CN111792060A - 一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法 - Google Patents

Abstract

本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，其中回收着陆系统包括设置在航天器底部的底部反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的制动力；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱及月球或行星着陆器，该系统主要由垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。

Description

一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，特别涉及一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法。

背景技术

目前国内外航天器的降落回收方式主要有降落伞着陆回收方式、可控翼伞回收方式、充气结构再入降落回收方式、轮式水平降落回收方式及着陆腿垂直降落回收方式。降落伞着陆回收方式目前广泛应用于返回式卫星和宇宙飞船等飞行器的回收着陆，具有体积小、质量轻、工作可靠等优势，但是具有着陆特性受外在因素影响大、着陆地点不确定、着陆时对飞行器有损伤等缺点，不能满足新一代大吨位航天器着陆要求。可控翼伞回收方式虽兼顾了水平着陆与降落伞回收方式的一些优点，但是技术尚不成熟，还有许多关键技术尚未完全解决，没有真正进入工程应用阶段。充气结构再入降落回收技术具有有效载荷比大、结构简单、质量小、发射体积小、返回时灵活机动、发射成本低和耐高温等优点，但是具有适用着陆重量小、着陆地点不确定、技术成熟度不高等缺点。水平着陆回收方式具有不受飞行器着重量限制，着陆地点可控等优势。但该种方式一般适用于有翼飞行器，且相比伞降具有复杂的起落架系统，对飞行器气动外形和结构热防护设计影响较大，技术难度大，惰性质量占比大，对运载能力影响也比较大，另外，对降落场地要求严苛，需要有专用机场跑道。

发明内容

本发明的目的是设计一种航天器用垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，为实现上述目的，本发明采取的技术方案如下：

第一方面，本申请提供一种航天器垂直回收着陆系统，包括设置在航天器底部的反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的作用力，实现航天器着陆减速功能；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。

根据本申请实施例提供的技术方案，每组所述着陆缓冲装置包括缓冲器外筒、缓冲器活塞杆、撑杆滑轨、舱门、舱门拉杆、撑杆、摇臂和作动筒；

所述缓冲器外筒通过火工分离装置固定在所述航天器底部侧壁；所述缓冲器外筒面向所述航天器一侧开口形成凹槽；所述缓冲器活塞杆安装在所述凹槽的中下部，且伸出于所述凹槽；

一对所述舱门铰接在所述航天器的底部侧壁，在所述着陆缓冲装置收起时将所述缓冲器活塞杆的伸出部位包覆；

所述摇臂的一端铰接在所述凹槽的上端，同时与所述撑杆的一端铰接，所述摇臂的另一端与所述作动筒的活塞杆通过关节轴承连接，并且与所述凹槽的侧壁铰接；所述作动筒的筒端铰接在所述航天器的侧壁；所述作动筒由航天器上的高压气体供气，所述作动筒的气源回路上设有用于开启或关闭所述气源回路的电磁阀；

所述撑杆滑轨的一端铰接在所述凹槽的中下部，所述撑杆滑轨沿其长度方向设有滑轨；所述撑杆的远离与所述摇臂的铰接端可滑动地铰接在所述滑轨内，并设计有锁机构；所述撑杆滑轨远离与其凹槽铰接的一端设有用于锁定所述撑杆的锁定机构和感应所述锁定机构锁定上锁的传感器；

一对所述舱门相对的侧面中部分别通过舱门拉杆与撑杆滑轨的设有锁槽的一端两侧铰接；所述舱门拉杆的两端设有十字铰，中部设有转轴。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述底部反推装置包括：

设置在所述航天器底端的至少3组均匀分布的固体反推火箭，或，

设置在所述航天器底端中心的1组固体反推火箭。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述底部反推装置为所述航天器的变推力主发动机，所述变推力主发动机在所述航天器降落时提供反推制动力。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述所述锁定机构包括设置在所述撑杆滑轨远离与其凹槽铰接的一端的锁槽、安装在所述撑杆侧壁的弹簧锁；所述弹簧锁设有锁道和通过弹簧固定在锁道内的锁柱；所述锁柱被所述撑杆滑轨压缩在所述锁道内，在其滑动至所述锁槽的位置时，在弹簧压缩力的释放下卡入锁槽内；

