一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置制造方法及图纸

本申请涉及一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过若干个驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低了主发动机伺服系统的设计难度，从而降低了可回收火箭的研制成本；结构简单，不额外占用箭体内有限的空间，进一步提高了运载能力；紧凑地设置在箭体外壁，有利于箭体的安装、操作和维护。操作和维护。操作和维护。

【技术实现步骤摘要】
一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置


[0001]本专利技术属于航天领域，涉及可重复使用火箭的设计，具体为一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置。

技术介绍

[0002]随着全球航天技术的不断进步，太空经济领域蓬勃发展。以大规模低轨互联网通信卫星星座为代表的太空“新基建”已成为国家重要发展方向。预计未来5到10年，卫星星座的密集组网和补网维护发射对运载火箭将有较大的市场需求，特别是低成本运载火箭的需求显得非常迫切。国际上，美国SpaceX公司的猎鹰9号运载火箭通过重复使用，大幅降低了发射成本，获得的发射订单累计超过100亿美元，促进了太空经济的发展。可重复使用是降低成本的重要途径，开展可重复使用运载火箭的研制，将大幅提升我国进入空间和利用空间的能力。
[0003]回收火箭返回段需要通过主发动机多次开机进行制动减速，主发动机推力室直接面向高速来流方向，回收箭体将经历高马赫数高动压再入环境，主发动机伺服将承载巨大的负载力矩，对主发动机伺服系统提出了严苛的设计要求，设计难得大，成本高。因此需开展可回收火箭尾部主发动机活动保护装置的设计，以降低主发动机伺服系统在返回段所承载的负载力矩。

技术实现思路

[0004]针对以上现有技术的缺陷或改进需求，本专利技术提供了一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低主发动机伺服系统的设计难度，降低可回收火箭的研制成本。
[0005]为实现上述目的，本专利技术提供了以下技术方案：<br/>[0006]一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，
[0007]所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过若干个驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。
[0008]优选地，所述驱动机构包括直线舵机和连杆，所述直线舵机固定设置于所述箭体的外壁，所述连杆的一端固定连接于所述直线舵机的输出端，另一端固定连接于所述环形保护罩。
[0009]优选地，所述直线舵机沿所述箭体的轴线方向周向均匀分布。
[0010]优选地，所述环形保护罩呈收缩状态时，其下端面与所述箭体尾段的底端面平齐。
[0011]优选地，所述环形保护罩的高度大于或等于所述箭体尾部主发动机的长度。
[0012]优选地，所述环形保护罩的厚度为5
‑
10毫米。
[0013]总体而言，通过本申请所提供的以上一个或多个技术方案，至少可以产生如下有益效果或优点：
[0014]1.该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低了主发动机伺服系统的设计难度，降低了可回收火箭的研制成本；
[0015]2.结构简单，不额外占用箭体内有限的空间，进一步提高了运载能力；
[0016]3.紧凑地设置在箭体外壁，有利于箭体的安装、操作和维护。
附图说明
[0017]图1为本申请一实施例中可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置的结构示意图；
[0018]图2为图1的侧视图；
[0019]图3为本申请一实施例中可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置部分伸出状态示意图；
[0020]图4为图3的侧视图；
[0021]图5为本申请一实施例中可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置完全伸出状态示意图；
[0022]图6为图5的侧视图。
[0023]在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：
[0024]1‑
箭体、2
‑
环形保护罩、3
‑
主发动机、4
‑
直线舵机、5
‑
连杆。
具体实施方式
[0025]为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面所描述的本专利技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0026]在本专利技术的描述中，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专利技术和简化描述，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专利技术的限制；另外，在本专利技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0027]如图1至图6所示，本专利技术提供的一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干个主发动机，设置于箭体尾段的环形保护罩。本实施例中设置了七台并联的主发动机，环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过至少三套驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动环形保护罩沿箭体的轴线方向收缩或伸出。
[0028]驱动机构包括直线舵机和连杆，在本实施例中，沿箭体的轴线方向周向均匀设置有四套直线舵机和连杆，每个直线舵机固定设置于箭体的外壁，每个连杆的一端固定连接于直线舵机的输出端，另一端固定连接于环形保护罩，直线舵机内置的伺服机构控制其输出端收缩或伸出时，与输出端相连的连杆带动环形保护罩沿箭体轴向收缩或伸出。
[0029]为确保箭体的气动性不受影响，在环形保护罩呈收缩状态时，其下端面与箭体尾段的底端面平齐，环形保护罩的高度大于或等于箭体尾部若干主发动机的长度。同时，在保证环形保护罩结构强度的前提的，尽可能降低环形保护罩的重量，环形保护罩的厚度取值
5
‑
10毫米，在本实施例中，环形保护罩的厚度为5毫米；在另一实施例中，环形保护罩的厚度为7毫米；在又一实施例中，环形保护罩的厚度为10毫米。
[0030]本申请的可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置的使用方法如下，可回收火箭点火起飞时，可回收火箭尾部的环形保护罩呈收缩状态，其下端面与尾段底端面平齐，防止主发动机在摆动时与环形保护罩产生干涉。当回收箭体与二级火箭分离后，可回收火箭尾部主发动机环形保护罩继续保持收缩状态。
[0031]进入返回阶段后，当回收箭体返回再入至50千米高度以下时，直线舵机作动可回收火箭尾段的环形保护罩，此时主发动机均不进行摇摆，维持0
°
摆角，防止主发动机与环形保护罩产生干涉，火箭主发动机在该装置的保护下经历高动压返回阶段基本不会产生较大的气动负载力矩。
[0032]通过Ansys CFX仿真软件，仿真得出如下表1本申请的可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置多个状态下返回段主发动机伺服最大气动负载力矩数据，从表中可以看出，增加活动环形保护装置后，环形保护罩伸出不同的长度，返回段主发动机伺服最大气动负载力矩均有显著降低，环形保护罩伸出900毫米时，不同攻角下气动负载力矩较原始状态下降超过8本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，其特征在于，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过至少三套驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。2.根据权利要求1所述的一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，其特征在于：所述驱动机构包括直线舵机和连杆，所述直线舵机固定设置于所述箭体的外壁，所述连杆的一端固定连接于所述直线舵机的输出端，另一端固定连接于所述环形保护罩。3.根据权利要求2所述的一种可回收火箭尾部主...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨跃，刘浩，可钊，李钧，朱景文，朱佩婕，龚习，刘岳，彭彦召，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：