一种运载火箭的子级回收着陆机构的制作方法

本实用新型涉及运载火箭回收技术领域，具体涉及一种运载火箭的子级回收着陆机构。

背景技术：

卫星、飞船和星球探测器等航天器主要依靠火箭的运载进入太空，由于航天器的发射技术日益成熟，对于高可靠性、低成本的运载火箭的需求愈加强烈。众所周知，现在使用的运载火箭几乎都是一次性的运载工具，而向太空运送1kg的物体大约需要1－2万美元，这使得航天发射的成本居高不下。

航空领域的单次飞行成本之所以可以大幅降低，正是因为其可重复使用性能。运载火箭的回收和重复使用也是降低发射成本的有效途径。火箭子级的着陆过程是实现火箭回收至关重要的一步。

现有的回收着陆机构，在火箭发射时空气阻力大，在火箭进行垂直着陆过程中由于冲击力峰值较大，伴随一阶振动的影响，箭体可能发生失稳，导致回收工作失败。

技术实现要素：

因此，本实用新型要解决的技术问题在于克服现有技术中的火箭子级在垂直着陆回收时因受到的冲击力过大容易发生失稳的问题，从而提供一种运载火箭的子级回收着陆机构。

为解决上述技术问题，本实用新型的技术方案如下：

一种运载火箭的子级回收着陆机构，包括：

箭体；

保型支撑结构，围绕所述箭体的周向设有多个，其一端绕第一轴线转动连接于所述箭体；所述保型支撑结构具有被初始锁定结构锁定时收拢于所述箭体外表面的收拢状态和在所述初始锁定结构解除锁定后向外展开的着陆支撑状态；

伸缩杆结构，一端铰接于所述箭体、另一端铰接于所述保型支撑结构，包括至少两节依次活动套接的空心支杆；

级间锁定部件，设置在相邻两根所述空心支杆的连接节点处，用于锁定伸开到极限位置后的相邻两节所述空心支杆、以使所述伸缩杆结构、处于所述着陆支撑状态下的所述保型支撑结构和所述箭体形成三角形架构。

进一步地，所述级间锁定部件包括：

锁槽，设置在管径较小的一根所述空心支杆的外壁上；

锁块结构，连接于管径较大的一根所述空心支杆，当相邻两根所述空心支杆伸开到极限位置时，所述锁块结构伸进所述锁槽内以锁定相邻两根所述空心支杆。

进一步地，管径较大的一根所述空心支杆的端部连接有第一连接环，所述第一连接环的内壁面设有开口径向向内的安装槽；所述锁块结构包括：

锁块，沿伸缩杆结构的径向方向滑动连接于所述安装槽内，具有至少部分伸出所述安装槽外以与所述锁槽配合锁定相邻两根所述空心支杆的伸出状态和缩进所述安装槽内的收缩状态；

弹性件，弹性连接在所述安装槽槽底和所述锁块之间，其弹性力驱使所述锁块伸出所述安装槽的开口。

进一步地，所述安装槽有多个，且沿所述第一连接环的周向方向均匀间隔设置；每个所述安装槽内均对应设置有锁块。

进一步地，所述第一连接环和管径较大的一根所述空心支杆之间的连接面为楔面。

进一步地，管径较小的一根所述空心支杆的外壁上还设有位于所述锁槽靠外的一侧的第一凸起结构，所述第一凸起结构用于与所述锁块结构靠外的一侧相配合以防止管径较小的一根所述空心支杆向内收缩。

