CN106500548B - 一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，包括整流罩、距离传感器、火箭壳体、展翼臂、进气口、火箭翼、尾舵电机、尾舵、连接筋、图像识别器、捕捉网、高压气仓、电气控制仓、释放阀、隔板、第一平面关节、第二平面关节、第三平面关节、拉杆、拉板、丝杠、丝杠驱动电机、电机支架、二级推力电机、二级螺旋桨、一级推力电机、一级螺旋桨和复位弹簧。本发明的可返回式电动力火箭，不依靠燃料工作，使用安全，可以自动寻找、跟踪和捕捉目标，适用性强，使用成本低。

Description

一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭。
背景技术
随着遥感技术、导航技术和电子技术的不断成熟，小型无人飞行器制作成本逐渐降低，其应用范围和规模迅速扩大。小型无人飞行器为工、农业生产或其他领域带来了便利，但也对公共安全带来一定的隐患。有关部门针对小型无人飞行器设置了禁飞区，并逐步出台了相关的管理办法，但总有飞行器失控或恶意侵入事件发生，需要将小型无人飞行器强制捕捉或拦截。由于低空小型无人飞行器体积小、成本低、飞行路线灵活，不适合采用一般军用地对空拦截装置，特别是在人口密集地区更加不适合使用。现有小型飞行器拦截装置有地面发射捕捉网、无人机携带捕捉网和电子干扰等几种类型，普遍存在有效距离短、捕捉速度慢、可靠性低和使用成本高等问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中存在的缺点，提供一种捕捉速度快、可靠性高和成本低的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭。
本发明的目的通过下述技术方案实现：
一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，包括整流罩1、距离传感器2、火箭壳体3、展翼臂4、进气口5、火箭翼6、尾舵电机7、尾舵8、连接筋9、图像识别器10、捕捉网11、高压气仓12、电气控制仓13、释放阀14、隔板15、第一平面关节16、第二平面关节17、第三平面关节18、拉杆19、拉板20、丝杠21、丝杠驱动电机22、电机支架23、二级推力电机24、二级螺旋桨25、一级推力电机26、一级螺旋桨27和复位弹簧28。
可返回式电动力火箭的外部结构是：圆柱形火箭壳体3的顶部插接有圆锥型整流罩1，整流罩1与火箭壳体13之间通过复位弹簧28相连接；火箭壳体3的上部外侧对称固定安装有距离传感器2和图像识别器10，火箭壳体3的中部外侧安装有2个对称的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭壳体3的下部外侧对称安装有2个尾舵8，尾舵8上装有尾舵电机7，用于控制火箭的飞行方向。
可返回式电动力火箭的内部结构是：火箭壳体3的中间部位开设有四个进气口5，将火箭壳体3分为上下两部分，中间用四条连接筋9连接；进气口5的上方空间是电气控制舱13，该空间与火箭壳体3之间密封连接，电气控制舱13的内部放置有锂离子蓄电池、导航系统和控制电路，为整个火箭提供电能和电气控制；电气控制舱13的上面是高压气仓12，初始状态时存储高压气体，用于喷射捕捉网11；高压气仓12的顶部安装有释放阀14，由电气控制舱13控制开启，用于快速释放压缩气体，产生推力；高压气仓12的上面是捕捉网11，捕捉网11在火箭内部时呈压缩状态，喷射后与火箭壳体13脱离，呈打开状态。
展翼臂4的上端内侧通过第二平面关节17与火箭壳体3相连接，展翼臂4通过第一平面关节16与拉杆19的一端相连接，拉杆19的另一端通过第三平面关节18与拉板20相连接，拉板20的中间有丝扣过孔，丝杠21穿过其中，丝杠21由丝杠驱动电机22控制正反转运动；丝杠驱动电机22固定在隔板15的中央，通过正反转对拉板20进行推拉控制，再通过拉杆19与展翼臂4的连动，从而控制展翼臂4的展开角度。
进气口5的下方空间有两个十字形电机支架23，两个电机支架23串联排列，其边缘与火箭壳体3固定连接，其中间位置分别固定有一级推力电机26和二级推力电机24；一级推力电机26在下方，二级推力电机24在上方，分别对应安装有一级螺旋桨27和二级螺旋桨25；一级推力电机26和二级推力电机24由电气控制舱13提供电能和控制信号。进气口5的下方空间内部通透，为空气高速流动提供通道；空气从进气口5进入，经过两级螺旋桨推送，从火箭壳体3的正下方高速排出，产生推力，为电动力火箭提供飞行动力。
