一种可回收火箭的制作方法

1.本发明属于火箭技术领域，涉及一种火箭回收技术，特别是涉及一种可回收火箭。


背景技术：

2.目前，提高经济性与安全性是火箭技术发展的主要趋势。传统一次性使用的运载火箭由于箭体无法回收，使得单次发射的成本较高。不仅如此，火箭残骸还会对降落区域的人员和财产存在一定的威胁。基于上述原因，可循环利用的火箭越来越成为未来主要的火箭形式，不仅可大幅降低发射成本(仅重复使用第一级就可降低80％的发射成本)，还可以控制预定降落区域，减少火箭残骸对落区的安全威胁。
3.现有火箭回收方式主要有以下两种:(1)伞降回收，即在火箭分离后先进行空中制动变轨进入返回地球大气层的返回轨道，接着在低空采用降落伞减速，最后打开气囊或用缓冲发动机着陆。该方案不仅着陆精度较低，对着陆场附近的人员和建筑等安全威胁较大，而且当着陆点附近风场复杂时，侧风可能对回收箭体产生一定损害。(2)自身动力回收，其空中变轨制动同第一种一样，但在低空采用发动机反推减速，以垂直下降方式降落地面。该方案要求箭体返回时携带充足的燃料，一方面由于燃料占据了箭体的部分发射载荷，使箭体中有效载荷占比减小，增加了发射成本，另外降落过程如果控制不当或者零件失效也存在一定的爆炸风险。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种新型的可回收火箭，其能够利用旋翼自转下滑实现火箭回收，以解决上述现有火箭回收方式所存在的着陆精度低、安全威胁大的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
6.本发明提供一种可回收火箭，包括：
7.箭体系统，包括箭体外壳和配置于所述箭体外壳第一端的推进发动机；
8.旋翼操纵系统，设置于所述箭体外壳内；
9.旋翼，包括桨毂、叶根连接件和旋翼叶片，所述桨毂设置于所述箭体外壳第二端，并与所述旋翼操纵系统相连，所述叶根连接件的一端与所述桨毂相连，所述叶根连接件的另一端与所述旋翼叶片铰接形成铰接点，所述旋翼叶片能够在所述箭体系统发射时，绕所述铰接点翻转至与所述箭体外壳紧贴的收回状态；
10.叶片复位机构，设置于所述叶根连接件与所述旋翼叶片之间，在所述箭体系统回收时，所述旋翼叶片能够在所述叶片复位机构作用下，绕所述铰接点向背离所述推进发动机的方向翻转至自由展开状态，且所述旋翼叶片由所述收回状态转换至所述自由展开状态，需绕所述铰接点翻转90
°
～180
°
；
11.叶片紧固机构，包括第一紧固件和第二紧固件，所述第一紧固件和所述第二紧固件中的一者设置于所述旋翼叶片上，另一者设置于所述箭体外壳上，当所述旋翼叶片处于所述收回状态时，所述第一紧固件和所述第二紧固件卡接；当所述旋翼叶片需要翻转至所
述自由展开状态时，所述第一紧固件和所述第二紧固件自动解除卡紧；
12.旋翼防转机构，设置于所述箭体外壳的第二端，能够在所述旋翼叶片处于所述收回状态时限制所述旋翼自转，并在所述旋翼叶片处于所述自由展开状态时解除对所述旋翼的限制，以使所述箭体系统能够在所述旋翼自转状态下回收。
13.可选的，所述旋翼防转机构包括：
14.防转凹槽，开设于所述箭体外壳的第二端，用于容纳所述叶根连接件；
15.升降机构，包括安装平台和升降驱动单元，所述安装平台滑动设置于所述箭体外壳内，所述旋翼操纵系统设置于所述安装平台上，所述升降驱动单元用于驱动所述安装平台相对所述箭体外壳移动，以使所述叶根连接件位于所述防转凹槽内或远离所述防转凹槽。
16.可选的，所述升降驱动单元为电动伸缩杆、伸缩气缸、液压缸或丝杆滑块机构。
