本发明涉及一种运载器着陆支撑机构，具体涉及一种气动驱动展开收拢的重复运载器着陆支撑机构。
背景技术：
目前，火箭主要是一次性使用，当火箭任务完成后自由落地后无法再次利用，而火箭主体部件高昂，燃料费用相对低廉，由此产生的浪费是阻碍火箭快速响应的一个主要原因，为此通过火箭回收可大幅降低发射成本，支撑机构是垂直起降运载技术中的关键技术，通过支撑机构中支撑腿以及缓冲器实现运载器的软着陆，通过后续的维修以及燃料补给实现再次使用。
现有的用于着陆的支撑机构支撑圆直径小、火箭发射空气阻力过大，由于支撑连杆一阶振动导致支撑连杆竖直方向振动位移加大，当火箭进行着陆过程中由于冲击力峰值较大，伴随一阶振动的影响将可能发生失稳状态，导致回收工作失败。
综上，现有的用于运载器软着陆的支撑机构由于一阶振动的影响可能发生失稳状态，导致回收工作失败。
技术实现要素：
本发明为解决现有的用于运载器软着陆的支撑机构由于一阶振动的影响可能发生失稳状态，导致回收工作失败的问题，进而提供一种气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构。
本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：
本发明的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构包括四组折展锁定缓冲一体化机构，四组折展锁定缓冲一体化机构沿圆周方向均布设置在火箭主体6的下部，每组折展锁定缓冲一体化机构包括着陆支撑腿1、液压缓冲器2、缓冲器支撑连杆3、辅助支撑连杆4、气缸驱动连杆5、气缸锁紧机构7、气缸8和足垫9，着陆支撑腿1的上端与火箭主体6的下端外沿转动连接，着陆支撑腿1的下端设置有足垫9，液压缓冲器2安装在缓冲器支撑连杆3的下部，缓冲器支撑连杆3的下端与足垫9转动连接，缓冲器支撑连杆3的上端通过第一转轴和缓冲轴承与辅助支撑连杆4的下端转动连接，辅助支撑连杆4的上端与火箭主体6的下部转动连接，辅助支撑连杆4的中下部通过圆柱销与气缸驱动连杆5的一端连接，气缸驱动连杆5的另一端通过气缸锁紧机构7与气缸8的一端连接，气缸8的另一端与火箭主体6的下端转动连接。
进一步地，气缸锁紧机构7包括锁紧机构支撑座7-1、锁紧驱动弹簧7-3、锁紧滑块7-5、限位驱动弹性元件7-6、两个锁紧驱动杆7-9和两个限位挡板7-10；气缸8安装在锁紧机构支撑座7-1上，气缸8的下端与锁紧机构支撑座7-1转动连接，两个限位挡板7-10设置在两个锁紧驱动杆7-9的外侧，气缸驱动连杆5所述一端上设置有与其垂直的连接杆7-8，两个锁紧驱动杆7-9的一端与连接杆7-8转动连接，两个锁紧驱动杆7-9的另一端能在锁紧支撑座7-1的内导槽7-1-1内滑动并被内导槽7-1-1的末端限位，锁紧支撑座7-1的两侧各设有一个锁紧滑块7-5，两个锁紧滑块7-5通过锁紧驱动弹簧7-3连接，两个限位挡板7-10的一端设置有固定柱7-12，固定柱7-12的端部与锁紧驱动杆7-9的侧壁槽91配合设置，两个限位挡板7-10的另一端能在锁紧支撑座7-1的外导槽7-1-0内滑动并能伸入锁紧滑块7-5的滑槽52内，每个限位挡板7-10外侧还设置有限位驱动弹簧7-6，限位挡板7-10通过限位驱动弹簧7-6与锁紧支撑座7-1连接，锁紧滑块7-5锁紧时，固定柱7-12在限位驱动弹簧7-6的作用下能脱离所述侧壁槽91。
进一步地，气缸锁紧机构7还包括气缸压板7-2和螺钉7-4；气缸7-2通过布置在锁紧支撑座7-1上的气缸压板7-2和螺钉7-4固装在锁紧支撑座7-1上。
进一步地，所述固定柱12自由端部为半球形结构。
进一步地，锁紧驱动杆9所述的另一端设置有限位凸棱92。
进一步地，着陆支撑腿1的上端通过第二转轴和两个抗冲击轴承与火箭主体6的下端外沿转动连接，所述第二转轴的两端分别安装有一个抗冲击轴承。
进一步地，气缸8为伺服驱动气缸。
进一步地，着陆支撑腿1采用加强筋和复合材料制成。
本发明与现有技术相比具有以下有益效果：
