CN113916065A - 一种基于涵道发动机的可回收小型火箭及其升降方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于涵道发动机的可回收小型火箭及其升降方法，该火箭包括舵机、涵道发动机、姿态测量装置、计算机、电池、火箭壳体、支腿机构和降落伞；涵道发动机同轴安装在火箭壳体的尾部，四个以上舵机安装在涵道发动机的出口下方；火箭壳体内安装有姿态测量装置、计算机、载荷和电池，姿态测量装置用于测量小型火箭的姿态角、角速度、速度、位置和加速度，供计算机进行解算；计算机根据解算后的信息控制涵道发动机的转速和舵机的偏转角度,同时控制支腿机构的展开；电池给小型火箭各用电部件供电；降落伞折叠设置在火箭壳体的中部外表面上，设定情况下展开以回收火箭；其升降方法能推动小型火箭垂直起降、控制火箭起降过程中的姿态稳定性。
Description
技术领域
本发明涉及小型火箭技术领域，具体涉及一种基于涵道发动机的可回收小型火箭及其升降方法。
背景技术
现有小型火箭的动力装置一般采用液体发动机或固体发动机等带有火工品的发动机作为动力来源，用以提供飞行所需速度。同时，在小型火箭上升到指定高度完成任务后，进行自由落体或通过降落伞进行回收。
主要存在以下问题：
(1)液体发动机或固体发动机等均带有火工品，在生产、加工、贮存、使用中需要各项安全措施并多有不便；
(2)现有发动机由于采用火工品，生产成本较高，不利于产品低成本化；
(3)针对小型火箭可能出现的小尺寸、长时间工作的情况，现有发动机由于工作原理限制，实现难度较大；
(4)由于后半程采用自由落体或者进行伞降回收，小型火箭的落点受外界影响较大，落点不可控；
(5)落地后的小型火箭一般受损严重，再次重复利用的可能性极低，造成了任务成本过高。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于涵道发动机的可回收小型火箭，采用涵道发动机作为动力，带有可展开的降落伞和支腿机构，可实现垂直起飞、稳定的垂直降落以及设定情况下的伞降回收；同时，火箭不使用火工品作为推进剂，安全可靠；本发明提供了一种基于涵道发动机的可回收小型火箭的升降方法，采用涵道发动机作为动力，能够推动小型火箭垂直起降，采用舵机能够有效控制火箭起降过程中的姿态稳定性，采用支腿机构能够有效稳定火箭降落的姿态稳定性，且在升降过程中出现异常情况可通过降落伞稳定回收小型火箭。
本发明的技术方案为：一种基于涵道发动机的可回收小型火箭，包括：舵机、涵道发动机、姿态测量装置、计算机、电池、火箭壳体、支腿机构和降落伞；
所述涵道发动机同轴安装在火箭壳体的尾部，四个以上舵机安装在涵道发动机的出口下方，通过偏转舵机的舵片以对小型火箭姿态进行控制；其中，每个舵机的下端外表面设有一个支腿机构，用于小型火箭落地过程中稳定姿态；
所述火箭壳体内安装有姿态测量装置、计算机、载荷和电池，姿态测量装置用于测量小型火箭的姿态角、角速度、速度、位置和加速度，供计算机进行解算；计算机根据解算后的信息来控制涵道发动机的转速和舵机的偏转角度,同时负责控制支腿机构的展开；电池用于给小型火箭各用电部件供电，并通过小型火箭上的接口进行充电；
所述降落伞折叠设置在火箭壳体的中部外表面上，设定情况下展开以回收该小型火箭。
优选地，所述涵道发动机的出口下方沿周向均匀设置四个舵机。
优选地，所述火箭壳体可拆卸。
优选地，所述姿态测量装置、计算机、载荷和电池通过支撑结构安装在火箭壳体内。
