一种用于飞行器回收的降落伞系统、降落回收方法
阅读：403发布：2024-01-04
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1.一种用于飞行器回收的降落伞系统，其特征在于，包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、主伞、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓；
所述减速伞前吊点支座安装在所述主伞舱盖上，位于飞行器的质心与飞行器头部之间；所述减速伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述减速伞吊带的两端分别与所述减速伞和减速伞后吊点支座连接；所述转换吊带的两端分别与所述减速伞前吊点支座和减速伞后吊点支座连接；所述减速伞后吊点解锁螺栓用于所述减速伞后吊点支座与飞行器分离；
所述主伞前吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述主伞舱盖位于飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞舱盖解锁螺栓用于所述主伞舱盖与飞行器分离；所述主伞吊带用于所述主伞与主伞前吊点支座的连接、所述主伞与主伞后吊点支座的连接。
2.根据权利要求1所述的一种用于飞行器回收的降落伞系统，其特征在于，所述主伞后吊点支座包括主伞后吊点第一支座、主伞后吊点第二支座；所述主伞后吊点第一支座和主伞后吊点第二支座位于飞行器的同一横截面内。
3.根据权利要求1所述的一种用于飞行器回收的降落伞系统，其特征在于，所述主伞舱盖与主伞连接，当所述主伞舱盖与飞行器分离后，主伞舱盖将主伞拉出。
4.根据权利要求1所述的一种用于飞行器回收的降落伞系统，其特征在于，还包括减速伞舱盖、减速伞舱盖解锁螺栓、弹射筒；所述减速伞舱盖安装在飞行器表面，用于将所述减速伞封装在飞行器内；所述减速伞舱盖解锁螺栓用于所述减速伞舱盖与飞行器分离；所述弹射筒用于将所述减速伞从飞行器内弹出。
5.一种飞行器降落回收方法，其特征在于，采用权利要求1～4之一所述的用于飞行器回收的降落伞系统，包括如下步骤：
S1、减速伞出舱，减速伞通过减速伞吊带拉着减速伞后吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S2；
S2、当飞行器减速至预设主伞开伞速度后，减速伞后吊点解锁螺栓将减速伞后吊点支座与飞行器分离，减速伞依次通过减速伞吊带、减速伞后吊点支座、转换吊带拉着减速伞前吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S3；
S3、当飞行器的攻角大于等于30°～45°或转换吊带与飞行器的轴线夹角大于等于30°～45°°时，主伞舱盖解锁螺栓将主伞舱盖与飞行器分离；然后主伞舱盖将主伞拉出，主伞通过主伞吊带拉着主伞前吊点支座和主伞后吊点支座对飞行器进行减速，完成飞行器回收。
6.根据权利要求5所述的一种飞行器降落回收方法，其特征在于，所述飞行器回收后为水平状态。
7.根据权利要求5所述的一种飞行器降落回收方法，其特征在于，所述减速伞后吊点解锁螺栓和或主伞舱盖解锁螺栓选用爆炸螺栓。
8.一种可变形回收飞行器，其特征在于，采用权利要求1～4之一所述的降落伞系统；还包括火箭本体、鸭翼(3)、机翼、空气舵(9)、燃气舵(10)、反推发动机系统、起落架系统；
所述鸭翼(3)可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵(9)和燃气舵(10)均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；
所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆。
