CN107192305B - 一种可回收的辅助助推器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可回收的辅助助推器，该辅助助推器至少由两组或两组以上的辅助助推模块构成，这些辅助助推模块分别挂接在火箭主助推器本体四周，并围绕成一个空心圆柱体状的辅助助推器，且顶端呈锥角设置；在所述每组辅助助推模块的两侧端面处分别开有机翼收纳槽，在每个机翼收纳槽内活动设有一组可折叠飞行翼；所述的每组辅助助推模块的顶端内设有飞行自动控制系统和蓄电池。该辅助助推器是先与火箭的主助推器分离后，并分成四组或者两组辅助助推模块，每个辅助助推模块通过飞行自动控制系统对可折叠飞行翼进行控制，使辅助助推模块滑翔至指定的回收地点。
Description
技术领域
本发明属于火箭助推技术领域，具体涉及一种可回收的辅助助推器。
背景技术
火箭辅助助推器是一种用于火箭发射时增加主助推器推力的装置。该装置在火箭首段飞行时推动火箭上升，在燃料燃尽后自动脱离以减少火箭的阻力与重力。
目前常用的辅助助推器多为圆柱体，顶端为圆锥体的火箭发动机。捆绑在火箭主助推器上(如图1、图2所示)，当火箭升空后就会自动脱落，直至与地面或者海面接触，在与地面或者海面接触后，辅助助推器都会有所损坏，无法重复利用。
由于火箭发动机成本昂贵，且仅能一次性使用，使得火箭发射成本高企不下。目前世界主要火箭大国都在研究火箭回收技术。较为成功的是美国技术，在火箭升空分离后，通过对多个火箭发动机的控制与调节，使其缓慢地降落在指定位置上，避免与地面的暴力碰撞，从而能够重复使用。该方法虽然成功，也有一个很大的弊端：控制与调节火箭助推器需要耗费巨大的燃料，从而降低了火箭的运载能力。我国在火箭回收研究上也做了大量的工作。
目前已知的有三种方案：美国方案，翼人式的飞行服套装，降落伞。这三种方案都没有成功的报道。国内民间对火箭回收的研究则处于更加空幻阶段，基本上没有切实可行的方案。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于提供一种可回收的辅助助推器，该辅助助推器是由四组或两组辅助助推模块构成，这些辅助助推模块挂接在主助推器四周，并形成一个中空圆柱体的辅助助推器，火箭升空后，辅助助推器与火箭的主助推器分离后，并分成四组或者两组辅助助推模块，每个辅助助推模块通过飞行自动控制系统对可折叠飞行翼进行控制，使辅助助推模块滑翔至指定的回收地点，本发明不仅结构简单，易于实现，而且不使用火箭燃料进行对辅助助推器的返航，同时不会因为回收而降低火箭的载量。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种可回收的辅助助推器，该辅助助推器至少由两组或两组以上的辅助助推模块构成，这些辅助助推模块分别挂接在火箭主助推器本体四周，并围绕成一个空心圆柱体状的辅助助推器，且顶端呈锥角设置；每组辅助助推模块的下方设有发动机点火装置，在所述每组辅助助推模块的两侧端面处分别开有机翼收纳槽，在每个机翼收纳槽内活动设有一组可折叠飞行翼；所述的每组辅助助推模块的顶端内设有飞行自动控制系统和蓄电池。
作为本发明进一步改进在于：所述可折叠飞行翼是由若干个飞行翼并分别依次通过数个电动铰链连接形成。所述可折叠飞行翼的一侧分别通过数个电动铰链(每组可折叠飞行翼上的电动铰链中，在同一轴线上的为一组，如：第一组电动铰链、第二组电动铰链、第三组电动铰链、第N组电动铰链)活动连接在机翼收纳槽上。
作为本发明进一步改进在于：位于所述电动铰链处的飞行翼上开有缝隙。主要是在飞行翼折叠后用于盛放电动铰链。每扇飞行翼上的电动铰链相互错位设置，从而厚度大于飞行翼的电动铰链不会重叠增加总体厚度。
作为本发明进一步改进在于：所述的若干个飞行翼的面积相等。
作为本发明进一步改进在于：所述每组辅助助推模块的四周设有若干个平衡传感器。
