Spinlaunch运载器旋转发射技术方案分析

发布时间：2022-02-09 18:23

　　低成本、快响应的卫星发射技术具有很高的商业价值,能够适应载荷快速发射与任务更新需求。美国初创公司提出Spinlaunch运载器技术方案,可实现微纳卫星5次/天、5000美元/kg载荷的发射任务。对发射系统方案进行研究,通过参数估算对入轨能力、发射装置方案等进行可行性分析。结果表明运载器可以实现100kg级载荷的入轨需求。并提出3种可行的发射装置方案,对其应用潜力进行评估。悬臂拉力方案耗能最小,但运载器承受过载较大,发射精度要求较高;弧形壁面支撑方案耗能较大但发射精度较高;动量加速方案中,运载器要承受较大的冲击过载,给结构设计带来技术难度。 

【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD

【文章页数】：6 页

【部分图文】：

旋转发射方案示意Fig.1Spin-launchedVehicleTechnicalConceptions

全弹规模与入轨能力关系Fig.3RelationshipbetweenTotalMissileMassandOrbit-entryCapability

王欢欢等Spinlaunch运载器旋转发射技术方案分析第6期813.1悬臂拉力方案对于旋转结构，悬臂拉力方案如图4所示，需设计有配重以保证运行平衡。由于悬臂长度规模大，以及结构强度需要。高强度钢屈服强度在1370MPa以上，抗拉强度1620MPa以上，考虑到降低成本与安全性需要，结构应力为20[]FmrSS（16）式中F为悬臂所承受的向心力；S为悬臂横截面积。悬臂质量至少为bmlS（17）式中为悬臂材料密度；l为悬臂长度。则平均功率需求为2200b1122mvJWPtt（18）式中W为系统所需的总能；bJ为转动惯量。设悬臂为匀质梁，转动惯量为2bb3mLJ通过以上分析，考虑相同质量的配重，总的功率需求为2P=37.05MW。考虑真空环境下的机械效率与电机效率[9]，电厂功率需求至少需要50MW级的发电机组为系统提供用电需求。角速度为=47.1rad/s=2700（°）/s。发射时间误差1ms时，角度偏差2.7°；当要求发射角度误差在1°以内时，发射时间误差在0.37ms，对控制系统能力要求较高。图4悬臂拉力方案示意Fig.4CantileverTensionScheme3.2壁面支撑方案运载器固定于壁面的弧形导轨上，离心机转动带动运载器沿环形滑轨运动加速，如图5所示。图5壁面支撑方案示意Fig.5WallSupportScheme壁面最大压力为2Nmax0Fmr（19）滑轨车最大摩擦力为smaxNmaxFF（20）式中NmaxF为运载器环形运动最大离心力；为摩擦系数。滑轨强度需满足：smax[]FS（21）滚动摩擦系数[10]取0.001时，摩擦力为

【参考文献】：
期刊论文
[1]微纳卫星专用发射运载器发展趋势研究[J]. 战培国.  航空科学技术. 2013(06)
[2]国外固体运载火箭技术的新进展与启示[J]. 杨毅强.  固体火箭技术. 2012(05)
[3]单级入轨运输器的发射技术研究[J]. 朱森元.  导弹与航天运载技术. 2001(05)



本文编号：3617456