一种用于火箭回收的栅格舵装置的制作方法

1.本技术涉及火箭栅格舵技术领域，尤其涉及一种用于火箭回收的栅格舵装置。


背景技术：

2.可回收式火箭由于可以重复利用，提高了火箭的利用率，降低了发射成本，其中，利用栅格舵可对分离的火箭子级进行姿态控制，控制其飞行轨迹，使火箭子级返回到预定降落区域，实现回收重复利用。传统的栅格舵包括栅格翼、展开机构和舵机，栅格翼通过展开机构连接在火箭外壁，展开机构带动栅格翼展开，火箭子级分离后，再次进入大气层后，解锁机构解锁，栅格翼由折叠状态变为展开状态，由舵机控制栅格翼偏摆角度，以此来控制火箭子级的降落飞行姿态。
3.传统的栅格翼结构复杂，体积较大，占用较大箭上空间，栅格翼在展开过程中，展开速度过快，会引起火箭震动，甚至结构破坏，传统的栅格翼展开机构在箭体外层，火箭子级再次进入大气层时，需承受高温，环境恶劣。
4.因此，目前亟需解决的技术问题是：如何提供一种结构更加紧凑，展开更加平稳，避免高温影响的栅格舵装置。


技术实现要素：

5.本技术的目的在于提供一种用于火箭回收的栅格舵装置，结构更加紧凑，展开更加平稳，展开机构设置在箭体内部，避免其受箭体外部的高温影响。
6.为达到上述目的，本技术提供一种用于火箭回收的栅格舵装置，包括两个对称设置在箭体两侧的栅格舵，栅格舵包括栅格翼、解锁机构、展开机构、锁定机构和偏摆机构；所述栅格翼通过连接臂转动连接在箭体上，所述栅格翼转动连接在所述连接臂上；所述解锁机构、所述展开机构和所述偏摆机构固定连接在所述箭体上；所述解锁机构与所述栅格翼远离所述连接臂的一端锁紧连接，在所述栅格翼需要展开时，所述解锁机构解锁，使所述栅格翼远离所述连接臂的一端与所述箭体分离；所述展开机构与所述栅格翼靠近所述连接臂的一端连接，以带动所述栅格翼展开；所述锁定机构设置在所述展开机构远离所述连接臂的一端，所述锁定机构用于对所述展开机构进行锁定，使所述栅格翼处于水平展开状态；所述偏摆机构与所述连接臂连接，所述偏摆机构用于带动所述连接臂和所述栅格翼整体相对于所述箭体偏转。
7.如上所述的栅格舵装置，其中，所述箭体具有圆孔，展开机构设置在箭体内部，且其端部穿过所述圆孔，并通过所述拉杆连接所述栅格翼。
8.如上所述的栅格舵装置，其中，所述连接臂固定连接在所述展开机构的端部，且位于所述箭体外部；所述偏摆机构固定连接在所述箭体内部，且与所述展开机构连接，所述偏摆机构带动所述展开机构、所述连接臂和所述栅格翼整体相对于所述箭体转动。
9.如上所述的栅格舵装置，其中，所述解锁机构包括电控锁及锁扣；所述锁扣安装在所述栅格翼上；所述电控锁安装在所述箭体上；在所述栅格翼完全折叠状态时，所述锁扣插
入所述电控锁内。
10.如上所述的栅格舵装置，其中，所述展开机构包括主轴、弹簧阻尼机构和连杆；所述主轴转动连接在所述箭体上，所述主轴内部为空腔；所述弹簧阻尼机构设置在所述主轴的空腔内；所述连杆一端连接所述弹簧阻尼机构，另一端连接所述拉杆；所述弹簧阻尼机构用于通过所述连杆牵拉所述拉杆，所述拉杆牵动所述栅格翼展开。
11.如上所述的栅格舵装置，其中，所述弹簧阻尼机构包括阻尼筒、阻尼轴和压缩弹簧；所述阻尼筒固定连接在所述主轴的空腔内；所述阻尼轴移动连接在所述阻尼筒内，且与所述连杆连接；所述压缩弹簧套设在所述阻尼筒外周侧，所述压缩弹簧的一端抵接在所述阻尼筒的端部，另一端抵接在所述阻尼轴的端部，所述栅格翼未展开状态下，所述压缩弹簧为压缩状态；所述阻尼轴外周臂套设有活塞，所述活塞将所述阻尼筒分为两个空腔；所述阻尼筒的两个空腔中充满阻尼油；当所述阻尼轴移动时，带动所述连杆移动，所述阻尼筒的一个空腔内的阻尼油通过所述活塞与所述阻尼筒之间的缝隙进入另一个空腔。
