[0001] 本发明涉及火箭回收领域，特别涉及一种可回收火箭系统。

[0002] 火箭回收技术近年来已成为航天领域研究的一个关键方向，旨在实现火箭的重复利用，以期降低发射成本。

[0003] 现有火箭伞降回收，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、用缓冲发动机着陆；缓冲发动机的工作需要消耗大量燃料。

[0038] 下面结合附图来进一步说明本发明的具体实施方式。其中相同的零部件用相同的附图标记表示。

[0039] 需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”“后”“左”“右”“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。

[0040] 为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，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、完整的描述。

[0041] 一种基于旋翼机制的可回收火箭系统，包括旋翼操作器、叶片锁释器、控制器。

[0042] 旋翼操作器安装于火箭箭体的内部；

[0043] 旋翼叶片设置多个，旋翼叶片分别与旋翼操作器通过枢轴转动连接；所述旋翼叶片绕所述枢轴转动过程中，多个旋翼叶片能够贴紧在所述火箭箭体的外壁或者相对于所述火箭箭体呈现展开状态。

[0044] 叶片锁释器，其用以将所述旋翼叶片与火箭箭体锁合在一起或者将所述旋翼叶片相对于火箭箭体释放；叶片锁释器包括锁扣件、主动锁合器；其中，锁扣件与所述旋翼叶片固定连接，所述主动锁合器包括伺服驱动器、锁头部件，所述伺服驱动器与所述火箭箭体内部固定，所述伺服驱动器的驱动端与锁头部件固定连接，锁头部件用以与锁扣件插扣在一起。

[0045] 控制器用以控制所述叶片锁释器中的伺服驱动器动作。

[0046] 其中，当火箭处于非回收状态过程中，所述控制器通过主动锁合器的伺服驱动器维持锁头部件与锁扣件卡扣在一起，并且多个旋翼叶片贴紧在所述火箭箭体的外壁，用以减少发射或者执行任务阶段的阻力。当火箭处于降落的回收状态过程中，所述控制器通过主动锁合器的伺服驱动器驱动锁头部件与锁扣件分开，进而所述主动锁合器将所述旋翼叶片释放。

[0047] 综上所述，在发射时，所述旋翼叶片紧贴箭体外壳以减少阻力；并在回收过程中，所述主动锁合器将所述旋翼叶片释放后，由于空气阻力的作用，旋翼叶片会自动从折叠状态展开，所述旋翼叶片展开以增大阻力并提供升力；降低传统的反推力回收需要的燃料，不需要发动机反推。

[0048] 另外，对于回收后的所述火箭箭体，旋翼叶片折叠、贴紧所述火箭箭体，之后叶片锁释器将所述旋翼叶片与火箭箭体锁合在一起；使得该所述火箭箭体可以进行二次利用。

[0049] 进一步，所述旋翼叶片采用碳纤维复合材料，既轻便又坚固，能够承受发射和回收过程中的巨大应力。

[0050] 进一步，旋翼操作器用以控制、改变旋翼叶片的攻角。其中，所述旋翼叶片的攻角是指旋翼叶片在飞行过程中，其弦线与相对气流方向之间的夹角。这个角度对于旋翼飞行器的升力和操控性能有着至关重要的影响。通过调整旋翼叶片的攻角，可以有效地控制飞行器的升力、推力和俯仰姿态，从而实现稳定的飞行和精确的操控。

[0051] 旋翼操作器包括支架、摆动结构、伺服直线驱动装置、倾斜盘、拉扭杆件；

[0052] 支架与所述火箭箭体内部固定连接；

[0053] 摆动结构与支架固定连接，所述旋翼叶片与摆动结构连接，所述摆动结构的摆动用以改变所述旋翼叶片的攻角。

[0054] 伺服直线驱动装置设置三个，伺服直线驱动装置底部与所述火箭箭体内部铰接；

[0055] 倾斜盘与所有的伺服直线驱动装置上端固定铰接；

[0056] 拉扭杆件两端分别连接倾斜盘、摆动结构；

[0057] 控制器与伺服直线驱动装置电性连接，所述控制器用以控制伺服直线驱动装置伸缩。

[0058] 控制器通过控制所述伺服直线驱动装置伸缩，进而依次通过倾斜盘、拉扭杆件带动摆动结构发生摆动，发生摆动的摆动结构改变所述旋翼叶片的攻角；通过调整旋翼叶片的攻角，可以有效地控制飞行器的升力、推力和俯仰姿态，从而实现稳定的飞行和精确的操控。

