长航时可再入返回的临近空间浮空器的制作方法

本实用新型涉及临近空间浮空器技术领域，具体地涉及一种长航时可再入返回的临近空间浮空器。

背景技术：

临近空间是指距地面20～100公里的空域，由于其重要的开发应用价值而在国际上引起广泛关注。临近空间浮空器如高空气球、平流层飞艇等具有显著的特点：与卫星相比，效费比高、机动性好、有效载荷技术难度小、易于更新和维护；与传统飞机相比，持续工作时间长、侦查覆盖范围广、生存能力强，气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。所以对临近空间浮空器技术的研究成为了目前的热门方向之一。

近年来在航空航天领域，可以依靠气动升力，实现远距离的再入飞行的升力式再入飞行器得到了广泛研究和快速发展。此类飞行器可采用升力体、旋成体、乘波体等构型，可由运载火箭送入预定高度，也可由空基运输机运载发射，统称为高超声速滑翔式再入飞行器。由于其在增大射程、突破导弹防御系统、再入段具备机动能力等方面的优势，被认为是实现远程快速精确打击和力量投送的具有广阔应用前景的再入飞行器。但是传统的地基发射，发射燃料成本高，准备时间长，发射位置固定，导致反应速度慢，机动性较差。而采用运输机投射，由于飞机飞行时间有限，导致任务周期较短，不能长时间巡航探测目标，一定程度上限制了打击能力。因此，如何改善发射方式来弥补以上缺陷，充分发挥再入飞行器的优势，在空天技术领域具有很大的研究价值。

当前国内外设计的临近空间飞行器可以分为两类，分别是飞艇和高超声速飞行器。例如专利cn109693778a，cn108725741a和cn109720534a在飞艇外部增加了螺旋桨提高机动能力。但仅靠螺旋桨，依旧不能提供快速对准能力和高机动性。在期刊《飞航导弹》2019年第2期第1-15页《2018年国外高超声速飞行器技术发展综述》中阐述了高超声速飞行器的研究现状。目前高超声速飞行器，采用的火箭助推发射，发射成本高，且缺乏高空长时间驻留能力。所以研究一种能够长航时侦察与高速再入的浮空器具有重要的意义。

技术实现要素：

实用新型目的：本实用新型旨在提供一种长航时可再入返回的临近空间浮空器，该浮空器的再入体部分可以与主体分离，以高超声速滑翔式再入大气层内，克服传统发射方式的缺点，降低发射成本。

技术方案：本实用新型公开了一种长航时可再入返回的临近空间浮空器，该浮空器包括囊体和再入体；所述囊体尾部上方安装有上尾翼，用于调整浮空器的偏航方向；所述囊体尾部两侧安装有尾翼对，用于调整浮空器的俯仰角；所述再入体设置于囊体下方，所述再入体与囊体通过连接结构连接；所述囊体包括主气囊和多对副气囊；所述主气囊中充有氦气，为浮空器提供浮升力；所述副气囊内置于主气囊中，内部充有空气，通过软管和阀门与外部空气连通；所述副气囊设置有鼓风机和排气阀，用于充气和放气；所述多对副气囊分布于主气囊中不同位置，每一对副气囊沿主气囊的轴线对称分布。

为保护囊体，囊体外部设置网状框架，所述网状框架结构通过连接结构与再入体连接；所述连接结构为爆炸螺栓。

爆炸螺栓外部设置有爆炸螺栓盒，以减少爆炸产生的碎片冲击。

所述爆炸螺栓盒上设置有通孔，以减轻重量。

所述浮空器还包括设置于浮空器左右两侧的一对或多对水平反作用姿控发动机对和一对或多对垂直反作用姿控发动机对；所述水平反作用姿控发动机对包括两个喷气方向相反且都为水平方向的姿控发动机；所述垂直反作用姿控发动机包括两个喷气方向相反且都为垂直方向的姿控发动机。

优选地，所述副气囊为2对，分布于主气囊的前部和后部。

优选地，所述水平反作用姿控发动机有2对，所述垂直反作用姿控发动机有2对。

所述再入体部分包括升力体、主发动机、襟翼舵对；所述主发动机安装于升力体的尾部，用于提供动力；所述襟翼舵对包括左右对称地安装于升力体尾部的襟翼舵；所述升力体上表面通过连接结构与囊体相连接。