进一步地，所述级间锁定部件还包括：

密封结构，套设在管径较大的一根所述空心支杆的端部，且与管径较小的一根所述空心支杆相抵，用于封闭相邻两根所述空心支杆之间的间隙。

进一步地，所述密封结构包括：

套件，包括套设在管径较大的一根所述空心支杆的端部的第一套环和连接于所述第一套环的第二套环，所述第二套环的内壁设有开口径向向内的环形嵌槽；

密封件，嵌设在所述环形嵌槽内，其伸出所述环形嵌槽的一端与管径较小的一根所述空心支杆的外壁紧密贴合。

进一步地，管径较小的一根所述空心支杆包括杆体和连接于所述杆体的第二连接环，所述锁槽和所述第一凸起结构均成型于所述第二连接环的外壁上。

进一步地，所述第二连接环和所述杆体之间的连接面为楔面，所述第二连接环的内壁和所述杆体的内壁共同构成所述空心支杆的内壁。

进一步地，管径较小的一根所述空心支杆位于管径较大的一根所述空心支杆内部的外壁上设有第二凸起结构。

进一步地，所述箭体上还连接有推力件；所述推力件的伸缩端与所述保型支撑结构连接，所述推力件用于驱动所述保型支撑结构从所述收拢状态转动到所述着陆支撑状态；所述伸缩杆结构在所述保型支撑结构的转动过程中实现各节空心支杆的相对滑动。

进一步地，所述保型支撑结构朝内的一侧设有凹槽；当所述保型支撑结构处于所述收拢状态时，所述伸缩杆结构内埋于所述凹槽内。

进一步地，所述初始锁定结构也内埋于所述凹槽内，且所述初始锁定结构和所述保型支撑结构的连接为可拆卸式连接。

进一步地，所述保型支撑结构朝外的一侧的外形为流线型。

进一步地，在所述箭体的周向方向上，所述保型支撑结构为两端低、中间高的气动外形；在所述箭体的轴向飞行方向上，所述保型支撑结构为前尖后宽的气动外形。

进一步地，在所述伸缩杆结构中，与所述箭体连接的为首节支杆，与所述保型支撑结构连接的为末节支杆；所述末节支杆的端部和所述保型支撑结构之间连接有油气式缓冲器。

进一步地，所述保型支撑结构和所述伸缩杆结构均采用碳纤维材料制成。

本实用新型技术方案，具有如下优点：

1.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，运载火箭的子级在上升段和下降段的着陆前阶段时，多个保型支撑结构处于收拢状态，并贴附在箭体的外表面，用于整流并保护箭体内部机构不受到热流干扰；运载火箭的子级运动到着陆段时，初始锁定结构解除对保型支撑结构的锁定，保型支撑结构绕第一轴线向外展开，由收拢状态运动着陆支撑状态，使箭体可以平稳着陆；同时，伸缩杆结构随保型支撑结构的转动的过程中，一方面绕箭体上的上转轴转动，另一方面实现各级空心支杆的相对滑动，与保型支撑结构的展开过程相匹配；当伸缩杆结构运动到极限位置时，级间锁定部件锁定相邻的两节空心支杆，使伸缩杆结构成为一根刚性杆，箭体、保型支撑结构和伸缩杆结构之间形成稳固三角形结构，伸缩杆结构可以为保型支撑结构提供有力可靠支撑，进一步提高保型支撑结构着陆时的稳定性，进而提高箭体垂直着陆回收过程中的稳定性。

2.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，当相邻两根所述空心支杆伸开到极限位置时，管径较大的一根空心支杆上锁块结构的弹性件驱使锁块伸进管径较小的一根空心支杆外壁的锁槽内，实现相邻两根空心支杆的级间锁定；这种级间锁定部件，结构简单，可靠性高，可以自动实现伸缩杆结构的级间锁定。

3.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，将锁块结构安装在第一连接环，然后将第一连接环连接在位于管径较大的一根空心支杆的端部上的结构，与直接在空心支杆的内壁加工安装槽并安装锁块结构的方式相比，一方面加工制作更加方便；另一方面，由于空心支杆安装有锁块结构的部位相对其他部位需要承受更大的压力，因此对该部位结构强度和厚度的要求更高，第一连接环和空心支杆分开制作的方式，可以在满足伸缩杆结构各个部位结构强度的要求下尽可能地减轻伸缩杆结构的自身重量。

4.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，多个安装槽沿所述连接环的周向方向均匀间隔设置的方式，且每个安装槽内均对应设置有一个锁块的结构，不仅可以使相邻两根空心支杆之间的锁定更加牢靠，还可以使相邻两根空心支杆之间间隙的一致性更高，从而确保伸缩杆结构在级间锁定后的密封性。

5.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，第一连接环和空心支杆之间的连接面为楔面的形式，可以增加两者的连接面积，从而提高第一连接环的连接可靠性。