优选地，所述降落伞包括：电机、拨杆和伞包，电机设置在火箭壳体内部的支撑结构上，电机上设有凸起，初始时，拨杆的一端抵触在电机的凸起上，另一端将伞包限制在设定位置处；当需要开伞时，电机拨动拨杆，松开伞包，伞包弹出并展开，用于回收该小型火箭。
优选地，所述支腿机构包括：电磁铁Ⅰ、弹簧、电磁铁Ⅱ和支杆；支杆一端铰接在舵机的下端外表面，另一端与弹簧一端铰接，弹簧的另一端铰接在舵机的上端外表面，弹簧与舵机铰接点以上设置电磁铁Ⅰ，弹簧与支杆铰接点以上设置电磁铁Ⅱ，在小型火箭降落前，弹簧由电磁铁Ⅰ和电磁铁Ⅱ保持压缩预紧状态，带动支杆处于收起状态，当收到计算机发出的展开指令后，电磁铁Ⅰ和电磁铁Ⅱ的磁力消失，预紧的弹簧将支杆推开到位。
优选地，所述舵机由舵机电机和舵片组成，所述舵机电机的扭矩和舵片大小由涵道发动机的推力大小确定。
一种基于涵道发动机的可回收小型火箭的升降方法，采用前述的火箭，包括以下步骤：
步骤一：将火箭放置好并按下启动开关，使火箭点火通路接通；
步骤二：判断箭上电池电压是否低于设定值，当箭上电池电压不低于设定值时，进行击发发射，并转入步骤三；否则，提示无法发射；
步骤三：进行10秒倒数报时，到0秒后提示发射并启动涵道发动机，涵道发动机工作后推动火箭垂直上升；
步骤四：计算机依据姿态测量装置测量的信息进行舵指令解算，从而控制舵机偏转以保证箭体姿态稳定，同时，控制涵道发动机中电机转速以调整飞行速度；
步骤五：判断火箭姿态是否失稳，若火箭姿态失稳，则弹出降落伞，使涵道发动机停机，火箭降落并断电；若火箭姿态未失稳，则转入步骤六；
步骤六：判断火箭是否到达指定高度，当到达指定高度后，火箭保持悬停，之后通过计算机调整涵道发动机的转速，使火箭垂直降落，返回发射点，计算机发出展开指令，支腿机构展开到位，然后火箭断电并提示，工作结束；否则，返回步骤四。
优选地，所述步骤六中，火箭垂直降落过程中需判断火箭姿态失稳情况，失稳时，弹出降落伞，使涵道发动机停机，火箭降落并断电；否则，将火箭返回发射点。
有益效果：
1、本发明的可回收小型火箭，第一，采用涵道发动机作为动力，带有可展开的降落伞和支撑机构，在降落时将支撑机构展开能够有效提高稳定性，当发生姿态失稳等特殊情况时可弹出降落伞，由降落伞实现小型火箭的回收工作，从而可实现垂直起飞、稳定的垂直降落以及设定情况下的伞降回收；第二，火箭不使用火工品作为推进剂，在生产、加工、贮存、使用中均不必考虑火工品，安全可靠，该小型火箭使用可充电电池，回收后可反复充电，重复使用；第三，简化了生产流程，元器件可采购现有产品或采用3D打印、模具等进行生产，有利于产品低成本化；第四，支腿机构提高了大长细比火箭落地时的稳定性，避免了小型火箭箭体结构在落地过程中可能发生的损坏，提高了使用寿命；第五，可扩展性强，能够搭配各种载荷实现不同功能，既能用于教育、科研等领域，也可实现如气象探测等用途。
2、本发明中通过在涵道发动机的出口下方沿周向均匀布置四个舵机，能够保证稳定控制小型火箭的姿态。
3、本发明中火箭壳体的可拆卸设计，有利于姿态测量装置、计算机、载荷和电池等快速装入火箭壳体，且便于载荷的任意更换。
4、本发明中降落伞的具体设计，结构简单，工作可靠性高，便于快速控制伞包的弹出。
5、本发明中支腿机构的具体设计，既能够保证小型火箭降落前将支杆有效收起，又能够在收到展开指令后快速将支杆展开到位，以起到稳定小型火箭姿态的作用。
6、本发明小型火箭的升降方法，采用涵道发动机作为动力，能够推动小型火箭垂直起降，采用舵机能够有效控制火箭起降过程中的姿态稳定性；同时，在该小型火箭到达指定高度之前和到达直定高度之后分别对火箭姿态进行失稳判断，失稳时及时通过降落伞将小型火箭进行回收，有利于避免小型火箭可能发生的安全事故。
附图说明
图1为本发明小型火箭的整体示意图。
