CN111653151B - 火箭发射体验系统以及火箭发射体验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了火箭发射体验系统以及火箭发射体验。该火箭发射体验系统包括：箭体，包括至少两个舱段，其中一个舱段具有发动机舱，其中一个舱段具有宇航员活动舱；装配组件，用于使所述至少两个舱段连接；指令发送组件，用于发射指令，所述指令至少包括火箭发射指令；传输组件，用于对指令和指令处理结果进行接收和转送；指令执行组件，至少包括处理所述火箭发射指令的火箭发射机构，所述火箭发射机构包括设于发动机舱的发动机或发动机等效器；显示组件，包括设于测发大厅的第一显示器；动力组件，用于对指令执行组件进行供电。本发明的火箭发射体验系统不仅结构简单，而且体验效果好，具有更好的科普意义。

Description

火箭发射体验系统以及火箭发射体验方法

技术领域

本发明涉及火箭发射体验的技术领域，具体而言，涉及火箭发射体验系统以及火箭发射体验方法。

背景技术

从二十一世纪开始，人类对太空的渴望越来越强烈，在各个航天大国投入的大量研发力量的驱动下，我们走向太空的步伐越来越快。在此背景下，要想在新时期的航天竞争中占得先机，对全民特别是青少年普及航天科普知识就迫在眉睫。

火箭发射是探索太空的第一步，因此对火箭发射知识的全面普及尤为重要。目前，对火箭发射知识进行科普主要通过科普讲座、近距离的火箭模型参观体验或回收的火箭实物参观体验，也有进行单项的模拟火箭升空的体验或纯虚拟体验。这些科普方式均存在体验深度和真实性欠缺较大以及不能系统地体验火箭发射的全过程的缺点，对火箭技术创新设计无明显帮助。

发明内容

本发明的主要目的在于提供火箭发射体验系统以及火箭发射体验方法，以解决现有技术中体验深度和真实性欠缺较大以及系统性差的技术问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了火箭发射体验系统。该火箭发射体验系统包括：

箭体，包括至少两个舱段，其中一个舱段具有发动机舱，其中一个舱段具有宇航员活动舱；

装配组件，用于使所述至少两个舱段连接；

指令发送组件，用于发射指令，所述指令至少包括火箭发射指令；

传输组件，用于对指令和指令处理结果进行接收和转送；

指令执行组件，至少包括处理所述火箭发射指令的火箭发射机构，所述火箭发射机构包括设于发动机舱的发动机或发动机等效器；

显示组件，包括设于测发大厅的第一显示器；

动力组件，用于对指令执行组件进行供电。

首先，本发明的火箭发射体验系统能够展示箭体的装配过程，提升体验的真实性。其次，体验者可以体验火箭指令发射到指令处理结果输出的整个过程，体验的深度大。通过设置多种指令即可进行全系统的体验。可见，本发明的火箭发射体验系统不仅结构简单，而且体验效果好，具有更好的科普意义。

箭体的舱段结构可以多样化，不限于以下的美国太空探索技术公司的天龙号所采用的舱段结构：所述发动机舱包括一级发动机舱段、二级发动机舱段和三级发动机舱段；所述宇航员活动舱包括依次连接的控制舱和载人舱(又可称之为返回舱或回收舱)；例如，所述宇航员活动舱还可以设置为依次连接的载人舱、太空舱(又可称之为轨道舱)和控制舱。具体的设置可以根据现有已发射运载火箭的舱段结构进行模拟设置。

进一步地是，所述指令执行组件还包括处理火箭点火指令的火箭点火机构，所述火箭点火机构包括火工品等效器；进一步地是，所述火箭点火机构为四个且分别与所述一级发动机舱段、二级发动机舱段、三级发动机舱段和控制舱连接。

实际火箭发射过程中，火箭发射首先是一级发动机发动驱动火箭上升，当一级发动机燃料耗尽后火箭点火机构通过爆炸力使一级发动机舱段与二级发动机舱段分离，然后二级发动机再重复上述过程；在火箭的整个飞行过程中，发动机舱段脱离和发动机运行的更替通常是按照已设定的时间间隔自动变化。在本发明的体验系统中，火箭点火机构可以在火箭发射指令发送后与火箭发射机构按照预定的流程交替运行，也可以全部通过指令发送组件下达指令后再运行以提升体验深度。

