一种运载火箭的栅格舵及运载火箭的制作方法

1.本实用新型涉及航天运载器的回收领域，具体涉及一种运载火箭的栅格舵及运载火箭。

背景技术：

2.在现有技术中，栅格舵的解锁方式基本采用火工品方式，栅格舵实现折叠、展开和旋转的驱动装置结构复杂，折叠和旋转方向均需要动力机构，占用的径向空间尺寸较大。栅格舵的解锁也可以采用安装一套直线行程伺服机构控制栅格舵旋转，在这种解锁方式中，折叠展开通常依靠弹簧或惯性力，这种结构简单且过程不可控，容易使栅格舵展开到位速度过大对箭体结构造成冲击；如果使用弹簧扭片等驱动力小的弹性展开装置，则很难保证同步性。此外，该方式下栅格舵还需要增加一套解锁装置，从而使结构的复杂度提高，可靠性降低。
3.鉴于此，亟需设计一种结构简单模块化且能够节省火箭内部空间的运载火箭的栅格舵。

技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭的栅格舵及运载火箭。
5.本实用新型提供一种运载火箭的栅格舵，包括：栅格舵本体，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元，用于将所述栅格舵本体固定连接在航天运载器上；旋转单元，设置在所述支撑单元上用于实现所述栅格舵本体的折叠展开并旋转；所述支撑单元包括保持架和安装板，所述栅格舵本体通过舵轴固定于所述保持架，所述保持架旋转固定于所述安装板，且所述保持架能够在所述旋转单元的作用下带动所述栅格舵本体折叠或展开。
6.根据本实用新型的一个实施例，所述支撑单元还包括安装架，所述安装架为三角立体支架且包含第一安装面和第二安装面，所述第一安装面用于连接到运载火箭的壁面上，所述第二安装面用于固定所述安装板。
7.根据本实用新型的一个实施例，所述安装板上设置两个支耳，所述保持架设置两个安装孔，通过轴承分别将所述安装孔连接到所述支耳。
8.根据本实用新型的一个实施例，所述旋转单元包括第一舵机，所述第一舵机与所述保持架的一端所述安装孔连接固定，所述第一舵机能提供动力带动所述保持架翻转，实现所述栅格舵本体的折叠或展开。
9.根据本实用新型的一个实施例，所述保持架上设置限位块，在所述栅格舵本体折叠状态下所述限位块能够限制所述栅格舵本体与运载火箭壁面的距离。
10.根据本实用新型的一个实施例，所述旋转单元还包括蜗轮、蜗杆和第二舵机，所述蜗杆与所述蜗轮通过螺纹齿接且连接于所述栅格舵本体，所述第二舵机安装在所述蜗杆的一端用于控制所述蜗杆旋转，旋转的所述蜗杆带动齿接的所述蜗轮转动，实现所述栅格舵
本体的旋转。
11.根据本实用新型的一个实施例，所述蜗轮设置在所述保持架中间，通过所述舵轴将所述蜗轮的中心孔与所述保持架贯穿固定，所述蜗杆设置在两个所述支耳之间。
12.根据本实用新型的一个实施例，所述支撑单元还包括支撑架，所述支撑架为三脚架形式且安装于所述安装架上，所述支撑架用于在所述栅格舵本体展开时限位。
13.根据本实用新型的一个实施例，所述支撑架上端设置凹槽，所述凹槽的形状适应于所述舵轴，所述栅格舵本体通过所述舵轴支撑在所述支撑架的所述凹槽上被限位。
14.另一方面，本实用新型还提供一种运载火箭，包括箭体，以及设置于箭体上的上述栅格舵。
15.本实施例中的运载火箭的栅格舵，通过栅格舵本体、支撑单元以及旋转单元之间紧凑高效的连接方式，实现栅格舵模块化设计和组装的功能，可以在地面模块化组装好之后再安装到运载火箭上，该操作方式友好，且整体占用内部空间小。
16.应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
17.下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明实用新型的原理。
18.图1是本实用新型一个实施例的运载火箭的栅格舵的示意图；
19.图2是本实用新型一个实施例的运载火箭的栅格舵的爆炸示意图；
20.图3是本实用新型另一个实施例的运载火箭的栅格舵的示意图。
21.附图标记：
22.100-栅格舵本体，200-支撑单元，201-保持架，202-安装板，203-安装架，204-支撑架，300-旋转单元，301-第一舵机，302-蜗轮，303-蜗杆，304-第二舵机。
具体实施方式
23.下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本实用新型进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本实用新型，用于示例性的说明本实用新型的原理，并不被配置为限定本实用新型。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本实用新型实施例的理解。
24.下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本实用新型实施例的具体结构进行限定。在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
25.此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固
有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
26.诸如“下面”、“下方”、“在
…
下”、“低”、“上方”、“在
…
上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
27.对于本领域技术人员来说，本实用新型可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本实用新型的示例来提供对本实用新型更好的理解。
28.图1是本实用新型一个实施例的运载火箭的栅格舵的示意图；图2是本实用新型一个实施例的运载火箭的栅格舵的爆炸示意图；图3是本实用新型另一个实施例的运载火箭的栅格舵的示意图。
29.如图1和图2所示，本实用新型提供一种运载火箭的栅格舵，包括：栅格舵本体100，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元200，用于将栅格舵本体100固定连接在航天运载器上；旋转单元300，设置在支撑单元200上用于实现栅格舵本体100的折叠展开并旋转。支撑单元200包括保持架201和安装板202，栅格舵本体100通过舵轴固定于保持架201，保持架201旋转固定于安装板202，且保持架201能够在旋转单元300的作用下带动栅格舵本体100折叠或展开。
