CN109987257A - 火箭回收系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭回收系统，包括探测模块、控制模块和执行模块；其中所述探测模块用于接收待回收火箭的位置和飞行状态信息；所述控制模块用于在所述位置和飞行状态信息满足回收条件时，控制所述执行模块执行对所述待回收火箭的辅助回收。本发明的火箭回收系统，可以通过待回收火箭的位置和飞行姿态等，调整位置及状态，从而在火箭接触平台之前或瞬间，通过对火箭执行辅助支撑，避免火箭的倾倒和侧翻，从而提高了火箭回收的成功率。

Description

火箭回收系统

技术领域

本发明涉及火箭回收技术领域，尤其涉及一种火箭回收系统。

背景技术

火箭回收技术是航天技术领域的一颗璀璨明珠，是航天技术实力的综合体现，因此，也受到了各个航天大国的极大关注。目前国内尚无已经投入使用的液体火箭回收方案。美国的Space X公司、蓝色起源公司已经多次成功进行了火箭的回收。例如，Space X公司在其最近几次发射中所采用的火箭回收技术方案是：在火箭子级降落过程中，通过主发动机点火实现减速，同时以姿控发动机调整火箭子级的飞行姿态，从而确保火箭以近乎垂直的姿态下落。在下落的火箭子级接近地面时，处于收拢状态的支撑腿打开，从而使火箭平稳的支撑在着陆表面上(例如，地面或海上平台)。

具体而言，火箭子级的底部设置可收放的支撑腿。在火箭飞行的过程中，支撑腿可以始终处于收拢状态。火箭子级工作结束并与箭体分离后，主发动机关机，火箭子级飞往预定的落区或者飞回发射场。在靠近地面的时候，主发动机重新点火起动，火箭减速。在落地前支撑腿在高压气体的作用下展开并锁定。火箭子级在最后触地瞬间，通过主发动机控制速度降低到0，并通过展开的支撑腿站稳在回收场地或回收船舶上。

这种火箭子级的垂直回收技术，对火箭降落时的姿态及速度的控制要求很高，如果火箭子级降落的姿态或速度控制不好，很可能会造成火箭的倾倒或爆炸，从而导致火箭回收彻底失败。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种火箭回收系统，其可以通过待回收火箭的位置和飞行姿态等，调整位置及状态，从而在火箭接触平台之前或瞬间，通过对火箭执行辅助支撑，避免火箭的倾倒和侧翻，从而提高了火箭回收的成功率。

本发明提供的火箭回收系统包括探测模块、控制模块和执行模块；其中所述探测模块用于接收待回收火箭的位置和飞行状态信息；所述控制模块用于在所述位置和飞行状态信息满足回收条件时，控制所述执行模块执行对所述待回收火箭的辅助回收。

在一个实施例种，所述控制模块用于预设回收条件；所述控制模块在所述位置和飞行状态信息满足所述预设回收条件时，向所述执行模块发送回收指令；所述执行模块在接收到所述回收指令后，执行对所述待回收火箭的辅助回收。

在一个实施例中，所述预设回收条件包括待回收火箭与所述执行模块的相对位置在可回收范围内；所述待回收火箭在距离地面第一距离时的飞行姿态及飞行速度满足回收要求。

在一个实施例中，所述控制模块用于根据所述可执行模块与所述待回收火箭的最长交汇距离判断所述可回收范围；其中所述可执行模块与所述待回收火箭之间的相对距离大于所述最长交汇距离时，所述待回收火箭不在所述可回收范围内；且所述可执行模块与所述待回收火箭之间的相对距离小于或等于所述最长交汇距离时，所述待回收火箭在所述可回收范围内。

在一个实施例中，所述探测模块用于检测所述待回收火箭的飞行姿态和飞行速度，且在所述第一距离在500米以内时，所述待回收火箭的飞行姿态满足火箭发动机的尾部靠近地球表面，头部远离地球表面，且所述飞行速度的垂直分量小于10米/秒。

