CN110589033B - 一种可变形回收飞行器及回收方法 - Google Patents

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Abstract

一种可变形回收飞行器及回收方法，属于火箭总体设计技术及可重复使用技术领域。可变形回收飞行器包括火箭本体、用于提供升力及高超声速段减速的大面积机翼、宽速域配平的可收缩鸭翼、亚声速段减速的降落伞系统、用于着陆前减速的反推发动机系统、用于着陆的起落架系统。可变形回收飞行器可适应从高超声速阶段到亚声速阶段的全程飞行工况，减速过程无主动力消耗，回收过程对着陆环境适应性更强。与机翼变形的方案相比，采用弹出鸭翼完成低超声速阶段的压心配置，变形机构简单，功耗低，效果显著；与垂直回收的方案相比，水平回收过程中更抗侧风干扰。

Description

一种可变形回收飞行器及回收方法
技术领域
本发明涉及一种可变形回收飞行器及回收方法，属于火箭总体设计技术及可重复使用技术领域。
背景技术
在可重复使用火箭的设计上，需要考虑两个关键问题，一是火箭回收段飞行的速域跨度大，导致压心位置变化较大，给全程控制能力提出很高要求，一般采用变形布局来实现，目前的变形布局主要用于亚跨声速速航空器，如俄罗斯Tu-22M轰炸机采用变后掠机翼，美国的AD-1采用旋转翼实现高低速的配平。这类方法变形机构及结构质量均较大，由于活动面庞大造成变形速度较慢，同时未考虑更高速情况下的热防护，适用范围较窄。另一个问题是将飞行速度由高速减到可实施回收的亚声速状态，传统的轴对称外形返回时由于箭体自身缺乏快速减速能力，往往加装附加阻力面及反推动力来达到末段减速的目的，如SpaceX的Falcon 9火箭采用栅格翼，Blue Origin的New Shepard配置了阻力板，同时搭配液体发动机的可变推力，共同完成着陆回收。这类方法要实现运载器的完整回收，过程中需要消耗掉近一半的燃料，大大降低了动力的实际使用效率，返回后由于长时间工作，发动机及阻力面受损较大，烧蚀严重，需要更换多个部件，同时，这类大长细比轴对称外形的垂直降落对着陆点的环境要求极高，SpaceX在近年来的任务中就发生过多次降落时倾倒的事故。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可变形回收飞行器及回收方法，包括火箭本体、用于提供升力及高超声速段减速的大面积机翼、宽速域配平的可收缩鸭翼、亚声速段减速的降落伞系统、用于着陆前减速的反推发动机系统、用于着陆的起落架系统。可变形回收飞行器可适应从高超声速阶段到亚声速阶段的全程飞行工况，减速过程无主动力消耗，回收过程对着陆环境适应性更强。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、鸭翼、机翼、空气舵、燃气舵、降落伞系统、反推发动机系统、起落架系统；
所述鸭翼可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵和燃气舵均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；
所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆。
优选的，所述鸭翼包括一个电机驱动转轴、一个折叠连杆机构、多个翼扇；所述多个翼扇通过所述折叠连杆机构连接；所述电机驱动转轴用于驱动所述多个翼扇展开或收缩。
优选的，所述鸭翼弹出后的后掠角为15°～30°。
优选的，所述降落伞系统包括减速伞、主伞、伞绳、吊点，所述吊点包括前吊点、第一后吊点、第二后吊点；
所述减速伞、主伞均安装在所述火箭本体内；所述前吊点位于所述火箭本体的头部，所述第一后吊点、第二后吊点均位于所述火箭本体的尾部；所述伞绳用于连接所述吊点与所述减速伞，以及用于连接所述吊点与所述主伞。
优选的，所述反推发动机系统包括发动机、解锁螺栓、支架、舱盖；所述舱盖通过所述解锁螺栓安装在所述飞行器表面，所述发动机安装在舱盖对应的所述火箭本体内；所述支架用于固定所述发动机。
优选的，所述起落架系统包括前起落架和主起落架；