17.可选的，所述升降驱动单元为丝杆滑块机构，其包括：
18.固定螺母，固定设置于所述箭体外壳的内壁；
19.丝杆，与所述固定螺母螺纹连接；
20.驱动电机，设置于所述安装平台上，并与所述丝杆相连。
21.可选的，所述丝杆滑块机构绕所述安装平台的周向均布有多组。
22.可选的，所述旋翼叶片与对应的所述叶根连接件之间通过转轴铰接；所述叶片复位机构为套设于所述转轴上的扭簧。
23.可选的，所述叶片紧固机构中：
24.所述第一紧固件为第一l型卡钩，其设置于所述旋翼叶片上；
25.所述第二紧固件包括第二l型卡钩和卡钩驱动舵机，所述卡钩驱动舵机设置于所述箭体外壳内，所述第二l型卡钩转动安装于所述箭体外壳上，并贯穿所述箭体外壳的壳壁与所述卡钩驱动舵机相连，所述卡钩驱动舵机用于驱动所述第二l型卡钩转动，以使所述第二l型卡钩对所述第一l型卡钩卡紧或解除卡紧。
26.可选的，所述叶片紧固机构为电动卡扣或电磁卡扣。
27.可选的，所述旋翼操纵系统包括：
28.固定盘，设置于所述安装平台上；
29.主轴，其一端转动安装于所述固定盘，另一端连接所述桨毂；
30.倾斜盘，套设于所述主轴上，并通过拉扭条与所述桨毂相连；
31.旋转舵机，设置于所述固定盘，所述主轴外周均布有多组所述旋转舵机，任意一所述旋转舵机均通过连杆与所述倾斜盘相连。
32.可选的，所述箭体系统上还设置有栅格舵系统。
33.可选的，所述箭体外壳第一端还设置有支撑系统，所述支撑系统包括多组沿所述箭体外壳外周均布的支架。
34.本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
35.本发明提出的可回收火箭，结构新颖合理，其通过旋翼操纵系统、旋翼中旋翼叶片的翻转折展结构、叶片复位机构、叶片紧固机构和旋翼防转机构多机械结构的巧妙配合，实现旋翼叶片在箭体降落过程中的展开和自转，从而利用自转旋翼提供向上升力实现火箭的平稳降落、精准回收，不仅成本低，而且不存在爆炸等安全隐患，回收过程更加安全。另外，
与其他现有火箭回收方式相比，本发明回收火箭时，不需要依靠发动机反推，回收所需的燃料更少，有效载荷占比更大，推进发动机的有效用作时间更短，多方面的作用使得单次发射成本更低，实用性强。
附图说明
36.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
37.图1为本发明实施例所公开的可回收火箭的整体结构示意图；
38.图2为本发明实施例所公开的可回收火箭中旋翼防转机构的安装示意图。
39.其中，附图标记为：
40.100、可回收火箭；
41.1、箭体系统；11、箭体外壳；111、旋翼叶片折叠槽；112、栅格舵折叠槽；12、推进发动机；
42.2、旋翼操纵系统；21、旋转舵机；22、连杆；23、倾斜盘；24、拉扭条；25、主轴；26、固定盘；
43.3、旋翼；31、桨毂；32、叶根连接件；33、旋翼叶片；34、转轴；
44.4、叶片紧固机构；41、第一紧固件；42、第二紧固件；
45.5、旋翼防转机构；51、防转凹槽；52、安装平台；53、固定螺母；54、丝杆；
46.6、栅格舵系统；61、栅格舵；62、栅格舵驱动轴；
47.7、支撑系统。
具体实施方式
48.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
49.本发明的目的之一是提供一种新型的可回收火箭，其能够利用旋翼自转下滑实现火箭回收，以解决现有火箭回收方式所存在的着陆精度低、安全威胁大的问题。
