CN107300343B - 一种可回收的助推器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可回收的助推器，它是在所述的半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器的两侧处分别开有若干个收纳槽，在每个收纳槽内通过转轴活动设有支撑杆，在支撑杆的末端处设有折叠螺旋组件；在所述半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器上还设有飞行自动控制系统、平衡传感器和蓄电池。所述的折叠螺旋组件包括调速电机和螺旋翼。该助推器为主助推器或者辅助助推器，主助推器或者辅助助推器采用特制结构，并在主助推器或辅助助推器的两侧分别通过若干组螺旋翼实现主助推器或辅助助推器的缓慢降落，从而达到对主助推器或辅助助推器的回收。
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助推器。
背景技术
火箭助推器一般是由辅助助推器和主助推器构成，是一种用于火箭发射时增加推力的装置。
由于火箭发动机成本昂贵，不论是主助推器还是辅助助推器它们仅能一次性使用，使得火箭发射成本增高。
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助推器，该助推器为主助推器或者辅助助推器，主助推器或者辅助助推器采用特制结构，并在主助推器或辅助助推器的两侧分别通过若干组螺旋翼实现主助推器或辅助助推器的缓慢降落，从而达到对主助推器或辅助助推器的回收。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种可回收的助推器，它包括助推器本体，所述的助推器本体为主助推器或辅助助推器，所述的主助推器是两组半圆柱状主助推器构成并挂接在火箭上，而所述的辅助助推器是由两组空心半圆柱状辅助助推器构成，并挂接在主助推器上；在所述的半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器的两侧处分别开有若干个收纳槽，在每个收纳槽内通过转轴活动设有支撑杆，在支撑杆的末端处设有折叠螺旋组件；在所述半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器上还设有飞行自动控制系统、平衡传感器和蓄电池。
作为本发明进一步改进在于：所述的折叠螺旋组件包括调速电机和螺旋翼，所述的调速电机采用嵌入的方式安装在支撑杆末端内部，其调速电机的输出端伸出支撑杆外，所述调速电机的输出端设有用于连接螺旋翼的连接件。
作为本发明进一步改进在于：所述的螺旋翼至少是由两组的螺旋桨叶构成，并采用活动的连接方式与连接件相连。
作为本发明进一步改进在于：所述螺旋翼以调速电机输出端为中心，可作角度90°的折叠，且折叠后的螺旋翼与支撑杆平行。
作为本发明进一步改进在于：所述支撑杆以转轴为中心，可作90°折叠。
作为本发明进一步改进在于：所述支撑杆的长度与收纳槽的长度一致；所述螺旋桨叶和支撑杆分别折叠后，其厚度之和与收纳槽的深度一致。
作为本发明进一步改进在于：所述半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器两侧的收纳槽下方还设有用于驱转轴转动的驱动机构。
作为本发明进一步改进在于：所述的平衡传感器分别设置在半圆柱状主助推器或者空心半圆柱状辅助助推器的四个拐角处，该平衡传感器与所述的飞行自动控制系统连接，在所述的飞行自动控制系统还分别与蓄电池、驱动机构和调速电机连接。
作为本发明进一步改进在于：所述的蓄电池还与调速电机连接，并实时为调速电机提供电能。
作为本发明进一步改进在于：所述的支撑杆还可以为电动伸缩式支撑杆，所述的螺旋翼为折叠式螺旋翼或者非折叠式螺旋翼中的一种。
