本申请涉及航空航天，尤其涉及一种火箭及其可变形柔性姿态调节装置。
背景技术：
1、在火箭飞行的各个阶段，尤其是火箭助推器回收阶段，姿态调整至关重要。当下姿态调整的常见方式主要涵盖传统的推进器喷管偏转、反推火箭以及气动舵面控制等手段。以具体实例而言，通过对不同方向推进器喷管的推力大小与方向进行精准控制，能够实现火箭的姿态变化。在火箭回收阶段，运用栅格舵的偏转来调控火箭姿态，可以确保再入大气和着陆过程的稳定性。另外，还可以采用类似飞机鸭翼的鳍片来控制火箭的飞行姿态。然而，这些传统方法在调整范围和响应速度方面存在一定程度的局限性。
2、传统推进器喷管偏转方式对推进剂消耗较大，且结构复杂，增加了火箭的重量和成本，同时喷管的偏转角度有限，难以实现快速、大幅度的姿态调整。另外，在高空低密度以及一些复杂飞行环境中，常见的栅格舵、鳍片等舵面的调整方式效果不佳，难以满足火箭在不同高度和环境下的姿态调整需求。此外，常规的气动舵面在火箭气动布局设计上应用范围有限，其只有设置在与质心距离较大的位置处才能发挥明显作用。
3、因此，如何减少姿态调整装置对推进剂的消耗，增大姿态调整装置的应用范围，并且提高姿态调整的效果，是目前本领域技术人员急需解决的技术问题。
技术实现思路
1、本申请提供了一种火箭及其可变形柔性姿态调节装置，以减少姿态调整装置对推进剂的消耗，增大姿态调整装置的应用范围，并且提高姿态调整的效果。
2、为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：
3、一种火箭可变形柔性姿态调节装置，包括：多个柔性结构装置、多个支撑装置、多套杆系装置、传动装置和动力装置；每个柔性结构装置的内侧面与一个支撑装置的外侧面连接，并且柔性结构装置可向外扩张和向内收缩；每个支撑装置的内侧面与一套杆系装置的外端连接，每套杆系装置的内端与传动装置的周面连接，并且杆系装置可驱动支撑装置向外伸出或向内缩回；支撑装置向外伸出后，柔性结构装置向外扩张，所有柔性结构装置的外表面围合成大圆柱体/大椭球体，支撑装置向内缩回后，柔性结构装置向内收缩，所有柔性结构装置的外表面围合成小圆柱体/小椭球体；传动装置与动力装置连接，动力装置可驱动传动装置沿其周向转动。
4、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的时，支撑装置的延伸方向与传动装置的轴向相同，支撑装置的中间部位平行于传动装置，支撑装置的两端朝向传动装置弯曲。
5、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，每套杆系装置包括：一个或多个交叉机构；每个交叉机构包括：两个支杆和一个转轴；两个支杆交叉设置，并且在两个支杆交叉的位置通过转轴铰接；每个交叉机构的支杆的外端与相应的支撑装置的内侧面铰接；每个交叉结构的支杆的内端与传动装置的周面铰接。
6、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，支撑装置的内侧面凸出有多套铰接耳，每套铰接耳包括，多个第一铰接耳和多个第二铰接耳，第一铰接耳与支撑装置沿轴向滑动连接，第二铰接耳与支撑装置固定连接，每套铰接耳中的所有第一铰接耳和所有第二铰接耳在同一轴线上，并且由左至由呈第一铰接耳、第二铰接耳间隔分布；每个交叉机构的一个支杆的外端与第一铰接耳通过转轴铰接，另一个支杆的外端与第二铰接耳通过转轴铰接。
7、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，传动装置包括：传动轴、套筒和多个套环；套筒和所有套环套装至传动轴上，套筒位于所有套环的左侧，并且套筒与传动轴滑动连接，部分套环与传动轴固定连接，部分套环与传动轴滑动连接，且由左至右套环与传动轴的连接方式呈固定连接、滑动连接间隔分布；靠近套筒的支杆的内端与套筒的周面铰接，其余每个支杆的内端与一个套环的周面铰接。
8、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，每套杆系装置包括：两个交叉机构，两个交叉机构分布在传动轴的轴线所在的同一平面上；传动轴上套装有三个套环，以适配两个交叉结构。
9、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，传动轴的周面上开设有限位槽，并且限位槽的延伸方向与传动轴的轴向方向相同；套筒的内表面以及每个与传动轴滑动连接的套环的内表面均凸出有限位凸起，并且限位凸起伸入至限位槽内。
