CN110116823A - 一种可回收和复用的固体运载火箭子级 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可回收和复用的固体运载火箭子级，包括子级本体、充气式热防护结构和固体火箭发动机；充气式热防护结构包括在展开状态下罩在前舱段的迎风面上呈回转体外形的前端气囊，前端气囊包括自内而外依次设置的柔性隔热层和防热涂层；固体火箭发动机包括具有供药柱放置的腔室的燃烧室壳体，燃烧室壳体的内壁上设有燃烧室热防护结构。通过采用热防护+减速+缓冲相结合的充气式热防护结构，前端气囊能保持良好的气动外形，子级在再入过程中不会因气动加热和较大的着陆冲击力而损坏，可以实现子级的回收，火箭发动机再通过重新装药、一次性使用零部件的更换等，可以实现子级及其发动机的可重复使用，从而降低固体运载火箭的发射成本。

Description

一种可回收和复用的固体运载火箭子级

技术领域

本发明涉及航天器返回技术领域，具体涉及一种可回收和复用的固体运载火箭子级。

背景技术

运载火箭在发展初期，为了达到顺利发射的目的，各航天国家都不计成本。随着航天技术的发展，各航天国家逐渐开始考虑发射成本问题，低成本发射已成为航天运输系统的发展趋势。运载火箭重复使用可实现“多次使用，费用均摊”，是降低航天发射成本主要途径之一，开展子级回收技术是实现运载火箭重复使用的基础。

美国SpaceX公司“猎鹰”9号液体运载火箭的子级垂直着陆和回收已经成常态。但是固体火箭子级由于发动机推进剂成本占比较高，且发动机的喷管有烧蚀问题，难以修复或修复代价太高，固体火箭子级及其发动机复用还没有成功先例。而且固体运载火箭的子级分离后的发动机不能再工作，无法提供软着陆缓冲推力，因此不能套用液体运载火箭的可控推进减速技术。

一般而言，子级分离后，由于惯性在回收着陆前还会继续冲高至大气层外以一定的竖直方向速度和水平方向速度飞行一段时间，然后返回。由于子级分离后的外形独特，不具有良好的气动外形，尽管其分离点速度和高度不高，但与传统轨道航天器返回相比，子级返回过程、阶段和遇到的气动力、热、电磁环境是相似的，可能局部热导率和加热量更大。

在子级着陆回收前，若无热防护装置，子级再入过程中会因气动加热而损坏；若无减速和缓冲装置，子级也会因受到较大的着陆冲击力而损坏。为使运载火箭子级处于相对较良好的着陆冲击环境中，采用合适的热防护+减速+缓冲装置是非常有必要的。

目前，通常采用的运载火箭子级的回收方式为：伞降(含翼伞)回收或带着陆支架的垂直回收方案。伞降方案的最大缺点是减速起始速度低(压声速)，落点散布大，因而无法实现真正的可控回收。与再入可充气式气动减速方案相比，伞降方案是将减速、热防护和着陆缓冲等技术分散到飞行器和降落伞上，而不是一体化设计，因此结构复杂。如前文所述，带着陆支架方案即可控推进减速方案并不适用于固体火箭回收。另外，目前火箭子级内的发动机容易被药柱燃烧过程产生的大量热量所烧毁，即使火箭子级成功回收后依然没法实现发动机的复用。

因此，要实现固体运载火箭子级及其发动机的回收和复用，一方面需要采用合适的热防护+减速+缓冲装置使火箭子级能够安全着陆，另一方面需要解决火箭子级内发动机的烧蚀问题。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的固体运载火箭的子级及其发动机无法实现回收和复用的问题，从而提供一种可回收和复用的固体运载火箭子级。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种可回收和复用的固体运载火箭子级，包括：

子级本体；

充气式热防护结构，设置在所述子级本体的前舱段，包括可在折叠状态和展开状态之间变换的前端气囊，所述前端气囊在所述展开状态下至少罩在所述前舱段的迎风面上形成气动减速的回转体外形，所述前端气囊包括自内而外依次设置的柔性隔热层和防热涂层；

