申请/专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司

申请日：2019-05-28

公开（公告）日：2024-05-07

公开（公告）号：CN110108171B

主分类号：F42B10/58

分类号：F42B10/58;F42B15/36

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.05.07#授权;2019.09.03#实质审查的生效;2019.08.09#公开

摘要：本发明公开了一种液体火箭，包含火箭一子级，还包含动力尾舱段、降落伞包及爆炸分离结构。其中，所述动力尾舱段通过所述爆炸分离结构连接所述火箭一子级，爆炸分离面位于所述火箭一子级的储箱底部与所述动力尾舱段之间，所述降落伞包收拢地设于所述动力尾舱段；所述火箭一子级分离后，所述爆炸分离结构引爆，从而所述动力尾舱段与所述储箱底部沿所述爆炸分离面分离，且所述降落伞包打开，以降低所述动力尾舱段下降速度。同现有技术相比，该结构具有方便控制、安全可靠、成本低等优点，在动力尾舱段回收后，可以对动力尾舱段进行检修测试、清理及重复应用。

主权项：1.一种液体火箭，包含火箭一子级，其特征在于；还包含动力尾舱段、降落伞包及爆炸分离结构；其中，所述动力尾舱段通过所述爆炸分离结构连接所述火箭一子级，爆炸分离面位于所述火箭一子级的储箱底部与所述动力尾舱段之间，所述降落伞包收拢地设于所述动力尾舱段；所述火箭一子级分离后，所述爆炸分离结构引爆，从而所述动力尾舱段与所述储箱底部沿所述爆炸分离面分离，且所述降落伞包打开，以降低所述动力尾舱段下降速度；所述动力尾舱段包括发动机安装机架及降落伞固定支架，所述降落伞包固定支架的一端固定连接所述发动机安装机架靠近发动机喷管侧，且另一端用于设置所述降落伞包，其中动力尾舱段还设有导航定位器。