9.根据权利要求8所述的一种可变形回收飞行器，其特征在于，所述鸭翼(3)包括一个电机驱动转轴(31)、一个折叠连杆机构(32)、多个翼扇(33)；
所述多个翼扇(33)通过所述折叠连杆机构(32)连接；所述电机驱动转轴(31)用于驱动所述多个翼扇(33)展开或收缩。
一种用于飞行器回收的降落伞系统、降落回收方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种用于飞行器回收的降落伞系统、降落回收方法，属于飞行器回收技术领域。
背景技术
[0002] 目前火箭等航天飞行器大都是一次性使用，成本居高不下，发射周期长，实现飞行器回收是解决成本高、周期长的必然途径。目前实现飞行器回收的主要有以下几种方式：SpaceX公司猎鹰9号火箭反推减速并展开着陆腿平稳着陆，这种回收技术对落地姿态控制的要求很高，大大依赖于液体发动机技术的发展，技术难度很大，成本很高；欧洲阿里安-5运载火箭的固体助推器通过伞降回收，其吊点位于助推器头部，以垂直姿态落于水上，这种回收姿态火箭的落地冲击较大，极易造成火箭等航天飞行器结构的破坏。
发明内容
[0003] 本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于飞行器回收的降落伞系统、降落回收方法，减速伞开伞时吊点位于飞行器质心后方，利于保持飞行器姿态的稳定，由于主伞尺寸较大，与主伞舱壁面紧密接触，若主伞包出舱角度较小，主伞包极易卡在主伞舱内造成主伞开伞失败，故在主伞包出舱前瞬时将减速伞吊点转换至飞行器前方，将飞行器拉升抬头，为主伞包出舱创造了一定的角度，实现主伞包的顺利出舱；主伞开伞时开伞力较大，若采用单一吊点结构飞行器极易发生翻滚，与主伞吊带发生缠绕，造成开伞失败，且难以实现水平回收，将主伞前吊点支座固定在质心前方，两个后吊点支座固定在质心后方，既能避免主伞开伞时飞行器发生翻转缠绕，又能实现飞行器的水平回收。
[0004] 本发明目的通过以下技术方案予以实现：
[0005] 一种用于飞行器回收的降落伞系统，包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、主伞、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓；
[0006] 所述减速伞前吊点支座安装在所述主伞舱盖上，位于飞行器的质心与飞行器头部之间；所述减速伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述减速伞吊带的两端分别与所述减速伞和减速伞后吊点支座连接；所述转换吊带的两端分别与所述减速伞前吊点支座和减速伞后吊点支座连接；所述减速伞后吊点解锁螺栓用于所述减速伞后吊点支座与飞行器分离；
[0007] 所述主伞前吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述主伞舱盖位于飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞舱盖解锁螺栓用于所述主伞舱盖与飞行器分离；所述主伞吊带用于所述主伞与主伞前吊点支座的连接、所述主伞与主伞后吊点支座的连接。
[0008] 优选的，所述主伞后吊点支座包括主伞后吊点第一支座、主伞后吊点第二支座；所述主伞后吊点第一支座和主伞后吊点第二支座位于飞行器的同一横截面内。
[0009] 优选的，所述主伞舱盖与主伞连接，当所述主伞舱盖与飞行器分离后，主伞舱盖将主伞拉出。
[0010] 优选的，还包括减速伞舱盖、减速伞舱盖解锁螺栓、弹射筒；所述减速伞舱盖安装在飞行器表面，用于将所述减速伞封装在飞行器内；所述减速伞舱盖解锁螺栓用于所述减速伞舱盖与飞行器分离；所述弹射筒用于将所述减速伞从飞行器内弹出。
[0011] 一种飞行器降落回收方法，采用上述用于飞行器回收的降落伞系统，包括如下步骤：
[0012] S1、减速伞出舱，减速伞通过减速伞吊带拉着减速伞后吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S2；
