CN109855480A - 固体运载火箭子级回收结构及弹道式、弹道—升力式再入航天器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固体运载火箭子级回收结构及弹道式、弹道—升力式再入航天器，其中，回收结构包括子级本体，子级本体的头部前舱内设置有前气囊、尾舱内设置有后气囊，前气囊和后气囊均为柔性可折叠充气式热防护气囊，前气囊和后气囊充气完成后为开口相对的花瓣状伞式结构，子级本体的尾舱外侧均匀设置有至少四块减速板，子级本体的头部前舱和/或尾舱内设置有降落伞，头部前舱内设置有反作用控制系统，尾舱内设置有栅格舵、电源和压气机，尾舱的外侧固连有高压气瓶，前气囊的充气以高压气瓶快速充气为主、压气机压缩充气为辅，后气囊的充气以压气机压缩充气为主、高压气瓶快速充气为辅。该回收结构的方案简单、系统复杂程度低。

Description

固体运载火箭子级回收结构及弹道式、弹道—升力式再入航 天器

技术领域

本发明涉及的是一种固体运载火箭子级回收结构及弹道式、弹道—升力式再入航天器，属于固体运载火箭子级回收技术领域。

背景技术

如图1所示，固体运载火箭子级回收技术主要是指利用航天器再入返回技术解决子级分离、大气层再入、安全着陆、回收和重复使用的问题，因此回收技术相当复杂，它与子级分离后的返回过程和飞行轨道密切相关。

子级返回过程指的是沿其飞行轨道直接进入、或者离开它原来发行的轨道沿转变后的轨道进入地球的大气层，并通过大气层中的大气减速，安全降落在地球上的过程。子级返回过程一般可分为如下几个阶段：

a.子级分离段：从分离开始到子级离开固体运载火箭结束，或者子级离开火箭某一安全距离为止，分离点的位置、速度、姿态角、分离角速度、分离安全距离等构成子级飞行轨道要素；

b.转入返回轨道的过渡段：从分离结束到进入地球稠密大气层之前的被动段，地球高真空(稀薄大气)大气层高度一般取80km-120km，过渡段运行轨道一般不加以控制，因此属于大气层外自由下降段；

c.再入大气层(或再入段)：在高真空中下降运动的过渡段是一条开普勒轨道，当下降到气动作用明显(例如，气动力达到重力的1％)的区域时，返回器的运动就开始偏离开普勒轨道，此时就进入了大气层再入段，再入点E为再入段的起点，也是气动力起明显作用的稠密大气层的最高点；对于降落伞着陆系统垂直着陆的子级，其再入段是从E点减速下降到降落伞着陆系统开始工作的这一段轨道。该段从子级开始进入大气层起，至离地面10km-20km高度处止；

d.转入返回轨道的着陆段：该段为利用降落伞或其它减速形式使返回器安全降落在地球表面的终段轨道。降落伞在10km-20km以下的高度开始工作，一般是采用两级减速：先在12km-7km的高度打开一个面积很小的减速伞，将返回器初步减速，然后在7km-3km的高度打开面积较大的主伞，保证返回器以安全速度着陆。

总之，返回过程遇到的环境条件比发射过程和运行过程复杂和恶劣。要完成子级返回过程，只有保证发射、分离、返回、再入大气层、着陆到发现找回的每一个过程或过程中的每一个环节的工作都正常，子级返回任务才算成功。

固体运载火箭子级的无损回收是个很大难题，几乎没有商业成功先例，而对于可重复使用商业火箭来说，具有相当大的价值和意义。对长细比较大的子级来说，传统的再入返回器技术难以适用，因为气动外形很不规则，热防护更难以突破，还有安全返回和精确回收问题，所有解决这些问题的技术又不能过于复杂、昂贵，种种制约因素使得子级回收少有人问津和付诸实施。

发明内容

本发明要解决的技术问题，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种方案简单、系统复杂程度低的固体运载火箭子级回收结构及应用该子级回收结构的弹道式再入航天器和弹道—升力式再入航天器。

本方案是通过如下技术措施来实现的：该固体运载火箭子级回收结构包括子级本体，所述子级本体的头部前舱内设置有前气囊，所述子级本体的尾舱内设置有后气囊，所述前气囊和后气囊均为柔性可折叠充气式热防护气囊，所述前气囊和后气囊充气完成后为开口相对的花瓣状伞式结构，且前气囊和后气囊的中心连线与子级本体的中心线重合，所述子级本体的尾舱外侧均匀设置有至少四块减速板，所述子级本体的头部前舱和/或尾舱内设置有降落伞，所述头部前舱内设置有反作用控制系统，所述尾舱内设置有栅格舵、电源和压气机，所述尾舱的外侧固连有高压气瓶，所述栅格舵和压气机与电源电连接；所述前气囊的充气以高压气瓶快速充气为主、压气机压缩充气为辅，所述后气囊的充气以压气机压缩充气为主、高压气瓶快速充气为辅。