本发明是在火箭升空后，当辅助助推器或主助推器脱离后每个助推器都会一分为二，此时，飞行自动控制系统启动驱动机构，使驱动机构带动转轴使支撑杆展开，在支撑杆展开后，飞行自动控制系统启动同时启动两侧的调速电机转动，通过调速电机旋转，与此同时，用于连接螺旋桨叶的连接件一并转动，此时，螺旋桨叶在离心的作用下甩开并形成螺旋翼。
在螺旋翼的作用下，空气流过螺旋桨叶上表面，流管变细，流速加快，压力减小；空气流过螺旋桨叶下表面时，流管变粗，流速变慢，压力增大。这样一来螺旋桨叶的上下表面就形成了压力差，螺旋桨叶上产生一个向上的拉力，通过该拉力使助推器缓慢降落。
由于拉力大小受到很多方面影响，辅助助推器或主助推器在降落的过程中容易出现倾斜或偏离方向，此时，通过平衡传感器实时获取平衡信号，并将该信号传送至飞行自动控制系统，由飞行自动控制系统逐个对调速电机的转速进行调节。
当辅助助推器或主助推器在降落的过程中，向左侧倾斜时，此时通过飞行自动控制系统控制右侧的调速电机转速，使右侧调速电机转速降低，此时，右侧向上的拉力会变小，而辅助助推器或主助推器会因自身重量下降至平衡状态。当向右侧倾斜时原理相反。
当辅助助推器或主助推器在降落的过程中，向前倾斜时，此时通过飞行自动控制系统降低辅助助推器或主助推器后方两侧的调速电机转速，此时，辅助助推器或主助推器后方的拉力会变小，而辅助助推器或主助推器后方会因自身重量下降至平衡状态。当向后方倾斜时原理相反。
本发明的有益效果是：
1)本发明是通过飞行自动控制系统启动驱动机构，使驱动机构带动转轴使支撑杆展开，在支撑杆展开后，飞行自动控制系统启动同时启动两侧的调速电机转动，通过调速电机旋转，同时螺旋桨叶在离心的作用下甩开并形成螺旋翼，通过螺旋翼使助推器缓慢降落，从而实现回收再利用。
2)本发明通过对助推器两侧的调速电机的转速调节，使助推器不论向左、右、前、后倾斜时都能达到一个平衡缓慢降落，以实现助推器的安全着落。
附图说明
图1为本发明可回收的辅助助推器实施例结构示意图；
图2为图1的剖面结构示意图；
图3为图1的俯视图；
图4为图3中螺旋桨叶折叠后的状态结构示意图；
图5为图4中支撑杆和螺旋桨叶在收纳槽内的状态结构示意图；
图6为图1中A部分放大结构示意图；
图7为本发可回收的主助推器实施例结构示意图；
图8为图7的剖面结构示意图；
图9为图7的俯视图；
图10为图9中螺旋桨叶折叠后的状态结构示意图；
图11为图10中支撑杆和螺旋桨叶在收纳槽内的状态结构示意图；
图12为本发明系统原理示意图；
图13为本发明是用于驱动支撑杆展开的传动机构结构示意图；
图14为助推器与火箭本体位置关系示意图；
图15为本明发辅助助推器的支撑杆的另一种实施例；
图16为图15中的螺旋翼收缩后的结构状态图；
图17为本发明主助推器的支撑杆的另一种实施例；
图18为图17中的螺旋翼收缩后的结构状态图；
图19为图16、图18中的B部分结构放大示意图。
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。
实施例一
如图1-6、12-14所示，一种可回收的助推器，它包括助推器本体1，所述的助推器本体1为主助推器100a，主助推器100a是两组半圆柱状主助推器10a构成并挂接在火箭2上；在半圆柱状主助推器10a的两侧处分别开有若干个收纳槽3，在每个收纳槽3内通过转轴4活动设有支撑杆5，在支撑杆5的末端处设有折叠螺旋组件6；在半圆柱状主助推器10a上还设有飞行自动控制系统7、平衡传感器8和蓄电池9。
在本实施例中，折叠螺旋组件6包括调速电机60和螺旋翼61，调速电机60采用嵌入的方式安装在支撑杆5末端内部，其调速电机60的输出端伸出支撑杆5外，调速电机60的输出端设有用于连接螺旋翼61的连接件62。而螺旋翼61至少是由两组的螺旋桨叶610构成，并采用活动的连接方式与连接件62相连。此外，螺旋翼61以调速电机60输出端为中心，可作角度90°的折叠，且折叠后的螺旋翼61与支撑杆5平行。
在本实施例中，支撑杆5以转轴4为中心，可作90°折叠。支撑杆5的长度与收纳槽3的长度一致。另外，螺旋桨叶610和支撑杆5分别折叠后，其厚度之和与收纳槽3的深度一致，此外，折叠后的螺旋桨叶610与半圆柱状主助推器10a表面在一个水平面。
