CN114739238A - 一种套罩式航天火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种套罩式航天火箭，其涉及航天火箭技术领域，其包括一级箭体、设置于一级箭体上端的锥顶套罩，以及回收动力装置；锥顶套罩自上而下依次包括锥顶罩和滑轨筒罩；锥顶罩自上而下依次包括瓜瓣部和壳段；滑轨筒罩包括套筒、滑轨以及载荷支座；套筒上部与壳段下部相连接，套筒下部与载荷支座相连接，滑轨设置于套筒的内侧面；锥顶罩、套筒以及载荷支座共同围成一个可开闭的用于容纳载荷的空间，载荷的至少一部分与滑轨相匹配地滑动连接。本发明的锥顶套罩和一级箭体整体回收，并采用拉式回收方式，确保着陆稳定、精准；可应用于地面发射、飞行及亚轨飞行的试验。

Description

一种套罩式航天火箭

技术领域

本发明属于航天火箭技术领域，具体涉及一种套罩式航天火箭。

背景技术

从上世纪中开始，世界各航天大国持续开展可重复使用航天运输系统的研究和试验。从构型技术特点上看，可重复使用运载器可以分为水平回收重复使用运载器和垂直回收重复使用运载火箭两大类。开展垂直回收重复使用运载火箭研究的前提是开展运载火箭子级回收技术研究，优选SpaceX公司的“猎鹰-9R”火箭，采用了垂直返回的方式；其中，航天飞机是采用水平滑跑回收的水平回收方式；“猎鹰”火箭整流罩分瓣采用降落伞海上回收，降落伞海上回收是卫星、飞船降落伞回收之后新的应用。国内的运载火箭还没有实现工程上的回收，火箭的发射费用高于国外公司的火箭发射费用。

发明内容

基于现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种套罩式航天火箭。

依据本发明的技术方案，本发明提供一种套罩式航天火箭，其包括一级箭体、设置于一级箭体上端的锥顶套罩，以及回收动力装置；锥顶套罩自上而下依次包括锥顶罩和滑轨筒罩；锥顶罩自上而下依次包括瓜瓣部和壳段；滑轨筒罩包括套筒、滑轨以及载荷支座；套筒上部与壳段下部相连接，套筒下部与载荷支座相连接，滑轨设置于套筒的内侧面；锥顶罩、套筒以及载荷支座共同围成一个可开闭的用于容纳载荷的空间，载荷的至少一部分与滑轨相匹配地滑动连接；回收动力装置的数量为三个、四个或四个以上，多个回收动力装置周向均匀或对称分布设置于一级箭体上部的外侧面上或者锥顶套罩的外侧面上。

其中，滑轨沿周向设置有一个或多个，滑轨的长度方向与套筒的长度方向一致；一级箭体包括自下而上依次设置的一级动力发动机、一级氧箱和一级燃箱，一级动力发动机、一级氧箱和一级燃箱均设置于一级箭体的外壳内。

进一步地，载荷的外侧面上对应设置有一个或多个滑块，滑轨与滑块相匹配地滑动连接。滑轨采用铝基陶瓷材料结构，且表面设置有固体润滑涂层。回收动力装置及其回收动力发动机的安装，和一级箭体及锥顶套罩外壁之间设定有安全距离。

优选地，回收动力装置的发动机喷管推力线与箭体中心线保持相对角度30°。壳段呈筒状，壳段位于瓜瓣部下方，壳段的上部与各个瓜瓣部以铰接方式活动连接，使瓜瓣部能够打开和合拢，瓜瓣部合拢后呈锥形。

更优选地，载荷支座上设有用于将载荷锁紧或释放的电控锁紧装置；瓜瓣部连接有用于控制其开闭的作动机构。

进一步地，在一级箭体或锥顶套罩的外侧面对称安装有两台或多台反推火箭，反推火箭的喷火方向为向上或朝外的斜上方。

更进一步地，一级箭体或锥顶套罩的外侧面固定设置有横梁，回收动力装置与横梁相连接；或者，瓜瓣部顶端向上延伸设置有锥顶柱，回收动力装置与锥顶柱相连接；回收动力发动机通过发动机支座与一级箭体或锥顶套罩可转动的相连接，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构。