实际火箭发射过程中，发射前需要进行综合测试以确定是否达到发射条件。由于发射前不需要真实的火工品引爆操作，因此火工品等效器应运而生。火工品等效器不仅可以模拟火工品引爆后的电路特性，还可以检测火工品引爆的供电电路是否连通；在发射后就不需要再使用火工品等效器，而是采用真实的火工品。在本发明的体验系统中，由于不能使用真实的火工品，因此在火箭发射后，火箭点火机构的点火操作仍采用火工品等效器模拟真实的点火过程，可以显著提升真实性。同样的，本发明的发动机等效器和电磁阀等效器同样具备发射前检测和发射后模拟真实操作的作用，当然可以真实的发动机(无需燃料)和电磁阀。

进一步地是，所述指令执行组件还包括处理火箭入轨精度调节指令的火箭入轨精度调节机构；所述火箭入轨精度调节机构包括电磁阀等效器或电磁阀等效器；此时，箭体的入轨精度实现自动调节。

进一步地是，当采用电磁阀时，所述火箭入轨精度调节机构还包括第二开关量传感器；由于真实的电磁阀不具有检测功能，因此可以采用开关量传感器测试电磁阀的供电电路是否正常。

进一步地是，所述火箭入轨精度调节机构还包括设于载人舱内的控制杆。由此，体验者可以在载人舱中实际操作控制杆，提升体验的真实性。

进一步地是，所述指令执行组件还包括座椅角度调节机构，包括设于载人舱内的座椅以及座椅角度调节器；由此，体验者可以感受在不同飞行状态下座椅的角度。

进一步地是，所述指令执行组件还包括箭体物理状态检测机构，包括设于箭体上的温度传感器和振动强度传感器；由此，提升体验的真实性。

进一步地是，所述指令执行组件还包括火箭发射状态检测机构，包括检测所述指令执行组件执行时间是否正确的时序测试仪。由此，提升体验的真实性。

进一步地是，所述传输组件包括第一控制器和第二控制器，所述第一控制器设于地面上，所述第一控制器将接收于所述指令发送组件的指令传输给第二控制器、接收第二控制器的指令处理结果并将指令处理结果传输给第一显示器，所述第二控制器设于箭体上，所述第二控制器将接收于第一控制器的指令传输给指令执行组件并将指令处理结果传输给第一控制器。

进一步地是，所述显示组件还包括接收所述第二控制器数据的第二显示器。由此，提升载人舱的体验效果。

进一步地是，所述第一控制器和第二控制器通过无线网络连接；并且/或者，所述第一控制器和第二控制器之间依次设有后置交换机、前置交换机和数据传输器，所述数据传输器通过脱拔电缆和箭体上的地接口模拟器连接，所述前置交换机和后置交换机通过双冗余光纤连接。实际火箭发射中，火箭发射后采用第一种通信方式，火箭发射前采用第二种通信方式。在本发明的火箭发射体验系统中，虽然火箭没有真实地发射，但是也可同时设置上述两种通信方式，提升体验的真实性。当然，为了控制成本，也可以仅仅设置一种通信方式，甚至可以将第一控制器和第二控制器可以合并为一体以减少设备使用数量；但是由于火箭箭体体积大，体验系统占地面积较大，因此合并为一体时将增加布线复杂度，提升装配难度。而通过上述两种通信方式，可以在确保数据传输高效、安全的前提下简化装配过程。进一步，还可以设置存储设备，用以存储第一控制器接收和传输的数据。

进一步地是，所述指令发送组件包括设于测发大厅的输入设备。所述的输入设备可以采用键盘和鼠标，也可以采用全触屏式的输入方式。

进一步地是，还包括宇航服检测组件，所述宇航服检测组件包括设于宇航服上的气密性传感器、温度传感器、湿度传感器、压力传感器和氧含量传感器。由此，提升体验的真实性。

进一步地是，还包括火箭发射位置检测组件，所述火箭发射位置检测组件包括卫星信号模拟器和转台；卫星信号模拟器模拟火箭飞行过程中的经纬度变化和高度变化，转台模拟火箭飞行过程中的偏航角和俯仰角的角度变化；火箭发射位置检测即是通过卫星信号模拟器和转台的数据推算火箭的发射位点和角度是否满足要求。由此，提升体验的真实性。

