本發(fā)明屬于星球著陸設(shè)備技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于有大氣星球的表面著陸系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

目前世界各航天大國(guó)都在積極開展星球探測(cè)，美國(guó)、歐洲、俄羅斯、印度等國(guó)均已宣布了各自的火星探測(cè)或月球探測(cè)計(jì)劃，中國(guó)也宣布在2020年開展火星探測(cè)的任務(wù)。星球著陸又稱星球進(jìn)入、下降和著陸(Entry,Descent and Landing,EDL)，用于將航天員、設(shè)備等有效載荷從星球軌道投送到星球表面，雖然時(shí)間很短，卻是星球探測(cè)最為關(guān)鍵的技術(shù)之一。一般火星著陸器經(jīng)降落傘減速后，接近火星表面時(shí)的穩(wěn)定下降速仍在55～90m/s左右，因此，在觸地之前需將著陸系統(tǒng)的速度進(jìn)一步減小到觸地裝置允許的速度范圍內(nèi)，以完成有效載荷的星球表面投送。

參考文獻(xiàn)“R.D.Braun,R.M.Manning,Mars Exploration Entry,Descent,and Landing Challenges.Journal ofSpacecraft and Rockets,Vol.44:310-323,2007”公開了一種著陸系統(tǒng)，文章對(duì)“海盜號(hào)”的著陸任務(wù)進(jìn)行了描述，該著陸系統(tǒng)采用的是單組元變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，可以將著陸垂直速度減小到2.4m/s左右，著陸水平速度小于1m/s，最后使用著陸支架進(jìn)行緩沖著陸。

參考文獻(xiàn)“P.Desai,P.Knocke,Mars Exploration Rovers Entry,Descent,and Landing Trajectory Analysis.AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit,AIAA,Reston,VA,2004”指出，“火星漫游者”的著陸系統(tǒng)采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行末端減速，著陸垂直速度8m/s左右，著陸水平速度11.5m/s左右，然后釋放包裹火星車的緩沖氣囊，完成著陸緩沖。

參考文獻(xiàn)“D.W.Way et al.Mars Science Laboratory:Entry,Descent,and Landing System Performance.NASA LF99-3989,2006”描述了“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”的著陸系統(tǒng)，該系統(tǒng)由8臺(tái)變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力，用于將垂直速度減小到0.75m/s，然后通過(guò)吊索將“好奇號(hào)”火星車釋放到地面。

由以上研究可以看出，當(dāng)前著陸系統(tǒng)的動(dòng)力均使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。而火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主要是利用高速氣流的反推作用產(chǎn)生推力的，高速尾氣會(huì)帶走很大一部分能量，推進(jìn)劑的能量未能有效利用，因此存在推進(jìn)效率低的問(wèn)題。

再者，當(dāng)前著陸系統(tǒng)都是通過(guò)若干個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)等姿態(tài)控制，由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和矢量控制存在延時(shí)以及后效沖量等，導(dǎo)致著陸器的姿態(tài)控制復(fù)雜且困難，且著陸速度較大，因此存在著陸精度差的問(wèn)題?；鹦黔h(huán)境復(fù)雜，很多不確定性因素會(huì)影響著陸精度，現(xiàn)有著陸系統(tǒng)不具備精確著陸的功能，無(wú)法實(shí)現(xiàn)較高著陸精度的目標(biāo)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有技術(shù)中著陸系統(tǒng)推進(jìn)效率低，著陸系統(tǒng)著陸精度差的些缺陷，本發(fā)明提出了一種星球表面著陸系統(tǒng)，通過(guò)使用火箭與旋翼的組合作為動(dòng)力，充分減小了火箭尾氣帶走的能量，并且通過(guò)改變旋翼轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制，能夠較好地解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的問(wèn)題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：

一種星球表面著陸系統(tǒng)，包括載荷艙、連接機(jī)構(gòu)和火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)，載荷艙用于承載有效載荷和存儲(chǔ)推進(jìn)劑，一個(gè)以上的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)連接機(jī)構(gòu)與載荷艙連接，所述火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)包括外殼、旋翼以及設(shè)置在外殼內(nèi)用于驅(qū)動(dòng)旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)，所述旋翼設(shè)置在外殼的頂部且與外殼內(nèi)的動(dòng)力系統(tǒng)連接，旋翼在動(dòng)力系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)下旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)升力，提供著陸時(shí)星球表面著陸系統(tǒng)減速所需要的阻力，通過(guò)調(diào)節(jié)各火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)上旋翼的轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)整個(gè)星球表面著陸系統(tǒng)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)。

