CN117087877B - 一种高冲击着陆支架及运载火箭着陆机构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及火箭设备领域，具体涉及一种高冲击着陆支架及运载火箭着陆机构，在运载火箭着陆时，起支撑作用，包括：第一支撑机构，第一支撑机构的一端用于和着陆面接触；第二支撑机构，第二支撑机构和第一支撑机构的另一端连接，第二支撑机构可伸缩，用于初步缓冲着陆面对着陆支架的刚性冲击；第三支撑机构，第三支撑机构和第二支撑机构远离第一支撑机构的一端连接，第三支撑机构内设置有用于消耗冲击能的阻尼装置和能量吸收组件，阻尼装置位于能量吸收组件和第二支撑机构之间。该高冲击着陆支架具有多级缓冲的功能，并能及时快速地将冲击能进行吸收，为运载火箭能安全有效地着陆提供了保障，能实现运载火箭的回收利用，减少了运载火箭的发射成本。
Description
技术领域
本发明涉及火箭设备领域，具体涉及一种高冲击着陆支架及运载火箭着陆机构。
背景技术
亚轨道助推实验运载火箭是一种通常用于发射小型卫星等载荷的火箭。作为一种次轨道火箭，它在发射后经过短暂但非常快速的加速，将卫星送入接近地球的轨道，在发射任务完成后坠落，由于亚轨道助推实验运载火箭不具备有效地用于着陆的支撑机构，在着陆时，实验运载火箭的主体受到强大的冲击后会被损坏，无法进行回收利用，增加了实验运载火箭的发射成本，因而如何让亚轨道助推实验运载火箭安全着陆，以便发挥实验运载火箭回收利用的优势，是目前亟需解决的问题。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种高冲击着陆支架及运载火箭着陆机构。
第一方面，提供一种高冲击着陆支架，在运载火箭着陆时，起支撑作用，包括：
第一支撑机构，所述第一支撑机构的一端用于和着陆面接触；
第二支撑机构，所述第二支撑机构和所述第一支撑机构的另一端连接，所述第二支撑机构可伸缩，用于初步缓冲着陆面对所述着陆支架的刚性冲击；
第三支撑机构，所述第三支撑机构和所述第二支撑机构远离所述第一支撑机构的一端连接，所述第三支撑机构内设置有用于消耗冲击能的阻尼装置和能量吸收组件，所述阻尼装置位于所述能量吸收组件和所述第二支撑机构之间。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述第一支撑机构包括：
底托，所述底托的一侧具有弧形面，另一侧开设有球形槽；
关节支柱，所述关节支柱具有第一关节部和第二关节部，所述第一关节部和所述第二关节部之间呈预设夹角；所述第一关节部的一端固定连接有球形件，所述球形件和所述球形槽转动连接；所述第二关节部远离所述第一关节部的一端和所述第二支撑机构连接；
环形限位板，所述环形限位板和所述球形槽的开口边缘处固定连接，防止所述球形件和所述球形槽分离。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述第二支撑机构包括：
伸缩装置，所述伸缩装置的一端和所述第一支撑机构连接，另一端和所述第三支撑机构连接，所述伸缩装置具有第一伸长态和第一收缩态；
锁定机构，所述锁定机构设置在所述伸缩装置上，所述锁定机构具有锁定态和解锁态，当所述锁定机构处于所述锁定态时，所述伸缩装置处于所述第一收缩态；当所述锁定机构处于所述解锁态时，所述伸缩装置处于所述第一伸长态。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述伸缩装置包括：
第一支柱，所述第一支柱的一端和所述第三支撑机构连接，所述第一支柱内具有第一空腔，所述第一空腔内用于充入压缩空气；
第二支柱，所述第二支柱的外壁和所述第一空腔的内壁可滑动连接，所述第二支柱远离所述第一支柱的一端和所述第一支撑机构连接；
