CN111319803A - 飞行器垂直回收着陆装置 - Google Patents

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CN111319803A CN202010208911.9A CN202010208911A CN111319803A CN 111319803 A CN111319803 A CN 111319803A CN 202010208911 A CN202010208911 A CN 202010208911A CN 111319803 A CN111319803 A CN 111319803A
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Abstract

本公开提供了一种飞行器垂直回收着陆装置，包括：本体、支腿、缓冲器、第一端框、第二端框和加强梁，支腿包括第一支腿和第二支腿；第一端框和第二端框分别设置在本体上；缓冲器设置在第一支腿上；第一支腿与第二支腿的一端活动连接，第一支腿与第二支腿的另一端分别活动连接于第一端框和第二端框上；第一端框和第二端框内设置加强梁，加强梁传递集中力载荷；以及第二支腿为桁架结构。本公开垂直回收着陆装置模块化装配结构，拆装方便，成本低。

Description

飞行器垂直回收着陆装置
技术领域
本公开涉及航天领域，尤其涉及一种飞行器垂直回收着陆装置。
背景技术
随着航天工业的发展，为降低航天器的成本，越来越多的国家开始研究可重复使用运载火箭，运载火箭逐渐从一次使用的产品逐渐发展成为可重复使用产品，运载火箭的回收过程中，着陆是回收过程的最后一个关键步骤，也是决定回收成功与否的关键所在。
随着Space X公司的猎鹰9号运载火箭的回收成功以及蓝源公司的“新谢帕德”号运载火箭成功垂直着陆，垂直起降重复使用运载火箭的着陆缓冲机构成为了世界上主流的着陆缓冲机构形式，但又都采用不同的结构形式和缓冲形式，例如猎鹰9号运载火箭采用液压缓冲器进行着陆缓冲，并利用复合材料制成的外壳作为着陆腿缓冲时的支撑结构。中国的月球探测器的垂直着陆装置采用铝蜂窝等结构。
发明内容
传统的油簧缓冲器由于其横向刚度弱，结构质量较大，很少用于大吨位箭体的垂直回收，但是对于需要快速迭代的小型验证样机，油簧缓冲器因其低廉的成本，是运载火箭垂直着陆技术研制阶段一种较好的选择。为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种飞行器垂直回收着陆装置。
根据本公开的一个方面，一种飞行器垂直回收着陆装置，包括：本体、支腿、缓冲器、第一端框、第二端框和加强梁，
所述支腿包括第一支腿和第二支腿；
所述第一端框和第二端框分别设置在所述本体上；
所述缓冲器设置在所述第一支腿上；
所述第一支腿与第二支腿的一端活动连接，所述第一支腿与第二支腿的另一端分别活动连接于所述第一端框和第二端框上；
所述第一端框和第二端框内设置加强梁，所述加强梁传递集中力载荷；以及
所述第二支腿为桁架结构。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第二支腿包括第一支杆、第二支杆和加强杆，
所述第一支杆与第二支杆一端铰接并与所述第一支腿活动连接，所述第一支杆与第二支杆的另一端分别与所述第二端框活动连接；以及
所述加强杆的两端分别与所述第一支杆和第二支杆连接。
根据本公开的至少一个实施方式，所述支腿为三个。
根据本公开的至少一个实施方式，所述支腿为四个。
根据本公开的至少一个实施方式，所述支腿为五个。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一支腿与第一端框之间、所述第二支腿与第二端框之间、所述第一支腿与第二支腿之间均通过关节轴承和连接轴销活动连接。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一支腿与第一端框之间、所述第二支腿与第二端框之间、所述第一支腿与第二支腿之间的连接轴销在空间上两两平行。
根据本公开的至少一个实施方式，所述支腿末端与所述本体轴线的距离通过以下公式建立，
Figure BDA0002422128660000021
其中，
L为支腿末端与本体轴线的距离；
m为箭体质量；
