一种可回收的运载式飞行器的制作方法

1.本技术一般涉及航天器领域，尤其涉及一种可回收的运载式飞行器。


背景技术：

2.为降低空间运载成本，飞行器可回收技术已越来越受到广泛应用。可回收飞行器在发射后会经历两个阶段，即运载段和回收段，其中运载段内飞行器将其所携带的负载运至空间指定位置，在其完成卸载后转入回收段。在回收段的飞行器需要完成两方面的工作，一是要在落地前将自身速度降低至设定值，二是要调整自身姿态，使得落地时以设定的着陆面着地。以上两个方面均对飞行器的回收至关重要。现有技术中心一般采用受控反推发动机提供相应的推力来完成上述两种工作，但其控制技术在实现上较为复杂、成本较高，且在飞行器上携带过多的装置用于调整回收姿态，会降低飞行器运输负载的效率。
3.在中国专利文件(cn115556966a)中，针对飞行器姿态调节问题，公开了一种低成本的可回收火箭型试验飞行器，其通过推力可调节的航空涡喷发动机可实现火箭下落时的稳定着陆控制。然而，在解决降低设计复杂度、提升飞行器运载效率等问题时，仍然存在缺陷。


技术实现要素：

4.鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种设计简单、成本低且有利于提高运载效率的可回收的运载式飞行器。
5.具体技术方案如下：
6.该可回收的运载式飞行器，包括：
7.飞行器主体，所述飞行器主体上设有反推发动机，且具有设定的着陆面，所述反推发动机用于在飞行器着陆前，降低其下落速度；
8.质心调节模块，所述质心调节模块具有可分离机构，当所述可分离机构未被触发时，所述质心调节模块连接于所述飞行器主体；当所述可分离机构被触发时，所述质心调节模块与所述飞行器主体分离；
9.所述飞行器具有第一状态和第二状态，当其处于第一状态时，被运负载和所述质心调节模块均未被抛出，此时所述飞行器的质心位于第一设定位置；
10.当其处于第二状态时，所述被运负载和所述质心调节模块均被抛出，此时所述飞行器的质心位于第二设定位置；
11.当所述飞行器的质心位于第一设定位置时，满足其在运载段飞行姿态的第一约束条件；
12.当所述飞行器的质心位于第二设定位置时，满足其在回收段飞行姿态的第二约束条件，所述第二约束条件包括：所述飞行器以所述着陆面着陆。
13.作为本技术的进一步限定，所述飞行器主体上还设有空气舵，所述空气舵用于配合调节所述飞行器主体在所述运载段和所述回收段的姿态，使其分别满足所述第一约束条
件和所述第二约束条件。
14.作为本技术的进一步限定，所述可分离机构包括断开装置和推动装置，所述断开装置被触发用于将所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；
15.所述推动装置用于沿第一方向，向所述飞行器主体和所述质心调节模块分别施加方向相反的推力，所述第一方向为所述飞行器主体和所述质心调节模块的排列方向；所述推动装置具有多组，且其作用点均匀分布于第一直线周围，所述第一直线平行于所述第一方向且经过所述质心调节模块的质心。
16.作为本技术的进一步限定，所述质心调节模块内设有开口朝向所述飞行器主体的推动槽，所述推动装置设于所述推动槽中；
17.所述推动装置包括设于所述推动槽内的弹簧，当所述可分离机构处于所述非触发状态时，所述弹簧处于被压缩状态；当所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态时，所述弹簧舒张，并推动所述质心调节模块远离所述飞行器主体。
18.作为本技术的进一步限定，所述推动装置还包括抵接于所述飞行器主体与所述弹簧之间的推杆，所述推杆的中部设有第一限位凸起，所述第一限位凸起与所述推动槽开口处的第二限位凸起配合，用于将所述推杆和所述弹簧限定于所述推动槽内。
19.作为本技术的进一步限定，所述断开装置为连接于所述质心调节模块与所述飞行器主体之间的爆炸螺栓。
20.作为本技术的进一步限定，所述质心调节模块为设于所述飞行器主体尾部喷气口处的燃气舵组件，所述燃气舵组件具有可转动的燃气舵，所述燃气舵转动用于改变燃气喷出的方向。
21.作为本技术的进一步限定，所述飞行器为多机体结构，且各所述机体共面，每个所述机体的推进发动机的喷气口处均设有所述燃气舵组件和所述空气舵，所述燃气舵组件上还具有呈第一形态设置的引流板，所述引流板与相应机体上呈第二形态设置的所述空气舵配合用于将所述喷气口处喷出的燃气沿所述机体延伸方向导出。
22.作为本技术的进一步限定，还包括分离控制装置，所述分离控制装置包括：