本发明的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构通过四组折展锁定缓冲一体化机构提供外翻式展开，在火箭发射前进行收拢以降低空气载荷，火箭着陆前进行展开并利用锁紧机构实现气缸外侧锁定并实现软着陆，与现有的着陆支撑机构相比，本发明设计具有较大折展比，以及较大支撑圆，具有更高的着陆稳定性，本发明着陆支撑机构通过锁紧机构可以实现高可靠性，利用液压缓冲器实现平稳着陆并实现多次使用，利用气缸进行支撑机构展开收拢，从而实现着陆支撑机构多次使用。
附图说明
图1是本发明的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构的主视图；
图2是本发明的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构的俯视图；
图3是本发明具体实施方式二中气缸锁紧机构7的立体图；
图4是本发明具体实施方式二中气缸锁紧机构7的主视图；
图5是本发明具体实施方式二中气缸锁紧机构7的爆炸分解图。
具体实施方式
具体实施方式一：如图1和图2所示，本实施方式的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构包括四组折展锁定缓冲一体化机构，四组折展锁定缓冲一体化机构沿圆周方向均布设置在火箭主体6的下部，每组折展锁定缓冲一体化机构包括着陆支撑腿1、液压缓冲器2、缓冲器支撑连杆3、辅助支撑连杆4、气缸驱动连杆5、气缸锁紧机构7、气缸8和足垫9，着陆支撑腿1的上端与火箭主体6的下端外沿转动连接，着陆支撑腿1的下端设置有足垫9，液压缓冲器2安装在缓冲器支撑连杆3的下部，缓冲器支撑连杆3的下端与足垫9转动连接，缓冲器支撑连杆3的上端通过第一转轴和缓冲轴承与辅助支撑连杆4的下端转动连接，辅助支撑连杆4的上端与火箭主体6的下部转动连接，辅助支撑连杆4的中下部通过圆柱销与气缸驱动连杆5的一端连接，气缸驱动连杆5的另一端通过气缸锁紧机构7与气缸8的一端连接，气缸8的另一端与火箭主体6的下端转动连接。
足垫9可以提高地面的接触面积，足垫9的接触表面摩擦系数可以实现运载器回收过程中的稳定着陆。
本发明的气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构的着陆支撑腿与火箭轴线角度为48°，静态稳定角为25°，考虑火箭发动机喷嘴高度，通过对缓冲器支撑连杆3、辅助支撑连杆4以及气缸驱动连杆5的长度进行改变，可实现静态稳定角度36°。
所述气动展开收拢重复运载器着陆支撑机构通过严格的理论分析进行建模。在设计过程中考虑静态稳定角度，缓冲器刚度以及阻尼选取，缓冲器压缩后火箭质心下落高度要求，以及折展机构展开角度，收拢后各角度约束等完成尺度的优化，最终实现轻量化要求。
具体实施方式二：如图3、图4和图5所示，本实施方式气缸锁紧机构7包括锁紧机构支撑座7-1、锁紧驱动弹簧7-3、锁紧滑块7-5、限位驱动弹性元件7-6、两个锁紧驱动杆7-9和两个限位挡板7-10；气缸8安装在锁紧机构支撑座7-1上，气缸8的下端与锁紧机构支撑座7-1转动连接，两个限位挡板7-10设置在两个锁紧驱动杆7-9的外侧，气缸驱动连杆5所述一端上设置有与其垂直的连接杆7-8，两个锁紧驱动杆7-9的一端与连接杆7-8转动连接，两个锁紧驱动杆7-9的另一端能在锁紧支撑座7-1的内导槽7-1-1内滑动并被内导槽7-1-1的末端限位，锁紧支撑座7-1的两侧各设有一个锁紧滑块7-5，两个锁紧滑块7-5通过锁紧驱动弹簧7-3连接，两个限位挡板7-10的一端设置有固定柱7-12，固定柱7-12的端部与锁紧驱动杆7-9的侧壁槽91配合设置，两个限位挡板7-10的另一端能在锁紧支撑座7-1的外导槽7-1-0内滑动并能伸入锁紧滑块7-5的滑槽52内，每个限位挡板7-10外侧还设置有限位驱动弹簧7-6，限位挡板7-10通过限位驱动弹簧7-6与锁紧支撑座7-1连接，锁紧滑块7-5锁紧时，固定柱7-12在限位驱动弹簧7-6的作用下能脱离所述侧壁槽91。