全文数据：一种液体火箭技术领域本发明涉及液体火箭发动机领域，特别涉及一种液体火箭。背景技术随着航天产业的快速发展，涉及火箭的各项技术也实现了突飞猛进。目前，作为目前将卫星发射至太空的唯一运载工具，持续降低火箭制造与发射成本是各大商业航天公司追逐的目标。以火箭回收为例，现在主流的液体火箭回收方法以美国spacex公司、蓝色起源公司代表的反推着陆方式为主。即通过在箭体上增加着陆支腿，在靠近地面时箭体底部发动机二次点火，通过发动机变推力，调整火箭位置从而实现降落与定点着陆，从而完成整个火箭一子级的回收，在经过清理、维修与测试后即可重复使用。但是此种方式需要发动机具备多次点火能力、大范围调整推力的能力，技术难度较大，同时增加的一些系统降低了这种回收方式的可靠性。例如，spacex公司就发生过发动机无法正常启动所导致的回收失败。另外，此方法需要额外配备大型支腿来保证着陆时的稳定性。整个箭体一子级细长比大、重量大、重心高，在SpaceX之前执行的几次火箭回收过程中，曾多次出现支腿无法稳定住整个箭体而导致箭体侧翻坠毁的情况。除此之外，还有一种采用滑行着陆方式进行液体动力航天器重复使用的方法，主要以美国的航天飞机代表。航天飞机通过整箭竖直升空，在将载荷运送至预定目标后，采用与飞机类似的方式水平滑行着陆，完成重复使用。这种方式技术难度高，成本巨大，有效载重占比小，维护费用极高，主流型号均已经处于退役状态。因此，提供一种方便控制、安全可靠、且可以节约成本，便于重复使用的火箭回收装置是目前所要解决的问题。发明内容本发明的目的是提供一种液体火箭，具有方便控制、安全可靠、可以节约成本，便于重复使用等优点。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种液体火箭，包含火箭一子级，还包含动力尾舱段、降落伞包及爆炸分离结构；其中，所述动力尾舱段通过所述爆炸分离结构连接所述火箭一子级，爆炸分离面位于所述火箭一子级的储箱底部与所述动力尾舱段之间，所述降落伞包收拢地设于所述动力尾舱段；所述火箭一子级分离后，所述爆炸分离结构引爆，从而所述动力尾舱段与所述储箱底部沿所述爆炸分离面分离，且所述降落伞包打开，以降低所述动力尾舱段下降速度。优选的，所述爆炸分离结构包含分离爆炸螺栓和固定器，所述固定器包括与所述动力尾舱段外壳体固定连接的第一部分和与所述火箭一子级的与所述动力尾舱段外壳体相邻壳体固定连接的第二部分，所述分离爆炸螺栓通过贯穿所述第一部分和所述第二部分将所述第一部分和所述第二部分彼此固定。优选的，所述分离爆炸螺栓分别从所述第一部分和所述第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。优选的，多个所述爆炸分离结构沿所述动力尾舱段与所述火箭一子级连接的位置周向均匀布置。优选的，所述动力尾舱段包括发动机机架及降落伞固定支架，所述降落伞包固定支架的一端固定连接所述发动机机架靠近发动机喷管侧，且另一端用于设置所述降落伞包。优选的，所述降落伞包包含减速伞和主伞，所述减速伞和所述主伞配置为在打开时互不干扰，且打开方向指向远离所述发动机机架一侧。优选的，所述动力尾舱段上还设有着陆支腿或浮伐。优选的，所述着陆支腿包含支撑座，连接转轴，弹簧和触地板；所述支撑座一侧设有凸起部，且另一侧连接发动机安装架，所述凸起部上设有通孔，所述触地板一端设有开口通道，所述连接转轴贯穿所述通孔和所述开口通道以将所述触地板与所述支撑座连接，从而所述触地板配置为绕所述连接转轴转动所述弹簧套设在所述连接转轴上，以辅助所述触地板打开。优选的，所述触地板远离所述连接转轴一端的厚度大于靠近所述连接转轴一端的厚度。优选的，所述动力尾舱段包含可调节尾翼、伺服机构、控制器及姿态传感器，所述控制器分别与所述降落伞包、所述伺服机构及所述姿态传感器电连接；所述控制器在所述动力尾舱段与所述火箭一子级分离后，控制所述伺服机构调节所述可调节尾翼的姿态，以使所述动力尾舱段的轴线相对于重力方向倾斜，从而所述控制器根据所述姿态传感器检测的所述动力尾舱段的姿态控制所述降落伞包打开。与现有技术相比，本发明的有益效果是：该液体火箭由火箭一子级，动力尾舱段、降落伞包和爆炸分离结构组成，火箭一子级的储箱底部与动力尾舱段通过所述爆炸分离结构连接，火箭一子级分离后，爆炸分离结构引爆，从而动力尾舱段与储箱底部沿爆炸分离面分离，此时位于动力尾舱段上的降落伞包打开，降低动力尾舱段下降速度，保证动力尾舱段安全降落，进而完成对动力尾舱段回收，该结构具有方便控制、安全可靠、可以节约成本，可以对动力尾舱段检修测试、清理，可以重复应用。