阀组件，所述阀组件设置在所述第一支柱上，所述阀组件具有第一状态和第二状态，当所述阀组件处于第一状态时，可通过所述阀组件向所述第一空腔内充入压缩空气，当所述阀组件处于第二状态时，可通过所述阀组件将所述第一空腔内的压缩气体排出。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述锁定机构包括：
第一锁定组件，所述第一锁定组件用于锁定所述伸缩装置的第一收缩态；
第二锁定组件，所述第二锁定组件用于锁定所述伸缩装置的第一伸长态。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述第一锁定组件包括：
第一固定环，所述第一固定环固定套接在所述第一支柱的外壁上；
第二固定环，所述第二固定环固定套接在所述第二支柱的外壁上；
爆炸螺栓，所述爆炸螺栓用于连接所述第一固定环和所述第二固定环。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述第一空腔的内壁开设有定位槽，所述第二锁定组件包括：
连接块，所述连接块连接在所述第二支柱靠近所述第一支柱的一端，所述连接块的侧壁和所述第一空腔的内壁滑动接触，所述连接块的侧壁上开设有垂直于所述第二支柱轴线的导向槽；
定位销，所述定位销和所述定位槽相匹配，所述定位销滑动设在所述导向槽内，所述定位销通过第一弹性件和所述导向槽的底壁连接。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述第三支撑机构包括第三支柱，所述第三支柱位于所述第二支撑机构远离所述第一支撑机构的一侧，所述第三支柱固定套接在所述第二支撑机构的外壁上，所述第三支柱内具有第二空腔；所述阻尼装置设置在所述第二空腔内，所述阻尼装置包括：
端面轴承，所述端面轴承设置在所述第二空腔内，所述端面轴承的旋转轴线和所述第三支柱的轴线同轴，所述端面轴承的一端面和所述第二支撑机构的端面固定连接，另一端面固定连接有冲击螺柱，所述冲击螺柱的螺纹连接有冲击螺母；
第二弹性件，所述第二弹性件的一端和所述冲击螺柱的端面相抵，另一端和所述冲击螺母的端面相抵。
根据本发明实施例提供的技术方案，所述能量吸收组件设置在所述第二空腔内，所述能量吸收组件包括：
芳纶板，所述芳纶板和所述冲击螺母远离所述冲击螺柱的一端面固定连接；
承力板，所述承力板和所述芳纶板远离所述冲击螺母的一端面固定连接；
蜂窝铝，所述蜂窝铝设置在所述承力板远离所述芳纶板的一侧，所述蜂窝铝的一端面和所述芳纶板相抵触，另一端面和所述第二空腔的底壁相抵。
第二方面，提供一种运载火箭着陆机构，包括：运载火箭本体，所述运载火箭本体上连接至少三组支撑单元，三组所述支撑单元绕所述运载火箭本体的周向等间距分布；
所述支撑单元包括：如上所述的高冲击着陆支架；所述高冲击着陆支架的一端和所述运载火箭本体相铰接；
所述支撑单元还包括：辅助支架，所述辅助支架的一端和所述运载火箭本体相铰接，另一端和与其对应的所述高冲击着陆支架相铰接；所述辅助支架可伸缩，所述辅助支架具有第二收缩态和第二伸长态，当所述辅助支架处于所述第二收缩态时，所述支撑单元处于收拢状态，当所述辅助支架处于第二伸长态时，所述支撑单元处于展开状态。
有益效果为：
由于一种高冲击着陆支架包括第一支撑机构，所述第一支撑机构具有用于和着陆面接触的一端，使得所述运载火箭在着陆时，第一支撑机构先和着陆面接触。
由于所述第二支撑机构和所述第一支撑机构的另一端连接，所述第二支撑机构可伸缩，从而消耗部分冲击力，起到初步缓冲所述着陆支架受到的刚性冲击的作用，所述第三支撑机构内设置有用于消耗冲击力的阻尼装置和能量吸收组件，所述阻尼装置位于所述能量吸收组件和所述第二支撑机构之间，所述能量吸收组件能及时快速的吸收冲击能，所述阻尼装置能大量的消耗冲击能。