与现有技术相比，本发明套罩式航天火箭的有益技术效果如下：

1、本发明的套罩式航天火箭回收过程易于控制，确保火箭稳定回收和精准着陆；无需安装在一级箭体底部中间；回收过程中一级箭体主发动机不启动、不工作、不喷火，降低了着陆地点或回收平台的要求；通过回收动力调节、代替栅格翼功能，控制火箭的调姿、稳定，进一步节约成本。

2、锥顶套罩和一级箭体整体回收，避免整流罩分瓣海上回收或降落伞回收所需跟踪、监测、回收船回收所带来的大量人力和物力消耗；可实现整体回收，且能够重复使用，节约成本，同时大大缩短低轨道、高轨道火箭研制和发射周期。

3、套罩式航天火箭的发射，能够提供地面发射、飞行及亚轨飞行的试验环境，可为空天产品的研制提供真实状态的环境试验及其试验服务，可应用于太空旅游、太空运输和洲际运输，有效降低发射费用。

附图说明

图1A为本发明一实施例中套罩式航天火箭发射回收系统的结构示意图。

图1B为图1A所示实施例中套罩式航天火箭发射状态的示意图。

图1C为本发明一实施例中套罩式航天火箭回收状态的示意图。

图2A为本发明一实施例的套罩式航天火箭的外观结构示意图。

图2B为图2A所示套罩式航天火箭的剖面结构示意图。

图2C为图2A所示套罩式航天火箭的锥顶套罩打开、与载荷分离状态的示意图。

图2D为图2A所示套罩式航天火箭回收着陆状态的示意图。

图3为图2B中套罩式航天火箭A部分的局部放大示意图。

图4A、图4B分别为本发明一些实施例中套罩式航天火箭回收动力装置布局方案的俯视示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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。另外地，不应当将本发明的保护范围仅仅限制至下述具体结构或部件或具体参数。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“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组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。

本发明的套罩式航天火箭实现锥顶套罩和一级箭体整体回收，避免了整流罩分瓣抛罩后造成的回收不便，并采用回收动力位于火箭上部的拉式回收方式，确保火箭回收着陆精准且稳定，且降低了对着陆点的要求。

如图1A至图1C所示，本发明中的航天火箭发射回收系统主要包括发射回收装置8、发射台架9和地面加注管路、测试电缆。发射回收装置8包括立柱81、底盘83以及连接锁紧用的铰链锁82，底盘83水平放置，多个立柱81均分别通过铰链锁82连接于底盘83边缘位置。立柱81的数量优选为八个，沿底盘83边缘均匀分布。立柱81可做一定的角度调整、使发射回收装置8上端开口增大，便于回收和操作。发射台架9包括钢结构的台架主体91和辅助支撑件92，其一端通过铰链锁可转动的连接在台架主体91的侧面，另一端放置于地面，通过铰链锁将其位置固定，从而起到辅助支撑作用。辅助支撑件92可根据安全性需求打开，增加支撑面积、增强稳定安全性。地面加注管路及测试电缆沿着发射台架9的钢结构穿行，并设有热防护结构或措施，避免火焰烧蚀。

火箭发射前，八个立柱81基本呈垂直或向外略微倾斜约5°地立起支撑火箭，如图1A所示。火箭发射点火，发动机火焰可通过发射台架9的钢结构间隙排出，如图1B所示。火箭回收垂直着陆，精准落位至火箭发射回收装置8上，如图1C所示，八个立柱81中的四个相间隔的立柱摆转至上缘接触地面并锁紧，起到辅助支撑作用；另外四个立柱81立起，或向外摆转约5°，便于火箭回收落入发射回收装置8。