图2为本发明中涵道发动机的结构示意图。
图3为本发明中舵机的排布图。
图4为本发明中降落伞的结构示意图。
图5为本发明中支腿机构的结构示意图。
图6为本发明小型火箭的工作流程图。
其中，1-舵机，2-涵道发动机，3-火箭壳体，4-支腿机构，5-降落伞，11-电机，12-拨杆，13-伞包，41-电磁铁Ⅰ，42-弹簧，43-电磁铁Ⅱ，44-支杆。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
实施例1：
本实施例提供了一种基于涵道发动机的可回收小型火箭，采用涵道发动机作为动力，带有可展开的降落伞和支腿机构，可实现垂直起飞、稳定的垂直降落以及设定情况下的伞降回收；同时，火箭不使用火工品作为推进剂，安全可靠。
如图1所示，该小型火箭包括：舵机1、涵道发动机2、姿态测量装置、计算机、电池、火箭壳体3、支腿机构4和降落伞5；
火箭壳体3用于安装小型火箭的各部件，同时提供小型火箭所需的气动外形；涵道发动机2(如图2所示)同轴安装在火箭壳体3的尾部，四个以上舵机1安装在涵道发动机2的出口下方(如图3所示，优选涵道发动机2的出口下方沿周向均匀设置四个舵机1，以保证稳定控制小型火箭的姿态)，通过偏转舵机1的舵片能够为小型火箭姿态控制提供控制力和力矩；
姿态测量装置、计算机、载荷和电池一同安装于火箭壳体3内，姿态测量装置负责测量小型火箭的姿态角、角速度、速度、位置和加速度等信息，供计算机进行解算；计算机负责根据姿态测量装置测量得到的信息来控制涵道发动机2的转速和舵机1的偏转角度，同时负责控制支腿机构4的展开，实现小型火箭的信息交互；电池用于给小型火箭各用电部件(舵机1、涵道发动机2、计算机、姿态测量装置及用电的载荷)进行供电，并可以通过小型火箭上的接口直接进行充电，实现小型火箭的重复飞行和利用；
每个舵机1的下端外表面设有一个支腿机构4，用于小型火箭落地过程中稳定姿态；降落伞5折叠设置在火箭壳体3的中部外表面上，设定情况下可展开以回收该小型火箭。
该小型火箭的工作原理为：飞行前，小型火箭首先进行上电，然后在计算机控制下涵道发动机2工作，通过调整转速产生不同大小推力，推动小型火箭垂直上升；之后舵机1依据计算机的指令控制小型火箭的姿态，保证小型火箭按照预定的姿态角进行飞行；当需要返回时，降低涵道发动机2的转速，同时，通过舵机1控制小型火箭的姿态以及展开支腿机构4来保证其平稳落地；当出现异常情况时，降落伞5展开进行火箭整体回收。
当电池电压不足时，可对电池进行充电，不需要进行产品拆解等操作，完成充电后可继续重复使用。
本实施例中，涵道发动机2包括：电机、电调、风扇和涵道结构，电机、电调和风扇安装在一起后共同放置于涵道结构中，通过不同的风扇转速来产生不同的推力，用以推动该小型火箭飞行。
本实施例中，姿态测量装置、计算机、载荷和电池通过支撑结构安装在火箭壳体3内。
本实施例中，如图4所示，降落伞5包括：电机11、拨杆12和伞包13，电机11设置在火箭壳体3内部的支撑结构上，电机11上设有凸起，初始时，拨杆12的一端抵触在电机11的凸起上，另一端将伞包13限制在设定位置处；当需要开伞时，电机11拨动拨杆12，松开伞包13，伞包13弹出并逐渐展开，以便于回收该小型火箭。
