CN106516169A - 一种星球表面着陆系统 - Google Patents

Abstract

一种星球表面着陆系统，包括载荷舱、连接机构和火箭旋翼组合发动机，载荷舱用于承载有效载荷和存储推进剂，一个以上的火箭旋翼组合发动机通过连接机构与载荷舱连接，所述火箭旋翼组合发动机包括外壳、旋翼以及设置在外壳内用于驱动旋翼的动力系统，所述旋翼设置在外壳的顶部且与外壳内的动力系统连接，旋翼在动力系统的驱动下旋转产生气动升力，提供着陆时星球表面着陆系统减速所需要的阻力，通过调节各火箭旋翼组合发动机上旋翼的转速，实现整个星球表面着陆系统的俯仰、滚转和偏航运动。通过使用火箭与旋翼的组合作为动力，充分减小了火箭尾气带走的能量，并且通过改变旋翼转速来实现飞行器的姿态控制，能够较好地解决现有技术中存在的问题。

Description

一种星球表面着陆系统

技术领域

本发明属于星球着陆设备技术领域，具体涉及一种用于有大气星球的表面着陆系统。

背景技术

目前世界各航天大国都在积极开展星球探测，美国、欧洲、俄罗斯、印度等国均已宣布了各自的火星探测或月球探测计划，中国也宣布在2020年开展火星探测的任务。星球着陆又称星球进入、下降和着陆(Entry,Descent and Landing,EDL)，用于将航天员、设备等有效载荷从星球轨道投送到星球表面，虽然时间很短，却是星球探测最为关键的技术之一。一般火星着陆器经降落伞减速后，接近火星表面时的稳定下降速仍在55～90m/s左右，因此，在触地之前需将着陆系统的速度进一步减小到触地装置允许的速度范围内，以完成有效载荷的星球表面投送。

参考文献“R.D.Braun,R.M.Manning,Mars Exploration Entry,Descent,andLanding Challenges.Journal ofSpacecraft and Rockets,Vol.44:310-323,2007”公开了一种着陆系统，文章对“海盗号”的着陆任务进行了描述，该着陆系统采用的是单组元变推力火箭发动机，可以将着陆垂直速度减小到2.4m/s左右，着陆水平速度小于1m/s，最后使用着陆支架进行缓冲着陆。

参考文献“P.Desai,P.Knocke,Mars Exploration Rovers Entry,Descent,andLanding Trajectory Analysis.AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference andExhibit,AIAA,Reston,VA,2004”指出，“火星漫游者”的着陆系统采用固体火箭发动机进行末端减速，着陆垂直速度8m/s左右，着陆水平速度11.5m/s左右，然后释放包裹火星车的缓冲气囊，完成着陆缓冲。

参考文献“D.W.Way et al.Mars Science Laboratory:Entry,Descent,andLanding System Performance.NASA LF99-3989,2006”描述了“火星科学实验室”的着陆系统，该系统由8台变推力火箭发动机提供动力，用于将垂直速度减小到0.75m/s，然后通过吊索将“好奇号”火星车释放到地面。

由以上研究可以看出，当前着陆系统的动力均使用火箭发动机。而火箭发动机主要是利用高速气流的反推作用产生推力的，高速尾气会带走很大一部分能量，推进剂的能量未能有效利用，因此存在推进效率低的问题。

再者，当前着陆系统都是通过若干个火箭发动机来实现飞行器俯仰、偏航和滚转等姿态控制，由于火箭发动机推力大小和矢量控制存在延时以及后效冲量等，导致着陆器的姿态控制复杂且困难，且着陆速度较大，因此存在着陆精度差的问题。火星环境复杂，很多不确定性因素会影响着陆精度，现有着陆系统不具备精确着陆的功能，无法实现较高着陆精度的目标。

发明内容

为了克服现有技术中着陆系统推进效率低，着陆系统着陆精度差的些缺陷，本发明提出了一种星球表面着陆系统，通过使用火箭与旋翼的组合作为动力，充分减小了火箭尾气带走的能量，并且通过改变旋翼转速来实现飞行器的姿态控制，能够较好地解决现有技术中存在的问题。