[0059] 进一步，还包括数据模块，数据模块包括加速度计、陀螺仪、气压计和磁力计；加速度计、陀螺仪、气压计和磁力计均与控制器电性连接，所述控制器获取加速度计、陀螺仪、气压计和磁力计的检测数据后，调整旋翼叶片的攻角，进而可以有效地控制飞行器的升力、推力和俯仰姿态，从而实现稳定的飞行和精确地操控。

[0060] 进一步，还包括太阳能组件，至少该太阳能组中的太阳能板外漏于所述火箭箭体之外，在火箭飞行过程中将太阳能转化成电能，提供必要的电力支持。

[0061] 进一步，利用模糊逻辑和递归神经网络(RNN)，结合实时传感器数据，动态调整旋翼叶片的角度。多传感器数据融合技术包括卡尔曼滤波器和扩展卡尔曼滤波器(EKF)，将加速度计、陀螺仪、气压计和磁力计的数据融合，以提供准确的火箭姿态和环境信息。通过这些技术的综合应用，火箭的着陆精度和安全性得到了显著提升。

[0062] 进一步，所述火箭箭体处于不同密度的大气层、不同的风速和风向条件下，控制器依据此时的条件调节旋翼叶片的攻角，进而使得火箭能够在不同的环境条件下都能执行高效的回收操作。

[0063] 工作原理：(1)进入返回阶段时，控制器会根据预设的程序和收集到的当前的速度、高度以及气象条件计算下降路径，在最佳时机控制叶片锁释器释放、展开旋翼叶片；(2)控制器根据实时的速度、高度以及气象条件向旋翼操作器的伺服直线驱动装置发送指令，从而完成调整旋翼叶片的攻角，以最大化空气动力学效率并减缓下降速度。(3)控制器监控火箭的下降状态，并实时调整旋翼叶片的攻角，精确控制火箭的飞行姿态和下降轨迹。在接近地面的最后阶段，控制模块会执行最终的减速操作，确保火箭以最小的冲击力安全着陆。

[0064] 基于旋翼机制的可回收火箭系统的回收方法，包括以下步骤，

[0065] 步骤S100、进入返回阶段，进入返回阶段时，控制器会根据预设的程序和收集到的当前的速度、高度以及气象条件计算下降路径，在最佳时机控制叶片锁释器释放、展开旋翼叶片。开始通过空气动力学效应减缓下降速度。

[0066] 步骤S200、持续监控与调节，控制器持续监测火箭下降过程中的动态数据，包括下降速度、风速，并动态调整旋翼叶片攻角，以优化升力和控制火箭的下降轨迹。

[0067] 微调旋翼角度，通过精细控制旋翼叶片的攻角，控制器能够精确控制火箭的飞行姿态和下降速度，适应突变的气候条件和环境因素。

[0068] 步骤S300、着陆前的最终调整，火箭接近预定着陆点时，控制模块执行最终减速程序，细致调整旋翼叶片角度，最大限度地减缓下降速度，准备软着陆。

[0069] 步骤S400、安全着陆执行，在着陆的最后阶段，控制模块利用旋翼产生的升力和阻力实现火箭的平稳着陆；此时，旋翼叶片会被配置为提供最大阻力，确保着陆的安全性和精确性。

[0070] 步骤S500、系统状态评估，火箭着陆后，技术团队将对旋翼系统进行全面检查和评估，分析其在返回过程中的表现和任何可能的损伤。

[0071] 以上所述仅为本发明专利的较佳实施例而已，并不用以限制本发明专利，凡在本发明专利的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明专利的保护范围之内。