一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇及回收方法与流程

本发明涉及运载火箭领域，特别是一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇及回收方法。

背景技术：

火箭助推器是一种用于导弹和火箭发射时使其迅速飞离发射器并加速达到预定飞行速度的一种小型火箭发动机。火箭助推器既需要高强度的结构，能承受飞行过程中的气动加热，同时重量还要越轻越好来保证有足够的飞行性能，故火箭火箭助推器造价极其昂贵，如spacex的猎鹰9号火箭上的b1059火箭助推器的价格大约是3000万美元。随着各国对太空不断地开发和利用，航天事业迅速发展，可重复使用的新型运载火箭成为了各国的重要研究任务。

目前，火箭助推器伞降回收方式已经在国际上得到了比较广泛的应用，如美国航天飞机固体火箭助推器回收伞、苏联“能源”号火箭助推器回收伞、阿里安5火箭助推器回收伞、k-1火箭回收伞、飞航导弹回收伞等。通过伞降提供减速、末端捕获船追踪接近的方式，回收火箭火箭助推器，已经被实践论证为一种可行的方式。

然而，火箭助推器伞降回收方式并不完美，还存在这如下方面的不足：

1.采用火箭助推器伞降回收方式的发射场大多靠近海边且周围有便利的大型港口可以方便大型船只的停靠和出发，一旦火箭火箭助推器落入附近海域，捕获船立即追踪接近火箭火箭助推器并完成回收；但也有很大一部分发射基地深居内地，周围地形复杂并不利于车辆的灵活移动到任意一个火箭火箭助推器可能落下的位置；此外，火箭火箭助推器坠落点虽然选择在人口密度相对较低的区域，但由于残骸落点散布范围大，因此仍然有很大可能对当地居民的身体和财产安全产生威胁，因此火箭助推器伞降回收方式不适合位于内陆的火箭发射基地。

2.火箭助推器伞降回收方式，火箭火箭助推器直接落入海面，落点控制精度不高；火箭火箭助推器落到海面时的溅落速度可能远大于预期溅落速度，火箭助推器有因压强过大而受损风险。

3.海面上空空气条件不稳定，火箭助推器伞降回收方式容易导致落点有偏差，导致火箭火箭助推器未落到预计范围内，而致使火箭助推器受潮报废。

针对这一现状，急需发明一种新的火箭助推器回收装置。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇及回收方法，该用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇及回收方法能完成火箭助推器的回收，且回收过程下落速度可靠，落点可控。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇，包括第一柔性飞艇本体、第一飞艇变体装置、第二柔性飞艇本体和第二飞艇变体装置。

火箭助推器包括火箭助推器外壳、火箭助推器本体、端头帽和尾裙。

火箭助推器本体与端头帽连接处设置有端头帽环；火箭助推器本体与尾裙连接处设置有尾裙环。

所述火箭助推器外壳包括沿周向均匀拼接的若干瓣外壳节段；每瓣外壳节段的顶端均与端头帽环通过锁合机构可拆卸连接，每瓣外壳节段的底端均与尾裙环通过锁合机构可拆卸连接。

所述第一柔性飞艇本体包括第一气囊和设置在第一气囊外壁的第一翼舵；第一气囊折叠收纳在火箭助推器本体与火箭助推器外壳之间的缝隙内，第一气囊的顶端与端头帽环底面密封连接，第一气囊的底端与尾裙顶面密封连接。

