一种栅格翼、新型火箭级间段结构及应用

本发明属于火箭分离技术领域，尤其涉及一种栅格翼、新型火箭级间段结构及应用。

背景技术：

目前，为了满足火箭发射需求，提升火箭发射效率，降低发射成本，国内外正在大力开展火箭子级的回收，而回收的过程大都由栅格翼来控制。

栅格翼作为空中飞行器和水上航行装置的升力面和控制面，可提高其升力特性，并且增加其稳定性和可控性，同时保证其在各飞行阶段具有足够的比强度、比刚度。

在传统火箭技术领域中火箭级间段分离前，级间段作为主要的级间承力结构，栅格翼作为子级火箭的部件紧贴火箭，不仅影响火箭气动外型，而且在火箭发射升空过程中不起到任何作用；同时产生不必要的负载，无疑增加了部分重量，降低了发射效率。

通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：现有技术的栅格翼不仅影响火箭气动外型，而且在火箭发射升空过程中产生不必要的负载，增加了部分重量，降低了发射效率。为了满足级间连接结构的强度要求，级间结构重量大，结构复杂，重量大，考虑回收是采用栅格翼使得结构重量进一步增加。

解决以上问题及缺陷的难度为：以往火箭火箭级间结构与回收栅格翼均单独设计，为了保证结构强度，级间连接段重量大，结构复杂；而为了在回收过程有效控制火箭姿态和气动力，必须额外设计高强度的栅格翼，但回收前栅格翼作为附属物安装在火箭上，栅格翼重量在发射和回收前巨为冗余质量，无法避免。

解决以上问题及缺陷的意义为：本发明为一种全新的火箭级间段结构设计，旨在现有多级火箭基础上改进级间结构设计，降低火箭重量，提高发射效率。为未来火箭发射以及回收过程提供一个良好的结构思路。

技术实现要素：

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种栅格翼、新型火箭级间段结构、控制方法及应用。本发明在保证火箭升空及回收功能完备的情况下，优化了结构，减少了不必要的重量，提高了强度质量比。同时本发明克服了现有技术的不足，用栅格翼取代部分或者全部火箭级间结构(蒙皮及加强筋结构)，减少火箭重量，降低发射成本。

本发明是这样实现的，一种新型火箭级间段结构，包括上面级火箭、下面级火箭，所述新型火箭级间段结构还设置有：

至少一个栅格翼或栅格舵；

所述栅格翼或栅格舵沿周向均匀折叠安装在下面级火箭上；

所述栅格翼或栅格舵以固连可破坏或非固连可分离的方式连接上面级火箭。

进一步，所述栅格翼或栅格舵在上面级火箭与下面级火箭分离前处于收起状态，单独或者与其余级间承载结构一起传递载荷给上面级火箭。

进一步，所述栅格翼或栅格舵在上面级火箭与下面级火箭分离前全部或者部分取代上面级火箭和下面级火箭间的蒙皮加强筋结构。

进一步，所述上面级火箭与下面级火箭准备分离时，固连结构破坏或者可分离结构分离，使栅格翼或栅格舵与上面级火箭连接解除。

进一步，所述上面级火箭与下面级火箭准备分离时，栅格翼或栅格舵处于展开状态。

进一步，所述栅格翼或栅格舵在上面级火箭与下面级火箭分离后展开，用于调控下面级火箭下落姿态。

本发明的另一目的在于提供一种栅格翼，所述栅格翼采用钛合金或铝合金材料制造。

进一步，所述栅格翼或采用栅格舵取代；所述栅格翼或栅格舵外形弧度与下面级火箭相同。

本发明的另一目的在于提供一种空中飞行器，所述空中飞行器搭载所述新型火箭级间段结构，用于在升力面和控制面上提高空中飞行器升力特性。

本发明的另一目的在于提供一种水上航行装置，所述水上航行装置搭载所述新型火箭级间段结构，用于在升力面和控制面上提高空中飞行器升力特性。

结合上述的所有技术方案，本发明所具备的优点及积极效果为：

本发明在上面级火箭靠近级间段位置沿周向方向上安装多个栅格翼，栅格翼在火箭分离前处于收起状态，并且以一种固连可破坏或非固连可分离的方式连接上面级火箭，单独或者与其余级间承载结构一起传递载荷给上面级火箭，取代原有火箭级间单独采用的承载结构(如桁架、筋条、蒙皮等)等结构。栅格翼回收过程气动载荷高，其结构强度大，在本发明中将其作为火箭级间连接结构一部分，其承载和载荷传递能力强，满足结构强度要求。因此，本发明以分离栅格舵与级间结构一体化设计，将栅格舵作为火箭分离前级间连接结构的一部分，减少了重量，降低了发射成本，提高了发射效率。同时在火箭回收过程中，可对回收过程进行调控，达到理想的回收速度，控制落点。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的包含栅格翼结构的新型火箭级间段结构中栅格翼展开时结构示意图。

图2是本发明实施例提供的包含栅格翼结构的新型火箭级间段结构中栅格翼闭合时结构示意图。

图3是本发明实施例提供的包含栅格翼结构的新型火箭级间段结构中上下级分离后回收阶段结构示意图。

图4是本发明实施例提供的上下级连接阶段结构示意图。

图5是本发明实施例提供的级间段与上级火箭连接解锁结构示意图。

图6是本发明实施例提供的栅格翼初步展开结构示意图。

图7是本发明实施例提供的上下级火箭分离和栅格翼彻底展开结构示意图。

图中：1、上面级火箭；2、下面级火箭；3、栅格舵。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明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发明，并不用于限定本发明。