附图说明附图1为本发明液体火箭整箭示意图；附图2为本发明动力尾舱段及回收装置半抛开示意图；附图3为本发明动力尾舱段与箭体分离示意图；附图4为本发明动力尾舱段打开减速伞及翻转示意图；附图5为本发明动力尾舱段打开主伞并调整空气舵示意图；附图6为本发明动力尾舱段弹出着陆支腿并着陆示意图；附图7为本发明弹出着陆支腿的右视图；附图8为本发明弹出着陆支腿的主视图；附图9为本发明连接转轴与弹簧的结构示意图；附图10为本发明固定器的俯视图；附图11为本发明分离爆炸螺栓与固定器连接的主视图；附图12为本发明着陆平台与胶体层连接的主视图；附图13为本发明固定孔的示意图；附图14为本发明触地板的主视图。附图标记说明：1火箭一子级2动力尾舱段3分离爆炸螺栓4可调尾翼器5第二控制器6多台并联发动机7降落伞包8降落伞固定支架9发动机安装机架10着陆支腿11氧化剂主管路分离阀12燃料主管路分离阀13减速伞14主伞15着陆平台16支撑座17连接转轴18弹簧19触地板20开口通道21凸起部22通孔23固定器24连接孔25胶体层26固定孔27凸起柱具体实施方式为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件构件是用来代表相同或类似部分。关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本发明，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。关于本文中所使用的“及或”，包括所述事物的任一或全部组合。关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。请参阅图1和图2所示，本发明的实施例提供了一种液体火箭，包含火箭一子级1，还包含动力尾舱段2、降落伞包7及爆炸分离结构；其中，动力尾舱段2通过爆炸分离结构连接火箭一子级1，爆炸分离面位于火箭一子级的储箱底部与动力尾舱段2之间，降落伞包7收拢地设于动力尾舱段2；火箭一子级1分离后，爆炸分离结构引爆，从而动力尾舱段2与储箱底部沿爆炸分离面分离，且降落伞包7打开，以降低动力尾舱段2下降速度。具体的说：该液体火箭由火箭一子级1，动力尾舱段2、降落伞包7和爆炸分离结构组成，火箭一子级1的储箱底部与动力尾舱段2通过爆炸分离结构连接，火箭一子级1分离后，爆炸分离结构引爆，从而动力尾舱段2与储箱底部沿爆炸分离面分离，此时位于动力尾舱段2上的降落伞包7打开，降低动力尾舱段2下降速度，保证动力尾舱段2安全降落，进而完成对动力尾舱段2回收，该结构具有方便控制、安全可靠、可以节约成本，可以对动力尾舱段2检修测试、清理，可以重复应用。值得一提的是，如图1、图3、图10、图11所示，爆炸分离结构包含分离爆炸螺栓2和固定器23，固定器23包括与动力尾舱段2外壳体固定连接的第一部分即图11中所示固定器23的上半部分和与火箭一子级1的与动力尾舱段2外壳体相邻壳体固定连接的第二部分即图11中所示固定器23的下半部分，分离爆炸螺栓2通过贯穿第一部分和第二部分将第一部分和第二部分彼此固定。通过引爆分离爆炸螺栓3，进而使得第一部分和第二部分分开，进一步完成动力尾舱段2分离，有利于后续动力尾舱段2的回收。值得一提的是，为了便于固定分离爆炸螺栓2，将分离爆炸螺栓2分别从第一部分和第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。需要说明的是，如图2所示，降落伞包7通过降落伞固定支架8固定在动力尾舱段2上。在本实施方式中，如图图2、图3、图6、图7、图8，图9和图14所示，为了使得动力尾舱段2着落是更加稳定，在动力尾舱段2上设有着陆支腿10。着陆支腿通过发动机安装机架9与动力尾舱段2连接，着陆支腿10位于发动机安装架9的上部即发动机安装架的安装发动机侧的相反侧。需要说明的是，为了方便着陆支腿10的打开，着陆支腿10由支撑座16，连接转轴17，弹簧18和触地板19组成，支撑座16一侧设有凸起部21，且另一侧连接发动机安装架9，凸起部21上设有通孔22，触地板19一端设有开口通道20，连接转轴17贯穿通孔22和开口通道20以将触地板19与支撑座16连接，从而触地板19配置为绕连接转轴17转动，弹簧18套设在连接转轴17上，以辅助触地板19打开。为了方便固定凸起柱27，将凸起柱27的外形为圆柱体结构，需要提及的是，为了提高凸起部21的承受压力，将凸起部21外形设计成类似长方体结构。图1和图8为了方便触地板19打开，触地板19远离连接转轴17一端的厚度大于靠近连接转轴19一端的厚度。由于触地板19远离连接转轴17一端的厚度大于靠近连接转轴17一端的厚度，使得触地板19重心与支撑座中心不再同一条直线上，且重心位于远离动力尾舱段2一侧。当动力尾舱段翻转后发动机喷口朝上，在竖直方向由于受到重力作用，使得触地板19以连接转轴17为中心，向下旋转，并与支撑座16呈一定夹角。根据受力分析，这种结构对整个动力尾舱段的重力进行了分解，减少动力尾舱段2在竖直方向的力，有助于使得动力尾舱段2着陆平稳，特别的，本实施方式中，将触地板19的外形类似梯形结构。值得一提的是，如图7和图8所示，在本实施方式中，为了使得凸起部21与支撑座16连接更加紧密，将两者焊接连接。