一种运载器垂直回收着陆系统、运载器及展开方法

摘要

本申请提供一种运载器垂直回收着陆系统、运载器及展开方法，其中系统包括至少3组均匀分布在运载器尾段侧壁的着陆装置；每组着陆装置包括一端铰接在运载器尾段侧壁底部的摇臂、与摇臂的另一端通过第一扭簧转轴连接的支腿；支腿靠近运载器尾段的一侧设有支腿锁机构；支腿在运载器发射或飞行状态时通过爆炸螺栓与运载器尾段的侧壁固定连接；摇臂靠近运载器尾段的一侧设有可折叠的缓冲器和撑杆，还设有撑杆锁；撑杆远离缓冲器的一端与运载器尾段的侧壁可转动连接；撑杆靠近运载器尾段侧壁的一侧还通过关节轴承与作动筒的活塞杆端部连接。本申请整体采用折叠撑杆方式，对运载器外形及结构影响较小，具有结构紧凑、单一执行机构、可重复使用等优点。

说明书

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，特别涉及一种运载器垂直回收着陆系统、运载器及展开方法。

背景技术

着陆回收技术作为重复使用运载器发展中最为关键的技术，其着陆返回过程也是最复杂、最重要和最紧张的阶段，在一定程度上决定了全部飞行的成功与否。着陆回收过程中运载器的无损和定点着陆是实现运载器可重复使用和多次使用的关键。随着国外新一代高可靠性、高安全性、低成本运载器的发展，尤其以美国太空探索技术公司(SpaceX)和蓝色起源(Blue Origin)等民营企业为代表的可重复使用运载器的出现带动了着陆回收技术新的发展。

以SpaceX公司“猎鹰9号”(Falcon9)火箭为代表的着陆缓冲装置整体采用四点布置方案，单个着陆装置为摇臂式结构方案，其主要组成包括多级伸缩作动筒、摇臂、推杆、上位锁定机构。着陆装置通过三级伸缩杆收藏在火箭尾部外侧的摇臂内，缓冲器集成在三级伸缩杆端部，着陆装置在火箭着陆前一直处于上位折叠状态，摇臂通过锁机构固定在火箭尾部外侧壁面上，摇臂在折叠状态同时起到整流罩作用。在接收到展开指令后，上位锁定机构首先完成解锁动作；然后推杆工作，推动摇臂运动，通过机构死点后，在重力及多级伸缩作动筒推动下开始展开，着陆装置放下到位后，作动筒每一级均处于锁定状态，进而保证缓冲装置处于着陆姿态。Falcon9着陆装置机构设计非常巧妙，也具有较好的通用性，但该种形式的着陆机构存在过死点问题，需要多套执行机构，此外其三级伸缩作动筒每一级均需要有锁紧机构，作动、锁定技术及工作流程较为复杂。另外其多级作动筒所需收藏空间较大，对其摇臂的收藏空间要求较高，进而对气动外形影响较大，尤其是对于大气层内飞行器的高超声速运载器，存在较大的气动阻力和气动热效应。

以Blue Origin公司“新谢泼德”(New Shepard)火箭为代表的着陆缓冲装置整体也是采用四点布置方案，不同于“猎鹰9号”的摇臂式结构，其可看成是四连杆支柱式结构。其主要组成包括作动筒、缓冲支柱、斜撑杆、承力部件、锁机构及口盖展开机构等组成。整个缓冲装置收藏在火箭尾部内部空间中，虽然不占用外部空间，对火箭气动外形影响较小，但占用一定的内部空间，对传统火箭内部结构总体布局影响较大，不具备一般通用性。此外这种机构展开后稳定距较小，不适用于重心较髙的运载器。这也给该型着陆装置的适用性带来了一定的局限性。

发明内容

本发明的目的是针对重复使用运载器设计一种具有单一驱动机构、着陆稳定性好、对运载器气动外形和内部结构空间影响较小的运载器垂直回收着陆系统、方法及运载器。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案如下：

第一方面，本发明提供一种运载器垂直回收着陆系统，包括至少3组均匀分布在运载器尾段侧壁的着陆装置；

每组所述着陆装置包括一端铰接在运载器尾段侧壁底部的摇臂、与所述摇臂的另一端通过第一扭簧转轴连接的支腿；

所述支腿靠近所述运载器尾段的一侧设有支腿锁机构，所述支腿锁机构的一端与所述支腿远离摇臂的一端铰接，另一端与所述摇臂靠近所述支腿的一端通过关节轴承连接；所述支腿在火箭发射或飞行状态时通过爆炸螺栓与所述运载器尾段的侧壁固定连接；

