CN1459614A - 火箭助力发射装置及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火箭助力发射装置及其方法。为提高火箭的有效载荷，其包括发射架和位于发射架内侧的火箭、带有火箭发动机的导弹、航天飞机、或宇宙飞船，其助力装置是发射架顶部装有定滑轮，绕过定滑轮的钢丝绳的一端连接可垂直下落或沿斜坡轨道下滑的配重体，钢丝绳的另一端以可脱落的方式连接在火箭箭身上。因此，其具有结构简单，重复利用性好，运行成本低，安全性好，推力平稳容易控制的优点，通过简单地调节配重体的重量即可调节推力的大小及火箭升空的加速度，能显著节省燃料，从而增加火箭的有效荷载，大大降低火箭发射成本，且该技术的应用也不会对火箭原有的弹道参数和其它性能和结构构成任何影响。

Description

火箭助力发射装置及其方法

技术领域

本发明涉及火箭、带有火箭发动机的导弹、航天飞机、宇宙飞船或其它航天器的发射技术，特别是涉及一种火箭助力发射装置及其方法，该技术能明显提高火箭的有效载荷。

背景技术

与本发明技术方案最接近的现有技术是冷发射(could launching)。所谓冷发射是借助辅助动力把导弹从发射筒内弹射出去，在导弹达到一定高度时再点燃主发动机的发动方式。导弹及其发射设备不受导弹主发动机产生的高温影响，故称冷发射，冷发射的弹射技术首先用于鱼雷发射。把辅助动力装置安装在发射设备上的称为弹外动力弹射，把辅助动力装置安装在导弹上，完成弹射后自动脱落的称为弹载动力弹射。辅助动力源为压缩空气，燃气或燃气--蒸汽混合物。采用燃气--蒸气为辅助动力源的优点是压力变化较平衡，可获得理想的内弹道参数，温度较低，易于解决导弹和发射设备的发热问题。发射筒是冷发射的主要设备，用于装载和发射导弹。发射筒为钢制承载结构，能承受导弹装填后的贮存、运输和发射时的载荷。筒内有固定导弹的轴向和周向支承和限位机构，内壁有防热涂层，筒上有发射导弹所需要的附属机构。筒与导弹之间有密封环(又称适配器)，它有密封、缓冲和导向的作用。回转平台或发射台是导弹发射时的主要受力部件。它除能满足各种使用载荷要求外，还能回转和升降，以便对装在发射筒内的导弹进行调平和对准射向。弹射时，导弹承受弹射压力，导弹的底部结构须适当加强，并专门设计承受气体压力的尾罩或抛射器及其分离机构。为保证导弹主发动机在空中迅速和可靠点火，导弹的火控制***需要采用各种保险措施，如弹上计算机和出筒传感器等互为备份，以控制点火。导弹的最小出筒速度应能保证导弹在主发动机点火前的飞行稳定性，出筒时的速度偏差应不致影响导弹的命中精度。现有的辅助动力源：压缩空气，燃气或燃气--蒸汽混合物在应用中突出存在设备复杂、难以控制、提升力的平衡性差、安全性差、适用性差，运行成本高等缺点。

奥妙的宇宙、莫测的星空自古至今都是人类向往的“天堂”，自从人类首次进入太空至今已经有40多年之久，第二个登陆外星的国家尚未出现。由于种种技术的原因和高昂的资金问题，使许多国家望空兴叹。到目前为止，由于运载火箭每次发射最多只能搭载几吨的“地球同步轨道”载荷，就是庞大的航天飞机也只能搭载“人和设备”23吨左右。一般运载火箭高30-100米，直径3-4米左右，重量在几百吨至上千吨，如此庞大的火箭除了箭体和发动机外，80％以上的重量都是火箭燃料，卫星和设备的重量只占不到5％，因此巨大的燃料负荷是导致火箭运载能力低、成本高的重要原因。由于火箭的负载以“克”为单位，每增加一克的负载重量火箭就要消耗以“斤”为单位的燃料，所以科学家和业内人士始终都在探索增加有效载荷的技术。一旦该技术得到突破，就可以大大降低火箭的发射成本，从而推动人类探索和开发太空的进程。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺点，提供一种能明显提高火箭的有效载荷的火箭助力发射装置；本发明的目的还在于提供与本发明装置相配用的发射方法。

