具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

本发明的一个方面提供了一种用于液体火箭回收的着陆支腿机构，如图1、图2、图3、图4和图5所示，该种液体火箭回收的着陆支腿机构，用于在液体火箭子级1回收时支撑液体火箭发动机。着陆支腿包含沿液体火箭子级1周向表面均匀设置的保护腿2，以及与保护腿2连接用于将保护腿2固定在液体火箭子级1上的固定支架3。其中，保护腿2包含主腿结构4和辅助打开机构5，辅助打开机构5用于驱动主腿结构4向远离液体火箭子级1的外侧移动，主腿结构4一端与固定支架3连接，另一端用于通过伸长展开以将液体火箭子级1稳定到着陆平台。

具体的，本发明实施例提供的种用于液体火箭回收的着陆支腿机构，在液体火箭子级1表面增加支撑机构，可以降低液体火箭子级1在回收时与着陆平台直接接触而造成液体火箭发动机损毁的几率。通过固定支架3与保护腿连接用于将保护腿2固定在液体火箭子级1上，固定支架3与保护腿2的配合使得保护腿2被固定牢固，避免其发生移动，有利于液体火箭的安全飞行。

保护腿2包含主腿结构4和辅助打开机构5，辅助打开机构5用于驱动主腿结构4向远离液体火箭子级1的外侧移动，主腿结构4一端与固定支架3连接，另一端用于通过伸长展开以将液体火箭子级稳定到着陆平台，通过辅助打开机构5驱动主腿结构4打开。主腿机构和辅助打开机构的设计，一方面可以精确控制主腿结构打开的姿态和位置，有利于液体火箭子级在回收过程中的平稳着陆；另一方面辅助打开机构还可以起到分解主推结构4受到的压力的作用，避免主腿结构因压力过大而发生形变，确保液体火箭子级的安全回收。

需要说明的是，在第一种实施例中，如图1、图2、图3、图4和图5所示，主腿结构4包括助推缸6。为了保护助推缸6，避免火箭子级或助推缸破损，例如，主腿结构4还包括位于助推缸6外侧用于保护助推缸6的保护壳7。

值得一提的是，如图1、图2、图3、图4和图5所示，为了保护壳7整体结构稳定，例如，保护壳7包含一体成型设计的主壳体8和副壳体9，副壳体9位于主壳体8的一端且靠近固定支架3的一侧。

需要进一步指出的是，为了方便配合助推缸6使用，例如，主壳体8为两端相通内部设有供助推缸6伸缩的通道。在液体火箭飞行过程中，为了减小空气对保护壳7的阻力，例如，副壳体9远离液体火箭子级1轴线的一侧为锥面结构，锥面结构大端侧与壳主体8连接。

在本实施方式中，为了方便助推缸6的打开，例如，助推缸6包含第一气动缸结构。例如，第一气动缸可以通过液体火箭内的压缩空气储箱提供具有一定压力的气体，以完成第一气动缸结构的伸缩。

此外，在本实施例中，辅助打开机构5包含第二气动缸结构。为了使得第二气缸结构与液体火箭子级1的侧壁固定牢固，例如，第二气缸结构的一端通过固定条11与液体火箭子级1的侧壁固定连接，另一端与主腿结构4连接，通过第二气缸结构的伸缩运动辅助带动主腿结构4的打开或收拢。需要注意的是，固定条11外形可以为长方体，且与液体火箭子级1的侧壁连接的表面(例如，弯弧面)与液体火箭子级侧壁紧贴，两者可以采用焊接或者螺栓固定连接。

在本实施方式中，为了使得固定支架3与液体火箭子级1连接紧密，避免固定支架3发生倾斜，例如，固定支架3沿液体火箭子级1周向内表面与液体火箭子级1连接。

特别需要强调的是，为了使得固定支架3与液体火箭子级1贴合更加紧密，固定更加牢固，例如，固定支架为圈体结构(与液体火箭子级1内壁相匹配)，且通过螺栓螺接到液体火箭子级1的内壁上。

在本实施例中，为了方便主腿结构4应用，避免主腿结构4出现展开过程中发生晃动(主腿结构4靠近固定支架3一端沿固定支架3表面滑动)，例如，在固定支架3还设有用于配合主腿结构3的内凹槽12。内凹槽12沿固定支架3周向设置且向固定支架3的中心侧下凹，主腿结构4一端位于内凹槽12内，限制主腿结构4沿固定支架3表面以固定支架3为转动轴做旋转移动。

