一种可回收火箭的着陆缓冲机构的制作方法

1.本实用新型涉及航天技术领域，尤其涉及一种可回收火箭的着陆缓冲机构。


背景技术：

2.可回收火箭采用发动机减速和控制的垂直着陆方式，该方法减速效果好，控制精度高，但是着陆冲击大，着陆瞬间姿态保持的稳定性差，箭体容易遭受冲击载荷损毁和倾覆损毁。
3.现有技术中，在可回收火箭的箭体上设置着陆缓冲机构来实现对于着陆时的缓冲，以避免箭体受到损坏。在一些技术中，直接在箭体底部的外周设置多个能够收拢及展开的缓冲组件，这些缓冲组件能够在着陆时展开并实现对箭体的缓冲。但由于设置位置的限制，着陆缓冲机构会在箭体飞行时增加较大的空气阻力。
4.综上所述，如何降低着陆缓冲机构在收拢状态下的空气阻力，是本领域亟待解决的重要问题之一。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的是提供一种可回收火箭的着陆缓冲机构，以解决现有技术中的问题，能够降低着陆缓冲机构在收拢状态下的空气阻力。
6.本实用新型提供了一种可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，包括多个安装在箭体底部外周处的支撑组件，多个所述支撑组件绕所述箭体外周均匀分布；
7.所述支撑组件包括支撑件和伸缩件；
8.所述支撑件的一端铰接在所述箭体底部的外周处；
9.所述伸缩件的一端与所述箭体铰接，所述伸缩件的另一端与所述支撑件的中部连接，且所述伸缩件与所述支撑件之间能够转动；
10.所述支撑件朝向所述伸缩件的一侧设有容纳槽，所述容纳槽能够与所述箭体配合形成一个用于容纳所述伸缩件的容纳腔。
11.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述支撑件背离所述容纳槽的一侧设有圆弧面。
12.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述支撑件远离所述箭体的一端设有支撑面，所述支撑面位于背离所述容纳槽的一侧。
13.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述支撑组件还包括滑轨和支撑座；
14.所述滑轨固定安装在所述支撑件上，且位于所述容纳槽内；
15.所述支撑座安装在所述滑轨上，且所述支撑座与所述滑轨滑动配合连接；所述伸缩件远离所述箭体的一端与所述支撑座铰接。
16.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述滑轨的长度方向与所述容纳槽的长度方向一致。
17.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述滑轨的长度不大于所述容纳槽长度的一半。
18.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述伸缩件包括气缸、第一筒体和第二筒体；
19.所述气缸的一端与所述箭体的外周铰接，所述第一筒体的另一端插设在所述气缸远离所述箭体的一端内，且所述第一筒体与所述气缸之间滑动密封连接；
20.所述第二筒体的一端插设在所述第一筒体内，且所述第二筒体与所述第一筒体之间滑动配合连接；所述第二筒体的另一端与所述支撑座铰接。
21.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述第一筒体内设有蜂窝铝结构。
22.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述支撑件沿远离所述箭体的方向，宽度和厚度均逐渐变小。
23.如上所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，可选的是，所述支撑组件的数量为至少三个。
24.与现有技术相比，本实用新型至少存在如下有益效果：
25.本实用新型通过在支撑件上设置容纳槽，在收拢状态下，伸缩件位于容纳槽与箭体外周配合形成的容纳腔内。相比于现有技术中无法将伸缩件收纳至容纳腔内的情况，本实用新型能够明显降低在收拢状态下的空气阻力。
26.本实用新型中，由于支撑件背离容纳槽的一侧设置圆弧面，且支撑件沿远离箭体的方向，宽度和厚度均逐渐变小，在收拢状态下，使得沿箭体从前到后的方向外廓尺寸逐渐变大。即，在收拢状态下，支撑件沿箭体的方向从前到后，外廓尺寸逐渐变大，有利于进一步减小箭体在前进时的空气阻力。