为实现上述目的，本发明火箭助力发射装置，其包括发射架和位于发射架内侧的火箭、带有火箭发动机的导弹、航天飞机、或宇宙飞船，其还配有助力装置，该助力装置是发射架顶部装有定滑轮，绕过定滑轮的钢丝绳的一端连接可垂直下落或沿斜坡轨道下滑的配重体，钢丝绳的另一端以可脱落的方式连接在火箭箭身上。如此设计，在火箭发射时配重体的下落重力可以转化成非常平稳的向上推动火箭的辅助推力，从而实现节约火箭燃料的目的。配重体选用垂直下落方式，有利于减少占地面积，但配重体的平衡制动比较困难。配重体选用沿斜坡轨道下滑的方式，有利于配重体的平衡制动，且能最大限度地减少配重体制动过程中的冲击波对发射架及其它设施的不利影响。所述定滑轮优选发射架顶部内侧一个，发射架顶部外侧一个。为了减少钢丝绳的自身阻力，钢丝绳也可以采用并列的多根，所述定滑轮也可以是与之配套的多组。

作为优化，钢丝绳与火箭箭身的连接点可选自火箭的重心到火箭底部的任意一点；配重体的总重量小于、等于或大于火箭的重量；所述发射架可以全部位于地上、部分位于地上或全部位于地下，也可位于舰船上。钢丝绳与火箭箭身的连接点选在自火箭的重心到火箭底部的任意一点能够很好在适应不同发射条件的需要。配重体的总重量大于火箭的重量是实现冷发射的必要条件，更有利于减少发射架的造价和节省燃料负荷；配重体的总重量小于火箭的重量便于实施先点燃火箭发射机，观察到点火正常后再释放配重体进行助力发射；配重体的总重量等于火箭的重量便于实施零重量状态下的点火发射。发射架可以全部位于地上、部分位于地上或全部位于地下能够很好的适应不同发射场地条件的需要。

作为优化，钢丝绳与火箭箭身的连接方式可以是火箭的尾翼下端制有凹槽，钢丝绳挂接在该凹槽上；也可以是火箭底部配有可脱落的托盘，钢丝绳连接在与火箭活动连接的托盘上。前者连接方式简便易行，后者机械强度大。

作为优化，所述助力装置是环绕火箭四周均匀分布的两个或多个。如此有利于保证提升力的平衡，也有利于减小单个配重体的重量，从而分化配重体的重力负担。

作为优化，在配重体与钢丝绳之间还装有连接断开装置，该连接断开装置是在钢丝绳与火箭脱落后断开钢丝绳与配重体的连接，该连接断开装置可以采用***脱钩方式，也可以采用机械或电控脱钩方式；在配重体与钢丝绳断开后运行的前方装有配重体的缓冲制动装置。连接断开装置在钢丝绳与火箭脱落后断开钢丝绳与配重体的连接是为了避免高速运动的配重体对发射架及本发明助力装置的损害。在配重体与钢丝绳断开后运行的前方装有配重体的缓冲制动装置是为了使高速运动的配重体安全平衡地静止下来。

作为优化，该缓冲制动装置可以是与下落或下滑轨道配合的制动器，或位于配重体运行前方的缓冲垫，或是一段由导向弯道联接的向上倾斜的坡道，或前述缓冲制动装置的任意组合；在发射架的顶部还装有钢丝绳的限位器。所述缓冲垫可以是带孔隙的木料堆，也可以是弹簧和木料的复合叠加层。多种缓冲制动方式的组合更有利于配重体的平衡制动。在发射架的顶部装有钢丝绳的限位器是为了防止在火箭飞离发射架后，及时终止钢丝绳及钢丝绳上的吊环或托盘的惯性运动。