50.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
51.实施例一
52.如图1所示，本实施例提供一种可回收火箭100，包括箭体系统1、旋翼操纵系统2、旋翼3、叶片复位机构、叶片紧固机构4和旋翼防转机构5，其中，箭体系统11为现有具备发射功能的基本箭体结构，其包括箭体外壳11和配置于箭体外壳11第一端的推进发动机12；旋翼操纵系统2设置于箭体外壳11内，主要用于实现旋翼3的自转和旋翼3总距、周期距的控制；旋翼3包括桨毂31、叶根连接件32和旋翼叶片33，桨毂31设置于箭体外壳11第二端，并与旋翼操纵系统2相连，叶根连接件32的一端与桨毂31相连，叶根连接件32的另一端与旋翼叶
片33铰接形成铰接点，旋翼叶片33能够在箭体系统1发射时，绕铰接点翻转至与箭体外壳11紧贴的收回状态；叶片复位机构设置于叶根连接件32与旋翼叶片33之间，在箭体系统1回收时，旋翼叶片33能够在叶片复位机构作用下，绕铰接点向背离推进发动机12的方向翻转至自由展开状态，且旋翼叶片33由收回状态转换至自由展开状态，需绕铰接点翻转90
°
～180
°
；叶片紧固机构4包括第一紧固件和第二紧固件，第一紧固件和第二紧固件中的一者设置于旋翼叶片33上，另一者设置于箭体外壳11上，当旋翼叶片33处于收回状态时，第一紧固件和第二紧固件卡接；当旋翼叶片33需要翻转至自由展开状态时，第一紧固件和第二紧固件自动解除卡紧；旋翼防转机构5设置于箭体外壳11的第二端，其能够在旋翼叶片33处于收回状态时限制旋翼3自转，并在旋翼叶片33处于自由展开状态时解除对旋翼3的限制，以使箭体系统1能够在旋翼3自转状态下回收。
53.本实施例中，上述旋翼防转机构5包括防转凹槽51和升降机构，防转凹槽51开设于箭体外壳11的第二端，用于容纳叶根连接件32；升降机构包括安装平台52和升降驱动单元，安装平台52滑动设置于箭体外壳11内，旋翼操纵系统2设置于安装平台52上，升降驱动单元用于驱动安装平台52相对箭体外壳11移动，以使叶根连接件32位于防转凹槽51内或远离防转凹槽51，当所述叶根连接件32位于防转凹槽51内时，防转凹槽51能够限制旋翼3自转，而当叶根连接件32远离防转凹槽51后，防转凹槽51解除对旋翼3的限制，此时旋翼3能够发生自转。
54.本实施例中，上述升降驱动单元可为电动伸缩杆、伸缩气缸、液压缸或丝杆54滑块机构。作为优选方案，本实施例的升降驱动单元选用丝杆滑块机构，其包括固定螺母53、丝杆54和驱动电机，固定螺母53固定设置于箭体外壳11的内壁，丝杆54与固定螺母53螺纹连接，驱动电机设置于安装平台52上，并与丝杆54相连。驱动电机驱动丝杆54转动，丝杆54能够相对固定螺母53转动，并带动驱动电机升降，进而带动安装平台52整体升降。安装平台52“升降”主要是指安装平台52在箭体外壳11轴向上的移动；所谓“升”，是指安装平台52靠近箭体外壳11第二端移动，此移动过程可使叶根连接件32远离防转凹槽51；所谓“降”，是指安装平台52朝向箭体外壳11第一端移动，此移动过程可使叶根连接件32落入防转凹槽51内。一般在箭体系统1发射之前，通过上述丝杆滑块机构将叶根连接件32调节至防转凹槽51内，且将旋翼叶片33收折至“收回状态”，此时旋翼叶片33靠近箭体外壳11外壁，并沿箭体外壳11轴向布置，并通过叶片紧固机构4与箭体外壳11外壁相连，以保持此时旋翼叶片33的收回状态；在箭体系统1回落过程中，控制叶片紧固机构4解除锁紧，旋翼叶片33便能够在叶片复位机构的作用下翻转至“自由展开状态”，同时通过上述丝杆滑块机构将叶根连接件32调节至脱离防转凹槽51，解除对旋翼3的限制，旋翼3此时可以发生自转。
