CN114715445B - 一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其属于航天火箭技术领域，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴罩，龙嘴罩中容纳有载荷；龙嘴罩还包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个、二个或多个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力***；回收动力***至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向外的斜下方，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线倾斜10度至30度。本发明通过两侧倾斜设置的两台回收动力发动机，实现了火箭回收过程稳定控制和精准着陆，并且大大减少了发动机数量，降低了成本。

Description

一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭

技术领域

本发明属于航天火箭技术领域，具体涉及一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭。

背景技术

随着国内外航天技术的不断发展，如何降低航天发射费用逐渐成为整个航天产业面临的主要挑战之一，实现运载器及其有效载荷的回收和重复使用是降低成本的重要措施。

现有的可重复使用运载器例如太空探索技术公司（SpaceX）的“猎鹰-9R”火箭等，采用9台或7台平行设置的同款发动机，通过中心的一台发动机的动力调节实现一级箭体的垂直回收，此种方案由于发动机较多而成本较高，并且由于发动机布置所需空间对一级箭体的直径有一定要求，造成箭体过大且重量大；同时，现有的可重复使用运载器仅由一台发动机提供回收动力，无法实现火箭滚转等姿态控制。

发明内容

基于现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，通过两侧倾斜设置的两台回收动力发动机，实现了火箭回收过程稳定控制和精准着陆，并可减少发动机数量，降低了成本。

基于本发明的技术方案，本发明提供了一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴罩，龙嘴罩中容纳有载荷；龙嘴罩还包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个、二个或多个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力***；回收动力***至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向外的斜下方，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线倾斜10度至30度；气动分离姿控装置包括有气瓶，气瓶连接有气囊和输气管路，气囊用于将载荷向上推动；输气管路至少有两条，数条输气管路沿龙嘴罩内壁周向均匀分布设置，每条输气管路的末端均分支有两条相互垂直的排气管。

进一步地，龙嘴罩包括壳段，壳段上方活动连接有两个对称的罩瓣部，罩瓣部连接有控制其开合的作动机构，罩瓣部合拢后呈半椭球形，两个罩瓣部的接合面设置有耐高温密封结构；壳段下部连接有支座；壳段和/或支座与一级箭体的顶端相连接。

优选地，支座边缘位置竖直设置有滑轨，滑轨位于壳段内侧，载荷的一部分具有与滑轨相配合的限位结构并与滑轨滑动连接；支座上设置有用于固定和释放载荷的电控锁紧装置。

在一实施例中，回收动力发动机设置于一级箭体内。

在又一实施例中，回收动力发动机至少有一部分突出于一级箭体外，在回收动力发动机位于一级箭体外的部分的外侧设置有翼罩。

进一步地，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构；回收动力发动机通过摆转机构与一级箭体相连接。

进一步地，排气管上设置有控制其通断的阀门，排气管的输出端设置于龙嘴罩上部的外表面上，排气管的朝向为朝外侧的斜下方。

优选地，排气管的朝向与一级箭体1的中心线呈20度夹角。

优选地，回收动力发动机的推力远小于一级动力发动机的推力。

优选地，载荷为二级火箭和卫星；二级火箭的发动机的推力远小于一级动力发动机的推力。

与现有技术相比，本发明两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭的有益技术效果如下：

1、本发明方案通过在一级箭体底部两侧位置倾斜设置两台回收动力发动机以及在一级箭体底部居中位置设置一台或多台一级动力发动机的方案，更加便于火箭回收过程中稳定控制和精准着陆。

2、本发明两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭减少了发动机数量，降低了成本；同时，倾斜设置的两台回收动力发动机实现了联合姿控和推力调节，从而高效协助实现火箭的精准回收。

3、本发明两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭中的龙嘴罩实现了亚轨道火箭的100%回收，能够有效降低发射成本，为洲际运输、太空旅游、太空试验及太空产业和太空经济发展奠定基础。