进一步地是，所述装配组件包括对接轨道、在轨道上移动的架车以及连接相邻两个舱段的螺栓组件；由此，体验者可以现场观看装配过程，甚至可以亲自参与装配过程。当所述装配组件将火箭装配过程传输给显示组件时，测发大厅的体验者也可以直观地感受装配过程；优选将装配过程以动画或视频的形式展示在显示组件上，可以提升科普效果。

进一步地是，所述显示组件还包括移动终端设备；所述显示组件至少显示火箭飞行状态。所述的火箭飞行状态例如可以是火箭的经纬度、高度、偏航角度、俯仰角度、速度、物理状态以及对应的箭体舱数画面。由于体验系统中的火箭并不能真实地发射，因此为了提升体验效果，可以采用程序预先设置上述飞行状态数据的变化并在相应时间显示在显示组件上

进一步地是，当采用发动机时，所述火箭发射机构还包括第一开关量传感器。所述的第二开关量传感器用于检测发动机的供电电路是否连通。

为了实现上述目的，根据本发明的另一个方面，还提供火箭发射体验方法。该火箭发射体验方法采用了上述的火箭发射体验系统。

进一步地是，在箭体装配室、测发大厅和载人舱中任意几个体验室中进行体验；

箭体装配室中的体验内容有火箭舱段的连接和指令执行组件的装配；

测发大厅中的体验内容有指令发送，所述的指令包括火箭发射状态检测指令、火箭发射指令、火箭入轨精度调节指令、火箭发射位置检测指令、箭体物理状态检测指令和宇航服检测指令；

载人舱中的体验内容有宇航服穿戴、宇航服检测、火箭入轨精度调节和座椅角度变化。

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步的说明。本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来辅助对本发明的理解，附图中所提供的内容及其在本发明中有关的说明可用于解释本发明，但不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为实施例1的火箭发射体验系统的结构示意图。

图2为实施例5的火箭发射体验系统的结构示意图。

图3为实施例6的火箭发射体验系统的结构示意图。

上述附图中的有关标记为：

110：一级发动机舱段，120：二级发动机舱段，130：三级发动机舱段，140：控制舱，150：载人舱，211：第一开关量传感器，212：第二开关量传感器，221：第一时序测试仪，222：第二时序测试仪，223：第三时序测试仪，311：发动机，312：发动机等效器，320：火工品等效器，331：电磁阀，332：电磁阀等效器，410：第一控制器，420：第二控制器，430：后置交换机，440：前置交换机，450：数据传输器，500：指令发送组件，610：第一显示器，620：第二显示器，700：火箭发射位置检测组件，800：动力组件，900：螺栓组件。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行清楚、完整的说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。在结合附图对本发明进行说明前，需要特别指出的是：

本发明中在包括下述说明在内的各部分中所提供的技术方案和技术特征，在不冲突的情况下，这些技术方案和技术特征可以相互组合。

此外，下述说明中涉及到的本发明的实施例通常仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。因此，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

关于本发明中术语和单位。本发明的说明书和权利要求书及有关的部分中的术语“包括”、“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

实施例1

图1为本实施例的火箭发射体验系统的结构示意图。如图1所示，该火箭发射体验系统包括：

箭体，包括四个舱段，分别为构成一级发动机舱段110的第一舱段、构成二级发动机舱段120的第二舱段、构成三级发动机舱段130的第三舱段以及构成控制舱140和载人舱150的第四舱段；

装配组件，用于使相邻两个舱段连接；所述装配组件包括对接轨道、在轨道上移动的架车以及连接相邻两个舱段的螺栓组件900；架车一共四辆，四个舱段放置于对应的架车上，便于移动。

指令发送组件500，用于发射指令，所述指令包括火箭发射状态检测指令、火箭发射指令、火箭入轨精度调节指令、火箭发射位置检测指令、箭体物理状态检测指令和宇航服检测指令；所述指令发送组件500包括设于测发大厅的输入设备；