本实施例中，如图5所示，支腿机构4包括：电磁铁Ⅰ41、弹簧42、电磁铁Ⅱ43和支杆44；支杆44一端铰接在舵机1的下端外表面，另一端与弹簧42一端铰接，弹簧42的另一端铰接在舵机1的上端外表面，支杆44、弹簧42和舵机1共同组成三连杆机构，弹簧42与舵机1外表面铰接点以上设置电磁铁Ⅰ41，弹簧42与支杆44铰接点以上设置电磁铁Ⅱ43，在小型火箭降落前，弹簧42由电磁铁Ⅰ41和电磁铁Ⅱ43保持压缩预紧状态，带动支杆44处于收起状态，当收到计算机发出的展开指令后，电磁铁Ⅰ41和电磁铁Ⅱ43的磁力消失，预紧的弹簧42将支杆44逐渐推开到位，起到稳定小型火箭姿态的作用；其中，依据弹簧42的弹力与电磁铁Ⅰ41和电磁铁Ⅱ43的磁力之间的对应关系选择合适的弹簧42、电磁铁Ⅰ41和电磁铁Ⅱ43，保证弹簧42能够可靠压缩、可靠弹开。
本实施例中，火箭壳体3可拆卸，以便于更换载荷。
本实施例中，依据火箭壳体3的外径以及预设的小型火箭总重量选择涵道发动机2。
本实施例中，根据涵道发动机2的推力大小选择设定扭矩的舵机电机，并对舵机1的舵片大小进行选择，以保证在要求的舵偏角范围内能提供需求的控制力矩和控制力；其中，舵机电机和舵片共同组成舵机1。
本实施例中，依据小型火箭设计状态下的最大姿态角范围、角速度范围、加速度范围选择设定的姿态测量装置。
本实施例中，依据涵道发动机2、舵机1、姿态测量装置、计算机等的耗电量以及最大电流选择电池，同时需保证电池能够满足小型火箭的工作时间要求。
实施例2：
该小型火箭的升降方法为：如图6所示，包括以下步骤：
步骤一：将火箭放置好并按下启动开关，使火箭点火通路接通；
步骤二：判断箭上电池电压是否低于设定值，当箭上电池电压不低于设定值时，满足发射条件对应的电池电压(正常电压)，判定火箭可以进行击发发射，并转入步骤三；否则，提示无法发射；
步骤三：进行10秒倒数报时，到0秒后提示发射并进行发动机启动操作，涵道发动机2工作后推动火箭垂直上升；
步骤四：计算机依据姿态测量装置测量的信息进行舵指令解算，从而控制舵机1偏转以保证箭体姿态稳定，同时，控制涵道发动机2中电机转速以调整飞行速度；
步骤五：判断火箭姿态是否失稳，若火箭姿态失稳，则弹出降落伞5，使涵道发动机2停机，火箭降落并断电；若火箭姿态未失稳，则转入步骤六；
步骤六：判断火箭是否到达指定高度，当到达指定高度后，火箭保持一定悬停，之后通过计算机调整涵道发动机2的转速，使火箭垂直降落，返回发射点附近，计算机发出展开指令，支腿机构4展开到位，然后火箭断电并提示，工作结束；否则，返回步骤四。
本实施例中，步骤六中，火箭垂直降落过程中需判断火箭姿态失稳情况，失稳时，弹出降落伞5，使涵道发动机2停机，火箭降落并断电；否则，将火箭返回发射点。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，包括：舵机(1)、涵道发动机(2)、姿态测量装置、计算机、电池、火箭壳体(3)、支腿机构(4)和降落伞(5)；
所述涵道发动机(2)同轴安装在火箭壳体(3)的尾部，四个以上舵机(1)安装在涵道发动机(2)的出口下方，通过偏转舵机(1)的舵片以对小型火箭姿态进行控制；其中，每个舵机(1)的下端外表面设有一个支腿机构(4)，用于小型火箭落地过程中稳定姿态；
所述火箭壳体(3)内安装有姿态测量装置、计算机、载荷和电池，姿态测量装置用于测量小型火箭的姿态角、角速度、速度、位置和加速度，供计算机进行解算；计算机根据解算后的信息来控制涵道发动机(2)的转速和舵机(1)的偏转角度,同时负责控制支腿机构(4)的展开；电池用于给小型火箭各用电部件供电，并通过小型火箭上的接口进行充电；
所述降落伞(5)折叠设置在火箭壳体(3)的中部外表面上，设定情况下展开以回收该小型火箭。
2.如权利要求1所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述涵道发动机(2)的出口下方沿周向均匀设置四个舵机(1)。