6.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，管径较小的一根空心支杆的外壁第一凸起结构和锁块结构相互配合的结构，可以防止管径较小的一根空心支杆向内收缩，从而提高级间锁定部件的锁定效果更好。

7.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，由于伸缩杆结构内需要设置燃气发生器，并通过燃气发生器产生的气体推动伸缩杆结构伸开以保持伸缩杆结构的刚性状态，相邻两根空心支杆之间密封结构的设置，可以确保伸缩杆结构在伸开过程中的气密性，从而确保伸缩杆结构可以保持稳定刚性状态，为箭体的着陆提供稳定可靠的支撑作用。

8.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，密封件嵌设在套件的环形嵌槽内，且与管径较小的一根空心支杆紧密贴合的结构，密封件的安装结构稳定性高，可以确保伸缩杆结构在伸缩过程中的气密性。

9.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，由于空心支杆开设有锁槽和第一凸起结构的部位相对其他部位需要承受更大的压力，因此对该部位结构强度和厚度的要求更高，第二连接环和空心支杆分开制作的方式，可以在满足伸缩杆结构各个部位结构强度的要求下尽可能地减轻伸缩杆结构的自身重量。

10.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，第二连接环和空心支杆之间的连接面为楔面的形式，可以增加两者的连接面积，从而提高第二连接环的连接可靠性；第二连接环的内壁和杆体的内壁共同构成空心支杆内壁的结构，可以在确保空心支杆各个部位结构强度的要求下尽可能地减轻空心支杆整体的厚度，从而减轻伸缩杆结构的自重。

11.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，空心支杆外壁上的第二凸起结构，对空心支杆的伸缩运动起导向作用，可以确保空心支杆沿着其轴线方向做伸缩运动，减少空心支杆运动偏向对伸缩杆结构封闭性的影响。

12.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，保型支撑结构在推力件的作用下绕第一轴线向外展开，由收拢状态运动着陆支撑状态，使箭体可以平稳着陆；同时，伸缩杆结构随保型支撑结构的转动的过程中，一方面绕箭体上的上转轴转动，另一方面实现各级空心支杆的相对滑动，与保型支撑结构的展开过程相匹配，从而实现保型支撑结构的展开过程有序进行。

13.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，在保型支撑结构朝内的一侧面设置供伸缩杆结构和初始锁定结构等结构埋设的凹槽，可以减少着陆回收机构的占用空间。

14.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，初始锁定结构可拆卸连接于保型支撑结构的形式，拆卸更换更加方便，也方便单独对初始锁定结构的性能进行测试。

15.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，在箭体的周向方向上，保型支撑结构为两端低、中间高的气动外形；在箭体的轴向飞行方向上，保型支撑结构为前尖后宽的气动外形；这种气动外形的保型支撑结构，既可以减小回收着陆机构在上升过程中的阻力，又可以减小下降箭体在回收过程中的阻力。

16.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，在伸缩杆结构的末节支杆上设置油气式缓冲器，根据油气式缓冲器的气动原理推动，可有效地减轻伸缩杆结构的自重，从而减轻火箭回收着陆装置的整体重量。

17.本实用新型提供的运载火箭的子级回收着陆机构，采用碳纤维材料制成的保型支撑结构和伸缩杆结构的各级支杆，具有强度高、耐热耐冲击性能好、质轻等优点，可有效减轻火箭回收着陆装置的整体重量，增强火箭的运载能力。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，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。

图1为本实用新型实施例中运载火箭子级回收着陆前的示意图；

图2为本实用新型实施例中运载火箭子级回收着陆时的示意图；

图3为本实用新型实施例中保型支撑结构的结构示意图；

图4为本实用新型实施例中伸缩杆结构的结构示意图；

图5为本实用新型实施例中伸缩杆结构的纵剖结构图；

图6为图5中a处的放大图；

图7为图5中纵剖后的伸缩杆结构的横剖结构示意图，以展示级间锁定部件的内部结构；

图8为图7中b处的放大图。

附图标记说明：1、箭体；2、保型支撑结构；21、凹槽；3、伸缩杆结构；31、空心支杆；4、初始锁定结构；5、级间锁定部件；6、推力件；7、油气式缓冲器；8、上转轴；9、下转轴；51、第一连接环；511、安装槽；52、第二连接环；521、锁槽；522、第一凸起结构；53、锁块；54、弹性件；55、套件；551、第一套环；552、第二套环；553、环形嵌槽；56、密封件；57、第二凸起结构。