27.在本实用新型中，在回收火箭时，通过展开支撑组件，使支撑件远离箭体的一端先着地，以起到缓冲的作用。
附图说明
28.图1为本实用新型提出的可回收火箭的着陆缓冲机构在展开时的立体图；
29.图2为本实用新型提出的可回收火箭的着陆缓冲机构在展开时的俯视图；
30.图3为本实用新型提出的可回收火箭的着陆缓冲机构在收拢时的结构示意图。
31.附图标记说明：
32.1-箭体，2-支撑组件；
33.21-支撑件，22-伸缩件，23-滑轨，24-支撑座；
34.211-容纳槽，212-圆弧面，213-支撑面；
35.221-气缸，222-第一筒体，223-第二筒体。
具体实施方式
36.下面详细描述本实用新型的实施例，所述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元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能解释为对本实用新型的
限制。
37.针对背景技术中的问题，产生的原因主要在于收拢不到位，且考虑到箭体自身强度等要求，也不适合在箭体上设置用于容纳缓冲机构的槽。在现有技术中，由于伸缩件的存在，收拢后的缓冲机构由于还存在一定程度的伸展，在箭体行进的过程中，会导致阻力增加较大。为了降低由于缓冲机构带来的阻力，本实用新型提出了以下实施例予以解决。
38.实施例1
39.请参照图1至图3，本实用新型实施例提供了一种可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，包括多个安装在箭体1底部外周处的支撑组件2，多个所述支撑组件2绕所述箭体1外周均匀分布。支撑组件2用于在火箭回收过程中展开，以使支撑组件2先于箭体着陆，从而实现对箭体的缓冲，以避免箭体在回收的过程中受到的损坏。将多个支撑组件2沿箭体1外周均匀分布，能够使箭体1受到来自于支撑组件2的缓冲力沿箭体1的周向均匀分布，有利于保证回收时的稳定性。在非回收的过程中，支撑组件2收拢于箭体1的外周面。
40.具体地，所述支撑组件2包括支撑件21和伸缩件22。所述支撑件21用于在火箭回收时向下展开，并且支撑件21远离其与箭体1连接处的一端低于箭体1的底部。支撑件21还用于在非回收时收拢，抵靠在箭体1的外周上，并将伸缩件22容纳在箭体1与支撑件21之间所形成的容纳腔内。所述伸缩件22用于控制支撑件21的转动，以实现支撑组件2的展开与收拢。
41.具体地，所述支撑件21的一端铰接在所述箭体1底部的外周处。即，支撑件21的一端与箭体1的底部外周处连接，且支撑件21与箭体1之间铰接。具体地，可以在箭体1的底部外周处设置连接耳，该连接耳与支撑件21连接。具体实施时，所述支撑件21为长条形结构。
42.更具体地，所述伸缩件22的一端与所述箭体1铰接，所述伸缩件22的另一端与所述支撑件21的中部连接，且所述伸缩件22与所述支撑件21之间能够转动。具体地，在本实施例中，所述伸缩件与所述支撑件21之间的连接关系可以是铰接，也可以是本实施例下文所说的通过滑轨23和支撑座24实现的连接方式。
43.更具体地，为了实现支撑组件2的充分收拢，所述支撑件21朝向所述伸缩件22的一侧设有容纳槽211，所述容纳槽211能够与所述箭体1配合形成一个用于容纳所述伸缩件22的容纳腔。即，当伸缩件22收缩，使支撑件21抵靠于箭体1的外周时，伸缩件22位于容纳腔内。
44.在具体使用时，在非回收过程中，通过控制伸缩件22收缩，直到支撑件21抵靠在箭体1的外周，此时，伸缩件22位于容纳腔内。通过这种结构方式，支撑件21在箭体1飞行的过程中所受到的阻力较小。在回收过程中，通过控制伸缩件22伸长，能够支撑件21展开，并使支撑件21远离其与箭体1连接处的一端位于箭体1底部的下方，以便于在回收的过程中，使支撑件21先于箭体1与地面接触，以实现对于箭体1的缓冲。
45.通过以上方式，既能够实现在回收过程中的缓冲，也能够实现在非回收状态下尽量减小缓冲机构所带来的空气阻力。为了进一步减少由于设置支撑组件2而带来的空气阻力，本实施例还作了以下改进，具体地，所述支撑件21背离所述容纳槽211的一侧设有圆弧面212。具体地，所述支撑件21背离所述容纳槽211的一侧为圆滑过渡的表面，以降低其空气阻力。在具体实施时，所述支撑件21沿远离所述箭体1的方向，宽度和厚度均逐渐变小。此处所指的支撑件21沿远离所述箭体1的方向，是指支撑件21沿远离其与箭体1铰接处的方向。