Vx为本体落地瞬间的垂直速度；
Vy为本体落地瞬间的水平速度；
J为本体落地时的转动惯量；
ω为本体落地时的转动角速度；
deg为本体落地时的倾斜角度；
dS为第一连线与第二连线的夹角角度，其中，第一连线为本体稳定态时质心与地面投影之间的连线，第二连线为本体稳定态时质心与支腿末端之间的连线；
α为相邻的两个第一支腿在地面上的投影之间的夹角角度的一半。
根据本公开的至少一个实施方式，所述加强梁的端部与所述支腿连接在所述第一端框和第二端框上的端部一一对应。
根据本公开的至少一个实施方式，所述缓冲器通过两端法兰连接在所述第一支杆上。
根据本公开的至少一个实施方式，所述缓冲器的等效刚度通过以下公式建立，
Figure BDA0002422128660000031
其中，
K为缓冲器的等效刚度；
N为本体允许的最大过载系数；
M为本体质量；
L为总行程着陆器总量；
Figure BDA0002422128660000032
为第一支腿与本体轴线的夹角。
根据本公开的至少一个实施方式，所述缓冲器的等效阻尼通过以下公式建立，
Figure BDA0002422128660000033
其中，
M为本体质量；
Ce为缓冲器的等效阻尼；
V0为本体的落地速度；
ve为缓冲器工作时的相对速度；
l为缓冲器工作行程。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是根据本公开的实施方式的火箭垂直回收着陆装置结构的示意图。
图2是根据图1的A-A剖面结构示意图。
图3根据本公开的实施方式的火箭垂直回收着陆装置底座正面布局示意图。
图4是根据本公开的火箭垂直回收着陆速度参数的示意图。
图5是根据本公开的火箭垂直回收着陆装置着陆时不侧翻的稳定圆的示意图。
图6是根据本公开的火箭垂直回收着陆装置着陆时侧翻临界状态的示意图。
附图标记：11-第一支腿；12-第二支腿；13-缓冲器；21-第一端框；22-第二端框；30-连接轴销；31-关节轴承；4-加强梁；5-侧翻临界态质心；6-稳定态质心。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
本公开的飞行器垂直回收着陆装置用于设计小型垂直回收验证样机的垂直着陆，具有良好的传力特性，可较好地克服着陆过程中的着陆冲击载荷，实现飞行器的垂直着陆，本公开的飞行器垂直回收着陆装置着陆稳定性具备的较好的可设计性，可根据不同箭体的着陆参数快速实现着陆支腿的构型设计。
根据本公开的第一实施方式，提供了一种飞行器垂直回收着陆装置，包括：本体、支腿、缓冲器、第一端框、第二端框和加强梁，支腿包括第一支腿和第二支腿；第一端框和第二端框分别设置在本体上；缓冲器设置在所述第一支腿上；第一支腿与第二支腿的一端活动连接，第一支腿与第二支腿的另一端分别活动连接于第一端框和第二端框上；第一端框和第二端框内设置加强梁，加强梁传递集中力载荷；以及第二支腿为桁架结构。第一端框和第二端框分别设置在本体上，作为本体的一部分，第二端框设置在本体的底部位置，而第一端框设置在本体的底部之上的位置，例如飞行器为火箭时，第一端框和第二端框均为环形用于承接来自支腿着陆时的集中载荷，为了传递和扩散着陆过程中的碰撞冲击产生的集中力载荷，第一支腿(主支撑腿)与箭体连接位置处应增加加强梁结构用于传递集中力载荷，避免第一端框的失效。本公开的摇臂式垂直着陆装置为了在着陆过程中，第一支腿主要承受压力载荷，第二支腿承受拉力载荷，第一支腿和第二支腿均通过两端的关节轴承释放大部分弯矩载荷，主要承受关节轴承存在摩擦力产生的摩擦力矩。
第二支腿为桁架结构，可选地，第二支腿包括第一支杆、第二支杆和加强杆，第一支杆与第二支杆一端铰接并与第一支腿的一端活动连接，例如铰接、通过关节轴承连接等，第一支杆与第二支杆的另一端分别与第二端框活动连接，例如铰接、通过关节轴承连接等，第一支杆和第二支杆通过加强杆形成整体桁架结构，加强杆设置在第一支杆和第二支杆之间，其一端与第一支杆连接，另一端与第二支杆连接。可选地，第二支腿还可采用树脂基碳纤维复合材料整体成型，结构强度更高，质量更低，且可做成整流形式，具备更好的气动外形。
可选地，支腿可以为多个，均匀地分布在本体四周，可选地为3个，还可选地为5个，优选地为4个。
