CN111554167A - 一种模拟火箭多输出实验装置 - Google Patents

Abstract

一种模拟火箭多输出实验装置，包括支架、推进器与模拟运载舱；推进器与模拟运载舱设置在支架上，推进器包括分布式推进器；分布式推进器为多个，并且均匀设置在模拟运载舱外侧，分布式推进器包括电机以及设置在电机上的螺旋桨，或者分布式推进器为涡喷发动机；分布式推进器底部设置有能够摆动的导流板。本发明的模拟火箭通过设置分布式推进器，可以通过控制电机转速、调整导流板角度、摆动推进器方向等多种手段准确控制推进器推力大小与方向，实现效果好；采用电机加螺旋桨的模拟推进器，非常接近火箭真实的受力状态，用于研究、演示验证多输入多输出系统是完全可行的。

Description

一种模拟火箭多输出实验装置

技术领域

本发明属于科研、教学用具技术领域，具体为一种模拟火箭多输出实验装置。

背景技术

多输出的准确控制是控制领域的难题，而火箭需要同时对多个部件进行控制以完成发射、飞行、降落回收等工作，是多输出系统的代表及良好的实验研究对象。大部分传统模拟火箭采用气球、水枪、酒精灯等类似装置，将某些物质从喷嘴喷出，从而模拟火箭推进器产生推力，使火箭上升。这些传统方法，用于低水平入门演示尚可，但由于无法定量准确控制，实现效果差，教育研究意义也不高。另一部分传统火箭实验装置则过于追求与真实火箭的相似性，其结构复杂，成本高，而且具有一定的危险性，难以在教学研究领域大范围推广应用。

发明内容

针对现有模拟火箭难以在性能和成本之间找到合适平衡点的问题，本发明目的是提出了一种结构简单，极具代表性与教学研究价值的模拟火箭多输出实验装置。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种模拟火箭多输出实验装置，包括支架、推进器与模拟运载舱；推进器与模拟运载舱设置在支架上，推进器包括分布式推进器；分布式推进器为多个，并且均匀设置在模拟运载舱外侧，分布式推进器包括电机以及设置在电机上的螺旋桨，或者分布式推进器为涡喷发动机；分布式推进器底部设置有能够摆动的导流板。

本发明进一步的改进在于，推进器还包括主推力推进器，主推力推进器设置在支架底部。

本发明进一步的改进在于，主推力推进器采用共轴双桨结构或涡喷发动机。

本发明进一步的改进在于，模拟运载舱固定在支架上方。

本发明进一步的改进在于，分布式推进器为四个、六个或八个。

本发明进一步的改进在于，还包括舵机，舵机固定在模拟运载舱上，分布式推进器底部安装有能够绕模拟运载舱直径转动的导流板；舵机固定在模拟运载舱上，舵机通过曲柄连杆机构与导流板连接，从而控制导流摆动角度，通过导流板摆动能够改变各推进器推力方向，实现对火箭姿态和位置的控制。

本发明进一步的改进在于，还包括舵机，舵机固定在支架上，分布式推进器上部通过铰链与模拟运载舱连接，分布式推进器在舵机带动下能够绕铰链自由摆动，分布式推进器下部通过曲柄连杆机构与固定在支架上的舵机连接，由舵机控制推进器整体朝向，进而改变推力方向，实现对火箭姿态和位置的控制。

本发明进一步的改进在于，模拟运载舱顶端开口，形成空气流道。

本发明进一步的改进在于，模拟运载舱侧壁开口，形成空气流道。

本发明进一步的改进在于，分布式推进器设置在壳体内，壳体顶端开口，或者壳体侧壁开口，形成空气流道。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果为：

本发明的模拟火箭通过设置分布式推进器，可以通过控制电机转速、调整导流板角度、摆动推进器方向等多种手段准确控制推进器推力大小与方向，克服了传统利用气球、水枪、酒精灯等喷出物质来进行火箭模拟的方案中，无法精确控制，实现效果差的缺点；具有一定的火箭真实性，采用电机加螺旋桨的模拟推进器，非常接近火箭真实的受力状态，用于研究、演示验证多输入多输出系统是完全可行的。而相比火箭发动机，其技术成熟，结构简单，安全性更有保障，制造成本较低，用于初期研究可极大降低火箭发射失败造成的损失，兼顾火箭模拟真实性、开发成本与安全性，有利于在教学研究领域推广应用。本发明利用电机和螺旋桨或者涡喷发动机为模拟火箭提供推力；并利用多种方案调节推力方向，一方面提高了模拟火箭的动力性能与灵活性，另一方面为多输出控制实验提供了足够的输出通道用于理论研究。