通过所述第二支撑机构、阻尼装置和能量吸收组件的相互配合，实现了多级缓冲的作用，并能及时快速地将冲击能进行吸收，为运载火箭能安全有效地着陆提供了保障，能实现运载火箭的回收利用，减少了运载火箭的发射成本。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为一种高冲击着陆支架的结构示意图；
图2为图1的剖视图；
图3为图2中A处的放大结构示意图；
图4为图2中B处的放大结构示意图；
图5为运载火箭着陆机构的机构示意图；
图6为图5中第三支柱的结构示意图。
图中：1、第一支撑机构；11、底托；12、球形槽；13、关节支柱；14、球形件；15、环形限位板；2、第二支撑机构；21、伸缩装置；211、第一支柱；212、第二支柱；22、连接块；23、定位销；24、第一弹性件；3、第三支撑机构；31、第三支柱；311、第一铰接部；312、第二铰接部；32、端面轴承；33、冲击螺柱；34、冲击螺母；35、第二弹性件；36、芳纶板；37、承力板；38、蜂窝铝；4、运载火箭本体；41、第一铰接座；42、第二铰接座；5、支撑单元；51、辅助支架。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
实施例1
请参考图1~图6，一种高冲击着陆支架，在运载火箭本体4着陆时，起支撑作用，包括：
第一支撑机构1，所述第一支撑机构1的一端用于和着陆面接触；
第二支撑机构2，所述第二支撑机构2和所述第一支撑机构1的另一端连接，所述第二支撑机构2可伸缩，用于初步缓冲着陆面对所述着陆支架的刚性冲击；
第三支撑机构3，所述第三支撑机构3和所述第二支撑机构2远离所述第一支撑机构1的一端连接，所述第三支撑机构3内设置有用于消耗冲击能的阻尼装置和能量吸收组件，所述阻尼装置位于所述能量吸收组件和所述第二支撑机构2之间。
具体的，当所述运载火箭本体4着陆时，所述第一支撑机构1的一端先和所述着陆面接触，所述第一支撑机构1受到着陆面施加的冲击力，并将冲击力传递到所述第二支撑机构2。
进一步的，当所述第二支撑机构2受到冲击力时会收缩，从而消耗部分冲击力，起到初步缓冲所述着陆支架受到的刚性冲击的作用。
具体的，所述第二支撑机构2将冲击力传递到所述第三支撑机构3，所述第三支撑机构3的阻尼装置可将冲击力转化为机械能，同时能量吸收组件可对第二支撑机构2受到的冲击力进行吸收。
进一步的，所述能量吸收组件的阻击冲击力的过程快于所述阻尼装置的阻击冲击力的过程，使冲击能得到快速及时的吸收；所述阻尼装置消耗的冲击能多于所述能量吸收组件吸收的冲击能，两者相互配合，极大的削弱了所述高冲击着陆支架受到的冲击力，使得所述高冲击着陆支架具有耐高冲击的性能。
工作原理：
由于一种高冲击着陆支架包括第一支撑机构1，所述第一支撑机构1具有用于和着陆面接触的一端，使得所述运载火箭本体4在着陆时，第一支撑机构1先和着陆面接触。
由于所述第二支撑机构2和所述第一支撑机构1的另一端连接，所述第二支撑机构2可伸缩，从而消耗部分冲击力，起到初步缓冲所述着陆支架受到的刚性冲击的作用，所述第三支撑机构3内设置有用于消耗冲击力的阻尼装置和能量吸收组件，所述阻尼装置位于所述能量吸收组件和所述第二支撑机构2之间，所述能量吸收组件能及时快速的吸收冲击能，所述阻尼装置能大量的消耗冲击能。
通过所述第二支撑机构2、阻尼装置和能量吸收组件的相互配合，实现了多级缓冲的作用，并能及时快速地将冲击能进行吸收，为运载火箭本体4能安全有效地着陆提供了保障，能实现运载火箭本体4的回收利用，减少了运载火箭本体4的发射成本。
在一优选实施例中，所述第一支撑机构1包括：
底托11，所述底托11的一侧具有弧形面，另一侧开设有球形槽12；