固体火箭发动机，设置在所述子级本体内，包括具有供药柱放置的腔室的燃烧室壳体；

燃烧室热防护结构，设于所述腔室所在的所述燃烧室壳体的内壁上。

进一步地，所述燃烧室热防护结构为涂覆在所述燃烧室壳体的内壁上的弹性体基绝热材料层。

进一步地，所述燃烧室壳体的尾口连接有与所述腔室连通的尾喷管，所述尾喷管的内表面上设有抗烧蚀层。

进一步地，所述尾喷管包括依次连接的收敛段、喉衬段及扩张段，所述收敛段与所述尾口连接，所述扩张段的口径由所述尾口朝向所述收敛段的方向逐渐增大；所述抗烧蚀层包括涂覆在所述收敛段内表面的第一抗烧蚀层、涂覆在所述喉衬段内表面的第二抗烧蚀层和涂覆在所述扩张段内表面的第三抗烧蚀层。

进一步地，所述第二抗烧蚀层的厚度＞所述第一抗烧蚀层的厚度＞所述第三抗烧蚀层的厚度。

进一步地，所述防热涂层由环氧树脂类材料制成；和/或

所述柔性隔热层由至少一层隔热材料组成。

进一步地，所述前端气囊包括在展开状态下呈球冠形的头部、以及连接在所述头部外周且呈倒锥形的尾部；在所述展开状态下，所述头部的母线相对于所述前端气囊的中心轴线的角度大于所述尾部的母线相对于所述前端气囊的中心轴线的角度。

进一步地，所述充气式热防护结构还包括辅助支撑所述前端气囊呈回转体外形的气囊支架；所述气囊支架在所述折叠状态同步于所述前端气囊折叠；在所述展开状态铺展开以支撑所述前端气囊。

进一步地，所述前端气囊包括沿其周向首尾连接且被所述气囊支架密封隔断的至少两个支气囊，每个所述支气囊上均设有充气口。

进一步地，所述气囊支架包括：

气囊内支架，环绕所述前端气囊的中心轴线呈辐射状周向布置有若干道，任意相邻的两个所述支气囊被所述气囊内支架密封隔断。

进一步地，所述气囊支架还包括环绕所述前端气囊的中心轴线方向周向布置的环形柔性支撑肋骨。

进一步地，所述气囊内支架包括：

第一支撑肋骨，环绕所述前端气囊的中心轴线方向布设，并在展开状态下支撑形成所述头部的外形；

第二支撑肋骨，与所述第一支撑肋骨活动式连接、并配合隔断相邻两所述支气囊，在所述气动展开状态下支撑形成所述尾部的外形。

进一步地，所述子级本体后舱段的外周连接有环绕所述子级本体均匀间隔设置的至少两个减速板，所述减速板具有折叠于所述子级本体内的第一状态和展开锁定在所述子级本体的外周壁上的第二状态。

进一步地，所述子级本体的后舱段设有着陆防撞结构，所述着陆防撞结构包括在充气前收缩于所述后舱段和在充气后可展开罩在所述后舱段的外周的后端气囊。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，通过在子级本体的前舱段设置可折叠于前舱段内和展开在前舱段外周的气囊支架和前端气囊，当气囊支架和前端气囊在折叠在前舱段内时，占用空间较小，不会较多的牺牲火箭的运载能力；在子级本体的再入着陆过程中，前端气囊充气后呈钝头外形展开罩在子级本体的前舱段外周，并由展开的气囊支架提供支撑，以使前端气囊在子级本体的迎风面上形成气动减速外形，由于钝头外形的阻力系数大，使子级本体在进入稠密大气层后能很快被减速，从而大大降低气动加热，改善热环境，能有效控制气动载荷的峰值，子级本体在再入返回过程中不易因经受空间环境的作用而损坏。而且，在前端气囊的外表面设置防热涂层，防热涂层除了它自身的隔热性能外，在汽化烧毁过程中能带走大量的热量，可以降低前端气囊所处环境的温度，使前端气囊的柔性隔热层在稠密大气层中飞行时不会被烧毁，能在大气层中降低子级本体的飞行速度，且在低空着陆时对子级本体起到缓冲作用。这种火箭子级采用热防护+减速+缓冲相结合的充气式热防护结构，前端气囊在气囊支架的支撑下具有良好的气动外形，子级在再入过程中不会因气动加热和较大的着陆冲击力而损坏，可以实现子级的回收，子级再通过重新装药、一次性使用零部件的更换、少量维修等，可以实现子级的可重复使用，从而降低固体运载火箭发射成本。