本发明采用的技术方案是：

一种星球表面着陆系统，包括载荷舱、连接机构和火箭旋翼组合发动机，载荷舱用于承载有效载荷和存储推进剂，一个以上的火箭旋翼组合发动机通过连接机构与载荷舱连接，所述火箭旋翼组合发动机包括外壳、旋翼以及设置在外壳内用于驱动旋翼的动力系统，所述旋翼设置在外壳的顶部且与外壳内的动力系统连接，旋翼在动力系统的驱动下旋转产生气动升力，提供着陆时星球表面着陆系统减速所需要的阻力，通过调节各火箭旋翼组合发动机上旋翼的转速，实现整个星球表面着陆系统的俯仰、滚转和偏航运动。

本发明所述载荷舱的气动外形采用“水滴”构型，底部为球冠状，用于增大气动阻力和提高体积空间。本发明所采用的连接机构可以采用伸缩式的连接管杆、可折叠的连杆、液压驱动的伸缩杆等形式实现，这些连接结构在现有技术中已经非常成熟。如参照文献：可伸缩折叠式四旋翼飞行器设计，李波陈等，机械研究与应用，2015年第2期，p121-124。

当火箭旋翼组合发动机为一个时，则采用载荷舱和火箭旋翼组合发动机一体式结构设计，用于驱动旋翼的动力系统设置在载荷舱内部，旋翼的位置设置在载荷舱的正上方，其形式为共轴双旋翼。火箭旋翼组合发动机和载荷舱一体化结构设计，是指火箭旋翼组合发动机其用于驱动旋翼的动力系统设置在载荷舱内部，旋翼设置在载荷舱的正上方，动力系统的输出端与旋翼的转轴连接。共轴双旋翼是指具有两个旋翼且两个旋翼安装在同一转轴上，由转轴同时驱动，两个旋翼安装在转轴的不同高度位置处。

当火箭旋翼组合发动机为两个以上时，火箭旋翼组合发动机中采用的旋翼为单旋翼。所有的火箭旋翼组合发动机均均匀分布在载荷舱的外围。进一步地所有的火箭旋翼组合发动机位于同一平面上且所在平面与载荷舱的轴线垂直。所述火箭旋翼组合发动机的数目根据具体情况设置，一般设为两个、三个、四个或五个。如火箭旋翼组合发动机为两个则同轴且对称分布。

进一步地，所述火箭旋翼组合发动机包括压气机、环形混合室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、燃气发生器、内轴、外轴、进气口、外壳、氧化剂供应管路、燃料供应管路和旋翼桨盘；所述外壳上开设有进气口，外壳内的压气机通过进气口吸入大气，所述环形混合室位于压气机的下方，所述压气机的出口端连接环形混合室的入口端，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，所述环形混合室的下方设置有高压涡轮，高压涡轮通过外轴与压气机连接并带动压气机转动，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮设置在高压涡轮的下方，并通过内轴与外壳外的旋翼桨盘连接，低压涡轮通过内轴带动旋翼桨盘转动，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管设置在环形混合室的出口端，尾喷管应是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接，尾喷管用于将混合气体的内能转换成火箭旋翼组合发动机的动能，外壳与尾喷管出口相连接。

进一步地，所述进气口开设在外壳的顶部，进气口的位置与外壳内压气机的进气口相对应。

进一步地，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，一台以上的燃气发生器均分别通过弯管与环形混合室联通，一台以上的燃气发生器成轴对称分布在环形混合室的外围。

进一步地，所述燃气发生器均与氧化剂供应管路和燃料供应管路连接，氧化剂供应管路和燃料供应管路上均设置有与燃气发生器一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器的上方，氧化剂供应管路和燃料供应管路通过输出接口为各燃气发生器提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路和燃料供应管路的输入端分别连接在外壳上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

