飞行弹道，包括：

15、火箭点火起飞后四台助推发动机一起工作，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子级分离；

16、芯一级发动机耗尽关机后，进行芯一子级分离，芯二级发动机点火；

17、芯二级发动机点火至推力稳定后，进行整流罩分离；

18、芯二级发动机耗尽关机后，进行芯二子级分离，芯三级一次点火；

19、芯三级第一次工作结束后，火箭滑行至目标轨道远地点，芯三级二次点火；

20、芯三级第二次工作结束后，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；

21、星箭安全分离后，火箭末级开始离轨、钝化。

22、与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：

23、1、本发明的三级半固液混合火箭能够实现快速响应，发射响应周期最短48小时以内。

24、2、在同体积下，本发明的三级半固液混合火箭与全部采用固体发动机的火箭相比，具有更高的运载能力。

25、3、本发明的三级半固液混合火箭能够兼顾海上发射和陆上发射，实现海上发射或陆上发射的快速响应。

技术特征：

1.一种三级半固液混合火箭，其特征在于，包括：动力系统、箭体结构系统和航电系统；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；所述结构部段包括一个整流罩、一个芯一子级、一个芯二子级、一个芯三子级和四个助推级；所述助推级通过所述捆绑机构与所述芯一子级固定连接；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，固设于所述芯一子级；所述芯二级发动机为固体火箭发动机，固设于所述芯二子级；所述芯三级发动机为液体火箭发动机，固设于所述芯三子级；所述助推发动机为固体火箭发动机，固设于所述助推级。

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方案；所述液体发动机采用双向摇摆喷管。

3.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述箭体结构系统还包括转接环、仪器舱、芯三级后过渡段、芯二级级间段、芯二级尾段、芯一级级间段和芯一级尾段；所述整流罩内部固设有卫星支架，卫星通过所述卫星支架固定于所述整流罩内；所述仪器舱与所述整流罩尾端固定连接；所述转接环设置于所述仪器舱与所述芯三级之间，所述转接环一端与所述仪器舱固定连接，另一端与所述芯三级固定连接；所述芯二级级间段固设于所述芯三级后过渡段与所述芯二级之间，用于所述芯三级与所述芯二级之间的固定连接；所述芯一级级间段固设于所述芯二级尾段与所述芯一级之间，用于所述芯二级与所述芯一级之间的固定连接；所述芯一级尾段固设于所述芯一级发动机的尾部。

4.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述芯一级发动机的工作时间为85秒，在真空环境下的推力为2324kn；所述芯二级发动机的工作时间为92秒，在真空环境下的推力为1081.2kn；所述芯三级发动机的工作时间为392秒，在真空环境下的推力为175kn；每个所述助推发动机的工作时间为97秒，在大气环境下的推力为1534.5kn。

5.如权利要求4所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述芯一级发动机的起飞重量为151.08吨；所述芯二级发动机的起飞重量为70.88吨；所述芯三级发动机的起飞重量为29.33吨；四个所述助推发动机的起飞重量为426.63吨。

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。

7.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述三级半固液混合火箭还包括发射支持系统；所述发射支持系统包括总装保障设备、运输设备和发射勤务保障设备；所述发射支持系统为陆上发射支持系统或海上发射支持系统。

8.如权利要求1所述的三级半固液混合火箭，其特征在于，所述航电系统包括控制系统、测量系统和测发控系统；所述测量系统包括天地基遥测系统、外测系统和安控系统。

9.一种三级半固液混合火箭发射流程，其特征在于，包括：

10.一种三级半固液混合火箭飞行弹道，其特征在于，包括：

技术总结本发明公开了一种三级半固液混合火箭、发射流程及飞行弹道，属于运载火箭领域，三级半固液混合火箭包括动力系统、箭体结构系统和航电系统；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；分离装置和推进剂贮箱均设置于结构部段内部；结构部段包括一个整流罩、一个芯一子级、一个芯二子级、一个芯三子级和四个助推级；助推级通过捆绑机构与芯一子级固定连接；动力系统包括采用固体火箭发动机的助推发动机、芯一级发动机、芯二级发动机、芯三级发动机和采用液体火箭发动机的助推发动机。本发明的三级半固液混合火箭能够实现快速响应的同时具有较高的运载能力。技术研发人员：布向伟,张涛,黄帅,徐国光,宫宇昆,马孖,乔瑞,张弛,张杰受保护的技术使用者：东方空间（江苏）航天动力有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/29