3.如权利要求1所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述火箭壳体(3)可拆卸。
4.如权利要求1所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述姿态测量装置、计算机、载荷和电池通过支撑结构安装在火箭壳体(3)内。
5.如权利要求4所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述降落伞(5)包括：电机(11)、拨杆(12)和伞包(13)，电机(11)设置在火箭壳体(3)内部的支撑结构上，电机(11)上设有凸起，初始时，拨杆(12)的一端抵触在电机(11)的凸起上，另一端将伞包(13)限制在设定位置处；当需要开伞时，电机(11)拨动拨杆(12)，松开伞包(13)，伞包(13)弹出并展开，用于回收该小型火箭。
6.如权利要求1-5中任意一项所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述支腿机构(4)包括：电磁铁Ⅰ(41)、弹簧(42)、电磁铁Ⅱ(43)和支杆(44)；支杆(44)一端铰接在舵机(1)的下端外表面，另一端与弹簧(42)一端铰接，弹簧(42)的另一端铰接在舵机(1)的上端外表面，弹簧(42)与舵机(1)铰接点以上设置电磁铁Ⅰ(41)，弹簧(42)与支杆(44)铰接点以上设置电磁铁Ⅱ(43)，在小型火箭降落前，弹簧(42)由电磁铁Ⅰ(41)和电磁铁Ⅱ(43)保持压缩预紧状态，带动支杆(44)处于收起状态，当收到计算机发出的展开指令后，电磁铁Ⅰ(41)和电磁铁Ⅱ(43)的磁力消失，预紧的弹簧(42)将支杆(44)推开到位。
7.如权利要求1-5中任意一项所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭，其特征在于，所述舵机(1)由舵机电机和舵片组成，所述舵机电机的扭矩和舵片大小由涵道发动机(2)的推力大小确定。
8.一种基于涵道发动机的可回收小型火箭的升降方法，其特征在于，采用如权利要求1所述的火箭，包括以下步骤：
步骤一：将火箭放置好并按下启动开关，使火箭点火通路接通；
步骤二：判断箭上电池电压是否低于设定值，当箭上电池电压不低于设定值时，进行击发发射，并转入步骤三；否则，提示无法发射；
步骤三：进行10秒倒数报时，到0秒后提示发射并启动涵道发动机(2)，涵道发动机(2)工作后推动火箭垂直上升；
步骤四：计算机依据姿态测量装置测量的信息进行舵指令解算，从而控制舵机(1)偏转以保证箭体姿态稳定，同时，控制涵道发动机(2)中电机转速以调整飞行速度；
步骤五：判断火箭姿态是否失稳，若火箭姿态失稳，则弹出降落伞(5)，使涵道发动机(2)停机，火箭降落并断电；若火箭姿态未失稳，则转入步骤六；
步骤六：判断火箭是否到达指定高度，当到达指定高度后，火箭保持悬停，之后通过计算机调整涵道发动机(2)的转速，使火箭垂直降落，返回发射点，计算机发出展开指令，支腿机构(4)展开到位，然后火箭断电并提示，工作结束；否则，返回步骤四。
9.如权利要求8所述的基于涵道发动机的可回收小型火箭的升降方法，其特征在于，所述步骤六中，火箭垂直降落过程中需判断火箭姿态失稳情况，失稳时，弹出降落伞(5)，使涵道发动机(2)停机，火箭降落并断电；否则，将火箭返回发射点。
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2021
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