如图2A所示，本发明的套罩式航天火箭是一种锥顶套罩拉式回收亚轨道运载火箭，其主要由一级箭体1和锥顶套罩6组成。整体而言，套罩式航天火箭包含总体、动力、输送、增压、结构、电气控制等运载火箭所必需的系统，其主要功能为将二、三级或上面级火箭及其卫星等载荷30送至太空预定轨道。

其中，如图2B所示，一级箭体1主要包括自下而上依次设置的一级动力发动机11（一级火箭发动机）、一级氧箱12和一级燃箱13，这些部件均设置于一级箭体1的外壳内。载荷30优选为载有卫星5的二级火箭2，二级火箭2具有发动机等，发动机的喷管朝下，卫星5位于二级火箭2上方；或者，载荷30为卫星5；再或者，为其他设备/装备等等。

本发明套罩式航天火箭的锥顶套罩6设置于一级箭体1上端，其用于装载二、三级或上面级火箭及其卫星等载荷30，并且不抛罩、便于回收；以及回收动力装置66，能够起到拉式回收、调节姿态等作用。

参见图2B、图2C，锥顶套罩6自上而下依次包括锥顶罩61和滑轨筒罩。锥顶罩61自上而下依次包括瓜瓣部611和壳段612。瓜瓣部611为二个或多个，壳段612呈筒状，壳段612位于瓜瓣部611下方，壳段612的上部与各个瓜瓣部611以优选铰接方式活动连接，使瓜瓣部611能够打开和合拢，瓜瓣部611合拢后呈锥形。滑轨筒罩包括套筒621、滑轨622以及载荷支座623。套筒621上部与壳段612下部相连接，套筒621下部与载荷支座623相连接。锥顶罩61、套筒621以及载荷支座623共同围成一个可开闭的用于容纳载荷30的空间。具体地，在一实施例中，套筒621下部与一级箭体1的上端相连接，载荷支座623位于套筒621内；在另一实施例中，载荷支座623连接于套筒621的下端，载荷支座623与一级箭体1的上端相连接。这样，相当于释放载荷时整流罩不进行分离抛罩、始终与一级箭体1相连，从而能够整体进行回收。

套筒621对载荷30（如二级火箭2结构产品等）起到气动保护作用，改善了受保护产品的工况环境，降低了产品的设计要求，有利于降低相关产品的成本。套筒621优选采用铝合金型材、环框、蒙皮结构，或采用玻璃纤维、碳纤维复合结构进一步减重。考虑工艺的便利性和综合成本，一般情况下套筒621的长度设计在3m左右。如果套筒621尺寸较长，可分段设计和生产。可以想到的是，套筒621与壳段612可以设计为一体结构，本实施例中将其分为两个部件，主要考虑工艺、生产、试验等过程操作更方便，以及便于调整更换以适应不同载荷的体积需要。

滑轨622对载荷30起到安装约束和分离限位作用。滑轨622设置于套筒621的内侧面，载荷30的至少一部分与滑轨622相匹配地滑动连接。在一实施例中，滑轨622沿周向设置有一个或多个，滑轨622的长度方向与套筒621的长度方向（亦即火箭的长度方向）一致；载荷30的外侧面上（优选载有卫星5的二级火箭2的外侧面上）对应设置有一个或多个滑块，滑轨622与滑块相匹配地滑动连接。可以理解的是，滑轨622与滑块即构成一组滑动连接组件，其二者位置对调也可，以及，能实现滑动的具体结构均可，故本文不作具体限定。滑轨622优选为采用强度较好、刚度更好的铝基陶瓷材料结构，并在表面设置固体润滑涂层，更利于分离，保护载荷30免受外力损伤。

载荷支座623的上面设置有电控锁紧装置，载荷30安装在载荷支座623上，通过电控锁紧装置锁紧固定、在释放载荷时解锁打开。载荷支座623可根据载荷类型做系列化模块化设计，供各类载荷安装快速选配，既降低成本，又缩短研制周期。