本發(fā)明所述載荷艙的氣動(dòng)外形采用“水滴”構(gòu)型，底部為球冠狀，用于增大氣動(dòng)阻力和提高體積空間。本發(fā)明所采用的連接機(jī)構(gòu)可以采用伸縮式的連接管桿、可折疊的連桿、液壓驅(qū)動(dòng)的伸縮桿等形式實(shí)現(xiàn)，這些連接結(jié)構(gòu)在現(xiàn)有技術(shù)中已經(jīng)非常成熟。如參照文獻(xiàn)：可伸縮折疊式四旋翼飛行器設(shè)計(jì)，李波陳等，機(jī)械研究與應(yīng)用，2015年第2期，p121-124。

當(dāng)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)為一個(gè)時(shí)，則采用載荷艙和火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)一體式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，用于驅(qū)動(dòng)旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)置在載荷艙內(nèi)部，旋翼的位置設(shè)置在載荷艙的正上方，其形式為共軸雙旋翼?；鸺斫M合發(fā)動(dòng)機(jī)和載荷艙一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是指火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)其用于驅(qū)動(dòng)旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)置在載荷艙內(nèi)部，旋翼設(shè)置在載荷艙的正上方，動(dòng)力系統(tǒng)的輸出端與旋翼的轉(zhuǎn)軸連接。共軸雙旋翼是指具有兩個(gè)旋翼且兩個(gè)旋翼安裝在同一轉(zhuǎn)軸上，由轉(zhuǎn)軸同時(shí)驅(qū)動(dòng)，兩個(gè)旋翼安裝在轉(zhuǎn)軸的不同高度位置處。

當(dāng)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)為兩個(gè)以上時(shí)，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)中采用的旋翼為單旋翼。所有的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)均均勻分布在載荷艙的外圍。進(jìn)一步地所有的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)位于同一平面上且所在平面與載荷艙的軸線垂直。所述火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)目根據(jù)具體情況設(shè)置，一般設(shè)為兩個(gè)、三個(gè)、四個(gè)或五個(gè)。如火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)為兩個(gè)則同軸且對(duì)稱分布。

進(jìn)一步地，所述火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)包括壓氣機(jī)、環(huán)形混合室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴管、燃?xì)獍l(fā)生器、內(nèi)軸、外軸、進(jìn)氣口、外殼、氧化劑供應(yīng)管路、燃料供應(yīng)管路和旋翼槳盤；所述外殼上開設(shè)有進(jìn)氣口，外殼內(nèi)的壓氣機(jī)通過(guò)進(jìn)氣口吸入大氣，所述環(huán)形混合室位于壓氣機(jī)的下方，所述壓氣機(jī)的出口端連接環(huán)形混合室的入口端，所述環(huán)形混合室的外圍連接有一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器，所述環(huán)形混合室的下方設(shè)置有高壓渦輪，高壓渦輪通過(guò)外軸與壓氣機(jī)連接并帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成壓氣機(jī)的機(jī)械能；低壓渦輪設(shè)置在高壓渦輪的下方，并通過(guò)內(nèi)軸與外殼外的旋翼槳盤連接，低壓渦輪通過(guò)內(nèi)軸帶動(dòng)旋翼槳盤轉(zhuǎn)動(dòng)，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成旋翼槳盤的機(jī)械能；尾噴管設(shè)置在環(huán)形混合室的出口端，尾噴管應(yīng)是具有收縮段、喉部以及擴(kuò)張段拉法爾噴管，尾噴管收縮段的頂端與環(huán)形混合室的出口連接，尾噴管擴(kuò)張段的尾端與外殼相連接，尾噴管用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)換成火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)能，外殼與尾噴管出口相連接。

進(jìn)一步地，所述進(jìn)氣口開設(shè)在外殼的頂部，進(jìn)氣口的位置與外殼內(nèi)壓氣機(jī)的進(jìn)氣口相對(duì)應(yīng)。

進(jìn)一步地，所述環(huán)形混合室的外圍連接有一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器，一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器均分別通過(guò)彎管與環(huán)形混合室聯(lián)通，一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器成軸對(duì)稱分布在環(huán)形混合室的外圍。

進(jìn)一步地，所述燃?xì)獍l(fā)生器均與氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路連接，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路上均設(shè)置有與燃?xì)獍l(fā)生器一一對(duì)應(yīng)的輸出接口且輸出接口均位于燃?xì)獍l(fā)生器的上方，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路通過(guò)輸出接口為各燃?xì)獍l(fā)生器提供氧化劑和燃料，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路的輸入端分別連接在外殼上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口上。

