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、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。

本发明的目的是提供一种挂箭式可回收低成本低轨道运载火箭，以解决现有技术存在的问题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例一：

本实施例中的挂箭式可回收低成本低轨道运载火箭，如图1所示，包括芯级箭体1、挂箭3和火箭套罩2，火箭套罩2包括筒罩4、端罩壳段5和端罩6，筒罩4设置于芯级箭体1的前端，筒罩4内用于放置二级箭体9，筒罩4的底部设置用于安装二级箭体9的适配支座7，筒罩4的内壁上设置滑轨组合8，适配支座7上设置用于锁定二级箭体9的电控锁紧装置，滑轨组合8与二级箭体9滑动配合连接，二级箭体9的前端设置有卫星适配支架11，卫星载荷12安装在卫星适配支架11上；端罩壳段5设置于筒罩4的前端，端罩6设置于端罩壳段5的前端，端罩6由与端罩壳段5铰接的多瓣组成，多瓣端罩6合拢后为半球状，各瓣端罩6的内侧通过端罩做动器13与端罩壳段5连接，通过端罩做动器13控制端罩6的开合；端罩壳段5的内壁前端还设置有反推火箭14，反推火箭14的推力方向与芯级箭体1的动力方向相反。

本实施例中，挂箭3设置有4个或8个，各个所述挂箭3两两竖向串联连接后均布于所述芯级箭体1的四周；两个串联的所述挂箭3的贮箱间用箱间段17连接；所述挂箭3包括挂箭动力、增压输送系统、挂箭R箱和挂箭Y箱。

本实施例中，芯级箭体1包括一级动力、输送系统、增压系统、一级动力舱、发动机罩、一级Y箱、一级R箱和回收着陆支架(各部分连接关系和工作原理为火箭的常规技术手段，不做赘述)；

芯级箭体和挂箭的动力系统具体为：芯级箭体1安装5X80t、挂箭3下安装4X80t液氧煤油发动机，起飞推力：1040t。芯级箭体1发动机布局：中间一台发动机双向摇摆、且可做50％～100％间的推力调节，外环90°间隔均布四台发动机可做单项摇摆控制飞行姿态。挂箭3发动机布局：环向90°间隔均布四台发动机，无需摆管。发动机采用开式泵后摆技术，实现姿控与火箭回收功能的最低成本！

本实施例中，二级箭体9包括二级动力、增压输送系统、二级Y箱、二级R箱和卫星适配支架11，卫星适配支架11设置于二级R箱的前端；二级动力为中间一台80吨液氧煤油发动机，外环90°均布四台15吨单向摇摆姿控发动机。

输送增压系统：主要含输送管路、增压管路、阀门气瓶、燃料转换器等。增压采用自生增压和气源增压两种形式；自生增压采用高压气瓶储气、电磁阀调整开度控制气体流量和孔板控制气体流量结合控制压力；采用35MPa复合材料气瓶。芯级箭体1和挂箭3的各箱体(芯级箭体、挂箭的前、后(R、Y)箱)分别安装加注阀加注推进剂、压力传感器测量、安溢阀泄压方式保证箱体工作压力。燃料转换器是通过燃料输送管16将挂箭3前箱的介质先输送至芯级箭体1后箱，通过后箱输送至发动机，取消箭体外壁的长距离介质输送，消除POGO抑制系统，从而可以取消蓄压器装置等。

本实施例中，端罩6各瓣在作动器的作用下打开到位时，二级箭体9和适配支座7链接解锁，反推火箭14点火，载荷延一级筒罩4滑轨滑出分离；二级箭体9及其载荷继续飞行执行载荷任务。端罩6打开(不抛罩、不脱落)、一二级分离后合罩，火箭套罩2、芯级箭体1和挂箭3构成的“低轨道运载火箭”整体回收。筒罩滑轨组合+端罩壳段组合可以设计一体结构，这里分为两个部件，主要考虑工艺、生产、试验等过程操作更方便。

于本具体实施例中，筒罩4采用铝合金蒙皮或碳纤维复合材料或玻璃钢制成，滑轨组合8由多条周向分布的钛合金滑轨或铝合金滑轨构成，滑轨表面固体润滑，助载荷安装和分离时限位和润滑，保护载荷免受外力损伤。

于本具体实施例中，端罩6由6-8瓣组成，每瓣端罩6通过端罩做动器13作动打开或关闭；端罩做动器13为电动、液压作动机构或舵机，并按照需要的开度渐进调整整流罩开度。

于本具体实施例中，端罩6上设计安装可翻转珊格翼15，可翻转珊格翼15附在端罩6的外侧，可通过焊接方式实现连接，火箭回收降落时端罩6打开，端罩6及其珊格翼起到气动整流稳定的作用。亚轨道运载火箭返回地面过程中，端罩6可根据稳定需要调整打开开度，渐进打开或关闭合罩，代替传统火箭返回过程珊格翼的作用，稳定火箭姿态。

