低成本、快響應的衛(wèi)星發(fā)射技術具有很高的商業(yè)價值,能夠適應載荷快速發(fā)射與任務更新需求。美國初創(chuàng)公司提出Spinlaunch運載器技術方案,可實現微納衛(wèi)星5次/天、5000美元/kg載荷的發(fā)射任務。對發(fā)射系統(tǒng)方案進行研究,通過參數估算對入軌能力、發(fā)射裝置方案等進行可行性分析。結果表明運載器可以實現100kg級載荷的入軌需求。并提出3種可行的發(fā)射裝置方案,對其應用潛力進行評估。懸臂拉力方案耗能最小,但運載器承受過載較大,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;動量加速方案中,運載器要承受較大的沖擊過載,給結構設計帶來技術難度。 

【文章來源】：導彈與航天運載技術. 2020,(06)北大核心CSCD

【文章頁數】：6 頁

【部分圖文】：

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

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

王歡歡等Spinlaunch運載器旋轉發(fā)射技術方案分析第6期813.1懸臂拉力方案對于旋轉結構，懸臂拉力方案如圖4所示，需設計有配重以保證運行平衡。由于懸臂長度規(guī)模大，以及結構強度需要。高強度鋼屈服強度在1370MPa以上，抗拉強度1620MPa以上，考慮到降低成本與安全性需要，結構應力為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為轉動慣量。設懸臂為勻質梁，轉動慣量為2bb3mLJ通過以上分析，考慮相同質量的配重，總的功率需求為2P=37.05MW�？紤]真空環(huán)境下的機械效率與電機效率[9]，電廠功率需求至少需要50MW級的發(fā)電機組為系統(tǒng)提供用電需求。角速度為=47.1rad/s=2700（°）/s。發(fā)射時間誤差1ms時，角度偏差2.7°；當要求發(fā)射角度誤差在1°以內時，發(fā)射時間誤差在0.37ms，對控制系統(tǒng)能力要求較高。圖4懸臂拉力方案示意Fig.4CantileverTensionScheme3.2壁面支撐方案運載器固定于壁面的弧形導軌上，離心機轉動帶動運載器沿環(huán)形滑軌運動加速，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為運載器環(huán)形運動最大離心力；為摩擦系數�；墢姸刃铦M足：smax[]FS（21）滾動摩擦系數[10]取0.001時，摩擦力為

【參考文獻】：
期刊論文
[1]微納衛(wèi)星專用發(fā)射運載器發(fā)展趨勢研究[J]. 戰(zhàn)培國.  航空科學技術. 2013(06)
[2]國外固體運載火箭技術的新進展與啟示[J]. 楊毅強.  固體火箭技術. 2012(05)
[3]單級入軌運輸器的發(fā)射技術研究[J]. 朱森元.  導彈與航天運載技術. 2001(05)



本文編號：3617456