2.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，在固体火箭发动机的燃烧室壳体内设置燃烧室热防护结构，药柱在燃烧室壳体内燃烧过程中，燃烧室热防护结构能起到隔热的作用，即使燃烧室热防护结构被烧毁也能带走药柱燃烧过程中产生的大量热量，从而使固体火箭发动机的燃烧室壳体不会被烧毁；在子级返回地面后，通过清洗、剥离燃烧室壳体内燃烧后残余的少量炭化层和原始材料，并在燃烧室壳体内壁表面重新涂覆燃烧室热防护结构，燃烧室壳体经过技术检验合格后可以实现复用。

3.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，在尾喷管的内表面上设置抗烧蚀层，抗烧蚀层对尾喷管能起到隔热的作用，即使抗烧蚀层被烧毁也能带走大量热量，使固体火箭发动机的尾喷管不会被烧毁；在子级返回地面后，通过清洗、剥离尾喷管上的烧蚀部位，并在尾喷管内壁表面重新涂覆抗烧蚀层，尾喷管经过技术检验合格后可以实现复用，克服了现有技术中尾喷管难以修复或修复成本过高的问题。

4.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，由于尾喷管的收敛段、喉衬段和扩张段在固体火箭发动机燃烧过程中承受的温度不一样，因而各段上涂覆抗烧蚀层的材料种类和/或厚度也相应有所区别，采用分段区别涂覆抗烧蚀层的方式，方便剥离尾喷管烧蚀部位上的残余抗烧蚀层，降低维护成本。

5.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，环氧树脂类材料具有的质地轻、隔热性能强的优点，作为气囊的防热涂层能够多次重复利用；至少一层隔热材料组成的柔性隔热层，能减少高温对内层隔热材料造成的影响，改善前端气囊的耐高温性能；即使防热涂层被烧毁后，仍能具备良好的气动外形。

6.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，前端气囊头部的曲率半径大，可以增大前端气囊的阻力系数，最大限度地降低气动加热率，减少前端气囊迎风面的总加热量，以保证防前端气囊的防热涂层在较长的时间内有效地发挥抗烧蚀作用；而前端气囊尾部的曲率半径小于头部的曲率半径，可使气流在钝头外形的拐点处脱落，保证整个尾部都处于脱落区之内，从而大大降低尾部迎风面上的热流密度。

7.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，前端气囊采用多个相互独立的支气囊组成，并单独设有充气口，能使前端气囊在充气过程中各个部分的充气速率一致性更好，能更好地保持气动减速外形；而且，多个支气囊相互独立，即使部分支气囊的受损，也不会影响其他支气囊的气密性，从而使前端气囊能更好地保护子级本体在再入过程中免受损坏，提高子级本体回收复用的成功率。

8.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，由第一支撑肋骨、第二支撑肋骨和环形柔性支撑肋骨组合而成的气囊支架，能使前端气囊在充气展开后能保持良好的气动减速外形，改善前端气囊的气动稳定性和防撞击性。

9.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，在后舱段的外周设置减速板，当子级本体的长度较长时，可以配合前端气囊对子级本体进行减速，提高减速效果；而且减速板可折叠的结构设置，占用空间较少，可以减少对子级飞行的影响。

10.本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，在子级本体的后舱段设置着陆防撞结构，后端气囊在展开后罩设在子级本体的后舱段外周，当子级本体的后舱段着陆时，由于后端气囊的缓冲作用，可以对子级本体起到保护作用，避免子级本体出现损伤。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中火箭子级回收与着陆过程的示意图；