附图说明

图1A为本发明一实施例的运载火箭的结构示意图；

图1B为图1A所示运载火箭的剖面结构示意图；

图1C为图1A所示运载火箭的龙嘴罩打开、与二级火箭分离状态的示意图；

图1D为图1A所示运载火箭回收着陆状态的示意图；

图2A、图2B分别为本发明一实施例的龙嘴罩的结构示意图，图2A中的龙嘴罩闭合，图2B中的龙嘴罩张开；

图3A、图3B分别为本发明再一实施例的龙嘴罩的结构示意图，图3A中的龙嘴罩闭合，图3B中的龙嘴罩张开；

图4A、图4B分别为本发明又一实施例的龙嘴罩的结构示意图，图4A中的龙嘴罩闭合，图4B中的龙嘴罩张开；

图5A至图5C为本发明一实施例中回收动力发动机与一级动力发动机的布局仰视示意图；

图6为图1B中A部分的局部放大图；

图7A为本发明另一实施例中一级动力发动机及回收动力***部分的结构示意图；

图7B为图7A中B部分的局部放大图；

图7C为本发明再一实施例中一级动力发动机及回收动力***部分的结构示意图；

图8A为图2A所示运载火箭的俯视结构示意图；

图8B为图8A中C部分的局部放大图；

图8C为图8B所示结构从D方向的观察的结构示意图。

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、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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。另外地，不应当将本发明的保护范围仅仅限制至下述具体结构或部件或具体参数。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或组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发明的限制。

请参阅图2A、图2B，本发明提供一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其主要功能为将如卫星等载荷送至太空预定轨道，其尤其适用于发射上面级或体积较小亚轨道载荷的情况；本发明的上面级是多级火箭的第一级以上的部分，通常为第二级或第三级，上面级的作用介于运载火箭和航天器之间，既有自主轨道机动能力，在轨飞行时间又长，上面级一般可多次启动点火，满足不同的发射任务需求，可以将一个或多个载荷送入指定轨道。本发明的一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭主要包括有一级箭体1，一级箭体1的上部设置有可开合的龙嘴罩61，龙嘴罩61容纳有载荷30。载荷30例如为二级火箭2和卫星4。一级箭体1结构主要包括一级贮箱和一级火箭的动力***，一级贮箱优选包括例如一级燃箱13和一级氧箱12，一级燃箱13和一级氧箱12的上下位置可以互换。进一步地，一级火箭包括总体、动力、输送、增压、结构、电气控制和地面等火箭所必需的***。本发明方案的创新重点之一在于火箭总体结构及一级动力发动机11、回收动力发动机161的统筹布局，即，一级箭体1的下部居中位置设置有一个、二个或多个一级动力发动机11，一级箭体1的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力***16；回收动力***16至少包括有回收动力发动机161，回收动力发动机161具有喷管162，喷管162的朝向为向外的斜下方，回收动力发动机161及喷管162的中心线与一级箭体1的中心线倾斜10度至30度，优选为20度或20度左右。此外，本发明的改进亦在于火箭龙嘴罩61结构与功能设计、气动分离姿控装置65的分离与姿控功能设计、气动分离姿控装置65的姿控与回收动力***16的联合姿控功能设计等。

龙嘴罩61包括壳段612，壳段612上方通过例如铰接方式活动连接有两个对称的罩瓣部611，罩瓣部611合拢后呈半椭球形，其开罩、合罩状态酷似龙嘴，所以称其为“龙嘴罩”。罩瓣部611连接有控制其开合的作动机构，通过例如电动、液压作动机构或舵机作动打开或关闭，并按照需要的开度渐进调开度，从而开罩、合罩。两个罩瓣部611的接合面设置有耐高温的密封结构（例如耐高温橡胶密封条结构），罩瓣部611闭合时，罩瓣部611与密封结构相匹配且罩瓣部611密封地相抵触或相接触，从而保证罩瓣部611间的密封。

如图2A、图2B所示，壳段612上部连接有支座63，壳段612和/或支座63与一级箭体1的顶端相连接。具体地，壳段612下部与一级箭体1的上端相连接，支座63位于壳段612内；在另外的实施中，支座63连接于壳段612的下端，支座63与一级箭体1的上端相连接。在一些实施例中，例如图2A、图2B所示，支座63边缘位置竖直设置有滑轨622（优选可根据需要对称设置两条或多条），滑轨622位于壳段612内侧。载荷30的一部分具有与滑轨622相配合的限位结构并与滑轨622滑动连接，例如二级火箭2的外侧面上对应设置有滑块，滑轨622与滑块相匹配地滑动连接。可以理解的是，滑轨622与滑块构成一组滑动连接组件，其二者位置也可对调，只要其二者能实现滑动均可。滑轨622优选为采用强度较好、刚度更好的铝基陶瓷材料结构，并在表面设置固体润滑涂层，更利于分离，保护载荷免受外力损伤。

支座63上设置有用于固定和释放载荷30的电控锁紧装置。例如，二级火箭2安装在适配的支座63上，可通过电控锁紧装置锁紧固定或解锁打开、释放。支座63根据二级火箭2等载荷类型做系列化模块化设计，供各类载荷安装快速选配，既降低成本，又缩短研制周期。