进一步的，有效提高模拟火箭负载能力与运动灵活性。本发明采用的推进器方案，主推力推进器采用涡喷或共轴双桨结构，保证火箭整体负载能力；模拟运载舱的开口流道方案为充足的进气量与动力提供条件。多个个分布式推进器采用控制转速、控制导流板角度、摆动推进器等多种方案，调节模拟火箭受力方向，保证火箭运动灵活性。

进一步的，具有控制手段多样的特点，开发应用潜力巨大。本发明具有多样的控制手段，为各类模拟实验提供可能，例如，通过同时控制电机转速与导流板角度，可以模拟实验火箭降落回收的过程。作为多输出系统的实验装置，本发明有着巨大的教学研究开发潜力与广阔应用场景。

附图说明

图1为模拟火箭支架示意图；

图2为共轴双桨主推力推进器示意图；

图3为模拟运载舱示意图；

图4为模拟火箭整体装配图；

图5为导流板及舵机示意图；

图6为可摆动推进器及舵机示意图；

图7为分布式推进器典型布置方案的示意图，其中，(a)为4分布方案；(b)为6分布方案，(c)为8分布方案。

图8为模拟火箭俯视图；

图9为导流板示意图及局部放大视图；其中，(a)为导流板示意图，(b)为导流板局部放大图，(c)为导流板与曲柄连杆机构连接示意图，(d)为导流板侧视图。

图10为可摆动推进器摆动示意图；其中，(a)为未摆动状态，(b)为摆动状态侧视图，(c)为摆动状态三维视图。

图11为流道典型方案；其中，(a)为敞开式，(b)为挖孔式，(c)为镂空式，(d)为挖孔镂空结合式。

图中，1为支架，2为主推力推进器，3为分布式推进器，3-1为电机，3-2为螺旋桨，4为模拟运载舱，5为导流板，6为舵机，7为曲柄连杆机构。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细描述。

参见图1-图11，本发明由支架1、推进器与模拟运载舱4等部分组成。推进器的选择以及布置可根据需要做适当的微调。推进器包括主推力推进器2与分布式推进器3。其中，主推力推进器设置在支架1底部，分布式推进器3为多个，并且均匀设置在模拟运载舱4外侧，参见图2，分布式推进器3包括电机3-1，以及设置在电机3-1上的螺旋桨3-2，或者分布式推进器3为涡喷发动机。模拟运载舱4上还设置有舵机6。分布式推进器3底部设置有导流板5，参见图1，支架1是其他装置的安装平台以及承受载荷的主要部件，其他装置都是以它为基础进行安装固定，需要考虑自重的问题，因此在轻量化的同时要保证有足够的强度。

参见图7，支架1作为其余各部件的安装基体。参见图1与图3，模拟运载舱4固定在支架1上方中央，起到模拟火箭外形、物理特性，保护内部元件，以及导流等作用。采用电机加螺旋桨或者涡喷发动机作为模拟火箭的推进器。支架1底部可安装主推力推进器，承担大部分负载重量；数个分布式推进器均匀安装在模拟运载舱四周，可以改变其推力大小与方向。

推进器2的选择以及布置可根据需要做适当的微调。参见图4，支架1底部安装的主推力推进器2，采用共轴双桨结构或涡喷发动机，以保证更大的推力以及机动性；当火箭整体质量较轻时，可以卸去主推力推进器，只由分布式推进器提供升力，由于推力较大，快速调节比较困难，故在飞行过程中保持其推力大小基本稳定，只在连续加速或减速阶段进行调节。分布式推进器3均匀安装在模拟运载舱4的四周，起到提供部分升力以及调整火箭合力方向的功能，采用电机加螺旋桨方案，其结构最为简单，成本低，参见图4与图7中的(a)、(b)与(c)以及图8，一般四个分布式推进器3即可实现完整的火箭模拟功能，也可以增加至六个、八个等，提高火箭稳定性以及对动力系统失效的容忍度。

分布式推进器可以使用以下手段或其中任意组合的方式控制火箭受力方向，进而调整火箭姿态以及飞行方向：1、调节N个(N为4、6或8)分布式推进器的电机转速，N个大小不同的分力可以合成大小与方向可调的合力；2、通过舵机6调整推进器下方导流板5角度，从而改变受力方向；3、控制每个分布式推进器整体的方向，直接调整受力方向。可以采用其中单独的手段，例如只调节N个电机转速控制姿态，或者保持转速与推力不变而调节导流板角度；也可以对方案进行组合，例如调节电机转速的同时调节导流板角度，加快系统响应速度。