在一个实施例中，所述控制模块用于根据所述待回收火箭与所述执行模块的相对位置，所述待回收火箭的飞行速度及飞行方向，计算所述执行模块的运动速度及运动方向，并控制所述执行模块以该运动速度和该运动方向与所述待回收火箭相向运动。

在一个实施例中，所述运动方向与所述待回收火箭的水平分量相反。

在一个实施例中，所述执行模块在所述待回收火箭之前运动到回收位置，从而所述执行模块在所述回收位置执行对所述待回收火箭的辅助回收。

在一个实施例中，所述探测模块用于实时探测所述待回收火箭的位置、运动速度和飞行姿态，所述控制模块用于根据所述位置、所述运动速度和所述飞行姿态信息，调整所述执行模块的运动速度和方向，以确保所述执行模块在所述待回收火箭之前运动至回收位置，并执行对所述待回收火箭的辅助支撑。

在一个实施例中，所述控制模块用于控制所述执行模块以与所述待回收火箭运动方向的水平分量相反的方向减速向所述回收位置运动。

在一个实施例中，所述执行模块包括可移动回收平台、作动机构及辅助支撑结构；其中所述可移动平台设置于回收范围以内，所述辅助支撑结构设置于所述可移动平台，所述作动机构用于接收控制模块发动的回收指令，并在接收到回收指令信号后，驱动所述辅助支撑结构执行对待回收火箭的辅助支撑。

在一个实施例中，所述可移动平台的表面包括沿第一方向并列布置在所述可移动平台的第一导轨；所述作动机构包括设置于所述可移动平台的电机；所述支撑结构包括第一组杆状部件以及设于所述第一组杆状部件的夹持件，所述支撑结构还包括第二组杆状部件以及设于所述第二组杆状部件的夹持件，所述夹持件用于夹持所述待回收火箭的中部以上；其中所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件的一端分别设于第一导轨内，所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件在所述电机的带动下，可以沿所述第一导轨运动，且在所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件相向运动时，设于所述第一组杆状部件的所述夹持件与设于所述第二组杆状部件的所述夹持件彼此配合，从待回收火箭的两侧夹持所述待回收火箭。

本发明的实施例，通过采用火箭回收装置，可以显著地降低对火箭降落时的姿态要求，避免火箭在着陆瞬间倾覆，提高火箭回收的成功率。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为本发明实施例的火箭回收系统框图。

图2-3为本发明实施例的执行模块的结构示意图。

图4为本发明实施例的一种通过齿轮及齿条传动方式将发动机的转动转变为夹持件的线性运动的结构示意图。

图5-6为本发明实施例的可执行模块的结构示意图。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

现有的液体火箭回收技术，需要在火箭子级上增加例如4个可伸缩的支撑腿，并且配备一套高压气体作动机构。其中，高压气体作动机构用于在待回收的火箭子级接近着陆面时展开支撑腿，无疑增加了火箭系统的复杂性和结构重量。

在火箭起飞阶段，这些增设的机构显然是对火箭飞行无用的死重，降低了火箭的运载能力。此外，采用现有的火箭回收技术，必须在火箭子级降落过程中对火箭子级的速度和姿态进行精确控制，并使火箭子级在触地瞬间速度降低至0，同时姿态保持垂直。同样地，在海上回收火箭时，除了上述对地面回收火箭时的要求外，对海况的要求也比较高。例如，用于火箭回收的船身在子级火箭降落时不能有较大幅度的摆动。

参见图1，本发明提供的火箭回收系统包括探测模块100、控制模块200和执行模块300。其中所述探测模块100用于接收待回收火箭的位置和飞行状态信息；所述控制模块200用于在所述位置和飞行状态信息满足回收条件时，控制所述执行模块300执行对所述待回收火箭的辅助回收。本发明的火箭回收系统，可以根据待回收火箭的飞行状态，自行匹配地调整执行模块的位置及状态，以在执行模块所属的回收场地内自动地实现对待回收火箭的回收操作，从而提高火箭回收的成功概率。