图2为本发明实施例中子级本体的结构布局和设备安装示意图；

图3为本发明实施例中充气式热防护结构充气展开过程的结构示意图；

图4为本发明实施例中充气式热防护结构展开后前端气囊的外形结构图；

图5为本发明实施例中充气式热防护结构展开后前端气囊的俯视图；

图6为本发明实施例中充气式热防护结构展开后前端气囊的局部剖面示意图；

图7为本发明实施例中子级本体着陆时充气式热防护结构和着陆防撞结构的气囊展开后的结构示意图；

图8为本发明实施例中子级本体中固体火箭发动机燃烧室装料后的剖面结构示意图；

图9为本发明实施例中固体火箭发动机的尾喷管40的剖面结构示意图。

附图标记说明：1、子级本体；2、充气式热防护结构；21、气囊支架；211、第一支撑肋骨；212、第二支撑肋骨；213、环形柔性支撑肋骨；22、前端气囊；221、头部；222、尾部；223、支气囊；224、柔性隔热层；226、防热涂层；3、着陆防撞结构；31、后端气囊；4、减速板；5、充气机构；6、栅格舵；7、伞包；8、刚性连接件；9、伸缩杆；10、RCS姿态控制系统；20、燃烧室壳体；30、燃烧室热防护结构；40、尾喷管；401、收敛段；402、扩张段；403、喉衬段；50、药柱；60、抗烧蚀层；601、第一抗烧蚀层；602、第二抗烧蚀层；603、第三抗烧蚀层。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如图1－9所示的一种可回收和复用的固体运载火箭子级，包括子级本体1、设置在子级本体1前舱段的充气式热防护结构2、以及设置在所述子级本体1的尾舱段的着陆防撞结构3。其中，充气式热防护结构2包括气囊支架21和由气囊支架21提供辅助支撑的前端气囊22，气囊支架21具有充气前折叠于前舱段内的折叠状态和充气后展开罩在前舱段外周的气动展开状态，当气囊支架21处于气动展开状态时，支撑前端气囊22呈回转体的外形、以在子级本体1的迎风面上形成气动减速外形。前端气囊22包括自内而外依次设置的柔性隔热层224和防热涂层226。

通过在子级本体1的前舱段设置可折叠于前舱段内和展开在前舱段外周的气囊支架21和前端气囊22，当气囊支架21和前端气囊22在折叠在前舱段内时，占用空间较小，不会较多的牺牲火箭的运载能力；在子级本体1再入着陆过程中，前端气囊22充气后呈钝头外形展开罩在子级本体1的前舱段外周，并由展开的气囊支架21提供辅助支撑，以使前端气囊22在子级本体1的迎风面上形成气动减速外形，由于钝头外形的阻力系数大，使子级本体1在进入稠密大气层后能很快被减速，从而大大降低气动加热，改善热环境，能有效控制气动载荷的峰值，子级本体1在再入返回过程中不易因经受空间环境的作用而损坏。而且，在前端气囊22的外表面设置防热涂层226，防热涂层226除了它自身的隔热性能外，在汽化烧毁过程中能带走大量的热量，可以降低前端气囊22所处环境的温度，使前端气囊22的柔性隔热层224在稠密大气层中飞行时不会被烧毁，能起到降低子级本体1飞行速度和减缓子级本体1着陆冲击力的作用。在子级本体1在着陆回收后，通过重新装药、一次性使用零部件的更换、少量维修等，可以实现子级的可重复使用，从而降低固体运载火箭发射成本。

在本实施例中，为了使前端气囊22能够实现回收复用，防热涂层226采用隔热性能好、抗烧蚀能力强的环氧树脂类材料制成，环氧树脂类材料具体可采用TR－48防热涂层。防热涂层226还可以根据需要设置为两层或多层，当前端气囊22外表面的防热涂层226出现烧毁迹象后，可以通过重新涂覆新的防热涂层226实现前端气囊22的重新使用。在其它实施方式中，防热涂层226还可以采用质地轻、隔热性能强的轻质硅基纤维、碳纤维或者碳纳米管纤维等。

为了改善前端气囊22的耐高温性能以及柔性隔热层224的可重复使用，柔性隔热层224采用多层隔热材料组成的结构，具体根据气囊的材料和子级回收空间环境选取；这样，即使防热涂层226被烧毁，展开后的前端气囊22依然能保持良好的气动外形。在本实施例的一种具体实施方式中，柔性隔热层224由里到外依次包括密封气囊+约束层+温度防护层+防撞层+涂层组成，对应该多层隔热结构分层有多种材料搭配和选择，如“尼龙+Kevlar+芳纶+编织陶瓷织物+涂层”、“尼龙+聚酰亚胺+金属箔+碳布+陶瓷纤维+涂层”、“尼龙+Kevlar+陶瓷柔性隔热毡+涂层”等。其中，编织陶瓷织物或陶瓷纤维可以选用Nextel陶瓷氧化物连续纤维，Nextel陶瓷氧化物是由Al₂O₃、SiO₂和B₂O₃氧化硼的不同比例组成；陶瓷柔性隔热毡组成材料包括氧化硅(SiO₂)、氧化铝(Al₂O₃)、硼硅酸铝等。密封气囊材料为双轴尼龙类材料，柔性隔热层224和密封气囊材料之间用航天用环氧树脂类胶粘剂粘接。