所述传感器安装在所述锁槽内，在所述锁柱上锁时被触发，发出上锁信号。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述缓冲器外筒与缓冲器活塞杆组成的缓冲器为油气式缓冲器；所述作动筒为常见的活塞式气动作动筒。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述火工分离装置为爆炸螺栓。

第二方面，本申请提供一种使用上述着陆系统的航天器。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述航天器为运载器、返回舱、月球着陆器或行星着陆器中的任意一种。

第三方面，本申请提供一种航天器用垂直回收着陆方法，包括以下步骤：

控制系统判断航天器距离地面设定高度时，进入着陆窗口；

控制系统发出“反推点火”指令，底部反推装置工作，航天器开始减速；

控制系统判断航天器速度减至设定速度后，发出“解锁螺栓分离”指令，控制火工分离装置爆炸，使得缓冲器外筒与航天器解锁；

延时设定时间后，控制系统发出“着陆装置展开”指令，打开设置在所述作动筒的气源回路中的电磁阀，给作动筒供气，使得作动筒的活塞杆伸出推动摇臂，折叠状态的摇臂和撑杆同步展开至撑杆滑动至撑杆滑轨的锁槽内锁定，同时锁槽内的传感器被触发并向控制系统反馈上锁信号；一对所述舱门在所述舱门拉杆和撑杆滑轨的联动下打开；缓冲器外筒及缓冲器活塞杆同步随着摇臂的展开而展开；

控制系统收到传感器发出的上锁信号，着陆装置展开完成；

当航天器速度和高度最终达到设计着陆条件后，回收着陆缓冲装置开始触地缓冲，着陆过程结束。

本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统，使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱、月球或行星着陆器，该系统主要有垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的回收方式，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。

根据本申请实施例提供的技术方案，本申请提供的着陆缓冲装置具有结构紧凑，运动机构简单的特点，可在传统航天器设计基础上进行升级改进，对航天器整体构型调整较小。着陆缓冲装置具有单一驱动机构-作动筒，舱门与其他机构采用联动设计，可避免执行机构过多，从而提升整个系统的可靠性；航天器回地后经过简单的地面维护，可快速具备再次发射条件，可重复使用，操作简单，有助于降低运载火箭的发射和后期重复使用维护成本。

附图说明

图1为实施例1的垂直回收着陆系统展开状态结构图。

图2为实施例1的单个回收着陆系统展开状态结构图。

图3为实施例1的垂直回收着陆缓冲装置折叠状态结构图。

图4为实施例1的单个回收着陆缓冲装置折叠状态结构图。

图5为实施例1的底部反推装置第一种实施方式的布局形式示意图。

图6为实施例1的底部反推装置第二种实施方式的布局形式示意图。

图7为实施例1的底部反推装置第三种实施方式的布局形式示意图。

图8为实施例1的撑杆的锁定机构解锁时的结构示意图。

图9为实施例1的撑杆的锁定机构上锁时的结构示意图。

图10为实施例3的着陆方法步骤的流程图。

附图标记：1.缓冲器活塞杆，2.缓冲器外筒，3.撑杆滑轨，4.舱门，5.舱门拉杆，6.撑杆，7.摇臂，8.作动筒，9.底部反推装置，10.航天器；11、锁槽；12、弹簧锁；13、锁道；14、弹簧；15、锁柱；16、传感器。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1

如图1至图4所示，本实施例提供一种航天器垂直回收着陆系统，包括设置在航天器底部的反推装置9，用于在所述航天器10降落时提供反向于降落方向的制动力，实现航天器10着陆减速；还包括4组均匀设置在所述航天器10底部侧面的着陆缓冲装置。

每组所述着陆缓冲装置包括缓冲器外筒2、缓冲器活塞杆1、撑杆滑轨3、舱门4、舱门拉杆5、撑杆6、摇臂7和作动筒8；

所述缓冲器外筒2通过火工分离装置固定在所述航天器10底部侧壁；所述缓冲器外筒2面向所述航天器10一侧开口形成凹槽；所述缓冲器活塞杆1安装在所述凹槽的中下部，且伸出于所述凹槽；