具体实施方式

下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，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；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

此外，下面所描述的本实用新型不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如图1和图2所示的一种运载火箭的子级回收着陆机构，包括保型支撑结构2、初始锁定结构4、伸缩杆结构3和级间锁定部件5。其中，保型支撑结构2围绕箭体1的周向均匀间隔设有四个，其一端绕下转轴9转动连接于箭体1；保型支撑结构2具有被初始锁定结构4锁定时收拢于箭体1外表面的收拢状态和在初始锁定结构4解除锁定后向外展开的着陆支撑状态。伸缩杆结构3的一端绕上转轴8转动连接于箭体1、另一端铰接于保型支撑结构2远离下转轴9的一端。伸缩杆结构3包括至少两节依次活动套接的空心支杆31，级间锁定部件5设置在相邻两根空心支杆31的连接节点处。级间锁定部件5用于锁定伸开到极限位置后的相邻两节空心支杆31、以使伸缩杆结构3、处于着陆支撑状态下的保型支撑结构2和箭体1形成三角形架构。

这种回收着陆机构，运载火箭的子级在上升段和下降段的着陆前阶段时，四个保型支撑结构2处于收拢状态，并贴附在箭体1的外表面，用于整流并保护箭体1内部机构不受到热流干扰；运载火箭的子级运动到着陆段时，初始锁定结构4解除对保型支撑结构2的锁定，保型支撑结构2绕下转轴9外展开，由收拢状态运动着陆支撑状态，使箭体1可以平稳着陆；同时，伸缩杆结构3随保型支撑结构2的转动的过程中，一方面绕箭体1上的上转轴8转动，另一方面实现各级空心支杆31的相对滑动，与保型支撑结构2的展开过程相匹配；当伸缩杆结构3运动到极限位置时，级间锁定部件5锁定相邻的两节空心支杆31，使伸缩杆结构3成为一根刚性杆，箭体1、保型支撑结构2和伸缩杆结构3之间形成稳固三角形结构，伸缩杆结构3可以为保型支撑结构2提供有力可靠支撑，进一步提高保型支撑结构2着陆时的稳定性，进而提高箭体1垂直着陆回收过程的可靠性。

如图2所示，在本实施例中，箭体1上还连接有推力件6，推力件6与箭体1连接的一端为推力件6的固定端，推力件6的伸缩端与保型支撑结构2铰接。保型支撑结构2在推力件6的作用下绕下转轴9向外展开，由收拢状态运动着陆支撑状态，使箭体1可以平稳着陆；同时，伸缩杆结构3随保型支撑结构2的转动的过程中，一方面绕于箭体1连接的上转轴8转动，另一方面实现各级空心支杆31的相对滑动，可以与保型支撑结构2的展开过程相匹配，从而实现保型支撑结构2的展开过程有序进行。

如图2和图3所示，在本实施例中，保型支撑结构2朝内的一侧设有凹槽21；当保型支撑结构2处于收拢状态时，伸缩杆结构3和初始锁定结构4内埋于凹槽21内。伸缩杆结构3和初始锁定结构4等结构内埋设置的方式，可以减少着陆回收机构的占用空间。优选的，初始锁定结构4可以通过操作孔实现初始锁定操作及复位操作，初始锁定结构4为独立模块且可拆卸连接于保型支撑结构2，可独立进行测试和拆换。具体的，初始锁定结构4可以为爆炸螺栓。

结合图1、图2和图3所示，在本实施例中，保型支撑结构2朝外的一侧的外形为流线型。在箭体1的周向方向上，保型支撑结构2为两端低、中间高的气动外形；在箭体1的轴向飞行方向上，保型支撑结构2为前尖后宽的气动外形。这种气动外形的保型支撑结构2，既可以减小回收着陆机构在上升过程中的阻力，又可以减小下降箭体1在回收过程中的阻力。

如图4所示，在本实施例中，在伸缩杆结构3中，与箭体1连接的为首节支杆，与保型支撑结构2连接的为末节支杆；末节支杆的端部和保型支撑结构2之间连接有油气式缓冲器7。在伸缩杆结构3的末节支杆上设置油气式缓冲器7，根据油气式缓冲器7的气动原理推动，可有效地减轻伸缩杆结构3的自重，从而减轻火箭回收着陆装置的整体重量。