例如，探测模块100、控制模块200可以与执行模块300可以彼此分开设置。例如，探测模块100和控制模块200设置于地面回收控制中心，执行模块300设置于火箭回收区域。探测模块100接收到火箭飞行信息之后，可以将信号转发给控制模块200，设置于火箭回收区域执行模块300通过其配置的信号接收器接收控制模块200发送的控制信号，并执行相应的辅助回收操作。或者，探测模块100与一体设置的控制模块200和执行模块300彼此分开设置，即探测模块100设置于地面信号接收中心，用以接收返回火箭的飞行信号，控制模块200和执行模块300一体地设置于火箭回收区域。在此情况下，远离火箭回收区域的探测模块100可以将探测到的火箭飞行信息，发送给控制模块200，控制模块200控制执行模块300执行对待回收火箭的辅助回收。

另外，探测模块100、控制模块200以及执行模块300可以一体设置，即探测模块100和控制模块200设置于执行模块100上，以随执行模块300同步运动，从而进一步提高了火箭回收系统的自动化程度。例如，探测模块100可以包括信号接收器，控制模块200可以为电连接信号接收器的微处理器，执行模块300为机械辅助支撑结构。

在一个实施例中，所述控制模块200用于预设回收条件。所述控制模块200在所述位置和飞行状态信息满足所述预设回收条件时，向所述执行模块300发送回收指令。所述执行模块300在接收到所述回收指令后，执行对所述待回收火箭的辅助回收。例如，控制模块200中可以预设火箭回收过程中多个参数的阈值范围，在这些回收参数在阈值范围以内时，控制模块200控制执行模块300进行对返回火箭的辅助回收工作。反之，控制模块200在火箭飞行信息与预设回收条件不符时，即不执行任何操作。

例如，探测模块100可以在回收时间内，实时连续探测火箭飞行信息，并实时将火箭飞行信息与预设回收条件进行比较，以便执行相应的操作。在此情况下，预设回收条件中设置的阈值参数(例如，待回收火箭子级的位置、飞行姿态和速度)等可以为与时间相关的函数，控制模块200根据实时接收的火箭子级飞行信息与相应的预设回收条件中各参数在该时刻的范围比较，执行后续操作。

在一个实施例中，确保火箭子级成功回收的第一个条件是：所述预设回收条件包括待回收火箭与所述执行模块300的相对位置在可回收范围内。确保火箭子级成功回收的第二个条件是：所述待回收火箭在距离地面第一距离时的飞行姿态及飞行速度满足回收要求。

例如，火箭回收系统或者火箭回收系统的执行模块300可以部署于回收场附近(回收场附近具有可供执行模块运动的回收区域)，执行模块300可以在回收区域内灵活运动。火箭一子级分离之后，靠重力下落，并在下落一定高度后，通过主发动机点火降速。为了能够确保火箭一子级的回收，一子级的降落区域必须在回收区域内。即待回收火箭子级与执行模块300的相对位置在可回收的范围内(该范围也包括在火箭一子级在降落前可以靠其横向移动能力移动至可回收范围的上方，因此，在一子级火箭具有横向能力的同时，该可回收范围在地面的投影面积大于供执行模块运动的地面可回收区域的面积)。

同样，随着待回收火箭子级的下落，并逐渐接近地面回收区域，火箭一子级的姿态应逐渐接近其最终回收状态(主发动机侧靠近地面，另一侧远离地面，且尽可能的保持竖直状态)。例如，在上述第一距离小于500米的情况下，其轴线与重力方向的夹角不大于30度。进一步地，当待回收火箭与地面地距离下降至100米以内时，该角度不大于10度。在待回收火箭与地面距离下降至50米以内时，该角度不大于3度，以确保待回收火箭子级有足够的时间调整至最终的回收状态。另外，火箭一子级在回收瞬间，速度尽量降低至与执行模块300接触冲击时不会损坏火箭部件的程度。且较佳地，火箭待回收子级的速度在与执行模块300接触的瞬间降低至0。