可选地，加强梁根据支腿的数量不同可设置为不同的形式，加强梁的端部与支腿连接在第一端框和第二端框上的端部一一对应，当支腿为4个时，相对应地在第一端框内设置十字梁支撑结构传递集中力载荷施加于支腿上。当支腿为3个时，加强梁可以为米字梁支撑结构，当支腿为5个时，加强梁可以为五梁支撑结构来传递集中力载荷。
可选地，第一支腿与第一端框之间、第二支腿与第二端框之间、第一支腿与第二支腿之间均通过关节轴承和连接轴销活动连接，可选地也可以通过其他铰接方式进行活动连接，当采用关节轴承和连接轴销活动连接时，第一支腿与第一端框之间、第二支腿与第二端框之间、第一支腿与第二支腿之间的连接轴销在空间上两两平行。
可选地，缓冲器通过两端法兰连接在第一支腿上，缓冲器优选为油簧缓冲器进行缓冲，还可选地，为油器缓冲器、蜂窝缓冲器或油气-蜂窝组合缓冲器等中的一种或多种，可以提升缓冲器的横向刚度，适用于大质量箭体，但成本较高。
可选地，在第一端框和第二端框上还设置有接头，接头的数量与支腿的数量相同，例如支腿为3个时，第一端框的接头的数量为3个，第二端框的接头的数量为3个，第二支腿与第二端框连接的端部设置有耳片，相邻的两个第二支腿的耳片连接于第二端框的同一接头上。可选地，第一端框和第二端框通常采用30CrMnSiA等高强度合金钢，通过局部增厚来提升承力端框结构的整体刚度。
本公开的飞行器垂直回收着陆装置：
(1)实用性强，垂直回收着陆装置模块化装配结构，拆装方便；
(2)适应性强，垂直回收着陆装置的着陆稳定性可根据着陆参数进行量化设计；
(3)经济型好，垂直回收着陆装置采用传统的油簧进行缓冲，安装方便、成本低廉，尤其适合运载火箭垂直回收技术研制过程中的小型垂直回收验证箭应用；
(4)可靠性高，垂直回收着陆装置采用的主体传力结构可有效地承受箭体的着陆过程中的冲击载荷，能够可靠的重复使用。
下面将结合具体实施例对上述垂直回收着陆装置详细地说明。
本公开提供了一种飞行器垂直回收着陆装置，如图1至2所示，图1示出了火箭垂直回收着陆装置结构的示意图，图2示出了根据图1的A-A剖面结构示意图，包括：本体、支腿、缓冲器13、第一端框21、第二端框22和加强梁4，支腿包括第一支腿11和第二支腿12；第一端框21和第二端框22分别设置在本体上；缓冲器13设置在第一支腿11上；第一支腿11与第二支腿12的一端活动连接，第一支腿11与第二支腿12的另一端分别活动连接于第一端框21和第二端框22上；第一端框21和第二端框22内设置加强梁4，加强梁4用于传递集中力载荷；以及第二支腿12为整体桁架结构。第一端框21和第二端框22分别设置在本体上，作为本体的一部分，第二端框22设置在本体的底部位置，而第一端框21设置在本体的底部之上的位置，例如飞行器为火箭时，第一端框21和第二端框22均为环形用于承接来自支腿着陆时的集中载荷，为了传递和扩散着陆过程中的碰撞冲击产生的集中力载荷，第一支腿11(主支撑腿)与箭体连接位置处的第一端框21内部相应地增加加强梁4用于传递集中力载荷，将集中力载荷传递到支腿上，避免第一端框21的失效。第二端框22内部在与第二支腿12连接第二端框22的端相对应的增加加强梁4用于传递集中力载荷，将集中力载荷传递到支腿上，避免第二端框22的失效。
其中，第二支腿12的桁架结构，可包括第一支杆、第二支杆和加强杆，第一支杆与第二支杆一端铰接并与第一支腿11的一端活动连接，上述活动连接可以包括设置关节轴承和连接轴销30进行连接，从而在远离本体的一端，第一支杆、第二支杆和第一支腿11连接在一起；第一支杆与第二支杆的另一端则分别活动连接在第二端框22上，上述的活动连接包括设置关节轴承和连接轴销30进行连接。加强杆设置在第一支杆与第二支杆之间起到桁架结构的稳定作用，加强杆的两端分别与第一支杆和第二支杆连接，包括铰接或固定连接。可选地，第二支腿12为一体结构，可采用树脂基碳纤维复合材料整体成型，结构强度更高，质量更低，且可做成整流形式，具备更好的气动外形
可选地，在第一端框21和第二端框22上均设置连接接头，第一端框21的连接接头用于活动连接第一支腿11，与第一支腿11的数量相同；第二端框22的连接接头用于活动连接第二支腿12，第二端框22的每个连接接头具有两个连接点，用于连接相邻的第二支腿12的两个连接杆，例如，第二支腿12的端部设置平行耳片连接与第二端框22的连接接头的连接点，相邻的第二支腿12的两个连接杆连接于同一连接接头的两个连接点，也即第二端框22连接接头的数量与第二支腿12的数量相同，即3支腿的第二端框22上连接接头为3个，4支腿的第二端框22上连接接头为4个。
