CN111731518B - 用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器。伞降式回收系统包括姿态控制机构、支撑机构、伞降机构以及控制航天运载器向目标区域运动的尾翼方向舵控制机构。航天运载器分离后通过姿态控制机构控制航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，经过伞降结构减速，在着陆时通过支撑机构伸入至着陆表面之内，对航天运载器减速和减震的同时还能避免倾倒。本发明提供的航天运载器包括所述伞降式回收系统，进而可以调控航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，并通过能够插入着陆区的支撑机构支撑箭体着陆，降低了生产成本的同时也提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，同时也可以避免动力舱段受到损害，便于重复使用。

Description

用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器

技术领域

本发明涉及航天运载器回收技术领域，具体为一种航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器。

背景技术

随着航天产业的快速发展，涉及航天运载器的各项技术也实现了突飞猛进。目前，作为目前将卫星发射至太空的唯一运载工具，持续降低航天运载器制造与发射成本是各大商业航天公司追逐的目标。

以航天运载器回收为例，现在主流的回收方法以美国Space X公司、蓝色起源公司代表的反推着陆方式为主。即通过在分离的航天运载器上增加着陆支腿，在靠近地面时航天运载器底部发动机多次点火，通过发动机改变推力，调整航天运载器位置从而实现降落与定点着陆，从而完成整个航天运载器的回收，在经过清理、维修与测试后即可重复使用。但是此种方式需要发动机具备多次点火能力、大范围调整推力的能力，技术难度较大，同时增加的一些系统降低了这种回收方式的可靠性。例如，Space X公司就发生过发动机无法正常启动所导致的回收失败。另外，此方法需要额外配备大型支腿来保证着陆时的稳定性。整个航天运载器细长比大、重量大、重心高，在Space X之前执行的几次航天运载器回收过程中，曾多次出现支腿无法稳定住整个箭体而导致航天运载器侧翻坠毁的情况。

除此之外，还有一种采用滑行着陆方式进行液体动力航天器重复使用的方法，主要以美国的航天飞机代表。航天飞机通过整箭竖直升空，在将载荷运送至预定目标后，采用与飞机类似的方式水平滑行着陆，完成重复使用。这种方式技术难度高，成本巨大，有效载重占比小，维护费用极高，主流型号均已经处于退役状态。

因此，提供一种方便控制、安全可靠、且可以节约成本，便于重复使用的航天运载器回收系统是目前所要解决的问题。

发明内容

为解决相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器，具有方便控制、安全可靠、节约成本、提高箭体回收的成功性和稳定性和便于重复使用等优点。

本发明提供了一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统，包括姿态控制机构，设置于所述航天运载器分离舱段，用于对所述航天运载器进行调姿；

支撑机构，设置于所述航天运载器远离动力舱段的着陆端，用于在所述航天运载器着陆前向远离所述动力舱段方向弹出，并伸入至着陆表面之内，以形成对所述航天运载器的支撑；

尾翼方向舵控制机构，设置于所述航天运载器动力舱段，用于控制所述航天运载器向目标区域运动；

伞降机构，设置于所述航天运载器内部且远离所述航天运载器着陆端。

在一个实施例中，所述支撑机构是一种设置于所述航天运载器分离舱段的植入腿装置，具体包括所述植入腿装置包括与所述航天运载器分离舱段连接的支架筒以及与所述支架筒连接的伸出支腿。所述支架筒与所述伸出支腿采用弹性连接，在所述航天运载器分离后，所述伸出支腿被弹出。

在一个实施例中，所述支架筒内装有高压介质，所述伸出支腿的一端配置为压缩所述高压介质，从而在所述伸出支腿的另一端解除限制时，所述伸出支腿在高压介质的作用下向远离所述支架筒方向伸出。

在一个实施例中，所述伸出支腿包括连接于所述支架筒的主杆，以及设置于所述主杆远离所述支架筒一端的硬质钻进顶尖，所述硬质钻进顶尖用于钻进着陆区地面。

在上述实施例中，硬质钻进顶尖22-2呈螺旋状，不但在着陆时可以较容易的钻进着陆区地面，还可以在箭体向某方向倾倒时阻碍伸出支腿的拔出，从而防止箭体倾倒，保证稳定着陆。

