CN112722334B - 运载火箭及火箭子级的回收控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种运载火箭及火箭子级的回收控制方法。在本申请实施例提供的运载火箭的火箭子级中，由于第二发动机的最大推力小于第一发动机的最大推力，因此在单位时间的工作过程中，第二发动机的燃料消耗量小于第一发动机的燃料消耗量。从而在火箭子级的返回段过程中，通过控制装置控制位于箭体第二端的第二发动机和靠近箭体第一端的栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态，从而能够在火箭子级回收过程中降低燃料的消耗量。

Description

运载火箭及火箭子级的回收控制方法

技术领域

本申请涉及飞行器技术领域，具体而言，本申请涉及一种运载火箭及火箭子级的回收控制方法。

背景技术

随着航天技术的发展，全球每年发射的运载火箭的数量越来越多，相应的资金投入也越来越大，因此如何降低运载火箭发射成本，有效回收火箭子级是目前的重点研究方向。目前运载火箭中的火箭子级只设置有用于推动运载火箭本体飞行的发动机，该发动机多为具有大推力深度的变推发动机，以实现推动运载火箭本体进入预定的飞行轨道。因此，在火箭子级的回收过程中，只能依靠该发动机完成火箭子级的姿态调整。

但是，在火箭子级的姿态调整过程中，火箭子级所需要的动力要远远小于推动运载火箭本体的推力，此时继续依靠大推力深度的变推发动机产生的动力来调整火箭子级的姿态，则燃料消耗量较大。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种运载火箭及火箭子级的回收控制方法，用以解决现有技术存在火箭子级回收过程中，燃料消耗量较大的技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭，运载火箭包括火箭子级，火箭子级包括：

箭体；

第一发动机，位于箭体的第一端，用于在起飞段推动运载火箭本体飞行；

第二发动机，位于箭体中与第一端相对的第二端，且第二发动机的最大推力小于第一发动机的最大推力；

至少两个栅格舵，沿箭体周壁外侧的周向设置，且靠近第一端；

控制装置，与第二发动机和栅格舵电连接，用于在火箭子级的返回段控制第二发动机和/或栅格舵。

可选地，火箭子级还包括：环境信息采集装置，用于采集火箭子级的实时运行参数；

控制装置，与环境信息采集装置通信连接，用于根据实时运行参数，在火箭子级的返回段控制第二发动机和/或栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态。

可选地，第一发动机与控制装置通信连接；

控制装置用于根据实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制第二发动机和栅格舵调整火箭子级的实时姿态、使得箭体的第二端朝向地面，并控制第一发动机熄火；在箭体的第二端朝向地面之后，控制第二发动机和栅格舵使得火箭子级的下降速度小于预设速度。

可选地，在箭体的径向平面上，栅格舵关于箭体的径向对称设置；

控制装置还用于在火箭子级与运载火箭本体分离时，控制栅格舵展开；以及，在调整火箭子级的实时姿态、使得箭体的所述第二端朝向地面的过程中，实时控制栅格舵的偏转角度。

可选地，火箭子级还包括支撑减震装置，位于箭体的第二端，并可伸缩的设于箭体的内部；

控制装置用于根据实时运行参数，确定出火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置的支架由箭体的内部伸出并展开。

第二个方面，本申请实施例提供了一种上述第一个方面所提供的运载火箭中火箭子级的回收控制方法，包括：

根据火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机和/或栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态；第一发动机和栅格舵位于火箭子级的箭体的第一端；第二发动机位于箭体的第二端，且第二发动机的最大推力小于第一发动机的最大推力。

可选地，根据火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机和/或栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态，包括：

根据实时运行参数确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制第二发动机和栅格舵调整火箭子级的实时姿态、使得箭体的第二端朝向地面，并控制第一发动机熄火；在箭体的第二端朝向地面之后，控制第二发动机和栅格舵使得火箭子级的下降速度小于预设速度。

可选地，根据实时运行参数确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制第二发动机和栅格舵调整火箭子级的实时姿态、使得箭体的第二端朝向地面，包括：