在本实施例中，前端气囊22包括在充气后呈球冠形的头部221、以及连接在头部221外周且呈倒锥形的尾部222；在气动展开状态下，头部221的母线相对于前端气囊22的中心轴线的角度大于尾部222的母线相对于前端气囊22的中心轴线的角度。前端气囊22头部221的曲率半径较大，可以增大前端气囊22的阻力系数，最大限度地降低气动加热率，减少前端气囊22迎风面的总加热量，以保证防前端气囊22的防热涂层226在较长的时间内有效地发挥抗烧蚀作用；而前端气囊22尾部222的曲率半径小于头部221的曲率半径，可使气流在钝头外形的拐点处脱落，保证整个尾部222都处于脱落区之内，从而大大降低尾部222迎风面上的热流密度。

具体的，前端气囊22包括沿其周向依次首尾连接的多个相互独立的支气囊223，每个支气囊223上均设有充气口；气囊支架21包括在气动展开状态下围绕前端气囊22的中心轴线呈辐射状周向布置的多道气囊内支架，任意相邻的两个支气囊223被气囊内支架密封隔断。前端气囊22采用多个相互独立的支气囊223组成，并单独设有充气口，能使前端气囊22在充气过程中各个部分的充气速率一致性更好，能更好地保持气动减速外形；而且，多个支气囊223相互独立，即使部分支气囊223的受损，也不会影响其他支气囊223的气密性，从而使前端气囊22能更好地保护子级本体1在再入过程中免受损坏，提高子级本体1回收复用的成功率。

前端气囊22的背风面围成凹陷区域，前端气囊22通过嵌装在凹陷区域内的刚性连接件8固定在子级本体1上，刚性连接件8呈圆柱状，并采用耐高温的刚性材料制成，比如，耐高温的不锈钢管。如图3所示，刚性连接件8的一端固定在子级本体1的前舱段，另一端依次密封穿设在前端气囊22的头部221的背风面和迎风面上，刚性连接件8的轴线与头部221的轴线重合，从而头部221在刚性连接件8上呈对称分布，刚性连接件8对前端气囊22起支撑和固定的作用，使得前端气囊22在外界气体作用下，能保持对称的气动减速外形结构，进一步地改善前端气囊22的气动稳定性。

进一步的，刚性连接件8通过伸缩结构沿前端气囊22轴向可伸缩地设置在子级本体1上。伸缩组件采用类似折叠雨伞的骨架结构，具体包括多个伸缩杆9，多个伸缩杆9沿刚性连接件8的周向均匀分布，伸缩杆9的一端与刚性连接件82连接，另一端与子级本体1的头部连接。

在本实施例中，前端气囊22具有在充气展开状态下沿轴向和周向设置的织缝，相邻的两个支气囊223为轴向设置的织缝隔开，气囊内支架被包裹在织缝内以使前端气囊22能保持稳定的气动减速外形结构。具体的，气囊内支架包括可折叠的第一支撑肋骨211和第二支撑肋骨212，第一支撑肋骨211和第二支撑肋骨212配合隔断相邻两支气囊223。第一支撑肋骨211在气动展开状态下支撑形成头部221的外形，第二支撑肋骨212在气动展开状态下支撑形成尾部222的外形。第一支撑肋骨211呈圆环形，第二支撑肋骨212的纵向截面形状为倒立梯形，由于尾部222的纵向截面形状为倒立梯形，从而使得纵向截面形状为倒立梯形的第二支撑肋骨212能够与倒锥体的结构更吻合，气囊内支架的设置在不改变前端气囊22本身结构外形的同时，起到支撑作用。气囊支架21还包括在气动展开状态下支撑形成头部221和尾部222的分界的环形柔性支撑肋骨213，环形柔性支撑肋骨213被包裹在周向设置的织缝内。第一支撑肋骨211、第二支撑肋骨212和环形柔性支撑肋骨213之间的配合，能使前端气囊22在充气展开后能保持良好的气动减速外形，改善前端气囊22的气动稳定性或防撞击性。