所述摇臂靠近所述运载器尾段的一侧设有可折叠的缓冲器和撑杆；所述缓冲器的一端与所述摇臂靠近所述支腿的一端通过关节轴承连接，另一端与所述撑杆的端部可转动连接；所述缓冲器与所述撑杆的可转动连接处安装有撑杆锁，所述撑杆锁在所述缓冲器和撑杆折叠状态时为解锁状态，直线状态时为锁定状态；所述支腿锁机构与所述撑杆锁同步锁定；

所述撑杆远离所述缓冲器的一端与所述运载器尾段的侧壁铰接；所述撑杆靠近所述运载器尾段侧壁的一侧还通过关节轴承与作动筒的活塞杆端部连接；所述作动筒的另一端与所述运载器尾段的侧壁铰接；所述作动筒由火箭上的气源供气，所述作动筒的气源回路上设有用于打开或关闭气源回路的电磁阀。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述支腿与所述摇臂靠近所述运载器尾段的一侧向远离所述运载器尾段的一侧凹陷形成第一凹槽；所述第一扭簧转轴、支腿锁机构、缓冲器、撑杆和作动筒在火箭发射或飞行状态时收纳在所述第一凹槽内。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述运载器尾段的侧壁对应所述第一凹槽设有第二凹槽。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述支腿和摇臂的外侧壁涂覆有硅橡胶基防热涂层。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述撑杆锁包括通过扭簧可转动地固定在所述撑杆侧壁的锁钩、安装在所述撑杆端面的传感器、从所述撑杆的端面径向伸出的撑杆端面凸台；所述撑杆端面凸台与锁钩同侧设置；所述撑杆端面凸台卡在所述锁钩内；

所述缓冲器与所述撑杆的可转动连接端位于所述撑杆的端面一侧，且远离所述锁钩设置；所述缓冲器的端面径向伸出有缓冲器端面凸台；所述缓冲器端面凸台在所述缓冲器转动至与所述撑杆成一条直线时，卡入所述锁钩内，所述传感器被缓冲器端面挤压发出上锁信号。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述支腿锁机构为内置钢球锁伸缩筒或卡环锁伸缩筒。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述作动筒为活塞式气动作动筒。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述缓冲器为油簧式缓冲器。

第二方面，本申请还提供一种运载器，所述运载器的尾段上安装有上述的运载器垂直回收着陆系统。

第三方面，本申请提供一种运载器垂直回收着陆系统的展开方法，包括以下步骤：

接收着陆装置展开指令，控制爆炸螺栓爆炸，使得支腿与运载器尾段解锁；

打开设置在所述作动筒的气源回路中的电磁阀，给作动筒供气，使得作动筒的活塞杆缩回拉动撑杆，折叠状态的撑杆和缓冲器同步展开至直线状态时撑杆锁锁定，支腿与摇臂在第一扭簧转轴的扭簧力作用下同步展开直至支腿锁机构锁定。

本发明的有益成果为：由于本申请设有单一的执行机构-作动筒，机构展开过程中不存在死点，系统可靠性高；由于本申请结构简单紧凑，使得收藏空间小，对运载器气动外形和内部结构空间影响较小，与传统火箭具有较好的兼容性；本申请采用多层折叠方式，撑杆与缓冲器折叠展开设计可实现减少收起状态的收藏空间，支腿与摇臂折叠展开设计可实现起到缓冲装置的整流罩作用；本申请通过至少3组着陆装置布局，可提升火箭着陆的稳定性。本申请中的撑杆锁只需要在地面人工解锁后，着陆装置即可重复使用。

根据本申请实施例提供的技术方案，通过在支腿和摇臂上设置第一凹槽，在运载器尾段的侧壁上进一步设置第二凹槽，为收起状态提供收藏空间。

根据本申请实施例提供的技术方案，通过在支腿和摇臂外涂覆硅橡胶基防热涂层，可起到防热作用，可降低内部机构工作的温度环境，保护内部结构。

综上所述，本发明给出了一种重复使用运载器垂直回收着陆系统，该装置整体采用折叠撑杆方式，具有结构紧凑，运动机构简单无死点，单一执行机构等优点，另外对运载器外部气动外形和内部结构空间影响较小，具有较好的着陆稳定性和产品通用性，尤其适用于高超声速运载器。