[0013] S2、当飞行器减速至预设主伞开伞速度后，减速伞后吊点解锁螺栓将减速伞后吊点支座与飞行器分离，减速伞依次通过减速伞吊带、减速伞后吊点支座、转换吊带拉着减速伞前吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S3；
[0014] S3、当飞行器的攻角大于等于30°～45°或转换吊带与飞行器的轴线夹角大于等于30°～45°°时，主伞舱盖解锁螺栓将主伞舱盖与飞行器分离；然后主伞舱盖将主伞拉出，主伞通过主伞吊带拉着主伞前吊点支座和主伞后吊点支座对飞行器进行减速，完成飞行器回收。
[0015] 优选的，所述飞行器回收后为水平状态。
[0016] 优选的，所述减速伞后吊点解锁螺栓和或主伞舱盖解锁螺栓选用爆炸螺栓。
[0018] 所述鸭翼可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵和燃气舵均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；
[0019] 所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆。
[0021] 本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
[0022] (1)本发明的降落伞系统，通过降落伞吊点的布局及设计，采用转换前后吊点方式，利用跨质心的多吊点结构布局，实现了飞行器的水平回收，解决了飞行器落地冲击过大造成结构损坏的问题。
[0023] (2)本发明的降落回收方法利用减速伞前后吊点转换设计来增大主伞包出舱角度，实现主伞包顺利出舱，减速伞开伞时吊点位于飞行器质心后方，利于保持飞行器姿态的稳定，由于主伞包尺寸较大，与主伞舱壁面紧密接触，若主伞包出舱角度较小(等于转换吊带与箭体的夹角)，主伞包极易卡在主伞舱内造成主伞开伞失败，故在主伞包出舱前瞬时将减速伞吊点转换至飞行器前方，将飞行器拉升抬头，为主伞包出舱创造了一定的角度，实现主伞包的顺利出舱。
[0024] (3)本发明的降落回收方法利用主伞跨质心多吊点设计，解决了开主伞时飞行器姿态不稳及飞行器水平回收的问题，主伞开伞时开伞力较大，若采用单一吊点结构飞行器极易发生翻滚，与主伞吊带发生缠绕，造成开伞失败，且难以实现水平回收，将主伞前吊点支座固定在质心前方，两个后吊点支座固定在质心后方，既能避免主伞开伞时飞行器发生翻转缠绕，又能实现飞行器的水平回收。
[0025] (4)本发明的可变形回收飞行器，与无翼面可重复使用火箭相比，在提供更高效减速能力的同时可保持箭体的飞行稳定性；与全程动力减速的方案相比，主要通过机翼的升致阻力来减速，不涉及主动力，节约燃料，低烧蚀，回收过程安全性更强；与机翼变形的方案相比，采用弹出鸭翼完成低超声速阶段的压心配置，变形机构简单，功耗低，效果显著；与垂直回收的方案相比，将细长体的高速低阻特点与飞机式布局的低速强升力特性有机融合，从而实现垂直起飞，水平降落，回收过程中更抗侧风干扰，对着陆点环境的适应性更强。附图说明
[0026] 图1为本发明降落伞系统的局部组成示意图；
[0027] 图2为本发明可变形回收飞行器的仰视示意图；
[0028] 图3为变形鸭翼的原理图；
[0029] 图4为反推发动机系统的原理图；
[0030] 图5为前起落架系统的原理图；
[0031] 图6为主起落架系统的原理图；
[0032] 图7为高超声速阶段减速效果图；
[0033] 图8为鸭翼弹出后压心调整效果图。
具体实施方式
[0034] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
[0035] 本发明的主要技术方案和设计思路为：
[0036] 本发明降落伞系统包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、主伞、主伞吊带(三根)、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座(两个)、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓。