23.停火检测模块，用于检测各所述推进发动机是否停火，并在检测到全部停火后发出判断信号；
24.分离触发模块，用于在收到分离控制信号后，将各所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；
25.控制模块，用于在收到所述判断信号后，向所述分离触发模块发送所述分离控制信号。
26.作为本技术的进一步限定，所述引流板为耐高温材质。
27.本技术有益效果在于：
28.调整飞行器在空中姿态的方法一般为，通过调节发动机喷出气体的方向来实现，另外还有利用飞行器自身外形在空气动力学中的特性来完成。本技术利用飞行器在回收段与运载段的特性，通过将质心位置的设置作为考虑因素加入到飞行器设计中，以降低飞行器在上述两个阶段内姿态调整难度，尤其是在回收段，通过将在该时间段内并无姿态调节作用的重物抛出，来调节飞行器整体的质心，从而配合其本身形状特性，利用空气动力学原理实现姿态调整。无需通过配置设计复杂的回收发动机来调节着陆时姿态，降低了整体设
计难度，省去了影响飞行器运载效率的装置。是一种全新设计理念下的可回收飞行器。
附图说明
29.通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
30.图1为本技术实施例提供的可回收的运载式飞行器的原理图；
31.图2为图1中可回收的运载式飞行器整体结构示意图；
32.图3为图1中可回收的运载式飞行器的可分离机构的示意图；
33.图4为图1中可回收的运载式飞行器的推动装置安装位置的示意图；
34.图5为图4中推动装置的结构示意图；
35.图中标号：1，飞行器主体；2，质心调节模块；a，第一设定位置；b，第二设定位置；11，空气舵；21，断开装置；22，推动装置；221，弹簧；222，推杆。
具体实施方式
36.下面结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
37.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
38.实施例1
39.请参考图1，为本实施例提供的一种可回收的运载式飞行器，包括：
40.飞行器主体1，所述飞行器主体1上设有反推发动机，且具有设定的着陆面，所述反推发动机用于在飞行器着陆前，降低其下落速度；
41.质心调节模块2，所述质心调节模块2具有可分离机构，当所述可分离机构未被触发时，所述质心调节模块2连接于所述飞行器主体1；当所述可分离机构被触发时，所述质心调节模块2与所述飞行器主体1分离；
42.所述飞行器具有第一状态和第二状态，当其处于第一状态时，被运负载和所述质心调节模块2均未被抛出，此时所述飞行器的质心位于第一设定位置a；
43.当其处于第二状态时，所述被运负载和所述质心调节模块2均被抛出，此时所述飞行器的质心位于第二设定位置b；
44.当所述飞行器的质心位于第一设定位置a时，满足其在运载段飞行姿态的第一约束条件；
45.当所述飞行器的质心位于第二设定位置b时，满足其在回收段飞行姿态的第二约束条件，所述第二约束条件包括：所述飞行器以所述着陆面着陆。
46.调整飞行器在空中姿态的方法一般为，通过调节发动机喷出气体的方向来实现，另外还有利用飞行器自身外形在空气动力学中的特性来完成。本技术利用飞行器在回收段与运载段的特性，通过将质心位置的设置作为考虑因素加入到飞行器设计中，以降低飞行器在上述两个阶段内姿态调整难度，尤其是在回收段，通过将在该时间段内并无姿态调节作用的重物抛出，来调节飞行器整体的质心，从而配合其本身形状特性，利用空气动力学原
理实现姿态调整。无需通过配置设计复杂的回收发动机来调节着陆时姿态，降低了整体设计难度，省去了影响飞行器运载效率的装置。是一种全新设计理念下的可回收飞行器。具体实现方式如下：
47.不妨设定所述飞行器构型如图1中所示，为圆柱形机体，且其内部质量均匀分布。在抛出负载前一时刻，其整体质心位于其几何中心，设为a。在实际中，飞行器质心位置的测量是通过相应的测量仪器经测量后得到的，也可以通过计算机软件模拟得出，此项技术为本领域公知，在此不做赘述。其中上述第一约束条件中考虑了发动机燃料消耗对飞行器质心变化的影响。假定其负载被放置于靠近所述飞行器顶端的位置处，如图1中靠近顶端的窗口处。当负载被抛出后，所述飞行器整体质心势必会向其尾端移动，此处设定为过渡质心c点，由于飞行器内发动机等占据较大的功能性设备无法灵活的切换位置，在该变化后的质心位置条件下，难以满足其在所述回收段内姿态变换的所述第二约束条件。而按照本方案提供的飞行器，利用了其在所述回收段的工作机制与其在运载段的机制的不同，在完成抛出负载动作时，飞行器可同时抛出在回收段不起姿态调节作用的装置，以将整体质心调节至所述第二设定位置b。假定被抛出的所述质心调节模块2被抛出前位于飞行器的另一端，则抛出后飞行器质心b较之仅抛出负载时的位置，将更为靠近a点，如图2中所示。在设计阶段通过飞行姿态模拟软件对飞行器在回收段的姿态影响因素进行充分的模拟。以测定在设定飞行器外形下，如何调整其在所述第二状态时的质心位置才能满足所述第二约束条件。以实现飞行器以所述着陆面着陆。