二级贮箱(“二级Y箱”和“二级R箱”的合成)结构及安装设计：贮箱采用2214/2219材料；箱底采用锥形底，提高箱底刚度，降低成型工艺难度。贮箱壳段采用蒙皮+环框、行条结构，蒙皮保证密封，环框、行条增加强度和刚度；贮箱焊接采用搅拌焊接技术，提升焊缝强度系数。二级前后两个贮箱安装采用凹凸嵌入方式，有利于节省空间；贮箱凹凸嵌入方式不是共底结构，避免共底结构真空技术要求，降低工艺难度和生产成本。

模块化设计：

在3.3m构型芯级箭体1直径不变的情况下，根据载荷重量10～50t的变化需求，可悬挂两个或四个挂箭，箭体长度可在50m～80m间调整，对应的动力系统单台发动机推力可在50t～120t进行调整互换。

同一条3.3m箭体结构生产线，适应面更宽。无需建设更多规格的生产线，这就节省了其它规格生产线的固定资产投资，降低产品成本。

挂箭3的直径和芯级箭体直径，可以统一，也可以不统一；如果已有现成的不同规格生产线，可根据已有的生产能力进行低成本优化调整结构尺寸。

3.3m箭体直径构型，也可以根据载荷重量需要和成本优化需要，在2m～5m间进行调整。

本实施例中，挂箭式可回收低成本低轨道运载火箭的飞行程序和原理如下：

1)火箭各部件完成安装调试并完成发射前各系统及总体测试准备；发射准备阶段与传统火箭一样，依靠芯级箭体1和挂箭3的发动机将整个火箭推动升空。

2)在火箭穿越大气层到达指定分离高度后，端罩6在端罩做动器13作用下向外打开，如图2所示；端罩6打开，芯级箭体1和挂箭3的发动机关闭。

3)反推火箭14的发动机启动，芯级箭体1和二级箭体9分离，如图3所示，二级箭体9继续飞行至预定轨道，星箭分离。

4)芯级箭体1和二级箭体9分离后端罩6关闭，如图4所示，低轨道运载火箭(芯级箭体1+火箭套罩2+挂箭3)在地球引力或一级火箭发动机作用下，缓速返回大气层，飞向地面。落地前预定高度，依靠一级中间发动机调节推力、各发动机推力共同作用不断调整火箭姿态缓慢下降，火箭降落着地前回收着陆支架打开，最终降落到指定回收地点上，如图6所示。

5)端罩6整流稳定设计，代替传统火箭返回过程珊格翼的作用，稳定火箭姿态。低轨道运载火箭返回地面过程中，端罩6可根据稳定需要调整打开开度，渐进打开或关闭合罩，如图5所示。

6)低轨道运载火箭回收后返厂，检修合格后可继续使用，用于新的亚轨道发射任务。

实施例二：

如图7所示。本实施例与实施例一的区别在于：

筒罩4内用于放置的是亚轨道载荷10，筒罩4的底部设置用于安装亚轨道载荷10的适配支座7，所述适配支座7上设置用于锁定所述亚轨道载荷10的电控锁紧装置，所述滑轨组合8与所述亚轨道载荷10滑动配合连接；其中，亚轨道载荷10包括空天试验装备或空天旅游舱等或货物运输舱。

本实施例中，挂箭式可回收低成本低轨道运载火箭的飞行程序和原理如下：

1)火箭各部件完成安装调试并完成发射前各系统及总体测试准备；发射准备阶段与传统火箭一样，依靠芯级箭体1和挂箭3的发动机将整个火箭推动升空；

2)在火箭穿越大气层到达指定分离高度后，端罩6在端罩做动器13作用下向外打开，如图8所示；端罩6打开，芯级箭体1发动机关闭。

3)反推火箭14的发动机启动，亚轨道载荷10和芯级箭体1分离，如图9所示，亚轨道载荷10继续飞行，执行后续任务。

4)亚轨道载荷10分离后端罩6关闭，如图10所示，亚轨道运载火箭(芯级箭体1+火箭套罩2+挂箭3)在地球引力或芯级火箭1的发动机作用下，缓速返回大气层，飞向地面。落地前预定高度，依靠一级中间发动机调节推力、各发动机推力共同作用不断调整火箭姿态缓慢下降，火箭降落着地前回收着陆支架打开，最终降落到指定回收地点上，如图12所示。

5)端罩6整流稳定设计，代替传统火箭返回过程珊格翼的作用，稳定火箭姿态。亚轨道运载火箭返回地面过程中，端罩6可根据稳定需要调整打开开度，渐进打开或关闭合罩，如图11所示。

6)亚轨道运载火箭回收后返厂检修，检修合格后可继续使用，用于新的亚轨道发射任务。

本发明应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。