进一步具体地，对于瓜瓣部611，相邻的瓜瓣部611的对接面均设置有耐高温橡胶密封结构（优选类似于密封条的条带状结构），锥顶套罩6关闭时密封结构相匹配且密封地相抵触，保证各瓜瓣部611间的密封。瓜瓣部611连接有作动机构，通过优选电动、液压机构或舵机等，并可根据需要渐进地调整开度，实现多个瓜瓣部611的同步打开和关闭。作动机构及瓜瓣部611的数量与产品配套成本直接相关，数量越多成本越高，故应该尽可能减少瓜瓣部611数量，且结合成本控制和工艺需求来优化平衡。

一般情况下，可采用优选二瓣罩、三瓣罩、四瓣罩、六瓣罩、八瓣罩等形式，也可以根据需要设计为其它形式。各瓜瓣部611一般按照轴对称均分，即瓜瓣部611为将一圆锥面均分所得到的形状，相邻两瓜瓣部611之间的接缝为瓜瓣部611所组成的圆锥面的母线。瓜瓣部611也可根据需要设计为通过火箭中轴的面对称结构，或者各瓜瓣部611形状并不完全相同的其他结构等等。瓜瓣部611的数量与火箭直径直接相关，一般情况下，火箭直径越大、瓜瓣部611越多。优选，火箭的锥顶套罩6的直径在2m~4m左右的，优选采用三瓣罩或四瓣罩形式；直径在4m~6m左右的，优选采用六瓣罩或八瓣罩形式。

参见图2B和图3，回收动力装置66包括有回收动力发动机661和回收动力罩665，回收动力发动机661上具有发动机喷管662。多个回收动力发动机661通过发动机支座664（当然也可以其他方式优选直接固定）周向安装于运载火箭上部的外侧面（优选壳段612或套筒621或一级箭体1上部的外侧面），发动机喷管662的朝向固定设置为或可调节为向上或朝外的斜上方。回收动力罩665位于回收动力发动机661外部，有助于降低火箭飞行中的气动阻力。回收动力罩665可结合一级箭体1结构或锥顶罩61结构以及回收动力装置66等统筹设计，优选图2B和图3所示实施例中，回收动力罩665与锥顶罩61外侧面相匹配地固定连接，并在发动机喷管662末端相应位置设有通孔。或者，可结合发动机转向或推力方向的调整，设计能够适应发动机转向的回收动力罩665。在一些实施例中，回收动力发动机661还连接有摆转机构663（优选摆转机构663设置于回收动力发动机661与发动机支座664之间，摆转机构663中包括有水平/竖直设置的铰链机构以及作动机构），可通过控制系统控制伺服摆动，从而控制发动机喷管662的朝向。回收动力发动机661的发动机介质可以使用一级箭体1的液氧煤油，通过管路阀门向上输送；也可以在回收动力发动机661处单独配套介质贮箱。

由于回收动力装置66位于运载火箭的上部，实现了“拉式回收”，回收动力位于上方，而无需安装在一级箭体1底部中间，特别有利于火箭回收过程的稳定控制和精准着陆，同时也特别有利于一级动力发动机11（一级发动机）的选配和布局，可以减少发动机配置数量，降低配套成本。此外，拉式回收火箭，回收过程一级箭体1不工作，有利于发射回收装置的简化设计，降低建设费用，火箭发射、回收更具安全性。并且，拉式回收火箭可通过回收动力调节、代替栅格翼功能，控制火箭的调姿、稳定。

具体地，回收动力装置的设置方式，要保证回收动力推力矢量作用点始终在质心（火箭飞行过程中质心位置是变化的）上方，对火箭形成拉力。可根据优化配置和条件，周向均匀（对称）安装两台或三台、四台、五台、六台、八台回收动力装置等方案；考虑对称性及其控制的便利性，以及调整姿态时的需要，优选采用图4A、图4B所示的周向均匀分布的三台或四台回收动力装置的方案。