在子级本体1长度较长的情况下，子级本体1前端的气流减速效果在靠近尾端时逐渐削弱，因此，在子级本体1的后舱段外周布设环绕子级本体1呈十字形的四个减速板4，以辅助前端气囊22对子级本体1进行减速。

进一步的，为了减少减速板4的占用空间和对火箭子级飞行的影响，减速板4采用可折叠的结构设置。在子级本体1随火箭上升过程中，减速板4折叠在子级本体1内；在子级的再入减速过程中，减速板4根据指令展开并锁定在子级本体1的外周壁上。

进一步的，子级本体1的后舱段设有着陆防撞结构3，着陆防撞结构3包括在充气前收缩于后舱段和在充气后可展开罩在后舱段的外周、以防止子级本体1在着陆时后舱段与地面出现撞击的后端气囊31。后端气囊31在展开后罩设在子级本体1的后舱段外周，当子级本体1的后舱段着陆时，由于后端气囊31的缓冲作用，可以对子级本体1起到保护作用，避免子级本体1出现损伤。在本实施例中，着陆防撞结构3可采用与充气式热防护结构2相同的结构设计，不同之处仅在于后端气囊31的外表面无需设置隔热层和防热涂层，且设置在子级本体1的后舱段内，关于后端气囊31的具体结构参考上述对前端气囊21的结构描述，在此处不再赘述。

在本实施例中，子级本体1内还设有充气机构5，充气机构5包括高压气瓶和压气机。前端气囊22的充气以高压气瓶快速充氮气为主，以压气机压缩充气为辅。高压气瓶的出气口与支气囊223的充气口连接。采用高压气瓶对前端气囊22进行充气的方式，充气速度快，前端气囊22能快速充气到保持气动减速外形的状态，减少充气过程中前端气囊22的外形不稳定造成子级本体1的飞行姿态出现偏摆或着陆点偏差变大的问题。另外，在大气层内压气机可以配合高压气瓶对前端气囊22进行补充充气或者直接对高压气瓶进行充气。后端气囊31的充气方式相反，即以压气机压缩充气为主，以高压气瓶快速充氮气为辅。在其他实施方式中，还可以单独采用高压气瓶或压气机单独对前端气囊22和后端气囊31进行冲气。

另外，充气式热防护结构2还包括伞包7，当前端气囊22未充气之前，伞包7通过爆炸螺栓固定在子级本体的前舱段，收拢后的前端气囊22被装入伞包7内。当需要前端气囊22展开时，爆炸螺栓先爆炸，爆炸螺栓解除伞包7与前舱段之间的锁紧力，之后子级本体1上的高压气瓶释放高压气体，该高压气体驱动伞包7与子级本体1的前舱段分离。伞包7与前端气囊22之间通过一个牵引部件连接，比如牵引部件为柔性耐高温的钢丝，伞包7向远离子级本体1伸出时，给前端气囊22施加驱动力，进而带动前端气囊22和刚性连接件8从子级本体1的头部上拉出，刚性连接件8向外伸出的同时，带动伸缩杆9向外伸出，从而使得伸缩杆9处于伸出状态；对应地充气装置5给各个支气囊223内充气气体，从而使得前端气囊22从起始的收拢并收纳在伞包7的状态，切换到展开状态。

在本实施例中，为了保证子级本体1再入过程中以较低的飞行速度返回地面，在子级本体1的尾舱段安装有栅格舵6，在大气层内，栅格舵6能产生气动力以调整子级本体的飞行姿态，从而可以保证子级本体1以较低的角震荡速率和较小的着陆点散布返回地面。

进一步的，子级本体1的前舱段还安装有RCS姿态控制系统10，RCS姿态控制系统10通过高压气瓶和喷管提供的冷气喷射作用力控制子级本体1的飞行姿态。具体的，高压气瓶内存储有高压气体；多个喷管安装固定在子级本体1的舱壁上并位于子级本体1的舱体内腔中，与高压气瓶的出气管路连接，喷气管的喷嘴对着舱壁上的开孔喷射高压气体，高压气体经开孔喷出后，对舱壁产生反作用力，以驱动子级本体1运动，进而来改变固定在子级本体1上的前端气囊22的运动，以实现对前端气囊22铺展开的姿态进行调整。高压气瓶的出气管路上设有阀门，并在靠近喷气管的进气口上设置流量控制阀，便于调整喷气管对舱壁驱动力的调整，比如流量控制阀为电磁阀或截止阀。