48.其中在降低飞行器姿态调节难度的优选实施方式中，所述飞行器主体1上还设有空气舵11，所述空气舵11用于辅助调节所述飞行器主体1在所述运载段和所述回收段的姿态，使其分别满足所述第一约束条件和所述第二约束条件。
49.如图2所示，所述飞行器主体1的侧壁上设置的空气舵11在运载段用于配合飞行器外形，改变其在上升过程中的空气动力学特性，当其设置于飞行器发动机喷气口附近时，还可用于配合燃气舵，以利用飞行器喷出的燃气改变飞行器飞行方向，以此令其满足所述第一约束条件。而在回收段，所述空气舵11完全用于配合飞行器外形，使其满足所述第二约束条件。在飞行器飞行的上述两个阶段，所述空气舵11均有助于调节姿态。
50.其中在提升飞行器回收段姿态调节过程中安全性的优选实施方式中，所述可分离机构包括断开装置21和推动装置22，所述断开装置21被触发用于将所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；
51.所述推动装置22用于沿第一方向，向所述飞行器主体1和所述质心调节模块2分别施加方向相反的推力，所述第一方向为所述飞行器主体1和所述质心调节模块2的排列方向；所述推动装置22具有多组，且其作用点均匀分布于第一直线周围，所述第一直线平行于所述第一方向且经过所述质心调节模块2的质心。
52.如图3和图4中所示，假定所述质心调节模块2位于飞行器尾部，在其被抛出后为了防止在回收段与所述飞行器主体1发生(由所述质心调节模块2直接或经翻滚后造成的)碰撞，因此需要向二者施加方向完全相反的推力，并需保证被抛出的所述质心调节模块2在受到上述推力后，会沿与所述飞行器主体1运动方向相反的方向保持原有姿态运动。前一个条件由所述推动装置22实现，而后一条件需要满足所述质心调节模块2受到推力的合力平行于所述第一方向。在本方案中，所述飞行器主体1和所述质心调节模块2受到所述推动装置
22施加的沿所述第一方向的相反的推力，并且多组所述推动装置22对于所述质心调节模块2的合力是沿所述第一方向作用于其质心上的，因此所述质心调节模块2不会由于上述推力而发生翻滚，并在翻滚后与所述飞行器主体1发生碰撞。进而提升了飞行器姿态调节过程中的安全性。
53.其中在所述推动装置的优选实施方式中，所述质心调节模块2内设有开口朝向所述飞行器主体1的推动槽，所述推动装置22设于所述推动槽中；
54.如图5中所示，所述推动装置22包括设于所述推动槽内的弹簧221，当所述可分离机构处于所述非触发状态时，所述弹簧221处于被压缩状态；当所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态时，所述弹簧221舒张，并推动所述质心调节模块2远离所述飞行器主体1。
55.本方案提供的所述推动装置22的实施方式中，当所述所述可分离机构处于所述非触发状态时，所述质心调节模块2连接于所述飞行器主体1，此时所述弹簧221会被二者压缩于所述推动槽中，直至二者分离时，所述弹簧221将弹性势能释放，进而向上述二者施加方向相反的推力，促使二者沿相反方向分离，避免回收段发生相撞。
56.其中在进一步提升飞行器回收段姿态调节过程中安全性的优选实施方式中，所述推动装置22还包括抵接于所述飞行器主体1与所述弹簧221之间的推杆222，所述推杆222的中部设有第一限位凸起，所述第一限位凸起与所述推动槽开口处的第二限位凸起配合，用于将所述推杆222和所述弹簧221限定于所述推动槽内。
57.根据上述方案，所述推动装置22在向所述飞行器主体1和所述质心调节模块2施加推力的过程是通过所述推杆222完成的，此种方式一方面有利于保证施加的推力是按照设定的方向，另一方面通过所述推杆222上第一限位凸起与所述推动槽开口处的第二限位凸起的配合，保证在所述飞行器主体1和所述质心调节模块2后，用于推动二者的弹簧221不会在所述回收段与所述飞行器主体1发生碰撞，因此进一步提升了飞行器回收段姿态调节过程中的安全性。