在一个实施例中，例如，执行模块300可以在地面回收区域内灵活移动，且为了执行模块300能够对待回收火箭进行辅助支撑，待回收火箭子级在回收前，应当运动到执行模块300的正上方。所述控制模块200根据所述可执行模块300与所述待回收火箭的最长交汇(交汇指待回收火箭运动到执行模块的正上方)距离计算火箭子级的可回收范围，其中最长交汇距离指在待回收火箭子级降落前，执行模块300和待回收火箭子级均以最大交汇速度运动至彼此交汇(待回收火箭子级位于执行模块的正上方)沿回收区域通过的距离。其中所述可执行模块300与所述待回收火箭子级在地面的投影位置大于最长交汇距离时，待回收火箭不在所述可回收范围内。可执行模块300与所述待回收火箭在地面的投影之间的距离小于或等于所述最长交汇距离时，待回收火箭的子级在可回收范围内。且考虑到待回收火箭子级子级可能需要在执行模块上方进行姿态调整，优选地，可执行模块300与所述待回收火箭在地面的投影之间的距离小于所述最长交汇距离，从而为执行模块与待回收火箭子级的姿态调整，及火箭子级在执行模块的降落，以及执行模块的辅助回收动作提供足够的时间。

需要说明的是，如果待回收火箭子级无法降落到回收区域，例如，即使启动横移发动机也无法降落到回收区域时，本发明实施例的回收系统无法进行火箭子级的辅助回收。

本发明实施例的火箭回收系统，通过根据待回收火箭与执行模块的相对距离、彼此运动的最大速度、地面回收区域、以及最长交汇距离，可以精确判断火箭的可回收性，从而避免子级火箭不满足回收要求时，避免强行回收火箭时对回收系统的损坏。

在一个实施例中，所述探测模100块用于检测所述待回收火箭的飞行姿态和飞行速度，且在所述第一距离在500米以内时，所述待回收火箭的飞行姿态满足火箭发动机的尾部靠近地球表面，头部远离地球表面，且所述飞行速度的垂直分量小于10米/秒。在第一距离小于10米时，待回收子级的飞行速度的垂直分量小于1米/秒。本发明的实施例通过进一步探测子级火箭距离地面一定距离时的飞行姿态和速度，可以提高火箭回收的成功率，避免火箭倾覆或摔毁。

在一个实施例中，所述控制模块200用于根据所述待回收火箭与所述执行模块300的相对位置，所述待回收火箭的飞行速度及飞行方向，计算所述执行模块300的运动速度及运动方向，并控制所述执行模块300以该运动速度和该运动方向与所述待回收火箭相向运动。例如，探测模块100可以实时探测待回收火箭的飞行速度、飞行方向，及位置，实时计算执行模块300的运动速度及运动方向，从在待回收火箭子级降落前，执行模块300可以运动至火箭子级的正下方。

在该实施例中，控制模块200对执行模块300运动速度及方向的控制可以分为粗调阶段和精调阶段。在粗调阶段，例如，在子级火箭距离地面较远(例如，在子级火箭距离地面500米以上)时，控制模块200可以根据子级火箭的水平运动方向，控制执行模块300沿与该水平运动方向相反的方向朝向待回收子级火箭运动。在该阶段，控制模块200不必对执行模块的运动方向和速度实时精确调整，因此，减少了所需的数据处理量，提高了控制模块的运算速度，也避免了火箭子级频繁转向的能量消耗。例如，在该阶段，探测模块100可以间隔数秒检测一次子级火箭的运动方向和速度，控制模块200在执行模块300的运动方向与子级火箭方向差别不大(例如，连线基本在同一直线上或者夹角在20度以内)时，无需改变执行模块当前的运动方向。