优选地，所述减速板为矩形板或圆弧形板，且减速板中靠近尾舱端部的一端为自由端、远离尾舱端部的一端与尾舱外侧壁铰接。

优选地，各减速板展开后的最大横向包络线为圆形，且该圆形的直径小于前气囊充气后的最大直径。

优选地，所述前气囊和后气囊分别包括自外向内依次设置的防热涂层、隔热层和气囊本体。

优选地，所述防热涂层为环氧树脂涂层。

优选地，所述隔热层包括自内向外依次设置的密封气囊、约束层、温度防护层和防撞层。

优选地，所述密封气囊的材质为双轴尼龙，所述约束层的材质为凯夫拉或聚酰亚胺，所述温度防护层的材质为芳纶、金属箔或陶瓷柔性隔热毡，所述防撞层的材质为编织陶瓷织物、碳布或陶瓷纤维。

本发明还提供了一种弹道式再入航天器，它采用具有至少一种上述技术特征的固体运载火箭子级回收结构。

本发明还提供了一种弹道—升力式再入航天器，它采用具有至少一种上述技术特征的固体运载火箭子级回收结构。

本方案的有益效果：该固体运载火箭子级回收结构中，前气囊和后气囊对子级本体形成了充气式热防护系统，该充气式热防护系统轻质、柔性、可折叠，能实现多次重复使用，且气囊的充气以高压气瓶快速充气和压气机压缩充气相结合的方式，充分发挥前气囊的减速和热防护作用以及后气囊的无损着陆功能。减速系统以子级本体头部充气式防热罩(防热涂层和隔热层)为主、以尾部减速板为辅，两者相辅相成，这种减速结构可以减轻回收结构的整体重量。本技术方案充分考虑了子级回收所涉及的气动、热防护、结构、安全着陆的问题，而且考虑了技术经济性、成本等，技术经济可行性很高，对于促进商业火箭可重复使用具有重大意义。采用该子级回收结构的弹道式再入航天器，其方案简单，系统复杂程度低，采用该子级回收结构的弹道—升力式再入航天器，借用栅格舵+反作用控制系统的姿控方案，着陆精度更高，系统复杂程度可控，由此可见，本发明与现有技术相比，具有突出的实质性特点和显著的进步，其实施的有益效果也是显而易见的。

附图说明

图1为固体运载火箭子级回收过程示意图。

图2为本发明具体实施方式中前气囊和后气囊充气后的结构示意图。

图3为图2的左视图。

图4为本发明具体实施方式中前气囊和后气囊折叠后的结构示意图。

图5为本发明具体实施方式中前气囊打开时的结构示意图。

图6为图5的左视图。

图7为前气囊的结构示意图。

图8为本发明具体实施方式采用单伞着陆时的结构示意图。

图9为本发明具体实施方式采用双伞着陆时的结构示意图。

图10为本发明具体实施方式采用翼伞着陆时的结构示意图。

图中，Ⅰ-起飞，Ⅱ-子级分离，Ⅲ-子级返回，Ⅳ-气囊充气展开，Ⅴ-降落伞回收，Ⅵ-子级定点着陆，1-后气囊，2-子级本体，3-前气囊，4-减速板，5-反作用控制系统，6-栅格舵、电源和压气机，7-降落伞，8-翼伞，9-头部前舱，10-尾舱，11-高压气瓶。

具体实施方式

为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本方案进行阐述。

一种固体运载火箭子级回收结构，如图所示，它包括子级本体2，所述子级本体2的头部前舱9内设置有前气囊3，所述子级本体2的尾舱10内设置有后气囊1，所述前气囊3和后气囊1均为柔性可折叠充气式热防护气囊，所述前气囊3和后气囊1充气完成后为开口相对的花瓣状伞式结构，且前气囊3和后气囊1的中心连线与子级本体2的中心线重合。在上升段，前气囊3和后气囊1未充气，折叠置于子级本体2内，在降落段，前气囊3和后气囊1充气，并包覆在头部前舱9和尾舱10外侧，再入大气层时对头部前舱9和尾舱10形成热防护层。所述前气囊3和后气囊1分别包括自外向内依次设置的防热涂层、隔热层和气囊本体，所述隔热层和气囊本体采用航天类胶粘剂粘接，如北京航天材料和工艺研究所生产的航天用环氧树脂类胶粘剂。所述隔热层可以设置多层，防热涂层和隔热层构成防热罩。所述防热涂层为环氧树脂涂层，如北京航天材料和工艺研究所生产的TR-48防热涂层。所述隔热层包括自内向外依次设置的密封气囊、约束层、温度防护层和防撞层，其中，所述密封气囊的材质为双轴尼龙类材料，所述约束层的材质为凯夫拉或聚酰亚胺，所述温度防护层的材质为芳纶、金属箔或陶瓷柔性隔热毡，所述防撞层的材质为编织陶瓷织物、碳布或陶瓷纤维，所述编织陶瓷织物、陶瓷纤维可选用美国3M公司生产的Nextel系列陶瓷氧化物连续纤维。这种结构的前气囊3和后气囊1具有如下特点：