本发明与现有技术相比具有如下优点和效果：
(1)本发明的可返回式电动力火箭，不依靠燃料工作，使用安全。
(2)本发明的可返回式电动力火箭，可以自动寻找、跟踪和捕捉目标，适用性强。
(3)本发明的可返回式电动力火箭，可以自动返航再次利用，使用成本低。
附图说明
图1为本发明可返回式电动力火箭的正视外观结构示意图。
图2为本发明可返回式电动力火箭的侧视外观结构示意图。
图3为本发明可返回式电动力火箭的正视剖面结构示意图。
图4为本发明可返回式电动力火箭的喷射捕捉网工作示意图。
图5为本发明可返回式电动力火箭的展翼工作示意图。
图6为本发明可返回式电动力火箭的进气口横剖面结构示意图。
图7为本发明可返回式电动力火箭的电机支架位置横剖面结构示意图。
图8为本发明可返回式电动力火箭的尾舵横剖面示意图。
其中，1、整流罩；2、距离传感器；3、火箭壳体；4、展翼臂；5、进气口；6、火箭翼；7、尾舵电机；8、尾舵；9、连接筋；10、图像识别器；11、捕捉网；12、高压气仓；13、电气控制舱；14、释放阀；15、隔板；16、第一平面关节；17、第二平面关节；18、第三平面关节；19、拉杆；20、拉板；21、丝杠；22、丝杠驱动电机；23、电机支架；24、二级推力电机；25、二级螺旋桨；26、一级推力电机；27、一级螺旋桨；28、复位弹簧。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
实施例1
一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，如图1、图2、图3所示，包括整流罩1、距离传感器2、火箭壳体3、展翼臂4、进气口5、火箭翼6、尾舵电机7、尾舵8、连接筋9、图像识别器10、捕捉网11、高压气仓12、电气控制仓13、释放阀14、隔板15、第一平面关节16、第二平面关节17、第三平面关节18、拉杆19、拉板20、丝杠21、丝杠驱动电机22、电机支架23、二级推力电机24、二级螺旋桨25、一级推力电机26、一级螺旋桨27和复位弹簧28。
可返回式电动力火箭的外部结构是：圆柱形火箭壳体3的顶部插接有圆锥型整流罩1，整流罩1与火箭壳体13之间通过复位弹簧28相连接；火箭壳体3的上部外侧对称固定安装有距离传感器2和图像识别器10，火箭壳体3的中部外侧安装有2个对称的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭壳体3的下部外侧对称安装有2个尾舵8，尾舵8上装有尾舵电机7，用于控制火箭的飞行方向，该处横剖面结构如图8所示。
可返回式电动力火箭的内部结构是：如图3所示，火箭壳体3的中间部位开设有四个进气口5，将火箭壳体3分为上下两部分，中间用四条连接筋9连接，此处横剖面结构如图6所示；进气口5的上方空间是电气控制舱13，该空间与火箭壳体3之间密封连接，电气控制舱13的内部放置有锂离子蓄电池、导航系统和控制电路，为整个火箭提供电能和电气控制；电气控制舱13的上面是高压气仓12，初始状态时存储高压气体，用于喷射捕捉网11；高压气仓12的顶部安装有释放阀14，由电气控制舱13控制开启，用于快速释放压缩气体，产生推力；高压气仓12的上面是捕捉网11，捕捉网11在火箭内部时呈压缩状态，喷射后与火箭壳体13脱离，呈打开状态。
展翼臂4的上端内侧通过第二平面关节17与火箭壳体3相连接，展翼臂4通过第一平面关节16与拉杆19的一端相连接，拉杆19的另一端通过第三平面关节18与拉板20相连接，拉板20的中间有丝扣过孔，丝杠21穿过其中，丝杠21由丝杠驱动电机22控制正反转运动；丝杠驱动电机22固定在隔板15的中央，通过正反转对拉板20进行推拉控制，再通过拉杆19与展翼臂4的连动，从而控制展翼臂4的展开角度，展翼臂4展开时如图5所示，此时火箭翼6相当于机翼，为火箭在空中滑行提供升力。
进气口5的下方空间有两个十字形电机支架23，两个电机支架23串联排列，其边缘与火箭壳体3固定连接，其中间位置分别固定有一级推力电机26和二级推力电机24；一级推力电机26在下方，二级推力电机24在上方，分别对应安装有一级螺旋桨27和二级螺旋桨25；一级推力电机26和二级推力电机24由电气控制舱13提供电能和控制信号，电机支架位置的横剖面结构如图7所示。进气口5的下方空间内部通透，为空气高速流动提供通道；空气从进气口5进入，经过两级螺旋桨推送，从火箭壳体3的正下方高速排出，产生推力，为电动力火箭提供飞行动力。