58.其中在所述断开装置21的优选实施方式中，所述断开装置21为连接于所述质心调节模块2与所述飞行器主体1之间的爆炸螺栓。
59.在此处使用爆炸螺栓，一方面便于分离过程的控制，另一方面可降低设计的复杂度。
60.其中在所述质心调节模块2的优选实施方式中，所述质心调节模块2为设于所述飞行器主体1推进发动机喷气口处的燃气舵组件，所述燃气舵组件具有可转动的燃气舵，所述燃气舵转动用于改变所述推进发动机燃气喷出的方向。
61.在具体应用中，由于所述飞行器的发动机等动力设备均需设于靠近飞行器尾端发动机喷气口附近，因此飞行器所携带的负载需设置在靠近其顶端的一侧，而用于在飞行器处于运载段调节方向的燃气舵组件，在回收段并无调节姿态的作用，因此通过抛出所述燃气舵组件可最大幅度的改变所述飞行器的质心位置，使其具有最大的可调节范围。
62.其中在降低飞行器在回收段姿态调节难度的优选实施方式中，所述飞行器为多机体结构，且各所述机体平行且共面，每个所述推进发动机的喷气口处均设有所述燃气舵组件和所述空气舵11，所述燃气舵组件上还具有呈第一形态设置的引流板，所述引流板与相应机体上呈第二形态设置的所述空气舵11配合用于将所述喷气口处喷出的燃气沿所述机
体延伸方向导出。
63.如图2中所示，假设所述飞行器采用双体式结构，因此其在运载段时会有两个发动机对其进行推进，由于其在抛出负载并进入回收段时，会有可能出现两个推进发动机不能同时关闭的情况，而在此种情况在，由于所述空气舵11和飞行器整体的空气动力学特性等因素，最后关闭的发动机会产生推力，进而产生扭矩，导致所述飞行器会发生旋转，因而导致其在回收段内的姿态控制难度增大。而采用上述方案后，即使两个发动机不能同时关闭，负载抛出后最后关闭的发动机对飞行器产生推力会作用到引流板上，进而产生上述扭转力矩的反向力矩，该反向力矩与上述未关闭发动机引起的力矩相互抵消，因此不会导致飞行器整体发生扭转。
64.其中在进一步降低飞行器在回收段姿态调节难度的优选实施方式中，还包括分离控制装置，所述分离控制装置包括：
65.停火检测模块，用于检测各所述推进发动机是否停火，并在检测到全部停火后发出判断信号；
66.分离触发模块，用于在收到分离控制信号后，将各所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；
67.控制模块，用于在收到所述判断信号后，向所述分离触发模块发送所述分离控制信号。
68.在上述方案中，通过所述分离触发模块，可实现对各所述可分离机构的同步控制，确保不同机体上的所述质心调节模块2同一时刻与飞行器发生分离，进而防止对飞行器产生不均衡的反推力使其发生旋转。因此进一步降低了飞行器在回收段的姿态调节难度。
69.其中在所述引流板的优选实施方式中，所述引流板为耐高温材质。
70.以上描述仅为本技术的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本技术中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本技术中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

技术特征：
1.一种可回收的运载式飞行器，其特征在于，包括：飞行器主体(1)，所述飞行器主体(1)上设有反推发动机，且具有设定的着陆面，所述反推发动机用于在飞行器着陆前，降低其下落速度；质心调节模块(2)，所述质心调节模块(2)具有可分离机构，当所述可分离机构未被触发时，所述质心调节模块(2)连接于所述飞行器主体(1)；当所述可分离机构被触发时，所述质心调节模块(2)与所述飞行器主体(1)分离；所述飞行器具有第一状态和第二状态，当其处于第一状态时，被运负载和所述质心调节模块(2)均未被抛出，此时所述飞行器的质心位于第一设定位置(a)；当其处于第二状态时，所述被运负载和所述质心调节模块(2)均被抛出，此时所述飞行器的质心位于第二设定位置(b)；当所述飞行器的质心位于第一设定位置(a)时，满足其在运载段飞行姿态的第一约束条件；当所述飞行器的质心位于第二设定位置(b)时，满足其在回收段飞行姿态的第二约束条件，所述第二约束条件包括：所述飞行器以所述着陆面着陆。2.根据权利要求1所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述飞行器主体(1)上还设有空气舵(11)，所述空气舵(11)用于辅助调节所述飞行器主体(1)在所述运载段和所述回收段的姿态，使其分别满足所述第一约束条件和所述第二约束条件。