在一个实施例中，所述主杆靠近所述硬质钻进顶尖的一侧还设有防拔出支腿，所述防拔出支腿靠近所述硬质钻进顶尖的一端与所述主杆连接，另一端呈尖锐状并与所述主杆间隔设置，其中所述主杆与所述防拔出支腿间隔设置部分的直径小于所述主杆靠近所述支架筒部分的直径。

在一个实施例中，所述植入腿装置还包括与所述支架筒远离所述航天运载器一端外壁连接的着陆增稳支腿，以增加所述航天运载器的着陆稳定性。

在一个实施例中，所述支撑机构还包括设置于所述航天运载器着陆端的舱段环形减震装置，所述舱段环形减震装置匹配设置于所述航天运载器着陆端内侧，且沿其轴线的一端用于着陆时与着陆表面接触。

在一个实施例中，所述尾翼方向舵控制机构包括至少4个尾翼以及设置于每个所述尾翼上的尾翼襟翼。

在一个实施例中，所述支撑机构包括沿所述航天运载器分离舱段周向等距设置的至少4个植入腿装置。

在一个实施例中，所述姿态控制机构包括沿所述航天运载器分离舱段的周向等距设置的至少4组姿控装置。

在一个实施例中，所述姿控装置在其各个端面上分别设有出气孔，用于在箭体着陆过程中实现箭体姿态的调控。

本发明的另一个方面还提供了一种航天运载器，包括如上所述实施例中所述的任意一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统。

本发明提供的一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器，通过在所述航天运载器上设置姿态控制机构，进而调控所述航天运载器发生翻转使分离舱段作为着陆端，并在所述着陆端设置能够插入着陆表面的支撑机构，降低了生产成本的同时也更加方便控制，提高了箭体回收的成功性和稳定性，同时也保证了动力舱段不受损害，便于重复使用。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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是根据本发明实施例的伞降式回收系统的整体结构示意图。

图2是本发明实施例的分离舱段P1部分的结构示意图。

图3是本发明实施例的支撑机构的整体结构示意图。

图4a是本发明实施例的A标记处的第一种状态下的放大图。

图4b是本发明实施例的A标记处的第二种状态下的放大图。

图5是本发明实施例的动力舱段P2部分的结构。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

本发明提供了一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统及航天运载器。参见图1，伞降式回收系统包括姿态控制机构1，设置于航天运载器分离舱段P1，用于对航天运载器进行调姿；

支撑机构2，设置于航天运载器分离舱段P1且远离动力舱段P2的着陆端，用于在航天运载器着陆前向远离动力舱段P2的方向弹出，并伸入至着陆表面之内，以形成对航天运载器的支撑；

尾翼方向舵控制机构3，设置于航天运载器动力舱段P2，用于控制航天运载器向目标区域运动；

伞降机构4，设置于航天运载器内部且远离航天运载器着陆端，用于在航天运载器着陆过程中减速。

本发明实施例的伞降式回收系统，通过将航天运载器分离舱段P1作为着陆端，并在航天运载器靠近着陆端的一侧设置支撑机构2，以及在航天运载器分离舱段P1上设有姿态控制机构1，可以低成本实现航天运载器回收。

例如，在航天运载器回收过程中，当航天运载器分离后，可以首先脱掉燃料储箱，以避免着火、爆炸等。随后在姿态控制机构1的调控下，反推航天运载器使航天运载器发生翻转，形成分离舱段P1朝向地面的状态。其中，伞降机构4可以采用两级减速模式，即伞降机构4可以包含初级减速伞和主降落伞。在采用两级减速伞的情况下，首先，初级减速伞可以打开进行航天运载器的初次减速，同时通过调控尾翼方向舵控制机构3，进而保证航天运载器飞行到着陆区上方。当航天运载器到达着陆区上方预设区域后，例如，伞降机构4中的主降落伞打开，进行航天运载器着陆前的二次减速，同时利用姿态控制机构1和尾翼方向舵控制机构3实时调控航天运载器的姿态和降落方向，保证航天运载器保持垂直着陆到预设着陆区。

值得注意地是，当航天运载器到达所述着陆区上方0.5km至2km空域时，主降落伞打开，进行航天运载器着陆前的二次减速。或者，例如，当航天运载器到达着陆区上方0.8km至1.8km空域时，主降落伞打开进行箭体的二次减速，以控制箭体着陆时的速度在规定范围内。或者，例如，当航天运载器到达着陆区上方1km至1.2km空域时，主降落伞打开进行箭体的二次减速，以控制箭体着陆时的速度在规定范围内。