另一方面，对于回收动力装置可在不同高度位置的布置，如直接连接于火箭中上部；或一级箭体或锥顶套罩的外侧面固定设置有横梁，回收动力装置与横梁相连接；再如，回收动力装置连接于瓜瓣部的外侧面上；又如，瓜瓣部顶端向上延伸设置有一根或多根锥顶柱，回收动力装置与锥顶柱相连接。

回收动力装置66及其回收动力发动机661的安装，和一级箭体1及锥顶套罩6外壁之间需要控制一定的安全距离，或发动机喷管662推力线与箭体中心线保持一定的相对角度（优选30°左右），或同时设定安全距离和角度（亦可通过机构调整距离或角度），这样既能保持发动机推力的有效利用，又能够避免回收动力发动机661喷出的火焰热能烧蚀一级箭体1或锥顶套罩6，进而确保一级箭体1或锥顶套罩6安全。上述安全距离可通过发动机支座664的设计或者设置一定长度的横梁实现。

在一实施例中，回收动力发动机661推力合力结合回收火箭质量设定，一般设定在一级动力发动机11的10%~20%之间；优选一级动力发动机11的发动机推力100t，两台回收动力发动机661可选择单台10t左右的发动机；三、四台回收动力发动机661可选择单台5t左右的发动机。回收动力发动机661推力可在额定推力50%范围内调节。

对于载荷30与火箭的分离，由于载荷30在锥顶套罩6内，其分离需要对载荷30或一级箭体1提供一分离力使载荷30或一级箭体1产生一相对加速度和相对速度，进而拉开载荷30与火箭的距离。发明人在此给出如下三种方案提供该分离力：

1、回收动力发动机上摆方案：火箭亚轨道载荷分离过程中，回收动力发动机及发动机喷管摆至朝外的斜上方，回收动力发动机启动、提供反向分离力，助力载荷（优选可以是二级火箭）与一级箭体的分离；分离后，回收动力发动机及发动机喷管摆至朝外的斜下方归位。

2、安装反推火箭方案：在火箭一级箭体或锥顶套罩的外缘对称安装反推火箭（优选两台），反推火箭的喷火方向为向上或朝外的斜上方。分离时启动反推火箭，提供反向分离力。

3、气动分离方案：采用高压气或燃气等、通过其排出方向的调整助力火箭与载荷分离或控制火箭的姿态。

对于回收动力装置设置方案，大体可分为，回收动力发动机及发动机喷管为相对于运载火箭可周向摆动地设置、可径向摆动地设置、可周向及径向双向摆动地设置，通过摆动控制火箭姿态；以及不能摆动直接固定连接的方案；具体给出如下实施例。

实施例一：三台“不摇摆”回收动力发动机方案

锥顶套罩的壳段（或套筒）外侧固定安装三台回收动力发动机，回收动力发动机推力优选为5t，发动机与箭体呈30°夹角固定安装（发动机喷管朝向为朝外的斜下方），回收动力发动机及其发动机喷管不摆动，仅调节回收推力。火箭分离力由一级箭体底部外缘对称安装两台反推火箭提供。（1）回收动力推力功能：火箭上升过程中回收动力发动机启动、提供正向推力，使火箭加速上升。火箭回收过程中，回收动力发动机启动、提供反向推力，火箭减速下降。（2）火箭的姿态控制由姿控系统完成。

实施例二：四台“不摇摆”回收动力发动机方案

周向均布安装四台“不摇摆（即固定设置的）”回收动力发动机，提供火箭助推、回收动力推力；火箭分离力由一级箭体底部外缘对称安装两台反推火箭提供。其工作机理：（1）回收动力姿控功能：对称的两台回收动力发动机推力调节控制火箭的俯仰姿态，另外两台回收动力发动机推力调节控制火箭的偏航姿态（通过“气动姿控系统”控制火箭的滚转姿态）。（2）回收动力推力功能：火箭上升过程中回收动力发动机启动、提供正向推力，使火箭加速上升。火箭回收过程中，回收动力发动机启动、提供反向推力，火箭减速下降。

