CN112556515B - 一种火箭整流罩的回收系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭整流罩的回收系统和方法，属于火箭整流罩回收技术领域，其中，火箭整流罩的回收系统包括：导向结构、牵引装置和软着陆结构；所述导向结构包括设置在整流罩上的方向舵和鸭翼；所述牵引装置包括飞行器和对接结构，所述飞行器通过对接结构与整流罩连接；所述软着陆结构包括气囊，所述气囊设置在整流罩上，所述气囊充气后位于飞行姿态的整流罩的下方；本发明的火箭整流罩的回收系统，采用导向结构可在高空中控制整流罩的飞行轨道，采用飞行器可在低空中对整流罩进行牵引，以使整流罩朝向指定着陆区域滑行，采用软着陆结构可使整流罩在陆地滑行，并缓冲整流罩的冲击力，使整流罩能够顺利回收，从而降低对整流罩的回收难度。

Description

一种火箭整流罩的回收系统和方法

技术领域

本发明涉及火箭整流罩回收技术领域，具体涉及一种火箭整流罩的回收系统和方法。

背景技术

火箭整流罩由高强度、轻质、耐高温，且无线电透波性强的材料制成，位于运载火箭的顶部，在保持火箭气动外形的同时，给有效载荷航天器披上坚固的铠甲。

火箭升空前，整流罩在地面保护航天器，保证航天器对温度、湿度、洁净度的要求。火箭升空穿过大气层时，整流罩可以使航天器免受气动力和气动热影响以致损伤。运载火箭飞出大气层后，整流罩将沿箭体纵向分成两半并被抛开，完成它的使命，返回地面。整流罩返回过程指的是沿其飞行轨道直接进入、或者离开它原来发行的轨道沿转变后的轨道进入地球的大气层，并通过大气层中的大气减速，安全降落在地球上的过程。对于中、大型体积火箭来说，整流罩尺寸大，工艺要求高，价格不菲，有回收和重复使用价值。

现有技术中，一般控制整流罩落入海水中，通过海水对整流罩降落的冲击力进行缓冲，然后采用海上接收船进行打捞。然而，海上接收船的机动性较差，整流罩在海水中，要求浸泡的时间很短才能重复使用，因此其回收难度较高。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的火箭整流罩采用落入海水中回收，具有较高的回收难度的缺陷，从而提供一种火箭整流罩的回收系统和方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种火箭整流罩的回收系统，包括：导向结构、牵引装置和软着陆结构；

所述导向结构包括设置在整流罩上的方向舵和鸭翼；

所述牵引装置包括飞行器和对接结构，所述飞行器通过所述对接结构与整流罩连接；

所述软着陆结构包括气囊，所述气囊设置在整流罩上，所述气囊充气后位于飞行姿态的所述整流罩的下方。

作为优选方案，所述方向舵上设置有驱动装置，所述驱动装置为可控驱动装置，所述驱动装置通过控制平台进行控制。

作为优选方案，所述气囊通过控制平台控制进行充气。

作为优选方案，所述对接结构包括设置在飞行器上的牵引索和设置在整流罩上的对接索，所述牵引索和所述对接索上分别具有用于对接的插头锥套。

作为优选方案，所述牵引索和所述对接索为刚性杆。

本发明提供一种火箭整流罩的回收方法，包括以下步骤：

通过导向结构，控制整流罩着陆回收过程中的飞行轨道；

通过牵引装置，在空中牵引整流罩飞行；

通过软着陆结构使整流罩在陆地滑行着陆。

作为优选方案，所述整流罩在空中80km上空，通过控制平台控制气囊充气进行打开。

作为优选方案，所述整流罩通过控制平台控制整流罩上的方向舵，使整流罩在高空滑行。

作为优选方案，所述牵引装置包括飞行器，所述飞行器通过对接结构与整流罩连接后，牵引整流罩朝向预设区域飞行。

作为优选方案，所述飞行器在空中30km以下对整流罩实施对接和牵引。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的火箭整流罩的回收系统，采用导向结构可在高空中控制整流罩的飞行轨道，采用飞行器可在低空中对整流罩进行牵引，以使整流罩朝向指定着陆区域滑行，采用软着陆结构可使整流罩在陆地滑行，并缓冲整流罩的冲击力，使整流罩能够顺利回收，相比于海上回收系统，可降低对整流罩的回收难度。