在精调阶段，例如，随着子级火箭逐渐接近地面(例如，在子级火箭距离地面300米以内)时，控制模块可以根据子级火箭的当前位置和地面水平投影运动方向实时调整执行模块300的运动方向，从而确保在任意时刻，执行模块300的运动方向与待回收火箭的运动方向的连线均在一条直线上，且控制模块200可以根据执行模块300与子级火箭的地面投影的相对距离逐渐减小而降低执行模块300的运动速度，以确保子级火箭准确降落在执行模块300上的回收中心附近。

在该实施例中，如果执行模块300与子级火箭交汇时，二者在竖直方向仍有较大距离(即在交会时，执行模块先于子级火箭到达地面回收点)时，执行模块300可以在子级火箭的正下方固定，且子级火箭调整其横向速度为零，从而子级火箭缓慢向执行模块300下落。这种情况可以给执行模块、子级火箭预留更多的时间调整自身状态，从而进一步降低火箭回收难度。

例如，为了使执行模块300先于待回收子级火箭运动至回收区域，探测模块100用于实时探测待回收火箭的位置、运动速度和飞行姿态，控制模块200可以根据位置、运动速度和飞行姿态信息，调整所述执行模块的运动向和速度方向，以确保执行模块300可以在待回收火箭之前运动至地面回收区域的回收位置，并在调整其姿态后，等待执行对待回收火箭的辅助支撑。

参见图2，在一个实施例中，所述执行模块300包括可移动回收平台301、作动机构302及辅助支撑结构303。其中所述可移动平台301设置于地面回收区域以内，其初始位置可以在待回收子级火箭的预定降落位置附近，以减少执行模块300的运动距离，确保可移动平台301尽快的移动至返回的子级火箭的正下方。

例如，可移动平台301配备发动机及由发动机驱动的轮式结构，从而可移动回收平台301可以通过发动机驱动设置于其一侧的轮式结构驱动可移动平台301在回收区域内运动。例如，可移动平台在发射区域的最终位置可以通过接收北斗、GPS等导航系统的信息后通过可移动平台301的车辆控制系统精确控制。

例如，可移动平台301的靠近地面一侧可以设置锚固结构，在可移动平台301运动到回收位置的时候，通过其锚固结构进入(钻入)其下方的地面而避免其在水平方向发生移动。具体地，锚固结构可以为固定设于可移动平台301下方的可伸缩电钻结构，在可移动平台301运动到位后，电钻可以在电机的带动下高速旋转，钻入地面深处获得支撑。优选地，可移动平台301下方可以均匀布置4-10个电钻支撑结构，从而进一步提高可移动平台301的稳定性。所述辅助支撑结构303固定设置于所述可移动平台301上，所述作动机构302用于接收控制模块200发动的回收指令，并在接收到回收指令信号后，驱动所述辅助支撑结构303执行对待回收火箭的辅助支撑。

如图3所示，在一个实施例中，例如，所述可移动平台301的表面包括沿第一方向并列布置在可移动平台301的第一导轨3011。两个支撑结构303的一端可滑动地设置在导轨3011内，另一端设有夹持件3031。两个支撑结构303在作动机构302的作用下，可以沿第一导轨运动，从而在两个支撑结构303彼此靠近时设于支撑结构另一端的两个夹持件3031彼此扣合实现对火箭子级的夹持。