一对所述舱门4铰接在所述航天器10的底部侧壁，在所述着陆缓冲装置收起时将所述缓冲器活塞杆1的伸出部位包覆；

所述摇臂7的一端铰接在所述凹槽的上端，同时与所述撑杆6的一端铰接，所述摇臂7的另一端与所述作动筒8的活塞杆通过关节轴承连接，并且与所述凹槽的侧壁可滑动的铰接；所述作动筒8的筒端铰接在所述航天器10的侧壁；所述作动筒8由航天器10上的高压气体供气，所述作动筒8的气源回路上设有用于开启或关闭所述气源回路的电磁阀；

所述撑杆滑轨3的一端铰接在所述凹槽的中下部，所述撑杆滑轨3沿其长度方向设有滑轨；所述撑杆6的远离与所述摇臂7的铰接端可滑动地铰接在所述滑轨内；所述撑杆滑轨3远离与其凹槽铰接的一端设有用于锁定所述撑杆6锁定机构和感应所述锁定机构锁定上锁的传感器16；

一对所述舱门4相对的侧面中部分别通过舱门拉杆5与撑杆滑轨3的设有锁槽的一端两侧铰接；所述舱门拉杆5的两端设有十字铰，中部设有转轴。

其中底部反推装置9可选地采用以下方式：

1、所述底部反推装置9包括设置在所述航天器底端的至少3组均匀分布的固体反推火箭。例如如图7所示,4组固体小反推火箭均匀分布在所述航天器10的底端，或者如图6所示3组固体小反推火箭均匀分布在所述航天器10的底端，均采用以中心轴对称布局的方式，给航天器10下降时提供反推制动力。

2、如图5所示，所述底部反推装置9包括设置在所述航天器底端中心的1个固体反推火箭。

3、所述底部反推装置9为所述航天器的变推力主发动机，所述变推力主发动机在所述航天器降落时提供反推制动力。

其中，在本实施例中，如图8和图9所示，所述锁定机构包括设置在所述撑杆滑轨3远离与其凹槽铰接的一端的锁槽11、安装在所述撑杆6侧壁的弹簧锁12；所述弹簧锁12设有锁道13和通过弹簧14固定在锁道13内的锁柱15；所述锁柱15被所述撑杆滑轨3压缩在所述锁道13内，如图9所示，在其滑动至所述锁槽11的位置时，在弹簧14压缩力的释放下卡入锁槽11内；

所述传感器16安装在所述锁槽11内，在所述锁柱15上锁时被触发，发出上锁信号。传感器16例如可以为压力传感器，当锁柱15插入锁槽11内时，压力传感器感应的压力发生突变，从而发出上锁信号。

其中，在本实施例中，所述缓冲器外筒2与缓冲器活塞杆1组成的缓冲器为常见的油气式缓冲器。缓冲器外筒2和缓冲器活塞杆1相对滑动时挤压缓冲器活塞杆内油液通过小孔进入缓冲器外筒内，产生阻尼吸能效果。

其中，在本实施例中，所述作动筒为常见的活塞式气动作动筒。

其中，在本实施例中，所述火工分离装置为爆炸螺栓，在其他实施例中，也可以采取其他火工分离装置。

本发明的工作原理是：

如图3～图4所示，当航天器10处于发射、飞行及返回前阶段时，整个回收着陆装置处于折叠收拢状态，缓冲器外筒2与航天器10主体结构通过火工分离装置连接，舱门4在舱门拉杆5作用下处于关闭状态，此时机构中作动筒8处于缩回状态，撑杆6可滑动一端沿撑杆滑轨3中的滑轨到达最上端。