3.根据权利要求2所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述可分离机构包括断开装置(21)和推动装置(22)，所述断开装置(21)被触发用于将所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；所述推动装置(22)用于沿第一方向，向所述飞行器主体(1)和所述质心调节模块(2)分别施加方向相反的推力，所述第一方向为所述飞行器主体(1)和所述质心调节模块(2)的排列方向；所述推动装置(22)具有多组，且其作用点均匀分布于第一直线周围，所述第一直线平行于所述第一方向且经过所述质心调节模块(2)的质心。4.根据权利要求3所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述质心调节模块(2)内设有开口朝向所述飞行器主体(1)的推动槽，所述推动装置(22)设于所述推动槽中；所述推动装置(22)包括设于所述推动槽内的弹簧(221)，当所述可分离机构处于所述非触发状态时，所述弹簧(221)处于被压缩状态；当所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态时，所述弹簧(221)舒张，并推动所述质心调节模块(2)远离所述飞行器主体(1)。5.根据权利要求4所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述推动装置(22)还包括抵接于所述飞行器主体(1)与所述弹簧(221)之间的推杆(222)，所述推杆(222)的中部设有第一限位凸起，所述第一限位凸起与所述推动槽开口处的第二限位凸起配合，用于将所述推杆(222)和所述弹簧(221)限定于所述推动槽内。6.根据权利要求3-5中任意一项所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述断开装置(21)为连接于所述质心调节模块(2)与所述飞行器主体(1)之间的爆炸螺栓。7.根据权利要求3所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述质心调节模块(2)为设于所述飞行器主体(1)推进发动机喷气口处的燃气舵组件，所述燃气舵组件具有可转动的燃气舵，所述燃气舵转动用于改变所述推进发动机燃气喷出的方向。
8.根据权利要求7所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述飞行器为多机体结构，且各所述机体平行且共面，每个所述推进发动机的喷气口处均设有所述燃气舵组件和所述空气舵(11)，所述燃气舵组件上还具有呈第一形态设置的引流板，所述引流板与相应机体上呈第二形态设置的所述空气舵(11)配合用于将所述喷气口处喷出的燃气沿所述机体延伸方向导出。9.根据权利要求8所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，还包括分离控制装置，所述分离控制装置包括：停火检测模块，用于检测各所述推进发动机是否停火，并在检测到全部停火后发出判断信号；分离触发模块，用于在收到分离控制信号后，将各所述可分离机构由所述非触发状态切换至所述触发状态；控制模块，用于在收到所述判断信号后，向所述分离触发模块发送所述分离控制信号。10.根据权利要求8或9所述的可回收的运载式飞行器，其特征在于，所述引流板为耐高温材质。

技术总结
本申请公开了一种可回收的运载式飞行器，包括：具有设定的着陆面的飞行器主体；具有可分离机构的质心调节模块，当可分离机构被触发时，质心调节模块与飞行器主体分离；飞行器具有两种状态，当其处于第一状态时，被运负载和质心调节模块均未被抛出，此时飞行器的质心位于第一设定位置；当其处于第二状态时，被运负载和质心调节模块均被抛出，此时飞行器的质心位于第二设定位置；当飞行器的质心位于第一设定位置时，满足第一约束条件；当飞行器的质心位于第二设定位置时，满足第二约束条件，第二约束条件包括：飞行器以着陆面着陆。该可回收的运载式飞行器设计简单、成本低且有利于提高飞行器运载效率。飞行器运载效率。飞行器运载效率。


技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：北京凌空天行科技有限责任公司
技术研发日：2023.04.25
技术公布日：2023/7/20