本發(fā)明涉及一種著陸緩沖裝置，特別是一種適用于運載火箭可重復(fù)使用的著陸緩沖裝置。

背景技術(shù)：

為了降低航天器的成本，越來越多的國家開始研究可重復(fù)使用航天器。航天器的可重復(fù)使用的重要環(huán)節(jié)是對航天器進行回收，航天器回收過程中，著陸是回收過程的最后一個步驟，也是決定回收成功與否的關(guān)鍵所在。目前，各國研究的回收系統(tǒng)主要包括氣囊式、傘群式或海面濺落，而水平著陸的航天器則大多采用成熟的起落架式的著陸機構(gòu)。隨著國外火箭發(fā)射并垂直返回，垂直返回航天器的著陸支撐機構(gòu)也引起了各方關(guān)注。通過火箭垂直返回著陸技術(shù)研究，為火箭無損回收使用提供一種嶄新技術(shù)途徑。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種運載火箭可重復(fù)使用的著陸緩沖裝置。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種運載火箭可重復(fù)使用著陸緩沖裝置，包括：外筒、上支架、中筒、下支架、內(nèi)筒和足墊；所述外筒的一端和上支架的一端均通過轉(zhuǎn)動副安裝于火箭的外表面，所述上支架的另一端與下支架一端通過轉(zhuǎn)動副連接；所述外筒另一端通過滑動副與所述中筒連接，所述中筒和內(nèi)筒通過滑動副連接；所述下支架另一端通過轉(zhuǎn)動副與所述中筒連接，用于增大著陸接觸面積的足墊和內(nèi)筒采用球鉸連接，所述內(nèi)筒內(nèi)設(shè)置有液壓緩沖裝置；所述著陸緩沖裝置著陸時為展開狀態(tài)，未工作時為收攏折疊狀態(tài)，運載火箭著陸時，中筒由外筒內(nèi)伸出，帶動上支架和下支架由收攏折疊狀態(tài)轉(zhuǎn)換為展開狀態(tài)，著陸緩沖裝置與地面接觸時，內(nèi)筒在中筒內(nèi)縮回，通過所述液壓緩沖裝置緩沖，實現(xiàn)運載火箭的著陸緩沖。

進一步的，所述內(nèi)筒安裝于所述中筒內(nèi)部，所述中筒安裝于外筒的內(nèi)部。

進一步的，展開狀態(tài)時，所述外筒、上支架、中筒、下支架與火箭組成穩(wěn)定的三角形結(jié)構(gòu)。

進一步的，所述外筒外壁分別設(shè)置有推力彈簧桿和螺栓，所述推力彈簧桿兩端分別與所述外筒和中筒連接，收攏狀態(tài)時，所述螺栓鎖緊所述外筒和中筒；由收攏折疊狀態(tài)轉(zhuǎn)換為展開狀態(tài)時，螺栓解鎖，推力彈簧桿推動中筒由外筒內(nèi)伸出。

進一步的，所述液壓緩沖裝置包括設(shè)置于內(nèi)筒的控制閥和波紋管，所述波紋管將所述內(nèi)筒內(nèi)腔隔離為液腔和氣腔，所述液腔、波紋管的內(nèi)腔以及所述內(nèi)筒與中筒內(nèi)腔構(gòu)成的密閉腔內(nèi)充滿液體介質(zhì)，所述密閉腔、液腔、波紋管的內(nèi)腔通過液體流道連通，連通所述液腔和波紋管的內(nèi)腔的流道上設(shè)置有控制閥，所述氣腔內(nèi)充有空氣介質(zhì)；著陸緩沖裝置與地面接觸時，內(nèi)筒受壓向中筒內(nèi)腔移動，密閉腔內(nèi)的液體介質(zhì)通過液體流道流到液腔中，使得液腔壓力增大，分別推動波紋管向氣腔移動和通過控制閥進入波紋管的內(nèi)腔使波紋管沿軸向膨脹,壓縮氣腔內(nèi)的氣腔，經(jīng)過控制閥的節(jié)流阻尼作用，實現(xiàn)緩沖。

進一步的，所述著陸緩沖裝置包括球頭，所述球頭一端插入到內(nèi)筒端面，另一端連接足墊。

進一步的，所述著陸緩沖裝置為多個，多個著陸緩沖裝置沿火箭的圓形外表面均勻設(shè)置。

進一步的，所述著陸緩沖裝置為3個或4個。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：

(1)、本發(fā)明的運載火箭可重復(fù)使用著陸緩沖裝置采用液壓緩沖裝置進行可重復(fù)使用運載火箭垂直返回著陸，最大限度的實現(xiàn)火箭無損著陸，有利于提升火箭的可重復(fù)使用率。