根据实时运行参数确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制栅格舵展开；

在调整火箭子级的实时姿态、使得箭体的第二端朝向地面的过程中，根据实时运行参数，实时控制栅格舵的偏转角度。

可选地，控制第二发动机和栅格舵使得火箭子级的下降速度小于预设速度之后，还包括：

根据实时运行参数，确定出火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置的支架由箭体的内部伸出并展开。

可选地，根据火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机和/或栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态之前，还包括：

根据实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离之前，控制栅格舵处于收纳状态，处于收纳状态的栅格舵与箭体的周壁外侧平行。

本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：

在本申请实施例提供的运载火箭的火箭子级中，由于第二发动机的最大推力小于第一发动机的最大推力，因此在单位时间的工作过程中，第二发动机的燃料消耗量小于第一发动机的燃料消耗量。从而在火箭子级的返回段过程中，通过控制装置控制位于箭体第二端的第二发动机和靠近箭体第一端的栅格舵，以调整火箭子级的实时姿态，从而能够在火箭子级回收过程中降低燃料的消耗量。

本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本申请实施例提供的一种火箭子级的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种火箭子级的结构的框架示意图；

图3为本申请实施例提供的一种火箭子级的回收控制方法的展开流程示意图。

附图标记说明：

10-箭体；

20-第一发动机；

30-第二发动机；

40-栅格舵；

50-控制装置；

60-环境信息采集装置；

70-支撑减震装置；71-支架。

具体实施方式

下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)，具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。

首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

火箭子级指的是，多级运载火箭中用于推动有效荷载进入预定轨道，并在完成一个独立工作阶段后被抛掉的结构部分。

目前，现有运载火箭往往为多级运载火箭，包括多个火箭子级，每一火箭子级都有自身的箭体结构和动力装置。多级运载火箭的第一子级点火工作后推动整个运载火箭加速飞行，第一火箭子级工作结束后与整个运载火箭分离，第二火箭子级点火工作继续推动运载火箭飞行，依次类推，直至把有效载荷加速到预定速度，送入预定轨道，分离后的火箭子级会坠入到地面中指定的火箭残骸落区。

本申请的发明进行研究发现，目前运载火箭中的火箭子级只设置有用于推动运载火箭本体飞行的发动机，该发动机多为具有大推力深度的变推发动机，以实现推动运载火箭本体进入预定的飞行轨道。因此，在火箭子级的回收过程中，只能依靠该发动机完成火箭子级的姿态调整。

但是，由于火箭子级与运载火箭本体分离后，火箭子级携带的剩余燃料将大大减小，从而使得火箭子级的重量大大减轻，火箭子级的惯性变小，在利用大推力深度变推发动机调整火箭子级姿态的过程中，姿态调整精度偏低，从而容易导致火箭子级的着陆精准度比较低，导致火箭子级的回收成功率较低。

而且，大推力深度变推发动机的燃料消耗量较大，需要火箭子级携带的剩余燃料较多，因此，增大了运载火箭的重量，增大了运载火箭发射的推力。

本申请提供的火箭子级及其回收控制方法、运载火箭，旨在解决现有技术的如上技术问题。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。

本申请实施例提供了一种运载火箭，运载火箭包括火箭子级，该火箭子级的结构示意图如图1所示，该火箭子级的结构的框架示意图如图2所示。火箭子级包括：箭体10；第一发动机20，位于箭体10的第一端，用于在起飞段推动运载火箭本体飞行；第二发动机30，位于箭体10中与第一端相对的第二端，且第二发动机30的最大推力小于第一发动机20的最大推力；至少两个栅格舵40，沿箭体10的周壁外侧的周向设置，且靠近第一端；控制装置50，与第二发动机30和栅格舵40电连接，用于在火箭子级的返回段控制第二发动机30和/或栅格舵40。