所述再入体还包括探测设备。

有益效果：本实用新型公开了一种长航时可再入返回的临近空间浮空器，该浮空器利用囊体的浮升力将再入体携带至平流层进行投射的方式，充分发挥了浮空器的侦查能力和再入体精确制导的优势。相比传统的浮空器，本实用新型设计的浮空器利用不同功能的再入体可以实现自主攻击或救灾，可打击敌方空中和地面目标，或携带森林灭火弹等其他类型再入体进行灾害预警的同时能即时快速施救，减小了经济损失，增加了浮空器功能的多样性。相比于传统的地基发射飞行器，减小了火箭发射的成本，提高了任务执行的快速性和机动性；相比传统的飞机投射，运载成本更低，驻空巡航时间大幅延长，而且浮空器的高度优势使得可达目标区域的范围更广。

通过在浮空器的囊体中设置多个副气囊，与反作用控制系统(reactioncontrolsystem，rcs)装置共同实现了对浮空器姿态的复合控制，能够保证再入体以最佳的再入初始姿态脱离主体，避免一些复杂或者大范围的机动，减小了飞行过程的过载，有利于提高制导的速度和精度。通过在升力体尾部增加襟翼舵，提高升力的同时增强了姿态调整的能力。

附图说明

图1为本实用新型实施方式的浮空器主视图；

图2为本实用新型实施方式的浮空器俯视图；

图3为本实用新型实施方式的浮空器右视图；

图4为本实用新型实施方式的连接结构主视图；

图5为本实用新型实施方式的连接结构俯视图；

图6为本实用新型实施方式的再入体三视图；

图7为本实用新型实施方式的浮空器任务执行示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本实用新型。

本实用新型公开了一种长航时可再入返回的临近空间浮空器，如图1、2、3所示为该浮空器的结构三视图。图1为主视图，图2为俯视图，图3为右视图。

本实施例中的临近空间浮空器由囊体、囊体外部的网状框架部分和囊体下方的再入体组成。图1和图3中，上部为囊体和囊体外部的网状框架部分，下部为再入体部分。

浮空器的囊体包括主气囊1和4个副气囊2-5，主气囊1为半椭球体，内部充有氦气，起到浮升气囊的作用；副气囊为椭球体，内置于主气囊中，构成两对副气囊对，分别对称设置于主气囊的前部和后部；副气囊内部充有空气，通过软管和阀门与外部空气连通；副气囊设置有鼓风机和排气阀，用于充气和放气。

囊体后部上方装有上尾翼6，即方向舵，作用是当浮空器在飞行时，调整其偏航方向；在后部左右两侧各装有一个尾翼构成尾翼对7，即升降舵，当浮空器在飞行时，调整浮空器在飞行状态下的俯仰角。

浮空器依靠充满浮升气体氦气的主气囊1提供净升力，四个副气囊内置于主气囊中，独立于主气囊且内部密封隔离的空气，通过软管和阀门与外部空气连通，副气囊可根据飞行任务需求的工作状态，通过对排气阀开关的控制进行放气，利用小型鼓风机进行充气，空气可以完全充满或部分充满。副气囊2和3置于主气囊内部的左前、右前位置，副气囊4和5分别置于左后、右后位置，呈对称分布。

通过同时控制四个副气囊的空气释放量和进气量，改变浮空器受到的浮力大小，可控制浮空器的升降。同时放气则浮空器高度上升，同时充气则浮空器高度下降。

对不同位置的副气囊分别进行合理的充放气，可以调节浮空器在飞行或驻空悬停状态下的俯仰角和滚转角。如对副气囊2和3充(放)气，副气囊4和5放(充)气，可改变浮空器质心的前后位置从而调整俯仰姿态；对副气囊2和4充(放)气，副气囊3和5放(充)气，可改变浮空器质心的左右位置从而调整滚转姿态。

值得注意的是，当采用副气囊调节浮空器姿态时，要协调好四个副气囊的充放气量的大小，例如进行俯仰姿态调整，在对副气囊2和3进行充气时，以同等速度对副气囊4和5进行放气，这样浮空器的浮力和内外压差保持不变，不会出现升降的情况。

为了提高囊体的安全性，在主气囊外表面包裹一个刚性轻质网状框架9，网状框架9的末段通过爆炸螺栓连接结构10连接再入体。

如图1-3所示，浮空器的再入体部分包括升力体8、主发动机11、襟翼舵对12；其中主发动机11安装于升力体的尾部；襟翼舵对12包括左右对称地安装于升力体尾部的襟翼舵。

