CN115158709B - 一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，本发明属于航天火箭技术领域，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴套罩，龙嘴套罩中容纳有载荷；龙嘴套罩还包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个或多个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力系统；回收动力系统至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向下，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线平行。本发明采用气动分离姿控装置提供分离力以及调整火箭姿态，发射成本更低；并且通过在两侧平行地设置回收动力系统的方式，便于火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

Description

一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭

技术领域

本发明属于航天火箭技术领域，具体涉及一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭。

背景技术

随着国内外航天技术的不断发展，如何降低航天发射费用逐渐成为整个航天产业面临的主要挑战之一，实现运载器及其有效载荷的回收和重复使用是降低成本的重要措施。

现有可重复使用运载器，例如太空探索技术公司（SpaceX）的“猎鹰-9R”火箭等，采用垂直返回的方式，一般采用9台或7台同款发动机，通过一级箭体底部中心的发动机动力调节实现了一级箭体的回收；其整流罩抛罩后分两瓣分别回收，主要采用降落伞方式伞降、通过海上平台及其网篮回收。可以想到的是，由于该火箭回收过程仍采用发射过程所用的大推力发动机，不便于在回收降落过程中进行精准而稳定的控制，并且其落地时发动机喷出的火焰也会产生极高的热量，因而对回收场地及装置具有较高要求；此外，整流罩伞降方式降落点不可控，回收难度非常大；现有可重复使用运载器所需的海上平台等也需要较高成本。

发明内容

基于现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其采用气动分离姿控装置提供分离力以及调整火箭姿态，发射成本更低；并且通过在两侧平行地设置回收动力发动机的方式，便于火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

基于本发明的技术方案，本发明提供了一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其为一种具有龙嘴套罩的回收动力系统的运载火箭，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴套罩，龙嘴套罩中容纳有载荷，龙嘴套罩包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个或多个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力系统；回收动力系统至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向下，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线平行；龙嘴套罩包括自上而下依次相连的龙嘴罩、滑轨筒罩和支座；龙嘴罩具有两个对称的罩瓣部，罩瓣部与滑轨筒罩活动连接，罩瓣部连接有控制其开合的作动机构，罩瓣部合拢后呈半椭球形，两个罩瓣部的接合面设置有耐高温密封结构。

其中，滑轨筒罩和/或支座与一级箭体的顶端相连接；滑轨筒罩包括套筒和滑轨，滑轨沿套筒长度方向固定设置于套筒的内壁。罩瓣部合拢后宽度最大处的直径大于或等于滑轨筒罩的直径。

进一步地，载荷的一部分具有与滑轨相配合的限位结构并与滑轨滑动连接；支座上设置有用于固定和释放载荷的电控锁紧装置。回收动力发动机设置于一级箭体内。

优选地，回收动力发动机至少有一部分突出于一级箭体外，在回收动力发动机位于一级箭体外的部分的外侧设置有整流罩。

更优选地，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构；回收动力发动机通过摆转机构与一级箭体相连接。气动分离姿控装置包括有气瓶，气瓶连接有气囊，气囊用于将载荷向上推动；气瓶还连接有输气管路，输气管路至少有两条，数条输气管路沿龙嘴套罩内壁周向均匀分布设置，每条输气管路的末端均分支有两条相互垂直的排气管，排气管上设置有控制其通断的阀门，排气管的输出端设置于龙嘴套罩上部的外表面上，排气管的朝向为朝外侧的斜下方。

进一步地，一级箭体的下部设有一级燃箱，一级燃箱的底部呈向上内凹的形状，一级动力发动机位于一级燃箱底部居中位置，回收动力系统位于一级燃箱底部边缘位置。

更进一步地，龙嘴套罩的外侧面对称设置有至少两个栅格翼；载荷为二级火箭和卫星；或者，载荷为二级火箭、三级火箭和卫星。

与现有技术相比，本发明具有气动分离和回收动力系统的运载火箭的有益技术效果如下：

1、用于火箭回收的回收动力系统安装在一级贮箱的底部一级动力发动机两侧，既能实现回收火箭的动力系统发动机配置数量最少三台从而降低了成本，又实现了两台回收动力的联合姿控和推力调节、从而实现火箭的回收。