12.如上所述的栅格舵装置，其中，所述展开机构的末端连接有锁定机构；所述锁定机构包括分度销、锁定轴和锁定筒；所述锁定轴固定连接在所述阻尼轴远离所述连杆的一端；所述锁定筒套设在所述锁定轴的外周侧，且与所述主轴固定连接，所述锁定筒与所述主轴之间具有空隙；所述分度销垂直于所述主轴和所述锁定筒，并穿过所述主轴和所述锁定筒；所述锁定轴具有销孔；所述分度销上套设有自身压缩弹簧，所述自身压缩弹簧一端抵接所述主轴的内壁，另一端抵接所述分度销；当所述销孔移动到与所述分度销的同心时，所述分度销在所述自身压缩弹簧的作用下压入所述锁定轴的销孔内。
13.如上所述的栅格舵装置，其中，所述偏摆机构包括驱动机构和连杆机构；所述驱动机构与所述连杆机构连接，用于驱动所述连接机构摆动；所述连杆机构与所述展开机构的主轴连接，用于带动所述主轴相对于所述箭体转动；所述连接臂一端固定连接在所述主轴上，另一端连接所述栅格翼；所述主轴转动后，通过所述连接臂带动所述栅格翼转动。
14.如上所述的栅格舵装置，其中，所述连杆机构包括主动摆臂、中间连杆和从动摆臂；所述驱动机构包括伺服电机和减速机；所述伺服电机和所述减速机固定在所述箭体的内壁；所述伺服电机和所述减速机连接；所述主动摆臂一端安装在所述减速机的输出轴上，另一端连接所述中间连杆；所述中间连杆远离所述主动摆臂的一端连接所述从动摆臂；所述从动摆臂连接到所述主轴上。
15.如上所述的栅格舵装置，其中，所述栅格翼的翼面具有网格状导流孔。
16.本技术实现的有益效果如下：
17.(1)本技术采用了弹簧阻尼机构对栅格翼展开进行控制，当阻尼轴移动时，一个空腔的阻尼油需要通过活塞和阻尼筒的狭小缝隙进入另一个空腔，阻尼油流动较慢，进而导致阻尼轴慢速移动，起到阻尼的效果，防止栅格翼展开过快，以便于栅格翼展开平稳。
18.(2)本技术展开机构设置在箭体内，避免箭体外部高温影响其弹簧阻尼机构动作。
19.(3)本技术解锁机构采用电控锁，机构小巧便捷，方便进行重复锁定；本技术整体结构紧凑，节省箭上空间。
20.(4)本技术展开机构采用压缩弹簧驱动，无其他动力，节省能源。
附图说明
21.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
22.图1为本技术实施例的一种用于火箭回收的栅格舵装置的立体图1。
23.图2为本技术实施例的一种用于火箭回收的栅格舵装置的立体图2。
24.图3为本技术实施例的解锁机构解锁后的一种用于火箭回收的栅格舵装置的结构示意图。
25.图4为本技术实施例的一种用于火箭回收的栅格舵装置的剖视图。
26.图5为本技术实施例的锁定机构的结构示意图。
27.附图标记：1-箭体；2-栅格翼；3-解锁机构；4-展开机构；5-锁定机构；6-偏摆机构；11-展开机构固定座；12-偏摆机构固定座；21-网格状导流孔；22-拉杆；23-连接臂；24-枢转轴；31-电控锁；32-锁扣；41-压缩弹簧；42-阻尼筒；43-阻尼轴；44-连杆；45-第一销轴；46-第二销轴；51-分度销；52-锁定轴；53-锁定筒；54-销孔；61-主轴；62-轴承；63-伺服电机；64-减速机；65-主动摆臂；66-中间连杆；67-从动摆臂；68-第三销轴；69-第四销轴；431-限位凸块。
具体实施方式
