一种运载火箭整流罩的回收结构的制作方法

本实用新型涉及的是一种运载火箭整流罩的回收结构，属于运载火箭整流罩回收技术领域。

背景技术：

整流罩回收是可重复使用运载火箭技术发展和应用的一个分支，也正在成为商业航天公司追逐的热点，迄今为止还没有成功案例。一方面，卫星静包络限制压缩了整流罩内部的富余空间，使得安装回收系统和设备的空间非常有限；另一方面，回收技术复杂，所花代价大。

整流罩回收技术主要是指利用航天器再入返回技术解决整流罩分离、大气层再入、安全着陆、回收和重复使用问题，因此，回收技术相当复杂，与整流罩分离后的返回过程和飞行轨道密切相关。

整流罩返回过程指的是沿其飞行轨道直接进入或者离开它原来飞行的轨道沿转变后的轨道进入地球的大气层，并通过大气层中的大气减速，安全降落在地球上的过程。整流罩返回过程是一种人为的、有目的的和受控的过程。如果不是这样，其返回过程中所遭受的大攻角飞行、最大承载值、气动加热、进入安全都会成为问题。一旦返回过程受控，实际上也就改变了其原始的飞行轨道，而是沿转变后的轨道返回，其中要采用热防护、升力控制、地球撞击缓冲、定点返回、制导和控制等技术将上述问题一一解决。

其中，整流罩返回过程一般可分为如下几个阶段：

1、整流罩分离段：从分离开始到整流罩离开运载火箭末子级结束。分离点的位置、速度、姿态角、分离角速度构成整流罩飞行轨道要素。整流罩里安装有解锁和分离机构，在火箭飞行满足抛罩条件时，按计算机指令，解锁机构可使卫星整流罩实现分离。卫星整流罩的解锁机构包括纵向解锁机构和横向解锁机构两部分。整流罩的分离动力源来自整流罩分离弹簧，通过设计整流罩分离系统，来满足回收过程对分离点位置、角度、速度的精确要求。

由于整流罩分离后的半罩外形独特，且不具有良好的气动外形，尽管其分离点速度和高度不高，与传统轨道航天器返回相比，半罩返回过程、阶段和遇到的气动力、热、电磁环境是相似的，可能局部热导率和加热量更大，因此，需要解决整流罩局部受热而损坏的问题；

2、转入返回轨道的过渡段：从分离结束到进入地球稠密大气层之前的被动段。地球高真空(稀薄大气)大气层高度一般取80km-120km，过渡段运行轨道一般不加以控制，因此属于大气层外自由下降段；

3、再入大气层(或再入段)：在高真空中下降运动的过渡段是一条开普勒轨道，当下降到气动作用明显(例如，气动力达到重力的1％)的区域时，返回器的运动就开始偏离开普勒轨道，此时就进入了大气层再入段，再入点e为再入段的起点，也是气动力起明显作用的稠密大气层的最高点。对于降落伞着陆系统垂直着陆的整流罩，其再入段是从e点减速下降到降落伞着陆系统开始工作的这一段轨道，该段从整流罩开始进入大气层起，至离地面10km-20km高度处止。返回器再入段中一般要经受严重的气动力加热和较大的过载考验，因此，再入段的轨道研究是返回轨道研究中的重点，再入段的几点共同性质：a、返回器在再入段的速度随其高度的下降而减小；b、返回器的升阻比对再入段轨道有重要影响，升阻比增大，再入段的轨道趋于平缓，从再入点到理论着陆点的航程增长；c、升阻比增大，返回器的减速度下降，因此过载峰值和热流密度峰值均减小。因此，适当地控制返回器在再入段的攻角和升阻比，可以得到适当的最大过载值和适当的航程；

4、转入返回轨道的着陆段：该段为利用降落伞或其它减速形式使返回器安全降落在地球表面的终段轨道。降落伞在10km-20km以下的高度开始工作，一般是采用两级减速：先在12km-7km的高度打开一个面积很小的减速伞，将返回器初步减速，然后在7km-3km的高度打开面积较大的主伞，保证返回器以安全速度着陆，对于无人的飞行器，着陆速度允许到15m/s。返回器降落后，还必须准确标示出自己的位置，以便于地面人员寻找，并采取陆上、海上和空中回收等方式将其回收。着陆方式除了降落伞系统垂直着陆之外，还有水平着陆，典型的就是航天飞机水平着陆。