进一步地，所述氧化剂供应管路以及燃料供应管路均呈环形分布，且氧化剂供应管路以及燃料供应管路均设置在燃气发生器的上方。

进一步地，在氧化剂供应管路和外壳之间还包括氧化剂流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的氧化剂流量；在燃料供应管路和外壳之间还包括燃料流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的燃料流量。

进一步地，氧化剂流量调节元件是氧化剂可调汽蚀文氏管，燃料流量调节元件是燃料可调汽蚀文氏管。

进一步地，旋翼桨盘上连接有两片以上成轴对称分布的桨叶，所述旋翼桨盘设置在外壳顶端的上方，旋翼桨盘连接固定在内轴上端且由内轴驱动进而带动其上的桨叶旋转产生升力。

进一步地，所述内轴上设置有减速器，减速器为机内偏心式减速器，减速器通过内轴连接低压涡轮和旋翼桨盘，用于匹配低压涡轮和旋翼桨盘的转速。

进一步地，压气机为六级轴流式压气机，等级增压，单级增压比为2.33。燃气发生器的混合比为3.5，喷管收缩比为2。高压涡轮和低压涡轮为冲击反作用式涡轮，其中高压涡轮的落压比为4.36，低压涡轮4的落压比为1.33。

进一步地，尾喷管为锥形喷管，喷管面积比为3.93，出口张角为25°。

进一步地，内轴和外轴均为空心轴，且外轴的高度与压气机出口的高度相平。

本发明的有益效果在于：

为实现提高推进效率的目标，着陆系统采用火箭旋翼组合动力，提供下降时系统减速所需要的阻力。通过动力涡轮把燃气发生器出口燃气中的部分焓转变为轴功率以驱动旋翼，旋翼在大气中旋转产生气动升力。燃气中剩下的焓在喷管中转为气流动能，直接产生推力。这样就有效降低了喷管出口气体的速度，进而提高了推进剂的利用率，最终提高了着陆系统的推进效率。

为实现精确着陆的目标，着陆系统借鉴了四旋翼飞行器的形式。通过在载荷舱周围均布旋翼，改变涡轮的功率来改变旋翼的转速，通过控制不同旋翼的转速，可以更为精确实现着陆系统的俯仰、滚转和偏航等姿态运动，增强着陆系统的机动性和稳定性，可以实现精确着陆。

附图说明

图1为一种星球表面着陆系统的整体结构示意图。

图2为火箭旋翼组合发动机的结构示意图。

图3为去掉旋翼后的火箭旋翼组合发动机的内部结构示意图。

图4为一种星球表面着陆系统的整体结构示意图(设有3个火箭旋翼组合发动机)。

图5为一种星球表面着陆系统的整体结构示意图(设有5个火箭旋翼组合发动机)

图6为一种星球表面着陆系统的整体结构示意图(设有1个火箭旋翼组合发动机)

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明。

参照图1，实施例1提供一种星球表面着陆系统结构示意图。本发明一种星球表面着陆系统，包括载荷舱101、连接机构102和火箭旋翼组合发动机103，载荷舱101用于承载有效载荷和存储推进剂，4个的火箭旋翼组合发动机103通过连接机构102与载荷舱101连接。所述火箭旋翼组合发动机103包括外壳13、旋翼以及设置在外壳13内用于驱动旋翼的动力系统，所述旋翼设置在外壳13的顶部且与外壳13内的动力系统连接，旋翼在动力系统的驱动下旋转产生气动升力，提供着陆时星球表面着陆系统减速所需要的阻力，通过调节各火箭旋翼组合发动机上旋翼的转速，实现整个星球表面着陆系统的俯仰、滚转和偏航运动。

如图1所示，载荷舱101的气动外形采用“水滴”构型，底部为球冠状，用于增大气动阻力和提高体积空间。本发明所采用的连接机构103可以采用伸缩式的连接管杆、可折叠的连杆、液压驱动的伸缩杆等形式实现，这些连接结构在现有技术中已经非常成熟。如参照文献：可伸缩折叠式四旋翼飞行器设计，李波陈等，机械研究与应用，2015年第2期，p121-124。