在本申请实施例提供的火箭子级中，由于第二发动机30的最大推力小于第一发动机20的最大推力，因此在单位时间的工作过程中，第二发动机30的燃料消耗量小于第一发动机10的燃料消耗量。从而在火箭子级的返回段过程中，通过控制装置50控制位于箭体10第二端的第二发动机20和靠近箭体10第一端的栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态，从而能够在火箭子级回收过程中降低燃料的消耗量。

应当说明的是，本申请实施例中，火箭子级具体为运载火箭的第一火箭子级。起飞段指的是，运载火箭从发射升空至达到预定飞行轨道的过程。在运载火箭的起飞段，第一发动机20推动运载火箭飞行至预定飞行轨道，待火箭子级与运载火箭本体分离后，第一发动机20将会熄火停止工作，通过控制装置40控制第二发动机30和栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态，使得火箭子级按照预设回收轨道进入大气层，并最终实现火箭子级的软着陆。

本申请实施例中，第一发动机20为具有大推力深度的变推发动机，第二发动机30为具有小推力深度的变推发动机。小推力深度的变推发动机的控制精度要高于大推力深度的变推发动机的控制精度。

相较于现有技术中依靠最大推力更高的第一发动机20调整火箭子级的姿态，本申请实施例提供的火箭子级，通过最大推力较小的第二发动机30和栅格舵40的相互配合，共同调整控制火箭子级的实时姿态，从而能够在火箭子级回收过程中降低燃料的消耗量。

本领域技术人员测算发现，当第一发动机20采用具有大推力深度的变推发动机时，在火箭子级回收过程中，火箭子级需要至少携带50吨燃料，方能满足火箭子级回收的燃料需求；相较之下，采用具有小推力深度变推的第二发动机30，在火箭子级回收过程中，火箭子级只需要携带10吨燃料，即可满足火箭子级回收的燃料需求。因此，本申请实施例提供的火箭子级，能够大大降低回收的燃料需求，能够极大的减小火箭子级所携带的燃料。

而且，第二发动机30的产生的推力与火箭子级的质量相匹配，使得第二发动机30的控制精度提高，通过第二发动机30和栅格舵40的相互配合，能够提高火箭子级的姿态调整精度，进而能够提高火箭子级的着陆精准度，能够提高火箭子级的回收成功率。

在本申请的一个实施例中，火箭子级还包括环境信息采集装置60，用于采集火箭子级的实时运行参数；控制装置50与环境信息采集装置60通信连接，用于根据实时运行参数，在火箭子级的返回段控制第二发动机30和/或栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态。

本申请实施例中，通过环境信息采集装置60采集火箭子级的实时运行参数，控制装置50可以根据火箭子级的实时运行参数，确定自己火箭的实时运行状态，从而使得控制装置50可以在火箭子级的返回段控制第二发动机30和/或栅格舵40，从而达到调整火箭子级运行的实时姿态。

应当说明的是，本申请实施例中，火箭子级的实时运行参数包括火箭子级的实时轨迹信息、火箭子级中燃料的剩余量以及火箭子级所处大气层中的气流强度信息等。

在本申请的一个实施例中，第一发动机20与控制装置50通信连接；控制装置50用于根据实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制第二发动机30和栅格舵40调整火箭子级的姿态、使得火箭子级中箭体10的第二端朝向地面，并控制第一发动机20熄火；在箭体10的第二端朝向地面之后，控制第二发动机30和栅格舵40使得火箭子级的下降速度小于预设速度。

可选地，当火箭子级与运载火箭本体分离时，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的实时运行参数，确定出火箭子级已经与运载火箭本体分离，此时，控制装置50向第一发动机20发出控制信号，控制第一发动机20熄火，使得第一发动机20停止工作。控制装置50向第二发动机30和栅格舵40发送控制信号，第二发动机30和栅格舵40根据控制信号调整相应的工作状态，以调整火箭子级的姿态，使得火箭子级中箭体10的第二端朝向地面，以实现火箭子级的软着陆。

应当说明的是，也可以通过其它的控制设备控制第一发动机20熄火，或者，也可以预先在第一发动机20的存储单元中存储控制程序，第一发动机20的控制单元通过运行控制程序控制第一发动机20熄火。