实施例三：四台“周向单摆”回收动力发动机方案

周向均布安装四台“单向摇摆”（周向）回收动力发动机，提供火箭助推、回收动力和姿控推力；火箭分离力由一级箭体底部外缘对称安装两台反推火箭提供。其中，“周向”是相对于整体呈柱状的运载火箭而言的，其是指，参见图2B，发动机喷管能够以摆转机构为轴沿垂直于图纸平面的方向转动。其工作机理：（1）回收动力推力功能：火箭上升过程中回收动力发动机启动、提供正向推力，使火箭加速上升。火箭回收过程中，回收动力发动机启动、提供反向推力，火箭减速下降。（2）回收动力姿控功能：对称的两台回收动力发动机同向偏摆控制火箭的俯仰姿态，另外两台回收动力发动机同向偏摆控制火箭的偏航姿态；对称的两台回收动力发动机异向偏摆控制火箭的滚转姿态。

实施例四：四台“径向单摆”回收动力发动机方案

周向均布安装四台“单向摇摆”（径向）回收动力发动机，提供火箭助推、回收动力和姿控推力；火箭分离力由一级箭体底部外缘对称安装两台反推火箭提供。其中，“径向”是相对于整体呈柱状的运载火箭而言的，其是指，参见图2B和图2C，发动机喷管能够以摆转机构为轴在图纸平面内转动，优选从图2B中朝向斜下的状态转动至图2C中朝向斜上的状态。其工作机理：（1）回收动力推力功能：火箭上升过程中回收动力发动机启动、提供正向推力，使火箭加速上升。火箭回收过程中，回收动力发动机启动、提供反向推力，火箭减速下降。（2）回收动力姿控功能：对称的两台回收动力发动机同向偏摆或回收动力推理调节控制火箭的俯仰姿态，另外两台回收动力发动机同向偏摆或回收动力推理调节控制火箭的偏航姿态（通过“气动姿控系统”控制火箭的滚转姿态）。

实施例五：四台“双向摇摆”回收动力发动机方案

锥顶套罩的壳段外侧安装两台双向摇摆回收动力发动机，提供火箭助推、回收动力和姿控推力；火箭分离力由一级箭体底部外缘对称安装两台反推火箭提供。其中，“双向”是指既能够“周向”转动，又能够“径向转动”。其工作机理：（1）回收动力推力功能：火箭上升过程中回收动力发动机启动、提供正向推力，使火箭加速上升。火箭回收过程中，回收动力发动机启动、提供反向推力，火箭减速下降。（2）回收动力姿控功能：回收动力发动机同向偏摆控制俯仰和偏航姿态，异向偏摆控制滚转姿态；与一级箭体呈30°夹角（角度可调）的回收动力发动机、通过推力调节，与回收动力发动机的偏摆同时或单独控制偏航姿态。

本发明的优选一实施例的套罩式航天火箭的飞行程序及状态如下，参见图2A至图2D：

步骤一：在运载火箭地面发射及一级箭体1上升段飞行过程中，一级动力发动机11启动工作，锥顶套罩6处于合罩（关闭）状态，如图2B所示；上部周向安装的回收动力发动机及发动机喷管方向为向下或朝外的斜下方；回收动力装置66启动工作，多个回收动力发动机产生的推力矢量合力朝上，和一级动力发动机11产生的推力共同推动火箭升空。

步骤二：在火箭穿越大气层到达指定分离高度，载荷30分离前，一级动力发动机11关闭。载荷30分离过程如图2C所示，锥顶罩61打开，发动机喷管方向调整为向上或朝外的斜上方，回收动力发动机为启动状态（在调整发动机喷管方向前先将回收动力发动机关闭、调整好再开启）、回收动力装置66推力合力矢量向下，给一级箭体1提供反向推力，载荷30和“一级亚轨道运载火箭”（包括一级箭体1和锥顶套罩6）分离。分离后，载荷30（优选载有卫星5的二级火箭2等）继续飞行，执行后续任务。