传统上，三类再入返回器(弹道式、弹道—升力式、升力式)各有局限性和适用范围。对于弹道式再入返回器来说，再入时间短，过载大，落点精度低，采用降落伞着陆系统可实现垂直着陆，但着陆范围小；对于弹道—升力式再入返回器，再入过程升力增大，过载减小，落点精度提高，但需要增加返回器制导和控制系统，系统变得复杂，在返回式卫星和飞船中，弹道—升力式返回技术大量应用，如果应用在整流罩回收中，其适应性需要简化提高；对于升力式再入返回器，升力最大，着陆精度最高，水平着陆范围最大，因此，可满足无损和定点着陆返回要求，但是系统十分复杂。

运载火箭在大气层中飞行时，整流罩为卫星提供良好的环境，对于中、大型体积卫星来说，整流罩尺寸大，工艺要求高，价格不菲，有回收和重复使用价值，整流罩一般分左、右两半罩。回收整流罩时，需要综合考虑整流罩发射和返回过程的热防护系统方案，整流罩返回过程中的姿态和热环境更具有不确定性。总之，对整流罩而言，返回过程遇到的环境条件，远比发射过程和运行过程复杂和恶劣，整流罩再入返回技术具有相当难度，对半罩而言，传统的再入返回器技术都不适用，因为气动外形很不规则，热防护更难以突破，对商业应用更具挑战性，也因此更有必要突破该技术瓶颈。

技术实现要素：

本实用新型要解决的技术问题，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种运载火箭整流罩的回收结构，该回收结构使分离后的钢性半罩可以得到适合弹道式返回器的气动外形，而且不会较多牺牲火箭的运载能力，可实现钢性半罩的软着陆回收。

本方案是通过如下技术措施来实现的：该运载火箭整流罩的回收结构包括可与分离后的钢性半罩对接的充气式柔性半罩，柔性半罩与钢性半罩的对接面通过螺栓组件固连，所述钢性半罩沿其轴向包括顺次连接的端头a、半圆锥段a和半圆柱段a，充气后的柔性半罩包括顺次连接的端头b、半圆锥段b和半圆柱段b，且端头b与端头a对接且对接后形成半球形结构、半圆锥段b与半圆锥段a对接、半圆柱段b与半圆柱段a对接，所述钢性半罩的内壁固定有高压氦气瓶，所述高压氦气瓶的出气口与柔性半罩的充气口连接。

优选地，未充气时的柔性半罩折叠收纳在钢性半罩内，充气后的柔性半罩中与钢性半罩轴向对接的部分与钢性半罩沿两者的对接面对称。

优选地，所述高压氦气瓶位于钢性半罩的端头a远离半圆锥段a的一端内或位于半圆柱段a远离半圆锥段a的一端内。

优选地，所述半圆柱段b中远离半圆锥段b的一端固连有圆环形加长段，所述圆环形加长段的内径等于半圆柱段a和充气后的半圆柱段b对接后形成的圆柱的内径，所述圆环形加长段的外径等于半圆柱段a和充气后的半圆柱段b对接后形成的圆柱的外径。

优选地，所述圆环形加长段中远离半圆柱段b的一端固连有环形锥段，所述环形锥段中与圆环形加长段固连端的内径和外径分别与圆环形加长段的内径和外径相等，且环形锥段中与圆环形加长段固连端的内径和外径分别小于远离圆环形加长段的一端的内径和外径。

本实用新型的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，该运载火箭整流罩的回收结构中，在分离后的钢性半罩上对接充气式柔性半罩，未充气时柔性半罩折叠收纳在钢性半罩内，充气后的柔性半罩中与钢性半罩轴向对接的部分与钢性半罩沿两者的对接面对称，柔性半罩可以增大减速面积，使钢性半罩实现“软着陆”，有效的防止陆地撞击对钢性半罩造成的损伤，使刚性半罩能承受着陆后的二次撞击。该回收结构使分离后的钢性半罩可以得到适合弹道式返回器的气动外形，而且不会较多牺牲火箭的运载能力，可实现钢性半罩的软着陆回收。由此可见，本实用新型与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。