火箭初始状态时，高压气仓12存储压缩气体，释放阀14处于闭合状态，捕捉网11压缩在火箭壳体3内，展翼臂4、火箭翼6与火箭壳体3平行并与其靠拢，如图1所示。
当发现小型飞行器进入拦截范围上空，使火箭头部指向目标方向启动电气控制仓13，电气控制仓13启动一级推力电机26和二级推力电机24满功率工作，火箭快速升空；此时火箭翼6和尾舵8相当于火箭尾翼，为火箭在空中滑行提供升力，使得火箭快速接近目标；图像识别器10获取目标图像，将位置信息传递给电气控制仓13，电气控制仓13根据目标位置调整火箭飞行方向和轨迹；电气控制仓13可通过独立控制两个尾舵电机7的正反转来控制两个尾舵8的导向，两个尾舵8可以通过控制火箭自转和偏向对火箭飞行进行矢量控制；当火箭接近目标时，距离传感距离传感器2触发信号传递给电气控制仓13，电气控制仓13触发释放阀14，高压气仓12内压缩气体快速释放，捕捉网11被高压气体喷出，向目标飞去，依靠惯性自由打开并接触目标，完成捕捉任务。
火箭飞行时，整流罩1与火箭壳体3连接为一体，在释放阀14打开后被高压气体推开，如图4所示，高压气仓12将捕捉网11喷射出后，整流罩1在复位弹簧28的作用下复位。整流罩1复位后，丝杠驱动电机22转动丝杠21，将拉板20下拉；拉板20通过拉杆19连动展翼臂4，将展翼臂4拉到垂直火箭壳体3位置，此时火箭翼6相当于滑翔机的固定翼，为火箭空中滑行提供升力；电气控制仓13控制一级推力电机26和二级推力电机24较低速工作，为火箭水平飞行提供水平推力，尾舵8相当于滑翔机的垂直尾翼，提供左右转向控制，在电气控制仓13内导航系统的控制下，火箭滑行飞回出发点坐标，完成返回任务。

Claims (3)

1.一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：包括整流罩、距离传感器、火箭壳体、展翼臂、进气口、火箭翼、尾舵电机、尾舵、连接筋、图像识别器、捕捉网、高压气仓、电气控制仓、释放阀、隔板、第一平面关节、第二平面关节、第三平面关节、拉杆、拉板、丝杠、丝杠驱动电机、电机支架、二级推力电机、二级螺旋桨、一级推力电机、一级螺旋桨和复位弹簧；可返回式电动力火箭的外部结构是：火箭壳体的顶部插接有整流罩，整流罩与火箭壳体之间通过复位弹簧相连接；火箭壳体的上部外侧对称固定安装有距离传感器和图像识别器，火箭壳体的中部外侧安装有2个对称的展翼臂，展翼臂的下端固定有火箭翼；火箭壳体的下部外侧对称安装有2个尾舵，尾舵上装有尾舵电机；可返回式电动力火箭的内部结构是：火箭壳体的中间部位开设有四个进气口，将火箭壳体分为上下两部分，中间用四条连接筋连接；进气口的上方空间是电气控制舱，该空间与火箭壳体之间密封连接，电气控制舱的内部放置有锂离子蓄电池、导航系统和控制电路，为整个火箭提供电能和电气控制；电气控制舱的上面是高压气仓，初始状态时存储高压气体，用于喷射捕捉网；高压气仓的顶部安装有释放阀，由电气控制舱控制开启，用于快速释放压缩气体，产生推力；高压气仓的上面是捕捉网，捕捉网在火箭内部时呈压缩状态，喷射后与火箭壳体脱离，呈打开状态。
2.根据权利要求1所述的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：展翼臂的上端内侧通过第二平面关节与火箭壳体相连接，展翼臂通过第一平面关节与拉杆的一端相连接，拉杆的另一端通过第三平面关节与拉板相连接，拉板的中间有丝扣过孔，丝杠穿过其中，丝杠由丝杠驱动电机控制正反转运动，丝杠驱动电机固定在隔板的中央。
3.根据权利要求1所述的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：进气口的下方空间有两个十字形电机支架，两个电机支架串联排列，其边缘与火箭壳体固定连接，其中间位置分别固定有一级推力电机和二级推力电机；一级推力电机在下方，二级推力电机在上方，分别对应安装有一级螺旋桨和二级螺旋桨；一级推力电机和二级推力电机由电气控制舱提供电能和控制信号。
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