28.下面结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域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，都属于本技术保护的范围。
29.如图1-3所示，本技术提供一种用于火箭回收的栅格舵装置，包括两个对称设置在箭体两侧的栅格舵，栅格舵包括栅格翼2、解锁机构3、展开机构4、锁定机构5和偏摆机构6；栅格翼2通过连接臂23转动连接在箭体1上，栅格翼2通过枢转轴24转动连接在连接臂23上；解锁机构3、展开机构4和偏摆机构6固定连接在箭体1上；解锁机构3与栅格翼2远离连接臂23的一端锁紧连接，在栅格翼2需要展开时，解锁机构3解锁，使栅格翼2远离连接臂23的一端与箭体1分离；展开机构4与栅格翼2靠近连接臂23的一端连接，以带动栅格翼2展开；所述锁定机构5设置在展开机构4远离连接臂23的一端，锁定机构5用于对展开机构4进行锁定，使栅格翼2处于水平展开状态；偏摆机构6与连接臂23连接，偏摆机构6用于带动连接臂23和栅格翼2整体相对于箭体1偏转。
30.作为本发明的具体实施例，栅格舵通过机座与箭体连接，机座上固定连接有展开机构固定座11和偏摆机构固定座12，展开机构固定座11用于固定连接展开机构4；偏摆机构固定座12用于固定连接偏摆机构6。
31.作为本发明的具体实施例，箭体1具有圆孔，展开机构4设置在箭体1内部，且其端部穿过圆孔，并通过拉杆22连接栅格翼2。
32.作为本发明的另一个具体实施例，箭体1内壁固定有展开机构固定座11，展开机构固定座11对应于箭体1的圆孔处开设有通孔，展开机构4的端部转动连接在机座通孔内，并
穿过通孔，与箭体1外部的拉杆22连接，拉杆22连接栅格翼2，展开机构4通过拉杆22连接栅格翼2。
33.作为本发明的具体实施例，栅格翼2连接连接臂23，连接臂23的两侧固定有枢转轴24，栅格翼2与连接臂23连接的一端两侧具有连接孔；栅格翼2两侧的连接孔分别套设在连接臂23两侧的枢转轴24上，实现栅格翼2与连接臂23的转动连接，栅格翼2可绕枢转轴24转动，栅格翼2上安装有拉杆22，展开机构4与拉杆22连接，展开机构4拉动拉杆22，拉杆22带动栅格翼2绕枢转轴24转动，以使栅格翼2展开。
34.如图2所示，连接臂23固定连接在展开机构4的端部，且位于箭体1外部；偏摆机构6固定连接在箭体1内部，且与展开机构4连接，偏摆机构6带动展开机构4、连接臂23和栅格翼2整体相对于箭体1转动。
35.解锁机构3的作用为：在火箭的上升阶段，保证栅格翼2与箭体1可靠锁定，栅格翼2处于折叠状态；在火箭子级返回降落阶段，再入大气层后进行解锁，由展开机构4驱动栅格翼2展开。
36.如图3所示，解锁机构3包括电控锁31及锁扣32；锁扣32安装在栅格翼2上；电控锁31安装在箭体1上；在栅格翼2完全折叠状态时，锁扣32插入电控锁31内。在栅格翼2完全折叠状态时，锁扣32恰好完全插入到电控锁31内，电控锁31未通电时，锁扣32锁定，即栅格翼2锁定，当火箭子级返回降落阶段，再入大气层时，电控锁31通电，电控锁31解锁，锁扣32与电控锁31分离，由展开机构4驱动栅格翼2展开。
37.作为本发明的具体实施例，电控锁31是一个由继电器控制的机械锁装置。本技术的解锁机构3也可以是现有的磁力锁、电插锁等其他类型的锁，只要能实现对栅格翼2的锁定即可，在此，不限制解锁机构3的类型。