所述前起落架包括机轮、轮胎、缓冲支柱、第一斜撑杆组件；所述缓冲支柱与所述机轮连接，所述轮胎安装在所述机轮上；所述第一斜撑杆组件用于驱动所述缓冲支柱收放；
所述主起落架包括缓冲器、摇臂、支腿、第二斜撑杆组件、弹簧作动筒、滑撬；所述支腿的一端与所述摇臂相连，另一端与所述滑撬相连；所述弹簧作动筒的一端与所述滑撬相连，另一端与所述支腿相连；所述第二斜撑杆组件用于驱动所述支腿收放；所述缓冲器用于所述主起落架的减震缓冲。
优选的，所述机翼包括边条翼、主翼、翼梢小翼；所述主翼安装在所述火箭本体的两侧，所述边条翼和翼梢小翼均安装在所述主翼上。
一种可变形回收飞行器的回收方法，采用上述可变形回收飞行器，包括如下步骤：
步骤一、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第一预设速度且飞行高度不超过第一预设高度时，弹出鸭翼，减小可变形回收飞行器的攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度；
步骤二、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第二预设速度且飞行高度不超过第二预设高度时，打开降落伞系统的减速伞；当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第三预设速度时，打开降落伞系统的主伞使可变形回收飞行器的飞行速度不超过第四预设速度；
步骤三、当所述主伞打开预设时间后，放下起落架系统的起落架；当可变形回收飞行器的飞行高度小于等于第三预设高度时，反推发动机点火工作，将可变形回收飞行器的下沉速度减小到不超过第五预设速度；
步骤四、可变形回收飞行器触地后，切割降落伞系统中与主伞相连的伞绳。
优选的，在步骤一之前，可变形回收飞行器通过增大攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度。
优选的，所述可变形回收飞行器还包括雷达测高装置，所述雷达测高装置在所述步骤三中测量反推发动机点火工作后可变形回收飞行器的飞行高度。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明与无翼面可重复使用火箭相比，在提供更高效减速能力的同时可保持箭体的飞行稳定性；
(2)本发明与全程动力减速的方案相比，主要通过机翼的升致阻力来减速，不涉及主动力，节约燃料，低烧蚀，回收过程安全性更强；
(3)本发明与机翼变形的方案相比，采用弹出鸭翼完成低超声速阶段的压心配置，变形机构简单，功耗低，效果显著；
(4)本发明与垂直回收的方案相比，将细长体的高速低阻特点与飞机式布局的低速强升力特性有机融合，从而实现垂直起飞，水平降落，回收过程中更抗侧风干扰，对着陆点环境的适应性更强。
附图说明
图1为本发明可变形回收飞行器的仰视示意图；
图2为本发明可变形回收飞行器的三维示意图；
图3为变形鸭翼的原理图；
图4为降落伞系统的原理图；
图5为反推发动机系统的原理图；
图6为前起落架系统的原理图；
图7为主起落架系统的原理图；
图8为高超声速阶段减速效果图；
图9为鸭翼弹出后压心调整效果图；
图10为实施例4的步骤流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
实施例1：
一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、鸭翼3、机翼、空气舵9、燃气舵10、降落伞系统、反推发动机系统、起落架系统；如图1和图2所示。所述鸭翼3可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵9和燃气舵10均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆。