可选地，第二发动机30包括一个喷管，且第二发动机30的喷管朝向远离第一端的方向，以在火箭子级中箭体10的第二端朝向地面后，第二发动机30产生的推力可以减缓火箭子级的下降速度，可选地，为了保障火箭子级下降过程中的稳定性，如图1所示，第二发动机30的轴线与箭体10的轴线D重合。

控制装置50根据环境信息采集装置60发送的实时运行参数，确定出箭体10的第二端朝向地面之后，控制第二发动机30和栅格舵40调整火箭子级的实时姿态，使得第二端保持朝向地面的实时姿态，并使得火箭子级的下降速度小于预设速度。在这一过程中，通过第二发动机30和栅格舵40减缓火箭子级的下降速度，能够降低火箭子级对地面的冲击力，能够避免火箭子级的箭体10与地面发生剧烈膨胀，从而能够实现火箭子级的软着陆，能够提高火箭子级的回收成功率。

本申请实施例中，第二发动机30产生的推力可以减缓火箭子级的下降速度，即第二发动机30产生的推力只需抵抗火箭子级的下降趋势即可。本申请实施例中，第二发动机30为具有小推力深度的变推发动机，控制装置50可以控制第二发动机30产生的更合适的推力来减缓火箭子级的下降速度。相较于现有技术中只能依靠第一发动机20减缓火箭子级下降速度的方案而言，第二发动机30燃料的消耗量更小，因此可以节省燃料。

而且，随着火箭子级回收过程中所需燃料的减小，发射运载火箭时，运载火箭携带的燃料也随之减小，从而可以减小运载火箭的荷载。

在本申请的一个实施例中，栅格舵40包括至少两个栅格舵40，栅格舵40沿箭体10的周向设置，且在箭体10的径向平面上，栅格舵40关于箭体10的径向对称设置。

本申请实施例中，火箭子级设置有两个栅格舵40，本领域技术人员可以根据实际需求设置合适数量的栅格舵40。在火箭子级与运载火箭本体分离之前，栅格舵40处于收纳状态，即栅格舵40与箭体10的周壁外侧平行。

控制装置50还用于在火箭子级与运载火箭本体分离时，控制栅格舵40展开；以及，在调整火箭子级的实时姿态、使得箭体10的第二端朝向地面的过程中，实时控制栅格舵40的偏转角度。

本申请实施例中，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制控制栅格舵40展开，使得栅格舵40与箭体10的周壁外侧垂直。如图1所示，栅格舵40处于展开状态。

控制装置50还在调整火箭子级的实时姿态，使得箭体10的第二端朝向地面的过程中，实时控制栅格舵40的偏转角度，使得第二端保持朝向地面的实时姿态，防止火箭子级的姿态发生偏转。

可选地，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的实时运行参数，实时计算出栅格舵40下一时刻需要的偏转角度，并控制栅格舵40按照所需要的偏转角度转动，从而实时调整栅格舵40的偏转角度。从而使得火箭子级的返回段中，控制装置50能够根据火箭子级当前所处的环境信息，实时计算栅格舵40下一时刻需要的偏转角度，从而能够提高火箭子级的姿态调整精度，进而能够提高火箭子级的着陆精准度，能够提高火箭子级的回收成功率。

而且，在火箭子级的回收过程中，通过控制栅格舵40的偏转角度也可以减缓火箭子级的下降速度。

在本申请的一个实施例中，火箭子级还包括支撑减震装置70，位于箭体10的第二端，并可伸缩的设于箭体10的内部。本申请实施例中，通过设置支撑减震装置70，可以保障火箭子级的着陆过程中，火箭子级可通过支撑减震装置70吸收缓冲的能量并稳定箭体10，从而使得火箭子级安全稳定地垂直着陆。

本申请实施例中，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的实时运行参数，确定出火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置70的支架71由箭体10的内部伸出并展开。通过支架71吸收缓冲的能量并稳定箭体10，使得火箭子级安全稳定地垂直着陆。

