CN111731519B - 一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器。该着陆支撑机构包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置，所述植入腿装置包括支架筒和伸出支腿，所述支架筒一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与所述伸出支腿弹性连接，伸出支腿远离航天运载器的一端还设有硬质钻进顶尖。在着陆时，设有硬质钻进顶尖的伸出支腿插入着陆区表面内，以保证航天运载器的稳定着陆。本发明通过在航天运载器的着陆端装配着陆支撑机构，在航天运载器着陆时，通过使植入腿装置插入着陆区表面内，对航天运载器减速和减震的同时还可以避免航天运载器倾倒，提高了航天运载器回收的成功性和稳定性，便于航天运载器的重复使用。

Description

一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器

技术领域

本发明涉及航天运载器回收技术领域，特别是一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构及航天运载器。

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，现在主流的航天运载器回收方法以美国Space X公司、蓝色起源公司代表的反推着陆方式为主。例如，以运载火箭为例，可以通过在上增加着陆支腿，在靠近地面时底部发动机多次点火，通过发动机改变推力，调整火箭位置从而实现降落与定点着陆，从而完成整个火箭一子级的回收，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。整个一子级细长比大、重量大、重心高，在Space X之前执行的几次火箭回收过程中，曾多次出现支腿无法稳定住整个而导致侧翻坠毁的情况。

因此，提供一种方便控制、安全可靠、且可以节约成本，便于重复使用的着陆支撑机构是目前所要解决的问题。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提供了一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构，具有方便控制、安全可靠、节约成本、提高航天运载器回收的稳定性和便于重复使用等优点。解决了传统的着陆支撑腿笨重、制作成本高、稳定性差等问题。

本发明提供了一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构。该着陆支撑机构包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置，所述植入腿装置包括支架筒和伸出支腿，所述支架筒一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与所述伸出支腿弹性连接，当航天运载器着陆时，所述伸出支腿插入着陆区表面以实现待回收航天运载器的减速、减震和稳定着陆。

在一个实施例中，所述伸出支腿包括与所述支架筒连接的主杆，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。硬质钻进顶尖的设置保证了支撑机构在着陆到有砂石存在的着陆区时也可以顺利插进着陆区表面内。

在一个实施例中，所述硬质钻进顶尖呈螺旋状。一方面在航天运载器着陆时，可以使伸出支腿更容易插进着陆区表面内；另一方便在航天运载器着陆发生倾斜时可能会带动伸出支腿拔出，而呈螺旋状的硬质钻进顶尖可以阻止伸出支腿的拔出。

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，用于抵触着陆区内部。航天运载器着陆过程中，当航天运载器发生倾斜时，所述防拔出支腿借力呈尖锐状的一端以连接端为定点逐渐向远离主杆的方向展开。

在一个实施例中，在所述防拔出支腿的径向方向上，所述防拔出支腿靠近所述主杆的一侧向内凹陷，以形成具有尖锐状的所述另一端，在航天运载器着陆前，所述防拔出支腿形成所述凹陷的内凹侧与所述主杆外壁间隔设置。

在一个实施例中，所述防拔出支腿可转动地连接于所述主杆，其中所述防拔出支腿呈尖锐状的一端以与所述主杆连接的一端为转动点向远离所述主杆的外侧可转动连接，所述防拔出支腿相对于所述主杆的转动角度范围为0度至90度。

在一个实施例中，在所述支架筒靠近所述伸出支腿的一端还设有1个以上的着陆增稳支腿，航天运载器着陆前，所述着陆增稳支腿与所述伸出支腿平行设置；所述着陆增稳支腿靠近所述支架筒的一端与所述支架筒连接。

在一个实施例中，所述着陆增稳支腿可转动连接于所述支架筒，其中所述着陆增稳支腿与连接所述支架筒的一端的相反端向远离所述伸出支腿的外侧可旋转连接，所述着陆增稳支腿相对于所述伸出支腿的转动角度范围为0度至90度。

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。

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着陆回收支撑机构。

本发明提供的着陆支撑机构，通过在航天运载器的着陆端设置可插入着陆区的植入腿装置，保证在航天运载器着陆时，植入腿装置插入着陆区表面内以实现航天运载器的减速、减震和稳定着陆。相较于现有用于航天运载器回收的支撑腿，本发明提供的支撑机构不需要制造和安装大型支腿，节省成本的同时也减轻了航天运载器的总量，提高了航天运载器的有效载荷承载。