55.本实施例中，为了保证安装平台52相对箭体外壳11移动时不会因为倾斜而卡死，优选在安装平台52的外周均布多组丝杆滑块机构，比如三组、四组或更多组，在多组驱动电机同步转速的带动下可实现安装平台52稳定升降。
56.本实施例中，旋翼叶片33与对应的叶根连接件32之间通过转轴34铰接；叶片复位机构优选设置为套设于转轴34上的扭簧。旋翼叶片33处于“收回状态”时，扭簧储存了一定的回弹力，在叶片紧固机构4解除锁紧后，旋翼叶片33能够在扭簧作用下，由“收回状态”翻转至“自由展开状态”，一般优选此过程中，旋翼叶片33翻转90度以上，比如翻转180度。
57.本实施例中，为了减小整体的重量，优选旋翼3中设置有对称布置的两组旋翼叶片
33。
58.本实施例中，叶片紧固机构4可为电动卡扣、电磁卡扣
、
电控挂钩等结构。以叶片紧固机构4为电控挂钩结构为例，其包括第一紧固件和第二紧固件，第一紧固件为第一l型卡钩，其设置于旋翼叶片33上，且位于旋翼叶片33的朝向箭体外壳11的一侧，旋翼叶片33处于收回状态时，第一l型卡钩的钩体朝向箭体外壳11；上述第二紧固件包括第二l型卡钩和卡钩驱动舵机，卡钩驱动舵机设置于箭体外壳11内，具体安装在安装平台52上，第二l型卡钩转动安装于箭体外壳11上，并贯穿箭体外壳11的壳壁与卡钩驱动舵机相连，卡钩驱动舵机用于驱动第二l型卡钩转动，旋翼叶片33处于收回状态时，第二l型卡钩的钩体朝向旋翼叶片33，第二l型卡钩和第一l型卡钩相对布置，二者的钩体重叠错位，且开口方向相同，比如第二l型卡钩和第一l型卡钩的钩体沿箭体外壳11的轴向重叠错位，当旋翼叶片33刚刚收回时，第二l型卡钩的钩体位于第一l型卡钩的钩体的上方或下方，然后卡钩驱动舵机驱动第二l型卡钩相对第一l型卡钩转动90
°
，即可使得第二l型卡钩的钩体与第一l型卡钩的钩体垂直，并与第一l型卡钩的钩体形成勾挂卡紧状态，此时旋翼叶片33被第二l型卡钩勾挂锁紧，无法展开，旋翼叶片33在第二l型卡钩勾和第一l型卡钩的配合作用下保持“收回状态”，可确保箭体正常发射。当箭体回落，需要旋翼叶片33展开时，卡钩驱动舵机驱动第二l型卡钩相对第一l型卡钩反向转动90
°
，即可使得第二l型卡钩的钩体由与第一l型卡钩的钩体垂直变换至与第一l型卡钩的钩体平行，此时第二l型卡钩的钩体解除了对第一l型卡钩的钩体的勾挂卡紧，此时旋翼叶片33可在扭簧的作用下展开。
59.本实施例中，如图2所示，旋翼操纵系统2包括旋转舵机21、连杆22、倾斜盘23、拉扭条24、主轴25和固定盘26。其中，旋转舵机21固定在固定盘26的上表面，主轴25通过轴承安装在固定盘26的中心。为了实现旋翼叶片33的总距和周期距的控制，旋翼操纵系统2设置有三个完全相同的旋转舵机21。当三个旋转舵机21同时旋转相同角度时，可通过连杆22会带动倾斜盘23上下运动，进而在拉扭条24的作用下使得旋翼叶片33绕其展向转轴旋转相同角度，以此实现对旋翼叶片33的总距控制。当三个旋转舵机21旋转的角度不同时，在连杆22的作用下，倾斜盘23会发生一定的倾斜，此时在拉扭条24的作用下，旋翼叶片33转动到不同相位对应的安装角有所不同，以此实现对旋翼叶片33倾斜角度的控制，继而控制箭体姿态。固定盘26的下表面固定在安装平台52上，当安装平台52升降移动时，可带动旋翼叶片33和旋翼操纵系统2同步升降，并最终使得与旋翼叶片33相连的叶根连接件32高于防转凹槽51，确保旋翼叶片33可自由旋转而不受箭体外壳11上防转凹槽51的限制。上述旋翼操纵系统2为一种现有旋翼操纵系统，具体结构和工作原理在此不再赘述。