当航天器10距离地面一定高度时，控制系统发出“反推点火”指令，反推装置工作，航天器开始减速。当控制系统判断航天器10速度减至设计状态后，发出“解锁螺栓分离”指令，控制火工分离装置爆炸，使得缓冲器外筒2与航天器10解锁。延时一定时间，控制系统发出“着陆装置展开”指令，作动筒8上气动回路中的电磁阀打开，实现高压气体通过减压阀与作动筒8联通，作动筒8中的活塞杆在气压作用下开始伸出，推动摇臂7运动。进而带动撑杆6沿撑杆滑轨3开始滑动。同时摇臂7带动缓冲器外筒2和缓冲器活塞杆1开始展开，舱门4通过舱门拉杆5随着撑杆滑轨3运行开始联动打开。整个机构运动直至撑杆6可滑动一端运动到撑杆滑轨3的最下端，并且撑杆6中的锁机构与撑杆滑轨3的锁槽实现锁定，同时锁槽内的传感器被触发并向控制系统反馈上锁信号，着陆装置展开完成。通过上述过程，整个机构通过锁机构完成锁定处于着陆缓冲支撑状态。当航天器速度和高度最终达到设计着陆条件后，回收着陆缓冲装置开始触地缓冲，进而实现航天器无损定点着陆过程。

当下次重复使用时，仅需要将撑杆6上的锁机构从撑杆滑轨3的锁槽中通过工装拔出即可完成解锁，再将整个机构按照前述过程的逆动作进行折叠收拢，安装火工分离装置即可具备二次使用条件。

该系统主要有垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。

本实施例提供的着陆缓冲装置具有结构紧凑，运动机构简单的特点，可在传统航天器设计基础上进行升级改进，对航天器整体构型调整较小。着陆缓冲装置具有单一驱动机构-作动筒，舱门与其他机构采用联动设计，可避免执行机构过多，从而提升整个系统的可靠性；航天器着陆后经过简单的地面维护，可快速具备再次发射条件，可重复使用，操作简单，有助于降低航天器的发射和后期重复使用维护成本。

实施例2

本实施例提供一种安装有实施例1所述的着陆系统的航天器，所述航天器为运载器、返回舱、月球着陆器或行星着陆器中的任意一种。

实施例3

如图10所示，本实施例提供一种基于实施例1所述的着陆系统的着陆方法，包括以下步骤：

S1.控制系统判断航天器10距离地面设定高度时，进入着陆窗口；

S2.控制系统发出“反推点火”指令，底部反推装置9工作，航天器10开始减速；

S3.控制系统判断航天器10速度减至设计速度后，发出“解锁螺栓分离”指令，控制火工分离装置爆炸，使得缓冲器外筒2与航天器10解锁；

S4.延时设定时间后，控制系统发出“着陆装置展开”指令，打开设置在所述作动筒8的气源回路中的电磁阀，给作动筒8供气，使得作动筒8的活塞杆伸出推动摇臂7，折叠状态的摇臂7和撑杆6同步展开至撑杆6滑动至撑杆滑轨3的锁槽内锁定，同时锁槽内的传感器16被触发并向控制系统反馈上锁信号；一对所述舱门4在所述舱门拉杆5和撑杆滑轨3的联动下打开；缓冲器外筒2及缓冲器活塞杆1同步随着摇臂7的展开而展开；

S5.控制系统收传感器16发出的上锁信号，着陆装置展开完成；

S6.当航天器速度和高度最终达到设计着陆条件后，回收着陆缓冲装置开始触地缓冲，着陆过程结束。

以上技术方案阐述了本发明的技术思路，不能以此限定本发明的保护范围，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上技术方案所作的任何改动及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。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 (10)

1.一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，包括设置在航天器底部的底部反推装置(9)，用于在所述航天器(10)降落时提供反向于降落方向的作用力，实现航天器着陆减速；还包括至少3组均匀设置在所述航天器(10)底部侧面的着陆缓冲装置。

2.根据权利要求1所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，

每组所述着陆缓冲装置包括缓冲器外筒(2)、缓冲器活塞杆(1)、撑杆滑轨(3)、舱门(4)、舱门拉杆(5)、撑杆(6)、摇臂(7)和作动筒(8)；

所述缓冲器外筒(2)通过火工分离装置固定在所述航天器(10)底部侧壁；所述缓冲器外筒(2)面向所述航天器(10)一侧开口形成凹槽；所述缓冲器活塞杆(1)安装在所述凹槽的中下部，且伸出于所述凹槽；