2.本发明提供的火箭整流罩的回收方法，通过飞行器牵引与软着陆结构的结合，可实现对整流罩进行指定位置的陆地回收，从而降低对整流罩的回收难度。

3.本发明提供的火箭整流罩的回收方法，飞行器与整流罩在空中交会时，采用对接结构可准确、快速和可靠的进行连接，并稳定整流罩的飞行姿态，然后使整流罩逐渐过渡到与飞行器一起飞行的运输方式。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明的实施例中火箭整流罩的回收方法的一种实施方式的示意图。

图2为本发明的实施例中火箭整流罩的回收系统中牵引装置的示意图。

图3为图2的牵引装置的牵引状态示意图。

图4为火箭整流罩的主视图。

附图标记说明：

1、整流罩；2、方向舵；3、鸭翼；4、气囊；5、飞行器；6、牵引索；7、对接索；8、插头锥套。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本实施例提供一种火箭整流罩的回收方法，如图1所示，火箭从陆地升空后进入二级飞行，之后整流罩1在A点与火箭分离，整流罩1进入返回轨道。返回过程中，整流罩1在B点位置处通过方向舵2和鸭翼3控制飞行姿态并保持稳定。

之后，整流罩1在C点位置处，通过控制平台控制气囊4充气进行打开。

然后，整流罩1再入大气层E点，该位置位于空中80km左右。

整流罩1在大气层内，通过控制平台控制方向舵2，通过鸭翼3和气囊4的结构，控制在高空中进行滑行。具体的，所述控制平台通过GNC系统和通讯系统控制整流罩1的滑翔。其中，GNC系统，飞船的制导、导航与控制分系统，简称GNC分系统，它承担着飞船从起飞到返回的全部运动控制任务。

然后，如图2所示，整流罩1在空中大约20km左右的时，通过飞行器5在空中与整流罩1对接连接。连接后，如图3所示，通过飞行器5拖拽整流罩1朝向预设的回收区域进行飞行。空中交会对接是一个自主可控的过程，由于在一个相对很短的时间内要准确可靠实现，因此整流罩1的信息、通讯和控制必须精准快速，需要采取以下技术措施：首先飞行器5是一个集通讯、指挥和运输一体化的空中平台系统，整流罩1与平台之间靠信息系统和无线通讯联接；整流罩1的控制能力相对有限，整流罩1需要控制和保持飞行姿态和航向，因此对于飞行器5而言，整流罩1是一个目标已知确定的对象，飞行器5精确规划其航线，并指挥和控制交会对接过程；为了增加交会对接过程的灵活性，可以通过技术迭代和不断改进，实现无人和自主控制交会对接过程；其中飞行器5可以是飞机，也可以用无人机。

最后，飞行器5推拽着整流罩1滑行降落在回收区域，整流罩1通过气囊4与地面接触，从而抵消大部分冲击力，以保证整流罩1的完整回收。

本实施例进行整流罩回收的系统，包括：导向结构、牵引装置和软着陆结构。其中，所述导向结构，如图4所示，包括设置在整流罩1上的方向舵2和鸭翼3，所述方向舵2上设置有驱动装置，所述驱动装置为可控驱动装置，在整流罩1进行滑行的过程中，所述驱动装置通过控制平台进行控制。所述鸭翼3用于在整流罩1滑行过程中提供升力。另外，在所述整流罩1上，还具有气囊4。该气囊4通过控制平台控制进行充气，充气后，所述气囊4位于飞行姿态的所述整流罩1的下方。通过该气囊4，一方面用于缓冲整流罩1的着陆冲击，另一方面用于提升整流罩1的飞行姿态可控性。因此，当气囊4在整流罩1位于80km以上时，便通过控制平台控制气囊4充气进行打开，以便于通过方向舵2和鸭翼3控制整流罩1的滑行姿态。