本发明的龙嘴罩61各部分的具体尺寸可根据实际需要进行选择。例如图2A、图2B所示的“大头龙嘴罩”方案，罩瓣部611较高，且最宽处直径大于壳段612，此方案尤其适用于二级火箭2和卫星4的外径尺寸较大，且二级火箭2和卫星4的长度尺寸不长的情况。

又如图3A、图3B所示的“大龙嘴罩”方案，罩瓣部611最宽处直径与壳段612及一级箭体1基本相同，此方案尤其适用于二级火箭2和卫星4的外径尺寸不大于一级箭体1，且卫星4和二级火箭2的长度尺寸不长的情况。

再如图4A、图4B所示的“小龙嘴罩”方案，罩瓣部611最宽处直径小于壳段612及一级箭体1的直径，此方案尤其适用于卫星4和二级火箭2（或上面级火箭）的长度尺寸和外包络均较小的情况。

上述三种龙嘴罩方案的选择方案如下表一所示。

表一

	大头龙嘴罩	大龙嘴罩	小龙嘴罩
				二级火箭长度	较短	较短	较短
二级火箭直径比一级	相同	较小	更小
				卫星高度	较小	较小	更小
卫星外包络直径	较大	较小	更小

关于本发明中一级箭体1底部的发动机布置方案，请参阅图5A至图5C。发动机布置主要由一级动力发动机11和回收动力***16组成，采用“N主发二回收”形式，即一级箭体1底部中间安装一台、两台或多台一级动力发动机11（简称“主发动机”），一级动力发动机11或一级箭体1两侧对称安装两台回收动力***16（优选回收动力发动机161）。优选实施例中，一级动力发动机11为一个或对称设置的偶数个。

在如图5A、图5B所示实施例中，回收动力***16（优选回收动力发动机161）设置于一级箭体1内。图5A所示方案采用一台大推力一级动力发动机11（主发动机），两侧各配置一台回收动力***16（优选回收动力发动机161），如图5A中的一大两小三台发动机数量最少；发动机过多则对安装空间要求较大，过少则控制难度增大。此三台发动机的方案在控制可靠的同时成本较低。

图5B所示方案采用两台一级动力发动机11（主发动机），两侧各配置一台回收动力***16（优选回收动力发动机161），两大两小四台发动机。在图5B的发动机布置方案中，发动机喷管直线空间最小，对火箭的小直径设计最有利，箭体直径或发动机安装空间要求最小，有利于发动机布局。

如果一级箭体1的外直径空间不足，如图5C所示实施例中，回收动力***16（优选回收动力发动机161）至少有一部分（如回收动力发动机161的喷管162）突出于一级箭体1的外壳以外，可在回收动力发动机161位于一级箭体1外的部分的外侧设置有翼罩165用于气动整流、改善气动影响，翼罩165固定安装在一级箭体1外壁，如图7A、图7B所示。

还可如图7C所示，将两回收动力发动机161全部外置安装在一级箭体1外侧，回收动力发动机161外安装翼罩165，翼罩165固定安装在一级箭体1外壁。

优选实施例中，回收动力发动机161连接有用于控制其转动的摆转机构163，回收动力发动机161通过摆转机构163与一级箭体1相连接。摆转机构163例如包括有万向铰链机构以及作动机构，可通过控制***控制伺服摆动，从而控制喷管162的朝向。

动力***是可回收火箭设计的关键，本发明的两台小推力回收动力发动机加一台或两台大推力主发动机的设置和安装形式是本方案的突出特点，因为发动机要尽可能布局在火箭壳体内部，其布局将直接影响火箭的箭体直径的设置以及火箭的成本。

本发明的火箭总体设计采用“大一级小二级”方案，即一级箭体的动力***推力远大于二、三级火箭的推力，从而尽可能提高火箭的回收、复用效率。例如，起飞推力和二级推力、三级推力分别设置为100t、15t、4X1000N。回收动力发动机推力合力设定在一级动力发动机推力的10%左右；如果一级动力发动机推力和回收动力发动机推力的合力为100t，回收动力发动机推力设置在10t~20t之间，具体参数需要根据回收火箭的干重和回收用燃料及其余量等参数优化确定。回收动力发动机推力可在额定推力50%范围内调节。火箭回收着陆时的总重量设定在回收动力发动机推力的60%左右，留10%的余量。