38.如图4所示，展开机构4包括主轴61、弹簧阻尼机构和连杆44；主轴61转动连接在箭体1上，主轴61内部为空腔；弹簧阻尼机构设置在主轴61内部；连杆44一端连接弹簧阻尼机构，另一端连接拉杆22；弹簧阻尼机构用于通过连杆44牵拉拉杆22，拉杆22牵动栅格翼2展开。
39.如图4所示，弹簧阻尼机构包括阻尼筒42、阻尼轴43和压缩弹簧41；阻尼筒42固定连接在主轴61的空腔内；阻尼轴43移动连接在阻尼筒42内，且与连杆44连接；压缩弹簧41套设在阻尼筒42外周侧，压缩弹簧41的一端抵接在阻尼筒42的端部，另一端抵接在阻尼轴43的端部，阻尼轴43的端部固定连接有限位凸块431，限位凸块431沿着阻尼轴43的圆周方向向外凸出，压缩弹簧41抵接在限位凸块431的侧壁。栅格翼2未展开状态下，压缩弹簧41为压缩状态；阻尼轴43外周臂套设有活塞，活塞将阻尼筒42分为两个空腔；阻尼筒42的两个空腔中充满阻尼油；当阻尼轴43移动时，带动连杆44移动，连杆44带动栅格翼2俯仰旋转，阻尼筒42的一个空腔内的阻尼油通过活塞与阻尼筒42之间的缝隙进入另一个空腔，导致阻尼油流动较慢，进而导致阻尼轴43慢速移动，起到阻尼的效果，弹簧阻尼机构主要用来防止栅格翼2展开过快，使栅格翼2展开平稳。
40.作为本发明的具体实施例，阻力油由高纯度无机稠化剂和特殊合成油配制而成的一种新型阻尼、缓冲、密封用的高质量宽温润滑油，用在弹簧阻尼机构里，只有阻尼油在任何环境里随着温度变化，性能稳定才能让弹簧阻尼机构达到完美阻尼效果。由于阻尼油在高温下影响其正常工作，因此，展开机构设置在箭体1内部，避免箭体1外部高温影响弹簧阻
尼机构动作。
41.作为本发明的具体实施例，阻尼轴43两端伸出在阻尼筒42的外部，且阻尼轴43与阻尼筒42的滑移连接处设有密封环，密封环为橡胶材质，从而防止阻尼筒42内的油液从阻尼筒42与阻尼轴43之间的缝隙流出。
42.如图4所示，展开机构4通过展开机构固定座11连接在箭体1内部。主轴61的端部通过轴承62转动连接在展开机构固定座11内。
43.如图5所示，展开机构4的末端(远离展开机构固定座11的一端)连接有锁定机构5；锁定机构5包括分度销51、锁定轴52和锁定筒53；锁定轴52固定连接在阻尼轴43远离连杆44的一端，且锁定轴52与阻尼轴43在一条直线上，阻尼轴43移动可带动锁定轴52移动；锁定筒53套设在锁定轴52的外周侧，且与主轴61固定连接，锁定筒53与主轴61之间具有空隙；分度销51垂直于主轴61和锁定筒53，并穿过主轴61和锁定筒53；锁定轴52具有销孔54；分度销51上套设有自身压缩弹簧，自身压缩弹簧一端抵接主轴61的内壁，另一端抵接分度销51，分度销51的端部具有限位自身压缩弹簧的凸缘，自身压缩弹簧抵接分度销51端部的凸缘；当销孔54移动到与分度销51的同心时，自身压缩弹簧对分度销51端部的凸缘产生挤压力，分度销51在自身压缩弹簧的作用下压入锁定轴52的销孔54内。
44.如图4所示，阻尼轴43通过第一销轴45与连杆44连接；连杆44远离阻尼轴43的一端通过第二销轴46连接拉杆22，在解锁机构3解锁后，压缩弹簧41可驱动阻尼轴43沿着阻尼筒42中心线方向移动，阻尼轴43伸入到主轴61的内腔空间，阻尼轴43带动连杆44，连杆44带动栅格翼2俯仰旋转，进而使栅格翼2展开。