关节支柱13，所述关节支柱13具有第一关节部和第二关节部，所述第一关节部和所述第二关节部之间呈预设夹角；所述第一关节部的一端固定连接有球形件14，所述球形件14和所述球形槽12转动连接；所述第二关节部远离所述第一关节部的一端和所述第二支撑机构2连接；
环形限位板15，所述环形限位板15和所述球形槽12的开口边缘处固定连接，防止所述球形件14和所述球形槽12分离。
具体的，所述第一关节部和所述第二关节部所呈的夹角为钝角。
具体的，通过所述球形件14和所述球形槽12转动连接，当所述底托11和着陆面相接触时，可自动调节，使所述底托11的弧形面和所述着陆面相贴合。
在一优选实施例中，所述第二支撑机构2包括：
伸缩装置21，所述伸缩装置21的一端和所述第一支撑机构1连接，另一端和所述第三支撑机构3连接，所述伸缩装置21具有第一伸长态和第一收缩态；
锁定机构，所述锁定机构设置在所述伸缩装置21上，所述锁定机构具有锁定态和解锁态，当所述锁定机构处于所述锁定态时，所述伸缩装置21处于所述第一收缩态；当所述锁定机构处于所述解锁态时，所述伸缩装置21处于所述第一伸长态。
具体的，当所述运载火箭本体4飞行时，所述第二支撑机构2处于所述第一收缩态，当所述运载火箭本体4着陆时，所述第二支撑机构2处于所述第一伸长态。
在一优选实施例中，所述伸缩装置21包括：
第一支柱211，所述第一支柱211的一端和所述第三支撑机构3连接，所述第一支柱211内具有第一空腔，所述第一空腔内用于充入压缩空气；
第二支柱212，所述第二支柱212的外壁和所述第一空腔的内壁可滑动连接，所述第二支柱212远离所述第一支柱211的一端和所述第一支撑机构1连接；
阀组件，所述阀组件设置在所述第一支柱211上，所述阀组件具有第一状态和第二状态，当所述阀组件处于第一状态时，可通过所述阀组件向所述第一空腔内充入压缩空气，当所述阀组件处于第二状态时，可通过所述阀组件将所述第一空腔内的压缩气体排出。
具体的，所述阀组件连通有供气装置，当所述阀组件处于所述第一状态时，所述供气装置向所述第一空腔内充入压缩空气，以使所述二支柱沿所述第一空腔内壁滑动，以使所述第二支撑机构2处于第一伸长态，当所述阀组件处于所述第二状态时，所述第一空腔内的压缩气体从所述第一空腔内排出，以使所述第二支撑机构2处于所述第一收缩态。
进一步的，当所述运载火箭本体4着陆时，所述锁定机构从所述锁定态切换至所述解锁态，与此同时，所述阀组件切换至所述第一状态，所述供气装置向所述第一空腔内充入压缩空气，以使所述二支柱沿所述第一空腔内壁滑动，以使所述第二支撑机构2处于第一伸长态，为运载火箭本体4着陆时，做初步缓冲刚性冲击的作用。
在一优选实施例中，所述锁定机构包括：
第一锁定组件，所述第一锁定组件用于锁定所述伸缩装置21的第一收缩态；
第二锁定组件，所述第二锁定组件用于锁定所述伸缩装置21的第一伸长态。
在一优选实施例中，所述第一锁定组件包括：
第一固定环，所述第一固定环固定套接在所述第一支柱211的外壁上；
第二固定环，所述第二固定环固定套接在所述第二支柱212的外壁上；
爆炸螺栓，所述爆炸螺栓用于连接所述第一固定环和所述第二固定环。
具体的，当所述运载火箭本体4着陆时，所述爆炸螺栓解除对所述第一固定环和所述第二固定环的连接，以使所述第二支柱212能在所述第一空腔内滑动，解除对所述伸缩装置21的第一收缩态的锁定。
在一优选实施例中，所述第一空腔的内壁开设有定位槽，所述第二锁定组件包括：
连接块22，所述连接块22连接在所述第二支柱212靠近所述第一支柱211的一端，所述连接块22的侧壁和所述第一空腔的内壁滑动接触，所述连接块22的侧壁上开设有垂直于所述第二支柱212轴线的导向槽；
定位销23，所述定位销23和所述定位槽相匹配，所述定位销23滑动设在所述导向槽内，所述定位销23通过第一弹性件24和所述导向槽的底壁连接。
