CN106494649B - 一种基于气动力的载人火箭逃逸装置及其工作方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开基于气动力的载人火箭新型逃逸装置及其工作方法，逃逸装置包括整流罩、箭体定位模块、箭体、箭体固定模块、一级燃料贮箱、火箭骨架及箭体转动模块，火箭骨架与箭体通过箭体转动模块相连，箭体转动模块包括火箭骨架连接座、转动销及箭体连接转块，箭体连接转块与箭体相连，火箭骨架连接座与火箭骨架相连，箭体连接转块与火箭骨架连接座通过转动销转动连接，在一级燃料贮箱的外壁和箭体转动模块的内壁上设有相对齐的圆柱槽，箭体固定模块还包括设置于压缩弹簧下方的箭体固定挂钩，在一级燃料贮箱上与箭体固定挂钩相对的位置设有可伸缩箭体固定柱，在整流罩的下部对应箭体结合处的位置设有定位销，相邻的两个箭体上部组成一个定位槽。

Description

一种基于气动力的载人火箭逃逸装置及其工作方法
技术领域：
本发明涉及一种载人火箭，尤其是涉及一种基于气动力的载人火箭逃逸装置及其工作方法。
背景技术：
经典的逃逸塔都设计在整流罩上部，造成火箭上方的整流罩细长而笨重，现有火箭逃逸塔是利用逃逸发动机的拉力将轨道舱﹑返回舱拉离火箭，帮助宇航员脱险，但逃逸塔具有很大的气动阻力，这样就需要火箭发动机提供很大的推力，对火箭发动机的推力要求较高。经典的逃逸装置逃逸方式是在逃逸发动机强大的拉力作用下，将火箭的轨道舱、返回舱拉离箭体，并安全降落在地面。但是这样的逃逸方式在逃逸时火箭箭体对逃逸装置的约束很大，即逃逸时逃逸装置是非自由态的，逃逸发动机的部分能量消耗在解除箭体约束的过程中，增加了逃逸时间。
发明内容：
本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到问题，设计一种基于气动力的载人火箭逃逸装置及其工作方法，来减小火箭逃逸装置的气动阻力，缩短逃逸时间。
本发明采用如下技术方案：一种基于气动力的载人火箭逃逸装置，包括整流罩、箭体定位模块、箭体、箭体固定模块、一级燃料贮箱、火箭骨架以及箭体转动模块，所述火箭骨架与箭体通过箭体转动模块相连，箭体转动模块包括火箭骨架连接座、转动销以及箭体连接转块，箭体连接转块与箭体相连，火箭骨架连接座与火箭骨架相连，箭体连接转块与火箭骨架连接座通过转动销转动连接，所述箭体固定模块安装于一级燃料贮箱的顶部，在一级燃料贮箱的外壁和箭体转动模块的内壁上设置有相对齐的圆柱槽，在圆柱槽中放置有压缩弹簧，所述箭体固定模块还包括有设置于压缩弹簧下方的箭体固定挂钩，在一级燃料贮箱上与箭体固定挂钩相对的位置设置有与箭体固定挂钩相连的可伸缩箭体固定柱，在所述整流罩的下部对应箭体结合处的位置设有定位销，相邻的两个箭体的上部组成了一个定位槽。
进一步地，所述圆柱槽的个数为三个。
进一步地，在所述一级燃料贮箱上凹陷形成有若干个相间隔开的减重槽。
本发明还采用如下技术方案：一种基于气动力的载人火箭逃逸装置的工作方法，包括如下步骤：
步骤一：在收到地面逃逸指令后，整流罩内逃逸发动机点火，推动整流罩脱离箭体，定位销与定位槽分离；
步骤二：可伸缩箭体固定柱在地面指令控制下收缩，使箭体失去约束，在压缩弹簧弹力与气动力作用下绕火箭骨架转动分离，减小对返回舱及轨道舱的约束，从而减少逃逸时间，保证宇航员的生命安全。
本发明具有如下有益效果：
1、新型逃逸装置的气动阻力比传统逃逸装置的气动阻力大大减小，火箭总高度减小，结构更为紧凑合理，降低了对火箭发动机的推力要求，节约能源。
2、新型逃逸方式与传统的逃逸方式相比，在不需大的改动的情况下，降低了逃逸装置的阻力，实现了以“边松土，边拔萝卜”的逃逸功能，从而提高了逃逸速度，缩短逃逸所用时间，提高了航天员的安全性。
附图说明：
图1是火箭整体结构示意图。
图2是箭体转动模块结构示意图。
图3是箭体固定模块结构示意图。
图4是箭体定位模块结构示意图。
图中：
1-箭体定位模块，2-箭体，3-箭体固定模块，4-箭体转动模块，5-火箭骨架连接座，6-转动销，7-火箭骨架，8-箭体连接转块，9-压缩弹簧，10-减重槽，11-箭体固定挂钩，12-可伸缩箭体固定柱，13-一级燃料贮箱，14-定位销，15-整流罩，16-定位槽。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明。
