低成本、快響應(yīng)的衛(wèi)星發(fā)射技術(shù)具有很高的商業(yè)價(jià)值,能夠適應(yīng)載荷快速發(fā)射與任務(wù)更新需求。美國初創(chuàng)公司提出Spinlaunch運(yùn)載器技術(shù)方案,可實(shí)現(xiàn)微納衛(wèi)星5次/天、5000美元/kg載荷的發(fā)射任務(wù)。對(duì)發(fā)射系統(tǒng)方案進(jìn)行研究,通過參數(shù)估算對(duì)入軌能力、發(fā)射裝置方案等進(jìn)行可行性分析。結(jié)果表明運(yùn)載器可以實(shí)現(xiàn)100kg級(jí)載荷的入軌需求。并提出3種可行的發(fā)射裝置方案,對(duì)其應(yīng)用潛力進(jìn)行評(píng)估。懸臂拉力方案耗能最小,但運(yùn)載器承受過載較大,發(fā)射精度要求較高;弧形壁面支撐方案耗能較大但發(fā)射精度較高;動(dòng)量加速方案中,運(yùn)載器要承受較大的沖擊過載,給結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來技術(shù)難度。 

【文章來源】：導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2020,(06)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

旋轉(zhuǎn)發(fā)射方案示意Fig.1Spin-launchedVehicleTechnicalConceptions

全彈規(guī)模與入軌能力關(guān)系Fig.3RelationshipbetweenTotalMissileMassandOrbit-entryCapability

王歡歡等Spinlaunch運(yùn)載器旋轉(zhuǎn)發(fā)射技術(shù)方案分析第6期813.1懸臂拉力方案對(duì)于旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，懸臂拉力方案如圖4所示，需設(shè)計(jì)有配重以保證運(yùn)行平衡。由于懸臂長度規(guī)模大，以及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度需要。高強(qiáng)度鋼屈服強(qiáng)度在1370MPa以上，抗拉強(qiáng)度1620MPa以上，考慮到降低成本與安全性需要，結(jié)構(gòu)應(yīng)力為20[]FmrSS（16）式中F為懸臂所承受的向心力；S為懸臂橫截面積。懸臂質(zhì)量至少為bmlS（17）式中為懸臂材料密度；l為懸臂長度。則平均功率需求為2200b1122mvJWPtt（18）式中W為系統(tǒng)所需的總能；bJ為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。設(shè)懸臂為勻質(zhì)梁，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為2bb3mLJ通過以上分析，考慮相同質(zhì)量的配重，總的功率需求為2P=37.05MW�？紤]真空環(huán)境下的機(jī)械效率與電機(jī)效率[9]，電廠功率需求至少需要50MW級(jí)的發(fā)電機(jī)組為系統(tǒng)提供用電需求。角速度為=47.1rad/s=2700（°）/s。發(fā)射時(shí)間誤差1ms時(shí)，角度偏差2.7°；當(dāng)要求發(fā)射角度誤差在1°以內(nèi)時(shí)，發(fā)射時(shí)間誤差在0.37ms，對(duì)控制系統(tǒng)能力要求較高。圖4懸臂拉力方案示意Fig.4CantileverTensionScheme3.2壁面支撐方案運(yùn)載器固定于壁面的弧形導(dǎo)軌上，離心機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)運(yùn)載器沿環(huán)形滑軌運(yùn)動(dòng)加速，如圖5所示。圖5壁面支撐方案示意Fig.5WallSupportScheme壁面最大壓力為2Nmax0Fmr（19）滑軌車最大摩擦力為smaxNmaxFF（20）式中NmaxF為運(yùn)載器環(huán)形運(yùn)動(dòng)最大離心力；為摩擦系數(shù)�；墢�(qiáng)度需滿足：smax[]FS（21）滾動(dòng)摩擦系數(shù)[10]取0.001時(shí)，摩擦力為

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號(hào)：3617456