作为本发明进一步改进在于：所述每组辅助助推模块的形状为空心状圆柱体的四分之一或者空心状圆柱体的二分之一。
作为本发明进一步改进在于：所述的飞行自动控制系统分别与平衡传感器、蓄电池和若干组飞行翼上的数个电动铰链连接，通过若干个平衡传感器实时获取辅助助推模块在空中飞行时的平衡数据，并将平衡数据传送给飞行自动控制系统；由蓄电池为所述的飞行自动控制系统实时供电；通过飞行自动控制系统实现自动对飞行翼的展开或调整每块飞行翼与相邻的飞行翼之间的角度，从而调整辅助助推模块在空中飞行的平衡或飞行方向。
作为本发明进一步改进在于：所述的蓄电池还与电动铰链连接，主要是为电动铰链提供电能。
本发明是在火箭升空后，当辅助助推器内的燃料用完后，辅助助推器自动与主助推器脱离，并分成四组或者两组的辅助助推模块，且每组的辅助助推模块上分别设置有可折叠飞行翼、飞行自动控制系统、平衡传感器以及蓄电池；在脱离后，飞行自动控制系统发出启动信号，并启动电动铰链，由电动铰链使飞行翼展开，实现辅助助推模块滑翔飞行。
由于本发明中设置有飞行自动控制系统，能根据设定好后的飞行航线，实现自动飞行，同时在飞行的过程中，通过飞行自动控制系统实时获取辅助助推模块的位置；当偏离航线时，飞行自动控制系统控制可折叠飞行翼进行微调从而实现校正航线，以达到安全降落在指定地点。
本发明的有益效果是：
1)本发明将辅助助推器分成多组辅助助推模块，这些辅助助推模块挂接在火箭主助推器本体的四周，且每组辅助助推模块上都设置了可折叠飞行翼以及飞行自动控制系统，辅助助推模块在可折叠飞行翼作用下，增加了辅助助推模块的阻力，实现安全降落，避免辅助助推模块与地面碰撞而导致损坏，从而达到回收再利用效果；
2)本发明每组辅助助推模块上都设置了电动铰链与平衡传感器，并通过平衡传感器将平衡数据传递到飞行自动控制系统，通过飞行自动控制系统的有效控制飞行翼上的电动铰链，使飞行翼与飞行翼之间的角度调节，从而达到辅助助推模块的平稳滑翔；
3)本发明通过每组辅助助推模块上飞行自动控制系统，并通过该系统实时对辅助助推模块的航行位置进行定位，并获取航线信息，当偏离航线时，飞行自动控制系统控制可折叠飞行翼实现校正航线，从而达到安全降落在指定地点。
附图说明
图1为本发明背景技术中现有结构示意图；
图2为图1的俯视图；
图3为本发明立体结构示意图；
图4为图3的剖面结构示意图；
图5为图4的A-A方向结构示意图；
图6为本发明辅助助推模块结构示意图；
图7为本发明辅助助推模块与可折叠飞行翼的结构示意图；
图8为图7的横截面结构示意图；
图9为本发明可折叠飞行翼展开状态结构示意图；
图10为本发明可折叠飞行翼结构示意图；
图11为图3另外一种实施例的剖面结构示意图；
图12为本发明另外一种实施例中辅助助推模块与可折叠飞行翼的结构示意图；
图13为图12中可折叠飞行翼展开状态结构示意图；
图14为本发明控制系统结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
如图3-13所示，一种可回收的辅助助推器，该辅助助推器1至少由两组或两组以上的辅助助推模块10构成，这些辅助助推模块10分别挂接在火箭主助推器本体2四周，并围绕成一个空心圆柱体状的辅助助推器1，且顶端呈锥角11设置；每组辅助助推模块10的下方内部设有发动机点火装置105，在所述每组辅助助推模块10的两侧端面处分别开有机翼收纳槽100，在每个机翼收纳槽100内活动设有一组可折叠飞行翼101；所述的每组辅助助推模块10的顶端内设有飞行自动控制系统3和蓄电池4。