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用于航天运载器回收的着陆支撑机构的结构示意图。

图2a是本发明实施例的防拔出支腿的第一种状态图。

图2b使本发明实施例的防拔出支腿的第二种状态图。

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着陆支撑机构。参见图1，该着陆支撑机构包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置，植入腿装置包括支架筒1和伸出支腿2，支架筒1一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与伸出支腿2弹性连接，当航天运载器着陆时，伸出支腿2插入着陆区表面以实现航天运载器的减速、减震和稳定着陆。本发明的实施例，设置于航天运载器分离舱段的植入腿装置包括设置于航天运载器分离舱段连接的支架筒1以及与支架筒1连接的伸出支腿2，支架筒1与伸出支腿2采用弹性连接，在航天运载器分离的同时，伸出支腿2在弹性力作用下自动弹出，在航天运载器着陆时，伸出支腿2可以插入着陆区表面以对航天运载器进行减速和减震，使其稳定着陆。具体地，航天运载器分离的同时，伸出支腿2被弹性力弹出。在待回收的航天运载器着陆时，伸出支腿2与支架筒1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。

进一步地，例如，支架筒1内装有高压介质，伸出支腿2的一端配置为用于压缩高压介质，从而在伸出支腿1的另一端被解除限制时，伸出支腿2在高压介质的作用下向远离支架筒1的方向伸出。本发明的实施例，在支架筒1内装有高压介质，利用伸出支腿2的一端压缩高压介质并与支架筒1弹性连接。一方面，航天运载器分离前，伸出支腿2一直保持被压缩状态，当航天运载器的待回收部分分离时，伸出支腿2解除压缩限制，被支架筒1内的高压介质弹出并向远离支架筒1的方向伸出，从而保证在航天运载器着陆时伸出支腿2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其它部分之间固定限制后，需要施加一个力使二者完成分离。由于在航天运载器正式分离前，伸出支腿2一直是被强力压制在支架筒内，一旦解除固定限制，伸出支腿2就会被自行弹出，弹出的同时给予航天运载器一个远离与其分离的其它部分的推力，可以实现或辅助航天运载器与其它部分的分离，进一步改善分离过程的安全性。

值得注意的是，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航天运载器表面的损伤。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，可以使航天运载器缓冲着陆，还可以防止在航天运载器着陆时沙土溅起冲击航天运载器，从而避免沙尘等颗粒物进入航天运载器内部。

进一步地，在一个实施例中，伸出支腿2包括与支架筒1连接的主杆21，以及设置于主杆21远离支架筒1一端的硬质钻进顶尖22。本发明的实施例，由主杆21和硬质钻进顶尖22构成伸出支腿2，由于在主杆21的端部设置了硬质钻进顶尖22，从而在航天运载器着陆时伸出支腿2可以通过硬质钻进顶尖22冲破着陆区土层，使得伸出支腿2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。

参见图2a，在上述实施例中，硬质钻进顶尖22可以设置为螺旋状。本发明的实施例，通过将硬质钻进顶尖22设置为螺旋状，一方面在航天运载器着陆时，呈螺旋状的硬质钻进顶尖22可以较容易的钻进着陆区表面；另一方便还可以在航天运载器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。

同时参见图2a和图2b，在一个实施例中，主杆靠近硬质钻进顶尖22的一侧还设有防拔出支腿23，防拔出支腿23靠近硬质钻进顶尖22的一端与主杆连接，另一端呈尖锐状。在航天运载器着陆过程中，当着陆的航天运载器发生倾斜时，防拔出支腿23呈尖锐状的一端以连接端为定点逐渐向远离主杆的方向展开从而阻止航天运载器倾斜。本发明的实施例，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23，其中防拔出支腿23靠近硬质钻进顶尖22的一端连接于主杆，另一端呈尖锐状，可以在阻止航天运载器倾倒时较容易的展开。防拔出支腿23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2b中所示的状态，从而阻止伸出支腿的拔出，稳定整个航天运载器。