应该说明的是，在火箭子级着陆之前，支撑减震装置70的支架71伸缩的设于箭体10的内部，以避免影响运载火箭的飞行和火箭子级的姿态调整过程。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种上述各个实施例所提供的运载火箭中火箭子级的回收控制方法，包括：

根据火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机30和/或栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态；第一发动机20和栅格舵40位于火箭子级的箭体10的第一端；第二发动机30位于箭体10的第二端，且第二发动机30的最大推力小于第一发动机20的最大推力。

可选地，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机30和/或栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态；第一发动机20和栅格舵40位于火箭子级的箭体10的第一端；第二发动机30位于箭体10的第二端。

在本申请的一个实施例中，提供一种火箭子级的回收控制展开方法，该方法的流程示意图如图3所示，包括如下步骤S301-S303：

S301，根据实时运行参数确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制第二发动机30和栅格舵40调整火箭子级的实时姿态、使得箭体10的第二端朝向地面，并控制第一发动机20熄火。

可选地，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，向第二发动机30和栅格舵40发送控制信号，控制第二发动机30和栅格舵40调整火箭子级的实时姿态，使得箭体10的第二端朝向地面，并调整火箭子级的实时姿态，使得箭体10的第二端保持朝向地面的实时姿态。控制装置50向第一发动机20发出控制信号，控制第一发动机20熄火，使得第一发动机20停止工作。

S302，在箭体10的第二端朝向地面之后，控制第二发动机30和栅格舵40使得火箭子级的下降速度小于预设速度。

可选地，在箭体10的第二端朝向地面之后，控制装置50向第二发动机30和栅格舵40发出控制信号，通过控制第二发动机30产生的推力以及通过控制栅格舵40的偏转角度，减缓火箭子级的下降速度，使得火箭子级的下降速度小于预设速度，从而能够保障火箭子级能够安全着陆。

S303，根据实时运行参数，确定出火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置70的支架71由箭体10的内部伸出并展开。

可选地，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，确定出火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置70的支架71由箭体10的内部伸出并展开。支架71采用弹性材质制成，或者支架71采用液压减震杆，使得火箭子级着落过程中，支架可以起到缓冲减震的作用。

在本申请的一个实施例中，上述步骤S301具体包括：

控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离时，控制栅格舵40的栅格舵40展开。本申请实施例中，栅格舵40包括至少两个栅格舵40。

在调整火箭子级的实时姿态，使得箭体10的第二端朝向地面的过程中，控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，实时控制栅格舵40的偏转角度。

在本申请的一个实施例中，在根据火箭子级的实时运行参数，在火箭子级的返回段控制火箭子级的第二发动机30和/或栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态之前，还包括：

控制装置50根据环境信息采集装置60发送的火箭子级的实时运行参数，确定出火箭子级与运载火箭本体分离之前，控制栅格舵40处于收纳状态，处于收纳状态的栅格舵40与箭体10的周壁外侧平行。

应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

在本申请实施例提供的运载火箭的火箭子级中，由于第二发动机30的最大推力小于第一发动机20的最大推力，因此在单位时间的工作过程中，第二发动机30的燃料消耗量小于第一发动机20的燃料消耗量。从而在火箭子级的返回段过程中，通过控制装置50控制位于箭体10第二端的第二发动机20和靠近箭体10第一端的栅格舵40，以调整火箭子级的实时姿态，相较于现有技术中依靠第一发动机20调整火箭子级的姿态，本申请实施例提供的火箭子级能够在火箭子级回收过程中降低燃料的消耗量。

而且，在本申请实施例提供的运载火箭的火箭子级的返回段过程中，通过第二发动机30和栅格舵40的相互配合，共同调整控制火箭子级的实时姿态，从而够提高火箭子级的姿态调整精度，进而能够提高火箭子级的着陆精准度，能够提高火箭子级的回收成功率。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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，因此不能理解为对本申请的限制。

术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。

Claims (7)