如图5－8所示，在本实施例中，级间锁定部件5包括锁槽521和锁块结构。其中，锁块结构开设在相邻两根空心支杆31中管径较小的一根空心支杆的外壁上，锁块结构连接于管径较大的一根空心支杆。当相邻两根空心支杆31伸开到极限位置时，管径较大的一根空心支杆上锁块结构伸进管径较小的一根空心支杆外壁的锁槽521内，实现相邻两根空心支杆31的级间锁定；这种级间锁定部件5，结构简单，可靠性高，可以自动实现伸缩杆结构3的级间锁定。

结合图6和图8所示，在本实施例的一种具体实施方式中，管径较大的一根空心支杆的端部连接有第一连接环51，第一连接环51的内壁面设有开口径向向内的安装槽511。锁块结构包括沿伸缩杆结构3的径向方向滑动连接于安装槽511内的锁块53和弹性连接在安装槽511槽底和锁块53之间的、其弹性力驱使锁块53伸出安装槽511的开口的弹性件54。锁块53在弹性件54的弹性力作用下具有至少部分伸出安装槽511外以与锁槽521配合锁定相邻两根空心支杆31的伸出状态和在外力推动下缩进安装槽511内的收缩状态。将锁块结构安装在第一连接环51上，然后将第一连接环51连接在位于管径较大的一根空心支杆的端部上的结构设计，与直接在空心支杆31的内壁加工安装槽511并安装锁块结构的方式相比，一方面加工制作更加方便；另一方面，由于空心支杆31安装有锁块结构的部位相对其他部位需要承受更大的压力，因此对该部位结构强度和厚度的要求更高，第一连接环51和空心支杆31分开制作的方式，可以在满足伸缩杆结构3各个部位结构强度的要求下尽可能地减轻伸缩杆结构3的自身重量。具体的，弹性件54为弹簧；第一连接环51、锁块53均采用钛合金材料制成；空心支杆31采用碳纤维材料制成。在其他实施方式中，锁块结构还可以直接安装在管径较大的一根空心支杆的内部，锁块结构还可以采用自身具有弹性的弹性块替代。

如图5和图6所示，在本实施例中，伸缩杆结构3内设有燃气发生器(图未示)，燃气发生器通过其产生产生的气体推动伸缩杆结构3伸开以维持伸缩杆结构3伸开后的刚性状态，级间锁定部件5还包括套设在管径较大的一根空心支杆的端部的密封结构。密封结构的一端与管径较小的一根空心支杆相抵，用于封闭相邻两根空心支杆31之间的间隙。密封结构的设置，可以确保伸缩杆结构3在伸开过程中的气密性，从而确保伸缩杆结构3可以保持稳定刚性状态，为箭体1的着陆提供稳定可靠的支撑作用。

具体的，密封结构包括套件55和密封件56。其中，套件55包括套设在管径较大的一根空心支杆的端部的第一套环551和连接于第一套环551的第二套环552，第二套环552的内壁设有开口径向向内的环形嵌槽553；密封件56嵌设在环形嵌槽553内，其伸出环形嵌槽553的一端与管径较小的一根空心支杆的外壁紧密贴合。具体的，密封件56采用橡胶、具有柔性的密封垫片等材料制成，只要密封件56能起到密封第二套环552和管径较小的一根空心支杆之间的间隙且不完全阻碍两者的相对运动即可。

如图6所示，在本实施例中，第一连接环51和管径较大的一根空心支杆之间的连接面为楔面。楔形连接面可以增加第一连接环51和空心支杆的连接面积，从而提高第一连接环51的连接可靠性。

