CN118129544A - 适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞、飞机舱盖保护面罩、飞机降落伞伞舱、机载7.4V电源及控制板，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞连接，并放置于飞机降落伞伞舱中，所述飞机舱盖保护面罩安装在飞机降落伞伞舱上；本发明具有调整姿态功能可根据飞机飞行姿态自动修正整机降落伞的弹出方向，使弹出的降落伞始终垂直于地面，进而缩短开伞时间，优化降落过程，提升整机伞降的安全性与实用性。通过本发明可大幅提高整机落伞的助推火箭的使用效率与多功能性，也可大幅度降低使用成本。

Description

适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统

技术领域

本发明涉及通用航空飞行安全技术领域，具体涉及适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统。

背景技术

随着国内外通用航空产业的迅猛发展，轻型电动飞机有着广阔的市场前景，为保证其飞行安全与提高飞行事故的生还率，轻型电动飞机基本都将弹道式整机降落伞作为最后的安全防线。在弹道式整机降落伞中，助推火箭的性能与可靠性对弹道式整机降落伞能否顺利启动具有决定性的作用。

伴随着通用航空器应用的增加，坠毁事故也相应增加，造成重大人员伤亡和财产损失。同时也伴随着航空技术的发展与人们对航空安全的重视度的提高，如何提高飞行事故的生还率就成了一个重要的发展方向。若发生飞行碰撞，机上火灾，舵面卡阻等故障时，整机降落伞几乎成为失事飞机唯一安全着陆的方法。由此可知，弹道式整机降落伞救生系统作为飞行安全的最后一道防线，可大大提升驾驶员和乘客的旅程安全性。在此系统运行过程中，助推火箭作为最先响应的工作模块，在事故发生时，助推火箭在短时间内迅速点火，并将引导伞和主伞顺利拉出。助推火箭的可靠性与功能性在救援过程中均起到了关键性的作用。

故提供一种具有多功能的整机降落伞助推火箭系统及方法是非常有意义的。

发明内容

鉴于此，本发明公开提供了适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，以提高通用航空器飞行的安全性，也可提高助推火箭的多功能性，完善助推火箭的设计应用体系。

本发明的技术方案为：

适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞、飞机舱盖保护面罩、飞机降落伞伞舱、机载7.4V电源及控制板，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞连接，并放置于飞机降落伞伞舱中，所述飞机舱盖保护面罩安装在飞机降落伞伞舱上；

所述助推火箭本体包括火箭头锥、火箭控制板、火箭伞舱、火箭固体火药发动机、火箭可动弹翼；

所述控制板包括主控板、驱动板；

所述控制板、火箭固体火药发动机由机载7.4V电源供电；

所述引导线缆上装有点火头，火箭固体火药发动机通过点火头与机载7.4V电源连接；

所述火箭可动弹翼用于调整火箭姿态，所述火箭可动弹翼舵机的信号端口与主控板的舵机输出接口连接；

所述火箭伞舱用于控制火箭开伞回收，所述火箭伞舱舵机的信号端口与主控板(10)的PWM接口相连接。

优选地，所述主控板包括CH32V103主控芯片、十轴传感器模块、气压计模块、磁力计模块、舵机输出接口、时钟晶振模块以、蜂鸣器及下载串口、PWM接口；

所述驱动板包括电源、MOS点火驱动部以及电池部；

所述电源由两个LDO芯片AMS1117-5.0构成稳压电路，分别输出5V电源为所述火箭可动弹翼的舵机、火箭伞舱的舵机以及主控板进行供电；

所述MOS点火驱动部采用AODA4184 N沟道MOS管驱动，最大支持50A瞬时电流；

所述点火头输入端口与所述MOS点火驱动部的输出端口连接。

优选地，所述助推火箭本体为碳纤维结构，所述整机降落伞由轻质伞布制成。

优选地，所述火箭头锥外形采用冯卡门曲线，其由PLA材料进行3D打印形成，PLA材料表面涂有环氧树脂。

优选地，火箭可动弹翼使用PLA材料通过3D打印进行制作，其翼型使用CLACK Y翼型，通过一字型舵机臂与控制其偏转的舵机连接。

应用适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，包括如下步骤：

S1:机载7.4V电源通过点火头对火箭固体火药发动机进行短接点火，随即助推火箭本体点火起飞与机载7.4V电源断开,使用所述驱动板中的电池部对所述火箭控制板供电；

S2:主控板工作，其中CH32V103C8T6主控芯片通过气压计模块、磁力计模块分别获取高度与航向信息，配合十轴传感器模块采集到的姿态信息进行火箭姿态解算，随即改变控制火箭可动弹翼的舵机驱动信号，通过驱动板)对舵机进行供电，使弹翼进行偏转，改变火箭姿态，使其飞行方向垂直于地面；