第一飞艇变体装置设置在第一气囊内部，包括若干根第一纵向支撑杆和若干个第一横向支撑机构。

若干根第一纵向支撑杆沿火箭助推器本体的外周均匀布设，每根第一纵向支撑杆的顶端均安装在端头帽环上，底端均安装在尾裙环上。

每根第一纵向支撑杆从上至下均匀且布设有若干个所述第一横向支撑机构；每根第一横向支撑机构的外缘端部均与第一气囊内壁相连接。

第二柔性飞艇本体包括第二气囊和安装于第二气囊外壁的第二翼舵。

端头帽的顶端设置有可开合的顶部内腔，第二气囊折叠收纳在顶部内腔中。

第二飞艇变体装置设置在第二气囊内部，包括第二纵向支撑伸缩杆、纵向伸缩驱动装置和若干个第二横向支撑机构。

第二纵向支撑伸缩杆位于第二气囊的中心轴线上，第二纵向支撑伸缩杆的底端与端头帽转动连接；第二纵向支撑伸缩杆能在纵向伸缩驱动装置的作用下，沿自身轴向伸缩。

第二纵向支撑伸缩杆从上至下均匀布设有若干个所述第二横向支撑机构；每根第二横向支撑机构的外缘端部均与第二气囊内壁相连接，且均能以第二纵向支撑伸缩杆为中心自由伸缩。

可选地，中间第一横向支撑机构的外缘端部连接并且穿过第一气囊内壁，穿过第一气囊内壁的中间第一横向支撑机构的外缘端部设置有中空内腔，第一机扇折叠收纳在中空内腔里；中间第二横向支撑机构的外缘端部连接并且穿过第二气囊内壁，穿过第二气囊内壁的中间第二横向支撑机构的外缘端部设置有中空内腔，第二机扇折叠收纳在中空内腔里。

可选地，第一纵向支撑杆的数量为8根。

可选地，第二纵向支撑伸缩杆包括底部基座杆和套设在底部基座杆内的若干节中间纵向支撑杆，中间纵向支撑杆的直径沿背离底部基座杆的方向逐渐减小，每根中间纵向支撑杆的外周各固定套设一个第二横向支撑机构。

可选地，所述底部基座杆上设置有用于锁住中间纵向支撑杆的弹簧锁。

可选地，每根第二横向支撑机构均呈“十”字结构，每根第二横向支撑机构的横向臂均能自由伸缩。

可选地，纵向伸缩驱动装置为液压装置和液压作动筒。

可选地，第一柔性飞艇本体与第二柔性飞艇本体体积比为9:1；第一柔性飞艇本体与第二柔性飞艇本体能产生90%~110%重力大小的浮力。

一种采用柔性变体飞艇回收运载火箭助推器的方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1、第一柔性飞艇本体和第二柔性飞艇本体收拢：在运载火箭上升阶段，第一气囊折叠收纳在火箭助推器本体与火箭助推器外壳之间的缝隙内，第一气囊的顶端与端头帽环底面密封连接，第一气囊的底端与尾裙顶面密封连接；第二气囊折叠收纳在端头帽的顶端的可开合的顶部内腔中。

步骤2、火箭助推器与芯级脱离：到达指定高度后，运载火箭抛火箭助推器，火箭助推器与芯级脱离，火箭助推器沿分离弹道继续上升到弹道顶点。

步骤3、火箭助推器外壳分离体解：当火箭助推器沿分离弹道继续上升到弹道顶点的过程中，第一横向支撑机构与第一纵向支撑杆连接处的有压缩气体释放，此时，由于气囊内部存有的压缩气体的压力远大于外部近似真空的环境压力，因而，气囊在内外压力差的作用下将迅速膨胀展开，此时第一横向支撑机构向外伸长的冲力远大于锁合机构连接处的锁合力，火箭助推器外壳连接处断开，火箭助推器外壳分离解体。

步骤4、第一柔性飞艇本体展开：火箭助推器外壳分离解体后，气囊在内外压力差的作用下将迅速膨胀展开，第一横向支撑机构向四周伸长，直至最大伸长行程并锁定，达到变体效果，形成第一柔性飞艇本体，从而使得火箭助推器的下降速度降低。