附图说明

图1为本发明实施例1的垂直回收着陆装置展开状态结构图。

图2为本发明实施例1的垂直回收着陆装置折叠状态结构图。

图3为本发明实施例1的单个回收着陆装置折叠状态结构图。

图4至图7为本发明实施例1中锁定机构的锁定过程的结构示意图。

图8为本发明实施例3的流程图。

附图标记：1.支腿，2.支腿锁机构，3.第一扭簧转轴，4.缓冲器，5.摇臂，6.撑杆锁，7.撑杆，8.作动筒；9、运载器尾段；10、第一凹槽；11、第二凹槽；12、第二扭簧转轴；14、传感器；15、撑杆端面凸台；13、锁钩；16、缓冲器端面凸台。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1

本实施了提供一种运载器垂直回收着陆系统，包括4组均匀分布在运载器尾段侧壁的着陆装置；在其他实施例中，着陆装置的数量也可以是大于等于3个中的其他数量，本申请中的着陆装置的数量为4个，均匀分布在运载器尾段9的四个象限内，使得着陆过程稳定可靠。

如图2所示，每组所述着陆装置包括一端铰接在运载器尾段9侧壁底部的摇臂5、与所述摇臂5的另一端通过第一扭簧转轴3连接的支腿1；图2所示的为火箭发射或飞行状态下着陆装置的结构示意图，支腿1和摇臂5处于收起的状态，支腿1与摇臂5贴合，支腿1通过爆炸螺栓固定在运载器尾段9侧壁，此时二者共同起到整流罩作用，优选的此外二者外侧设计有硅橡胶基防热涂层，可降低内部机构工作的温度环境。

如图1火箭着陆状态下的结构示意图及图3支腿1与摇臂5收起状态的部分剖视结构示意图所示，所述支腿1靠近所述运载器尾段9的一侧设有支腿锁机构2，所述支腿锁机构2的一端与所述支腿1远离摇臂5的一端铰接，另一端与所述摇臂5靠近所述支腿1的一端通过关节轴承连接；支腿锁机构例如可以是航空领域常用的内置钢球锁伸缩筒或卡环锁伸缩筒；关节轴承可以避免在运动过程中出现卡滞风险，进而提升锁定可靠性；所述支腿1在火箭发射或飞行状态时通过爆炸螺栓与所述运载器尾段9的侧壁固定连接；

所述摇臂5靠近所述运载器尾段9的一侧设有可折叠的缓冲器4和撑杆7；所述缓冲器4的一端与所述摇臂5靠近所述支腿1的一端通过关节轴承连接，另一端与所述撑杆7的端部可转动连接；所述缓冲器4与所述撑杆7的可转动连接处安装有撑杆锁6，所述撑杆锁6在所述缓冲器4和撑杆7折叠状态时为解锁状态，直线状态时为锁定状态；所述支腿锁机构2与所述撑杆锁6同步锁定；

所述撑杆7远离所述缓冲器4的一端与所述运载器尾段9的侧壁铰接；所述撑杆7靠近所述运载器尾段侧壁的一侧还通过关节轴承与作动筒8的活塞杆端部连接；所述作动筒8的另一端与所述运载器尾段的侧壁铰接；所述作动筒8由运载器上的气源供气，所述作动筒8的气源回路上设有用于打开或关闭气源回路的电磁阀。

其中，本实施例中，所述撑杆锁6包括通过第二扭簧转轴12可转动地固定在所述撑杆7侧壁的锁钩13、安装在所述撑杆7端面的传感器14、从所述撑杆7的端面径向伸出的撑杆端面凸台15；所述撑杆端面凸台15与锁钩13同侧设置；所述撑杆端面凸台15卡在所述锁钩13内；

所述缓冲器4与所述撑杆7的可转动连接端位于所述撑杆7的端面一侧，且远离所述锁钩13设置；所述缓冲器4的端面径向伸出有缓冲器端面凸台16；所述缓冲器端面凸台16在所述缓冲器4转动至与所述撑杆7成一条直线时，卡入所述锁钩13内，此时所述传感器14被缓冲器4端面挤压发出上锁信号。

如图4所示，撑杆锁6处于解锁状态时，锁钩13在第二扭簧转轴12的扭簧力作用下贴在撑杆7一侧。如图5所示，当撑杆7在作动筒8作用下开始与缓冲器4发生相对转动时，缓冲器端面凸台16开始挤压锁钩13，锁钩13受挤压力后开始克服第二扭簧转轴12的扭簧力张开。如图6所示，缓冲器端面凸台16开始滑入锁钩13内侧凹槽，此时传感器14开始被触发。如图7所示，直至缓冲器端面凸台16完全滑入锁钩13内侧凹槽内，撑杆端面凸台15和缓冲器端面凸台16贴合，锁钩13在扭簧力作用下开始反向转动，并卡住撑杆端面凸台15和缓冲器端面凸台16，同时传感器14被挤压反馈锁定信号，上锁完成，撑杆锁6处于锁定状态。解锁时，只需要将锁钩在地面人工撬开即可使得撑杆7和缓冲器4再次实现转动直至图4解锁状态。