如图2所示，火箭垂直回收着陆装置结构的支腿可以为4个，均匀间隔地分布在本体四周保持着陆时本体的平衡和稳定性。
加强梁4根据支腿的数量不同可设置为不同的形式，加强梁4的端部与支腿连接在第一端框21和第二端框22上的端部一一对应，当支腿为4个时，相对应地在第一端框21内设置十字梁支撑结构传递集中力载荷施加于支腿上。当支腿为3个时，加强梁4可以为米字梁支撑结构，当支腿为5个时，加强梁4可以为五梁支撑结构来传递集中力载荷。加强梁4为一体结构，其中每个加强梁的端部都对应第一端框21或第二端框22的连接接头，从而传递来自火箭着陆时的集中力载荷。可选地，第一端框和第二端框通常采用30CrMnSiA等高强度合金钢，通过局部增厚来提升承力端框结构的整体刚度。
如图3根据本公开的实施方式的火箭垂直回收着陆装置底座正面布局示意图所示，第一支腿11与第一端框21之间、第二支腿12与第二端框22之间、第一支腿11与第二支腿12之间均通过关节轴承和连接轴销活动连接，火箭垂直回收着陆装置作为摇臂式结构形式，对于同一支腿来说，第一支腿11与第一端框21之间的连接轴销30、第二支腿12与第二端框22之间的连接轴销30(由于第二支腿12具有两个连接杆分别连接第二端框22，故第二支腿12与第二端框22之间的连接轴销30为2个)、第一支腿11与第二支腿12之间的连接轴销30在空间上形成两两平行。
位于第一支腿11上的缓冲器13通过其两端的法兰连接在第一支腿11上，缓冲器13包括但不限于油簧缓冲器进行缓冲，还可选地为油器缓冲器、蜂窝缓冲器或油气-蜂窝组合缓冲器等中的一种或多种。
本公开火箭垂直回收着陆装置以四支腿方案为例，在开展着陆支腿设计时，支腿的跨度对着陆稳定性有直接的关系，为了更稳妥地验证着陆支架的稳定性，在不考虑缓冲吸能和弹性振动耗能的情况下，通过计算支架着陆时刻的初始动能和翻倒的临界条件所需要增加的势能对着陆稳定性进行计算，在不考虑侧滑的前提下，其中满足着陆稳定的条件是：
Figure BDA0002422128660000091
其中，m为箭体质量，Vx为箭体的落地瞬间的水平速度，Vy为箭体的落地瞬间的垂直速度，dH为箭体发生翻倒质心升高的高度(如图6所示的竖直放置时箭体的稳定态质心6与发生侧翻临界态质心5在竖直方向上的高度差)，J为箭体落地时的转动惯量，ω为箭体落地时的的转动角速度(如图4至6所示)。
定义支腿的末端相互连接而成的多边形的内切圆为稳定圆，稳定圆的半径为着陆支腿稳定半径为R，运载火箭在着陆时，箭体质心投影落到以支腿中心为中心，半径为R的圆圈时箭体将不会侧翻(如图4所示)。
由公式(1.1)可以得到质心上升高度：
Figure BDA0002422128660000092
由图6可知，质心上升高度dH和回落时箭体竖直放置质心距离地面的高度为H存在以下几何关系：
Figure BDA0002422128660000093
于是有：
Figure BDA0002422128660000094
其中，
L为支腿末端距离箭体轴线的距离，α为相邻的两个第一支腿在地面上的投影之间的夹角角度的一半(如图5所示)，其中三条、四条支腿和五条支腿对应的α为60°、45°和36°。
于是，由(1.2)、(1.3)、(1.4)可以得到：
Figure BDA0002422128660000095
其中，
L为支腿末端与本体轴线的距离；
m为箭体质量；
Vx为本体落地瞬间的垂直速度；
Vy为本体落地瞬间的水平速度；
J为本体落地时的转动惯量；
ω为本体落地时的转动角速度；
deg为本体落地时的倾斜角度；
dS为第一连线与第二连线的夹角角度，其中，第一连线为本体稳定态时质心与地面投影之间的连线，第二连线为本体稳定态时质心与支腿末端之间的连线；
α为相邻的两个第一支腿在地面上的投影之间的夹角角度的一半。
缓冲器等效刚度设计
考虑到回收火箭缓冲支柱压缩行程最大时刻，回收火箭的过载系数过高，即：
Figure BDA0002422128660000101
于是，
Figure BDA0002422128660000102
其中，
K为缓冲器的等效刚度；
N为本体允许的最大过载系数；
M为本体质量；
L为总行程着陆器总量；
Figure BDA0002422128660000103
为第一支腿与本体轴线的夹角。
缓冲器等效阻尼设计