(2)、本發(fā)明的運載火箭可重復(fù)使用著陸緩沖裝置采用基于油氣分離的液壓高性能緩沖器攻克空間環(huán)境油氣混合帶來的物理難題。

(3)、本發(fā)明的運載火箭可重復(fù)使用著陸緩沖裝置設(shè)計大展開收攏比的展開鎖定機構(gòu)大大提升了火箭著陸的穩(wěn)定性，且緩沖器仍能正常工作，不發(fā)生卡滯現(xiàn)象。

附圖說明

圖1為本發(fā)明著陸緩沖裝置收攏折疊狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明著陸緩沖裝置緩沖前展開狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明著陸緩沖裝置緩沖后展開狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為本發(fā)明著陸緩沖裝置的緩沖器結(jié)構(gòu)布局圖；

圖5為本發(fā)明著陸緩沖裝置的緩沖器壓縮前狀態(tài)圖；

圖6為本發(fā)明著陸緩沖裝置的緩沖器壓縮后狀態(tài)圖。

具體實施方式

如圖1-6所示，一種運載火箭可重復(fù)使用著陸緩沖裝置，包括：外筒2、上支架3、中筒4、下支架5、內(nèi)筒6和足墊7；所述外筒2的一端和上支架3的一端均通過轉(zhuǎn)動副安裝于火箭1的外表面，所述上支架3的另一端與下支架5一端通過轉(zhuǎn)動副連接；所述外筒2另一端通過滑動副與所述中筒4連接，所述中筒4和內(nèi)筒6通過滑動副連接，所述內(nèi)筒6安裝于所述中筒4內(nèi)部，所述中筒4安裝于外筒2的內(nèi)部；所述外筒2外壁分別設(shè)置有推力彈簧桿2-1和螺栓2-2，所述推力彈簧桿2-1兩端分別與所述外筒2和中筒4連接；所述下支架5另一端通過轉(zhuǎn)動副與所述中筒4連接，用于增大著陸接觸面積的足墊7和內(nèi)筒6采用球鉸連接，所述內(nèi)筒6內(nèi)設(shè)置有液壓緩沖裝置，所述液壓緩沖裝置包括設(shè)置于內(nèi)筒6的控制閥6-1和波紋管6-2，所述波紋管6-2將所述內(nèi)筒6內(nèi)腔隔離為液腔和氣腔，所述液腔、波紋管6-2的內(nèi)腔以及所述內(nèi)筒6與中筒4內(nèi)腔構(gòu)成的密閉腔內(nèi)充滿液體介質(zhì)，所述密閉腔、液腔、波紋管6-2的內(nèi)腔通過液體流道連通，連通所述液腔和波紋管6-2的內(nèi)腔的流道上設(shè)置有控制閥6-1，所述氣腔內(nèi)充有空氣介質(zhì)，包括球頭6-3，所述球頭一端插入到內(nèi)筒6端面，另一端連接足墊7，向所述氣腔充氣時，將所述球頭6-3從所述內(nèi)筒6端面拔出，通過插拔孔向所述氣腔充氣；所述著陸緩沖裝置著陸時為展開狀態(tài)，未工作時為收攏折疊狀態(tài)。

優(yōu)選的，所述著陸緩沖裝置為多個，多個著陸緩沖裝置沿火箭1的圓形外表面均勻設(shè)置。優(yōu)選的，所述著陸緩沖裝置為3個或4個。

優(yōu)選的，所述著陸緩沖裝置適用于運載火箭垂直著陸，也適用于地球、月球、火星、小行星等天體著陸探測。

本發(fā)明所述的著陸緩沖裝置的工作過程如下：

著陸緩沖裝置未工作時為收攏折疊狀態(tài)，所述螺栓2-2鎖緊所述外筒2和中筒4；著陸前，螺栓2-2解鎖，解除外筒2和中筒4的固定約束，在推力彈簧桿2-1及內(nèi)筒6初始壓力的作用下，推力彈簧桿2-1推動中筒4由外筒2內(nèi)伸出，帶動上支架3和下支架5由收攏折疊狀態(tài)轉(zhuǎn)換為展開狀態(tài)，展開狀態(tài)時，所述外筒2、上支架3、中筒4、下支架5與火箭1組成穩(wěn)定的三角形結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)不變形；展開之后的著陸緩沖裝置與地面接觸時，內(nèi)筒6受壓向中筒4內(nèi)腔移動，密閉腔內(nèi)的液體介質(zhì)通過液體流道流到液腔中，使得液腔壓力增大，分別推動波紋管6-2向氣腔移動和通過控制閥6-1進入波紋管6-2的內(nèi)腔使波紋管沿軸向膨脹,壓縮氣腔內(nèi)的氣腔，經(jīng)過控制閥6-1的節(jié)流阻尼作用，實現(xiàn)緩沖，在此緩沖過程中絕大部分動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮芤萆⒌酱髿庵?，剩余少部分能量轉(zhuǎn)化為液體介質(zhì)的液壓能，儲存于氣腔中；最終降低火箭著陸沖擊過載，使火箭以一定的著陸姿態(tài)安全著陸在地面。

本發(fā)明說明書中未詳細描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。