在本实施方式中，凸起部21与支撑座16为相互独立部件进行说明，而在实际应用过程中，为了使得凸起部21与支撑座16两者连接更加紧密，牢固，可以将两者设计成一体成型，在此，不对工艺进行说明。需要指出的是，如图6所示，着陆支腿10可以因降落环境进行改变，当动力尾舱段2着陆在海上时，着陆支腿10可变为浮伐，当降落在沙漠时，动力尾舱段2可以不用安装着陆支腿10，在此，不对工艺进行一一说明。在本实施方式中，如图2所示，动力尾舱段2可以包含外壳，多台并联发动机6，发动机安装机架9和可调尾翼装置。多台并联发动机6和发动机安装机架9均位于外壳内部，发动机安装机架9位于降落伞包7，降落伞固定支架8和多台并联发动机6上部在火箭处于正向直立的情况下，即降落伞包7，降落伞固定支架8和多台并联发动机6均设置于发动机安装机架9的同一侧。降落伞固定支架8两端分别连接降落伞包7和发动机安装支架9。例如，降落伞固定支架8可以位于发动机安装机架9中心线上，且靠近多台并联发动机6的一侧，多台并联发动机6的一端连接发动机安装机架9，且喷口朝向远离发动机机架9侧。例如，如图2和图5所示，着陆用支腿10可以为弹出式支腿，其一端与发动机安装机架9连接，且位于发动机安装机架9的远离降落伞包7所在侧。降落伞包7与第一控制器电性连接，第一控制器用于检测动力尾舱段的姿态及控制降落伞包7的打开。可调尾翼装置包含可调尾翼4和第二控制器5，第二控制器5通过电性导线与可调尾翼器4连接。可调尾翼4部分位于动力尾舱段外壳的外侧，且第二控制器5位于外壳的内侧。例如，第二控制器5可以为尾翼伺服控制器，用于调节可调尾翼4的姿态。例如，第一控制器可以设定动力尾舱段的倾角，并且第二控制器5根据倾角，相应地调整可调尾翼4的角度，从而在动力尾舱段的角度达到设定值后，第一控制器控制例如减速伞的打开。例如，如图3和图4所示，在动力尾舱段2未设置可调节尾翼的情况下，第一控制器可以实时检测动力尾舱段下落姿态，且在动力尾舱段2的轴向与重力方向呈一定角度时，控制减速伞打开。在减速伞13打开之后，由于减速伞13在气流的作用下的下落速度远小于动力尾舱段2的下落速度，从而减速伞13快速地位于动力尾舱段之上，并沿重力方向对动力尾舱段2进行减速。特别需要注意的是，如图2，图8和图13所示，为了方便调节着陆支腿10的位置，可以在发动机安装机架9设有多个固定孔26，以方便固定凸起柱27，进而使得着陆支腿10被固定牢固。如图2所示，为了将降低成本，将设有氧化剂主管路分离阀11和燃料主管路分离阀12设计在动力尾舱段的外壳内，从而在动力尾舱段回收时一并回收，实现重复利用，降低成本。特别的，如图2所示，在动力尾舱段2的回收过程中，为了方便定位动力尾舱段2的位置，可以在外壳内设有导航定位器，从而通过导航定位器与地面信号接收器之间的通信，实时监测动力尾舱段的位置变化。在本实施方式中，如图5和图6所示，降落伞包7包含减速伞13和主伞14，减速伞13可以位于主伞14的外侧，且二者打开时可以互不干扰。例如，第一控制器可以通过传感器获取动力尾舱段2的姿态，当动力尾舱段2的轴线方向与重力方向呈一定角度或发动机喷口朝向远离地面的一侧时，第一控制器控制减速伞打开。减速伞13用于调节动力尾舱段2的姿态和起到减速作用，从而使动力尾舱段2处于垂直状态。当动力尾舱段2的发动机朝向远离地面且与地面垂直时，第一控制器控制主伞14打开。主伞14用于动力尾舱段2的减速，进而确保整个装置的回收。此外，值得一提的是，如图2、图5和图6所示，在实际应用过程中，控制器可以在动力尾舱段2的发动机轴线延长线与地面成角度大于45度时，控制减速伞13打开，由于重力和空气摩擦力，减速伞13打开时降落的速度小于动力尾舱段2的降落速度，当动力尾舱段2的发动机朝向远离地面且与地面大致垂直时后，完成主伞14打开，进而确保整个装置的回收。如图1和图12所示，为了保证动力尾舱段2回收安全，可以在动力尾舱段2的降落处安装着陆平台15。在本实施方式中，着陆平台15的外形可以为正方体结构。在实际应用过程中，着陆平台15的外形也可以是长方形，圆形，菱形等，在此不再一一介绍。特别需要说明的是，为了减小动力尾舱段2与着陆平台15之间的压力，可以在着陆平台15上表面设有胶体层25。胶体层25在动力尾舱段降落时起到缓冲作用，进而保障动力尾舱段2着陆安全。进一步地，为了避免胶体层25出现位移移动，胶体25与着陆平台15相互紧贴，两者粘性连接。为了方便分离，如图3将多个爆炸分离结构沿动力尾舱段2与火箭一子级1连接的位置周向均匀布置。需要说明的是，如图2动力尾舱段2包括发动机机架9及降落伞固定支架8，降落伞固定支架8的一端固定连接发动机机架9靠近发动机喷管侧，且另一端用于设置降落伞包7。在本实施方式中，值得一提的是，连接方式包含螺纹连接，焊接，铆接等，在此不再具体说明。以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