所述鸭翼3包括一个电机驱动转轴31、一个折叠连杆机构32、多个翼扇33；所述多个翼扇33通过所述折叠连杆机构32连接，即多个翼扇33层叠套装，所述折叠连杆机构32安装在多个翼扇33内，折叠连杆机构32的折叠或展开能够带动多个翼扇33层叠或展开；所述电机驱动转轴31用于驱动所述多个翼扇33展开或收缩，如图3所示。优选的，多个翼扇33的一端套装在电机驱动转轴31上，电机驱动转轴31用于驱动折叠连杆机构32带动所述多个翼扇33展开或收缩，多个翼扇33展开时为一扇形，多个翼扇33收缩时能够与火箭本体外形齐平，保持气动外形。所述鸭翼3弹出后的后掠角为15°～30°。
所述降落伞系统包括减速伞14、主伞15、伞绳17、吊点，所述吊点包括前吊点16、第一后吊点18、第二后吊点19；如图4所示。
所述减速伞14、主伞15均安装在所述火箭本体内；所述前吊点16位于所述火箭本体的头部，所述第一后吊点18、第二后吊点19均位于所述火箭本体的尾部；所述伞绳17用于连接所述吊点与所述减速伞14，以及用于连接所述吊点与所述主伞15。优选的，所述降落伞系统还包括降落伞防护装置，用于防护减速伞14、主伞15、伞绳17、吊点中的一个组件或数个组件，一方面防止减速伞14、主伞15、前吊点16、第一后吊点18、第二后吊点19、伞绳17在高速飞行时可能遇到高温环境，另一方面保持火箭本体的气动外形。
所述反推发动机系统包括发动机23、解锁螺栓24、支架25、舱盖26；所述舱盖26通过所述解锁螺栓24安装在所述飞行器表面，所述发动机安装在舱盖26对应的所述火箭本体内；所述支架25用于固定所述发动机23。其中可变形回收飞行器共包括两套反推发动机系统，分别为安装于火箭本体前部的第一发动机系统11以及火箭本体后部的第二发动机系统12，如图5所示。
所述起落架系统包括前起落架4和主起落架8。
所述前起落架4包括机轮41、轮胎42、缓冲支柱43、第一斜撑杆组件44；所述缓冲支柱43与所述机轮41连接，所述轮胎42安装在所述机轮41上；所述第一斜撑杆组件44用于驱动所述缓冲支柱43收放；如图6所示。优选的，所述前起落架4还包括前起落架舱盖、前起落架火工品，当前起落架4收缩在火箭本体内时，前起落架舱盖使火箭本体外表面保持齐平的气动外形，前起落架火工品用于前起落架舱盖打开。
所述主起落架8包括缓冲器81、摇臂82、支腿83、第二斜撑杆组件84、弹簧作动筒85、滑撬86；所述支腿83的一端与所述摇臂82相连，另一端与所述滑撬86相连；所述弹簧作动筒85的一端与所述滑撬86相连，另一端与所述支腿83相连，所述弹簧作动筒85用于支撑滑撬86，同时保持滑撬86的平衡，以及缓冲地面对滑撬86的冲击；所述第二斜撑杆组件84用于驱动所述支腿83收放；所述缓冲器81用于所述主起落架8的减震缓冲，即地面的冲击依次通过滑撬86、支腿83、摇臂82传递到缓冲器81，如图7所示。优选的，当主起落架8收缩在火箭本体内时，可以利用滑撬86的外表面与火箭本体外表面齐平保持气动外形，或，优选的，通过额外增加主起落架舱盖和主起落架火工品，当主起落架8收缩在火箭本体内时，主起落架舱盖用于使火箭本体外表面保持齐平的气动外形，主起落架火工品用于主起落架舱盖打开。
所述机翼包括边条翼5、主翼6、翼梢小翼7；所述主翼6安装在所述火箭本体的两侧，所述边条翼5和翼梢小翼7均安装在所述主翼6上。
实施例2：
一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、提供升力及高超声速段减速的大面积机翼、宽速域配平的弹出鸭翼、空气舵9、燃气舵10、亚声速段减速的降落伞系统、反推发动机系统、着陆起落架系统。
火箭本体包括任务载荷舱和箭体，外部的任务载荷1位于任务载荷舱，任务载荷舱相对于箭体更靠近来流方向，箭体2内安装用于飞行器上升段的主发动机，飞行控制由空气舵9及燃气舵10联合实现。所述机翼由边条翼5、主翼6以及翼梢小翼7组成，用于提供飞行试验滑翔过程中的升力以及减速过程中的阻力，同时边条翼5可有效控制亚跨声速阶段的压心变化，增强火箭稳定性。
所述鸭翼3对称安装于前体两侧，预置安装角20°，鸭翼3包括一个电机驱动转轴31、一个折叠连杆机构32、多个翼扇33，高超声速阶段收缩于箭体2内，低超声速阶段弹出，所述鸭翼3由电机驱动转轴31驱动展开，具体为电机驱动转轴31带动折叠连杆机构32带动多层翼扇33展开，其中多层翼扇33通过折叠连杆机构32连接。如图3所示。