進(jìn)一步地，所述氧化劑供應(yīng)管路以及燃料供應(yīng)管路均呈環(huán)形分布，且氧化劑供應(yīng)管路以及燃料供應(yīng)管路均設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器的上方。

進(jìn)一步地，在氧化劑供應(yīng)管路和外殼之間還包括氧化劑流量調(diào)節(jié)元件，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的氧化劑流量；在燃料供應(yīng)管路和外殼之間還包括燃料流量調(diào)節(jié)元件，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的燃料流量。

進(jìn)一步地，氧化劑流量調(diào)節(jié)元件是氧化劑可調(diào)汽蝕文氏管，燃料流量調(diào)節(jié)元件是燃料可調(diào)汽蝕文氏管。

進(jìn)一步地，旋翼槳盤上連接有兩片以上成軸對(duì)稱分布的槳葉，所述旋翼槳盤設(shè)置在外殼頂端的上方，旋翼槳盤連接固定在內(nèi)軸上端且由內(nèi)軸驅(qū)動(dòng)進(jìn)而帶動(dòng)其上的槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。

進(jìn)一步地，所述內(nèi)軸上設(shè)置有減速器，減速器為機(jī)內(nèi)偏心式減速器，減速器通過(guò)內(nèi)軸連接低壓渦輪和旋翼槳盤，用于匹配低壓渦輪和旋翼槳盤的轉(zhuǎn)速。

進(jìn)一步地，壓氣機(jī)為六級(jí)軸流式壓氣機(jī)，等級(jí)增壓，單級(jí)增壓比為2.33。燃?xì)獍l(fā)生器的混合比為3.5，噴管收縮比為2。高壓渦輪和低壓渦輪為沖擊反作用式渦輪，其中高壓渦輪的落壓比為4.36，低壓渦輪4的落壓比為1.33。

進(jìn)一步地，尾噴管為錐形噴管，噴管面積比為3.93，出口張角為25°。

進(jìn)一步地，內(nèi)軸和外軸均為空心軸，且外軸的高度與壓氣機(jī)出口的高度相平。

本發(fā)明的有益效果在于：

為實(shí)現(xiàn)提高推進(jìn)效率的目標(biāo)，著陸系統(tǒng)采用火箭旋翼組合動(dòng)力，提供下降時(shí)系統(tǒng)減速所需要的阻力。通過(guò)動(dòng)力渦輪把燃?xì)獍l(fā)生器出口燃?xì)庵械牟糠朱兽D(zhuǎn)變?yōu)檩S功率以驅(qū)動(dòng)旋翼，旋翼在大氣中旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)升力。燃?xì)庵惺Ｏ碌撵试趪姽苤修D(zhuǎn)為氣流動(dòng)能，直接產(chǎn)生推力。這樣就有效降低了噴管出口氣體的速度，進(jìn)而提高了推進(jìn)劑的利用率，最終提高了著陸系統(tǒng)的推進(jìn)效率。

為實(shí)現(xiàn)精確著陸的目標(biāo)，著陸系統(tǒng)借鑒了四旋翼飛行器的形式。通過(guò)在載荷艙周圍均布旋翼，改變渦輪的功率來(lái)改變旋翼的轉(zhuǎn)速，通過(guò)控制不同旋翼的轉(zhuǎn)速，可以更為精確實(shí)現(xiàn)著陸系統(tǒng)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航等姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，增強(qiáng)著陸系統(tǒng)的機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性，可以實(shí)現(xiàn)精確著陸。

附圖說(shuō)明

圖1為一種星球表面著陸系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為去掉旋翼后的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為一種星球表面著陸系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖(設(shè)有3個(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī))。

圖5為一種星球表面著陸系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖(設(shè)有5個(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī))

圖6為一種星球表面著陸系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖(設(shè)有1個(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī))

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。

參照?qǐng)D1，實(shí)施例1提供一種星球表面著陸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。本發(fā)明一種星球表面著陸系統(tǒng)，包括載荷艙101、連接機(jī)構(gòu)102和火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103，載荷艙101用于承載有效載荷和存儲(chǔ)推進(jìn)劑，4個(gè)的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103通過(guò)連接機(jī)構(gòu)102與載荷艙101連接。所述火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103包括外殼13、旋翼以及設(shè)置在外殼13內(nèi)用于驅(qū)動(dòng)旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)，所述旋翼設(shè)置在外殼13的頂部且與外殼13內(nèi)的動(dòng)力系統(tǒng)連接，旋翼在動(dòng)力系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)下旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)升力，提供著陸時(shí)星球表面著陸系統(tǒng)減速所需要的阻力，通過(guò)調(diào)節(jié)各火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)上旋翼的轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)整個(gè)星球表面著陸系統(tǒng)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)。