在本实施例中，半圆柱状主助推器10a两侧的收纳槽3下方还设有用于驱转轴转动的驱动机构300。在本申请中，驱动机构300是由驱动电机300a、传动轴300b和齿轮300c构成。在完成对支撑杆5驱动展开时，在转轴4的下端需要设置与齿轮300c配合使用的锥齿40。由于这种驱动机构是一种比较常见的驱动方式，因此，本申请就不在详细阐述。
在本实施例中，平衡传感器8分别设置在半圆柱状主助推器10a的四个拐角处，该平衡传感器8与所述的飞行自动控制系统7连接，飞行自动控制系统7还分别与蓄电池9、驱动机构300和调速电机60连接。在本申请中，蓄电池9还与调速电机60连接，并实时为调速电机60提供电能。
实施例二
如图6-11、12-14所示，一种可回收的助推器，它包括助推器本体1，助推器本体1为辅助助推器100b，辅助助推器100b是两组空心半圆柱状辅助助推器10b构成，并挂接在主助推器上；在空心半圆柱状辅助助推器10b的两侧处分别开有若干个收纳槽3，在每个收纳槽3内通过转轴4活动设有支撑杆5，在支撑杆5的末端处设有折叠螺旋组件6；在空心半圆柱状辅助助推器10b上还设有飞行自动控制系统7、平衡传感器8和蓄电池9。
在本实施例中，折叠螺旋组件6包括调速电机60和螺旋翼61，调速电机60采用嵌入的方式安装在支撑杆5末端内部，其调速电机60的输出端伸出支撑杆5外，调速电机60的输出端设有用于连接螺旋翼61的连接件62。此外，螺旋翼61至少是由两组的螺旋桨叶610构成，并采用活动的连接方式与连接件62相连。螺旋翼61以调速电机60输出端为中心，可作角度90°的折叠，且折叠后的螺旋翼61与支撑杆5平行。
在本实施例中，支撑杆5以转轴4为中心，可作90°折叠。支撑杆5的长度与收纳槽3的长度一致。另外，螺旋桨叶610和支撑杆5分别折叠后，其厚度之和与收纳槽3的深度一致，此外，折叠后的螺旋桨叶610与半圆柱状主助推器10b端面在一个水平面上。
在本实施例中，空心半圆柱状辅助助推器10b两侧的收纳槽3下方还设有用于驱转轴转动的驱动机构300。在本申请中，驱动机构300是由驱动电机300a、传动轴300b和齿轮300c构成。在完成对支撑杆5驱动展开时，在转轴4的下端需要设置与齿轮300c配合使用的锥齿40。由于这种驱动机构是一种比较常见的驱动方式，因此，本申请就不在详细阐述。
在本实施例中，平衡传感器8分别设置在空心半圆柱状辅助助推器10b的四个拐角处，该平衡传感器8与所述的飞行自动控制系统7连接，飞行自动控制系统7还分别与蓄电池9、驱动机构300和调速电机60连接。蓄电池9还与调速电机60连接，并实时为调速电机60提供电能。
实施例三
如图15-18所示，一种可回收的助推器，该助推器与上述两种实施例不同的是，此实施例三中的支撑杆5为电动伸缩式支撑杆，并以垂直的方式设置在收纳槽3内中间位置处，而折叠螺旋组件6安装在电动伸缩式支撑杆的顶端(此实施例中可省略实施例一和实施例二中的驱动机构)。
另外，在该实施例中，螺旋翼61(非折叠式)采用固定方式与连接件62相连，且螺旋翼61的总长度与收纳槽的长度一致，螺旋翼61与调速电机60的高度之和与收纳槽3的深度一致，并且在电动伸缩式支撑杆收缩后螺旋翼61与助推器(主助推器表面、辅助助推器端面)表面同在一个水平面。
该实施例中的启动方式：是通过电动伸缩式支撑杆升起后，即可启动调速电机60、并带动螺旋翼61转动，实现助推器(主助推器或辅助助推器)缓慢降落，从而达到回收再利用。
本发明是在火箭升空后，当辅助助推器100a或主助推器100b脱离后每个助推器都会一分为二，此时，飞行自动控制系统7启动驱动机构300，使驱动机构300带动转轴4使支撑杆5展开，在支撑杆5展开后，飞行自动控制系统7同时启动两侧的调速电机60转动，使调速电机60旋转，与此同时，用于连接螺旋桨叶610的连接件62一并转动，此时，螺旋桨叶610在离心的作用下被甩开并形成螺旋翼61。