例如，第一导轨3011可以包括滑槽，支撑结构303的一端固定连接滑块，且滑块配置于滑槽中，在滑块受到沿水平方向的力的作用时，可以带动支撑结构沿第一导轨3011运动。为了进一步提高支撑结构303在导轨上的稳定性，滑槽的两个内侧面包括内凹的配合部，且滑槽底面可以包括凸起的配合部，滑块包括位于其两侧的突起部及位于下表面的内凹部，从而通过其两侧的突出部插入两个内凹的配合部，且内凹部进入滑槽底面的突起部，实现滑槽与滑块的稳定配合。本领域技术人员可以，滑槽与滑块的内凹部和突起部也可以彼此调换，或者二者可以包括更多的内凹与外凸的配合结构，进一步提高滑块与滑槽配合的稳定性，从而提高支撑结构对返回火箭支撑的稳定性。此外，为了改善滑块移动的灵活性，可以在滑槽与滑块的接触部分设置滑珠或者涂敷润滑油等。

参见图4，作动机构302可以包括电机3021、配合电机3021旋转的齿轮3022，滑块的外侧面可以设置用于与齿轮3022配合的齿条。其中，发动机3021固定设置于可移动平台301，且发动机3021的转轴可以大致垂直于可移动平台301。齿轮3022的径向方向可以与齿条所在的表面垂直，在滑块的侧面设有齿条的情况下，齿轮3022的径向方向垂直于滑块3032的侧面(若滑块的齿条位于顶面，发动机3021带动的齿轮3022可以从齿条的正上方与齿条咬合传动)，且齿轮3022与齿条咬合。如图所示，在发动机带动齿轮沿S1方向旋转时，齿轮3022带动设有齿条的滑块3032在水平方向S2沿上述第一导轨3011运动。例如，在两个支撑结构303在相向运动时，滑块3032的运动极限位置时，可以恰好是两个夹持件3031彼此扣合的位置，从而彼此扣合的夹持件将火箭子级限制在可移动平台上。

例如，将发动机的转动转换为滑块沿第一导轨的运动的机构也可以为涡轮蜗杆机构、丝杠机构、曲柄机构、凸轮机构或链条传动机构等。

在该实施例中，例如，如图5所示，夹持件3031通过杆状部件3033连接可移动平台301一侧，其中，在两个杆状部件3033沿第一导轨3011运动时，带动夹持件3031向另一个夹持件3031运动，并通过接触子级火箭的外表面实现对火箭的辅助支撑。例如，每个夹持件3031为可以匹配火箭子级外周的半圆弧结构(其直径可以大于火箭子级的直径)，在两个第一夹持件运动到位的时候，夹持火箭外周的部分构成匹配火箭外周的固定圆弧。本发明实施例的火箭回收装置，通过两个夹持件的相向运动，可以从火箭的两侧将降落至可移动平台的火箭固定，避免其在降落时发生倾覆。

例如，优选地，两个夹持件3031为彼此匹配的弧形结构，且其中一个夹持件3031的弧形结构设有沿其周向方向的内孔，另一个夹持件3031的弧形结构的两个四分之一弧段的尺寸及形状分别匹配对应的内孔，从而在两个第一夹持件3031彼此相向运动时，其中一个夹持件的夹持端可以深入另一个夹持端的内孔中，以将子级火箭限制在两个夹持端之内。例如，两个夹持件尺寸可以大于火箭地直径，例如，为火箭直径的2-10倍，从而降低的火箭子级在可移动平台上降落的精度要求，提高火箭子级回收的成功率。

如图6所示，在该实施例中，例如，杆状部件3033可以在其长度方向间隔固定多个夹持件3031，从而在杆状部件3033带动夹持件3031彼此相向运动时，可以对火箭子级沿轴向方向形成间隔的多组夹持，提高火箭子级在可移动平台上的稳定性。

在该实施例中，例如，可移动平台301的一个表面可以包括沿第一方向平行布置的两对导轨，其中处于内侧的一对导轨形成内滑动副，处于外侧的一对导轨构成外滑动副。例如一对夹持件3031可以用于沿内滑动副运动，另一对夹持件3031可以沿外滑动副运动。例如，一对夹持件3031可以为固定锁或固定绳，且另一对夹持件3031可以为固定锁或固定绳，两对夹持件3031相向运动，且在交汇后继续沿原方向运动，从而固定锁或固定绳可以将子级火箭拴紧。由于固定锁和固定绳具有可变性的性能，因此，采用这种结构，第一对内外导轨和间隔设置的第二对内外导轨可以有较大的距离，从而在绳索运动时，可以有更大的概率锁住降落到可移动平台的子级火箭，且由于绳索的易变形性可以更好的根据回落火箭的姿态和位置提供恰当的张紧力，提高了火箭回收成功概率。