航天运载器着陆前支撑机构2呈弹出状态，可以保证着陆时支撑机构2插入预设着陆区中，并对航天运载器进行减速、减震，使航天运载器稳定着陆，完成回收。

本发明采用伞降的方式对航天运载器进行着陆后回收，通过将航天运载器分离舱段P1作为着陆端，并在航天运载器靠近着陆端的一侧设置支撑机构2。航天运载器着陆过程中，通过伞降结构进行两次减速，并利用分离舱段及支撑机构2共同承力支撑航天运载器，从而完成着陆。相较于现有航天运载器回收方式，本发明在航天运载器回收过程中不需要利用发动机点火进行减速，从而不需要携带多余燃料，减轻了运载器总重，提高了运载器的有效载荷承载。本发明利用植入腿装置和分离舱段共同受力和支持箭体着陆，则不需要制造和安装大型支腿，节省成本的同时也减轻了箭体的总量。

上述实施例中所述的预设着陆区铺设在陆地上，主要包括软沙层和粘土层，其中软沙层覆盖于粘土层之上。例如，软沙层的厚度可以为1米，粘土层的厚度可以为4米。软沙层铺设的是厚度为1米的细沙，以在保证航天运载器抵触软沙层的同时还可以减少箭体表面的损伤。粘土层铺设为硬质土，厚度至少为4米，通过设置硬质粘土，可以确保航天运载器的横向稳定。进一步地，在软沙层表面还可以铺设一层防尘网，可以使运载器缓冲着陆，还可以防止在航天运载器着陆时沙土溅起冲击运载器，从而避免沙尘等颗粒物进入箭体内部。

参见图2 ，在一个实施例中，姿态控制机构1包括沿航天运载器分离舱段的周向等距设置的至少4组姿控装置11，且每组姿控装置11独立工作，从而通过4组姿控装置11的配合，实现航天运载器向各个方向的姿态调整。例如，姿控系统可统一在箭体内部设置储气装置，且由储气装置统一向4组姿控装置供气，实现航天运载器姿态的调整。例如，储气装置中存储的气体可以氮气，以提高航天运载器回收过程的安全性。进一步地，每组姿控装置11上分别包括设于航天运载器分离舱段的3个出气口，通过控制气体从3个出气口的排出，调整航天运载器姿态。相对于处于着陆状态的航天运载器，三个出气口可以分别是控制航天运载器顺时针旋动的出气口11-3、控制航天运载器逆时针旋动的出气口11-2、以及用于推移箭体着陆端方向的出气口11-1。通过调控每组姿控装置和每个出气口从而实现航天运载器着陆时方向的调控。

在上述实施例中，如前所述，姿态控制机构1的控制气可以为氮气。由设置于航天运载器上的定位系统实时监控航天运载器的姿态并传输至控制系统，当航天运载器偏转角度超出设定范围时，计算机控制系统控制姿态控制机构1 的相应姿控装置11的阀门打开，并通过相应出气口喷出的氮气实现航天运载器姿态调整。例如，在航天运载器分离后，计算机控制系统通过传感器监测到航天运载器已经分离，则通过控制系统控制出气口喷出氮气，以通过氮气的反推实现航天运载器翻转。

继续参见图2，在一个实施例中，支撑机构是一种设置于航天运载器分离舱段的植入腿装置，具体包括与航天运载器分离舱段连接的支架筒21以及与支架筒21连接的伸出支腿22。支架筒21与伸出支腿22采用弹性连接，在航天运载器分离的同时，伸出支腿22被弹性力弹出。本发明的实施例，通过将现有航天运载器普遍采用的大型支腿替换为结构简单且轻便的植入腿装置，并采用弹性连接的方式将支架筒21与伸出支腿22连接。航天运载器分离的同时，伸出支腿22被弹出，并在航天运载器着陆时插入着陆区表面。在航天运载器着陆时，伸出支腿22与支架筒21弹性连接的部分再次被压缩，从而起到减速、减震的作用，并支撑航天运载器稳定着陆。