步骤三：载荷30分离后，锥顶套罩6合罩，回收动力发动机关闭，“一级亚轨道运载火箭”（包括一级箭体1和锥顶套罩6，亦即，除载荷30外的部分）准备返回地面：回收动力发动机及其发动机喷管方向为向下或朝外的斜下方；“一级亚轨道运载火箭”在地球引力作用下向下、向地面回落，该过程中，一级动力发动机11和回收动力装置66均为熄火、不工作。

步骤四：“一级亚轨道运载火箭”返回大气层，继续下落飞向地面。火箭在落地前预定高度，回收动力装置66再次启动，依靠回收动力装置66推力大小和方向不断调整，控制火箭俯仰、偏航、滚转等姿态并缓慢稳定下降，最终降落到指定回收位置的发射回收装置8上，如图2D所示。发射回收装置8优选为钢结构制成，其上的立柱向外张开5°左右，便于火箭安全着陆并落入发射回收装置8的若干立柱中，进而保持竖直状态。

本发明的突出特点如下：

1、拉式回收：回收动力安装在火箭的上端侧面，火箭回收落地前发动机启动，其推力矢量始终在火箭重心的上方，对火箭形成拉力，易于回收过程稳定控制和精准着陆。而不是像“猎鹰-9R”等其它火箭的回收动力安装在火箭箭体的下方，对火箭形成向上的推力，回收过程火箭呈“倒立摆”，不易控制。

2、全回收复用：锥顶套罩与一级箭体及其动力、结构、电气系统形成的完整的“一级亚轨道运载火箭”，整体全回收。火箭锥顶套罩包覆着优选载有卫星的二级、三级或上面级等各类载荷，直接与一级箭体相连接，和一级箭体不分离、不抛罩，载荷分离后合罩，锥顶套罩与一级箭体整体飞行、整体回收。含锥顶套罩和一级箭体的“一级亚轨道火箭”整体回收后返厂，经过质量检查或功能测试、评定，满足再次发射使用要求、可重复使用，用于新的亚轨道载荷发射任务。

3、三加一动力：回收动力一方面能提供拉力用于火箭的拉式回收；其次能为火箭上升提供助推动力；再者能通供回收动力发动机或其喷管摇摆对火箭实行俯仰、偏转、滚转等姿态控制；另外，如果需要，还可以通过火箭喷管朝向朝外的斜上方而为亚轨道载荷和火箭分离提供反推力。本方案实现了姿控、回收、助推、反推火箭动力“四合一”。当然，姿控、回收、反推火箭分开、并分别选用也可以，实施可能更便利，但成本将大大增加。

4、锥顶套罩的设计：一方面能和一级箭体整体回收，实现了含一级箭体和锥顶套罩的“一级亚轨道运载火箭”全回收；其次能保护二三级或上面级火箭、避免其受气动载荷等作用，降低了二三级火箭箭体结构的设计要求，有利于降低不可回收的二三级箭体结构的成本；三可以将回收动力装置系统安装在火箭中上部，实现拉式回收。

本发明的套罩式航天火箭的主要功能是输送亚轨道载荷，或作为二三级火箭和上面级的一级助推器。

图2B、图2C所示为上述第一类应用实施例：锥顶套罩拉式回收二级运载火箭。该实施例中载荷30为二级火箭2（优选可采用固体火箭、液体火箭或固液混合火箭）以及装载于二级火箭2上的卫星5（发射载荷）。上述火箭一级箭体1的外径与锥顶套罩6的外径统一，减少相关配套产品的规格，利于降低成本和组织生产；这样，火箭的载荷30（二级火箭2）的直径需小于锥顶套罩6直径200~300mm。