如圖1所示，載荷艙101的氣動(dòng)外形采用“水滴”構(gòu)型，底部為球冠狀，用于增大氣動(dòng)阻力和提高體積空間。本發(fā)明所采用的連接機(jī)構(gòu)103可以采用伸縮式的連接管桿、可折疊的連桿、液壓驅(qū)動(dòng)的伸縮桿等形式實(shí)現(xiàn)，這些連接結(jié)構(gòu)在現(xiàn)有技術(shù)中已經(jīng)非常成熟。如參照文獻(xiàn)：可伸縮折疊式四旋翼飛行器設(shè)計(jì)，李波陳等，機(jī)械研究與應(yīng)用，2015年第2期，p121-124。

對(duì)于一個(gè)及以上的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的分布形式有多種，當(dāng)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)為一個(gè)時(shí)則采用載荷艙和火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)一體式設(shè)計(jì)，旋翼的位置設(shè)置在載荷艙的正上方，其形式為共軸雙旋翼。如圖6所示，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)和載荷艙一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是指火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)其用于驅(qū)動(dòng)旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)置在載荷艙內(nèi)部，旋翼設(shè)置在載荷艙的正上方，動(dòng)力系統(tǒng)的輸出端與旋翼的轉(zhuǎn)軸連接。共軸雙旋翼是指具有兩個(gè)旋翼且兩個(gè)旋翼安裝在同一轉(zhuǎn)軸上，由轉(zhuǎn)軸同時(shí)驅(qū)動(dòng)，兩個(gè)旋翼安裝在轉(zhuǎn)軸的不同高度位置處。

當(dāng)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)為一個(gè)以上時(shí)，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)中采用的旋翼為單旋翼，所有的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)均均勻分布在載荷艙的外圍。所述火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)目根據(jù)具體情況設(shè)置，一般設(shè)為兩個(gè)、三個(gè)、四個(gè)或五個(gè)。如圖1所示，本實(shí)施例中，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103設(shè)有四個(gè)，四個(gè)箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103均勻分布在載荷艙101的周圍且位于同一平面上，其所在平面與載荷艙101的軸線是垂直的?？梢钥吹剿膫€(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103是兩兩對(duì)稱分布的，這樣的設(shè)置便于進(jìn)行飛行器的姿態(tài)控制，同時(shí)可以保證整個(gè)著陸系統(tǒng)的重心平衡。如圖4所示，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103設(shè)有三個(gè)，三個(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103均勻分布在載荷艙101的周圍且位于同一平面上，其所在平面與載荷艙101的軸線是垂直的。如圖5所示，火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103設(shè)有五個(gè)，五個(gè)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)103均勻分布在載荷艙101的周圍且位于同一平面上，其所在平面與載荷艙101的軸線是垂直的。

參照?qǐng)D2和圖3，本發(fā)明采用的火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)包括壓氣機(jī)1、環(huán)形混合室2、高壓渦輪3、低壓渦輪4、尾噴管5、燃?xì)獍l(fā)生器6、內(nèi)軸7、外軸8、減速器9、進(jìn)氣口10、燃料流量調(diào)節(jié)元件11、氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12、外殼13、氧化劑供應(yīng)管路14、燃料供應(yīng)管路15、彎管16、旋翼。其中旋翼包括槳盤17和槳葉18。燃料由燃料供應(yīng)管路進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器，在燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)燃燒生成高溫高壓燃?xì)?。同時(shí)，壓氣機(jī)吸入并進(jìn)行壓縮大氣，大氣與高溫高壓燃?xì)庠诃h(huán)形混合室內(nèi)混合，產(chǎn)生混合氣體。通過(guò)高壓渦輪將混合氣體的部分焓轉(zhuǎn)變?yōu)橥廨S功率用以驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)；隨后低壓渦輪將混合氣體的另一部分焓轉(zhuǎn)變?yōu)閮?nèi)軸功率用以驅(qū)動(dòng)旋翼，旋翼在大氣中轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生氣動(dòng)升力?；旌蠚怏w中剩下的焓值經(jīng)過(guò)尾噴管轉(zhuǎn)變?yōu)闅饬鲃?dòng)能，直接產(chǎn)生推力。