具体的，当所述第一锁定组件解除对所述伸缩装置21的第一收缩态的锁定后，所述供气装置向所述第一空腔内充气，使得所述第二支柱212带动所述连接块22沿所述第一空腔移动，以使所述定位销23卡接进所述定位槽内，完成对所述伸缩装置21的第一伸长态的锁定。
具体的，所述第一弹性件24为弹簧。
在一优选实施例中，所述第三支撑机构3包括第三支柱31，所述第三支柱31位于所述第二支撑机构2远离所述第一支撑机构1的一侧，所述第三支柱31固定套接在所述第二支撑机构2的外壁上，所述第三支柱31内具有第二空腔；所述阻尼装置设置在所述第二空腔内，所述阻尼装置包括：
端面轴承32，所述端面轴承32设置在所述第二空腔内，所述端面轴承32的旋转轴线和所述第三支柱31的轴线同轴，所述端面轴承32的一端面和所述第二支撑机构2的端面固定连接，另一端面固定连接有冲击螺柱33，所述冲击螺柱33的螺纹连接有冲击螺母34；
第二弹性件35，所述第二弹性件35的一端和所述冲击螺柱33的端面相抵，另一端和所述冲击螺母34的端面相抵。
具体的，当所述第三支撑机构3受到冲击力时，所述端面轴承32受力转动，从而带动所述冲击螺柱33转动，从而起到将冲击能转化为机械动能的作用，从而能起到消耗冲击能的作用。
进一步的，所述第二弹性件35受到冲击力后，会将冲击能转化为弹性势能，也能起到消耗冲击能的作用。
具体的，所述第二弹性件35为弹簧。
在一优选实施例中，所述能量吸收组件设置在所述第二空腔内，所述能量吸收组件包括：
芳纶板36，所述芳纶板36和所述冲击螺母34远离所述冲击螺柱33的一端面固定连接；
承力板37，所述承力板37和所述芳纶板36远离所述冲击螺母34的一端面固定连接；
蜂窝铝38，所述蜂窝铝38设置在所述承力板37远离所述芳纶板36的一侧，所述蜂窝铝38的一端面和所述芳纶板36相抵触，另一端面和所述第二空腔的底壁相抵。
具体的，当所述芳纶板36受到冲击力时，芳纶板36中的纤维将承受冲击力，并将力分散到整个板材的结构中，板材中的纤维会发生缓慢变形，并将部分冲击能转换为热能。
进一步的，所述蜂窝铝38具有高度微孔结构，当所述蜂窝铝38受到冲击力时，通过所述微孔结构的形变，对冲击能进行消耗。
更进一步的，由于所述冲击螺柱33和所述冲击螺母34的旋转行程要大于中线行程，所以所述阻尼装置阻击冲击的过程要慢于能量吸收组件，所以设置所述蜂窝铝38和所述芳纶板36能够更加及快速的吸收冲击能，而所述冲击螺柱33和所述冲击螺母34受冲击后会有旋转行程，能够消耗更多的冲击能。通过所述能量吸收组件和所述阻尼装置相互配合，能大量的并及时快速地将冲击能进行吸收和转化，为运载火箭本体4能安全有效地着陆提供了保障。
实施例2
请参考图1~图6，在实施例1的基础上，一种运载火箭本体4着陆机构，包括：运载火箭本体4，所述运载火箭本体4上连接至少三组支撑单元5，三组所述支撑单元5绕所述运载火箭本体4的周向等间距分布；
所述支撑单元5包括如实施例1所述的高冲击着陆支架，所述高冲击着陆支架的一端和所述运载火箭本体4相铰接；
所述支撑单元5还包括：辅助支架51，所述辅助支架51的一端和所述运载火箭本体4相铰接，另一端和与其对应的所述高冲击着陆支架相铰接；所述辅助支架51可伸缩，所述辅助支架51具有第二收缩态和第二伸长态，当所述辅助支架51处于所述第二收缩态时，所述支撑单元5处于收拢状态，当所述辅助支架51处于第二伸长态时，所述支撑单元5处于展开状态。
具体的，所述运载火箭本体4上连接有三组支撑单元5。
具体的，所述第三支柱31远离所述第一支撑机构1的一端设置有第一铰接部311；
进一步的，所述运载火箭本体4的侧壁上固定连接有第一铰接座41，所述第一铰接座41和所述第一铰接部311通过第一销轴相铰接。
具体的，所述第三支柱31的侧壁上设置有第二铰接部312；
进一步的，所述运载火箭本体4的底面上固定连接有第二铰接座42，所述第二铰接座42和所述第二铰接部312通过第二销轴相铰接。