如此设计，所述两组锁紧滑块7-5利用外形轮廓与锁紧机构支撑座7-1进行接触，实现靠近与分离，所述限位挡板7-10与锁紧机构支撑座7-1之间通过外导槽7-1-0实现移动并利用限位驱动弹簧元件进行载荷施加，收拢状态时，气缸驱动连杆5收回，限位挡板7-10插在外导槽7-1-0和锁紧滑块7-5的滑槽52内，锁紧驱动杆7-9插在内导槽7-1-1内，当气缸驱动连杆5伸长过程中，带动锁紧驱动杆7-9和限位挡板7-10分别沿着内导槽7-1-1和外导槽7-1-0一起移动，锁紧驱动杆7-9的限位凸棱92实现锁紧驱动杆7-9在锁紧机构支撑座7-1的内导槽7-1-1的末端7-1-11限位，无法运动，由于限位驱动弹簧驱动弹簧力大于压紧摩擦力，实现缩短并恢复初始状态，此时，限位挡板7-10上的固定柱7-12脱离锁紧驱动杆7-9上的侧壁槽91，限位挡板7-10对锁紧滑块7-5进行约束，限位挡板7-10顶压在锁紧滑块7-5的外侧面斜面51上，从而保证锁紧机构的可靠性。锁紧滑块7-5外形设计成带有圆弧形状的结构能够与限位挡板7-10之间进行较好接触，并可承受较大的气缸轴向力，通过人工实现解锁可再次使用。本实施方式通过采用锁紧滑块实现预定位置锁定并承受轴向力，当锁紧滑块完成锁定后，限位挡板在限位驱动弹性元件的作用下恢复原状态从而限制锁紧滑块移动，保证锁紧机构的高可靠性。其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：如图3和图5所示，本实施方式气缸锁紧机构7还包括气缸压板7-2和螺钉7-4；气缸8通过布置在锁紧支撑座7-1上的气缸压板7-2和螺钉7-4固装在锁紧支撑座7-1上。如此设计，便于安装气缸8安装在锁紧支撑座7-1上。其它组成及连接关系与具体实施方式二相同。
具体实施方式四：如图3所示，本实施方式所述固定柱12自由端部为半球形结构。如此设计，便于固定柱12的自由端插装在锁紧驱动杆7-9的侧壁槽91上。其它组成及连接关系与具体实施方式二或三相同。
具体实施方式五：如图5所示，本实施方式锁紧驱动杆9所述的另一端设置有限位凸棱92。如此设计，限位凸棱92能卡接在内导槽7-1-1的末端7-1-11，而无法伸出，这样在限位挡板7-10在气缸驱动连杆5推动下，当锁紧驱动杆7-9被内导槽7-1-1限位后，固定柱7-12的半球形结构脱离半球形的侧壁槽91，限位挡板7-10在限位驱动弹性元件7-6的作用下顶压在锁紧滑块7-5的外侧面斜面51上。其它组成及连接关系与具体实施方式四相同。
具体实施方式六：如图1和图2所示，本实施方式着陆支撑腿1的上端通过第二转轴和两个抗冲击轴承与火箭主体6的下端外沿转动连接，所述第二转轴的两端分别安装有一个抗冲击轴承。如此设计，抗冲击轴承可以有效降低铰链着陆瞬间的冲击载荷。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二、三或五相同。
具体实施方式七：如图1、图3和图5所示，本实施方式气缸8为伺服驱动气缸。如此设计，利用伺服控制气缸可以实现对驱动缸运行速度的控制，满足着陆支撑腿1在展开过程的运动控制并可以提高展开的可靠性。其它组成及连接关系与具体实施方式六相同。
具体实施方式八：如图1和图2所示，本实施方式着陆支撑腿1结构采用蒙皮和加强筋连接而成，蒙皮和加强筋均由复合材料制成。如此设计，可以有效降低着陆支撑腿1的质量和保证着陆支撑腿1的刚度。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二、三、五或七相同。
具体实施方式九：如图1和图2所示，本实施方式缓冲器支撑连杆3的轮廓呈y字形结构。如此设计，可以提高火箭支撑结构的结构刚度。其它组成及连接关系与具体实施方式八相同。
以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和等同替换，这些对本发明权利要求进行改进和等同替换后的技术方案，均落在本发明的保护范围。
工作过程：
收拢过程：人工将锁紧滑块7-5远离，并利用固定柱7-12进行限位，控制气缸8进行收拢，从而连接杆7-8带动两个锁紧驱动杆7-9以及辅助支撑连杆4收拢，由于四杆机构的运动特性，此时着陆支撑腿1将进行收拢，着陆支撑腿1收拢于火箭周围并减小空气阻力；
展开过程：控制气缸8伸长，气缸驱动连杆5带动两个锁紧驱动杆7-9远离锁紧支撑座7-1，连接杆7-8带动支撑杆4进行远离，由于四杆机构运动特性，此时着陆支撑腿1将进行展开，当气缸8运动到预定位置，两个锁紧驱动杆7-9带动固定柱7-12运动，使得锁紧滑块7-5脱离限位挡板7-10，两个锁紧滑块7-5在锁紧驱动弹簧7-3的作用下进行靠拢，实现限位，火箭着陆过程中，巨大冲击力通过液压缓冲器2以及锁紧机构7承受。