作为优化，所述配重体上方装有同步释放装置。此技术方案是为了保证多个助力装置的力量平衡，从而确保火箭的垂直升空。

作为优化，所述同步释放装置包括固定在钢丝绳外周的金属柱体，以及与该柱体滑配的壳体，该壳体固定在发射架顶部，在该壳体的一侧制有向外敞开的空心室，壳体上制有由空心室通向柱体的横向滑道，该滑道内滑配有锁销，该锁销的前端呈下凸的斜坡形，柱体上制有容纳该斜坡段的凹槽，空心室内置有支撑锁的支撑板，壳体在支撑板的下方制有火药室，火药室内置有能将支撑板炸开的***，***由启爆器控制。在火箭发射前，支撑板支撑锁销，锁销的斜面支撑柱体，并进一步支撑配重体的重量；发射时，支撑板被炸开，锁销失去了支撑，在配重体的重压下锁销退回空心室，从而使柱体失去支撑而下滑，最终使得配重体得以释放。

作为优化，所述支撑板由相互对接的两块或两块以上的多块组成；所述火箭装有互为备份的箭上计算机和传感器点火控制装置。所述支撑板是相互对接的两块或两块以上的多块更便于释放锁销。火箭装有互为备份的箭上计算机和传感器点火控制装置，则是为了保证火箭主发动机在空中迅速和可靠点火。

本发明火箭助力发射方法是先由在重力下下落的配重体的力将火箭向上拉起到一定高度和初速度，再点燃火箭发动机；或先点燃火箭发动机，等到观察到点火正常后和正式升空前，再释放配重体进行助力发射；或在点燃火箭发动机的同时，释放配重体进行助力发射。前者在保证火箭正常点火的前提下，可使火箭及其发射设备不受火箭主发动机产生的高温影响，并能最大限度地节省燃料消耗，从而增加火箭的有效荷载，大大降低火箭发射成本。第二种发射方法有利避免火箭点火不正常时的损失，实施高保险发射；第三种发射方法是有益的变换。

此项申请用火箭助力发射装置和方法来叙述完全是为了符合语言简练的有关要求，本发明火箭助力发射装置和方法除用于火箭发射外，也必然能适用于导弹、航天飞机、宇宙飞船或其它航天器的发射，并不需付出创造性的劳动。

采用上述技术方案后，本发明火箭助力发射装置靠重力提升火箭，能明显地克服现有冷发射技术的缺陷，具有结构简单，重复利用性好，运行成本低，安全性好，推力平稳容易控制的优点，通过简单地调节配重体的重量即可调节推力的大小及火箭升空的加速度，能显著节省燃料，从而增加火箭的有效荷载，大大降低火箭发射成本。同时，重力转化成的推力与火箭原有的燃料推力性质相似，因此，该技术的应用也不会对火箭原有的弹道参数和其它性能和结构构成任何影响。

附图说明

图1是本发明火箭助力发射装置第一种实施方式的侧视结构示意图；

图2是本发明火箭助力发射装置第一种实施方式的俯视结构示意图；

图3是本发明火箭助力发射装置的同步释放装置的侧视结构示意图；

图4是本发明火箭助力发射装置的同步释放装置的俯视结构示意图；

图5是本发明火箭助力发射装置的吊环的结构示意图；

图6是本发明火箭助力发射装置的钢丝绳限位器的结构示意图；

图7是本发明火箭助力发射装置第二种实施方式的侧视结构示意图；

图8是本发明火箭助力发射装置第二种实施方式的俯视结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图作进一步的说明：

