阅读说明：本技术 一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置 (Reusable carrier rocket landing buffering device ) 是由 王栋梁 崔琦峰 周遇仁 张晓东 李红 宋佳 罗海军 孙世超 李军 王振剑 赵栋梁 于 2019-10-21 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置,包括：至少三套缓冲机构；至少三套缓冲机构周向均布在箭体尾端周围、与箭体连接；缓冲机构,包括：N个压紧释放机构、主支柱展开关节、辅助展开装置、外壳展开关节、可展收主支柱、外壳和缓冲器；可展收主支柱的顶端与通过主支柱展开关节与箭体连接；可展收主支柱的底端通过法兰与缓冲器的一端固连,缓冲器的另一端与外壳的头部铰接；外壳的尾部通过外壳展开关节与箭体连接；辅助展开装置一端与箭体连接,另一端按一定角度指向箭体外侧；N个压紧释放机构均布在箭体外侧。本发明解决了现有的着陆缓冲装置缓冲能力小、着陆稳定性差、展开速度慢等难题。(The invention discloses a reusable carrier rocket landing buffer device, which comprises: at least three sets of buffer mechanisms; at least three sets of buffer mechanisms are circumferentially and uniformly distributed around the tail end of the arrow body and are connected with the arrow body; a cushioning mechanism comprising: the device comprises N compaction release mechanisms, main strut unfolding joints, auxiliary unfolding devices, shell unfolding joints, foldable main struts, a shell and a buffer; the top end of the main strut capable of being unfolded and folded is connected with the arrow body through the main strut unfolding joint; the bottom end of the extensible main strut is fixedly connected with one end of a buffer through a flange, and the other end of the buffer is hinged with the head of the shell; the tail part of the shell is connected with the arrow body through a shell unfolding joint; one end of the auxiliary unfolding device is connected with the arrow body, and the other end of the auxiliary unfolding device points to the outer side of the arrow body at a certain angle; n compaction release mechanisms are uniformly distributed on the outer side of the arrow body. The invention solves the problems of small buffer capacity, poor landing stability, low unfolding speed and the like of the conventional landing buffer device.)

一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置

技术领域

本发明属于运载火箭软着陆缓技术领域，尤其涉及一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置。

背景技术

着陆器在着陆瞬间将承受很大的冲击加速度，若冲击载荷过大，将损坏着陆器上所搭载的探测设备，从而导致探测任务的失败。因此，能否实现着陆器在星球表面软着陆对于空间科学技术的发展具有重要意义。

目前，着陆缓冲装置大致可分为气囊式和支腿式两类，气囊缓冲器是以充气气囊作为着陆缓冲吸能元件，人类第一个在月球表面软着陆成功的着陆器——前苏联Luna 9月球探测器采用的就是气囊缓冲器，此外，2003年美国成功利用气囊式着陆器配合降落伞实现了Spirit和Opportunity两个探测器在火星的软着陆。腿式着陆器通常是在着陆腿内部安装有缓冲器，在着陆过程中通过缓冲器的压缩变形而吸收冲击能量，它具有着陆姿态稳定、可靠性高、易于控制、着陆不反弹且可调整等优点。美国的Apollo载人着陆器、前苏联的Luna 16、日本的“Hiten”以及欧空局计划发射的EuroMoon 2000等着陆器均采用了支腿式着陆缓冲装置。

上述大部分现有技术仅适用于着陆载荷较小的行星探测器，且不具备重复使用功能。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置，以解决现有的着陆缓冲装置缓冲能力小、着陆稳定性差、展开速度慢等难题。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置，其特征在于，包括：至少三套缓冲机构，三套缓冲机构结构相同；其中，所述至少三套缓冲机构周向均布在箭体尾端周围、与箭体连接；

缓冲机构，包括：N个压紧释放机构、主支柱展开关节、辅助展开装置、外壳展开关节、可展收主支柱、外壳和缓冲器；

可展收主支柱的顶端与通过主支柱展开关节与箭体连接，可展收主支柱可绕主支柱展开关节旋转；

可展收主支柱的底端通过法兰与缓冲器的一端固连，缓冲器的另一端与外壳的头部铰接；

外壳的尾部通过外壳展开关节与箭体连接，外壳可绕外壳展开关节旋转；

辅助展开装置一端与箭体连接，另一端按一定角度θ指向箭体外侧；

N个压紧释放机构均布在箭体外侧，在缓冲机构收拢状态下，将缓冲机构压紧在箭体上。

本发明具有以下优点：

(1)在本发明中，可展收主支柱、压紧释放机构、辅助展开装置等均采用单一流体驱动源，具体展开速度快、重量轻、资源需求少、可靠性高等优点

(2)在发射段，该可重复使用运载火箭着陆缓冲装置均匀收拢并贴附在箭体尾段周围，具有很好的气动性能以减小气动影响；着陆缓冲装置展开后，可展收主支柱、外壳与箭体成稳定的三角形结构，提高了着陆稳定性与承载能力。