[0037] 减速伞吊带用于连接减速伞与减速伞后吊点支座；减速伞后吊点支座位于飞行器质心的后方，用于固定减速伞吊带和转换吊带，并在减速伞吊点转换时实现减速伞吊带和转换吊带的连接；减速伞前吊点支座位于飞行器质心的前方，安装在主伞舱盖上，用于固定转换吊带；减速伞后吊点解锁螺栓用于将减速伞后吊点支座固定在飞行器上，并在减速伞吊点转换时实现减速伞后吊点支座与飞行器的解锁分离；
[0038] 主伞吊带用于连接主伞与飞行器主伞前吊点、主伞后吊点；主伞前吊点支座位于飞行器质心的前方，用于固定主伞吊带的一根；主伞后吊点支座位于飞行器质心的后方，用于固定主伞吊带的另外两根；主伞舱盖用于固定主伞的伞包同时与主伞连接，在主伞出舱时拉出主伞包(即在主伞出舱时，减速伞依次通过减速伞吊带、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞前吊点支座、主伞舱盖，将拉力传递给主伞，使主伞从飞行器内拉出)；主伞舱盖解锁螺栓用于将主伞舱盖固定在飞行器上，并在主伞出舱时实现主伞舱盖的解锁分离。
[0039] 本发明应用降落伞系统的飞行器回收方法为：减速伞出舱后，通过减速伞吊带拉着减速伞后吊点支座对飞行器进行减速；当飞行器减速至预设主伞开伞速度后，减速伞后吊点解锁螺栓点火工作，减速伞后吊点支座解锁分离，减速伞后吊点支座作为减速伞吊带和转换吊带的连接，与减速伞连接的吊点由飞行器质心的后方转换至质心的前方，减速伞通过减速伞吊带和转换吊带共同拉着减速伞前吊点支座对飞行器进行减速，同时将飞行器拉升抬头，当转换吊带与飞行器的身部轴线(飞行器整体为面对称结构，飞行器的身部为圆柱状)达到预设角度后，主伞舱盖解锁螺栓点火工作，主伞舱盖解锁分离，主伞舱盖作为转换吊带与主伞包固定的连接，由减速伞拉出主伞，主伞展开，主伞吊带拉着主伞前吊点支座(一个)和主伞后吊点支座(两个)，实现飞行器姿态平稳的水平回收。
[0040] 实施例1：
[0041] 一种用于飞行器回收的降落伞系统，包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、主伞、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓；如图1所示。
[0042] 所述减速伞前吊点支座安装在所述主伞舱盖上；所述减速伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述减速伞吊的两端分别与所述减速伞和减速伞后吊点支座连接；所述转换吊带的两端分别与所述减速伞前吊点支座和减速伞后吊点支座连接；所述减速伞后吊点解锁螺栓用于所述减速伞后吊点支座与飞行器分离；
[0043] 所述主伞前吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述主伞舱盖位于飞行器的质心与飞行器的头部之间，所述主伞舱盖与所述主伞连接；所述主伞舱盖解锁螺栓用于所述主伞舱盖与飞行器分离，当所述主伞舱盖与飞行器分离后，主伞舱盖将主伞拉出；所述主伞吊带用于所述主伞与主伞前吊点支座的连接、所述主伞与主伞后吊点支座的连接。所述主伞后吊点支座包括主伞后吊点第一支座、主伞后吊点第二支座；所述飞行器为面对称结构，所述主伞后吊点第一支座和主伞后吊点第二支座位于飞行器的同一横截面内，且沿对称面对称。
[0044] 所述减速伞后吊点解锁螺栓和或主伞舱盖解锁螺栓选用爆炸螺栓。
[0045] 优选的，降落伞系统还包括减速伞舱盖、减速伞舱盖解锁螺栓、弹射筒；所述减速伞舱盖安装在飞行器表面，用于将所述减速伞封装在飞行器内；所述减速伞舱盖解锁螺栓、栓用于所述减速伞舱盖与飞行器分离；所述弹射筒用于将所述减速伞从飞行器内弹出。
[0046] 实施例2：
[0047] 一种飞行器降落回收方法，采用实施例1所述的用于飞行器回收的降落伞系统，包括如下步骤：