30.具体地，本实施例的运载火箭的栅格舵适用于可回收重复使用的运载火箭。在运载火箭残骸落区控制技术中，当火箭子级或者助推器进入大气层后，需要栅格舵本体100的展开来实现对箭体姿态控制的功能。在运载火箭起飞阶段，安装在运载火箭级间段上的栅格舵本体100呈折叠状态紧贴在箭体表面。当火箭子级再入大气层时，栅格舵本体100能进行姿态控制调整。本实施例运载火箭的栅格舵在到达指定高度时将栅格舵本体100展开固定，回收时通过实时转动栅格舵本体100对运载火箭箭体进行姿态控制。
31.其中，旋转单元300设置在支撑单元200上不仅能够带动栅格舵本体100的折叠展开，还能带动栅格舵本体100围绕自身轴线周向旋转。支撑单元200有保持架201和安装板202。保持架201为框架结构且可活动地连接于安装板202，栅格舵本体100通过舵轴插入保持架201中间，可以在框架结构的保持架201上对称设置第一安装孔，用于舵轴的贯穿安装用。通过旋转单元300带动保持架201相对于安装板202旋转，从而带动栅格舵本体100相对于运载火箭的壁面折叠或展开。
32.通过本实施例中的运载火箭的栅格舵的通过栅格舵本体100、支撑单元200以及旋转单元300之间紧凑高效的连接方式，可以实现栅格舵模块化设计和组装的功能，且栅格舵的整体占用内部空间小。通过调整提供动力的旋转单元300的功率以及减速比，能够获得栅格舵本体100不同的展开速率，使得栅格舵本体100展开过程可控，提高栅格舵的可靠性。本实用新型运载火箭的栅格舵可以在地面模块化组装好之后再安装到运载火箭上，这种操作方式友好，有效降低了安装复杂度。同时，本方案中的运载火箭栅格舵可以重复对栅格舵本体100进行折叠和展开操作，利用率高且安全可靠。
33.如图2和图3所示，根据本实用新型的一个实施例，支撑单元200还包括安装架203，安装架203为三角立体支架且包含第一安装面和第二安装面，第一安装面用于连接到运载火箭的壁面上，第二安装面用于固定安装板202。
34.根据本实用新型的一个实施例，安装板202上设置两个支耳，保持架201设置两个第二安装孔，通过轴承分别将安装孔连接到支耳。
35.具体地，三角立体支架形式的安装架203第一安装面的外形适应于运载火箭的壁面，有利于第一安装面更加稳定地固定于运载火箭上。第二安装面用于承载安装板202、安装板202上的保持架201以及栅格舵本体100。为了将安装板202与保持架201连接起来，在一个实施例中安装板202上可以设置两个支耳，框架结构的保持架201两端向下延伸并设置两个第二安装孔，分别通过两个轴承将两个支耳和两个第二安装孔对应贯穿连接。
36.根据本实用新型的一个实施例，旋转单元300包括第一舵机301，第一舵机301与保持架201的一端安装孔连接固定，第一舵机301能提供动力带动保持架201翻转，实现栅格舵本体100的折叠或展开。
37.根据本实用新型的一个实施例，保持架201上设置限位块，在栅格舵本体100折叠状态下限位块能够限制栅格舵本体100与运载火箭壁面的距离。
38.具体地，当运载火箭起飞阶段栅格舵本体100紧贴箭体外壁，起飞阶段第一舵机301处于供电状态，由于保持架201上设置有限位块，起飞阶段限位块能够保证栅格舵本体100与运载火箭箭壁的位置度。示例性地，限位块可以设置在第二安装孔与保持架201的连接处。当运载火箭处于返回阶段时，栅格舵开始工作，其通过第一舵机301提供动力带动保持架201旋转，同时带动通过舵轴连接的栅格舵本体100旋转。在栅格舵本体100相对于运载火箭壁面正交地旋转90
°
(即相对于壁面展开)时，第一舵机301的内置限位使第一舵机301停止工作。
39.根据本实用新型的一个实施例，旋转单元300还包括蜗轮302、蜗杆303和第二舵机304。蜗杆303与蜗轮302通过螺纹齿接且连接于栅格舵本体100，第二舵机304安装在蜗杆303的一端用于控制蜗杆303旋转，旋转的蜗杆303带动齿接的蜗轮302转动，实现栅格舵本体100绕起轴线的旋转。
40.根据本实用新型的一个实施例，蜗轮302设置在保持架201中间，通过舵轴将蜗轮302的中心孔与保持架201贯穿固定，蜗杆303设置在两个支耳之间。
41.具体地，在运载火箭处于返回阶段且第一舵机301完成展开动作后，第二舵机304开始供电并运转，带动蜗杆303旋转。旋转的蜗杆303带动涡轮转动，从而带动栅格舵的舵轴旋转。需要注意的是，第二舵机304与蜗杆303连接并能控制蜗杆303旋转。蜗杆303设置在两个支耳之间，与蜗杆303齿接的蜗轮302由于贯穿安装于栅格舵本体100的舵轴上，因此第二舵机304能够带动栅格舵本体100围绕其轴线即舵轴方向旋转。
42.可选的，第一舵机301和第二舵机304的运动速率可以通过调节其功率或增加、减少多级齿轮来实现，从而完成栅格舵本体100的展开、折叠和旋转的速度控制。
43.根据本实用新型的一个实施例，支撑单元200还包括支撑架204，支撑架204为三脚架形式且安装于安装架203上，支撑架204用于在栅格舵本体100展开时限位。
44.根据本实用新型的一个实施例，支撑架204上端设置凹槽，凹槽的形状适应于舵轴，栅格舵本体100通过舵轴支撑在支撑架204的凹槽上被限位。
45.具体地，安装板202上的支撑架204用于撑住展开的栅格舵本体100的舵轴，三脚架形式的支撑架204能够稳定起到载荷支撑作用。本技术的栅格舵，通过在支撑架204上端设置适应于舵轴的凹槽，能够让连接于舵轴的栅格舵本体100更好地被限位，使得栅格舵本体100保持在展开90
°
的位置。
46.本实用新型实施例运载火箭的栅格舵没有采用火工品及弹簧元器件，人员操作便捷、安全，整体结构简单且连接可靠性高，栅格舵占用空间小而且拆卸方便，可多次重复使用。
47.另一方面，本实用新型还提供一种运载火箭，包括箭体，以及设置于箭体上的上述栅格舵。运载火箭拥有栅格舵的技术特征以及有益效果在此不再赘述。
48.以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