其中壓氣機(jī)1，用于吸入大氣，并對(duì)大氣增溫增壓；環(huán)形混合室2，連接在所述壓氣機(jī)1的下游，用于將從外殼13頂部開設(shè)的進(jìn)氣口10吸入的大氣與來(lái)自燃?xì)獍l(fā)生器6的高溫高壓燃?xì)饣旌希a(chǎn)生混合氣體；燃?xì)獍l(fā)生器6，通過(guò)彎管16連接在環(huán)形混合室2的四周，多臺(tái)燃?xì)獍l(fā)生器6成軸對(duì)稱分布，并通過(guò)氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15與外殼13上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口連接。燃?xì)獍l(fā)生器6用于產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)狻８邏簻u輪3，連接在環(huán)形混合室2的下游，并通過(guò)外軸8與壓氣機(jī)1連接，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成壓氣機(jī)的機(jī)械能；低壓渦輪4，連接在高壓渦輪3的下游，并通過(guò)內(nèi)軸7與旋翼槳盤17連接，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成旋翼槳盤的機(jī)械能；尾噴管5設(shè)置在環(huán)形混合室的出口端，尾噴管應(yīng)是具有收縮段、喉部以及擴(kuò)張段拉法爾噴管，尾噴管收縮段的頂端與環(huán)形混合室的出口連接，尾噴管擴(kuò)張段的尾端與外殼相連接；旋翼槳盤17，位于外殼13上方，與內(nèi)軸7上端相連接，用于帶動(dòng)槳葉旋轉(zhuǎn)；槳葉18，旋翼槳盤17上連接有兩片以上成軸對(duì)稱分布的槳葉，所述旋翼槳盤17設(shè)置在外殼頂端的上方，旋翼槳盤17連接固定在內(nèi)軸上端且由內(nèi)軸驅(qū)動(dòng)進(jìn)而帶動(dòng)其上的槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。

參見(jiàn)圖2和圖3，壓氣機(jī)1，用于吸入大氣(大氣可以是火星大氣CO2，也可以空氣等，根據(jù)著陸的星球不同，可以是其它氣體)，并對(duì)大氣增溫增壓，產(chǎn)生高溫高壓的氣體，將壓氣機(jī)的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成氣體的內(nèi)能，為氣體進(jìn)入環(huán)形混合室2做好準(zhǔn)備。所述環(huán)形混合室2位于壓氣機(jī)1的下方，所述壓氣機(jī)1的出口端連接環(huán)形混合室2的入口端，環(huán)形混合室2用于將壓氣機(jī)1吸入的大氣與高溫高壓燃?xì)饣旌希a(chǎn)生較為均勻的混合氣體，為驅(qū)動(dòng)高壓渦輪3和低壓渦輪4做準(zhǔn)備。

用于產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)獾娜細(xì)獍l(fā)生器6包括一臺(tái)以上，一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器均分別通過(guò)彎管16連接在環(huán)形混合室2的四周且成軸對(duì)稱分布(本實(shí)施例中有4臺(tái)，也可以是2臺(tái)或者3臺(tái))。燃?xì)獍l(fā)生器均與環(huán)形的氧化劑供應(yīng)管路14和環(huán)形的燃料供應(yīng)管路15連接，氧化劑供應(yīng)管路14以及燃料供應(yīng)管路15均設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器6的上方。氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15上均設(shè)置有與燃?xì)獍l(fā)生器6一一對(duì)應(yīng)的輸出接口且輸出接口均位于燃?xì)獍l(fā)生器6的上方，氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15通過(guò)輸出接口為各燃?xì)獍l(fā)生器6提供氧化劑和燃料，氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15的輸入端分別連接在外殼13上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口上。

在氧化劑供應(yīng)管路14和外殼13之間還包括氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器6的氧化劑流量；在燃料供應(yīng)管路15和外殼13之間還包括燃料流量調(diào)節(jié)元件11，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器6的燃料流量，最終改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器6產(chǎn)生的燃?xì)獾牧髁恳约皦毫?，進(jìn)而改變高壓渦輪3和低壓渦輪4的功率，最終可以改變旋翼的轉(zhuǎn)速。如圖2所示，氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12可以是氧化劑可調(diào)汽蝕文氏管，燃料流量調(diào)節(jié)元件11可以是燃料可調(diào)汽蝕文氏管，既可以實(shí)現(xiàn)精確調(diào)節(jié)，又可以隔絕下游壓力振蕩對(duì)推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的影響。