在螺旋翼61的作用下，空气流过螺旋桨叶610上表面，流管变细，流速加快，压力减小；空气流过螺旋桨叶610下表面时，流管变粗，流速变慢，压力增大。这样一来螺旋桨叶610的上下表面就形成了压力差，螺旋桨叶610上产生一个向上的拉力，通过该拉力使助推器缓慢降落。
由于拉力大小受到很多方面影响，辅助助推器100b或主助推器100a在降落的过程中容易出现倾斜或偏离方向，此时，通过平衡传感器8实时获取平衡信号，并将该信号传送至飞行自动控制系统7，由飞行自动控制系统7对调速电机60的转速进行调节。
当辅助助推器100b或主助推器100a在降落的过程中，向左侧倾斜时，此时通过飞行自动控制系统7控制右侧的调速电机60转速，使右侧调速电机60转速降低，此时，右侧向上的拉力会变小，而辅助助推器100b或主助推器100a的右侧会因自身重量下降至平衡状态。当向右侧倾斜时原理相反。
当辅助助推器100b或主助推器100a在降落的过程中，向前倾斜时，此时通过飞行自动控制系统7降低辅助助推器100b或主助推器100a后方两侧的调速电机60转速，此时，辅助助推器100b或主助推器100a后方的拉力会变小，而辅助助推器100b或主助推器100a后方会因自身重量下降至平衡状态。当向后方倾斜时原理相反。
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 (6)
1.一种可回收的助推器，其特征在于：它包括助推器本体(1)，所述的助推器本体(1)为主助推器(100a)或辅助助推器(100b)，所述的主助推器(100a)是两组半圆柱状主助推器(10a)构成并挂接在火箭(2)上，而所述的辅助助推器(100b)是由两组空心半圆柱状辅助助推器(10b)构成，并挂接在主助推器(100a)上；
在所述的半圆柱状主助推器(10a)或者空心半圆柱状辅助助推器(10b)的两侧处分别开有若干个收纳槽(3)，在每个收纳槽(3)内通过转轴(4)活动设有支撑杆(5)，在支撑杆(5)的末端处设有折叠螺旋组件(6)，收纳槽(3)下方还设有用于驱动转轴(4)转动的驱动机构(300)；
所述的折叠螺旋组件(6)包括调速电机(60)和螺旋翼(61)，所述的调速电机(60)采用嵌入的方式安装在支撑杆(5)末端内部，其调速电机(60)的输出端伸出支撑杆(5)外，所述调速电机(60)的输出端设有用于连接螺旋翼(61)的连接件(62)；
在所述半圆柱状主助推器(10a)或者空心半圆柱状辅助助推器(10b)上还设有飞行自动控制系统(7)、平衡传感器(8)和蓄电池(9)，所述的平衡传感器(8)分别设置在半圆柱状主助推器(10a)或者空心半圆柱状辅助助推器(10b)的四个拐角处，该平衡传感器(8)与所述的飞行自动控制系统(7)连接，在所述的飞行自动控制系统(7)还分别与蓄电池(9)、驱动机构(300)和调速电机(60)连接，所述的蓄电池(9)还与调速电机(60)连接，并实时为调速电机(60)提供电能。
2.根据权利要求1所述一种可回收的助推器，其特征在于：所述的螺旋翼(61)至少是由两组的螺旋桨叶(610)构成，并采用活动的连接方式与连接件(62)相连。
3.根据权利要求1所述一种可回收的助推器，其特征在于：所述螺旋翼(61)以调速电机(60)输出端为中心，可作角度90°的折叠，且折叠后的螺旋翼(61)与支撑杆(5)平行。
4.根据权利要求1所述一种可回收的助推器，其特征在于：所述支撑杆(5)以转轴(4)为中心，可作90°折叠。
5.根据权利要求1所述一种可回收的助推器，其特征在于：所述支撑杆(5)的长度与收纳槽(3)的长度一致；所述螺旋桨叶(610)和支撑杆(5)分别折叠后，其厚度之和与收纳槽(3)的深度一致。
6.根据权利要求1所述一种可回收的助推器，其特征在于：所述的支撑杆(5)还可以为电动伸缩式支撑杆，所述的螺旋翼(61)为折叠式螺旋翼或者非折叠式螺旋翼中的一种。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20181113 |