10、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，传动装置包括：铰链轴、弹簧装置和安装座；其中，传动轴靠近右端的部位具有径向贯通的圆轴孔，套筒具有两个相对的沿周向延伸的长轴向滑动孔，并且两个长轴向滑动孔与圆轴孔对应；安装座的一端穿过火箭壳体上的开孔，并连接至火箭壳体内部转动轴上，并且转动轴的延伸方向沿着火箭壳体的径向，安装座的另一端具有两个相对的安装孔，靠近右端的部分位于两个安装孔之间的空间内；铰链轴依次穿过一个安装孔、一个长轴向滑动孔、圆轴孔、另一个长轴向滑动孔、另一个安装孔，以将安装座、套筒和传动轴铰接至铰链轴上；弹簧装置的一端固定于铰链轴上，另一端固定于安装座上。
11、如上所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其中，优选的是，传动装置还包括：套筒传动机构；套筒具有圆弧形周向滑动孔，圆弧形周向滑动孔位于长轴向滑动孔的外侧，并且由靠近套筒右端的位置延伸至靠近套筒下侧的位置，且圆弧形周向滑动孔所在圆的圆心位于长轴向滑动孔侧；套筒传动机构的一端铰接至圆弧形周向滑动孔内，套筒传动机构的另一端伸至火箭壳体内，并且套筒传动机构可沿着垂直于火箭壳体的方向伸出或缩回。
12、一种火箭，包括：火箭本体和多个上述任一项所述的火箭可变形柔性姿态调节装置；所有火箭可变形柔性姿态调节装置设置在火箭本体的壳体外部，并且分布在同一圆周上。
13、相对上述背景技术，本申请提供的火箭及其可变形柔性姿态调节装置，利用可变形的柔性结构装置，在不同飞行阶段通过改变其形状和转动状态产生马格努斯效应和角动量，以实现快速、高效的姿态调整，并且本申请突破常规气动舵面在火箭气动布局设计上应用范围的限制，设置于靠近质心位置也能发挥作用。
1.一种火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，包括：多个柔性结构装置、多个支撑装置、多套杆系装置、传动装置和动力装置；
2.根据权利要求1所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，支撑装置的延伸方向与传动装置的轴向相同，支撑装置的中间部位平行于传动装置，支撑装置的两端朝向传动装置弯曲。
3.根据权利要求1或2所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，每套杆系装置包括：一个或多个交叉机构；
4.根据权利要求3所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，支撑装置的内侧面凸出有多套铰接耳，每套铰接耳包括，多个第一铰接耳和多个第二铰接耳，第一铰接耳与支撑装置沿轴向滑动连接，第二铰接耳与支撑装置固定连接，每套铰接耳中的所有第一铰接耳和所有第二铰接耳在同一轴线上，并且由左至由呈第一铰接耳、第二铰接耳间隔分布；
5.根据权利要求3所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，传动装置包括：传动轴、套筒和多个套环；
6.根据权利要求5所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，每套杆系装置包括：两个交叉机构，两个交叉机构分布在传动轴的轴线所在的同一平面上；
7.根据权利要求5所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，传动轴的周面上开设有限位槽，并且限位槽的延伸方向与传动轴的轴向方向相同；套筒的内表面以及每个与传动轴滑动连接的套环的内表面均凸出有限位凸起，并且限位凸起伸入至限位槽内。
8.根据权利要求7所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，传动装置包括：铰链轴、弹簧装置和安装座；
9.根据权利要求8所述的火箭可变形柔性姿态调节装置，其特征在于，传动装置还包括：套筒传动机构；
10.一种火箭，其特征在于，包括：火箭本体和多个权利要求1至9任一项所述的火箭可变形柔性姿态调节装置；所有火箭可变形柔性姿态调节装置设置在火箭本体的壳体外部，并且分布在同一圆周上。