对于一个及以上的火箭旋翼组合发动机的分布形式有多种，当火箭旋翼组合发动机为一个时则采用载荷舱和火箭旋翼组合发动机一体式设计，旋翼的位置设置在载荷舱的正上方，其形式为共轴双旋翼。如图6所示，火箭旋翼组合发动机和载荷舱一体化结构设计，是指火箭旋翼组合发动机其用于驱动旋翼的动力系统设置在载荷舱内部，旋翼设置在载荷舱的正上方，动力系统的输出端与旋翼的转轴连接。共轴双旋翼是指具有两个旋翼且两个旋翼安装在同一转轴上，由转轴同时驱动，两个旋翼安装在转轴的不同高度位置处。

当火箭旋翼组合发动机为一个以上时，火箭旋翼组合发动机中采用的旋翼为单旋翼，所有的火箭旋翼组合发动机均均匀分布在载荷舱的外围。所述火箭旋翼组合发动机的数目根据具体情况设置，一般设为两个、三个、四个或五个。如图1所示，本实施例中，火箭旋翼组合发动机103设有四个，四个箭旋翼组合发动机103均匀分布在载荷舱101的周围且位于同一平面上，其所在平面与载荷舱101的轴线是垂直的。可以看到四个火箭旋翼组合发动机103是两两对称分布的，这样的设置便于进行飞行器的姿态控制，同时可以保证整个着陆系统的重心平衡。如图4所示，火箭旋翼组合发动机103设有三个，三个火箭旋翼组合发动机103均匀分布在载荷舱101的周围且位于同一平面上，其所在平面与载荷舱101的轴线是垂直的。如图5所示，火箭旋翼组合发动机103设有五个，五个火箭旋翼组合发动机103均匀分布在载荷舱101的周围且位于同一平面上，其所在平面与载荷舱101的轴线是垂直的。

参照图2和图3，本发明采用的火箭旋翼组合发动机包括压气机1、环形混合室2、高压涡轮3、低压涡轮4、尾喷管5、燃气发生器6、内轴7、外轴8、减速器9、进气口10、燃料流量调节元件11、氧化剂流量调节元件12、外壳13、氧化剂供应管路14、燃料供应管路15、弯管16、旋翼。其中旋翼包括桨盘17和桨叶18。燃料由燃料供应管路进入燃气发生器，在燃气发生器内燃烧生成高温高压燃气。同时，压气机吸入并进行压缩大气，大气与高温高压燃气在环形混合室内混合，产生混合气体。通过高压涡轮将混合气体的部分焓转变为外轴功率用以驱动压气机；随后低压涡轮将混合气体的另一部分焓转变为内轴功率用以驱动旋翼，旋翼在大气中转动产生气动升力。混合气体中剩下的焓值经过尾喷管转变为气流动能，直接产生推力。

其中压气机1，用于吸入大气，并对大气增温增压；环形混合室2，连接在所述压气机1的下游，用于将从外壳13顶部开设的进气口10吸入的大气与来自燃气发生器6的高温高压燃气混合，产生混合气体；燃气发生器6，通过弯管16连接在环形混合室2的四周，多台燃气发生器6成轴对称分布，并通过氧化剂供应管路14和燃料供应管路15与外壳13上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口连接。燃气发生器6用于产生高温高压燃气。高压涡轮3，连接在环形混合室2的下游，并通过外轴8与压气机1连接，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮4，连接在高压涡轮3的下游，并通过内轴7与旋翼桨盘17连接，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管5设置在环形混合室的出口端，尾喷管应是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接；旋翼桨盘17，位于外壳13上方，与内轴7上端相连接，用于带动桨叶旋转；桨叶18，旋翼桨盘17上连接有两片以上成轴对称分布的桨叶，所述旋翼桨盘17设置在外壳顶端的上方，旋翼桨盘17连接固定在内轴上端且由内轴驱动进而带动其上的桨叶旋转产生升力。