60.本实施例中，箭体系统1上还设置有栅格舵系统6。该栅格舵系统6包括栅格舵61和栅格舵驱动轴62，栅格舵驱动轴62的一端与栅格舵61相固连，栅格舵驱动轴62的另外一端与安装在箭体外壳11内部的对应旋转舵机相固连，因此可以在对应旋转舵机的带动下实现栅格舵61和栅格舵驱动轴62的同步转动。火箭发射过程中，栅格舵61和栅格舵驱动轴62组成的整体收缩至贴近箭体外壳11外壁，只有当火箭回收时，栅格舵系统63才展开，并使其栅格舵61平面与箭体外壳11轴线垂直。进一步地，为了保证栅格舵61实现对箭体系统1的精确姿态控制，以及在回收过程中起到减速作用，优选同时设置四套完全相同的栅格舵系统63。栅格舵系统63为一种现有技术，具体不再赘述。
61.本实施例中，火箭处于发射状态时，为了减小气动阻力，旋翼叶片33和栅格舵61均
折叠(收放)在箭体外壳11外侧。基于此，本方案还在箭体外壳11的外壁设置了旋翼叶片折叠槽111和栅格舵折叠槽112，旋翼叶片折叠槽111设置有两组，与两旋翼叶片33一一对应布置，栅格舵折叠槽112则设置有四组，与四组栅格舵61一一对应布置。其中，旋翼叶片折叠槽111沿箭体外壳11的轴向布置，旋翼叶片折叠槽111为由凸出于箭体外壳11表面设置的条形挡板围合而成，整体呈u型，当旋翼叶片33收缩时，能够完全嵌入u型的旋翼叶片折叠槽111内，旋翼叶片折叠槽111的轮廓与旋翼叶片33的轮廓相适配，旋翼叶片折叠槽111可以阻止收缩于其内的旋翼叶片33发生转动，起到对旋翼叶片33限位的作用，可提高火箭发射性能。相应的，栅格舵折叠槽112沿箭体外壳11的轴向布置，且栅格舵折叠槽112与旋翼叶片折叠槽111在箭体外壳11周向上错开布置，互不干扰；栅格舵折叠槽112为由凸出于箭体外壳11表面设置的条形挡板围合而成，整体呈u型，当栅格舵61收缩时，能够完全嵌入u型的栅格舵折叠槽112内，栅格舵折叠槽112的轮廓与栅格舵61的轮廓相适配，栅格舵折叠槽112可以阻止收缩于其内的栅格舵61发生转动，可提高火箭发射性能。旋翼叶片折叠槽111和栅格舵折叠槽112均优选与箭体外壳11材质相同，且旋翼叶片折叠槽111和栅格舵折叠槽112均与箭体外壳11一体成型，旋翼叶片折叠槽111和栅格舵折叠槽11的设置均不会影响箭体外壳11本身的飞行性能。在设置上述叶片紧固机构4时，叶片紧固机构4的第二l型卡钩设置在旋翼叶片折叠槽111内部。
62.本实施例中，箭体外壳11第一端还设置有支撑系统7，支撑系统7包括多组沿箭体外壳11外周均布的支架。
63.上述卡钩驱动舵机、栅格舵系统6中的舵机以及旋翼操纵系统2中的舵机均为现有舵机，以实现各部件各自的功能为准。实际操作中，卡钩驱动舵机、栅格舵系统6中的舵机以及旋翼操纵系统2中的舵机均与同一控制模块通讯连接，以实现火箭发射和回收过程中，各舵机的自动启闭和各舵机之间的配合作业。
64.本技术方案提出的上述可回收火箭100，实质为一种利用旋翼自转下滑实现火箭回收的技术，下面结合图1和图2，对其工作原理作详细说明：
65.当火箭处于发射状态时，为了减小气动阻力，将旋翼叶片33折叠(收放)在箭体外壳11外侧，并通过叶片紧固机构4紧固，将栅格舵61折叠在箭体外壳11外侧。
66.箭体系统1为一种可回收箭体系统，当二级火箭从箭体系统1上部脱落后，箭体系统1利用其内部剩余燃料，并在推进发动机12尾喷管的适量作用下将其姿态调节为推进发动机12向前(朝向运动方向)，旋翼3所处的一端向后(朝向运动反方向)。在完成上述姿态调节动作之后，叶片紧固机构4解除对旋翼叶片33的锁紧，处于收回折叠状态的旋转叶片33开始在扭簧作用下展开。此时由于整个系统所处的太空环境空气稀薄，旋转叶片33并不会产生使其旋转的气动力。