S3：根据火箭固体火药发动机中火药的固有燃烧时长，CH32V103C8T6主控芯片通过时钟晶振模块进行计时，在达到整机降落伞全部弹出的时间后随即对所述MOS点火驱动部发出高电平信号对所述引导线缆进行点火，继而烧断助推火箭本体与整机降落伞之间的引导线缆实现火箭与整机降落伞的分离；

S4：所述MOS点火驱动部发出指令，CH32V103主控芯片改变控制火箭伞舱开关舵机的信号使火箭伞舱打开，进而弹出其中的火箭回收降落伞对助推火箭进行回收；

S5：助推助推火箭本体落地，其上的蜂鸣器开启报警，控制板上的LED灯闪烁。

本发明提供的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，该系统中使用固体火箭发动机作为动力，通过CH32V103主控芯片搭配多型传感器得到姿态、高度、航向、时间等信息对其系统进行控制。通过控制舵机的转动使其火箭的可动弹翼进行偏转，实现对火箭姿态进行调整进而使整机降落伞的开伞方向垂直于地面。通过控制驱动点火电路以实现火箭与整机降落伞的分离。通过改变PWM值以实现对火箭伞舱舵机的控制。

本发明相较于传统的无控制助推火箭，具有调整姿态功能可根据飞机飞行姿态自动修正整机降落伞的弹出方向，使弹出的降落伞始终垂直于地面，进而缩短开伞时间，优化降落过程，提升整机伞降的安全性与实用性。除此之外，与整机降落伞分离后的火箭会继续飞行一段时间，随即也可进行自动伞降回收，火箭落地后通过搭载的定位系统可向搜救人员发送坐标信息，同时也通过蜂鸣器进行报警便于失事飞机与助推火箭的搜寻工作，提高搜寻工作的精准性，减少搜寻时间。通过本发明可大幅提高整机落伞的助推火箭的使用效率与多功能性，也可大幅度降低使用成本。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明的公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的整机降落伞助推火箭系统示意图；

图2为本发明所述助推火箭控制板的主控板系统框图；

图3为本发明所述助推火箭控制板的主控板原理图；

图4为本发明所述助推火箭控制板的的驱动板原理图；

图5为本发明所述助推火箭头锥的建模图；

图6为本发明所述助推火箭整体建模图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的系统的例子。

为解决现有整机降落伞助推火箭功能单一，无法控制开伞方向的问题，如图1所示，本实施方案提供一种整机降落伞助推火箭系统，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞6、飞机舱盖保护面罩7、飞机降落伞伞舱8、机载7.4V电源9及控制板2，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞6连接，并放置于飞机降落伞伞舱8中，所述飞机舱盖保护面罩7安装在飞机降落伞伞舱8上；

所述助推火箭本体包括火箭头锥1、火箭控制板2、火箭伞舱3、火箭固体火药发动机4、火箭可动弹翼5；

助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞进行连接并放置在飞机降落伞伞舱中，使用飞机舱盖保护面罩进行保护。