所述降落伞系统包括减速伞14、主伞15、伞绳17、吊点，所述吊点包括前吊点16、第一后吊点18、第二后吊点19；在减速伞14开伞过程中通过吊点降低飞行高度和飞行速度；在主伞15开伞过程中通过前吊点16、第一后吊点18、第二后吊点19三点吊挂形式保证箭体2的下降稳定。所述伞绳17用于连接所述吊点与所述减速伞14，以及用于连接所述吊点与所述主伞15。
所述反推发动机系统共有两套，分别是安装于箭体前部的第一发动机系统11以及箭体尾段的第二发动机系统12，每套系统均包括发动机23、解锁螺栓24、支架25、舱盖26，开启的时间由可变形回收飞行器的测高仪13判定。
所述着陆起落架系统包括一套前起落架4和两套主起落架8，如图6和图7所示，前起落架4包括机轮41、轮胎42、缓冲支柱43以及斜撑杆组件44。所述缓冲支柱43与所述机轮41连接，所述轮胎42安装在所述机轮41上；所述第一斜撑杆组件44用于驱动所述缓冲支柱43收放；
主起落架8对称安装于尾段斜下方，包括缓冲器81、摇臂82、支腿83、斜撑杆组件84、弹簧作动筒85以及滑撬86。所述支腿83的一端与所述摇臂82相连，另一端与所述滑撬86相连；所述弹簧作动筒85的一端与所述滑撬86相连，另一端与所述支腿83相连；所述第二斜撑杆组件84用于驱动所述支腿83收放；所述缓冲器81用于所述主起落架8的减震缓冲。
本实施例的可变形回收飞行器长度15米，直径1.4米，箭体2圆柱段部分长度10米，翼展5米，通过固体发动机提供动力，试验段最大速度到马赫数10，最大升阻比出现在8°攻角，值为3.5，完成任务后，通过偏转四片空气舵9将火箭本体的姿态拉起到16°～20°攻角，图8为攻角增大后阻力系数的增加量值，大面积机翼在产生升力的同时，提供640％以上的附加阻力，将可变形回收飞行器的速度迅速从高超声速减小到超声速；
随着速度及高度的降低，可变形回收飞行器的压心逐渐后移，速度从马赫数10减到马赫数2的过程中，压心后移量达7％，攻角降低到8°，可变形回收飞行器的静稳定度大于8％，图9为鸭翼3弹出前后可变形回收飞行器的压心位置，通过弹出鸭翼3，将压心前移到质心位置Xcg＝0.64附近，保证超声速及亚跨声速阶段的配平能力。
降落伞系统如图4所示，降落伞系统用于亚声速阶段的进一步减速；以动压为判据，可变形回收飞行器的控制系统判断满足开伞条件后，发出弹射减速伞指令，减速伞舱盖141通过火工品炸开，弹射筒142将减速伞弹射出，减速伞解除封包，伞系从伞包中拉出，弹射过程中由安装支板143承受弹射筒的反推力；减速伞收口状工作8秒后解除收口全展开，6秒后主伞舱盖151解锁，减速伞拉出主伞舱盖及主伞包152；主伞收口状工作8秒后解除收口全展开，将可变形回收飞行器的速度减小到9m/s。
反推发动机系统如图5所示，主伞舱盖解锁后15秒，可变形回收飞行器的综控机向舱盖火工品发出工作信号，打开反推发动机系统的舱盖26、前起落架舱盖、主起落架舱盖以及可变形回收飞行器的测高仪的舱盖，伸出起落架，起落架在弹性元件和重力作用下放下并到位后锁定，可变形回收飞行器通过自身的GPS高度数据来判定下落高度，当可变形回收飞行器距离地面的高度小于500米时，综控机向测高仪上电，通过测高仪向综控机发送高度数据，综控机判定到达指定高度5m时，向反推发动机系统的发动机23发出点火信号，发动机23工作，综控机发出点火信号后1秒，综控机再向主伞切绳器发出工作信号，主伞切绳器切断主伞绳，可变形回收飞行器通过起落架系统完成水平着陆。
实施例3：
一种可变形回收飞行器的回收方法，采用实施例1或实施例2所述的可变形回收飞行器，包括如下步骤：
步骤一、可变形回收飞行器通过增大攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度；
步骤二、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第一预设速度且飞行高度不超过第一预设高度时，弹出鸭翼3，减小可变形回收飞行器的攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度；本实施例中第一预设速度为马赫数2，第一预设高度为25km；