a、轻质、柔性、可折叠，使前气囊3和后气囊1能承受地面冲击和气动冲刷，其结构稳定性和强度较高，同时能够保持良好的气动外形，折叠和高度压缩后紧固在头部前舱9和尾舱10内，使整个结构可以实现轻质化和可重复使用；

a、充气展开后，能长时间经受空间环境的作用；

b、再入大气层时，具有热防护功能，有助于降低热流密度和加热温度，能经受再入过程中的气动加热而不破坏，结构稳定性较好。

所述子级本体2的尾舱10外侧均匀设置有至少四块减速板4，所述减速板4为矩形板或圆弧形板，且减速板4中靠近尾舱10端部的一端为自由端、远离尾舱10端部的一端与尾舱10的外侧壁铰接，各减速板4展开后的最大横向包络线为圆形，且该圆形的直径小于前气囊3充气后的最大直径。这种结构可以保证前气囊3的阻力系数大于减速板4的阻力系数，使子级本体2的减速系统以充气后的前气囊3为主、以减速板4为辅，在实现减速功能的前提下，可以减轻子级本体2的重量。

所述子级本体2的头部前舱9和/或尾舱10内设置有降落伞7，即可实现单伞、双伞着陆缓冲，其中单伞可采用翼伞8，翼伞8可提高落点精度。

所述头部前舱9内设置有反作用控制系统5，所述尾舱10内设置有栅格舵、电源和压气机6，所述尾舱10的外侧固连有高压气瓶11，所述栅格舵和压气机与电源电连接，高压气瓶11和电源可以为头部前舱9和尾舱10内的设备供气和供电，子级姿控方案为栅格舵+反作用控制系统。所述前气囊3的充气以高压气瓶11快速充气为主、压气机压缩充气为辅，所述后气囊1的充气以压气机压缩充气为主、高压气瓶11快速充气为辅，这样可以充分发挥前气囊3的减速和热防护作用以及后气囊1的无损着陆作用，即后气囊1只在子级本体2落地前打开，防止二次着陆撞击。

该固体运载火箭子级回收结构可以将再入航天器的附加设备布局在头部前舱9和尾舱10内的很小空间内，而不会牺牲较多的火箭运载能力，且前气囊3和后气囊1可以重复使用。

针对不同规模的子级回收要求，该固体运载火箭子级回收结构有两种返回弹道可供选择：

1、弹道式再入航天器：它采用具有至少一种上述技术特征的固体运载火箭子级回收结构，该方案简单，系统复杂程度低，虽然着陆精度较低，但对于较小子级是可以接受的方案；

2、弹道—升力式再入航天器：它采用具有至少一种上述技术特征的固体运载火箭子级回收结构，借用栅格舵+反作用控制系统的姿控方案，着陆精度更高，系统复杂程度可控。

本发明中未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。本发明并不仅限于上述具体实施方式，本领域普通技术人员在本发明的实质范围内做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种固体运载火箭子级回收结构，它包括子级本体，其特征是：所述子级本体的头部前舱内设置有前气囊，所述子级本体的尾舱内设置有后气囊，所述前气囊和后气囊均为柔性可折叠充气式热防护气囊，所述前气囊和后气囊充气完成后为开口相对的花瓣状伞式结构，且前气囊和后气囊的中心连线与子级本体的中心线重合，所述子级本体的尾舱外侧均匀设置有至少四块减速板，所述子级本体的头部前舱和/或尾舱内设置有降落伞，所述头部前舱内设置有反作用控制系统，所述尾舱内设置有栅格舵、电源和压气机，所述尾舱的外侧固连有高压气瓶，所述栅格舵和压气机与电源电连接；所述前气囊的充气以高压气瓶快速充气为主、压气机压缩充气为辅，所述后气囊的充气以压气机压缩充气为主、高压气瓶快速充气为辅。

2.根据权利要求1所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：所述减速板为矩形板或圆弧形板，且减速板中靠近尾舱端部的一端为自由端、远离尾舱端部的一端与尾舱外侧壁铰接。

3.根据权利要求2所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：各减速板展开后的最大横向包络线为圆形，且该圆形的直径小于前气囊充气后的最大直径。

4.根据权利要求1、2或3所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：所述前气囊和后气囊分别包括自外向内依次设置的防热涂层、隔热层和气囊本体。

5.根据权利要求4所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：所述防热涂层为环氧树脂涂层。

6.根据权利要求5所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：所述隔热层包括自内向外依次设置的密封气囊、约束层、温度防护层和防撞层。

7.根据权利要求6所述的固体运载火箭子级回收结构，其特征是：所述密封气囊的材质为双轴尼龙，所述约束层的材质为凯夫拉或聚酰亚胺，所述温度防护层的材质为芳纶、金属箔或陶瓷柔性隔热毡，所述防撞层的材质为编织陶瓷织物、碳布或陶瓷纤维。

8.一种弹道式再入航天器，其特征是：它采用上述权利要求1-7任一权利要求所述的固体运载火箭子级回收结构。

9.一种弹道—升力式再入航天器，其特征是：它采用上述权利要求1-7任一权利要求所述的固体运载火箭子级回收结构。