附图说明

图1为本实用新型中结构一的柔性半罩与钢性半罩的分解示意图。

图2为本实用新型中结构二的柔性半罩与钢性半罩的分解示意图。

图3为本实用新型中结构三的柔性半罩与钢性半罩的分解示意图。

图4为本实用新型中结构一的柔性半罩与钢性半罩的装配结构示意图。

图5为图4中a-a剖视图。

图6为图4中b-b剖视图。

图7为图4中p点的放大图。

图8为本实用新型中结构二的柔性半罩的主视结构示意图。

图9为本实用新型中结构二的柔性半罩的左视结构示意图。

图10为本实用新型中结构三的柔性半罩的主视结构示意图。

图11为本实用新型中结构三的柔性半罩的左视结构示意图。

图中，1-钢性半罩，2-柔性半罩，3-端头a，4-半圆锥段a，5-半圆柱段a，6-端头b，7-半圆锥段b，8-半圆柱段b，9-螺栓组件，10-圆环形加长段，11-环形锥段。

具体实施方式

为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本方案进行阐述。

半罩整流罩，即一个完整的整流罩纵剖形成两个半罩整流罩。

一种运载火箭整流罩的回收结构，如图所示，它包括可与分离后的钢性半罩1对接的充气式柔性半罩2，所述钢性半罩1沿其轴向包括顺次连接的端头a3、半圆锥段a4和半圆柱段a5。所述柔性半罩2的材质为双轴尼龙罩，所述柔性半罩2与钢性半罩1的对接面通过螺栓组件9固连，未充气时的柔性半罩2折叠收纳在钢性半罩1内，其它附属结构和设备可以沿钢性半罩1内壁分布安装，充气后的柔性半罩2中与钢性半罩1轴向对接的部分与钢性半罩1沿两者的对接面对称。

其中，柔性半罩2可以采用如下三种结构形式：

(一)充气后的柔性半罩2包括顺次连接的端头b6、半圆锥段b7和半圆柱段b8，且端头b6与端头a3对接且对接后形成半球形结构、半圆锥段b7与半圆锥段a4对接、半圆柱段b8与半圆柱段a5对接，对接完成后，柔性半罩2与钢性半罩1沿两者的对接面对称。采用这种结构形式后，充气后的柔性半罩2与钢性半罩1对接后的形状与整流罩分离前的形状相同，即柔性半罩2充气后，端头b6、半圆锥段b7和半圆柱段b8在水平面上的投影为同心圆，充气后的柔性半罩2为与钢性半罩1形状相同的封闭气囊，钢性半罩1和柔性半罩2对接后就形成了一个高阻力钝头体，该高阻力钝头体的阻力大，减速性能好；

(二)充气后的柔性半罩2包括顺次连接的端头b6、半圆锥段b7和半圆柱段b8，且端头b6与端头a3对接且对接后形成半球形结构，所述半圆锥段b7与半圆锥段a4对接，且半圆锥段b7与半圆锥段a沿两者的对接面对称，所述半圆柱段b8与半圆柱段a5对接，且半圆柱段b8与半圆柱段a5沿两者的对接面对称，所述半圆柱段b8中远离半圆锥段b7的一端固连有圆环形加长段10，所述圆环形加长段10的内径等于半圆柱段a5和充气后的半圆柱段b8对接后形成的圆柱的内径，所述圆环形加长段10的外径等于半圆柱段a5和充气后的半圆柱段b8对接后形成的圆柱的外径。这种结构的柔性半罩2较结构(一)中的柔性半罩2增加了圆环形加长段10，且圆环形加长段10的外侧面与对接后的充气柔性半罩2和钢性半罩2的外侧面对齐，这样可以增大减速面积，增强了减速性能；

(三)充气后的柔性半罩2包括顺次连接的端头b6、半圆锥段b7和半圆柱段b8，且端头b6与端头a3对接且对接后形成半球形结构，所述半圆锥段b7与半圆锥段a4对接，且半圆锥段b7与半圆锥段a4沿两者的对接面对称，所述半圆柱段b8与半圆柱段a5对接，且半圆柱段b8与半圆柱段a5沿两者的对接面对称，所述半圆柱段b8中远离半圆锥段b7的一端固连有圆环形加长段10，所述圆环形加长段10的内径等于半圆柱段a5和充气后的半圆柱段b8对接后形成的圆柱的内径，所述圆环形加长段10的外径等于半圆柱段a5和充气后的半圆柱段b8对接后形成的圆柱的外径。所述圆环形加长段10中远离半圆柱段b8的一端固连有环形锥段11，所述环形锥段11中与圆环形加长段10固连端的内径和外径分别与圆环形加长段10的内径和外径相等，且环形锥段11中与圆环形加长段10固连端的内径和外径分别小于远离圆环形加长段10的一端的内径和外径。这种结构的柔性半罩2较结构(二)中的柔性半罩2增加了环形锥段11，进一步增大了减速面积，增强了减速性能。