第一种实施方式。本发明火箭助力发射装置包括发射架1和位于发射架1内侧的火箭2，其还配有助力装置，该助力装置是发射架1顶部装有两个定滑轮3，绕过定滑轮3的钢丝绳4的一端连接可沿垂直轨道12下落的配重体5，配重体5上装有与垂直轨道12配合的导向轮13，钢丝绳4的另一端以可脱落的方式连接在火箭箭身上，火箭2钢丝绳4配重体5连接后配重体5位于发射架1上部的上止点。钢丝绳4是并列的三根，所述发射架1全部位于地上。钢丝绳4与火箭箭身的连接方式是火箭2的尾翼6下端制有凹槽，钢丝绳4通过吊环挂接在该凹槽上。该吊环包括一个共连体7，共连体7的上方连接三根并列的钢丝绳4，下端连接一段U形钢丝绳4，该段U形钢丝绳4的下端套有一段弧形的钢丝绳套管11。所述助力装置是环绕火箭2四周均匀分布的四个。在发射架1的顶部还装有钢丝绳4的限位器8，所述限位器8是一个安装在发射架1顶面的开口高度大于钢丝绳4直径，和开口的宽度小于共连体7的宽度的金属框体；在配重体5与钢丝绳4之间还装有连接断开装置9，该连接断开装置9是在钢丝绳4与火箭2脱落后断开钢丝绳4与配重体5的连接，该连接断开装置9采用火车车箱间的连接方式，并设定为配重体5下落至下止点时断开连接；在配重体5与钢丝绳4断开后运行的前方装有配重体5的缓冲制动装置。该缓冲制动装置是与下滑轨道12配合的制动器和位于配重体5运行前方的缓冲垫14，所述制动器在配重体5下落至下止点时开始启动，该缓冲垫14是带孔隙的木料堆。所述配重体5上方的钢丝绳4上装有同步释放装置10。所述同步释放装置10包括钢丝绳4外周固定的金属柱体15，以及与该柱体15滑配的壳体16，在该壳体16的一侧制有向外敞开的空心室17，壳体15上制有由空心室17通向柱体15的横向滑道，该滑道内滑配有锁销18，该锁销18的前端呈下凸的斜坡形，柱体15上制有容纳该斜坡段的凹槽，空心室17内置有支撑锁销18的由两块对接而成的支撑板19，壳体15在支撑板19的下方制有火药室20，支撑板19在火药室20上方凹陷，火药室20内置有能将支撑板19炸开的***，所述***由多组并联的引爆器备份控制，四个助力装置的引爆器连接同一个控制开关，所述壳体15外还加固有一层外壳体15-1，该外壳体15-1固定在发射架1的顶部。所述火箭2装有互为备份的箭上计算机和传感器点火控制装置。本发明火箭助力发射方法是在点燃发动机前，先由在重力下下落的配重体的力将火箭向上拉起到一定高度和初速度，再点燃发动机，点燃发动机的时机是火箭刚刚弹出发射架。配重体5的总重量是火箭2重量的1.2倍，如火箭的起飞重量是500吨，则配重体的总重量是600吨(扣除磨擦力后即为起飞推力)，非常接近土星1号的起飞参数：起飞重量508吨，起飞推力680吨。

本发明火箭助力发射装置可选配重体5的总重量是火箭2重量的0.9倍。本发明火箭助力发射方法也可以是先点燃火箭发动机，等点火正常后，再释放配重量体5进行助力发射。

本发明火箭助力发射装置可选配重体5的重量是火箭2重量的1倍。本发明火箭助力发射方法也可以是先释放配重体5，使火箭2处于近似零重量状态，再点燃火箭发动机进行发射。

第二种实施方式。本发明火箭助力发射装置包括发射架1和位于发射架1内侧的火箭2，其还配有助力装置，该助力装置是发射架1顶部装有两个定滑轮3，绕过定滑轮3的钢丝绳4的一端连接可沿斜坡形轨道12下滑的配重体5，配重体5上装有与轨道12配合的导向轮13，钢丝绳4的另一端以可脱落的方式连接在火箭箭身上，火箭2钢丝绳4配重体5连接后配重体5位于发射架1上部的上止点。所述发射架1全部位于地上。钢丝绳4与火箭箭身的连接方式是火箭2的尾翼6下端制有凹槽，钢丝绳4挂接在该凹槽上。所述助力装置是环绕火箭2四周均匀分布的四个。在发射架1的顶部还装有钢丝绳4的限位器8；在配重体5与钢丝绳4之间还装有连接断开装置9，该连接断开装置9是在钢丝绳4与火箭2脱落后断开钢丝绳4与配重体5的连接，该连接断开装置9可以采用电控脱钩方式；在配重体5与钢丝绳4断开后运行的前方装有配重体5的缓冲制动装置。该缓冲制动装置包括配重体5运行到下止点启动的制动器和位于配重体5下止点前方的由过度段相连的上坡形轨道12，所述轨道12由多个支柱21支撑。所述配重体5上方装有同步释放装置10，四个同步释放装置10由同一启动装置控制。所述火箭2装有互为备份的箭上计算机和传感器点火控制装置。本发明火箭助力发射方法是在点燃发动机前，先由在重力下下落的配重体5的力将火箭2向上拉起到一定高度和初速度，再点燃发动机。配重体5的总重量是火箭重量的2.4倍；与之相对应，斜坡形轨道12自上止点至下止点的仰角逐渐由45度增大至接近90度。因此，配重体5在上止点45度仰角时对钢丝绳4的拉力应当是火箭2重量的1.2倍(扣除磨擦力即为对火箭的拉力)，但在下止点接近90度时配重体5对钢丝绳4的拉力应当是接近火箭2重量的2.4倍(扣除磨擦力即为对火箭的拉力)；因为仰角是逐渐增大的，所以拉力也是逐渐增大的，因此有利于获得理想的初始弹道参数，且助推力强大平稳、安全。