所述牵引装置如图2所示，包括：飞行器5和对接结构，所述飞行器5通过所述对接结构与所述整流罩1连接。所述对接结构类似于现有技术的空中加油对接结构，对接结构包括：设置在飞行器5上的牵引索6和设置在整流罩1上的对接索7，所述牵引索6和所述对接索7上分别具有用于对接的插头锥套8。其中，优选的，所述牵引索6和所述对接索7为刚性杆。牵引索6可以装在机身尾部或者在机翼下面的吊舱内，由飞行员或对接员操纵。为了减轻整流罩1的质量负担，不降低火箭的运力，力求整流罩1的对接索7简化设计，因此对接索7可以设计为：可折叠或可充气展开的杆式，其刚性应该满足要求。

如图3所示，飞行器5与整流罩1对接后，通过飞行器5牵引着整流罩1朝向预设的回收区域进行飞行，通过该姿态，着陆时，整流罩1可能提前着陆，依靠缓冲气囊4完成着陆冲击，然后被拖着滑行，为了减轻损伤气囊4，拖行过程中可以对对接结构解锁分离。

其中，整流罩1的气囊4采用多层结构设计，多层气囊4由外到内依次包括：防热层、绝热层和承力层，其中防热层可更换，内部的柔性绝热层也可以多次重复使用。

本实施例提供的火箭整流罩回收系统，将整流罩1设置为类升力体构型，然后和可控气囊4组合，其自主可控回收过程，借助飞行器5牵引运输，克服了整流罩1航程和机动性的不足的问题；增加了升力体整流罩1的着陆区范围，减轻整流罩1的着陆精度要求，增加其地面运输灵活机动性；并且，增加的回收系统对火箭运载能力影响很小；采用拖拽方式增加了回收着陆的稳定性，减轻了着陆冲击；同时，回收系统可重复使用，降低使用成本。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。

Claims (4)

1.一种火箭整流罩的回收系统，其特征在于，包括：导向结构、牵引装置和软着陆结构；

所述导向结构包括设置在整流罩（1）上的方向舵（2）和鸭翼（3）；

所述牵引装置包括飞行器（5）和对接结构，所述飞行器（5）通过所述对接结构与整流罩（1）连接；所述对接结构包括设置在飞行器（5）上的牵引索（6）和设置在整流罩（1）上的对接索（7），所述牵引索（6）和所述对接索（7）上分别具有用于对接的插头锥套（8），所述牵引索（6）和所述对接索（7）为刚性杆；

所述软着陆结构包括气囊（4），所述气囊（4）设置在整流罩（1）上，所述整流罩（1）在空中80km上空，通过控制平台控制气囊（4）充气进行打开，所述气囊（4）充气后位于飞行姿态的所述整流罩（1）的下方并与所述整流罩（1）组合。

2.根据权利要求1所述的火箭整流罩的回收系统，其特征在于，所述方向舵（2）上设置有驱动装置，所述驱动装置为可控驱动装置，所述驱动装置通过控制平台进行控制。

3.一种火箭整流罩的回收方法，其特征在于，采用权利要求1或2所述的火箭整流罩的回收系统，包括以下步骤：

整流罩（1）在空中80km上空，通过控制平台控制气囊（4）充气进行打开，所述气囊（4）充气后位于飞行姿态的所述整流罩（1）的下方与所述整流罩（1）组合；

然后通过导向结构，控制整流罩（1）着陆回收过程中的飞行轨道；

通过牵引装置，在空中牵引整流罩（1）飞行，所述牵引装置包括飞行器（5），所述飞行器（5）在空中30km以下对整流罩（1）实施对接和牵引，所述飞行器（5）通过对接结构与整流罩（1）连接后，牵引整流罩（1）朝向预设区域飞行；

通过软着陆结构使整流罩（1）在陆地滑行着陆。

4.根据权利要求3所述的火箭整流罩的回收方法，其特征在于，所述整流罩（1）通过控制平台控制整流罩（1）上的方向舵（2），使整流罩（1）在高空滑行。

Images