进一步地，在上述实施例中，防拔出支腿23可转动地连接于主杆，其中防拔出支腿23呈尖锐状的一端以与主杆连接的一端为转动点向远离主杆的外侧可转动连接，防拔出支腿23相对于主杆的转动角度范围为0度至90度。本发明的实施例，在航天运载器着陆时，防拔出支腿23贴近主杆21设置，随主杆21一同插进着陆区，一旦航天运载器发生摇晃或者倾斜时，防拔出支腿23的尖锐状一端将借力插进主杆21侧向的沙土中使完全铺展开至2b中所示的状态，借助自身最大的受力面积稳定整个航天运载器。

例如，为了使防拔出支腿23更容易展开，防拔出支腿23相对于主杆的转动角度范围可以设置为15度至90度。

进一步地，在一个实施例中，在防拔出支腿23的径向方向上，防拔出支腿23靠近主杆的一侧向内凹陷，以形成具有尖锐状的另一端，且在航天运载器着陆前，防拔出支腿23形成凹陷的内凹侧与主杆外壁间隔设置。本发明的实施例，通过在防拔出支腿23的径向方向上将防拔出支腿23靠近主杆的一侧设置为向内凹陷，以形成具有尖锐状的一端，便于在阻止航天运载器拔出过程中更好的施力，同时也增加了防拔出支腿23的受力面积。具体地，防拔出支腿23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23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。由于在航天运载器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运载器侧向施加的压力。如果沿主杆周向设置过多防拔出支腿，则由于航天运载器尺寸限制，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。

值得的注意地是，在本发明的实施例中，主杆与防拔出支腿23间隔设置部分的直径小于主杆靠近支架筒部分的直径。由于防拔出支腿23设置于主杆靠近硬质钻进顶尖22的一侧，而为了使防拔出支腿23可以较好的受力，防拔出支腿23的结构一定会设置得比较结实，如果主杆整体直径（径向横截面积）相同，则主杆与防拔出支腿23间隔设置部分的整体结构的径向横截面积过大，容易使伸出支腿插入着陆区的过程受阻，也比较容易被石块卡住造成伸出支腿的损坏。所以，主杆与防拔出支腿23间隔设置部分的直径小于主杆靠近支架筒部分的直径，可以使主杆与防拔出支腿23整体结构的径向横截面积等于或者略大于主杆的径向横截面积，减小防拔出支腿23在伸出支腿插入着陆区过程中的阻碍。

继续参见图1，在一个实施例中，在支架筒1靠近伸出支腿2的一端还设有1个以上的着陆增稳支腿3，航天运载器着陆前，着陆增稳支腿3与伸出支腿2平行设置，着陆增稳支腿3靠近支架筒1的一端与支架筒1连接。本发明实施例的伞降式回收系统，通过在支架筒1远离航天运载器的一端增设1个以上的着陆增稳支腿3，可以辅助航天运载器稳定着陆。航天运载器着陆前，着陆增稳支腿3一端与支架筒1连接，另一端向远离支架筒1 的方向伸出，且大致与航天运载器下降的重力方向平行。航天运载器着陆时，着陆增稳支腿3可以沿着陆区表面自然展开至与支架筒1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，当航天运载器着陆时，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。

在一个实施例中，着陆增稳支腿3可转动连接于支架筒1，其中着陆增稳支腿3与连接支架筒1的一端的相反端向远离伸出支腿21的外侧可旋转连接，着陆增稳支腿3相对于伸出支腿21的转动角度范围为0度至90度。本发明实施例，通过将着陆增稳支腿3可转动连接于支架筒1，其中着陆增稳支腿3与支架筒1连接的一端的相反端可以向远离伸出支腿21的方向旋转。在航天运载器着陆前，着陆增稳支腿3贴合伸出支腿21设置，在航天运载器着陆时，着陆增稳支腿3沿着陆区表面自然展开至与伸出支腿21垂直的状态，增加了航天运载器着陆的稳定性。