具体的，所述辅助支架51为气弹簧。
具体的，当所述运载火箭本体4着陆时，所述气弹簧从所述第二收缩态切换至所述第二伸长态，使得每组所述支撑单元5中的高冲击着陆支架、辅助支架51和运载火箭本体4之间呈三角形结构，使所述支撑单元5能够更加稳固的支撑所述运载火箭本体4，使所述运载火箭本体4的着陆更加平稳。
以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的（但不限于）具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。
Claims (9)
1.一种高冲击着陆支架，在运载火箭本体(4)着陆时，起支撑作用，其特征在于，包括：
第一支撑机构(1)，所述第一支撑机构(1)的一端用于和着陆面接触；
第二支撑机构(2)，所述第二支撑机构(2)和所述第一支撑机构(1)的另一端连接，所述第二支撑机构(2)可伸缩，用于初步缓冲着陆面对所述着陆支架的刚性冲击；
第三支撑机构(3)，所述第三支撑机构(3)和所述第二支撑机构(2)远离所述第一支撑机构(1)的一端连接，所述第三支撑机构(3)内设置有用于消耗冲击能的阻尼装置和能量吸收组件，所述阻尼装置位于所述能量吸收组件和所述第二支撑机构(2)之间；
所述第三支撑机构(3)包括第三支柱(31)，所述第三支柱(31)位于所述第二支撑机构(2)远离所述第一支撑机构(1)的一侧，所述第三支柱(31)固定套接在所述第二支撑机构(2)的外壁上，所述第三支柱(31)内具有第二空腔；所述阻尼装置设置在所述第二空腔内，所述阻尼装置包括：端面轴承(32)和第二弹性件(35)，所述端面轴承(32)的旋转轴线和所述第三支柱(31)的轴线同轴，所述端面轴承(32)的一端面和所述第二支撑机构(2)的端面固定连接，另一端面固定连接有冲击螺柱(33)，所述冲击螺柱(33)的螺纹连接有冲击螺母(34)；所述第二弹性件(35)的一端和所述冲击螺柱(33)的端面相抵，另一端和所述冲击螺母(34)的端面相抵；
通过所述第二支撑机构(2)、阻尼装置和能量吸收组件的相互配合，实现了多级缓冲的作用，由于所述冲击螺柱(33)和所述冲击螺母(34)的旋转行程要大于中线行程，所以所述阻尼装置阻击冲击的过程要慢于能量吸收组件，能量吸收组件能够更加及时快速的吸收冲击能，而所述冲击螺柱(33)和所述冲击螺母(34)受冲击后会有旋转行程，能够消耗更多的冲击能。
2.根据权利要求1所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述第一支撑机构(1)包括：
底托(11)，所述底托(11)的一侧具有弧形面，另一侧开设有球形槽(12)；
关节支柱(13)，所述关节支柱(13)具有第一关节部和第二关节部，所述第一关节部和所述第二关节部之间呈预设夹角；所述第一关节部的一端固定连接有球形件(14)，所述球形件(14)和所述球形槽(12)转动连接；所述第二关节部远离所述第一关节部的一端和所述第二支撑机构(2)连接；
环形限位板(15)，所述环形限位板(15)和所述球形槽(12)的开口边缘处固定连接，防止所述球形件(14)和所述球形槽(12)分离。
3.根据权利要求1所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述第二支撑机构(2)包括：
伸缩装置(21)，所述伸缩装置(21)的一端和所述第一支撑机构(1)连接，另一端和所述第三支撑机构(3)连接，所述伸缩装置(21)具有第一伸长态和第一收缩态；
锁定机构，所述锁定机构设置在所述伸缩装置(21)上，所述锁定机构具有锁定态和解锁态，当所述锁定机构处于所述锁定态时，所述伸缩装置(21)处于所述第一收缩态；当所述锁定机构处于所述解锁态时，所述伸缩装置(21)处于所述第一伸长态。
