CN109260721A - 一种定点降落的模型火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种定点降落的模型火箭，它包括箭体和载荷飞行器，所述箭体包括控制分离装置，控制分离装置内装有降落伞，控制分离装置下方固定连接动力舱，动力舱下方中心对称嵌入六枚模型火箭发动机；所述载荷飞行器包括二轴飞行器、电控舱和头锥，二轴飞行器紧箍在电控舱中部，电控舱上方通过吸盘式电磁铁与头锥连接，箭体通过控制分离装置的木质连接销与载荷飞行器的电控舱联接。本发明的优点：实现了头锥自动与模型火箭分离、降落伞与箭体自动分离、较重的载荷飞行器下落稳定和载荷准确降落到目标区域。

Description

一种定点降落的模型火箭

技术领域

本发明属于模型火箭，特别是涉及一种定点降落的模型火箭。

背景技术

随着时代的进步，航模运动逐渐进入人们的视野，而模型火箭的运载与返回项目作为航模运动中的组成部分，它模仿了真实火箭点火、升空、分离、返回等过程，其特有的观赏性吸引了一大批人进入模型火箭领域。

现有技术中，模型火箭通常在模型火箭发动机推动下，升到空中，分离后弹出降落伞，分离的两部分均在降落伞的缓冲下，慢慢降落到地面，降落伞受风速影响较大，不可控性大。现有的火箭模型延时开伞装置有利用火药反喷延时开伞的，开伞过程中易导致伞体受高温影响损坏，从而导致回收舱迅速下落而损坏。部分机械开伞装置利用模型火箭分离后，上部分较重，下落速度较快，拉出两个缠绕放在伞舱中的降落伞，往往因为伞舱小，降落伞较大，缠绕过紧难以拉出，不稳定程度高。

模型火箭在运载和返回过程中存在以下缺点：

1、箭体和载荷体分离后，载荷体无法准确降落到目标区域；

2、箭体和载荷体分离后，降落伞由于损坏或缠绕无法正常散开，较重的载荷部分快速下坠，十分危险；

3、载荷体降落到地面后，头锥无法自动与载荷体分离，使载荷物脱落；

4、箭体回收落地后，降落伞无法与箭体自动分离。

发明内容

本发明的目的是提供一种定点降落的模型火箭，它能实现头锥自动与模型火箭分离、降落伞与箭体自动分离、载荷飞行器下落稳定和载荷准确降落到目标区域。

本发明所要解决的技术问题是通过这样的技术方案实现的，它包括箭体，所述箭体包括控制分离装置，控制分离装置内装有降落伞，控制分离装置下方固定连接动力舱，动力舱下方中心对称嵌入六枚模型火箭发动机；还包括载荷飞行器，所述载荷飞行器包括二轴飞行器、电控舱和头锥，二轴飞行器紧箍在电控舱中部，电控舱上方通过吸盘式电磁铁与头锥连接，箭体通过控制分离装置的连接销与载荷飞行器的电控舱联接。

由于本发明采用了载荷飞行器与箭体相结合的结构，可以实现带头锥的载荷飞行器定点降落，达到自动投放载荷物；控制分离装置内的降落伞能自动散开，降落伞与箭体自动分离，安全性好、自动化程度高，应用于中小学科研活动中和模型火箭比赛项目。

附图说明

本发明的附图说明如下：

图1为本发明的结构示意图；

图2为载荷飞行器的飞行结构图；

图3为二轴飞行器的铰链结构图；

图4为本发明螺旋桨伸展臂收折的结构图；

图5为控制分离装置与降落伞连接的结构图。

图中：A、箭体： 1、控制分离装置；11、数字舵机；12、模型火箭发动机电子点火头；13、降落伞；14、绳线；15、微型炸药包；2、动力舱；3、模型火箭发动机；

B、载荷飞行器：4、二轴飞行器；41、机臂；42、螺旋桨伸展臂；43、铰接控制机构；44、电动转盘；45、传动杆；46、滑动杆；47、滚动轴承；48、凹槽；49、限位块；5、电控舱；51、吸盘式电磁铁；6、头锥；61、铁片。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明：

如图1所示，本发明包括箭体A和载荷飞行器B，所述箭体A包括控制分离装置1，控制分离装置1内装有降落伞，控制分离装置1下方固定连接动力舱2，动力舱2下方中心对称嵌入六枚模型火箭发动机3；所述载荷飞行器B包括二轴飞行器4、电控舱5和头锥6，二轴飞行器4紧箍在电控舱5中部，电控舱5上方通过吸盘式电磁铁51与头锥6连接，箭体A通过控制分离装置1的连接销与载荷飞行器B的电控舱5联接。

如图2和图3所示，二轴飞行器4包括机臂41和螺旋桨伸展臂42，机臂41固定在电控舱5中部，两个螺旋桨伸展臂42通过铰接销对称地铰接在机臂41两端；在机臂41与螺旋桨伸展臂42之间还设有铰接控制机构43。所述铰接控制机构43包括电动转盘44、传动杆45和滑动杆46，电动转盘44固定在机臂41端部，传动杆45一端偏心装在电动转盘44上，传动杆45另一端面向螺旋桨伸展臂42垂直设置滑动杆46，滑动杆46顶端装有滚动轴承47，滚动轴承47嵌入螺旋桨伸展臂42的凹槽48中。凹槽48的两端点限制了螺旋桨伸展臂42的角度转动范围，凹槽48内涂有润滑油，减小摩擦。