具体地，在一个实施例中，支架筒21内装有高压介质，伸出支腿22的一端配置为用于压缩高压介质，从而在伸出支腿22的另一端被解除限制时，伸出支腿22在高压介质的作用下向远离支架筒21的方向伸出。本发明的实施例，在支架筒21内装有高压介质，利用伸出支腿22的一端压缩高压介质并与支架筒21弹性连接。一方面，航天运载器分离前，伸出支腿22一直保持被压缩状态，当航天运载器分离时，伸出支腿22解除压缩限制，被支架筒21内的高压介质弹出并向远离支架筒21的方向伸出，从而保证在航天运载器着陆时伸出支腿22首先插入着陆区表面，并对航天运载器进行减震、减速，以使航天运载器稳定着陆。另一方面，在通常情况下，当航天运载器的发动机关火并解除与航天运载器之间固定限制后，需要施加一个力使二者完成分离。由于在箭体正式分离前，伸出支腿22一直是被强力压制在支架筒内，一旦解除固定限制，伸出支腿22就会被自行弹出，弹出的同时给予航天运载器一个远离上一级航天器（与待回收航天运载器对接的航天运载器的上一级）的推力，可以实现或辅助航天运载器与上一级航天器的分离，进一步改善分离过程的安全性。

在上述实施例中，支撑机构包括至少4个等距设置于航天运载器分离舱段的植入腿装置，以增加支撑机构的承力支撑能力。作为优选，可以在航天运载器分离舱段着陆端周向等距设置6个植入腿装置。

参见图3和图4a，在一个实施例中，伸出支腿包括连接于支架筒21的主杆22-1，以及设置于主杆22-1远离支架筒21一端的硬质钻进顶尖22-2，硬质钻进顶尖22-2用于钻进着陆区地面。本发明的实施例，由主杆22-1和硬质钻进顶尖22-2构成伸出支腿，其中主杆22-1的一端与支架筒21弹性连接，另一端与硬质钻进顶尖22-2固定连接。由于在主杆22-1的端部设置了硬质钻进顶尖22-2，从而在航天运载器着陆时伸出支腿可以通过硬质钻进顶尖22-2冲破着陆区土层，使得伸出支腿在有砂石的区域也能顺利地竖直钻进深层土壤中，从而保证航天运载器稳定着陆。

在上述实施例中，硬质钻进顶尖22-2呈螺旋状。螺旋状的硬质钻进顶尖不但在着陆时可以较容易的钻进着陆区表面，还可以在箭体向某方向倾倒时阻碍伸出支腿的拔出，从而防止航天运载器倾倒，保证稳定着陆。

参见图3至图4b，在一个实施例中，主杆22-1靠近硬质钻进顶尖22-2的一侧还设有防拔出支腿22-3，防拔出支腿22-3靠近硬质钻进顶尖22-2的一端与主杆22-1连接，另一端呈尖锐状并与主杆22-1间隔设置，其中主杆22-1与防拔出支腿22-3间隔设置部分的直径小于主杆22-1靠近支架筒21部分的直径。本发明实施例的伞降式回收系统，在主杆靠近硬质钻进顶尖的一侧设置了1个以上的防拔出支腿22-3，其中防拔出支腿22-3靠近硬质钻进顶尖22-2的一端连接于主杆22-1，另一端呈尖锐状与主杆22-1之间间隔设置。防拔出支腿22-3可以在航天运载器侧倾使某个方向的支腿要拔出时，通过与土壤作用使其展开为图4b中所示的状态，从而阻止伸出支腿22的拔出，稳定整个箭体。

在上述实施例中，防拔出支腿22-3靠近硬质钻进顶尖22-2的一端可转动连接于主杆22-1，其中防拔出支腿22-3呈尖锐状的一端可以与主杆22-1连接的一端为转动点向远离主杆22-1的外侧转动，可转动角度范围为0度至90度。例如，为了使防拔出支腿更容易展开，可转动角度范围可以为15度至90度。具体地，航天运载器着陆时，防拔出支腿22-3贴近主杆22-1设置，随主杆22-1一同插进着陆区，一旦箭体发生摇晃或者倾斜时，防拔出支腿22-3的尖锐状一端将借力插进主杆22-1侧向的沙土中使完全铺展开，借助自身最大的受力面积阻碍箭体的倾倒。

进一步地，在防拔出支腿22-3的径向方向上，防拔出支腿22-3靠近主杆22-1的一侧向内凹陷，以形成具有尖锐状的一端，便于在阻止箭体拔出过程中更好的施力，同时也增加了防拔出支腿22-3的受力面积。具体地，防拔出支腿22-3向内凹陷的内凹面的横截面形状可以是弧型、U型、V型，方便插入土壤的同时还可以有效的增加防拔出支腿22-3的受力面积。