一对所述舱门(4)铰接在所述航天器(10)的底部侧壁，在所述着陆缓冲装置收起时将所述缓冲器活塞杆(1)的伸出部位包覆；

所述摇臂(7)的一端铰接在所述凹槽的上端，同时与所述撑杆(6)的一端铰接，所述摇臂(7)的另一端与所述作动筒(8)的活塞杆通过关节轴承连接，并且与所述凹槽的侧壁铰接；所述作动筒(8)的筒端铰接在所述航天器(10)的侧壁；所述作动筒(8)由航天器(10)上的高压气体供气，所述作动筒(8)的气源回路上设有用于开启或关闭所述气源回路的电磁阀；

所述撑杆滑轨(3)的一端铰接在所述凹槽的中下部，所述撑杆滑轨(3)沿其长度方向设有滑轨；所述撑杆(6)的远离与所述摇臂(7)的铰接端可滑动地铰接在所述滑轨内；所述撑杆滑轨(3)远离与其凹槽铰接的一端设有用于锁定所述撑杆(6)的锁定机构和感应所述锁定机构锁定上锁的传感器(16)；

一对所述舱门(4)相对的侧面中部分别通过舱门拉杆(5)与撑杆滑轨(3)的设有锁槽的一端两侧铰接；所述舱门拉杆(5)的两端设有十字铰，中部设有转轴。

3.根据权利要求1所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，所述底部反推装置(9)包括：

设置在所述航天器底端的至少3组均匀分布的固体反推火箭，或设置在所述航天器底端中心的1组固体反推火箭。

4.根据权利要求1所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，所述底部反推装置(9)为所述航天器的变推力主发动机，所述变推力主发动机在所述航天器降落时提供反推制动力。

5.根据权利要求2至4任意一项所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，所述锁定机构包括设置在所述撑杆滑轨(3)远离与其凹槽铰接的一端的锁槽(11)、安装在所述撑杆(6)侧壁的弹簧锁(12)；所述弹簧锁(12)设有锁道(13)和通过弹簧(14)固定在锁道(13)内的锁柱(15)；所述锁柱(15)被所述撑杆滑轨(3)压缩在所述锁道(13)内，在其滑动至所述锁槽(11)的位置时，在弹簧(14)压缩力的释放下卡入锁槽(11)内；

所述传感器(16)安装在所述锁槽(11)内，在所述锁柱(15)上锁时被触发，发出上锁信号。

6.根据权利要求2至4任意一项所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，所述缓冲器外筒(2)与缓冲器活塞杆(1)组成的缓冲器为油气式缓冲器；所述作动筒为活塞式气动作动筒。

7.根据权利要求2至4任意一项所述的一种航天器垂直回收着陆系统，其特征在于，所述火工分离装置为爆炸螺栓。

8.一种航天器，其特征在于，所述航天器上安装有权利要求1-7任意一项所述的航天器垂直回收着陆系统。

9.根据权利要求8所述的航天器，其特征在于，所述航天器为运载器、返回舱、月球着陆器或行星着陆器中的任意一种。

10.一种使用权利要求1-8任意一项所述的运载器垂直回收着陆系统的运载器垂直回收着陆方法，其特征在于，包括以下步骤：

控制系统判断航天器(10)距离地面设定高度时，进入着陆窗口；

控制系统发出“反推点火”指令，底部反推装置(9)工作，航天器开始减速；

控制系统判断航天器(10)速度减至设定速度后，发出“解锁螺栓分离”指令，控制火工分离装置爆炸，使得缓冲器外筒(2)与航天器(10)解锁；

延时设定时间后，控制系统发出“着陆装置展开”指令，打开设置在所述作动筒(8)的气源回路中的电磁阀，给作动筒(8)供气，使得作动筒(8)的活塞杆伸出推动摇臂(7)，折叠状态的摇臂(7)和撑杆(6)同步展开至撑杆(6)滑动至撑杆滑轨(3)的锁槽内锁定，同时锁槽内的传感器被触发并向控制系统反馈上锁信号；一对所述舱门(4)在所述舱门拉杆(5)和撑杆滑轨(3)的联动下打开；缓冲器外筒(2)及缓冲器活塞杆(1)同步随着摇臂(7)的展开而展开；

控制系统收到传感器(16)发出的上锁信号，着陆装置展开完成；

当航天器速度和高度最终达到设计着陆条件后，回收着陆缓冲装置开始触地缓冲，着陆过程结束。

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