综上所述，本发明具有如下有益效果：

1、本发明的套罩式航天火箭回收过程易于控制，确保火箭稳定回收和精准着陆；无需安装在一级箭体底部中间；回收过程中一级箭体主发动机不启动、不工作、不喷火，降低了着陆地点或回收平台的要求；通过回收动力调节、代替栅格翼功能，控制火箭的调姿、稳定，进一步节约成本。

2、锥顶套罩和一级箭体整体回收，避免整流罩分瓣海上回收或降落伞回收所需跟踪、监测、回收船回收所带来的大量人力和物力消耗；可实现整体回收，且能够重复使用，节约成本，同时大大缩短低轨道、高轨道火箭研制和发射周期。

3、本发明的套罩式航天火箭能够有效降低发射成本，预计：一级亚轨道载荷发射成本降低70%；应用在二级低轨道载荷发射，成本降低30~70%；应用在三级高轨道载荷发射，成本降低20~50%；载荷质量越大，成本降低的越多。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种套罩式航天火箭，其特征在于，包括一级箭体、设置于一级箭体上端的锥顶套罩，以及回收动力装置；锥顶套罩自上而下依次包括锥顶罩和滑轨筒罩；

锥顶罩自上而下依次包括瓜瓣部和壳段；滑轨筒罩包括套筒、滑轨以及载荷支座；套筒上部与壳段下部相连接，套筒下部与载荷支座相连接，滑轨设置于套筒的内侧面；

锥顶罩、套筒以及载荷支座共同围成一个可开闭的用于容纳载荷的空间，载荷的至少一部分与滑轨相匹配地滑动连接；

回收动力装置的数量为三个、四个或四个以上，多个回收动力装置周向均匀或对称分布设置于一级箭体上部的外侧面上或者锥顶套罩的外侧面上。

2.根据权利要求1所述的套罩式航天火箭，其特征在于，滑轨沿周向设置有一个或多个，滑轨的长度方向与套筒的长度方向一致；一级箭体包括自下而上依次设置的一级动力发动机、一级氧箱和一级燃箱，一级动力发动机、一级氧箱和一级燃箱均设置于一级箭体的外壳内。

3.根据权利要求2所述的套罩式航天火箭，其特征在于，载荷的外侧面上对应设置有一个或多个滑块，滑轨与滑块相匹配地滑动连接。

4.根据权利要求1所述的套罩式航天火箭，其特征在于，滑轨采用铝基陶瓷材料结构，且表面设置有固体润滑涂层。

5.根据权利要求1所述的套罩式航天火箭，其特征在于，回收动力装置及其回收动力发动机的安装，和一级箭体及锥顶套罩外壁之间设定有安全距离。

6.根据权利要求1所述的套罩式航天火箭，其特征在于，回收动力装置的发动机喷管推力线与箭体中心线保持相对角度30°。

7.根据权利要求3所述的套罩式航天火箭，其特征在于，壳段呈筒状，壳段位于瓜瓣部下方，壳段的上部与各个瓜瓣部以铰接方式活动连接，使瓜瓣部能够打开和合拢，瓜瓣部合拢后呈锥形。

8.根据权利要求1所述的套罩式航天火箭，其特征在于，载荷支座上设有用于将载荷锁紧或释放的电控锁紧装置；瓜瓣部连接有用于控制其开闭的作动机构。

9.根据权利要求8所述的套罩式航天火箭，其特征在于，在一级箭体或锥顶套罩的外侧面对称安装有两台或多台反推火箭，反推火箭的喷火方向为向上或朝外的斜上方。

10.根据权利要求9所述的套罩式航天火箭，其特征在于，一级箭体或锥顶套罩的外侧面固定设置有横梁，回收动力装置与横梁相连接；或者，瓜瓣部顶端向上延伸设置有锥顶柱，回收动力装置与锥顶柱相连接；回收动力发动机通过发动机支座与一级箭体或锥顶套罩可转动的相连接，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构。

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