以下给出二回收动力发动机与箭体倾斜安装方案的具体实施例及其工作机理。

实施例一，二回收动力***周向单向摆管：

安装两台“周向摇摆”回收动力发动机161；火箭发射起飞段，两台回收动力发动机161和一级动力发动机11共同启动，助推火箭加速上升。火箭上升到一定高度后，为了降低火箭的上升加速度，回收动力发动机161可以适时关机。通过两台回收动力发动机161周向偏摆至同向控制火箭的俯仰姿态，偏摆至异向控制滚转姿态；通过调整两台回收动力发动机161的推力控制火箭的偏航姿态。在火箭回收落地前一定的高度（优选10km左右），启动回收动力发动机161，对火箭形成向上的推力、使火箭减速；着陆前，调节回收动力发动机161的推力平衡火箭的重力和速度并调整姿态，通过偏摆回收动力发动机161及其喷管调整火箭的姿态，使火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

气动分离姿控装置65的功能主要是气动分离和姿态控制，也可以为快速下落的火箭降速。请参阅图1B、图1C以及图8A至图8C，气动分离姿控装置65包括有气瓶651，气瓶651连接有气囊652，气囊652用于将载荷30向上推动；气瓶651还连接有输气管路653，输气管路653至少有两条，数条输气管路653沿龙嘴罩61内壁周向均匀分布设置，每条输气管路653的末端均分支有两条相互垂直的排气管655，排气管655上设置有控制其通断的阀门654，排气管655的输出端设置于龙嘴罩61上部的外表面上，排气管655的朝向为朝外侧的斜下方。

具体地，气瓶651例如采用23MPa或35MPa的复合材料高压气瓶；其中的气体选用高压氮气或比重较大的其它混合气体。例如图1B、图1C所示实施例中，气瓶651及相连的气囊652安装于支座63位置，气瓶651与气囊联通，通过气瓶651的气瓶阀控制从而使气囊652充气膨胀后将载荷30（如二级火箭2）向上顶起，实现分离；当然也可以选择设置于其它位置。对于气动分离力，例如气囊652的直径设计在0.5m左右，气囊652内气体压力为1MPa，将产生的分离力为：F=3.14×25²×10=19.6t。近20t的气动分离力，足以使一二级火箭顺利分离。

姿态控制方面，优选实施例中，输气管路653共有四条；阀门654为二位三通阀，每条输气管路653均通过一个二位三通阀与其上的两条排气管655相连接（也可以其他方式控制，如每个排气管655用一个电磁阀控制，等）；壳段612的外侧面上设置有多个排气孔，排气管655的输出端与排气孔对应地相连接，且排气孔均位于同一水平面上。排气管655的朝向均为斜下方，优选与火箭中心线呈约30°夹角。

姿态控制时，径向两侧对称的两组排气管655，同侧且同向的排气管655（例如图8A中右侧的上下两个均朝向右的排气管655）打开，可控制俯仰或偏航；不同侧且异向的排气管655（例如图8A中左下朝下的和右上朝上的两个排气管655）打开，可控制滚转。如果两侧或四周的排气管655都打开，气体向斜下方排出，各路气体排出的反作用力将给火箭一正推力、给火箭一正向加速度，确保一级贮箱燃料沉底，以避免火箭在失重状态下燃料无法正常进入一级箭体1下部的各发动机，进而影响发动机工作。上述正推力还可使一级箭体1降速，利于火箭回收。排气管655输出端安装位置尽可能接近壳段612上缘，位置越靠上，距离火箭质心的距离越远，姿控效率越高。根据需要，也可将部分排气管655方向设置为斜向上，从而能够形成反推力有助于一二级分离过程的进行。优选地，还可在壳段612的外侧面周向均匀分布设置至少两个栅格翼64，用于回收过程中整流和姿态控制。

四套输气管路653也可以简化为两套，对称安装在壳段612的两侧。优选设计四套输气管路653的好处在于，可以通过其中一组对称的两管路重点考虑姿控调姿；另一组对称的两管路重点考虑给火箭一正推力、给火箭一正向加速度，确保一级贮箱燃料沉底；这样既考虑了冗余，也提升了效率。

对小型运载火箭，火箭发射起飞段及飞行段、回收段，均可通过气动分离姿控装置65控制火箭的姿态，着陆前调节回收动力发动机161的推力平衡火箭的重力和速度，使火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