例如，为了使着陆增稳支腿3在着陆时更容易转开，着陆增稳支腿3相对于伸出支腿的可转动角度范围可以设置为15度至90度。

参见图1，在上述实施例中，着陆增稳支腿3可以短于伸出支腿21的长度。由于着陆增稳支腿3在航天运载器着陆时要沿着着陆区表面自然展开至于与支架筒1垂直的状态（图1所表示的状态），如果着陆增稳支腿3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3的长度过短，则不能充分发挥它稳定航天运载器着陆的作用，所以，最好将着陆增稳支腿3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1，在一个实施例中，支撑机构还可以包括设置于航天运载器着陆端的舱段环形减震装置4。舱段环形减震装置4匹配设置于航天运载器着陆端内侧，且沿航天运载器下降的重力方向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4，使舱段环形减震装置4一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4与航天运载器着陆端匹配设置，在航天运载器着陆时，环形减震装置4可以有效的缓冲航天运载器与着陆区表面的接触，增加在航天运载器重力方向的受力面积，起到减震的作用。

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。

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着陆回收支撑机构。由于航天运载器装备了本发明的着陆支撑机构，因此具备相应的技术效果。

本发明的实施例提供的着陆支撑机构及航天运载器，可以通过设置于航天运载器着陆端的植入腿装置插入着陆区表面内，通过着陆区内部土层对植入腿的限制确保航天运载器在着陆时不易倾倒，从而实现航天运载器的减速、减震和稳定着陆。

需要说明的是，对于类似运载火箭、导弹等具有大长径比的细长结构，本申请的着陆支撑机构可以设置在待回收的子级运载火箭或子级导弹。例如，鉴于运载器火箭的成本，待回收的航天运载器可以是一子级箭体，本申请的着陆支撑机构的其它结构可以与一子级箭体一一对应，在此不再说明。

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202010142277.3，申请人为蓝箭航天空间科技股份有限公司，发明名称为“一种用于火箭子级箭体回收的着陆支撑机构及液体火箭”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 (10)

1.一种用于航天运载器回收的着陆支撑机构，其特征在于，包括设置在航天运载器着陆端舱段的植入腿装置；所述植入腿装置包括支架筒和伸出支腿；所述支架筒一端与航天运载器着陆端舱段固定连接，另一端与所述伸出支腿弹性连接；

所述伸出支腿包括与所述支架筒连接的主杆，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；

当航天运载器着陆时，所述伸出支腿通过所述硬质钻进顶尖插入着陆区表面以实现航天运载器的减速、减震和稳定着陆。

2.根据权利要求1所述的着陆支撑机构，其特征在于，所述着陆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；舱段环形减震装置匹配设置于航天运载器着陆端内侧，且沿航天运载器下降的重力方向的一端用于着陆时与着陆表面接触。

3.根据权利要求1所述的着陆支撑机构，其特征在于，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。

4.根据权利要求3所述的着陆支撑机构，其特征在于，在所述防拔出支腿的径向方向上，所述防拔出支腿靠近所述主杆的一侧向内凹陷，以形成具有尖锐状的所述另一端；在航天运载器着陆前，所述防拔出支腿形成所述凹陷的内凹侧与所述主杆外壁间隔设置。

5.根据权利要求4所述的着陆支撑机构，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支架筒部分的直径。

6.根据权利要求3所述的着陆支撑机构，其特征在于，所述防拔出支腿可转动地连接于所述主杆，其中所述防拔出支腿呈尖锐状的一端以与所述主杆连接的一端为转动点向远离所述主杆的外侧可转动连接。

7.根据权利要求1所述的着陆支撑机构，其特征在于，在所述支架筒靠近所述伸出支腿的一端还设有1个以上的着陆增稳支腿，航天运载器着陆前，所述着陆增稳支腿与所述伸出支腿平行设置；所述着陆增稳支腿靠近所述支架筒的一端与所述支架筒连接。

8.根据权利要求7所述的着陆支撑机构，其特征在于，所述着陆增稳支腿可转动连接于所述支架筒，其中所述着陆增稳支腿与连接所述支架筒的一端的相反端向远离所述伸出支腿的外侧可旋转连接，所述着陆增稳支腿相对于所述伸出支腿的转动角度范围为0度至90度。

9.根据权利要求1-8任一项所述的着陆支撑机构，其特征在于，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。

10.一种航天运载器，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的着陆支撑机构。

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