[0048] S1、减速伞出舱，减速伞通过减速伞吊带拉着减速伞后吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S2；
[0049] S2、当飞行器减速至预设主伞开伞速度后，减速伞后吊点解锁螺栓将减速伞后吊点支座与飞行器分离，减速伞依次通过减速伞吊带、减速伞后吊点支座、转换吊带拉着减速伞前吊点支座对飞行器进行减速；然后转入S3；
[0050] S3、当飞行器的攻角大于等于35°或转换吊带与飞行器的轴线夹角大于等于35°时，主伞舱盖解锁螺栓将主伞舱盖与飞行器分离；然后主伞舱盖将主伞拉出，主伞通过主伞吊带拉着主伞前吊点支座和主伞后吊点支座对飞行器进行减速，完成飞行器水平状态回收。
[0051] 实施例3：
[0052] 一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、鸭翼3、机翼、空气舵9、燃气舵10、降落伞系统、反推发动机系统、起落架系统；如图2所示。所述鸭翼3可伸缩的安装在所述火箭本体的两侧；所述机翼安装在所述火箭本体的两侧；所述空气舵9和燃气舵10均安装在所述火箭本体上，均用于飞行控制；所述降落伞系统用于所述飞行器在亚声速段的减速；所述反推发动机系统用于所述飞行器在着陆前的减速；所述起落架系统用于所述飞行器着陆。
[0053] 所述鸭翼3包括一个电机驱动转轴31、一个折叠连杆机构32、多个翼扇33；所述多个翼扇33通过所述折叠连杆机构32连接，即多个翼扇33层叠套装，所述折叠连杆机构32安装在多个翼扇33内，折叠连杆机构32的折叠或展开能够带动多个翼扇33层叠或展开；所述电机驱动转轴31用于驱动所述多个翼扇33展开或收缩，如图3所示。优选的，多个翼扇33的一端套装在电机驱动转轴31上，电机驱动转轴31用于驱动折叠连杆机构32带动所述多个翼扇33展开或收缩，多个翼扇33展开时为一扇形，多个翼扇33收缩时能够与火箭本体外形齐平，保持气动外形。所述鸭翼3弹出后的后掠角为15°～30°。
[0054] 所述降落伞系统包括包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、减速伞舱盖、减速伞舱盖解锁螺栓、主伞、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓；
[0055] 所述减速伞、主伞均安装在所述火箭本体内，所述减速伞舱盖安装在所述火箭本体上对应减速伞所在位置，所述主伞舱盖安装在所述火箭本体上对应主伞所在位置；所述减速伞前吊点支座安装在所述主伞舱盖上；所述减速伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述减速伞吊的两端分别与所述减速伞和减速伞后吊点支座连接；所述转换吊带的两端分别与所述减速伞前吊点支座和减速伞后吊点支座连接；所述减速伞后吊点解锁螺栓用于所述减速伞后吊点支座与飞行器分离；所述减速伞舱盖解锁螺栓用于所述减速伞舱盖与飞行器的分离；
[0056] 所述主伞前吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述主伞舱盖位于飞行器的质心与飞行器的头部之间，所述主伞舱盖与所述主伞连接；所述主伞舱盖解锁螺栓用于所述主伞舱盖与飞行器分离，当所述主伞舱盖与飞行器分离后，主伞舱盖将主伞拉出；所述主伞吊带用于所述主伞与主伞前吊点支座的连接、所述主伞与主伞后吊点支座的连接。所述主伞后吊点支座包括主伞后吊点第一支座、主伞后吊点第二支座；所述飞行器为面对称结构，所述主伞后吊点第一支座和主伞后吊点第二支座位于飞行器的同一横截面内，且沿对称面对称。
[0057] 所述减速伞后吊点解锁螺栓和或主伞舱盖解锁螺栓选用爆炸螺栓。
[0058] 优选的，所述降落伞系统还包括降落伞防护装置，用于防护减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座，一方面防止减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座在高速飞行时遇到高温环境，另一方面保持火箭本体的气动外形。
