【技术实现步骤摘要】
一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统
[0001]本专利技术属于空中发射系统
，具体涉及一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统。
技术介绍
[0002]空中发射平台技术是指利用空中发射平台在空中发射运载火箭、卫星或无人机等飞行器(统称为有效载荷)的技术,是目前航空航天领域的一个研究热点。空中发射技术可以弥补国家或省份缺少发射中心或地理以及环境影响所带来的不足，空中发射技术具备快速响应航天发射所要求的快速性、机动性和灵活性等特性，是最具潜力的快速发射方式，越来越受到各航天大国的重视。
[0003]目前，可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统未见先例。
[0004]其实现的难点在于：传统方法的基于浮空器的空中发射系统，不能实现空中斜着向上发射或者水平发射，因为斜着向上发射或者水平发射，不仅需要发射通道尽量减小摩擦力减小阻力，还需要发射火箭类飞行器及箭机组合体在舱内点火发射，舱内点火发射，将使得吊舱因火箭类飞行器及箭机组合体喷出高温火焰造成电气系统或运行机构的破坏。
技术实现思路
[...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，该发射系统包括吊舱(60)、吊舱(60)内的火箭类滚动通道机体变形子系统、铰接安装在该火箭类滚动通道机体变形子系统下端的着陆多级缓冲子系统、将火箭类滚动通道机体变形子系统包围在内的封装子系统、以及地面上的浮空发放子系统；所述火箭类滚动通道机体变形子系统，包括顶部的载荷舱(1)、以及载荷舱(1)下方的用于抱紧火箭类飞行器的第一通道滚轮支撑结构(3)、第二通道滚轮支撑结构(7)、第三通道滚轮支撑结构(9)，各个通道的滚轮支撑结构设有各自的通道滚轮组，各自的通道滚轮组包括各自的滚轮支撑连杆(63)和多个滚轮(69)；其特征在于：所述火箭类滚动通道机体变形子系统的每个通道滚轮组均匀布设；当火箭类飞行器空中发射系统向上倾斜和水平发射火箭类飞行器(5)时，载荷舱(1)底环处安装有空中导流装置(70)，以防止吊舱(60)因火箭类飞行器(5)喷出高温火焰造成电气系统或运行机构的破坏。2.根据权利要求1所述一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，其特征在于：所述火箭类滚动通道机体变形子系统的每个通道滚轮组均匀布设，具体为：所有通道的滚轮支撑连杆(63)与滚轮支撑座(67)圆弧切面的角度A始终为90
°
，火箭类飞行器(5)的各通道连杆机构的上、下、左、右滚轮支撑连杆(63)的长度相同。3.根据权利要求1所述一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，其特征在于：所述火箭类滚动通道机体变形子系统的每个通道滚轮组均匀布设，具体为：所述第一通道滚轮支撑结构(3)由四个第一通道滚轮支撑(16)均布构成，并分别固定安装于四个第一通道滚轮支撑杆(25)上，其多个滚轮(69)抱紧火箭类飞行器(5)外表面，保证火箭类飞行器(5)吊挂及发射的安全与稳定；第二通道滚轮支撑结构(7)由四个第二通道滚轮支撑(19)均布构成，并分别固定安装于四个第二通道滚轮支撑杆(30)上，其多个滚轮(69)抱紧火箭类飞行器(5)外表面，保证火箭类飞行器(5)吊挂及发射的安全与稳定；第三通道滚轮支撑结构(9)由四个第三通道滚轮支撑(14)均布构成，并分别固定安装于四个第三通道滚轮支撑杆(38)上，其多个滚轮(69)抱紧火箭类飞行器(5)外表面，保证火箭类飞行器(5)吊挂及发射的安全与稳定。4.根据权利要求1所述一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，其特征在于：所述空中导流装置(70)，包括钢丝绳保护管(71)、绳系保护导流山(72)、火山形导流体(73)、导流体底板(74)、飞行器悬吊绳悬吊孔(75)和钢丝绳穿出孔(76)等组成；火山形导流体(73)呈火山形状排布，并固定于导流体底板(74)上，以保证火箭类飞行器(5)喷出高温火焰顺利从吊舱(60)径向排出，从而保证载荷舱(1)内的电气系统和执行机构正常运转；绳系保护导流山(72)均布于火山形导流体(73)上，钢丝绳保护管(71)均布于绳系保护导流山(72)上，钢丝绳穿出孔(76)均布于钢丝绳保护管(71)上，以保护钢丝绳(33)不受证火箭类飞行器(5)喷出高温火焰影响；飞行器悬吊绳悬吊孔(75)穿过火山形导流体(73)中心，以保证火箭类飞行器(5)的吊挂与空中投放。5.根据权利要求1所述一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，其特征在于：所述火箭类滚动通道机体变形子系统包括：用于构建空中发射滚动通道的多平行四边形吊舱连杆变形机构、以及与其相配合的吊舱绳系驱动装置：