步骤三、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第二预设速度且飞行高度不超过第二预设高度时，打开降落伞系统的减速伞14；当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第三预设速度时，打开降落伞系统的主伞15使可变形回收飞行器的飞行速度不超过第四预设速度；本实施例中第二预设速度为马赫数0.4，第二预设高度为5km，第三预设速度为70m/s，第四预设速度为9m/s；
步骤四、当所述主伞15打开预设时间后，放下起落架系统的起落架；所述可变形回收飞行器还包括雷达测高装置，所述雷达测高装置用于测量可变形回收飞行器的飞行高度；当可变形回收飞行器的飞行高度小于等于第三预设高度时，反推发动机点火工作，将可变形回收飞行器的下沉速度减小到不超过第五预设速度；本实施例中预设时间为15s，第三预设高度为5m，第五预设速度为2m/s；
步骤五、可变形回收飞行器触地后，切割降落伞系统中与主伞15相连的伞绳17。
实施例4：
一种可变形回收飞行器的回收方法，如图10所示，采用实施例1或实施例2所述的可变形回收飞行器，包括如下步骤：
步骤101、可变形回收飞行器垂直发射，采用燃气舵9及空气舵10联合控制，以0°攻角进入试验窗口，保持一定范围的高度及速度开展任务载荷的飞行试验；
步骤102、完成任务后，可变形回收飞行器调整姿态，攻角从0°拉起到16°-20°，机翼提供升致阻力，阻力系数增加640％-980％，速度在240秒内从马赫数10减到马赫数2，高度从35km减到25km；
步骤103、可变形回收飞行器弹出鸭翼3，攻角减小到不超过8°，将可变形回收飞行器压心位置由0.69前移到0.61，满足配平需求，可变形回收飞行器速度在400秒内从马赫数2减到马赫数0.4，高度从25km减到5km；
步骤104、降落伞系统的减速伞盖解锁，打开降落伞系统的减速伞14，13秒内将可变形回收飞行器的速度从马赫数0.4减小到70m/s；
步骤105、降落伞系统的主伞舱盖解锁，打开降落伞系统的主伞15，收口工作8秒后，完全展开，将可变形回收飞行器的速度从70m/s减小到9m/s，并保持匀速下降；
步骤106、降落伞系统的主伞舱盖解锁后15秒，利用火工品炸开起落架舱盖，放下起落架，通过GPS高度数据来判定下落高度；
步骤107、雷达测高仪工作，当高度小于5米时，开启反推发动机系统的发动机23，将下沉速度减小到2m/s左右；
步骤108、可变形回收飞行器以水平姿态触地，可变形回收飞行器的切割索在发动机23工作1秒后启动，切断与主伞15连接的伞绳17，完成火箭回收。
本发明的方法及装置能够用于对火箭的完整回收，回收大部分时间内无动力，能量消耗低，对各部件的损伤小，除发动机以外，火箭其余系统均可进行健康检测后再复用，可有效提升发射效率，降低发射成本。
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。

Claims (8)

1.一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，采用一种可变形回收飞行器，包括如下步骤：
步骤一、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第一预设速度且飞行高度不超过第一预设高度时，弹出鸭翼(3)，减小可变形回收飞行器的攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度；
步骤二、当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第二预设速度且飞行高度不超过第二预设高度时，打开降落伞系统的减速伞(14)；当可变形回收飞行器的飞行速度不超过第三预设速度时，打开降落伞系统的主伞(15)使可变形回收飞行器的飞行速度不超过第四预设速度；
步骤三、当所述主伞(15)打开预设时间后，放下起落架系统的起落架；当可变形回收飞行器的飞行高度小于等于第三预设高度时，反推发动机点火工作，将可变形回收飞行器的下沉速度减小到不超过第五预设速度；