步骤5、第二柔性飞艇本体展开：当火箭助推器上升到达弹道顶点时，火箭助推器的端头帽顶端可开合的顶部内腔弹出，第二纵向支撑伸缩杆的底部基座杆受到冲力，弹簧锁松开，纵向伸缩驱动装置启动，中间纵向支撑杆沿自身轴线向背离底部基座杆的方向伸长，直至最大伸长行程并锁定；第二横向支撑机构与第二纵向支撑伸缩杆连接处的有压缩气体释放，此时，由于第二气囊内部存有的压缩气体的压力远大于外部近似真空的环境压力，因而，第二气囊在内外压力差的作用下将膨胀展开，第二横向支撑机构向四周伸长，直至最大伸长行程并锁定，达到变体效果，形成第二柔性飞艇本体；第二纵向支撑伸缩杆的底端与端头帽转动连接，第二柔性飞艇本体可沿第二纵向支撑伸缩杆的中轴线自转；第一柔性飞艇本体和第二柔性飞艇本体产生的浮力与升力使火箭助推器降落速度降低，使其落入地球表面。

步骤6、改变火箭助推器下落速度：第一柔性飞艇本体与第二柔性飞艇本体体积比为9:1，第一柔性飞艇本体依靠膨胀体积产生的浮力承担90%重力，第二柔性飞艇本体依靠第二横向支撑机构自由伸缩，实现浮力调节，做到减速控制，使飞艇组合体产生90%~110%重力大小的浮力，从而控制下落速度。

步骤7、改变火箭助推器飞行方向及水平速度：当需要改变火箭助推器的运行轨迹时，利用第一翼舵、第二翼舵、第一机扇和第二机扇，改变柔性变体飞艇的运行方向和水平方向的速度，从而达到指定落点位置。

步骤8、回收火箭助推器：在柔性变体飞艇即将落到地面时，通过调节第二纵向支撑伸缩杆的伸缩长度，进而改变第二柔性飞艇本体的体积，使得火箭助推器整体的速度降至零；此时，重力与浮力平衡，从而使得火箭助推器处于静止状态下落在指定落点位置；地面人员只需到达预计降落位置，即可完成火箭助推器的无损回收。

本发明具有如下有益效果：

1、本发明可避免发射场位置对火箭发射工程的局限，可保障火箭助推器落区附近建筑物和人员的安全，避免环境污染。

2、本发明能在不影响运载火箭正常飞行的情况下，依靠气囊自身的变形调节和机扇的作用，实现火箭助推器回收的精确控制落点位置及下落速度的有效控制，降低了地面回收的难度。

3、本发明能有效避免火箭助推器回收过程中的过载对火箭助推器箭体的损伤，实现对火箭助推器部分甚至全部部件的重复利用，降低火箭发射成本。同时，火箭助推器包含珍贵的试验数据，完整回收火箭助推器对于火箭助推器的改进和研制具有较大的意义。

附图说明

图1显示了一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇的火箭助推器的结构示意图。

图2显示了一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇的柔性飞艇本体示意图

图3显示了一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇的飞艇变体装置示意图。

图4显示了一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇的第二纵向支撑伸缩机构的机构示意图。

其中有：

10.第一柔性飞艇本体；11.第一气囊；12.第一翼舵；13.第一机扇；20.第一飞艇变体装置；21.第一纵向支撑杆；22.第一横向支撑机构；30.第二柔性飞艇本体；31.第二气囊；32.第二翼舵；33.第二机扇；40.第二飞艇变体装置；41.第二纵向支撑杆；411.底部基座杆；412中间纵向支撑杆；413.弹簧锁；42.纵向伸缩驱动装置；421.液压装置；422.液压作动筒；43.第二横向支撑机构；50.火箭助推器；51.火箭助推器外壳；52.锁合机构；53.端头帽环；54.尾裙环；55.端头帽；56.弹射器；57.火箭助推器本体；58.尾裙。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”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元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇，包括第一柔性飞艇本体10、第一飞艇变体装置20、第二柔性飞艇本体30和第二飞艇变体装置40；

如图1所示，火箭助推器50包括火箭助推器外壳51、火箭助推器本体57、端头帽55和尾裙58。

火箭助推器本体57与端头帽55连接处设置有端头帽环53；火箭助推器本体57与尾裙58连接处设置有尾裙环54；

所述火箭助推器外壳51包括沿周向均匀拼接的若干瓣外壳节段；每瓣外壳节段的顶端均与端头帽环53通过锁合机构52可拆卸连接，每瓣外壳节段的底端均与尾裙环54通过锁合机构52可拆卸连接；