所述多平行四边形吊舱连杆变形机构包括：载荷舱(1)、同步减振器(2)、第一通道滚轮支撑结构(3)、第一通道连杆机构(4)、火箭类飞行器(5)、第二通道连杆机构(6)、第二通道滚轮支撑结构(7)、第三通道连杆机构(8)、第三通道滚轮支撑结构(9)、集成发射、舱门开启等功能的着陆缓冲装置(10)、载荷舱底环(15)、第一通道底环(17)、第二通道底环(20)、第三通道底环(21)、钢丝绳(33)和吊舱卷帘布(56)；其中，载荷舱(1)通过螺栓固定安装于载荷舱底环(15)的上部；所述第一通道连杆机构(4)的多个铰接点与载荷舱底环(15)底部多个铰接点铰接，第一通道滚轮支撑结构(3)固定安装于第一通道连杆机构(4)的第一通道滚轮支撑杆(25)上，第一通道底环(17)多个铰接点与第一通道连杆机构(4)的多个铰接点铰接，并构成基于多平行四边机构变形多滚轮支撑的第一发射通道；所述第二通道连杆机构(6)的多个铰接点与第一通道底环(17)底部的多个铰接点铰接，第二通道滚轮支撑结构(7)固定安装于第二通道连杆机构(6)的第二通道滚轮支撑杆(30)上，第二通道底环(20)多个铰接点与第二通道连杆机构(6)的多个铰接点铰接，并构成基于多平行四边机构变形多滚轮支撑的第二发射通道；所述第三通道连杆机构(8)的多个铰接点第二通道底环(20)底部的多个铰接点铰接，第三通道滚轮支撑结构(9)固定安装于第三通道连杆机构(8)的第三通道滚轮支撑杆(38)上，第三通道底环(21)多个铰接点与第三通道连杆机构(8)的多个铰接点铰接，并构成基于多平行四边机构变形多滚轮支撑的第三发射通道；第一、第二和第三发射通道共同构成发射系统的滚动通道机体变形系统；所述吊舱绳系驱动装置包括：多根钢丝绳(33)，该多根钢丝绳(33)均布于吊舱(60)内，一端伸入载荷舱(1)内，与载荷舱(1)内的钢丝绳伸缩机构连接，另外一端固定安装于第三通道底环(21)上的锁紧器(52)上，构成空中发射系统的机构变形绳系驱动系统。6.根据权利要求1所述一种可变形可回收式火箭类飞行器空中发射系统，其特征在于：所述着陆多级缓冲子系统包括：集成发射、舱门开启功能的着陆缓冲装置(10)，该集成发射、舱门开启功能的着陆缓冲装置(10)的多个铰接点铰接安装于所述滚动通道机体变形子系统的第三通道底环(21)底部的多个铰接点上，所述多个同步减振器(2)均布安装于所述载荷舱底环(15)底部，集成发射、舱门开启功能的着陆缓冲装置(10)与所述同步减振器(2)相互配合，共同构成发射系统的着陆缓冲系统，并完成发射系统着陆多级缓冲功能；所述集成发射、舱门开启等功能的着陆缓冲装置(10)，包括四个多功能着陆缓冲系统单腿结构组成；其中每个多功能着陆缓冲系统单腿结构分别通过双向减震器固定销二和减震支腿固定销铰接于吊舱(60)的第三通道底环(21)上，并且每个多功能着陆缓冲系统单腿结构之间两两相互拼接为一个圆锥形状，此时吊舱(60)处于火箭类飞行器(5)封装吊挂状态下；当四个多功能着陆缓冲系统单腿结构呈花瓣状打开状态时，此时根据吊舱(60)姿态和任务不同，吊舱(60)分别处于火箭类飞行器(5)待发射状态或者火箭类飞行器(5)发射状态或者吊舱(60)着陆缓冲状态；所述多功能着陆缓冲系统单腿结构，包括舱门(41)、减震支腿(42)、支腿支座(44)、双向减震器(43)和锁紧卡带(53)；其中，减震支腿(42)通过减震支腿固定销铰接安装于第三通道底环(21)上的支耳上，双向减震器(43)的一端通过双向减震器固定销二铰接安装于第三通道底环(21)上的支耳上，另外一端通过双向减震器固定销一铰接安装于减震支腿(42)的支耳上，支腿支座44通过支腿支座固定销铰接安装于减震支腿(42)底部，舱门(41)通过螺栓固定安装于减震支腿(42)上，从而使多功能着陆缓冲系统单腿结构既能完成着陆减震
功能，又能完成舱门(41)封闭及开启功能，锁紧卡带(53)通过螺栓固定安装于减震支腿(42)的内侧上部相应位置，用于锁紧多功能着陆缓冲系统单腿结构；所述双向减震器(43)，包括弹簧锁紧销一(49)、双向减震器内筒(48)、拉压伸缩弹簧(47)、弹簧锁紧销二(45)、双向减震器外筒(46)；其中拉压伸缩弹簧(47)插入双向减震器内筒(48)和双向减震器外筒(46)内，双向减震器内筒(48)插入双向减震器外筒(46)，弹簧锁紧销一(49)插入双向减震器内筒(48)销孔并穿过拉压伸缩弹簧(47)，弹簧锁紧螺母一拧紧于弹簧锁紧销一(49)上，弹簧锁紧螺母二拧紧于弹簧锁紧销二(45)上，从而使双向减震器(43)既能能够提供压缩状态下多功能着陆缓冲系统单腿结构的锁紧压紧力，又能够提供拉伸状态下多功能着陆缓冲系统单腿结构的着陆缓冲拉紧力，从而实现双向减震；所述集成发射、舱门开启等功能的着陆...
【专利技术属性】
技术研发人员：王福德，李文皓，黄河激，王晶，李腾，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：
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