在火箭子级回收的基础上，为了实现火箭子级的复用，还需要对火箭子级内各种电气设备特别是生产成本高、工作过程中容易烧损的固体火箭发动机进行复用，因此需要对现有的固体火箭发动机做出相应的热防护措施。由于固体火箭发动机的燃烧室壳体20具有供药柱50填塞的腔室，尾喷管40是药柱50燃烧产生的高温火焰喷出的部位，因此最容易出现烧毁现象的部位主要在燃烧室壳体20和尾喷管40。

在本实施例中，在燃烧室壳体20的内壁上设有燃烧室热防护结构30，在尾喷管40的内表面上设置抗烧蚀层60。燃烧室热防护结构30采用贴片、模压或涂料等工艺制成，材料为弹性体基绝热材料，弹性体基绝热材料一般采用丁腈橡胶、丁苯橡胶或羟基橡胶为基体的柔性绝热材料；抗烧蚀层60采用模压或缠绕工艺，材料为碳纤维或高硅氧酚醛树脂等。

药柱50在燃烧室壳体20内燃烧过程中，燃烧室热防护结构30对燃烧室壳体20起到隔热保护的作用，抗烧蚀层60对尾喷管40起到隔热保护的作用，即使燃烧室热防护结构30和抗烧蚀层60被烧毁也能带走药柱燃烧过程中产生的大量热量，从而使固体火箭发动机的燃烧室壳体20以及尾喷管40不会被烧毁；在子级返回地面后，通过清洗、剥离燃烧室壳体20和尾喷管40上燃烧后残余的少量炭化层和原始材料，并在燃烧室壳体20内壁表面重新涂覆燃烧室热防护结构30或在尾喷管40内壁表面重新涂覆抗烧蚀层60，燃烧室壳体20和尾喷管40经过技术检验合格后可以实现复用，实现了固体火箭发动机的复用，从而降低固体运载火箭的发射成本。

具体的，尾喷管40连接在燃烧室壳体20的尾口。尾喷管40包括与燃烧室壳体20的尾口连接的收敛段401、呈锥形且开口口径逐渐扩大的扩张段402、以及一体连接于收敛段401和扩张段402之间且位于尾喷管40喉部的喉衬段403，抗烧蚀层60包括涂覆在收敛段401内表面的第一抗烧蚀层601、涂覆在喉衬段403内表面的第二抗烧蚀层602和涂覆在扩张段402内表面的第三抗烧蚀层603。由于尾喷管40的收敛段401、喉衬段403和扩张段402在固体火箭发动机燃烧过程中承受的温度不一样，因而各段上涂覆抗烧蚀层60的材料种类和/或厚度也相应有所区别，采用分段区别涂覆抗烧蚀层60的方式，方便剥离尾喷管40烧蚀部位上的残余抗烧蚀层60，降低维护成本。

综上所述，本发明提供的可回收和复用的固体运载火箭子级，采用热防护+减速+缓冲相结合的充气式热防护结构2，前端气囊22在气囊支架21的支撑下具有良好的气动外形，子级本体1在再入过程中不会因气动加热而损坏，也不会因受到较大的着陆冲击力而损坏，可以实现火箭子级的回收。同时，通过在固体火箭发动机的燃烧室内壁和尾喷管40上设置热防护结构或抗烧蚀层60，可使固体火箭发动机的燃烧室壳体20以及尾喷管40不会被烧毁，通过清洗、剥离燃烧室壳体20和尾喷管40上燃烧后残余的少量炭化层和原始材料，并在燃烧室壳体20内壁表面重新涂覆燃烧室热防护结构30或在尾喷管40内壁表面重新涂覆抗烧蚀层60，燃烧室壳体20和尾喷管40经过技术检验合格后通过重新装药一次性使用零部件的更换、少量维修等，可以实现子级的可重复复用，从而降低固体运载火箭的发射成本。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (14)