4.根据权利要求3所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述伸缩装置(21)包括：
第一支柱(211)，所述第一支柱(211)的一端和所述第三支撑机构(3)连接，所述第一支柱(211)内具有第一空腔，所述第一空腔内用于充入压缩空气；
第二支柱(212)，所述第二支柱(212)的外壁和所述第一空腔的内壁可滑动连接，所述第二支柱(212)远离所述第一支柱(211)的一端和所述第一支撑机构(1)连接；
阀组件，所述阀组件设置在所述第一支柱(211)上，所述阀组件具有第一状态和第二状态，当所述阀组件处于第一状态时，可通过所述阀组件向所述第一空腔内充入压缩空气，当所述阀组件处于第二状态时，可通过所述阀组件将所述第一空腔内的压缩气体排出。
5.根据权利要求4所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述锁定机构包括：
第一锁定组件，所述第一锁定组件用于锁定所述伸缩装置(21)的第一收缩态；
第二锁定组件，所述第二锁定组件用于锁定所述伸缩装置(21)的第一伸长态。
6.根据权利要求5所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述第一锁定组件包括：
第一固定环，所述第一固定环固定套接在所述第一支柱(211)的外壁上；
第二固定环，所述第二固定环固定套接在所述第二支柱(212)的外壁上；
爆炸螺栓，所述爆炸螺栓用于连接所述第一固定环和所述第二固定环。
7.根据权利要求5所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述第一空腔的内壁开设有定位槽，所述第二锁定组件包括：
连接块(22)，所述连接块(22)连接在所述第二支柱(212)靠近所述第一支柱(211)的一端，所述连接块(22)的侧壁和所述第一空腔的内壁滑动接触，所述连接块(22)的侧壁上开设有垂直于所述第二支柱(212)轴线的导向槽；
定位销(23)，所述定位销(23)和所述定位槽相匹配，所述定位销(23)滑动设在所述导向槽内，所述定位销(23)通过第一弹性件(24)和所述导向槽的底壁连接。
8.根据权利要求1所述的一种高冲击着陆支架，其特征在于，所述能量吸收组件设置在所述第二空腔内，所述能量吸收组件包括：
芳纶板(36)，所述芳纶板(36)和所述冲击螺母(34)远离所述冲击螺柱(33)的一端面固定连接；
承力板(37)，所述承力板(37)和所述芳纶板(36)远离所述冲击螺母(34)的一端面固定连接；
蜂窝铝(38)，所述蜂窝铝(38)设置在所述承力板(37)远离所述芳纶板(36)的一侧，所述蜂窝铝(38)的一端面和所述芳纶板(36)相抵触，另一端面和所述第二空腔的底壁相抵。
9.一种运载火箭着陆机构，其特征在于，包括：运载火箭本体(4)，所述运载火箭本体(4)上连接至少三组支撑单元(5)，三组所述支撑单元(5)绕所述运载火箭本体(4)的周向等间距分布；
所述支撑单元(5)包括：如权利要求1～8任一项所述的高冲击着陆支架；所述高冲击着陆支架的一端和所述运载火箭本体(4)相铰接；
所述支撑单元(5)还包括：辅助支架(51)，所述辅助支架(51)的一端和所述运载火箭本体(4)相铰接，另一端和与其对应的所述高冲击着陆支架相铰接；所述辅助支架(51)可伸缩，所述辅助支架(51)具有第二收缩态和第二伸长态，当所述辅助支架(51)处于所述第二收缩态时，所述支撑单元(5)处于收拢状态，当所述辅助支架(51)处于第二伸长态时，所述支撑单元(5)处于展开状态。
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