(3)相同的着陆缓冲装置均布在箭体周围，外摆式的结构形式可以充分利用箭体***空间，最大限度地增加展开后的支撑面积，提高了着陆的稳定性。

附图说明

图1是本发明实施例中一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置的展开状态结构示意图；

图2是本发明实施例中一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置的收拢状态结构示意图；

图3是是本发明实施例中一种可展收主支柱的结构示意图；

图4是是本发明实施例中一种压紧释放机构的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。

本发明公开了一种可重复使用运载火箭着陆缓冲装置，包括多套相同的安装在箭体上的缓冲机构，每套缓冲机构均包括可展收主支柱、辅助展开装置、压紧释放机构、缓冲器和外壳。其中，可展收主支柱的一端与箭体转动连接，另一端通过法兰与缓冲器固连，缓冲器另一端与外壳转动连接；外壳成三角结构，其中短边的两个支铰与箭体转动连接，剩余的一个支铰与所述缓冲器转动连接。在展开过程中，可展收主支柱由收缩状态展开，使着陆缓冲装置从收拢状态(如图2)展开至展开状态(如图1)。

具体的，如图1和图2，该可重复使用运载火箭着陆缓冲装置，包括：至少三套缓冲机构100，三套缓冲机构100结构相同；其中，所述至少三套缓冲机构100周向均布在箭体1尾端周围、与箭体1连接。

优选的，缓冲机构具体可以包括：N个压紧释放机构2、主支柱展开关节3、辅助展开装置4、外壳展开关节5、可展收主支柱6、外壳7和缓冲器8。其中，可展收主支柱6的顶端与通过主支柱展开关节3与箭体1连接，可展收主支柱6可绕主支柱展开关节3旋转；可展收主支柱6的底端通过法兰与缓冲器8的一端固连，缓冲器8的另一端与外壳7的头部铰接；外壳7的尾部通过外壳展开关节5与箭体1连接，外壳7可绕外壳展开关节5旋转；辅助展开装置4一端与箭体1连接，另一端按一定角度θ指向箭体1外侧；N个压紧释放机构2均布在箭体1外侧，在缓冲机构收拢状态下，将缓冲机构压紧在箭体1上。

优选的，在本实施例中，外壳7在火箭发射段向上翻起，由若干压紧释放机构固定在箭体上。外壳7外表面经过特殊设计，具有良好的空气动力学特性和隔热特性；外壳7内腔将所述可展收主支柱、辅助展开装置、缓冲器等包覆在一个相对密闭的空间内，防止发动机尾焰对上述所述产品的不利影响。

优选的，在本实施例中，可展收主支柱6由展开进气口、收拢进气口、多级支撑套筒、支柱锁定与解锁组件和密封件组成；其中，多级支撑套筒由多级不同直径的同轴套筒结构相互嵌套而成，各级套筒之间可相互滑动，滑动到位后在支柱锁定与解锁组件的作用下锁定；可展收主支柱6可在气压驱动或重力作用下实现可重复展开锁定与解锁收拢功能。进一步的，可以支腿的展开或收拢长度以及收拢包络，来设计支撑套筒的嵌套层数。

优选的，辅助展开装置4由多级可展开套筒相互嵌套而成，各级可展开套筒之间可相互滑动，由气压或液压驱动工质驱动展开，相邻两级可展开套筒之间安装有密封圈，以防止内部高压驱动工质泄漏。当压紧释放机构2解锁外壳7后，外壳7处于竖直状态，此时如果所述支腿展开，会因为存在“死点”而产生卡滞，因此需要辅助展开装置先将外壳7推离箭体一定角度，转过“死点”后可展收主支柱6再做伸展运动，使外壳7与支腿运动到展开状态。