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种包含栅格翼结构的新型火箭级间段结构及控制方法，下面结合附图对本发明作详细的描述。

本发明提供一种栅格翼，所述栅格翼采用钛合金、铝合金及其他材料制造。

所述部分级间连接承载和载荷传递结构采用栅格翼或栅格舵取代。

本发明还提供一种包含所述栅格翼的新型火箭级间段结构，所述新型火箭级间段结构设置有：

至少一个栅格翼或栅格舵；

所述栅格翼或栅格舵沿周向均匀折叠安装在下面级火箭靠近级间段位置上；

所述栅格翼或栅格舵以固连可破坏或非固连可分离的方式连接上面级火箭。栅格翼或栅格舵外形弧度与下面级火箭相同。

所述上面级火箭与下面级火箭准备分离时，固连结构破坏或者可分离结构分离，使栅格翼或栅格舵与上面级火箭连接解除。

所述栅格翼或栅格舵在火箭分离前处于收起状态，单独或者与其余级间承载结构一起传递载荷给上面级火箭。

具体地，作为优选实施例，如图1-图3所示，本发明实施例提供的包含栅格翼结构的新型火箭级间段结构包括：上面级火箭1、下面级火箭2、栅格舵(多个栅格翼)3；上面级火箭1与下面级火箭2连接，下面级火箭2折叠有栅格翼/栅格舵3；栅格翼/栅格舵3采用钛合金slm打印制造，并沿周向均与安装在一级火箭顶部。

其中，上面级火箭1和下面级火箭2均装有火箭发动机。在上面级火箭1和下面级火箭2分离前，由下面级火箭2提供动力；在上下两级火箭分离后，在热分离过程中由上面级火箭1发动机点火后喷流冲击下面级前封头以及栅格翼产生分离动力，而在冷分离过程中则主要由空气作用于下面级火箭及栅格翼提供分离动力。

本发明栅格翼/栅格舵3在上面级火箭1与下面级火箭2分离前，作为级间段连接结构的部分，用于连接上面级火箭1和下面级火箭2，栅格翼/栅格舵3在上面级火箭1与下面级火箭2分离后，展开以控制下面级火箭2下落姿态。

本发明一个或多个栅格翼/栅格舵3沿周向均匀安装在下面级火箭2上；上面级火箭1与下面级火箭2分离前，栅格翼/栅格舵3以一种固连可破坏或非固连可分离的方式连接上面级火箭1。在上面级火箭1与下面级火箭2准备分离时，固连结构破坏或者可分离结构分离，使栅格翼/栅格舵3与上面级火箭1之间连接解除。

本发明在上面级火箭1与下面级火箭2分离前，栅格翼/栅格舵3与上面级火箭1连接未解除之时，栅格翼/栅格舵3与其余级间结构一起提供下面级火箭2对于上面级火箭1的承载能力。

栅格翼/栅格舵3收起时，取代原本下面级火箭2的部分蒙皮加强筋结构、桁架结构或者其他形式连接结构，减少火箭重量。上面级火箭1与下面级火箭2连接解除后，栅格翼/栅格舵3沿径向展开，加快上面级火箭1与下面级火箭2分离速度。

在上面级火箭1与下面级火箭2分离后，栅格翼/栅格舵可控制下面级火箭2下落轨迹。

本发明的工作原理为：在上面级火箭1和下面级火箭2分离前：栅格翼/栅格舵3折叠到火箭周向面上，与其余级间结构一同连接到上下面级火箭2尾部，连接方式不限于机械锁定或者火工品等。在发射过程中，起到上下级火箭连接作用，传递载荷。

在上面级火箭1和下面级火箭2分离时：栅格翼/栅格舵3以及其余级间结构与下面级火箭2的连接解除(机械解锁或是火工品起爆)，栅格翼/栅格舵3沿径向展开，使下面级火箭1阻力增加，从而与上面级火箭2分离，分离方式可采取冷分离或者热分离方式，加快上面级火箭1和下面级火箭2分离。

在上面级火箭1和下面级火箭2分离后：栅格翼/栅格舵3达到展开，并在底部配有的控制舵机作用下旋转，以得到不同的控制力矩和气动力，从而控制上面级火箭1下落轨迹。帮助上面级火箭1回收。

图4是本发明实施例提供的上下级连接阶段结构。图5是本发明实施例提供的级间段与上级火箭连接解锁结构。图6是本发明实施例提供的栅格翼初步展开结构。图7是本发明实施例提供的上下级火箭分离和栅格翼彻底展开结构。

由于以往的结构中，级间段和栅格翼/栅格舵分别为不同的部分，而本发明将栅格翼/栅格舵为级间段的一部分，栅格翼/栅格舵所代替的级间段部分即为重量减少的部分，且由于栅格翼/栅格舵本身的驱动装置不变，可采用如下方法计算采用本发明时对减小级间段及栅格翼/栅格舵系统的重量。栅格翼/栅格舵及其驱动机构的质量为m1，级间段重量为m2，则以上结构的总质量为m1+m2。假定级间段二分之一的部分用栅格翼/栅格舵替代，则新结构总重量为m1+0.5m2，因此。以某火箭结构原始级间重量为m2＝300kg，栅格舵重量为m1＝100kg，则原型结构总重量为400kg，采用本发明的结构总总量仅为250kg。相对于原型结构重量减小150kg，因此，可将此部分重量用于增加火箭推进剂重量或者其他有效载荷。针对不同的型号，以上级间段及栅格翼/栅格舵质量有所不同，采用本发明中的新型结构时均可采用类似方法进行估算。

在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，都应涵盖在本发明的保护范围之内。