步骤四、可变形回收飞行器触地后，切割降落伞系统中与主伞(15)相连的伞绳(17)；
一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、鸭翼(3)、机翼、空气舵(9)、燃气舵(10)、降落伞系统、反推发动机系统、起落架系统；
所述鸭翼(3)可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵(9)和燃气舵(10)均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；
所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆；
所述鸭翼(3)包括一个电机驱动转轴(31)、一个折叠连杆机构(32)、多个翼扇(33)；所述多个翼扇(33)通过所述折叠连杆机构(32)连接；所述电机驱动转轴(31)用于驱动所述多个翼扇(33)展开或收缩；所述鸭翼(3)的伸缩用于调整可变形回收飞行器的压心位置。
2.根据权利要求1所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，在步骤一之前，可变形回收飞行器通过增大攻角，降低可变形回收飞行器的飞行速度和飞行高度。
3.根据权利要求1所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述可变形回收飞行器还包括雷达测高装置，所述雷达测高装置在所述步骤三中测量反推发动机点火工作后可变形回收飞行器的飞行高度。
4.根据权利要求1所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述鸭翼(3)弹出后的后掠角为15°～30°。
5.根据权利要求1或4所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述降落伞系统包括减速伞(14)、主伞(15)、伞绳(17)、吊点，所述吊点包括前吊点(16)、第一后吊点(18)、第二后吊点(19)；
所述减速伞(14)、主伞(15)均安装在所述火箭本体内；所述前吊点(16)位于所述火箭本体的头部，所述第一后吊点(18)、第二后吊点(19)均位于所述火箭本体的尾部；所述伞绳(17)用于连接所述吊点与所述减速伞(14)，以及用于连接所述吊点与所述主伞(15)。
6.根据权利要求1或4所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述反推发动机系统包括发动机(23)、解锁螺栓(24)、支架(25)、舱盖(26)；所述舱盖(26)通过所述解锁螺栓(24)安装在所述飞行器表面，所述发动机安装在舱盖(26)对应的所述火箭本体内；所述支架(25)用于固定所述发动机(23)。
7.根据权利要求1或4所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述起落架系统包括前起落架(4)和主起落架(8)；
所述前起落架(4)包括机轮(41)、轮胎(42)、缓冲支柱(43)、第一斜撑杆组件(44)；所述缓冲支柱(43)与所述机轮(41)连接，所述轮胎(42)安装在所述机轮(41)上；所述第一斜撑杆组件(44)用于驱动所述缓冲支柱(43)收放；
所述主起落架(8)包括缓冲器(81)、摇臂(82)、支腿(83)、第二斜撑杆组件(84)、弹簧作动筒(85)、滑撬(86)；所述支腿(83)的一端与所述摇臂(82)相连，另一端与所述滑撬(86)相连；所述弹簧作动筒(85)的一端与所述滑撬(86)相连，另一端与所述支腿(83)相连；所述第二斜撑杆组件(84)用于驱动所述支腿(83)收放；所述缓冲器(81)用于所述主起落架(8)的减震缓冲。
8.根据权利要求1或4所述的一种可变形回收飞行器的回收方法，其特征在于，所述机翼包括边条翼(5)、主翼(6)、翼梢小翼(7)；所述主翼(6)安装在所述火箭本体的两侧，所述边条翼(5)和翼梢小翼(7)均安装在所述主翼(6)上。
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