2、气动分离姿控装置实现了亚轨道载荷“非火工”分离，同时实现了辅助姿控、确保了回收动力燃料沉底和发动机正常工作。

3、本发明具有气动分离和回收动力系统的运载火箭有效降低运载火箭发射成本，预计一级亚轨道载荷发射成本可降低70%；应用在二级低轨道载荷发射，成本可降低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，成本降低越多；此外还可大大缩短低轨道、高轨道火箭研制和发射周期，通过利用本发明运载火箭的可回收部分研制二级或三级火箭，研制周期将缩短50%以上。运载火箭发射费用的降低，为洲际运输、太空旅游、太空试验及太空产业和太空经济等的发展奠定基础。

4、本发明具有气动分离和回收动力系统的运载火箭所使用的龙嘴套罩实现了亚轨道火箭的100%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，同时有效地降低了龙嘴套罩内二三级火箭产品的设计要求、降低其设计和制造成本。

附图说明

图1A为依据本发明具有气动分离和回收动力系统的运载火箭的结构示意图；

图1B为图1A所示运载火箭的剖面结构示意图；

图1C为图1A所示运载火箭的龙嘴套罩打开、与二级火箭分离状态的示意图；

图1D为图1A所示运载火箭回收着陆状态的示意图；

图2A、图2B分别为龙嘴套罩的结构示意图，图2A为龙嘴套罩的闭合结构示意图，图2B分别为龙嘴套罩的打开结构示意图；

图3A、图3B分别为另一实施例的龙嘴套罩的结构示意图，图3A为龙嘴套罩的闭合结构示意图，图3B分别为龙嘴套罩的打开结构示意图；

图4A、图4B分别为又一实施例的龙嘴套罩的结构示意图，图4A为龙嘴套罩的闭合结构示意图，图4B分别为龙嘴套罩的打开结构示意图；

图5A至图5C分别为回收动力发动机与一级动力发动机的三种布局方式仰视示意图；

图6为图1B中A部分的局部放大图；

图7A为本发明另一实施例中一级动力发动机及回收动力系统部分的结构示意图；

图7B为图7A中B部分的局部放大图；

图8A为图2A所示运载火箭的俯视结构示意图；

图8B为图8A中C部分的局部放大图；

图8C为图8B所示结构从D方向观察的结构示意图。

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。

本发明的一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其为一种使用龙嘴套罩和一级箭体整体回收系统的多级运载火箭，所述龙嘴套罩为“龙嘴”结构形状的整流罩结构，本发明解决了整流罩分瓣抛罩后造成的回收不便的问题。本发明的一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭将如卫星等载荷送至太空预定轨道，尤其是高轨道。

如图1A、图1B所示，本发明的一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭包括有一级箭体1，一级箭体1的上部设置有可开合的龙嘴套罩6，龙嘴套罩6中容纳有载荷30；一级箭体1主要包括一级贮箱（例如一级燃箱13和一级氧箱12，一级燃箱13和一级氧箱12的上下位置可以互换）和一级火箭的动力系统。此外，一级箭体1包含总体、动力、输送、增压、结构、电气控制和地面等火箭所必需的系统。载荷30为二级火箭2和/或卫星4；或者，载荷30为二级火箭2、三级火箭3和/或卫星4，二级火箭2和三级火箭3直接通过二级火箭2和三级火箭3的间段21相配合地连接，三级火箭3具有卫星支架31从而与卫星4相配合地连接。

本发明创新重点之一在于火箭总体结构及一级动力发动机11、回收动力发动机161的统筹布局，即一级箭体1的下部居中位置设置有一个、二个或多个一级动力发动机11，一级箭体1的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力系统16；回收动力系统16至少包括有回收动力发动机161，回收动力发动机161具有喷管162，喷管162的朝向为向下，回收动力发动机161及喷管162的中心线与一级箭体1的中心线平行。此外，本发明的改进亦在于火箭龙嘴套罩6结构形式与功能设计、气动分离姿控装置65的分离与姿控功能设计、气动分离姿控装置65的姿控与回收动力系统16的联合姿控功能设计等。