请参照图1至图4所示，本发明基于气动力的载人火箭逃逸装置包括整流罩15、箭体定位模块1、箭体2、箭体固定模块3、一级燃料贮箱13、火箭骨架7以及箭体转动模块4，其中火箭骨架7与箭体2通过箭体转动模块4相连，箭体转动模块4包括火箭骨架连接座5、转动销6以及箭体连接转块8，箭体连接转块8与箭体2相连，火箭骨架连接座5与火箭骨架7相连，箭体连接转块8与火箭骨架连接座5通过转动销6转动连接进而使得箭体2可以相对于火箭骨架7转动。
箭体固定模块3安装于一级燃料贮箱13的顶部，在一级燃料贮箱13的外壁和箭体转动模块4的内壁上各设置有三个相对齐的圆柱槽，在每个圆柱槽中分别放置一个压缩弹簧9，通过一级燃料贮箱13和箭体固定模块3二者间的压力使得压缩弹簧9保持压缩状态。
箭体固定模块3还包括有设置于压缩弹簧9下方的箭体固定挂钩11，在一级燃料贮箱13上与箭体固定挂钩11相对的位置设置有与箭体固定挂钩11相连的可伸缩箭体固定柱12，可伸缩箭体固定柱12受地面信号控制，可向一级燃料贮箱13的箱体内部伸缩。
在一级燃料贮箱13上还凹陷形成有若干个相间隔开的减重槽10，用以减轻火箭整体重量，降低火箭发动机推力要求，减少单位时间发动机燃料消耗，节约能源。
在整流罩15的下部对应箭体2结合处的位置设有定位销14，相邻的两个箭体2的上部组成了一个定位槽16，靠定位销14与定位槽16的结合，使箭体2位置固定，同时也使箭体3在逃逸发动机未推动整流罩15的前提下保持位置。
本发明基于气动力的载人火箭逃逸装置的工作方法，包括如下步骤：
步骤一：在收到地面逃逸指令后，整流罩15内逃逸发动机点火，推动整流罩15脱离箭体2，定位销14与定位槽16分离；
步骤二：可伸缩箭体固定柱12在地面指令控制下收缩，使箭体2失去约束，压缩弹簧9对箭体2施加弹力，箭体2以箭体转动模块4的转动销6为转轴向外转动一个角度，又在空气阻力的作用下，加速箭体2绕转动销6转动的进程，减小对返回舱及轨道舱的约束，从而减少逃逸时间，使得返回舱及轨道舱与箭体顺利分离，实现逃逸功能，保证宇航员的生命安全。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种基于气动力的载人火箭逃逸装置，其特征在于：包括整流罩(15)、箭体定位模块(1)、箭体(2)、箭体固定模块(3)、一级燃料贮箱(13)、火箭骨架(7)以及箭体转动模块(4)，所述火箭骨架(7)与箭体(2)通过箭体转动模块(4)相连，箭体转动模块(4)包括火箭骨架连接座(5)、转动销(6)以及箭体连接转块(8)，箭体连接转块(8)与箭体(2)相连，火箭骨架连接座(5)与火箭骨架(7)相连，箭体连接转块(8)与火箭骨架连接座(5)通过转动销(6)转动连接，所述箭体固定模块(3)安装于一级燃料贮箱(13)的顶部，在一级燃料贮箱(13)的外壁和箭体转动模块(4)的内壁上设置有相对齐的圆柱槽，在圆柱槽中放置有压缩弹簧(9)，所述箭体固定模块(3)还包括有设置于压缩弹簧(9)下方的箭体固定挂钩(11)，在一级燃料贮箱(13)上与箭体固定挂钩(11)相对的位置设置有与箭体固定挂钩(11)相连的可伸缩箭体固定柱(12)，在所述整流罩(15)的下部对应箭体(2)结合处的位置设有定位销(14)，相邻的两个箭体(2)的上部组成了一个定位槽(16)。
2.如权利要求1所述的基于气动力的载人火箭逃逸装置，其特征在于：所述圆柱槽的个数为三个。
3.如权利要求2所述的基于气动力的载人火箭逃逸装置，其特征在于：在所述一级燃料贮箱(13)上凹陷形成有若干个相间隔开的减重槽(10)。
4.一种如权利要求1所述的基于气动力的载人火箭逃逸装置的工作方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一：在收到地面逃逸指令后，整流罩(15)内逃逸发动机点火，推动整流罩(15)脱离箭体(2)，定位销(14)与定位槽(16)分离；
步骤二：可伸缩箭体固定柱(12)在地面指令控制下收缩，使箭体(2)失去约束，在压缩弹簧(9)弹力与气动力作用下绕火箭骨架(7)转动分离，减小对返回舱及轨道舱的约束，从而减少逃逸时间，保证宇航员的生命安全。
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