1.一种可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，包括；

子级本体(1)；

充气式热防护结构(2)，设置在所述子级本体(1)的前舱段，包括可在折叠状态和展开状态之间变换的前端气囊(22)，所述前端气囊(22)在所述展开状态下至少罩在所述前舱段的迎风面上形成气动减速的回转体外形，所述前端气囊(22)包括自内而外依次设置的柔性隔热层(224)和防热涂层(226)；

固体火箭发动机，设置在所述子级本体(1)内，包括具有供药柱(50)放置的腔室的燃烧室壳体(20)；

燃烧室热防护结构(30)，设于所述腔室所在的所述燃烧室壳体(20)的内壁上。

2.根据权利要求1所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述燃烧室热防护结构(30)为涂覆在所述燃烧室壳体(20)的内壁上的弹性体基绝热材料层。

3.根据权利要求1所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述燃烧室壳体(20)的尾口连接有与所述腔室连通的尾喷管(40)，所述尾喷管(40)的内表面上设有抗烧蚀层(60)。

4.根据权利要求3所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述尾喷管(40)包括依次连接的收敛段(401)、喉衬段(403)及扩张段(402)，所述收敛段(401)与所述尾口连接，所述扩张段(402)的口径由所述尾口朝向所述收敛段(401)的方向逐渐增大；所述抗烧蚀层(60)包括涂覆在所述收敛段(401)内表面的第一抗烧蚀层(601)、涂覆在所述喉衬段(403)内表面的第二抗烧蚀层(602)和涂覆在所述扩张段(402)内表面的第三抗烧蚀层(603)。

5.根据权利要求4所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述第二抗烧蚀层(602)的厚度＞所述第一抗烧蚀层(601)的厚度＞所述第三抗烧蚀层(603)的厚度。

6.根据权利要求1－5中任意一项所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述防热涂层(226)由环氧树脂类材料制成；和/或

所述柔性隔热层(224)由至少一层隔热材料组成。

7.根据权利要求1－5中任意一项所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述前端气囊(22)包括在展开状态下呈球冠形的头部(221)、以及连接在所述头部(221)外周且呈倒锥形的尾部(222)；在所述展开状态下，所述头部(221)的母线相对于所述前端气囊(22)的中心轴线的角度大于所述尾部(222)的母线相对于所述前端气囊(22)的中心轴线的角度。

8.根据权利要求7所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述充气式热防护结构(2)还包括辅助支撑所述前端气囊(22)呈回转体外形的气囊支架(21)；所述气囊支架(21)在所述折叠状态同步于所述前端气囊(22)折叠；在所述展开状态铺展开以支撑所述前端气囊(22)。

9.根据权利要求8所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述前端气囊(22)包括沿其周向首尾连接且被所述气囊支架(21)密封隔断的至少两个支气囊(223)，每个所述支气囊(223)上均设有充气口。

10.根据权利要求9所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述气囊支架(21)包括：

气囊内支架，环绕所述前端气囊(22)的中心轴线呈辐射状周向布置有若干道，任意相邻的两个所述支气囊(223)被所述气囊内支架密封隔断。

11.根据权利要求10所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述气囊支架(21)还包括环绕所述前端气囊(22)的中心轴线方向周向布置的环形柔性支撑肋骨(213)。

12.根据权利要求10所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述气囊内支架包括：

第一支撑肋骨(211)，环绕所述前端气囊(22)的中心轴线方向布设，并在展开状态下支撑形成所述头部(221)的外形；

第二支撑肋骨(212)，与所述第一支撑肋骨(211)活动式连接、并配合隔断相邻两所述支气囊(223)，在所述气动展开状态下支撑形成所述尾部(222)的外形。

13.根据权利要求1－5中任意一项所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述子级本体(7)后舱段的外周连接有环绕所述子级本体(1)均匀间隔设置的至少两个减速板(4)，所述减速板(4)具有折叠于所述子级本体(1)内的第一状态和展开锁定在所述子级本体(1)的外周壁上的第二状态。

14.根据权利要求1－5中任意一项所述的可回收和复用的固体运载火箭子级，其特征在于，所述子级本体(1)的后舱段设有着陆防撞结构(3)，所述着陆防撞结构(3)包括在充气前收缩于所述后舱段和在充气后可展开罩在所述后舱段的外周的后端气囊(31)。