如前所述，沿内滑动副滑动的杆状部件3032以及外滑动副滑动的杆状部件3032沿长度方向可以分别设置多个固定锁或固定绳，从而在火箭子级降落至可移动平台时，通过沿内滑动副运动的杆状部件3032带动其长度方向设置的多组固定锁或固定绳以及沿外滑动副运动的杆状部件带动其长度方向设置的多组固定锁或固定绳，可以沿火箭子级的轴向方向形成多道绑缚，从而确保火箭子级在可移动平台上的稳定回收。

在一个实施例中，例如，所述可移动平台301的表面包括沿第一方向并列布置在所述可移动平台301的第一导轨3011和沿第二方向并列布置在所述可移动平台的第二导轨。所述作动机构302包括设置于所述可移动平台301的电机3021。所述支撑结构303包括第一夹持件和第二夹持件，所述第一夹持件和所述第二夹持件用于夹持所述待回收火箭的中部以上。其中两个所述第一夹持件分别通过杆状部件设于第一导轨内，且两个第一夹持件在所述第一方向上彼此间隔，在所述电机3021的带动下，两个所述第一夹持件在杆状部件的带动下彼此相向运动，以在所述第一方向上，从所述待回收火箭的两侧夹持所述待回收火箭。两个所述第二夹持件分别通过杆状部件设于第二导轨内，且两个所述第二夹持件在所述第二方向上彼此间隔，在所述电机的带动下，杆状部件带动两个所述第二夹持件彼此相向运动，以在所述第二方向上，从所述待回收火箭的两侧夹持所述待回收火箭。例如，两个第二夹持件与两个第一夹持件在火箭的轴向方向的夹持位置不同，从而通过对火箭子级形成沿轴线方向的多点夹持，提高火箭子级回收的可靠性。

如前所述，两个第一夹持件可以为彼此匹配的半圆、弧形结构，且二者的端部可以为彼此插合的结构。两个第二夹持件可以为彼此匹配的半圆、弧形结构，且二者的端部可以为彼此插合的结构。

在该实施例中，例如，两个第一夹持件所固定连接的杆状部件设于第一导轨的一端可以在水平作用力下带动第一夹持件沿导轨运动。同样，两个第二夹持件所固定连接的杆状部件设于第二导轨的一端可以在水平作用力的作用下沿第二导轨运动。例如，水平作用力可以由电机配合齿轮齿条机构、同步带机构或者丝杆结构实现。其中，齿轮齿条机构、同步带机构或丝杆机构可以将电机的转动转变为杆状部件在导轨内的直线运动。

本发明的实施例，通过采用火箭回收装置，可以显著地降低对火箭降落时的姿态要求，避免火箭在着陆瞬间倾覆，提高火箭回收的成功率。

本发明的火箭回收装置和系统，可以配合现有采用支撑腿支撑方式的火箭，但可移动平台的供火箭回收降落的部分相应地匹配打开支撑腿的火箭子级，从而进一步提高火箭子级回收的成功率。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方。或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)。随机存取存储器(RAM，Random，Access，Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序校验码的介质。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

Claims (12)