传输组件，用于对指令和指令处理结果进行接收和转送；所述传输组件包括第一控制器410和第二控制器420，所述第一控制器410设于地面上，所述第一控制器410将接收于所述指令发送组件500的指令传输给第二控制器420、接收第二控制器420的指令处理结果并将指令处理结果传输给第一显示器610，所述第二控制器420设于箭体上，所述第二控制器420将接收于第一控制器410的指令传输给指令执行组件并将指令处理结果传输给第一控制器410和第二显示器620；所述第一控制器410和第二控制器420通过无线网络进行通信。

指令执行组件，包括：火箭发射机构、火箭点火机构、火箭入轨精度调节机构、座椅角度调节机构、箭体物理状态检测机构和火箭发射状态检测机构；具体的，所述火箭发射机构包括设于每个发动机舱段内的发动机311和第一开关量传感器211；所述火箭点火机构包括火工品等效器320；所述火箭入轨精度调节机构包括电磁阀331和第二开关量传感器212；所述座椅角度调节机构包括设于载人舱150内的座椅以及座椅角度调节器；所述箭体物理状态检测机构包括设于箭体上的温度传感器和振动强度传感器；所述火箭发射状态检测机构包括检测发动机311启动时间是否正确的第一时序测试仪221、测试火工品等效器320点火时间是否正确的第二时序测试仪222以及测试电磁阀331打开时间是否正确的第三时序测试仪223。其中，所述火箭点火机构和第二时序测试仪222为四个且分别与所述一级发动机舱段110、二级发动机舱段120、三级发动机舱段130和控制舱140连接。

显示组件，包括设于测发大厅的第一显示器610和设于载人舱150的第二显示器620；所述显示组件显示火箭飞行状态、指令执行组件的运行状态和装配进度。

动力组件800，用于对指令执行组件进行供电；

宇航服检测组件，包括设于宇航服上的气密性传感器、温度传感器、湿度传感器、压力传感器和氧含量传感器；

火箭发射位置检测组件700，包括卫星信号模拟器和转台。

采用上述的火箭发射体验系统进行体验时，可以在箭体装配室、测发大厅和载人舱150中任意几个体验室中进行体验；其中，箭体装配室中的体验内容有火箭舱段的连接和指令执行组件的装配；测发大厅中的体验内容有指令发送；载人舱150中的体验内容有宇航服穿戴、宇航服检测、火箭入轨精度调节和座椅角度变化。

实施例2

与实施例1相比，本实施例的火箭发射体验系统具有的区别为：箭体包括三个舱段，分别为构成一级发动机舱段110的第一舱段、构成二级发动机舱段120和三级发动机舱段130的第二舱段以及构成三级发动机舱段130、控制舱140和载人舱150的第三舱段。

实施例3

与实施例1相比，本实施例的火箭发射体验系统具有的区别为：所述火箭入轨精度调节机构还包括设于载人舱150内的控制杆，所述控制杆与电磁阀331连接。

实施例4

与实施例1相比，本实施例的火箭发射体验系统具有的区别为：所述显示组件还包括接收第一控制器410数据的移动终端设备，这样专业人员可以远程监控火箭发射体验系统的运行。

实施例5

与实施例1相比，本实施例的火箭发射体验系统具有的区别为：所述第一控制器410和第二控制器420之间依次设有后置交换机430、前置交换机440和数据传输器450，所述数据传输器450通过脱拔电缆和箭体上的地接口模拟器连接，所述前置交换机440和后置交换机430通过双冗余光纤连接。所述第一控制器410和第二控制器420既可以通过无线网络连接，也可以采用上述的通信方式。

实施例6

与实施例5相比，本实施例的火箭发射体验系统具有的区别为：所述火箭发射机构包括设于发动机311舱的发动机等效器312；所述火箭入轨精度调节机构包括电磁阀等效器332。

上述实施例中的发动机等效器312、火工品等效器320和电磁阀等效器332采用现有技术中的等效器即可。

以上对本发明的有关内容进行了说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。基于本发明的上述内容，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

Claims (8)

1.火箭发射体验系统，其特征在于包括：

箭体，包括至少两个舱段，其中一个舱段具有发动机舱，其中一个舱段具有宇航员活动舱；所述发动机舱包括一级发动机舱段(110)、二级发动机舱段(120)和三级发动机舱段(130)；所述宇航员活动舱包括依次连接的控制舱(140)和载人舱(150)；