优选的，压紧释放机构2由压紧释放锁定与解锁组件、预紧组件、安装支座和转接件组成；其中，压紧释放机构2的底部通过安装支座和箭体1相连，顶部通过预紧组件将外壳7压紧在箭体1上；压紧释放机构2通过控制弹簧力和气压驱动力的大小关系，改变压紧释放锁定与解锁组件中的两个直径不同的圆柱和锁定滚珠之间的位置关系实现锁定和解锁，且可以多次循环使用，从而实现外壳7与箭体1之间的压紧与冷分离。

优选的，缓冲器8可采用气液缓冲器或蜂窝缓冲器或两者串联的方式进行缓冲吸能。

实施例2

如图3，在本实施例中，可展收主支柱6具体可以包括：底部端盖10、缸筒、缸筒内锁和顶部端盖18；其中，缸筒，包括：缸筒Ⅰ11、缸筒Ⅱ13、缸筒Ⅲ15和缸筒Ⅳ17；缸筒内锁包括：缸筒内锁Ⅰ12、缸筒内锁Ⅱ14和缸筒内锁Ⅲ16。

优选的，底部端盖10与缸筒Ⅰ11固连，缸筒Ⅰ11与缸筒Ⅱ13通过缸筒内锁Ⅰ12连接，缸筒Ⅱ13与缸筒Ⅲ15通过缸筒内锁Ⅱ14连接，缸筒Ⅲ15与缸筒Ⅳ17通过缸筒内锁Ⅲ16连接，顶部端盖18安装在缸筒Ⅳ17的端部，形成四级气动伸缩机构；底部端盖10上配置有展开进气口101，顶部端盖18上配置有解锁进气口181。

在本实施例中，可展收主支柱6还可以包括：支柱锁定与解锁组件。其中，该支柱锁定与解锁组件可安装在相邻支撑套筒之间，为具有在弹性作用力下自动上锁的楔形块锁定组件，楔形块嵌套在筒内锁的锁筒和活塞之间，并沿周向均布安装，作为锁芯实现多级缸筒的到位锁定功能。

具体的，该支柱锁定与解锁组件，包括：支撑环19、密封圈20、锁筒21、楔形块22、第一活塞23、上锁弹簧24和解锁环25。其中，支撑环19、密封圈20安装于第一活塞23端部，上锁弹簧24和解锁环25安装于第一活塞23尾部，楔形块22位于锁筒21和第一活塞23之间。

优选的，支撑环19和密封圈20随缸筒内锁配套使用，与缸筒内壁或外壁形成滑移运动副；四级气动伸缩机构可在底部端盖10的展开进气口通气作用下，实现可靠展开锁定功能；其中，四级气动伸缩机构展开到位时，筒内锁在上锁弹簧24的弹性作用力下，自动推动楔形块22沿轴向运动，并嵌套在锁筒21和第一活塞23之间，实现上锁锁定功能；四级气动伸缩机构可在顶部端盖18的解锁进气口通气作用下，实现解锁功能。

如图4，在本实施例中，压紧释放机构2具体可以包括：底座26、第二活塞27、弹簧28、挡块29、拉杆30、锁套31、上锁帽32、滑块33、锁紧螺母34、锁球35和承力碗36。其中，第二活塞27安装于底座26内部，弹簧28位于底座26和挡块29之间，拉杆30安装在锁套31中与锁球35接触，锁球35安装在锁套31上，上锁帽32和滑块33安装在外壳7上，锁紧螺母34和承力碗36安装在拉杆30端部，与滑块33接触。

优选的，压紧释放机构2通过上锁帽32、底座26和锁球35的位置约束将外壳7锁定在箭体1上，并通过锁紧螺母34和承力碗36施加约束力，压紧力以及压紧力传递路径由上锁帽32和底座26提供。着陆前，底座26和第二活塞27之间的进气口开始通气，推动第二活塞27克服弹簧28压力向右滑动。第二活塞27上凹槽部位到达锁球35处，锁球35在拉杆30的推动作用下通过锁套31内孔进入第二活塞27的凹槽内解除对拉杆30的约束，实现解锁。当外壳7在外壳7转动过程中带动拉杆30向由右运动时，挡块29随之向右运动将锁球35固定在第二活塞27的凹槽中。

在本发明实施例中，该该可重复使用运载火箭着陆缓冲装置还可以包括：着陆足垫9。其中，着陆足垫9安装于外壳端7部，与外壳7连接。

其中，需要说明的是，N的取值范围为3～9；θ范围的取值范围为30°～60°。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，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实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，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于本领域专业技术人员的公知技术。