所述可折叠飞行翼101是由若干个飞行翼(101a、101b、101c)并分别依次通过数个电动铰链102连接形成。所述可折叠飞行翼101的一侧分别通过数个电动铰链102(每组可折叠飞行翼101上的电动铰链中，在同一轴线上的为一组，如：第一组电动铰链、第二组电动铰链、第三组电动铰链、第N组电动铰链)活动连接在机翼收纳槽100上。位于所述电动铰链102处的飞行翼(101a、101b、101c)上开有缝隙104。主要是在飞行翼折叠101后用于盛放电动铰链102。所述的若干个飞行翼(101a、101b、101c)的面积相等。
所述每组辅助助推模块10的四周设有若干个平衡传感器103。
所述每组辅助助推模块10的形状为空心状圆柱体的四分之一或者空心状圆柱体的二分之一。
如图14所示，所述的飞行自动控制系统3分别与平衡传感器103相连，通过若干个平衡传感器103实时获取辅助助推模块10在空中飞行时的平衡数据，并将平衡数据传送给飞行自动控制系统3；所述的飞行控制系统3还与蓄电池4相连，由蓄电池4为所述的飞行自动控制系统3实时供电；在所述的飞行自动控制系统3还与若干组飞行翼(101a、101b、101c)上的数个电动铰链102连接，通过飞行自动控制系统3实现自动对飞行翼(101a、101b、101c)的展开或调整每块飞行翼与相邻的飞行翼之间的角度，从而调整辅助助推模块10的空中飞行的平衡或飞行方向。所述的蓄电池4还与电动铰链102连接，主要是为电动铰链102提供电能。
本发明是在火箭升空后，当辅助助推器内的燃料用完后，辅助助推器自动与火箭主助推器本体脱离，并分成四组或者两组的辅助助推模块10，且每组的辅助助推模块10上分别设置有可折叠飞行翼、飞行自动控制系统、平衡传感器以及蓄电池。在脱离后，飞行自动控制系统发出启动信号，并启动电动铰链，由电动铰链使飞行翼展开，实现辅助助推模块滑翔飞行。
由于本发明中设置有飞行自动控制系统，能根据设定好后的飞行航线，实现自动飞行，同时在飞行的过程中，通过飞行自动控制系统实时获取辅助助推模块的位置；当偏离航线时，飞行自动控制系统控制可折叠飞行翼实现校正航线，从而达到安全降落在指定地点。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (5)
1.一种可回收的辅助助推器，该辅助助推器(1)至少由两组或两组以上的辅助助推模块(10)构成，这些辅助助推模块(10)分别挂接在火箭主助推器本体(2)四周，并围绕成一个空心圆柱体状的辅助助推器(1)，且顶端呈锥角(11)设置；每组辅助助推模块(10)的下方内部设有发动机点火装置(105)，在所述每组辅助助推模块(10)的两侧端面处分别开有机翼收纳槽(100)，在每个机翼收纳槽(100)内活动设有一组可折叠飞行翼(101)；所述可折叠飞行翼(101)是由若干个飞行翼(101a、101b、101c)并分别依次通过数个电动铰链(102)连接形成；所述可折叠飞行翼(101)的一侧分别通过数个电动铰链(102)活动连接在机翼收纳槽(100)上；
所述的每组辅助助推模块(10)的顶端内设有飞行自动控制系统(3)和蓄电池(4),每组辅助助推模块(10)的四周设有若干个平衡传感器(103),所述的飞行自动控制系统(3)分别与平衡传感器(103)、蓄电池(4)和若干组飞行翼(101a、101b、101c)上的数个电动铰链(102)连接。
2.根据权利要求1所述一种可回收的辅助助推器，其特征在于：位于所述电动铰链(102)处的飞行翼(101a、101b、101c)上开有缝隙(104)。
3.根据权利要求1所述一种可回收的辅助助推器，其特征在于：所述的若干个飞行翼(101a、101b、101c)的面积相等。
4.根据权利要求1所述一种可回收的辅助助推器，其特征在于：所述的蓄电池(4)还与电动铰链(102)连接，主要是为电动铰链(102)提供电能。
5.根据权利要求1所述一种可回收的辅助助推器，其特征在于：所述每组辅助助推模块(10)的形状为空心状圆柱体的四分之一或者空心状圆柱体的二分之一。
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