技术特征：

1.一种运载火箭的栅格舵，其特征在于，包括：栅格舵本体，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元，用于将所述栅格舵本体固定连接在航天运载器上；旋转单元，设置在所述支撑单元上用于实现所述栅格舵本体的折叠展开并旋转；所述支撑单元包括保持架和安装板，所述栅格舵本体通过舵轴固定于所述保持架，所述保持架旋转固定于所述安装板，且所述保持架能够在所述旋转单元的作用下带动所述栅格舵本体折叠或展开。2.根据权利要求1所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述支撑单元还包括安装架，所述安装架为三角立体支架且包含第一安装面和第二安装面，所述第一安装面用于连接到运载火箭的壁面上，所述第二安装面用于固定所述安装板。3.根据权利要求2所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述安装板上设置两个支耳，所述保持架设置两个安装孔，通过轴承分别将所述安装孔连接到所述支耳。4.根据权利要求3所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述旋转单元包括第一舵机，所述第一舵机与位于所述保持架一端的所述安装孔连接固定，所述第一舵机能提供动力带动所述保持架翻转，实现所述栅格舵本体的折叠或展开。5.根据权利要求4所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述保持架上设置限位块，在所述栅格舵本体折叠状态下，所述限位块能够限制所述栅格舵本体与运载火箭壁面的距离。6.根据权利要求4所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述旋转单元还包括蜗轮、蜗杆和第二舵机，所述蜗杆与所述蜗轮通过螺纹齿接，所述蜗轮固定连接于所述舵轴，所述第二舵机安装在所述蜗杆的一端用于控制所述蜗杆旋转，旋转的所述蜗杆带动齿接的所述蜗轮转动，所述蜗轮带动所述舵轴转动，实现所述栅格舵本体的旋转。7.根据权利要求6所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述蜗轮设置在所述保持架中间，通过所述舵轴将所述蜗轮的中心孔与所述保持架贯穿固定，所述蜗杆设置在两个所述支耳之间。8.根据权利要求2所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述支撑单元还包括支撑架，所述支撑架为三脚架形式且安装于所述安装架上，所述支撑架用于在所述栅格舵本体展开时限位。9.根据权利要求8所述的运载火箭的栅格舵，其特征在于，所述支撑架上端设置凹槽，所述凹槽的形状适应于所述舵轴，所述栅格舵本体通过所述舵轴支撑在所述支撑架的所述凹槽上被限位。10.一种运载火箭，其特征在于，包括箭体，以及设置于箭体上的如权利要求1-9任一项所述的栅格舵。

技术总结

本实用新型提供一种运载火箭的栅格舵，包括：栅格舵本体，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元，用于将所述栅格舵本体固定连接在航天运载器上；旋转单元，设置在所述支撑单元上用于实现所述栅格舵本体的折叠展开并旋转；所述支撑单元包括保持架和安装板，所述栅格舵本体通过舵轴固定于所述保持架，所述保持架旋转固定于所述安装板，且所述保持架能够在所述旋转单元的作用下带动所述栅格舵本体折叠或展开。该运载火箭的栅格舵通过紧凑高效的布局，减少了空间占用，实现了栅格舵模块化设计和组装。计和组装。计和组装。