更进一步地，宽度方向是指平行于支撑件21与箭体1的铰接中心线的方向，长度方向是指支撑件21的长度方向，厚度方向是指与宽度方向和所述长度方向均垂直的方向。如此设置，能够使支撑件21收缩至与箭体2外表面抵靠的状态时，沿箭体1从前到后的方向，外廓尺寸逐渐变大。此处所指的前和后，与火箭向前飞行时的前、后一致。
46.更具体地，为了尽量保证支撑时的稳定性，所述支撑件21远离所述箭体1的一端设有支撑面213，所述支撑面213位于背离所述容纳槽211的一侧。具体实施时，所述支撑面213为一平面，较佳地，所述支撑组件2在展开状态下，支撑面213基本垂直于箭体1的中心线方向。在收拢状态下，支撑面213为一斜面，且沿从前到后的方向向远离箭体1的方向倾斜，以达到导流进一步降低风阻的目的，所述支撑面213的周侧与其他面连接处圆滑过渡。
47.在具体实施时，若将支撑件21与伸缩件22之间、支撑件21与箭体1之间、伸缩件22与箭体1之间若均通过铰接的方式连接，在支撑组件2与地面接触的瞬间，会造成在铰接点处应力较大。为此，本实施例作了以下进一步改进，具体地，所述支撑组件2还包括滑轨23和支撑座24；通过设置滑轨23，使支撑座24能够在滑轨23上滑动。具体地，所述滑轨23固定安装在所述支撑件21上，且位于所述容纳槽211内。具体实施时，所述滑轨23由支撑件21靠近箭体1的一端向所述容纳槽211的中部延伸。
48.具体地，所述支撑座24安装在所述滑轨23上，且所述支撑座24与所述滑轨23滑动配合连接；所述伸缩件22远离所述箭体1的一端与所述支撑座24铰接。在使用时，根据需要控制伸缩件22的长度，此时，在支撑件21自身重力作用下，支撑座24存在向靠近箭体1与支撑件21连接处移动的趋势，使得支撑座24位于滑轨23的中部或靠近箭体1的一端。当支撑组件2与地面接触时，支撑座24在滑轨23存在一定移动距离，从而有利于避免突然产生的应力集中问题。
49.在具体实施时，容纳槽211为沿支撑件21的长度方向布置的条形槽，所述滑轨23的长度方向与所述容纳槽211的长度方向一致。
50.所述滑轨23的长度不大于所述容纳槽211长度的一半。具体实施时，由于滑轨23自支撑件21靠近与箭体1铰接处向容纳槽211的中部延伸，使得容纳槽211远离支撑件21与箭体1铰接处的部分具有一定的空间用于容纳所述伸缩件22。在具体实施时，支撑座24不应凸出于所述容纳槽211，以使得在折叠状态下，能够使伸缩件22完全容纳于容纳槽211内。
51.在本实施例中，折叠状态是指伸缩件22收缩，支撑件21抵靠到箭体1的外周上；展开状态是指伸缩件22伸长，支撑件21绕其铰接中心转动，向外展开，直致支撑件21与箭体1之间的角度处于设定角度，该设定角度大于90度，小于180度。
52.在本实施例中，伸缩件可以是气压杆组件、液压杆组件或电动伸缩杆等。对于气压杆组件、液压杆组件及电动伸缩件均为现有技术，在此不再赘述。
53.实施例2
54.本实施例是在实施例1的基础上所作的进一步改进，相同之处不再赘述，以下仅对不同之处予以说明。
55.请参照图1和图2，本实施例中，伸缩件采用气压杆组件来实现，与实施例1中的气压杆组件不同，本实施例中，所使用的气压杆组件为经改进后的结构。
56.具体地，所述伸缩件22包括气缸221、第一筒体222和第二筒体223。通过气缸221、第一筒体222和第二筒体223的配合，以气压来实现伸缩件22的伸缩。
57.更具体地，所述气缸221的一端与所述箭体1的外周铰接，所述第一筒体222的一端插设在所述气缸221远离所述箭体1的一端内，且所述第一筒体222与所述气缸221之间滑动密封连接。所述第二筒体223的一端插设在所述第一筒体222内，且所述第二筒体223与所述第一筒体222之间滑动配合连接；所述第二筒体223的另一端与所述支撑座24铰接。之所以设置第一筒体222和第二筒体223，是为便于在第一筒体222内布置蜂窝铝结构，在回收箭体1的过程中，支撑件21受到来自于地面的支撑力，压缩第二筒体223，第二筒体223受压后压缩蜂窝铝结构耗散冲击动能，起到缓冲作用，本结构能够通过气缸内的压缩气体、蜂窝铝结构的双重作为来实现缓冲。比仅使用气压杆组件来缓冲，具有更好的缓冲效果。
58.在具体实施时，所述支撑组件2的数量为至少三个。如，支撑组件2的数量可以是三个、四个、五个或六个等。但较佳地，所述支撑组件2的数量以两个为佳。
59.以上依据图式所示的实施例详细说明了本实用新型的构造、特征及作用效果，以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，但本实用新型不以图面所示限定实施范围，凡是依照本实用新型的构想所作的改变，或修改为等同变化的等效实施例，仍未超出说明书与图示所涵盖的精神时，均应在本实用新型的保护范围内。