1.一种火箭回收系统，其特征在于，包括探测模块、控制模块和执行模块；

其中所述探测模块用于接收待回收火箭的位置和飞行状态信息；

所述控制模块用于在所述位置和飞行状态信息满足回收条件时，控制所述执行模块执行对所述待回收火箭的辅助回收。

2.根据权利要求1所述的火箭回收系统，其特征在于，

所述控制模块用于预设回收条件；

所述控制模块在所述位置和飞行状态信息满足所述预设回收条件时，向所述执行模块发送回收指令；

所述执行模块在接收到所述回收指令后，执行对所述待回收火箭的辅助回收。

3.根据权利要求1所述的火箭回收系统，其特征在于，所述预设回收条件包括待回收火箭与所述执行模块的相对位置在可回收范围内；所述待回收火箭在距离地面第一距离时的飞行姿态及飞行速度满足回收要求。

4.根据权利要求3所述的火箭回收系统，其特征在于，所述控制模块用于根据所述可执行模块与所述待回收火箭的最长交汇距离判断所述可回收范围；

其中所述可执行模块与所述待回收火箭之间的相对距离大于所述最长交汇距离时，所述待回收火箭不在所述可回收范围内；且所述可执行模块与所述待回收火箭之间的相对距离小于或等于所述最长交汇距离时，所述待回收火箭在所述可回收范围内。

5.根据权利要求3所述的火箭回收系统，其特征在于，所述探测模块用于检测所述待回收火箭的飞行姿态和飞行速度，且在所述第一距离在500米以内时，所述待回收火箭的飞行姿态满足火箭的主发动机的尾部靠近地球表面，头部远离地球表面，且所述飞行速度的垂直分量小于10米/秒。

6.根据权利要求3所述的火箭回收系统，其特征在于，所述控制模块用于根据所述待回收火箭与所述执行模块的相对位置，所述待回收火箭的飞行速度及飞行方向，计算所述执行模块的运动速度及运动方向，并控制所述执行模块以该运动速度和该运动方向与所述待回收火箭相向运动。

7.根据权利要求6所述的火箭回收系统，其特征在于，所述运动方向与所述待回收火箭运动速度的水平分量相反。

8.根据权利要求6所述的火箭回收系统，其特征在于，所述执行模块在所述待回收火箭之前运动到回收位置，从而所述执行模块在所述回收位置执行对所述待回收火箭的辅助回收。

9.根据权利要求8所述的火箭回收系统，其特征在于，所述探测模块用于实时探测所述待回收火箭的位置、运动速度和飞行姿态，所述控制模块用于根据所述位置、所述运动速度和所述飞行姿态信息，调整所述执行模块的运动速度和方向，以确保所述执行模块在所述待回收火箭之前运动至回收位置，并执行对所述待回收火箭的辅助支撑。

10.根据权利要求9所述的火箭回收系统，其特征在于，所述控制模块用于控制所述执行模块以与所述待回收火箭运动方向的水平分量相反的方向减速向所述回收位置运动。

11.根据权利要求1-10任一项所述的火箭回收系统，其特征在于，所述执行模块包括可移动回收平台、作动机构及辅助支撑结构；

其中所述可移动平台设置于回收范围以内，所述辅助支撑结构设置于所述可移动平台，所述作动机构用于接收控制模块发动的回收指令，并在接收到回收指令信号后，驱动所述辅助支撑结构执行对待回收火箭的辅助支撑。

12.根据权利要求11所述的火箭回收系统，其特征在于，所述可移动平台的表面包括沿第一方向并列布置在所述可移动平台的第一滑轨；所述作动机构包括设置于所述可移动平台的电机；所述支撑结构包括第一组杆状部件以及设于所述第一组杆状部件的夹持件，所述支撑结构还包括第二组杆状部件以及设于所述第二组杆状部件的夹持件，所述夹持件用于夹持所述待回收火箭的中部以上；

其中所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件的一端分别设于所述第一导轨内，所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件在所述电机的带动下，可以沿所述第一导轨运动，且在所述第一组杆状部件和所述第二组杆状部件相向运动时，设于所述第一组杆状部件的所述夹持件与设于所述第二组杆状部件的所述夹持件彼此配合，从待回收火箭的两侧夹持所述待回收火箭。