龙嘴套罩6包括自上而下依次相连的龙嘴罩61、滑轨筒罩62和支座63。龙嘴罩61具有两个对称的罩瓣部611，罩瓣部611与滑轨筒罩62活动连接；具体一实施方式中，龙嘴罩61与滑轨筒罩62通过呈筒状的壳段612相连接，壳段612的上部与各个罩瓣部611以例如铰接的方式活动连接。滑轨筒罩62和壳段612可以设计一体结构，也可以分为两个部件，此实施例中设置为两个部件主要考虑工艺、生产、试验等过程操作更方便。罩瓣部611合拢后呈半椭球形，其开罩、合罩状态酷似龙嘴，所以称其为“龙嘴罩”。罩瓣部611连接有控制其开合的作动机构，通过例如电动、液压作动机构或舵机作动打开或关闭，并按照需要的开度渐进调开度，从而开罩、合罩。两个罩瓣部611的接合面设置有耐高温的密封结构（例如耐高温橡胶密封条结构），罩瓣部611闭合时，密封结构相匹配且密封地相抵触，从而保证罩瓣部611间的密封。

滑轨筒罩62和/或支座63与一级箭体1的顶端相连接。具体地，滑轨筒罩62下部与一级箭体1的上端相连接，支座63位于滑轨筒罩62内；或者，支座63连接于滑轨筒罩62的下端，支座63与一级箭体1的上端相连接。在一实施例中，滑轨筒罩62包括套筒621和滑轨622，滑轨622沿套筒621长度方向固定设置于套筒621的内壁，起到安装约束和分离限位作用。载荷30的一部分具有与滑轨622相配合的限位结构并与滑轨622滑动连接，例如二级火箭2的外侧面上对应设置有滑块，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，保护载荷免受外力损伤。

支座63上设置有用于固定和释放载荷30的电控锁紧装置。例如，二级火箭2安装在适配的支座63上，可通过电控锁紧装置锁紧固定或解锁打开、释放。支座63根据二级火箭2等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。

如图1C、1D所示，根据需要还可在龙嘴套罩6的外侧面对称或周向均匀分布设置至少两个栅格翼64用于稳定气流；也可以增加着陆腿辅助火箭着陆。

本发明的龙嘴套罩6尤其适用于二级火箭2的长度尺寸较长，三级火箭3直径与二级火箭2外径尺寸相当，卫星4的外包络直径不大于三级火箭3的直径的情况，如图2A、图2B所示，罩瓣部611合拢后宽度最大处的直径等于滑轨筒罩62的直径。根据二级火箭、三级火箭或上面级火箭、卫星等各类载荷30的体积、直径尺寸大小，还可采用短吻龙嘴套罩（整流套罩外部形状类似于“短吻龙嘴”形状）、大头龙嘴套罩（整流套罩外部形状类似于“大头龙嘴”形状）等多种形式。图3A、图3B所示为短吻龙嘴套罩方案，即罩瓣部611的高度远小于滑轨筒罩62，此种方案尤其适用于二级火箭2的长度尺寸较长，三级火箭3的直径不大于二级火箭2直径,卫星4的体积或外包络较大、且直径超过二级火箭2的外径的情况。再如图4A、图4B所示，为大头龙嘴套罩方案，即罩瓣部611合拢后宽度最大处的直径大于滑轨筒罩62的直径，尤其适用于二级火箭2的长度尺寸较长，卫星4的体积或外包络较大、且直径超过二级火箭2的外径的情况。上述三种龙嘴套罩方案的选择方案如下表一所示。

表一

	一般龙嘴套罩	短吻龙嘴套罩	大头龙嘴套罩
				二级火箭长度	较长	较长	较长
二级火箭直径比一级	稍小	稍小	相同
				三级或上面级长度	较小	较大	/
三级或上面级直径	稍大	较小	/
				卫星高度	较大	较大	较大
卫星外包络直径	较小	较大	很大

关于本发明中一级箭体1底部的发动机布置方案，请参阅图5A至图5C。主要由一级动力发动机11和回收动力系统16组成，采用“N主发二回收”形式，即一级箭体1底部中间安装一台、两台或多台一级动力发动机11（作为主发动机），一级动力发动机11或一级箭体1两侧对称安装两台回收动力系统16（优选，回收动力发动机161）。一级动力发动机11的数量及布局可根据需要选择，例如根据一些实施例，一级动力发动机11为居中设置的一个或对称设置的偶数个。

在如图5A、图5B所示实施例中，回收动力系统16中的回收动力发动机设置于一级箭体1内。图5A所示方案采用一台大推力一级动力发动机11（作为主发动机），两侧各配置一台回收动力发动机，如图5A、图5B一大两小三台发动机数量最少；发动机过多则对安装空间要求较大，过少则控制难度增大。此三台发动机的方案在控制可靠的同时成本较低。