如图2所示，第一柔性飞艇本体10包括第一气囊11和设置在第一气囊11外壁的第一翼舵12；第一气囊11折叠收纳在火箭助推器本体57与火箭助推器外壳51之间的缝隙内，第一气囊11的顶端与端头帽环53底面密封连接，第一气囊11的底端与尾裙58顶面密封连接；

中间第一横向支撑机构22的外缘端部连接并且穿过第一气囊11内壁，穿过第一气囊11内壁的中间第一横向支撑机构22的外缘端部设置有中空内腔，第一机扇13折叠收纳在中空内腔里。

第二柔性飞艇本体30包括第二气囊31和安装于第二气囊31外壁的第二翼舵32；端头帽55的顶端设置有可开合的顶部内腔，第二气囊31折叠收纳在顶部内腔中；。

中间第二横向支撑机构43的外缘端部连接并且穿过第二气囊31内壁，穿过第二气囊31内壁的中间第二横向支撑机构43的外缘端部设置有中空内腔，第二机扇33折叠收纳在中空内腔里。

下面介绍第一飞艇变体装置20和第二飞艇变体装置40的两种优选实施方式，

优选实施例1：

如图3所示，第一飞艇变体装置20设置在第一气囊11内部，包括若干根第一纵向支撑杆21和若干个第一横向支撑机构22。

8根第一纵向支撑杆21沿火箭助推器本体57的外周均匀布设，每根第一纵向支撑杆21的顶端均安装在端头帽环53上，底端均安装在尾裙环54上。

每根第一纵向支撑杆21从上至下垂直均匀且布设有若干个所述第一横向支撑机构22；每根第一横向支撑机构22的外缘端部均与第一气囊11内壁相连接，且均能自由伸缩。

第二飞艇变体装置40设置在第二气囊31内部，包括第二纵向支撑伸缩杆41、纵向伸缩驱动装置42和若干个第二横向支撑机构43。

如图4所示，第二纵向支撑伸缩杆41位于第二气囊31的中心轴线上，第二纵向支撑伸缩杆41的底端与端头帽55转动连接；第二纵向支撑伸缩杆41能在纵向伸缩驱动装置42的作用下，沿自身轴向伸缩；纵向伸缩驱动装置42为液压装置421和液压作动筒422。

第二纵向支撑伸缩杆41从上至下均匀布设有若干个第二横向支撑机构43；每根第二横向支撑机构43均呈“十”字结构，每根第二横向支撑机构43的横向臂均能自由伸缩；每根第二横向支撑机构43的外缘端部均与第二气囊31内壁相连接，且均能以第二纵向支撑伸缩杆41为中心自由伸缩。

第二纵向支撑伸缩杆41包括底部基座杆411和套设在底部基座杆411内的若干节中间纵向支撑杆412，中间纵向支撑杆412的直径沿背离底部基座杆411的方向逐渐减小，每根中间纵向支撑杆412的外周各固定套设一个第二横向支撑机构43。

底部基座杆411上设置有用于锁住中间纵向支撑杆412的弹簧锁413。

优选实施例2：

相比于优选实施例1，优选实施例2的变化之处在于：

每根第一纵向支撑杆21从上至下均匀且布设有若干个第一横向支撑机构22；每根第一横向支撑机构22类似于雨伞伞骨结构，折叠在第一气囊11内部；每根第一横向支撑机构22的外缘端部均与第一气囊11内壁相连接，且能自由伸展收拢。

第二纵向支撑伸缩杆41从上至下均匀布设有若干个第二横向支撑机构43；每根第二横向支撑机构43均呈“米”字结构，每根第二横向支撑机构43均类似于雨伞伞骨结构，折叠在第一气囊11内部；每根第二横向支撑机构43的外缘端部均与第二气囊31内壁相连接，且均能以第二纵向支撑伸缩杆41为中心伸展收拢。