为了缓冲主腿结构4与着陆平台接触时的压力，例如，主腿结构4远离固定支架的一端设有缓冲器以及与缓冲器连接的马蹄形固定器，缓冲器两端分别与主腿结构4和马蹄形固定器焊接连接。为了进一步避免保证缓冲器在高压形发生径向方向的形变，例如，主腿结构4与缓冲器连接的一端设有凹部，凹部沿主腿结构4的轴线方向向远离缓冲器一侧下凹，即缓冲器一端位于凹部内，凹部起到导向作用，使得缓冲器在压缩或伸长过程中与凹部内壁贴紧，进而减少缓冲器径向移动，有利于保护助推结构的完好。马蹄形固定器上可以设有下沉部，下沉部向远离缓冲器一侧下凹，且缓冲器一端位于下沉部内，下沉部用于减少缓冲器在高压形发生径向方向的形变的几率。下沉部与凹部的工艺类似，在此不再举例说明。为了保证马蹄形固定器结构稳定，同时为了增加马蹄形固定器与着陆平台的接触面积，减小主腿结构4与着陆平台接触时发生滑动几率，例如，马蹄形固定器为圆柱体且一端端面为圆形，另一端端面为椭圆形，圆形端面一侧与缓冲器连接，椭圆形端面与着陆平台连接。在本实施例中，缓冲器为弹簧，进一步说明的是，为了增加弹簧的弹力，例如，弹簧包含双层弹簧，即内弹簧和外弹簧，外弹簧套设在内弹簧的外侧。

本发明还提供了第二种实施例，第二种实施例是在第一种实施例基础上的进一步改进，如图6、图7、图8、图9和图10所示，在第二种实施例中，固定支架3包含沿液体火箭子级1轴向等间距设置的第一圈体13和第二圈体14，第一圈体13和第二圈体14均与液体火箭子级1的侧壁固定连接。在伞降过程中，当遇到液体火箭子级在着陆发生倾斜时，为了保护液体火箭发动机完好，例如，辅助打开机构可以包含上气动缸15和下气动缸16，且上气动缸15和下气动缸16的一端分别与第一圈体13和第二圈体14连接，另一端分别与主腿结构连接。上气动缸15和下气动缸16用于推动主腿结构向远离液体火箭的外侧移动，并共同对主腿结构进行稳定支撑，该设计可以扩大主腿结构与着陆平台的接触面积,极大的提高着陆支腿的稳定性及对着陆的火箭子级支撑的平稳性，进而保证液体火箭发动机着陆过程中保持完好。

在第二种实施例中，如图6、图7、图8、图9和图10所示，为了使得主腿结构4与固定支架3紧密连接，例如，主腿结构4通过连接器17与固定支架3连接。本实施例中，连接器17包含套管18、第一折叠部19和第二折叠部20，第一折叠部19和第二折叠部20彼此靠近端分别设有用于配合转轴10连接第一折叠部19和第二折叠部20的连接孔(第一折叠部19和第二折叠部20可以沿转轴10表面转动)。第一折叠部19一端与固定支架3连接，另一端与第二折叠部20的一端连接，第二折叠部20的另一端与主腿结构4连接。

在火箭子级着陆前，主腿结构4向远离液体火箭子级1的外侧移动使得处于折叠的连接器17打开。第一折叠部19的长度大于第二折叠部20的长度，套管18套设在第一折叠部19上。应用时，为了方便连接器17打开的同时增加对主腿结构4的支撑，例如，当第一折叠部19和第二折叠部20中线延长线重合后(第一折叠部19和第二折叠部20伸直后处于同一直线)，套管18向第二折叠部20方向移动(由于套管套设在第一折叠部上，在第一折叠部19和第二折叠部20打开伸直时，套管可以沿第一折叠部19和第二折叠部20的外表面自由滑动，即套管沿第一折叠部19表面向第二折叠部20端滑动。由于第一折叠部19的长度大于第二折叠部20的长度，使得用于连接第一折叠部19和第二折叠部20的转轴10位于套管内部，可以避免第一折叠部19和第二折叠部20沿转轴10表面转动，进而有利于第一折叠部19和第二折叠部20分解主腿结构4所受的压力，从而降低主腿结构4受力，减少主腿结构4发生形变几率，有利于保护火箭各个子级的发动机在回收过程中完好，提高火箭回收过程的稳定性)，连接器17打开过程中，为了使得套管18稳定，例如，套管18一端与主腿结构4表面抵接。

套管18套设在第一折叠部19和第二折叠部20的外侧，一方面套管18的设计可以避免第一折叠部19和第二折叠部20沿转轴10旋转；另一方面增加整个连接器17的刚度，可以避免伸直的连接器产生弯折。整个连接器17可以分解主腿结构4与着路平台承受的部分压力，进而避免主腿结构4因着陆瞬间压力过大而出现形变，从而有利于对液体火箭发动机的保护。

在实施例中，第一折叠部19和第二折叠部20的外形为圆柱体，且套管18可以沿第一折叠部19和第二折叠部20的表面自由滑动；连接器17打开前处于折叠状态，为了方便套管移动，例如，在套管18远离第二折叠部20一侧与弹性件连接，弹性件套设在第一折叠部19表面且两端分别与固定支架3和套管18的端面连接。弹性件可以为弹簧、波纹管等。

此外，本实施方式中，保护腿的数量以4个进行说明，而实际应用时，还可以是4、5、6个等等。假设保护腿的数量为A个，在不影响火箭设定负载能力的前提下，经过大量的实验，当4≤A≤6时，可以满足保护腿对火箭子级的保护，有利于火箭的安全飞行。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明的另一个方面提供了一种液体火箭发动机，包括如上用于液体火箭回收的着陆支腿机构。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。