67.为了解除箭体外壳11上防转凹槽51对旋翼3的旋转限制。四组丝杆54在驱动电机的作用下，带动安装平台52向上运动，进一步带动旋翼操纵系统2和旋翼3向上(即背离推进发动机12的方向)运动，并最终保证旋翼3的桨毂31脱离防转凹槽51，旋翼3的旋转不再受限制。此时，由于箭体系统1尚未达到第一宇宙速度，因此整个可回收火箭100处于自由落体状态。待整个可回收火箭100进入大气层后，旋翼叶片33在气动力的作用下向后(即朝向推进发动机12的方向)折叠，由于扭簧的作用，旋翼叶片33不会折叠至初始发射时的“收回状态”，而是向后(即朝向推进发动机12的方向)折叠至与箭体外壳11基本垂直，此时为了避免
旋翼叶片33在气动作用下而发生高速旋转，进而使得旋翼叶片33因离心力过大而发生破坏，需要通过旋转舵机21调整旋翼叶片33的安装角，使其不发生自转。
68.为了降低箭体系统1的降落速度，此时通过调整栅格舵61的角度实现气动阻力的调节，同时保证回收箭体的降落姿态。
69.当箭体系统1的降落速度达到相对较小的稳定速度时，调节旋转舵机21，使得旋翼叶片33在气动力的作用下开始缓慢张开，并最终达到稳定旋转速度，利用自身提供的向上的升力使得整个箭体系统1进入缓慢下降状态。此时旋翼叶片33靠近桨尖附近区域攻角为负攻角，靠近桨根附近的攻角为正攻角。通过桨根区域产生旋转动力，并通过桨尖区域的激波消耗下降产生的动能。
70.当整个箭体系统1接近地面时，调节旋翼3的总距角，利用旋翼叶片33的旋转动能快速降低箭体系统1下降速度，并最终在支撑系统7多组支架的作用下稳定降落到预定着陆地面。
71.与其他现有火箭回收方式相比，本技术方案上述基于旋翼自转下滑的可回收火箭具有以下优点：
72.(1)由于回收所需的燃料更少，有效载荷占比更大，推进发动机的有效用作时间更短，三方面的作用使得单次发射成本更低。
73.(2)火箭回收不需要依靠发动机反推，而是依靠旋翼操纵系统、旋翼中旋翼叶片的弹性折展结构、叶片紧固机构和旋翼防转机构多机械结构的巧妙配合，实现火箭精准回收，不仅成本低，而且不存在爆炸等安全隐患，回收过程更加安全。
74.需要说明的是，对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
75.本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种可回收火箭，其特征在于，包括：箭体系统，包括箭体外壳和配置于所述箭体外壳第一端的推进发动机；旋翼操纵系统，设置于所述箭体外壳内；旋翼，包括桨毂、叶根连接件和旋翼叶片，所述桨毂设置于所述箭体外壳第二端，并与所述旋翼操纵系统相连，所述叶根连接件的一端与所述桨毂相连，所述叶根连接件的另一端与所述旋翼叶片铰接形成铰接点，所述旋翼叶片能够在所述箭体系统发射时，绕所述铰接点翻转至与所述箭体外壳紧贴的收回状态；叶片复位机构，设置于所述叶根连接件与所述旋翼叶片之间，在所述箭体系统回收时，所述旋翼叶片能够在所述叶片复位机构作用下，绕所述铰接点向背离所述推进发动机的方向翻转至自由展开状态，且所述旋翼叶片由所述收回状态转换至所述自由展开状态，需绕所述铰接点翻转90