参见图2和图3，压气机1，用于吸入大气(大气可以是火星大气CO2，也可以空气等，根据着陆的星球不同，可以是其它气体)，并对大气增温增压，产生高温高压的气体，将压气机的机械能转化成气体的内能，为气体进入环形混合室2做好准备。所述环形混合室2位于压气机1的下方，所述压气机1的出口端连接环形混合室2的入口端，环形混合室2用于将压气机1吸入的大气与高温高压燃气混合，产生较为均匀的混合气体，为驱动高压涡轮3和低压涡轮4做准备。

用于产生高温高压燃气的燃气发生器6包括一台以上，一台以上的燃气发生器均分别通过弯管16连接在环形混合室2的四周且成轴对称分布(本实施例中有4台，也可以是2台或者3台)。燃气发生器均与环形的氧化剂供应管路14和环形的燃料供应管路15连接，氧化剂供应管路14以及燃料供应管路15均设置在燃气发生器6的上方。氧化剂供应管路14和燃料供应管路15上均设置有与燃气发生器6一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器6的上方，氧化剂供应管路14和燃料供应管路15通过输出接口为各燃气发生器6提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路14和燃料供应管路15的输入端分别连接在外壳13上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

在氧化剂供应管路14和外壳13之间还包括氧化剂流量调节元件12，用于调节进入燃气发生器6的氧化剂流量；在燃料供应管路15和外壳13之间还包括燃料流量调节元件11，用于调节进入燃气发生器6的燃料流量，最终改变燃气发生器6产生的燃气的流量以及压力，进而改变高压涡轮3和低压涡轮4的功率，最终可以改变旋翼的转速。如图2所示，氧化剂流量调节元件12可以是氧化剂可调汽蚀文氏管，燃料流量调节元件11可以是燃料可调汽蚀文氏管，既可以实现精确调节，又可以隔绝下游压力振荡对推进剂供应系统的影响。

火箭旋翼组合发动机通过设置压气机，压气机将火星大气进行加压，并与燃气发生器产生高温高压燃气在环形混合室进行混合，混合后的气体驱动高压涡轮转动，高压涡轮带动压气机转动；混合后气体继续驱动低压涡轮转动，再通过变速机构，进而带动旋翼转动，旋翼转动即可产生一部分升力。混合后的高温高压燃气经过涡轮以后，尽管会损失一部分压力和温度，但经过后面的大面积比尾喷管以后，仍然可以产生足够的喷管出口速度，产生另一部分升力。

由于高压涡轮和低压涡轮带走了高温高压混合气体的一部分能量，尾喷管出口的气体速度减小，进而减小了尾气带走的能量，提高了推进剂利用效率，最终提高了推进效率。

另外，环形混合室将压缩的大气与燃气发生器的尾气进行混合，降低了涡轮前温度，减轻了对涡轮的要求。

本发明通过将火箭发动机和旋翼组合，将火箭发动机尾气的一部分能量传递给旋翼，减小了尾气带走的能量，进而提高推进效率。

本发明中，减速器9为机内偏心式减速器，位于内轴7的上游，通过内轴7连接低压涡轮4和旋翼桨盘17，用于匹配低压涡轮4和旋翼桨盘17的转速；压气机1为六级轴流式压气机，等级增压，单级增压比为2.33；燃气发生器6的混合比为3.5，喷管收缩比为2；高压涡轮3和低压涡轮4为冲击反作用式涡轮，其中高压涡轮3的落压比为4.36，低压涡轮4的落压比为1.33；尾喷管5为锥形喷管，喷管面积比为3.93，出口张角为25°；内轴7和外轴8为空心轴，且外轴8的高度与压气机1出口的高度相平；弯管16的出口位置应位于环形燃烧室2的上游，保证燃气发生器6产生的高温高压燃气与压气机1吸入的高温高压气体充分混合，为驱动高压涡轮3和低压涡轮4做功做准备。

由上述描述可知，根据本发明的星球表面着陆系统充分利用了推进剂的化学能，提高推进效率；具备变流量功能，通过改变进入燃气发生器的流量最终可以改变旋翼的转速，以实现飞行器的控制。