火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)設(shè)置壓氣機(jī)，壓氣機(jī)將火星大氣進(jìn)行加壓，并與燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)庠诃h(huán)形混合室進(jìn)行混合，混合后的氣體驅(qū)動(dòng)高壓渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)，高壓渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)；混合后氣體繼續(xù)驅(qū)動(dòng)低壓渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)，再通過(guò)變速機(jī)構(gòu)，進(jìn)而帶動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)，旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)即可產(chǎn)生一部分升力。混合后的高溫高壓燃?xì)饨?jīng)過(guò)渦輪以后，盡管會(huì)損失一部分壓力和溫度，但經(jīng)過(guò)后面的大面積比尾噴管以后，仍然可以產(chǎn)生足夠的噴管出口速度，產(chǎn)生另一部分升力。

由于高壓渦輪和低壓渦輪帶走了高溫高壓混合氣體的一部分能量，尾噴管出口的氣體速度減小，進(jìn)而減小了尾氣帶走的能量，提高了推進(jìn)劑利用效率，最終提高了推進(jìn)效率。

另外，環(huán)形混合室將壓縮的大氣與燃?xì)獍l(fā)生器的尾氣進(jìn)行混合，降低了渦輪前溫度，減輕了對(duì)渦輪的要求。

本發(fā)明通過(guò)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼組合，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣的一部分能量傳遞給旋翼，減小了尾氣帶走的能量，進(jìn)而提高推進(jìn)效率。

本發(fā)明中，減速器9為機(jī)內(nèi)偏心式減速器，位于內(nèi)軸7的上游，通過(guò)內(nèi)軸7連接低壓渦輪4和旋翼槳盤17，用于匹配低壓渦輪4和旋翼槳盤17的轉(zhuǎn)速；壓氣機(jī)1為六級(jí)軸流式壓氣機(jī)，等級(jí)增壓，單級(jí)增壓比為2.33；燃?xì)獍l(fā)生器6的混合比為3.5，噴管收縮比為2；高壓渦輪3和低壓渦輪4為沖擊反作用式渦輪，其中高壓渦輪3的落壓比為4.36，低壓渦輪4的落壓比為1.33；尾噴管5為錐形噴管，噴管面積比為3.93，出口張角為25°；內(nèi)軸7和外軸8為空心軸，且外軸8的高度與壓氣機(jī)1出口的高度相平；彎管16的出口位置應(yīng)位于環(huán)形燃燒室2的上游，保證燃?xì)獍l(fā)生器6產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)馀c壓氣機(jī)1吸入的高溫高壓氣體充分混合，為驅(qū)動(dòng)高壓渦輪3和低壓渦輪4做功做準(zhǔn)備。

由上述描述可知，根據(jù)本發(fā)明的星球表面著陸系統(tǒng)充分利用了推進(jìn)劑的化學(xué)能，提高推進(jìn)效率；具備變流量功能，通過(guò)改變進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的流量最終可以改變旋翼的轉(zhuǎn)速，以實(shí)現(xiàn)飛行器的控制。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有推進(jìn)效率高的優(yōu)勢(shì)。通過(guò)渦輪把燃?xì)獍l(fā)生器出口燃?xì)庵械牟糠朱兽D(zhuǎn)變旋翼的機(jī)械能，有效降低了噴管出口氣體的動(dòng)能，進(jìn)而提高了推進(jìn)劑的利用率，最終提高了著陸系統(tǒng)的推進(jìn)效率。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明可以實(shí)現(xiàn)精確著陸。通過(guò)在載荷艙周圍均布旋翼，可以實(shí)現(xiàn)類似四旋翼飛行器的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)，增強(qiáng)了著陸系統(tǒng)的機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性，適用于精確著陸。

本發(fā)明通過(guò)火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力計(jì)算，證明采用火箭旋翼組合發(fā)動(dòng)機(jī)能夠顯著提高著陸系統(tǒng)的推進(jìn)效率，減少推進(jìn)劑的消耗量。

以上包含了本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的說(shuō)明，這是為了詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)特征，并不是想要將發(fā)明內(nèi)容限制在實(shí)施例所描述的具體形式中，依據(jù)本發(fā)明內(nèi)容主旨進(jìn)行的其他修改和變型也受本專利保護(hù)。本發(fā)明內(nèi)容的主旨是由權(quán)利要求書所界定，而非由實(shí)施例的具體描述所界定。