作为优选，上述实施例中的防拔出支腿沿主杆周向等距设置两个或者三个。由于在箭体着陆过程中可能会出现震荡力比较大的情况，防拔出支腿需要足够结实才能保证承受住箭体侧向施加的压力。如果沿主杆周向设置过多防拔出支腿，则由于箭体尺寸限制，导致每个防拔出支腿都相对纤细脆弱，承压能力反而不能够满足要求。

继续参见图3和图4a，在一个实施例中，植入腿装置还包括着陆增稳支腿23。着陆增稳支腿23与支架筒21远离航天运载器一端的外壁连接，以增加航天运载器的着陆稳定性。本发明实施例的伞降式回收系统，通过在支架筒21远离航天运载器的一端增设1个以上的着陆增稳支腿23，可以辅助箭体稳定着陆。箭体着陆前，着陆增稳支腿23一端与支架筒21连接，另一端向远离支架筒21 的方向伸出，且大致与箭体轴线平行。航天运载器着陆时，着陆增稳支腿23可以沿着陆区表面自然展开至与支架筒21垂直的状态，保证航天运载器着陆过程更稳定、不易倾倒。

或者，在一个实施例中，着陆增稳支腿可以设置于伸出支腿靠近支架筒的一侧。常态下，着陆增稳支腿贴合伸出支腿被一同压缩进支架筒内，当箭体着陆时，着陆增稳支腿可以沿着陆区表面自然展开至与支架筒垂直的状态，保证航天运载器着陆过程更稳定、不易倾倒。

值得注意地是，在航天运载器着陆前着陆增稳支腿贴合伸出支腿设置，为了保证在航天运载器着陆时着陆增稳支腿能够顺利展开，可以将着陆增稳支腿靠近支架筒的一侧贴合伸出支腿设置，远离支架筒的一侧与伸出支腿间隔设置。例如，可以将着陆增稳支腿远离支架筒的一侧的端部设置为尖锐状端部且偏向远离伸出支腿的方向伸出。或者，还可以将着陆增稳支腿远离支架筒且贴近伸出支腿外壁的一侧设置为向内凹陷，增加受力面积使着陆增稳支腿更容易展开。

具体地，参见图3，着陆增稳支腿23可转动连接于支架筒21，其中着陆增稳支腿23与支架筒21连接的一端的相反端可以向远离支架筒21的方向旋转。在箭体着陆前，着陆增稳支腿23贴合伸出支腿设置，在箭体着陆时，着陆增稳支腿23沿着陆区表面自然展开至与伸出支腿垂直的状态。着陆增稳支腿23相对于伸出支腿的转动角度范围可以设置为0度至90度。例如，为了使着陆增稳支腿23在着陆时更容易转开，着陆增稳支腿23相对于伸出支腿的转动角度范围可以设置为15度至90度。

参见图3，在上述实施例中，着陆增稳支腿23可以短于伸出支腿的长度。由于着陆增稳支腿23在箭体着陆时要沿着着陆区表面自然展开至于与支架筒21垂直的状态（图3所表示的状态），如果着陆增稳支腿23的长度过长，在着陆时首先受力而易发生折断。如果着陆增稳支腿23的长度过短，则不能充分发挥它稳定箭体着陆的作用，所以，最好将着陆增稳支腿23的长度设置在0.8米至1.2米之间。作为优选，着陆增稳支腿23的长度可以设置为1米。

继续参见图3，在一个实施例中，支撑机构还包括设置于航天运载器着陆端的舱段环形减震装置24。舱段环形减震装置24匹配设置于航天运载器着陆端内侧，且沿其轴线的一端用于着陆时与着陆表面接触。本发明实施例，通过在航天运载器着陆端设置舱段环形减震装置24，使舱段环形减震装置24一端与航天运载器着陆端接触，另一端用于航天运载器着陆时直接接触着陆区表面。环形减震装置24与箭体着陆端匹配设置，在航天运载器着陆时，环形减震装置24可以有效的缓冲航天运载器与着陆区表面的接触，增加在航天运载器轴向方向的受力面积，起到减震的作用。

参见图5，在一个实施例中，尾翼方向舵控制机构包括至少4个尾翼31以及设置于每个尾翼31上的尾翼襟翼32。尾翼襟翼32可以根据需要调整自身角度，从而调整航天运载器的飞行方向。本发明的实施例在航天运载器的尾翼部分设置尾翼襟翼，通过调控尾翼襟翼的状态进而调整航天运载器的着陆飞行方向，保证航天运载器可以飞行至预设着陆区上方。