螺旋桨伸展臂42与机臂41的铰接缝设有限位块49，用于限制螺旋桨伸展臂42的最大转动量为水平状态。限位块49为嵌入在机臂41中伸出的永磁铁体，采用较薄的长方块，能与螺旋桨伸展臂42对应处的铁块吸引。

电动转盘44转动，传动杆45依靠凹槽48为支点向螺旋桨伸展臂42提供转动力矩，实现螺旋桨伸展臂42的伸开和收折，螺旋桨伸展臂42收折后如图4所示。收折机臂41能减小模型火箭升空时的阻力，并便于模型火箭的存放。

如图2所示，电控舱5内装有吸盘式电磁铁51，头锥6下端边缘对称嵌入两块铁片61，头锥6与电控舱5用吸盘式电磁铁51吸附在一起。头锥6内部为圆锥形空腔，用于载荷。电控舱5中的3S电池为吸盘式电磁铁51、电动转盘44和螺旋桨提供电能。

如图5所示，控制分离装置1为中空的圆筒，内部装有数字舵机11及模型火箭发动机电子点火头12、降落伞13和绳线14，数字舵机11上方有轻木隔板，轻木隔板上放置降落伞13，降落伞13用穿过轻木隔板的绳线14固定连接到控制分离装置1的圆筒底板上，所述绳线14接近尾端缠有微型炸药包15，模型火箭发动机电子点火头12药头一端连接在微型炸药包15的引火线上，另一端连接到数字舵机11内的单片机电压输出端和接地端。当箭体A落地后，单片机输出信号电压，通过电子点火引燃微型炸药包15，使得降落伞13与箭体A脱离。控制分离装置1的圆筒中上部用轻木隔板分开数字舵机11与降落伞13，防止降落伞13与数字舵机11缠绕，同时隔板靠近控制分离装置1上部，模型火箭分离后，使降落伞13在风力吹动下容易散开。

本发明的工作过程是：利用箭体A将载荷飞行器B发射升空达到指定高度，载荷飞行器B与箭体A分离为两部分，载荷飞行器B的电控舱5中的电控设备启动后，控制载荷飞行器B飞到指定地点，到达指定地点上方后，控制吸盘式电磁铁51失去磁力，将头锥6投放，头锥6内有载荷；箭体A在降落伞13的作用下缓慢落到地面。

Claims (5)

1.一种定点降落的模型火箭，包括箭体（A），所述箭体（A）包括有控制分离装置（1），控制分离装置（1）内装有降落伞，控制分离装置（1）下方固定连接动力舱（2），动力舱（2）下方中心对称嵌入六枚模型火箭发动机（3）；其特征是：还包括载荷飞行器（B），所述载荷飞行器（B）包括二轴飞行器（4）、电控舱（5）和头锥（6），二轴飞行器（4）紧箍在电控舱（5）中部，电控舱（5）上方通过吸盘式电磁铁与头锥（6）连接，箭体（A）通过控制分离装置（1）的连接销与载荷飞行器（B）的电控舱（5）联接。

2.根据权利要求1所述的一种定点降落的模型火箭，其特征是：所述二轴飞行器（4）包括机臂（41）和螺旋桨伸展臂（42），机臂（41）固定在电控舱（5）中部，两个螺旋桨伸展臂（42）通过铰接销对称地铰接在机臂（41）两端；在机臂（41）与螺旋桨伸展臂（42）之间还设有铰接控制机构（43）。

3.根据权利要求2所述的一种定点降落的模型火箭，其特征是：所述铰接控制机构（43）包括电动转盘（44）、传动杆（45）和滑动杆（46），电动转盘（44）固定在机臂（41）端部，传动杆（45）一端偏心装在电动转盘（44）上，传动杆（45）另一端面向螺旋桨伸展臂（42）垂直设置滑动杆（46），滑动杆（46）顶端装有滚动轴承（47），滚动轴承（47）嵌入螺旋桨伸展臂（42）的凹槽（48）中。

4.根据权利要求3所述的一种定点降落的模型火箭，其特征是：所述螺旋桨伸展臂（42）与机臂（41）的铰接缝设有限位块（49），限位块（49）为嵌入在机臂（41）中伸出的永磁铁体，与螺旋桨伸展臂（42）对应处的铁块吸引。

5.根据权利要求1至4任一所述的一种定点降落的模型火箭，其特征是：所述控制分离装置（1）为中空的圆筒，内部装有数字舵机（11）及模型火箭发动机电子点火头（12）、降落伞（13）和绳线（14），数字舵机（11）上方有轻木隔板，轻木隔板上放置降落伞（13），降落伞（13）用穿过轻木隔板的绳线（14）固定连接到控制分离装置（1）的圆筒底板上，所述绳线（14）接近尾端缠有微型炸药包（15），模型火箭发动机电子点火头（12）药头一端连接在微型炸药包（15）的引火线上，另一端连接到数字舵机（11）内的单片机电压输出端和接地端。