一种采用柔性变体飞艇回收运载火箭助推器的方法，包括如下步骤：

步骤1、第一柔性飞艇本体10和第二柔性飞艇本体30收拢：在运载火箭上升阶段，第一气囊11折叠收纳在火箭助推器本体57与火箭助推器外壳51之间的缝隙内，第一气囊11的顶端与端头帽环53底面密封连接，第一气囊11的底端与尾裙58顶面密封连接；第二气囊31折叠收纳在端头帽55的顶端的可开合的顶部内腔中。

步骤2、火箭助推器50与芯级脱离：到达指定高度后，运载火箭抛火箭助推器50，火箭助推器50与芯级脱离，火箭助推器50沿分离弹道继续上升到弹道顶点。

步骤3、火箭助推器51外壳分离体解：当火箭助推器50沿分离弹道继续上升到弹道顶点的过程中，第一横向支撑机构22与第一纵向支撑杆21连接处的有压缩气体释放，此时，由于气囊内部存有的压缩气体的压力远大于外部近似真空的环境压力，因而，气囊在内外压力差的作用下膨胀展开，此时第一横向支撑机构22向外伸长的冲力远大于锁合机构52连接处的锁合力，火箭助推器外壳51与端头帽环53和尾裙环54的连接处断开，火箭助推器外壳51分离解体。

步骤4、第一柔性飞艇本体10展开：火箭助推器外壳51分离解体后，气囊在内外压力差的作用下膨胀展开，第一横向支撑机构22向四周伸长，直至最大伸长行程并锁定，达到变体效果，形成第一柔性飞艇本体10，从而使得火箭助推器50的下降速度降低。

步骤5、第二柔性飞艇本体30展开：当火箭助推器50上升到达弹道顶点时，火箭助推器50的端头帽55顶端可开合的顶部内腔弹出，第二纵向支撑伸缩杆41的底部基座杆411受到冲力，弹簧锁412松开，纵向伸缩驱动装置42启动，中间纵向支撑杆沿自身轴线向背离底部基座杆411的方向伸长，直至最大伸长行程并锁定；第二横向支撑机构43与第二纵向支撑伸缩杆41连接处的有压缩气体释放，此时，由于第二气囊31内部存有的压缩气体的压力远大于外部近似真空的环境压力，因而，第二气囊31在内外压力差的作用下膨胀展开，第二横向支撑机构43向四周伸长，直至最大伸长行程并锁定，达到变体效果，形成第二柔性飞艇本体30；第二纵向支撑伸缩杆41的底端与端头帽55转动连接，第二柔性飞艇本体30可沿第二纵向支撑伸缩杆41的中轴线自转；第一柔性飞艇本体10和第二柔性飞艇本体30产生的浮力与升力可降低火箭助推器50降落速度，使其落入地球表面。

步骤6、改变火箭助推器50下落速度：第一柔性飞艇本体10与第二柔性飞艇本体30体积比为9:1，第一柔性飞艇本体10依靠膨胀体积产生的浮力承担90%重力，第二柔性飞艇本体30依靠第二横向支撑机构43自由伸缩，实现浮力调节，做到减速控制，使飞艇组合体产生90%~110%重力大小的浮力，从而控制下落速度。

步骤7、改变火箭助推器50飞行方向及水平速度：当需要改变火箭助推器50的运行轨迹时，利用第一翼舵12、第二翼舵32、第一机扇13和第二机扇33，改变柔性变体飞艇的运行方向和水平方向的速度，从而达到指定落点位置。

步骤8、回收火箭助推器50：在柔性变体飞艇即将落到地面时，通过调节第二纵向支撑伸缩杆41的伸缩长度，进而改变第二柔性飞艇本体30的体积，使得火箭助推器50整体的速度降至零；此时，重力与浮力平衡，从而使得火箭助推器50处于静止状态下落在指定落点位置；地面人员只需到达预计降落位置，即可完成火箭助推器50的无损回收。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。