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；叶片紧固机构，包括第一紧固件和第二紧固件，所述第一紧固件和所述第二紧固件中的一者设置于所述旋翼叶片上，另一者设置于所述箭体外壳上，当所述旋翼叶片处于所述收回状态时，所述第一紧固件和所述第二紧固件卡接；当所述旋翼叶片需要翻转至所述自由展开状态时，所述第一紧固件和所述第二紧固件自动解除卡紧；旋翼防转机构，设置于所述箭体外壳的第二端，能够在所述旋翼叶片处于所述收回状态时限制所述旋翼自转，并在所述旋翼叶片处于所述自由展开状态时解除对所述旋翼的限制，以使所述箭体系统能够在所述旋翼自转状态下回收。2.根据权利要求1所述的可回收火箭，其特征在于，所述旋翼防转机构包括：防转凹槽，开设于所述箭体外壳的第二端，用于容纳所述叶根连接件；升降机构，包括安装平台和升降驱动单元，所述安装平台滑动设置于所述箭体外壳内，所述旋翼操纵系统设置于所述安装平台上，所述升降驱动单元用于驱动所述安装平台相对所述箭体外壳移动，以使所述叶根连接件位于所述防转凹槽内或远离所述防转凹槽。3.根据权利要求2所述的可回收火箭，其特征在于，所述升降驱动单元为电动伸缩杆、伸缩气缸、液压缸或丝杆滑块机构。4.根据权利要求2所述的可回收火箭，其特征在于，所述升降驱动单元为丝杆滑块机构，其包括：固定螺母，固定设置于所述箭体外壳的内壁；丝杆，与所述固定螺母螺纹连接；驱动电机，设置于所述安装平台上，并与所述丝杆相连。5.根据权利要求4所述的可回收火箭，其特征在于，所述丝杆滑块机构绕所述安装平台的周向均布有多组。6.根据权利要求1～5任意一项所述的可回收火箭，其特征在于，所述旋翼叶片与对应的所述叶根连接件之间通过转轴铰接；所述叶片复位机构为套设于所述转轴上的扭簧。7.根据权利要求1～5任意一项所述的可回收火箭，其特征在于，所述叶片紧固机构中：所述第一紧固件为第一l型卡钩，其设置于所述旋翼叶片上；所述第二紧固件包括第二l型卡钩和卡钩驱动舵机，所述卡钩驱动舵机设置于所述箭体外壳内，所述第二l型卡钩转动安装于所述箭体外壳上，并贯穿所述箭体外壳的壳壁与所述卡钩驱动舵机相连，所述卡钩驱动舵机用于驱动所述第二l型卡钩转动，以使所述第二l
型卡钩对所述第一l型卡钩卡紧或解除卡紧。8.根据权利要求2～5任意一项所述的可回收火箭，其特征在于，所述旋翼操纵系统包括：固定盘，设置于所述安装平台上；主轴，其一端转动安装于所述固定盘，另一端连接所述桨毂；倾斜盘，套设于所述主轴上，并通过拉扭条与所述桨毂相连；旋转舵机，设置于所述固定盘，所述主轴外周均布有多组所述旋转舵机，任意一所述旋转舵机均通过连杆与所述倾斜盘相连。9.根据权利要求1～5任意一项所述的可回收火箭，其特征在于，所述箭体系统上还设置有栅格舵系统。10.根据权利要求1～5任意一项所述的可回收火箭，其特征在于，所述箭体外壳第一端还设置有支撑系统，所述支撑系统包括多组沿所述箭体外壳外周均布的支架。

技术总结
本发明公开一种可回收火箭，涉及飞行器技术领域。其结构新颖合理，通过旋翼操纵系统、旋翼中旋翼叶片的翻转折展结构、叶片复位机构、叶片紧固机构和旋翼防转机构多机械结构的巧妙配合，实现旋翼叶片在箭体降落过程中的展开和自转，从而利用自转旋翼提供向上升力实现火箭的平稳降落、精准回收，不仅成本低，而且不存在爆炸等安全隐患，回收过程更加安全。另外，与其他现有火箭回收方式相比，本发明回收火箭时，不需要依靠发动机反推，回收所需的燃料更少，有效载荷占比更大，推进发动机的有效用作时间更短，多方面的作用使得单次发射成本更低，实用性强。实用性强。实用性强。


技术研发人员：高明 刘振臣 钟曦
受保护的技术使用者：观典防务技术股份有限公司
技术研发日：2023.05.17
技术公布日：2023/8/1