Claims (10)

1、一种火箭助力发射装置，其包括发射架和位于发射架内侧的火箭、带有火箭发动机的导弹、航天飞机、或宇宙飞船，其特征在于还配有助力装置，该助力装置是发射架顶部装有定滑轮，绕过定滑轮的钢丝绳的一端连接可垂直下落或沿斜坡轨道下滑的配重体，钢丝绳的另一端以可脱落的方式连接在火箭箭身上。

2、根据权利要求1所述的火箭助力发射装置，其特征在于钢丝绳与火箭箭身的连接点可选自火箭的重心到火箭底部的任意一点；配重体的总重量小于、等于或大于火箭的重量；所述发射架可以全部位于地上、部分位于地上或全部位于地下，也可位于舰船上。

3、根据权利要求1所述的火箭助力发射装置，其特征在于钢丝绳与火箭箭身的连接方式可以是火箭的尾翼下端制有凹槽，钢丝绳挂接在该凹槽上；也可以是火箭底部配有可脱落的托盘，钢丝绳连接在与火箭活动连接的托盘上。

4、根据权利要求1所述的火箭助力发射装置，其特征在于所述助力装置是环绕火箭四周均匀分布的两个或多个。

5、根据权利要求1所述的火箭助力发射装置，其特征在于在配重体与钢丝绳之间还装有连接断开装置，该连接断开装置是在钢丝绳与火箭脱落后断开钢丝绳与配重体的连接，该连接断开装置可以采用***脱钩方式，也可以采用机械或电控脱钩方式；在配重体与钢丝绳断开后运行的前方装有配重体的缓冲制动装置。

6、根据权利要求5所述的火箭助力发射装置，其特征在于该缓冲制动装置可以是与下落或下滑轨道配合的制动器，或位于配重体运行前方的缓冲垫，或是一段由导向弯道联接的向上倾斜的坡道，或前述缓冲制动装置的任意组合；在发射架的顶部还装有钢丝绳的限位器。

7、根据权利要求1、2、3、4、5或6所述的火箭助力发射装置，其特征在于所述配重体上方装有同步释放装置。

8、根据权利要求7所述的火箭助力发射装置，其特征在于所述同步释放装置包括固定在钢丝绳外周的金属柱体，以及与该柱体滑配的壳体，该壳体固定在发射架顶部，在该壳体的一侧制有向外敞开的空心室，壳体上制有由空心室通向柱体的横向滑道，该滑道内滑配有锁销，该锁销的前端呈下凸的斜坡形，柱体上制有容纳该斜坡段的凹槽，空心室内置有支撑锁销的支撑板，壳体在支撑板的下方制有火药室，火药室内置有能将支撑板炸开的***，***由启爆器控制。

9、根据权利要求8所述的火箭助力发射装置，其特征在于所述支撑板由相互对接的两块或两块以上的多块组成；所述火箭装有互为备份的箭上计算机和传感器点火控制装置。

10、本发明火箭助力发射方法，其特征在于是先由在重力下下落的配重体的力将火箭向上拉起到一定高度和初速度，再点燃火箭发动机；或先点燃火箭发动机，等到观察到点火正常后和正式升空前，再释放配重体进行助力发射；或在点燃火箭发动机的同时，释放配重体进行助力发射。

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