通过削弱槽式爆炸螺栓连接结构10，将升力体上表面13与网状框架9的末段相连接，如图4和图5分别为连接结构的主视图和俯视图。每处的连接结构均可实现快速分离功能。当浮空器接收到分离命令后,所有连接处螺栓体药室内的猛炸药同时被引爆,爆炸产生的冲击载荷作用于螺栓杆的v形削弱槽14,螺栓杆轴向分开或破裂,使升力体与框架脱离。为减小螺栓爆炸时产生的碎片冲击对浮空器造成的破坏，在爆炸螺栓结构外部设置具有保护作用的爆炸螺栓盒15，通孔16使螺栓盒与外界空气相通并减轻重量。

在升力体8的尾部安装一台主发动机11，一方面可为浮空器提供前进动力，通过调整推力的大小来改变飞行速度。另一方面，当再入体从浮空器释放后，可起到助推加速的作用，使之能够以较大速度飞行，提高纵向滑翔距离和实现大范围侧向机动的能力，加之其飞行的弹道较低，敌方预警系统更难以预测其飞行轨迹，更难以拦截；燃料耗尽时可与升力体脱离，减小升力体载荷，增大航程。采用固液混合火箭发动机作为主发动机，易于实现推力调整，具有飞行航程远、突防能力强和低易损等优势。

在升力体8的尾部边缘处，左右对称地安装两片襟翼舵12，可绕转轴上下偏转，一方面能够增加升力，另一方面通过调整左右两侧舵面偏转的角度可控制升力体的航向。再入体结构的三视图如图6所示。

浮空器在平流层低速飞行时，由于空气稀薄动压小，导致气动舵面效率降低，所以可通过调节副气囊和升降舵对俯仰姿态进行复合控制。当浮空器驻空悬停时，只能通过对副气囊进行充放气来调整姿态，而副气囊的体积有限，产生的控制力矩有限，且充放气过程需要消耗一定时间。所以，为了增强浮空器在悬停状态下对姿态进行精确快速调整的能力，在浮空器的网状框架9上安装多对rcs(reactioncontrolsystem，反作用控制系统)发动机。本实施例中rcs发动机使用冷气推力器，其结构简单，是工程中最常用的系统，而且响应速度快、使用不受环境限制，通过高速喷射质量的反作用力来获得控制力矩。其中，在浮空器水平面方向上，左右两侧的框架上分别水平安装两个喷气方向均为水平但相反的姿控发动机，左侧为rcs发动机17和18，右侧为rcs发动机19和20；在浮空器垂直方向，左右两侧的框架上分别竖直安装两个喷气方向均为垂直但相反的姿控发动机，左侧为rcs发动机21和22，右侧为rcs发动机23和24，均呈左右对称分布；如图2和图3所示。在浮空器处于悬停状态或者前进速度很小的情况下，飞行控制系统通过向rcs发出指令，控制姿控发动机17-24喷管的开关，依靠其产生的成对反作用推力提供的力偶矩来控制浮空器的姿态。其中，水平方向的两对rcs发动机可以控制浮空器的偏航方向，即可在水平面内转动，如rcs发动机17和20为一对，在控制信号作用下同时开机，产生逆时针方向的力偶矩，浮空器向左偏转。垂直面内的两对rcs可以控制浮空器的滚转角，即可绕着浮空器纵轴转动，如rcs发动机21和24为一对，在控制信号作用下同时开机，产生大小相同、方向相反的平行力，形成力偶矩，浮空器将绕着纵轴顺时针转动。垂直面内的rcs系统可与左右两侧的副气囊形成对滚转姿态的复合控制，提高调整速度和能力。

如图7所示，浮空器带有探测设备，当浮空器监测到灾情或侦查到敌方目标时(阶段1)，首先通过上述由副气囊和rcs组成的复合控制系统迅速调整浮空器姿态(阶段2)，直到再入体处于最优的初始再入姿态，然后发出指令信号作用于再入体与网状框架之间的爆炸螺栓连接结构，释放再入体，实现高空投射(阶段3)。初始飞行阶段主发动机持续工作(阶段4)，再入体达到理想速度或燃料耗尽时，将主发动机与升力体脱离(阶段5)。升力体锁定目标后，利用自身的制导性能，实时调整飞行姿态，改变飞行轨迹，能够快速到达目标点。

可利用多个浮空器组成智能化的集群编队，通过信息融合技术协同执行任务，充分发挥新型浮空器的优势，提高任务执行效率。