图5B所示方案采用两台一级动力发动机11（主发动机），两侧各配置一台回收动力发动机，两大两小四台发动机，发动机喷管直线空间最小，对火箭的小直径设计最有利，箭体直径或发动机安装空间要求最小，有利于发动机布局。

如果一级箭体1的外直径空间不足，如图5C所示实施例中，回收动力系统16中的回收动力发动机至少有一部分（如喷管162）突出于一级箭体1的外壳以外，可在回收动力发动机位于一级箭体1外的部分的外侧设置有整流罩164或翼罩，如图7A、图7B所示。优选实施例中，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构163，回收动力发动机通过摆转机构163与一级箭体1相连接。摆转机构163例如包括有万向铰链机构以及作动机构，可通过控制系统控制伺服摆动，从而控制喷管162的朝向。

动力系统是可回收火箭的设计关键，本发明的两台小推力回收动力发动机加一台或两台大推力主发动机的设置和安装形式是本方案的突出特点，因为发动机要尽可能布局在火箭壳体内部，其布局将直接影响火箭的箭体直径的设置以及火箭的成本。

本发明的火箭总体设计采用“大一级小二级”方案，即一级箭体1的动力系统推力远大于二级火箭的推力和三级火箭的推力的合力，从而尽可能提高火箭的回收、复用效率。例如，起飞推力和二级火箭的推力、三级火箭的推力分别设置为100t、15t、4X1000N，回收动力发动机推力的合力设定在一级动力发动机的10%左右。如果一级动力发动机推力和回收动力发动机推力的合力为100t，回收动力发动机推力的合力设置在10t~20t之间，具体参数需要根据回收火箭的干重和回收用燃料及其余量等参数优化确定。回收动力发动机推力可在额定推力50%范围内调节。火箭回收着陆时的总重量设定在回收动力发动机推力的60%左右，保留10%的余量。

以下给出两个回收动力发动机与箭体平行安装方案的具体实施例及其工作机理。

实施例一：两个回收动力发动机双向摇摆。

安装两台“双向摇摆”回收动力发动机161。火箭发射起飞段，两台回收动力发动机161和一级动力发动机11共同启动，助推火箭加速上升。火箭上升到一定高度后，为了降低火箭的上升加速度，回收动力发动机161可以适时关机。两台回收动力发动机161偏摆至同向则可控制俯仰和偏航姿态，偏摆至异向则可控制滚转姿态。降落回收过程中，火箭落地前一定的高度（10km左右），启动回收动力发动机161，对火箭形成向上的推力、使火箭减速；着陆前，调节回收动力发动机161的推力平衡火箭的重力和速度，通过偏摆回收动力发动机161及其喷管162调整火箭的姿态，使火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

实施例二：两个回收动力发动机单向摇摆联合气动姿控。

火箭安装两台“单向摇摆（例如只能进行周向的转动）”回收动力发动机161。火箭发射起飞段，两台回收动力发动机161和一级动力发动机11共同启动，助推火箭加速上升。火箭上升到一定高度后，为了降低火箭的上升加速度，回收动力发动机161可以适时关机。两台回收动力发动机161同向偏摆控制俯仰姿态，异向偏摆控制滚转姿态（气动分离姿控装置控制偏航姿态）。火箭回收落地前一定的高度（10km左右），启动回收动力发动机161，对火箭形成向上的推力、使火箭减速；着陆前，调节回收动力发动机161的推力平衡火箭的重力和速度，通过偏摆回收动力发动机161及其喷管162调整火箭的俯仰和滚转姿态（气动分离姿控装置控制偏航姿态），使火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

气动分离姿控装置65的功能主要是气动分离和姿态控制，也可以为快速下落的火箭降速。请参阅图1B、图1C以及图8A至图8C，气动分离姿控装置65包括有气瓶651，气瓶651连接有气囊652，气囊652用于将载荷30向上推动；气瓶651还连接有输气管路653，输气管路653至少有两条，数条输气管路653沿龙嘴套罩6内壁周向均匀分布设置，每条输气管路653的末端均分支有两条相互垂直的排气管655，排气管655上设置有控制其通断的阀门654，排气管655的输出端设置于龙嘴套罩6上部的外表面上，排气管655的朝向为朝外侧的斜下方。

