改进的空中发射航天飞机方案

改进的空中发射航天飞机方案当今航天飞机垂直发射，必须克服极其沉重的自身重量才能飞起来，所以要求其火箭发动机的推力十分巨大，但相应能量的损失率也非常大，导致其效率极低。使用平台式飞机驮载航天飞机水平起飞，在空中投放发射，不但将初始的发射高度提升了10公里，更重要的是为其提供了一个非常宝贵的水平初始动量，从而大大降低了航天飞机对总推力的需求，也就意味着极大地减少了推进剂的携带量。这段高度的大气非常稠密，最适合于平台式飞机的涡轮风扇发动机工作，同时也充分发挥了其巨大的载重能力，尽可能地提高了航天飞机的初始发射重量。空中投放后，六台与冲压发动机一体化的固体助推火箭点火，因为已经具有了800公里/小时的初速，所以很容易就能将航天飞机水平加速到大约马赫数M1.5以上，而后六台冲压喷气发动机再接续点火工作。这个高度的大气密度相对稀薄，空气阻力很小，非常有利于高速飞行，又恰好最适合于冲压喷气发动机工作。30公里以上高空的大气密度已经稀薄至没有什么利用价值，这时航天飞机仅凭借巨大的惯性作用向上跃升，将积累的动能转化成上升高度。到达80公里的高空后，航天飞机的惯性存速已经减至很小，届时其一台主火箭发动机点火，推动航天飞机小角度爬升。因为已没有空气阻力，加上基本是沿地球的切线方向加速，并且此时航天飞机的质量又尽可能的小，推进剂消耗得又非常快，所以加速就很快，很快即能达到入轨速度马赫数M25。因为仅在大气层之外水平加速时才使用火箭发动机，所以根本无需非常大的推力及推进剂携带量，采用常规碳氢燃料主火箭发动机即可，并且其燃料和液氧贮箱的体积都不大，可以布置在有效载荷舱的地板下面。空中发射航天飞机具有以下非常显著的优点：①、充分利用大气中的氧②、充分利用大气介质参与做功③、充分利用大气的气动升力④、尽可能提升初始的发射高度⑤、为航天飞机提供一个宝贵的水平初始动量⑥、尽可能在垂直方向上缓慢，甚至减速上升高度⑦、尽可能沿水平或地球的切线方向上加速这些优点所带来的好处是：大大减小了总推力需求，大大提高了动力的总体效率，极大地减少了推进剂的使用量。如有意外发生，空中发射航天飞机有超过百分之八十的发射进程可以立即中断并安全返回，而美国的航天飞机一经发射就无法中途返回。在空中发射航天飞机再入大气层的热防护系统中，用耐高温合金（如铌）蒙皮来代替高温可重复使用表面隔热材料（HRSI）防热瓦，以承受较低的温度648~1260°C，完全能够做到真正地重复使用。这样，每次返回后只需更换掉全部的增强的碳/碳材料（RCC）防热瓦，及根据脱落和受损伤的具体情况，视情更换掉个别的低温可重复使用表面隔热材料（LRSI）防热瓦，那么每次更换的防热瓦总数就仅有区区几十块，极大地节省了维护成本和复飞的准备时间。在运载几乎相同有效载荷的情况下，空中发射航天飞机的结构复杂程度，发射重量，地面支持系统的规模，发射成本和发射准备周期等等指标，均比美国的航天飞机降低了整整一个数量级，甚至更多！而且真正实现了“零抛弃”发射入轨，为将来大规模的太空工业化，提供一种简单廉价、安全可靠、灵活高效的天地往返运输系统。改进的空中发射航天飞机飞行过程示意图a、平台式飞机驮载着航天飞机水平起飞，缓慢向上盘悬爬升。b、到达10公里的高空后，进入直线发射航线，届时平台式飞机以最大速度进行小角度俯冲飞行，航天飞机则处于最大升力迎角状态。二者间的联接机构瞬间解锁，巨大的升力使航天飞机向上，迅速与载机正分离，以时速800公里投放发射。c、与此同时平台式运输机向一侧打方向舵偏航，待达到一定安全距离后，航天飞机上六台与冲压发动机一体化的固体助推火箭点火，推动其水平加速至超音速。