在本发明的上述实施例中，航天运载器与二级箭体分离后至着陆前，通过设置于航天运载器内部的定位系统进行实时定位，实时监测航天运载器与着陆区的距离和位置关系，进而做出相应地调控。例如，该定位系统可以与箭体设置的控制器配合，自动完成姿控装置动作、尾翼调整及支撑机构动作等。例如，该定位系统也可以与地面控制系统配合（箭体设置可以设置接收指令的接收器及控制各结构动作的控制器），由地面控制系统向航天运载器发送指令，完成上述动作。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明的另一个方面还提供了一种航天运载器，包括如上所述的任意一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统。航天运载器由于配备了伞降式回收系统，因此具有相应的技术效果。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本申请所指的航天运载器可以是宇宙飞船的返回舱或具有大长径比结构的航天运载器。例如，细长型的航天运载器可以是运载火箭，其回收的部分可以是各子级火箭箭体，本发明的回收系统的各个结构配置于相应的待回收箭体，例如，一子级箭体。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本专利申请要求于2020年03月04日提交的，申请号为202010142356.4，申请人为蓝箭航天空间科技股份有限公司，发明名称为“一种用于一级箭体回收的伞降式回收系统及液体火箭”的中国专利申请的优先权，该申请的全文以引用的方式并入本申请中。

Claims (9)

1.一种用于航天运载器回收的伞降式回收系统，其特征在于，包括：

姿态控制机构，设置于所述航天运载器分离舱段，用于对所述航天运载器进行调姿；

支撑机构，设置于所述航天运载器远离动力舱段的着陆端，用于在所述航天运载器着陆前向远离所述动力舱段方向弹出，并伸入至着陆表面之内，以形成对所述航天运载器的支撑；

尾翼方向舵控制机构，设置于所述航天运载器动力舱段，用于控制所述航天运载器向目标区域运动；

伞降机构，设置于所述航天运载器内部且远离所述航天运载器着陆端；

其中所述支撑机构是一种设置于所述航天运载器分离舱段的植入腿装置，具体包括与所述航天运载器分离舱段连接的支架筒以及与所述支架筒连接的伸出支腿；所述支架筒与所述伸出支腿采用弹性连接，在所述航天运载器分离后，所述伸出支腿被弹出；所述支架筒内装有高压介质，所述伸出支腿的一端配置为压缩所述高压介质，从而在所述伸出支腿的另一端解除限制时，所述伸出支腿在高压介质的作用下向远离所述支架筒方向伸出；

所述伸出支腿包括连接于所述支架筒的主杆，以及设置于所述主杆远离所述支架筒一端的硬质钻进顶尖，所述硬质钻进顶尖用于钻进着陆区地面；

所述主杆靠近所述硬质钻进顶尖的一侧还设有防拔出支腿，所述防拔出支腿靠近所述硬质钻进顶尖的一端与所述主杆连接，另一端呈尖锐状并与所述主杆间隔设置。

2.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述主杆与所述防拔出支腿间隔设置部分的直径小于所述主杆靠近所述支架筒部分的直径。

3.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述防拔出支腿靠近硬质钻进顶尖的一端可转动连接于所述主杆，其中所述防拔出支腿呈尖锐状的一端与所述主杆连接的一端为转动点向远离所述主杆的外侧转动。

4.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述植入腿装置还包括与所述支架筒远离所述航天运载器一端外壁连接的着陆增稳支腿，以增加所述航天运载器的着陆稳定性。

5.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述支撑机构还包括设置于所述航天运载器着陆端的舱段环形减震装置；所述舱段环形减震装置匹配设置于所述航天运载器着陆端内侧，且沿其轴线的一端用于着陆时与着陆表面接触。

6.根据权利要求1-5任一项所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述尾翼方向舵控制机构包括至少4个尾翼以及设置于每个所述尾翼上的尾翼襟翼。

7.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述支撑机构包括沿所述航天运载器分离舱段周向等距设置的至少4个植入腿装置。

8.根据权利要求1所述的伞降式回收系统，其特征在于，所述姿态控制机构包括沿所述航天运载器分离舱段的周向等距设置的至少4组姿控装置。

9.一种航天运载器，其特征在于，包括权利要求1-8任一项所述的伞降式回收系统。

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