具体地，气瓶651例如采用23MPa或35MPa的复合材料高压气瓶；其中的气体选用高压氮气或比重较大的其它混合气体。例如图1B、图1C所示实施例中，气瓶651及相连的气囊652安装于支座63位置，气瓶651与气囊联通，通过气瓶651的气瓶阀控制从而使气囊652充气膨胀后将载荷30（如二级火箭2）向上顶起，实现分离；在其他实施例中，也可以选择设置于其它位置。对于气动分离力，例如气囊652的直径设计在0.5m左右，气囊652内气体压力为1MPa，将产生的分离力为：F=3.14×25²×10=19.6t。近20t的气动分离力，足以使一二级火箭顺利分离。

姿态控制方面，优选实施例中，输气管路653共有四条；阀门654为二位三通阀，每条输气管路653均通过一个二位三通阀与其上的两条排气管655相连接（也可以其他方式控制，如每个排气管655用一个电磁阀控制，等）；壳段612的外侧面上设置有多个排气孔，排气管的输出端与排气孔对应地相连接，且排气孔均位于同一水平面上。排气管的朝向均为斜下方，例如与火箭中心线呈约30°夹角（或排气管出口方向可做上下左右调整）。

姿态控制时，径向两侧对称的两组排气管，同侧且同向的排气孔（例如图8A中右侧的上下两个均朝向右的排气管）打开可控制俯仰或偏航，不同侧且异向的排气孔（例如图8A中左下朝下的和右上朝上的两个排气管655）打开可控制滚转。如果两侧或四周的排气管655都打开，气体向斜下方排出，各路气体排出的反作用力将给火箭一正推力、给火箭一正向加速度，确保一级燃箱燃料沉底，以避免火箭在失重状态下燃料无法正常进入一级箭体1下部的各发动机、影响发动机工作。上述正推力还可使一级箭体1降速，利于火箭回收。排气管655输出端安装位置尽可能接近壳段612上缘，位置越靠上，距离火箭质心的距离越远，姿控效率越高。根据需要，也可将部分排气管655方向设置为斜向上，从而能够形成反推力有助于一二级分离过程的进行。

四套输气管路653也可以简化为两套，对称安装在壳段612的两侧。优选设计四套输气管路653的好处在于，可以通过其中一组对称的两管路重点考虑姿控调姿；另一组对称的两管路重点考虑给火箭一正推力、给火箭一正向加速度，确保一级燃箱燃料沉底；这样既考虑了冗余，也提升了效率。

优选实施方式中，请参阅图1B，一级箭体1下部的一级燃箱底部呈向上内凹的形状，一级动力发动机11位于一级燃箱底部居中位置，回收动力系统16位于一级燃箱底部边缘位置。这样，相比于图7A所示向下凸的形状或者为平面的形状而言，更加节省火箭的长度空间。内凹式一级燃箱箱底设计，可使火箭的长度降低2m左右、长径比降低10%左右，提升了火箭的抗弯能力。

本发明一实施例的火箭的各项参数如下：

（1）构型：龙嘴套罩气动分离可回收运载火箭；

（2）SSO载荷：质量0.5t（低轨道载荷1t）；

（3）载荷容积：长度10m，直径包络不大于2m；

（4）全长：35m；箭体及滑轨筒罩、龙嘴套罩壳段直径2.25m；

（5）火箭动力：液氧、煤油体系：

一级动力：一台80t发动机；

二级动力：两台10t发动机；

三级动力：姿轨控发动机4×1000N；

回收动力：50%推力调节、两台10t摇摆发动机；

（6）起飞重量：75t；

（7）起飞推力：100t以上；

（8）回收复用：20次。

说明：上述指标为一种典型三级运载火箭，供参考。本发明形式或技术可用于各类直接4.5m以内的小运载、中运载，高轨道载荷范围可覆盖100kg至5t。

本发明一实施例的火箭飞行程序及状态如下：

（1）运载火箭地面发射及一级火箭上升段飞行过程中，一级动力发动机11启动工作，龙嘴罩61处于合罩状态，回收动力发动机161启动工作，和一级动力发动机11产生的推力，共同推动火箭升空。

（2）在火箭穿越大气层到达指定分离高度，一级箭体和二级火箭分离前，一级动力发动机11和回收动力系统16发动机关闭。龙嘴罩61打开，气动分离姿控装置65启动，推动二级和一级分离。