d、当航天飞机的速度达到大约马赫数M1.5以上时，六台固体助推火箭的药柱燃尽，六台冲压喷气发动机接续点火工作。e、完成投放任务的平台式飞机盘悬下降，返回机场。f、在六台冲压喷气发动机持续推动下，航天飞机以马赫数M3的速度继续小角度向上爬升，到达20公里的高空。g、届时增大六台冲压喷气发动机的功率，使航天飞机进一步加速到接近马赫数M5，与此同时其飞行轨迹也开始逐渐缓慢上仰，当上升方向几乎与地面垂直时，冲压喷气发动机燃料耗尽关机，航天飞机凭借着巨大的惯性作用继续向上跃升。h、大约60秒钟后到达距地面80公里的高度，航天飞机的惯性存速已经减至很小，紧接着一台主火箭发动机点火，推动航天飞机小角度爬升加速。i、当速度达到马赫数M25时，推进剂耗尽，主火箭发动机关机。改进的空中发射航天飞机示意图1、驮载平台2、40吨推力级涡轮风扇发动机×63、轨道器升降副翼4、轨道器内侧升降副翼5、轨道器整体式后缘襟翼6、轨道器轨道机动发动机×27、常规碳氢燃料的主火箭发动机×18、轨道器动力舱9、轨道器主机翼10、轨道器方向舵11、轨道器姿态控制发动机12、空中发射监控舱13、航天飞机前支撑杆14、有效载荷舱地板下的常规碳氢燃料贮箱15、有效载荷舱地板下的液氧贮箱16、有效载荷舱17、处于机身背风面的舷窗（客运型）18、冲压喷气发动机可调节进气道19、变截面喷管20、与冲压发动机一体化的固体助推火箭×621、平台式飞机主起落架舱22、平台式飞机双垂尾23、轨道器方向安定面24、航天飞机后支撑架25、轨道器的翼身融合体26、20吨推力级整体式固体助推火箭-部分(内部空间存贮着冲压喷气发动机×6冲压喷气发动机使用的常规碳氢燃料)27、平台式飞机主起落架28、平台式飞机前起落架空中发射航天飞机热防护系统探讨在空中发射航天飞机再入大气层的热防护系统中，增强的碳/碳材料（RCC）防热瓦和耐高温合金（如铌）蒙皮的里面还有一层隔热材料层，把它们与航天飞机的内部真正隔离开，并且两者之间亦有一定间距的空腔，以供散热工质在其中流动。这层隔热材料层的抗气流冲击性能虽不如外面的增强的碳/碳材料（RCC）防热瓦和耐高温合金（如铌）蒙皮，但其隔热性能非常好，足以对付当外面出现缺陷时（如装配间隙过大或裂纹等等）渗漏进来的高温气流。实际上，这种措施加上每次返回地面后严格的检查，可以保证增强的碳/碳材料（RCC）防热瓦真正重复使用3至5次。当然了，如果宇航员已经发现外面有鸡蛋大小的洞或者大裂缝，却执意再入返回的话，那无异于坐上了天堂特快。空腔内流动的散热工质是喷淋管网喷出的纯水遇热产生的高温水蒸气，在这一气化的过程中吸收了大量的热量，帮助外面的耐高温合金蒙皮散热，然后通过航天飞机尾部的放泄口排出。在371~648°C温度的区域，低温可重复使用表面隔热材料（LRSI）防热瓦与航天飞机铝合金蒙皮之间的隔热材料层，其强度高、韧性大、整体性强、面积大，与机体结构结合非常牢固，上表面涂有适量的热烧蚀材料，所以具有很强的抗气流冲击和耐受高温能力。这样，LRSI防热瓦可以做得很薄，既使是有几块脱落和损伤，隔热材料层仍能可靠地支持足够长的时间，保证航天飞机本次安全返回，并且经过必要的检查和修复，该隔热材料层能够重复使用。所以，每次再入返回后，几块低温可重复使用表面隔热材料（LRSI）防热瓦脱落和受损伤是允许的，只需要针对其具体情况，视情个别更换即可。在371°C温度以下的区域，铝合金蒙皮外面敷设柔性可重复使用表面隔热材料（FRSI）nomex毡。