技术特征：
1.一种可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，包括多个安装在箭体(1)底部外周处的支撑组件(2)，多个所述支撑组件(2)绕所述箭体(1)外周均匀分布；所述支撑组件(2)包括支撑件(21)和伸缩件(22)；所述支撑件(21)的一端铰接在所述箭体(1)底部的外周处；所述伸缩件(22)的一端与所述箭体(1)铰接，所述伸缩件(22)的另一端与所述支撑件(21)的中部连接，且所述伸缩件(22)与所述支撑件(21)之间能够转动；所述支撑件(21)朝向所述伸缩件(22)的一侧设有容纳槽(211)，所述容纳槽(211)能够与所述箭体(1)配合形成一个用于容纳所述伸缩件(22)的容纳腔。2.根据权利要求1所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述支撑件(21)背离所述容纳槽(211)的一侧设有圆弧面(212)。3.根据权利要求2所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述支撑件(21)远离所述箭体(1)的一端设有支撑面(213)，所述支撑面(213)位于背离所述容纳槽(211)的一侧。4.根据权利要求2所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述支撑组件(2)还包括滑轨(23)和支撑座(24)；所述滑轨(23)固定安装在所述支撑件(21)上，且位于所述容纳槽(211)内；所述支撑座(24)安装在所述滑轨(23)上，且所述支撑座(24)与所述滑轨(23)滑动配合连接；所述伸缩件(22)远离所述箭体(1)的一端与所述支撑座(24)铰接。5.根据权利要求4所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述滑轨(23)的长度方向与所述容纳槽(211)的长度方向一致。6.根据权利要求5所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述滑轨(23)的长度不大于所述容纳槽(211)长度的一半。7.根据权利要求4-6任一项所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述伸缩件(22)包括气缸(221)、第一筒体(222)和第二筒体(223)；所述气缸(221)的一端与所述箭体(1)的外周铰接，所述第一筒体(222)的另一端插设在所述气缸(221)远离所述箭体(1)的一端内，且所述第一筒体(222)与所述气缸(221)之间滑动密封连接；所述第二筒体(223)的一端插设在所述第一筒体(222)内，且所述第二筒体(223)与所述第一筒体(222)之间滑动配合连接；所述第二筒体(223)的另一端与所述支撑座(24)铰接。8.根据权利要求7所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述第一筒体(222)内设有蜂窝铝结构。9.根据权利要求1-6任一项所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述支撑件(21)沿远离所述箭体(1)的方向，宽度和厚度均逐渐变小。10.根据权利要求1-6任一项所述的可回收火箭的着陆缓冲机构，其特征在于，所述支撑组件(2)的数量为至少三个。

技术总结
本实用新型公开了一种可回收火箭的着陆缓冲机构，其中，包括多个安装在箭体底部外周处的支撑组件，多个所述支撑组件绕所述箭体外周均匀分布；所述支撑组件包括支撑件和伸缩件；所述支撑件的一端铰接在所述箭体底部的外周处；所述伸缩件的一端与所述箭体铰接，所述伸缩件的另一端与所述支撑件的中部连接，且所述伸缩件与所述支撑件之间能够转动；所述支撑件朝向所述伸缩件的一侧设有容纳槽，所述容纳槽能够与所述箭体配合形成一个用于容纳所述伸缩件的容纳腔。本实用新型能够降低着陆缓冲机构在收拢状态下的空气阻力。机构在收拢状态下的空气阻力。机构在收拢状态下的空气阻力。


技术研发人员：王珂 郑泽 霍亮
受保护的技术使用者：江苏深蓝航天有限公司
技术研发日：2023.02.16
技术公布日：2023/6/20