本发明采用N+1/0(即采用N个分布式推进器3与1个主推力推进器，或者仅仅采用N个分布式推进器3与0个主推力推进器)的模拟推进器布置方案，具体如下：

参见图8，N个分布式推进器分散安装在模拟运载舱四周且呈对称分布，采用电机、螺旋桨进行模拟，可以调节电机转速。推进器均匀固定在支架1侧面四周，其安装位置包括但不限于以下几种方案：

参见图9，一个主推力推进器固定在支架的底部，提供主要推力；当模拟火箭整体质量较轻时，可卸去主推力推进器。当采用电机加螺旋桨方案时，主推力推进器采用共轴双桨结构，双桨正反转维持火箭整体转矩平衡；也可使用涡喷发动机作为主推力推进器。可以调节四周N个分布式推进器的推力方向用于加强控制火箭姿态与飞行方向，

参见图5、图6、图9与图10，在分布式推进器底部安装可绕模拟运载舱直径转动的导流板5；舵机6固定在模拟运载舱上，并通过曲柄连杆机构7与导流板5连接，从而控制导流板5摆动角度。通过导流板5摆动可以改变各推进器推力方向，以此实现对火箭姿态和位置的控制。

参见图11，改变推力方向的另一种方案是直接改变分布式推进器的朝向。分布式推进器采用可摆动方案，分布式推进器上部通过铰链与模拟运载舱4连接，分布式推进器在舵机6带动下可绕铰链自由摆动，分布式推进器下部通过曲柄连杆机构与固定在支架1上的舵机6连接，由舵机6控制推进器整体朝向，进而改变推力方向，实现对火箭姿态和位置的控制。

参见图11，为保证推进器进气量，可在模拟运载舱4顶端开口形成空气流道，也可在模拟运载舱4侧面开口，或者两者结合的形式。分布式推进器设置在壳体内，壳体顶端开口，或者壳体侧壁开口，形成空气流道，减少空气阻力的同时保证进气量。

本发明的模拟火箭采用符合空气动力学的流线型设计，同时根据进气量需要在模拟运载舱4、分布式推进器的顶部或侧面挖孔形成流道。

本发明公开了一种火箭模拟实验装置，采用电机加螺旋桨或涡喷发动机模拟火箭推进器提供推力；可以控制主推力推进器及分布式推进器的推力大小、导流板的角度、推进器整体的方向，从而保证模拟火箭在空中保持稳定的同时，可以模拟实现火箭发射、悬停、飞行、降落回收等复杂动作。模拟火箭可以应用于娱乐宣传领域，是一款高科技产品；也可以应用于教学领域，由老师讲解演示多输出系统、控制论等课程，是一款寓教于乐的教学仪器，是学生参加科技实践活动的良好平台；更可以应用于科研领域，帮助开展火箭空间定位、控制、回收、导弹拦截等项目的研究。

Claims (10)

1.一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，包括支架(1)、推进器与模拟运载舱(4)；推进器与模拟运载舱(4)设置在支架(1)上，推进器包括分布式推进器(3)；分布式推进器(3)为多个，并且均匀设置在模拟运载舱(4)外侧，分布式推进器(3)包括电机(3-1)以及设置在电机(3-1)上的螺旋桨(3-2)，或者分布式推进器(3)为涡喷发动机；分布式推进器(3)底部设置有能够摆动的导流板(5)。

2.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，推进器还包括主推力推进器(2)，主推力推进器设置在支架(1)底部。

3.根据权利要求2所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，主推力推进器(2)采用共轴双桨结构或涡喷发动机。

4.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，模拟运载舱(4)固定在支架(1)上方。

5.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，分布式推进器(3)为四个、六个或八个。

6.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，还包括舵机(6)，舵机(6)固定在模拟运载舱(4)上，分布式推进器底部安装有能够绕模拟运载舱(4)直径转动的导流板(5)；舵机(6)固定在模拟运载舱(4)上，舵机(6)通过曲柄连杆机构与导流板(5)连接，从而控制导流板(5)摆动角度，通过导流板(5)摆动能够改变各推进器推力方向，实现对火箭姿态和位置的控制。

7.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，还包括舵机(6)，舵机(6)固定在支架(1)上，分布式推进器上部通过铰链与模拟运载舱(4)连接，分布式推进器在舵机(6)带动下能够绕铰链自由摆动，分布式推进器下部通过曲柄连杆机构与固定在支架(1)上的舵机(6)连接，由舵机(6)控制推进器整体朝向，进而改变推力方向，实现对火箭姿态和位置的控制。

8.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，模拟运载舱(4)顶端开口，形成空气流道。

9.根据权利要求1或8所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，模拟运载舱(4)侧壁开口，形成空气流道。

10.根据权利要求1所述的一种模拟火箭多输出实验装置，其特征在于，分布式推进器设置在壳体内，壳体顶端开口，或者壳体侧壁开口，形成空气流道。

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