权利要求：1.一种液体火箭，包含火箭一子级，其特征在于；还包含动力尾舱段、降落伞包及爆炸分离结构；其中，所述动力尾舱段通过所述爆炸分离结构连接所述火箭一子级，爆炸分离面位于所述火箭一子级的储箱底部与所述动力尾舱段之间，所述降落伞包收拢地设于所述动力尾舱段；所述火箭一子级分离后，所述爆炸分离结构引爆，从而所述动力尾舱段与所述储箱底部沿所述爆炸分离面分离，且所述降落伞包打开，以降低所述动力尾舱段下降速度。2.根据权利要求1所述的液体火箭，其特征在于：所述爆炸分离结构包含分离爆炸螺栓和固定器，所述固定器包括与所述动力尾舱段外壳体固定连接的第一部分和与所述火箭一子级的与所述动力尾舱段外壳体相邻壳体固定连接的第二部分，所述分离爆炸螺栓通过贯穿所述第一部分和所述第二部分将所述第一部分和所述第二部分彼此固定。3.根据权利要求2所述的液体火箭，其特征在于：所述分离爆炸螺栓分别从所述第一部分和所述第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。4.根据权利要求2所述的液体火箭，其特征在于：多个所述爆炸分离结构沿所述动力尾舱段与所述火箭一子级连接的位置周向均匀布置。5.根据权利要求1所述的液体火箭，其特征在于；所述动力尾舱段包括发动机机架及降落伞固定支架，所述降落伞包固定支架的一端固定连接所述发动机机架靠近发动机喷管侧，且另一端用于设置所述降落伞包。6.根据权利要求5所述的液体火箭，其特征在于；所述降落伞包包含减速伞和主伞，所述减速伞和所述主伞配置为在打开时互不干扰，且打开方向指向远离发动机机架一侧。7.根据权利要求1所述的液体火箭，其特征在于；所述动力尾舱段上还设有着陆支腿或浮伐。8.根据权利要求7所述的液体火箭，其特征在于；所述着陆支腿包含支撑座，连接转轴，弹簧和触地板；所述支撑座一侧设有凸起部，且另一侧连接发动机安装架，所述凸起部上设有通孔，所述触地板一端设有开口通道，所述连接转轴贯穿所述通孔和所述开口通道以将所述触地板与所述支撑座连接，从而所述触地板配置为绕所述连接转轴转动，所述弹簧套设在所述连接转轴上，以辅助所述触地板打开。9.根据权利要求6所述的液体火箭，其特征在于；所述触地板远离所述连接转轴一端的厚度大于靠近所述连接转轴一端的厚度。10.根据权利要求1-9任一项所述的液体火箭，其特征在于，所述动力尾舱段包含可调节尾翼、伺服机构、控制器及姿态传感器，所述控制器分别与所述降落伞包、所述伺服机构及所述姿态传感器电连接；所述控制器在所述动力尾舱段与所述火箭一子级分离后，控制所述伺服机构调节所述可调节尾翼的姿态，以使所述动力尾舱段的轴线相对于重力方向倾斜，从而所述控制器根据所述姿态传感器检测的所述动力尾舱段的姿态控制所述降落伞包打开。

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