[0059] 所述反推发动机系统包括发动机23、解锁螺栓24、支架25、舱盖26；所述舱盖26通过所述解锁螺栓24安装在所述飞行器表面，所述发动机安装在舱盖26对应的所述火箭本体内；所述支架25用于固定所述发动机23。其中可变形回收飞行器共包括两套反推发动机系统，分别为安装于前体的第一发动机系统11以及尾段的第二发动机系统12，如图4所示。
[0060] 所述起落架系统包括前起落架4和主起落架8。
[0061] 所述前起落架4包括机轮41、轮胎42、缓冲支柱43、第一斜撑杆组件44；所述缓冲支柱43与所述机轮41连接，所述轮胎42安装在所述机轮41上；所述第一斜撑杆组件44用于驱动所述缓冲支柱43收放；如图5所示。优选的，所述前起落架4还包括前起落架舱盖、前起落架火工品，当前起落架4收缩在火箭本体内时，前起落架舱盖使火箭本体外表面保持齐平的气动外形，前起落架火工品用于前起落架舱盖打开。
[0062] 所述主起落架8包括缓冲器81、摇臂82、支腿83、第二斜撑杆组件84、弹簧作动筒85、滑撬86；所述支腿83的一端与所述摇臂82相连，另一端与所述滑撬86相连；所述弹簧作动筒85的一端与所述滑撬86相连，另一端与所述支腿83相连，所述弹簧作动筒85用于支撑滑撬86，同时保持滑撬86的平衡，以及缓冲地面对滑撬86的冲击；所述第二斜撑杆组件84用于驱动所述支腿83收放；所述缓冲器81用于所述主起落架8的减震缓冲，即地面的冲击依次通过滑撬86、支腿83、摇臂82传递到缓冲器81，如图6所示。优选的，当主起落架8收缩在火箭本体内时，可以利用滑撬86的外表面与火箭本体外表面齐平保持气动外形，或，优选的，通过额外增加主起落架舱盖和主起落架火工品，当主起落架8收缩在火箭本体内时，主起落架舱盖用于使火箭本体外表面保持齐平的气动外形，主起落架火工品用于主起落架舱盖打开。
[0063] 实施例4：
[0064] 一种可变形回收飞行器，包括火箭本体、提供升力及高超声速段减速的大面积机翼、宽速域配平的弹出鸭翼、空气舵9、燃气舵10、亚声速段减速的降落伞系统、反推发动机系统、着陆起落架系统。
[0065] 火箭本体包括任务载荷舱和箭体，外部的任务载荷1位于任务载荷舱，任务载荷舱相对于箭体更靠近来流方向，箭体2内安装用于飞行器上升段的主发动机，飞行控制由空气舵9及燃气舵10联合实现。所述机翼由边条翼5、主翼6以及翼梢小翼7组成，用于提供飞行试验滑翔过程中的升力以及减速过程中的阻力，同时边条翼5可有效控制亚跨声速阶段的压心变化，增强火箭稳定性。
[0066] 所述鸭翼3对称安装于前体两侧，预置安装角20°，鸭翼3包括一个电机驱动转轴31、一个折叠连杆机构32、多个翼扇33，高超声速阶段收于箭体2内，低超声速阶段弹出，所述鸭翼3由电机驱动转轴31驱动展开，具体为电机驱动转轴31带动折叠连杆机构32带动多层翼扇33展开，其中多层翼扇33通过折叠连杆机构32连接。如图3所示。
[0067] 所述降落伞系统包括包括减速伞、减速伞吊带、减速伞前吊点支座、减速伞后吊点支座、转换吊带、减速伞后吊点解锁螺栓、减速伞舱盖、减速伞舱盖解锁螺栓、主伞、主伞吊带、主伞前吊点支座、主伞后吊点支座、主伞舱盖、主伞舱盖解锁螺栓；
[0068] 所述减速伞、主伞均安装在所述火箭本体内，所述减速伞舱盖安装在所述火箭本体上对应减速伞所在位置，所述主伞舱盖安装在所述火箭本体上对应主伞所在位置；所述减速伞前吊点支座安装在所述主伞舱盖上；所述减速伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述减速伞吊的两端分别与所述减速伞和减速伞后吊点支座连接；所述转换吊带的两端分别与所述减速伞前吊点支座和减速伞后吊点支座连接；所述减速伞后吊点解锁螺栓用于所述减速伞后吊点支座与飞行器分离；所述减速伞舱盖解锁螺栓用于所述减速伞舱盖与飞行器的分离；