其中传感器14例如可以为压力传感器，在被缓冲器4端面挤压时被触发发出上锁信号。

其中，本实施例中，所述作动筒8为活塞式气动作动筒。

其中，本实施例中，所述缓冲器4为油簧式缓冲器，具有较好的耐热性能。

优选地，本实施例中，所述支腿1与所述摇臂5靠近所述运载器尾段9的一侧向远离所述运载器尾段9的一侧凹陷形成第一凹槽10；所述第一扭簧转轴3、支腿锁机构2、缓冲器4、撑杆7和作动筒8在火箭发射或飞行状态时收纳在所述第一凹槽10内。

优选地，本实施例中，所述运载器尾段9的侧壁对应所述第一凹槽10设有第二凹槽11。在本实施例中，第一凹槽10和第二凹槽11均存在，在其他实施例中，也可选择性得设置只有第一凹槽或第二凹槽。第一凹槽10和/或第二凹槽11的设计，配合本实施例的多层折叠结构，使得正常飞行时，着陆装置可以巧妙的收纳在第一凹槽10和/或第二凹槽11内，结构紧凑，可实现减少收起状态的收藏空间。

优选地，本实施例中，所述支腿1和摇臂5的外侧壁涂覆有硅橡胶基防热涂层，防热涂层可保护二者内部的结构件。

本实施例的工作原理为：

如图2～图3所示，当运载器处于发射或者飞行过程时，支腿1与摇臂5通过带第一扭簧转轴3连接在一起，此时第一扭簧转轴3中扭簧被压缩，支腿1与摇臂5贴合，通过爆炸螺栓固定在运载器主体上，二者共同起到整流罩作用，此外二者外侧设计有防热涂层，可降低内部机构工作的温度环境。缓冲器4与撑杆7可转动连接在一起，此时撑杆锁6处于解锁状态，二者折叠在一起。

如图1所示，当运载器处于回收着陆过程末端时，控制系统发出“着陆装置展开”指令，解锁螺栓工作，完成解锁，同时控制作动筒8的气源回路中的电磁阀打开，高压气体给作动筒8供气，作动筒8活塞杆缩回驱动折叠撑杆7与缓冲器4展开，直至二者成一直线状态后通过撑杆锁6完成构型锁定，与此同时支腿1与摇臂5在第一扭簧转轴3作用下同步展开，到位后通过支腿锁机构2完成锁定。

通过上述过程着陆装置实现从折叠到展开的运动，整个过程为一个四连杆机构通过锁机构完成构型到位锁定，近而实现着陆缓冲支撑功能。当下次重复使用时，仅需要将撑杆锁6用工具完成解锁后，将整个机构按照前述过程的逆动作进行折叠即可。

本实施例设有单一的执行机构-作动筒，机构展开过程中不存在死点，系统可靠性高；本申请结构简单紧凑，使得收藏空间小，对运载器气动外形和内部结构空间影响较小，与传统火箭具有较好的兼容性；本申请采用多层折叠方式，撑杆与缓冲器折叠展开设计可实现减少收起状态的收藏空间，支腿与摇臂折叠展开设计可起到缓冲装置的整流罩作用；本实施例通过4组着陆装置布局，可提升火箭着陆的稳定性。

实施例2

本实施例提供一种运载器，所述运载器的尾段上安装有实施例1中的运载器垂直回收着陆系统，在本实施例中，运载器为火箭，在其他实施例中，运载器也可以是返回舱、月球着陆器、行星着陆器等垂直着陆的航空航天飞行器。

实施例3

如图8所示，本实施例提供一种使用实施例1所述的运载器垂直回收着陆系统的展开方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1.接收着陆装置展开指令，控制爆炸螺栓爆炸，使得支腿1与运载器尾段9解锁；

S2.打开设置在所述作动筒8的气源回路中的电磁阀，给作动筒8供气，使得作动筒8的活塞杆缩回拉动撑杆7，折叠状态的撑杆7和缓冲器4同步展开至直线状态时撑杆锁6锁定，支腿1与摇臂5在第一扭簧转轴3作用下同步展开直至支腿锁机构2锁定。

以上技术方案阐述了本发明的技术思路，不能以此限定本发明的保护范围，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上技术方案所作的任何改动及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。