1.一种运载火箭，所述运载火箭包括火箭子级，其特征在于，所述火箭子级包括：

箭体；

第一发动机，位于所述箭体的第一端，用于在起飞段推动运载火箭本体飞行；

第二发动机，位于所述箭体中与所述第一端相对的第二端，且所述第二发动机的最大推力小于所述第一发动机的最大推力；

至少两个栅格舵，沿所述箭体周壁外侧的周向设置，且靠近所述第一端；

环境信息采集装置，用于采集所述火箭子级的实时运行参数；

控制装置，与所述环境信息采集装置、所述第一发动机、所述第二发动机和所述栅格舵电连接，用于根据所述实时运行参数，在所述火箭子级的返回段控制所述第二发动机和/或所述栅格舵，以调整所述火箭子级的实时姿态，包括：根据所述实时运行参数，确定出所述火箭子级与所述运载火箭本体分离时，控制所述第二发动机和所述栅格舵调整所述火箭子级的实时姿态、使得所述箭体的所述第二端朝向地面，并控制所述第一发动机熄火；在所述箭体的所述第二端朝向地面之后，控制所述第二发动机和所述栅格舵使得所述火箭子级的下降速度小于预设速度。

2.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，在所述箭体的径向平面上，所述栅格舵关于所述箭体的径向对称设置；

所述控制装置还用于在所述火箭子级与运载火箭本体分离时，控制所述栅格舵展开；以及，在调整所述火箭子级的实时姿态、使得所述箭体的所述第二端朝向地面的过程中，实时控制所述栅格舵的偏转角度。

3.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述运载火箭还包括支撑减震装置，位于所述箭体的所述第二端，并可伸缩的设于所述箭体的内部；

所述控制装置用于根据所述实时运行参数，确定出所述火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制所述支撑减震装置的支架由所述箭体的内部伸出并展开。

4.一种权利要求1-3中任一项所述运载火箭中火箭子级的回收控制方法，其特征在于，包括：

根据所述火箭子级的实时运行参数，在所述火箭子级的返回段控制所述火箭子级的第二发动机和/或栅格舵，以调整所述火箭子级的实时姿态，包括：根据所述实时运行参数确定出所述火箭子级与运载火箭本体分离时，控制所述第二发动机和所述栅格舵调整所述火箭子级的实时姿态、使得所述箭体的所述第二端朝向地面，并控制所述第一发动机熄火；在所述箭体的所述第二端朝向地面之后，控制所述第二发动机和所述栅格舵使得所述火箭子级的下降速度小于预设速度；所述第一发动机和栅格舵位于所述火箭子级的箭体的第一端；所述第二发动机位于所述箭体的第二端，且所述第二发动机的最大推力小于所述第一发动机的最大推力。

5.根据权利要求4所述的回收控制方法，其特征在于，所述根据所述实时运行参数确定出所述火箭子级与运载火箭本体分离时，控制所述第二发动机和所述栅格舵调整所述火箭子级的实时姿态、使得所述箭体的所述第二端朝向地面，包括：

根据所述实时运行参数确定出所述火箭子级与运载火箭本体分离时，控制所述栅格舵展开；

在调整所述火箭子级的实时姿态、使得所述箭体的所述第二端朝向地面的过程中，根据所述实时运行参数，实时控制所述栅格舵的偏转角度。

6.根据权利要求5所述的回收控制方法，其特征在于，所述控制所述第二发动机和所述栅格舵使得所述火箭子级的下降速度小于预设速度之后，还包括：

根据所述实时运行参数，确定出所述火箭子级与地面之间的距离小于预设距离时，控制支撑减震装置的支架由所述箭体的内部伸出并展开。

7.根据权利要求4所述的回收控制方法，其特征在于，所述根据所述火箭子级的实时运行参数，在所述火箭子级的返回段控制所述火箭子级的第二发动机和/或栅格舵，以调整所述火箭子级的实时姿态之前，还包括：

根据所述实时运行参数，确定出所述火箭子级与运载火箭本体分离之前，控制所述栅格舵处于收纳状态，处于收纳状态的所述栅格舵与所述箭体的周壁外侧平行。

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