[0069] 所述主伞前吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的头部之间；所述主伞后吊点支座安装在飞行器的质心与飞行器的尾部之间；所述主伞舱盖位于飞行器的质心与飞行器的头部之间，所述主伞舱盖与所述主伞连接；所述主伞舱盖解锁螺栓用于所述主伞舱盖与飞行器分离，当所述主伞舱盖与飞行器分离后，主伞舱盖将主伞拉出；所述主伞吊带用于所述主伞与主伞前吊点支座的连接、所述主伞与主伞后吊点支座的连接。所述主伞后吊点支座包括主伞后吊点第一支座、主伞后吊点第二支座；所述飞行器为面对称结构，所述主伞后吊点第一支座和主伞后吊点第二支座位于飞行器的同一横截面内，且沿对称面对称。
[0070] 所述减速伞后吊点解锁螺栓和或主伞舱盖解锁螺栓选用爆炸螺栓。
[0071] 所述反推发动机系统共有两套，分别是安装于前体的第一发动机系统11以及尾段的第二发动机系统12，每套系统均包括发动机23、解锁螺栓24、支架25、舱盖26，开启的时间由可变形回收飞行器的测高仪13判定。
[0072] 所述着陆起落架系统包括一套前起落架4和两套主起落架8，如图5和图6所示，前起落架4包括机轮41、轮胎42、缓冲支柱43以及斜撑杆组件44。所述缓冲支柱43与所述机轮41连接，所述轮胎42安装在所述机轮41上；所述第一斜撑杆组件44用于驱动所述缓冲支柱
43收放；
43收放；
[0073] 主起落架8对称安装于尾段斜下方，包括缓冲器81、摇臂82、支腿83、斜撑杆组件84、弹簧作动筒85以及滑撬86。所述支腿83的一端与所述摇臂82相连，另一端与所述滑撬86相连；所述弹簧作动筒85的一端与所述滑撬86相连，另一端与所述支腿83相连；所述第二斜撑杆组件84用于驱动所述支腿83收放；所述缓冲器81用于所述主起落架8的减震缓冲。
[0074] 本实施例的可变形回收飞行器长度15米，直径1.4米，箭体2圆柱段部分长度10米，翼展5米，通过固体发动机提供动力，试验段最大速度到马赫数10，最大升阻比出现在8°攻角，值为3.5，完成任务后，通过偏转四片空气舵9将火箭本体的姿态拉起到16°～20°攻角，图7为攻角增大后阻力系数的增加量值，大面积机翼在产生升力的同时，提供640％以上的附加阻力，将可变形回收飞行器的速度迅速从高超声速减小到超声速；
[0075] 随着速度及高度的降低，可变形回收飞行器的压心逐渐后移，速度从马赫数10减到马赫数2的过程中，压心后移量达7％，攻角降低到8°，可变形回收飞行器的静稳定度大于8％，图8为鸭翼3弹出前后可变形回收飞行器的压心位置，通过弹出鸭翼3，将压心前移到质心位置Xcg＝0.64附近，保证超声速及亚跨声速阶段的配平能力。
[0076] 降落伞系统用于亚声速阶段的进一步减速；以动压为判据，可变形回收飞行器的控制系统判断满足开伞条件后，发出弹射减速伞指令，减速伞舱盖解锁螺栓将减速伞舱盖解锁，利用弹射筒将减速伞弹射出，减速伞解除封包，伞系从伞包中拉出；减速伞收口状工作8秒后解除收口全展开，6秒后主伞舱盖解锁螺栓将主伞舱盖解锁，减速伞拉出主伞舱盖及主伞；主伞收口状工作8秒后解除收口全展开，将可变形回收飞行器的速度减小到9m/s。
[0077] 反推发动机系统如图5所示，主伞舱盖解锁后15秒，可变形回收飞行器的综控机向舱盖火工品发出工作信号，打开反推发动机系统的舱盖26、前起落架舱盖、主起落架舱盖以及可变形回收飞行器的测高仪的舱盖，伸出起落架，起落架在弹性元件和重力作用下放下并到位后锁定，可变形回收飞行器通过自身的GPS高度数据来判定下落高度，当可变形回收飞行器距离地面的高度小于500米时，综控机向测高仪上电，通过测高仪向综控机发送高度数据，综控机判定到达指定高度5m时，向反推发动机系统的发动机23发出点火信号，发动机23工作，综控机发出点火信号后1秒，综控机再向主伞切绳器发出工作信号，主伞切绳器切断主伞吊带，可变形回收飞行器通过起落架系统完成水平着陆。
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