所述控制板2包括主控板10、驱动板11；

采用火箭固体火药发动机4作为动力，所述控制板2、火箭固体火药发动机4由机载7.4V电源9供电；

所述引导线缆上装有点火头，火箭固体火药发动机4通过点火头与机载7.4V电源9连接；以解决供电问题；

所述火箭可动弹翼5用于调整火箭姿态，所述火箭可动弹翼5舵机的信号端口与主控板10的舵机输出接口连接；

所述火箭伞舱3用于控制火箭开伞回收，所述火箭伞舱3舵机的信号端口与主控板10的PWM接口相连接。

所述主控板10包括CH32V103主控芯片、十轴传感器模块、气压计模块、磁力计模块、舵机输出接口、时钟晶振模块以、蜂鸣器及下载串口、PWM接口；

所述驱动板11包括电源、MOS点火驱动部以及电池部111；

所述电源由两个LDO芯片AMS1117-5.0构成稳压电路，分别输出5V电源为所述火箭可动弹翼5的舵机、火箭伞舱3的舵机以及主控板10进行供电；

所述MOS点火驱动部采用AODA4184 N沟道MOS管驱动，最大支持50A瞬时电流；

所述点火头输入端口与所述MOS点火驱动部的输出端口连接。

通过上述控制电路，点火后使用火箭可动弹翼对火箭进行飞行方向自动调整姿态进而对整机降落伞的弹出方向进行修正引导，使其朝着垂直于地面的方向弹出。在火箭完全拉出整机降落伞后通过MOS驱动电路点燃点火头，切断火箭与整机降落伞的引导线缆，进而保证整机降落伞的安全打开。火箭在与整机降落伞分离后通过主控改变PWM值使火箭伞舱舱门的舵机旋转，进而打开舱门弹出火箭降落伞，进行安全回收，落地后发送坐标信息并且蜂鸣器进行报警，以便于搜救人员寻找。

火箭调整姿态通过火箭可动弹翼5进行实现。火箭可动弹翼5使用PLA材料通过3D打印进行制作，其翼型使用CLACK Y翼型。通过一字型舵机臂与控制其偏转的舵机连接。

控制器的型号为CH32V103，舵机的型号为EMS909，姿态传感器型号为ICM20602、AK8975、SPl06。

火箭控制板连接飞机机载7.8V电源，驱动板安装的电池电压为8.4V，舵机输入电压5V,各种传感器供电电压3-5V。

助推火箭箭体材料使用碳纤维材料制作，以满足火箭质量要求与整体所需强度以及可回收多次使用的理念。

箭体材料使用碳纤维材料制作，火箭回收所用降落伞由轻质伞布制成，以满足助推火箭的重复使用要求和轻量化设计理念。

由于其助推火箭的稳定系数与箭体的光滑性有很大的关系，同时考虑到火箭质量与整体所需强度以及可回收多次使用的理念，所以其箭体材料使用碳纤维材料制作，也可兼顾电动飞机轻量化设计的理念。

火箭头锥采用了冯卡门曲线进行设计，材料则使用PLA材料进行3D打印设计，随后再进行表面刷涂环氧树脂进行固化，同时在头锥内部也注入环氧树脂，既可增加头锥强度使之穿透保护面罩，也可增加火箭飞行时的稳定性。

火箭可动弹翼使用PLA材料通过3D打印进行制作，其翼型使用CLACK Y翼型。通过一字型舵机臂安装在舵机上，通过弹翼偏转实现对助推火箭姿态的调整。

火箭动力使用固体火箭发动机，其较液体火箭发动机结构简单、推力大，且固体火箭发动机具有机动性能好、可靠性高、贮存时间长，采购成本低等一系列优势是助推火箭动力的最佳选择。

头锥设计一是为了飞行中减阻的气动需要，二是由于需要在助推火箭发射时穿透保护面罩，所以其采用了冯卡门曲线进行设计，如图5所示。同时为了便于制作与降低成本，材料则使用PLA材料进行3D打印设计，随后再进行表面刷涂环氧树脂进行固化，同时在头锥内部也注入环氧树脂，既可增加头锥强度使之穿透保护面罩，也可增加火箭飞行时的稳定性。

如图6所示，伞绳连接舱部位与电动飞机的降落伞部位连接，通过本实施方案提供的助推火箭系统将电动飞机的降落伞拉出，并实现对助推系统的回收。

应用所述系统一种整机降落伞助推火箭系统，包括如下步骤：

S1：飞机机载7.4V电源对火箭固体火药发动机进行短接点火，随即火箭点火起飞后与飞机机载7.4V电源断开后使用火箭控制板的驱动板中的电池部分进行火箭控制板的供电；

S2：火箭控制板中的主控板进行工作，其中CH32V103C8T6主控芯片通过气压计模块、磁力计模块分别获取高度与航向信息，配合十轴传感器模块采集到的姿态信息进行火箭姿态解算，随即改变控制火箭可动弹翼的舵机驱动信号，通过驱动板对舵机进行供电，进而使弹翼进行偏转，改变火箭姿态，使其飞行方向垂直于地面；

S3：火箭控制板中的主控板进行工作，其中CH32V103C8T6主控芯片通过时钟晶振模块进行计时，在达到整机降落伞全部拉出的时间后随即对驱动板的MOS点火驱动发出高电平使火箭与整机降落伞连接的引导线缆进行点火，继而烧断引导线缆实现火箭与整机降落伞的分离；