Figure BDA0002422128660000104
其中：
M为本体质量；
Ce为缓冲器的等效阻尼；
V0为本体的落地速度；
ve为缓冲器工作时的相对速度；
l为缓冲器工作行程。
运载火箭在垂直着陆过程时，将会面临巨大的冲击载荷，载荷会通过主支腿和副支腿传递到箭体上，由于火箭的着陆过程，除了下沉速度外，总是存在水平速度、转动角速度和倾斜姿态，因此箭体的着陆过程受力严酷且复杂。采用本结构的垂直回收着陆装置实用性更强，适应性强，经济性好，安装方便、成本低廉，尤其适合运载火箭垂直回收技术研制过程中的小型垂直回收验证箭应用。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，包括：本体、支腿、缓冲器、第一端框、第二端框和加强梁，
所述支腿包括第一支腿和第二支腿；
所述第一端框和第二端框分别设置在所述本体上；
所述缓冲器设置在所述第一支腿上；
所述第一支腿与第二支腿的一端活动连接，所述第一支腿与第二支腿的另一端分别活动连接于所述第一端框和第二端框上；
所述第一端框和第二端框内设置加强梁，所述加强梁传递集中力载荷；以及所述第二支腿为桁架结构。
2.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述第二支腿包括第一支杆、第二支杆和加强杆；
所述第一支杆与第二支杆一端铰接并与所述第一支腿活动连接，所述第一支杆与第二支杆的另一端分别与所述第二端框活动连接；
以及所述加强杆的两端分别与所述第一支杆和第二支杆连接。
3.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述支腿为四个。
4.如权利要求2所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述第一支腿与第一端框之间、所述第二支腿与第二端框之间、所述第一支腿与第二支腿之间均通过关节轴承和连接轴销活动连接。
5.如权利要求4所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述第一支腿与第一端框之间、所述第二支腿与第二端框之间、所述第一支腿与第二支腿之间的连接轴销在空间上两两平行。
6.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述支腿末端与所述本体轴线的距离通过以下公式建立，
Figure FDA0002422128650000021
其中，
L为支腿末端与本体轴线的距离；
m为箭体质量；
Vx为本体落地瞬间的垂直速度；
Vy为本体落地瞬间的水平速度；
J为本体落地时的转动惯量；
ω为本体落地时的转动角速度；
deg为本体落地时的倾斜角度；
dS为第一连线与第二连线的夹角角度，其中，第一连线为本体稳定态时质心与地面投影之间的连线，第二连线为本体稳定态时质心与支腿末端之间的连线；
α为相邻的两个第一支腿在地面上的投影之间的夹角角度的一半。
7.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述加强梁的端部与所述支腿连接在所述第一端框和第二端框上的端部一一对应。
8.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述缓冲器通过两端法兰连接在所述第一支杆上。
9.如权利要求1所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述缓冲器的等效刚度通过以下公式建立，
Figure FDA0002422128650000022
其中，
K为缓冲器的等效刚度；
N为本体允许的最大过载系数；
M为本体质量；
L为总行程着陆器总量；
Figure FDA0002422128650000032
为第一支腿与本体轴线的夹角。
10.如权利要求9所述的飞行器垂直回收着陆装置，其特征在于，所述缓冲器的等效阻尼通过以下公式建立，
Figure FDA0002422128650000031
其中，
M为本体质量；
Ce为缓冲器的等效阻尼；
V0为本体的落地速度；
ve为缓冲器工作时的相对速度；
l为缓冲器工作行程。
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