（3）一级箭体和二级火箭分离后，二级火箭、三级火箭继续飞行，到达二级火箭和三级火箭分离高度后，二级火箭和三级火箭分离；三级火箭3继续飞行，推送卫星4到达预定轨道。

（4）一级箭体和二级火箭分离后，龙嘴罩61合罩，含一级箭体1和龙嘴套罩6的“一级亚轨道运载火箭”返回地面，在地球引力作用下向地面回落。此过程中，一级动力发动机11和回收动力系统16熄火、不工作；气动分离姿控装置65转换其姿控功能、起调姿作用。

（5）“一级亚轨道火箭”返回大气层，继续下落飞向地面。火箭在落地前预定高度，回收动力系统16再次启动，依靠回收动力系统16推力大小和方向不断调整，结合气动分离姿控装置65的调姿作用，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回收装置8上。

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 (5)

1.一种具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其为一种具有龙嘴套罩的回收动力系统的运载火箭，其特征在于，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴套罩，龙嘴套罩中容纳有载荷，龙嘴套罩包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个或二个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力系统；回收动力系统至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向下，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线平行；

龙嘴套罩包括自上而下依次相连的龙嘴罩、滑轨筒罩和支座；龙嘴罩具有两个对称的罩瓣部，罩瓣部与滑轨筒罩活动连接，罩瓣部连接有控制其开合的作动机构，罩瓣部合拢后呈半椭球形，两个罩瓣部的接合面设置有耐高温密封结构；

龙嘴套罩的外侧面对称设置有至少两个栅格翼；载荷为二级火箭、三级火箭和卫星；二级火箭和三级火箭通过间段相配合地连接，三级火箭具有卫星支架从而与卫星相配合地连接；

罩瓣部的高度远小于滑轨筒罩及二级火箭的长度，三级火箭的直径不大于二级火箭直径，卫星的外包络直径超过二级火箭的外径；

一级箭体的总推力远大于二级火箭的推力和三级火箭的推力的合力；

两个回收动力系统的回收动力发动机均为单向摇摆，二者同向偏摆控制俯仰姿态，异向偏摆控制滚转姿态，与气动分离姿控装置相配合控制偏航姿态；

气动分离姿控装置包括有气瓶，气瓶连接有气囊，气囊用于将载荷向上推动；气瓶还连接有输气管路，输气管路共有四条，数条输气管路沿龙嘴套罩内壁周向均匀分布设置，每条输气管路的末端均分支有两条相互垂直的排气管，每条输气管路均通过一个二位三通阀与其上的两条排气管相连接；龙嘴套罩的外侧面上设置有多个排气孔，且排气孔均位于同一水平面上，排气管的输出端与排气孔对应地相连接；排气管的朝向为朝外侧的斜下方，与火箭中心线呈30°夹角；四条输气管路中一组对称的两管路用于姿控调姿，另一组对称的两管路用于给火箭一正推力以确保一级箭体内燃料沉底；

火箭回收落地前启动回收动力发动机，对火箭形成向上的推力、使火箭减速；着陆前，调节回收动力发动机的推力平衡火箭的重力和速度，通过偏摆回收动力发动机及其喷管调整火箭的俯仰和滚转姿态，气动分离姿控装置控制偏航姿态，使火箭回收过程稳定控制和精准着陆；

罩瓣部合拢后宽度最大处的直径大于或等于滑轨筒罩的直径；

一级箭体的下部设有一级燃箱，一级燃箱的底部呈向上内凹的形状，一级动力发动机位于一级燃箱底部居中位置，回收动力系统位于一级燃箱底部边缘位置；

回收动力发动机至少有一部分突出于一级箭体外，在回收动力发动机位于一级箭体外的部分的外侧设置有整流罩。

2.如权利要求1所述的具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其特征在于，滑轨筒罩和/或支座与一级箭体的顶端相连接；滑轨筒罩包括套筒和滑轨，滑轨沿套筒长度方向固定设置于套筒的内壁。

3.如权利要求2所述的具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其特征在于，载荷的一部分具有与滑轨相配合的限位结构并与滑轨滑动连接；支座上设置有用于固定和释放载荷的电控锁紧装置。

4.如权利要求1所述的具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其特征在于，回收动力发动机设置于一级箭体内。

5.如权利要求4所述的具有气动分离和回收动力系统的运载火箭，其特征在于，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构；回收动力发动机通过摆转机构与一级箭体相连接。

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