装配组件，用于使所述至少两个舱段连接；所述装配组件包括对接轨道、在轨道上移动的架车以及连接相邻两个舱段的螺栓组件(900)；

指令发送组件(500)，用于发射指令，所述指令至少包括火箭发射指令、火箭点火指令和火箭入轨精度调节机构；

传输组件，用于对指令和指令处理结果进行接收和转送；

指令执行组件，至少包括处理所述火箭发射指令的火箭发射机构、处理火箭点火指令的火箭点火机构、处理火箭入轨精度调节指令的火箭入轨精度调节机构以及座椅角度调节机构，所述火箭发射机构包括设于发动机舱的发动机(311)和第一开关量传感器(211)或设于发动机舱的发动机等效器(312)，所述火箭点火机构包括火工品等效器(320)；所述火箭点火机构为四个且分别与所述一级发动机舱段(110)、二级发动机舱段(120)、三级发动机舱段(130)和控制舱(140)连接；所述火箭入轨精度调节机构包括设于载人舱(150)内的控制杆、电磁阀(331)和第二开关量传感器(212)或包括载人舱(150)内的控制杆和电磁阀等效器(332)；所述座椅角度调节机构包括设于载人舱(150)内的座椅以及座椅角度调节器；

显示组件，包括设于测发大厅的第一显示器(610)和设于载人舱(150)的第二显示器(620)；所述显示组件至少显示火箭飞行状态，所述的火箭飞行状态包括火箭的经纬度、高度、偏航角度、俯仰角度、速度、物理状态以及对应的箭体舱数画面，所述火箭飞行状态预先设置于显示组件上；

动力组件(800)，用于对指令执行组件进行供电。

2.如权利要求1所述的火箭发射体验系统，其特征在于：所述指令执行组件还包括：

箭体物理状态检测机构，包括设于箭体上的温度传感器和振动强度传感器；

火箭发射状态检测机构，包括检测所述指令执行组件执行时间是否正确的时序测试仪。

3.如权利要求1所述的火箭发射体验系统，其特征在于：

所述传输组件包括第一控制器(410)和第二控制器(420)，所述第一控制器(410)设于地面上，所述第一控制器(410)将接收于所述指令发送组件(500)的指令传输给第二控制器(420)、接收第二控制器(420)的指令处理结果并将指令处理结果传输给第一显示器(610)，所述第二控制器(420)设于箭体上，所述第二控制器(420)将接收于第一控制器(410)的指令传输给指令执行组件并将指令处理结果传输给第一控制器(410)，所述第二显示器(620)接收所述第二控制器(420)的数据；

所述指令发送组件(500)包括设于测发大厅的输入设备。

4.如权利要求3所述的火箭发射体验系统，其特征在于：所述第一控制器(410)和第二控制器(420)通过无线网络连接；并且/或者，所述第一控制器(410)和第二控制器(420)之间依次设有后置交换机(430)、前置交换机(440)和数据传输器(450)，所述数据传输器(450)通过脱拔电缆和箭体上的地接口模拟器连接，所述前置交换机(440)和后置交换机(430)通过双冗余光纤连接。

5.如权利要求1所述的火箭发射体验系统，其特征在于：还包括宇航服检测组件，所述宇航服检测组件包括设于宇航服上的气密性传感器、温度传感器、湿度传感器、压力传感器和氧含量传感器；还包括火箭发射位置检测组件(700)，所述火箭发射位置检测组件(700)包括卫星信号模拟器和转台。

6.如权利要求1所述的火箭发射体验系统，其特征在于：所述装配组件将火箭装配过程传输给显示组件；所述显示组件还包括移动终端设备。

7.火箭发射体验方法，其特征在于：采用了权利要求1-6之一所述的火箭发射体验系统。

8.如权利要求7所述的火箭发射体验方法，其特征在于：在箭体装配室、测发大厅和载人舱(150)中任意几个体验室中进行体验；

箭体装配室中的体验内容有火箭舱段的连接和指令执行组件的装配；

测发大厅中的体验内容有指令发送，所述的指令包括火箭发射状态检测指令、火箭发射指令、火箭入轨精度调节指令、火箭发射位置检测指令、箭体物理状态检测指令和宇航服检测指令；

载人舱(150)中的体验内容有宇航服穿戴、宇航服检测、火箭入轨精度调节和座椅角度变化。

Images