如图6所示，在本实施例中，管径较小的一根空心支杆的外壁上还设有位于锁槽521靠外的一侧的第一凸起结构522，第一凸起结构522可以与锁块结构靠外的一侧相配合以防止管径较小的一根空心支杆向内收缩，从而提高级间锁定部件5的锁定效果。具体的，第一凸起结构522为凸出成型于管径较小的一根空心支杆外壁上的第一凸台；在伸缩杆结构3的伸缩过程中，第一凸台与锁块53相向的一侧设有第一斜导面，锁块53上设有与第一斜导面外形相配的第二斜导面。第一斜导面和第二斜导面的设置方便第一凸台与锁块53发生相对运动的过程中推动锁块53收缩进安装槽511内，并在第一凸台对锁块53的推力消失后，锁块53可以在弹性件54的作用下更好的伸进锁槽521内，以实现两者位置的锁定。进一步的，第二套环552具有与第一凸起结构522相配合以使管径较小的一根空心支杆至少部分受限于管径较大的一根空心支杆的内腔中的限位端。限位端可以从另一个侧面对第一凸起结构522进行限位，进而提高级间锁定部件5的可靠性。

在本实施例中，管径较小的一根空心支杆包括杆体和连接于杆体的第二连接环52，锁槽521和第一凸起结构522均成型于第二连接环52的外壁上。由于空心支杆31开设有锁槽521和第一凸起结构522的部位相对其他部位需要承受更大的压力，因此对该部位结构强度和厚度的要求更高，第二连接环52和空心支杆31分开制作的方式，可以在满足伸缩杆结构3各个部位结构强度的要求下尽可能地减轻伸缩杆结构3的自身重量。具体的，第二连接环52采用钛合金材料制成；空心支杆31的杆体部分采用碳纤维材料制成。

如图7和图8所示，在本实施例中，安装槽511沿第一连接环51的周向方向均匀间隔设置有多个，每个安装槽511内均对应设置有锁块53；这种由多个锁块53构成的级间锁定部件5，不仅可以使相邻两根空心支杆31之间的锁定更加牢靠，还可以使相邻两根空心支杆31之间间隙的一致性更高，从而确保伸缩杆结构3在级间锁定后的密封性。

如图6和图8所示，第二连接环52和空心支杆31的杆体部分的连接面为楔面，第二连接环52的内壁和杆体的内壁共同构成空心支杆31的内壁。楔形连接面可以增加第二连接环52和杆体之间的连接面积，从而提高第二连接环52的连接可靠性。具体的，第二连接环52的两侧均设有与杆体相配的楔面。

如图7所示，在本实施例中，管径较小的一根空心支杆位于管径较大的一根空心支杆内部的外壁上设有第二凸起结构57。第二凸起结构57对空心支杆31的伸缩运动起导向作用，可以确保空心支杆31沿着其轴线方向做伸缩运动，减少空心支杆31运动偏向对伸缩杆结构3封闭性的影响。

在本实施例中，保型支撑结构2和伸缩杆结构3的各级支杆采用碳纤维材料制成，第一连接环51、锁块结构、第二连接环52、套件55等作为级间锁定结构的部件采用钛合金材料制成。碳纤维材料具有强度高、耐热耐冲击性能好、质轻等优点，可以有效减轻火箭回收着陆装置的整体重量，增强火箭的运载能力。钛合金科强度高、耐热性好，可确保级间锁定结构的稳定性。

综上所述，本实用新型实施例提供的运载火箭的子级回收着陆机构，运载火箭上升段、下降段至着陆前，用于运载火箭一级回收的着陆机构在保型支撑结构2的作用下贴附于箭体1表面(如图1所示)，此过程中保型支撑结构2主要起整流及保护内部机构不受热流干扰的作用；火箭子级着陆前，初始解锁结构打开，保型支撑结构2在推力件6的作用下绕下转轴9转动，伸缩杆结构3绕上转轴8转动，同时伸缩杆结构3的各级支杆发生相对滑动。当保型支撑结构2运动到末位时，伸缩杆结构3也运动到极限位置，使伸缩杆结构3成为一根刚性杆，箭体1、保型支撑结构2和伸缩杆结构3之间形成稳固三角形结构，伸缩杆结构3可以为保型支撑结构2提供有力可靠支撑，使运载火箭的子级可以平稳着陆，并提供有力支撑。这种回收着陆机构解决了运载火箭一级分离之后的子级回收的问题，在运载火箭的一二级分离之后，一级着陆时能够平稳回落地面回收场，为一级产品实现重复利用，降低成本，缩短生产及发射周期提供保障。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型创造的保护范围之中。

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