S4：火箭控制板中的主控板进行工作，在驱动板的MOS点火驱动指令发出后，随即CH32V103主控芯片改变控制火箭伞舱开关舵机的信号使火箭伞舱打开，进而弹出火箭回收降落伞进行助推火箭的回收；

S5：火箭箭体落地，蜂鸣器开启报警，火箭控制板上的LED灯进行闪烁。

所述舵机采用PWM控制，姿态控制使用模糊PID算法。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (6)

1.适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞(6)、飞机舱盖保护面罩(7)、飞机降落伞伞舱(8)、机载7.4V电源(9)及控制板(2)，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞(6)连接，并放置于飞机降落伞伞舱(8)中，所述飞机舱盖保护面罩(7)安装在飞机降落伞伞舱(8)上；

所述助推火箭本体包括火箭头锥(1)、火箭控制板(2)、火箭伞舱(3)、火箭固体火药发动机(4)、火箭可动弹翼(5)；

所述控制板(2)包括主控板(10)、驱动板(11)；

所述控制板(2)、火箭固体火药发动机(4)由机载7.4V电源(9)供电；

所述引导线缆上装有点火头，火箭固体火药发动机(4)通过点火头与机载7.4V电源(9)连接；

所述火箭可动弹翼(5)用于调整火箭姿态，所述火箭可动弹翼(5)舵机的信号端口与主控板(10)的舵机输出接口连接；

所述火箭伞舱(3)用于控制火箭开伞回收，所述火箭伞舱(3)舵机的信号端口与主控板(10)的PWM接口相连接。

2.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，

所述主控板(10)包括CH32V103主控芯片、十轴传感器模块、气压计模块、磁力计模块、舵机输出接口、时钟晶振模块以、蜂鸣器及下载串口、PWM接口；

所述驱动板(11)包括电源、MOS点火驱动部以及电池部；

所述电源由两个LDO芯片AMS1117-5.0构成稳压电路，分别输出5V电源为所述火箭可动弹翼(5)的舵机、火箭伞舱(3)的舵机以及主控板(10)进行供电；

所述MOS点火驱动部采用AODA4184 N沟道MOS管驱动，最大支持50A瞬时电流；

所述点火头输入端口与所述MOS点火驱动部的输出端口连接。

3.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，所述助推火箭本体为碳纤维结构，所述整机降落伞(6)由轻质伞布制成。

4.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，所述火箭头锥(1)外形采用冯卡门曲线，其由PLA材料进行3D打印形成，PLA材料表面涂有环氧树脂。

5.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，

火箭可动弹翼(5)使用PLA材料通过3D打印进行制作，其翼型使用CLACK Y翼型，通过一字型舵机臂与控制其偏转的舵机连接。

6.应用权利要求1-5所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，包括如下步骤：

S1:机载7.4V电源(9)通过点火头对火箭固体火药发动机(4)进行短接点火，随即助推火箭本体点火起飞与机载7.4V电源(9)断开,使用所述驱动板(11)中的电池部对所述火箭控制板(2)供电；

S2:主控板(10)工作，其中CH32V103C8T6主控芯片通过气压计模块、磁力计模块分别获取高度与航向信息，配合十轴传感器模块采集到的姿态信息进行火箭姿态解算，随即改变控制火箭可动弹翼(5)的舵机驱动信号，通过驱动板(11)对舵机进行供电，使弹翼进行偏转，改变火箭姿态，使其飞行方向垂直于地面；

S3：根据火箭固体火药发动机中火药的固有燃烧时长，CH32V103C8T6主控芯片通过时钟晶振模块进行计时，在达到整机降落伞(6)全部弹出的时间后随即对所述MOS点火驱动部发出高电平信号对所述引导线缆进行点火，继而烧断助推火箭本体与整机降落伞之间的引导线缆实现火箭与整机降落伞的分离；

S4：所述MOS点火驱动部发出指令，CH32V103主控芯片改变控制火箭伞舱(3)开关舵机的信号使火箭伞舱(3)打开，进而弹出其中的火箭回收降落伞对助推火箭进行回收；

S5：助推助推火箭本体落地，其上的蜂鸣器开启报警，控制板(2)上的LED灯闪烁。