45.作为本发明的具体实施例，分度销51包括两个，两个分度销51对称安装到锁定筒53上，锁定筒53与主轴61用螺栓连接，锁定轴52与阻尼轴43同轴连接，当阻尼轴43移动时，回带动锁定轴52移动，锁定轴52上有一个销孔54，当栅格翼2完全展开时，此销孔54恰好与分度销51同心，分度销51在自身压缩弹簧的驱动下，分度销51插入到锁定轴52的销孔54中，锁定轴52不能再移动，即阻尼轴43不能再移动，栅格翼2不能再旋转，栅格翼2处于展开状态，锁定机构5处于锁定状态。
46.如图4所示，偏摆机构6通过偏摆机构固定座12连接在箭体1内部。
47.作为本发明的具体实施例，偏摆机构6包括驱动机构和连杆机构；驱动机构与连杆机构连接，用于驱动连接机构摆动；连杆机构与展开机构4的主轴61连接，用于带动主轴61相对于箭体1转动；连接臂23一端固定连接在主轴61上，另一端连接栅格翼2；主轴61转动后，通过连接臂23带动栅格翼2转动。
48.如图2所示，连杆机构包括主动摆臂65、中间连杆66和从动摆臂67；驱动机构包括伺服电机63和减速机64；伺服电机63和减速机64固定在偏摆机构固定座12上，偏摆机构固定座12固定在箭体1的内壁；伺服电机63和减速机64连接；主动摆臂65一端安装在减速机64的输出轴上，另一端通过第三销轴68连接中间连杆66；中间连杆66远离主动摆臂65的一端通过第四销轴69连接从动摆臂67；从动摆臂67铰接到主轴61上。伺服电机63驱动减速机64转动，减速机64带动主动摆臂65摆动，主动摆臂65摆动通过中间连杆66带动从动摆臂67摆动，从动摆臂67摆动带动主轴61转动，由于栅格翼2通过锁定机构5和主轴61锁定为一体，主轴61转动后带动栅格翼2出现偏摆摆动，进而可控制火箭降落飞行的姿态。
49.如图1所示，栅格翼2为网格状薄壁结构，栅格翼2的翼面具有网格状导流孔21，栅
格翼2摆动后，网格状导流孔21的开口方向相对于地面的倾斜角度发生改变，从而改变流过网格状导流孔21的气流方向，进而改变火箭降落飞行的姿态。
50.作为本发明的具体实施例，分度销51露出在主轴61外部具有凸出部，当火箭被回收后，手动拉动凸出部，使得分度销51从锁定轴52的销孔54内移出，将栅格翼2手动下压至折叠状态，拉杆22牵动连杆44，连杆44牵动阻尼轴43向靠近栅格翼2方向移动，压缩弹簧41被压缩，恢复初始状态，解锁机构3锁定，栅格翼2可靠锁紧，可实现重复利用。
51.作为本发明的具体实施例，本发明火箭回收的方法为：
52.步骤s1，解锁机构解锁；
53.步骤s2，展开机构驱动栅格翼展开；
54.步骤s3，锁定机构锁定，实现主轴与阻尼轴锁定，栅格翼处于展开状态；
55.步骤s4，偏摆机构驱动栅格翼偏摆，以改变火箭降落飞行的姿态，直至火箭按照预定的轨迹降落到指定区域；
56.步骤s4，火箭降落后，解锁锁定机构，将栅格翼手动下压至折叠状态；
57.步骤s5，解锁机构锁定。
58.本技术实现的有益效果如下：
59.(1)本技术采用了弹簧阻尼机构对栅格翼展开进行控制，当阻尼轴移动时，一个空腔的阻尼油需要通过活塞和阻尼筒的狭小缝隙进入另一个空腔，阻尼油流动较慢，进而导致阻尼轴慢速移动，起到阻尼的效果，防止栅格翼展开过快，以便于栅格翼展开平稳。
60.(2)本技术展开机构设置在箭体内，避免箭体外部高温影响其弹簧阻尼机构动作。
61.(3)本技术解锁机构采用电控锁，机构小巧便捷，方便进行重复锁定；本技术整体结构紧凑，节省箭上空间。
62.(4)本技术展开机构采用压缩弹簧驱动，无其他动力，节省能源。
63.以上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。