与现有技术相比，本发明具有推进效率高的优势。通过涡轮把燃气发生器出口燃气中的部分焓转变旋翼的机械能，有效降低了喷管出口气体的动能，进而提高了推进剂的利用率，最终提高了着陆系统的推进效率。

与现有技术相比，本发明可以实现精确着陆。通过在载荷舱周围均布旋翼，可以实现类似四旋翼飞行器的俯仰、滚转和偏航运动，增强了着陆系统的机动性和稳定性，适用于精确着陆。

本发明通过火箭旋翼组合发动机的热力计算，证明采用火箭旋翼组合发动机能够显著提高着陆系统的推进效率，减少推进剂的消耗量。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。

Claims (10)

1.一种星球表面着陆系统，其特征在于，包括载荷舱、连接机构和火箭旋翼组合发动机，载荷舱用于承载有效载荷和存储推进剂，一个以上的火箭旋翼组合发动机通过连接机构与载荷舱连接，所述火箭旋翼组合发动机包括外壳、旋翼以及设置在外壳内用于驱动旋翼的动力系统，所述旋翼设置在外壳的顶部且与外壳内的动力系统连接，旋翼在动力系统的驱动下旋转产生气动升力，提供着陆时星球表面着陆系统减速所需要的阻力，通过调节各火箭旋翼组合发动机上旋翼的转速，实现整个星球表面着陆系统的俯仰、滚转和偏航运动。

2.根据权利要求1所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述载荷舱的气动外形采用“水滴”构型，底部为球冠状，用于增大气动阻力和提高体积空间。

3.根据权利要求1所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述火箭旋翼组合发动机为一个，火箭旋翼组合发动机和载荷舱一体化结构设计，用于驱动旋翼的动力系统设置在载荷舱内部，旋翼的位置设置在载荷舱的正上方且其形式为共轴双旋翼。

4.根据权利要求1所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述火箭旋翼组合发动机为两个以上，火箭旋翼组合发动机中采用的旋翼为单旋翼，所有的火箭旋翼组合发动机均均匀分布在载荷舱的外围。

5.根据权利要求1、2、3或4所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述火箭旋翼组合发动机包括压气机、环形混合室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、燃气发生器、内轴、外轴、进气口、外壳、氧化剂供应管路、燃料供应管路和旋翼桨盘；所述外壳上开设有进气口，外壳内的压气机通过进气口吸入大气，所述环形混合室位于压气机的下方，所述压气机的出口端连接环形混合室的入口端，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，所述环形混合室的下方设置有高压涡轮，高压涡轮通过外轴与压气机连接并带动压气机转动，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮设置在高压涡轮的下方，并通过内轴与外壳外的旋翼桨盘连接，低压涡轮通过内轴带动旋翼桨盘转动，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管设置在环形混合室的出口端，尾喷管应是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接，尾喷管用于将混合气体的内能转换成火箭旋翼组合发动机的动能，外壳与尾喷管出口相连接。

6.根据权利要求5所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述进气口开设在外壳的顶部，进气口的位置与外壳内压气机的进气口相对应。

7.根据权利要求5所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，一台以上的燃气发生器均分别通过弯管与环形混合室联通，一台以上的燃气发生器成轴对称分布在环形混合室的外围。

8.根据权利要求7所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述燃气发生器均与氧化剂供应管路和燃料供应管路连接，氧化剂供应管路和燃料供应管路上均设置有与燃气发生器一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器的上方，氧化剂供应管路和燃料供应管路通过输出接口为各燃气发生器提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路和燃料供应管路的输入端分别连接在外壳上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

9.根据权利要求8所述的星球表面着陆系统，其特征在于，所述氧化剂供应管路以及燃料供应管路均呈环形分布，且氧化剂供应管路以及燃料供应管路均设置在燃气发生器的上方。

10.根据权利要求9所述的星球表面着陆系统，其特征在于，在氧化剂供应管路和外壳之间还包括氧化剂流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的氧化剂流量；在燃料供应管路和外壳之间还包括燃料流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的燃料流量。