上述三种结构形式中，所述端头a3和端头b6对接后均形成半球形端头结构，结构(一)中的柔性半罩2为不加长气囊结构，结构(二)和结构(三)中为两种加长气囊结构的柔性半罩2，满足不同减速性要求，可以根据整流罩体积的大小进行选择，结构(一)适用于体积最小的整流罩，结构(三)适用于体积最大的整流罩。三种结构形式的柔性半罩2可以使钢性半罩1实现“软着陆”，有效的防止陆地撞击对钢性半罩1造成的损伤，使刚性半罩1能承受着陆后的二次撞击。

所述柔性半罩2的外侧设置有防热罩，防热罩的厚度≤10mm，非常薄，保证柔性半罩2的轻质化，钢性半罩1的外侧设置有与柔性半罩2相同的防热罩，钢性半罩1的内部则利用柔性半罩2的防热罩进行防护，所述防热罩包括隔热层和敷设在隔热层外表面的防热涂层，所述隔热层和气囊本体采用航天类胶粘剂粘接，如北京航天材料和工艺研究所生产的航天用环氧树脂类胶粘剂，所述隔热层可以设置多层，其中，所述防热涂层为环氧树脂涂层，如北京航天材料和工艺研究所生产的tr-48防热涂层。所述隔热层包括自内向外依次设置的密封气囊、约束层、温度防护层和防撞层。所述密封气囊的材质为双轴尼龙，所述约束层的材质为凯夫拉或聚酰亚胺，所述温度防护层的材质为芳纶、金属箔或陶瓷柔性隔热毡，所述防撞层的材质为编织陶瓷织物、碳布或陶瓷纤维，所述编织陶瓷织物、陶瓷纤维可选用美国3m公司生产的nextel系列陶瓷氧化物连续纤维。这种结构的柔性半罩具有如下特点：

a、轻质、柔性、可折叠，使柔性半罩2能承受地面冲击和气动冲刷，其结构稳定性和强度较高，同时能够保持良好的气动外形，折叠和高度压缩后紧固在钢性半罩1内，使整个结构可以实现轻质化和可重复使用；

b、该柔性半罩2良好的减速性有助于降低热流密度和加热温度，柔性半罩2充气展开后，能长时间经受空间环境的作用；

c、再入大气层时，具有热防护功能，有助于降低热流密度和加热温度，能经受再入过程中的气动加热而不破坏，结构稳定性较好。

d、该柔性半罩2具有减速、防热和承载功能。

所述钢性半罩1的内壁固定有高压氦气瓶，所述高压氦气瓶的出气口与柔性半罩2的充气口连接，通过高压氦气瓶为柔性半罩2充气，整流罩再入前快速完成柔性半罩2充气和结构展开。所述高压氦气瓶为圆柱状或环形，所述高压氦气瓶位于钢性半罩1的端头a3远离半圆锥段a4的一端(小端头)内或位于半圆柱段a5远离半圆锥段a4的一端(大端头)内，根据返回弹道的不同，高压氦气瓶等附件可以在小端头或大端头附近的空间布局安装，从而有利于质心的设计。

该运载火箭整流罩的回收结构适用于弹道式(升力不控式)和弹道—升力式整流罩返回弹道，两种整流罩返回弹道中，整流罩的气动外形基本一致，但是飞行方向相反，弹道式中整流罩的小端头朝前，弹道—升力式中整流罩的大钝头朝前。弹道式通过质心设计确保稳定性，弹道—升力式自带制导和控制系统，都可以利用自带的高压充气氦气作为自旋起旋和消旋动力源，从而提高落地精度并减小落点散布。

弹道式(升力不控式)和弹道—升力式整流罩返回过程如下：

①整流罩分离段：从整流罩分离开始到结束；

②过渡段：从整流罩分离结束到再入点e之间，基本完成柔性半罩2充气和展开；

③再入段：从再入点e开始直到着陆之间；

④着陆和缓冲段：从着陆到发现整流罩之间。

本实用新型中未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。本实用新型并不仅限于上述具体实施方式，本领域普通技术人员在本实用新型的实质范围内做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本实用新型的保护范围。