本发明一实施例的火箭飞行程序及状态如下。

（1）运载火箭地面发射及一级火箭上升段飞行过程中，一级动力发动机11启动工作，龙嘴罩61处于合罩状态，回收动力发动机161启动工作，和一级动力发动机11产生的推力，共同推动火箭升空。

（2）在火箭穿越大气层到达指定分离高度，一二级箭体分离前，一级动力发动机11和回收动力***16发动机关闭。龙嘴罩61打开，气动分离姿控装置65启动，推动二级和一级箭体分离。

（3）一二级箭体分离后，二、三级火箭继续飞行，到达二三级箭体分离高度后二三级箭体分离；三级火箭继续飞行，推送卫星4到达预定轨道。

（4）一二级箭体分离后，龙嘴罩61合罩，包括一级箭体1和龙嘴罩61的“一级亚轨道运载火箭”返回地面，在地球引力作用下向地面回落。回落过程中，一级动力发动机11和回收动力***16熄火、不工作；气动分离姿控装置65转换其姿控功能、起调姿作用。

（5）“一级亚轨道火箭”返回大气层，继续下落飞向地面。火箭在落地前预定高度，回收动力***16再次启动，依靠回收动力***16推力大小和方向不断调整，结合气动分离姿控装置65的调姿作用，控制火箭俯仰、偏航、滚转等姿态并缓慢稳定下降，最终降落到指定回收位置的回收装置8上。

综上所述，本发明具有如下有益技术效果：

1、本发明的方案通过在一级箭体底部两侧位置倾斜设置两台回收动力发动机以及在一级箭体底部居中位置设置一台或多台一级动力发动机的方案，更加便于火箭回收过程稳定控制和精准着陆。

2、一级动力发动机可设置与回收动力发动机同样推力的9台、8台或7台、6台，也可以设置推力较大的一台或两台，便于一级发动机的选择和布局，减少了发动机数量，降低了成本；同时，倾斜设置的两台回收动力发动机实现了联合姿控和推力调节，从而高效协助实现火箭的精准回收。

3、龙嘴罩实现了亚轨道火箭的100%回收，能够有效降低发射成本，为洲际运输、太空旅游、太空试验及太空产业和太空经济发展奠定基础。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其特征在于，其包括一级箭体，一级箭体的上部设置有可开合的龙嘴罩，龙嘴罩中容纳有载荷；龙嘴罩还包括有气动分离姿控装置；一级箭体的下部居中位置设置有一个、二个或多个一级动力发动机，一级箭体的下部两侧位置对称地设置有两个回收动力***；回收动力***至少包括有回收动力发动机，回收动力发动机具有喷管，喷管的朝向为向外的斜下方，回收动力发动机及喷管的中心线与一级箭体的中心线倾斜10度至30度；

气动分离姿控装置包括有气瓶，气瓶连接有气囊和输气管路，气囊用于将载荷向上推动；输气管路至少有两条，数条输气管路沿龙嘴罩内壁周向均匀分布设置，每条输气管路的末端均分支有两条相互垂直的排气管

龙嘴罩包括壳段，壳段上方活动连接有两个对称的罩瓣部，罩瓣部连接有控制其开合的作动机构，罩瓣部合拢后呈半椭球形，两个罩瓣部的接合面设置有耐高温密封结构；壳段下部连接有支座；壳段和/或支座与一级箭体的顶端相连接；支座边缘位置向上竖直设置有滑轨，载荷的一部分具有与滑轨相配合的限位结构并与滑轨滑动连接；支座上设置有用于固定和释放载荷的电控锁紧装置；

回收动力发动机至少有一部分突出于一级箭体外，在回收动力发动机位于一级箭体外的部分的外侧设置有翼罩，翼罩固定安装在一级箭体外壁；

排气管上设置有控制其通断的阀门，排气管的输出端设置于龙嘴罩上部的外表面上，排气管的朝向为朝外侧的斜下方，排气管的朝向与一级箭体的中心线呈30度夹角。

2.根据权利要求1所述的两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其特征在于，回收动力发动机设置于一级箭体内。

3.根据权利要求1所述的两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其特征在于，回收动力发动机连接有用于控制其转动的摆转机构；回收动力发动机通过摆转机构与一级箭体相连接。

4.根据权利要求1-3中任意一项所述的两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其特征在于，回收动力发动机的推力远小于一级动力发动机的推力。

5.根据权利要求1-3中任意一项所述的两侧倾斜设置回收动力***的运载火箭，其特征在于，载荷为二级火箭和卫星；二级火箭的发动机的推力远小于一级动力发动机的推力。

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