CN201540375U - 低空探空火箭 - Google Patents

Abstract

一种低空探空火箭，在仪器舱(1)内置探空仪(2)。仪器舱壳体上均布有导气板(10)的张开孔。导气底座组件位于仪器舱壳体(11)内；由滑瓦(15)构成的伞盒位于伞舱中部；滑瓦一端与仪器舱(1)的底部对接，另一端与活塞(19)对接；伞舱壳体(14)前端有两个泄压孔伞舱底座组件与伞舱壳体套接；活塞组件后端与伞舱底座组件前端对接。点火触片(4)位于伞舱底座两侧，通过导线与弹体内部点火线路连接；延期索(22)位于伞舱底座(21)内，并通过挡片(24)密封；伞舱底座(21)与发动机连接。本实用新型有效的克服了现有技术中结构质量轻、稳定性差的缺陷。

Description

低空探空火箭

技术领域

本发明涉及低空大气物理探测的探测工具，具体是一种低空探空火箭。

背景技术

目前，在探测高度0-1000m的探空作业，国内外主要采用探空气球携带相关仪器来完成，采用火箭作为探空仪器运载工具，可以克服气球升空速度慢，随风飘移严重等问题，能够快速获取所在区域0-1000m大气物理参数。国外用于低空探空火箭主要有”维萨拉”探空火箭，它是一种为美国海军研制的下落式探空仪，可以通过火箭发射后快速开伞，在中等风力下提供从1Km高度到地面的高分辨率PTU(压力、温度、湿度)测量分布图。现在我国气象测量船上主要使用进口的维萨拉探空火箭。国内目前还没有相关产品，但已有数家单位展开研制工作。

由于维萨拉采用模型火箭作为探空仪载体，箭体主要为纸质，结构质量轻，稳定性差，所以受海面气象条件影响较为严重。在有风及船只航行过程中发射时，受侧向风及船体晃动影响，火箭极易偏离原定射向，出现斜飞，导致探空仪器不能被送达指定高度，严重时威胁到舰上人员的人身安全。在具海军南海舰队统计，维萨拉探空火箭发射成功率小于70％。气象探测部门迫切需求一种探测精度高、发射可靠性高的低空探空火箭，用于取代现在正在使用的产品。

发明内容

为克服现有技术中存在的结构质量轻、稳定性差，易受客观条件影响的不足，本发明提出了一种低空探空火箭。

本发明包括仪器舱，伞舱，发动机和尾翼，探空仪置于仪器舱内，用于探测仪器所在高度的温度、湿度及气压等大气物理参数。仪器舱位于火箭的头部，与伞舱采用紧配合套接方式连接，伞舱后端与发动机前端采用螺纹连接，尾翼粘接在发动机后端喷管处。其特征在于：

所述的仪器舱的头锥的锥头端中心有放置天线的盲孔；仪器舱壳体一端外圆周表面有用于连接头锥的外螺纹，环仪器舱壳体另一端圆周表面均匀分布有四个矩形的孔，该孔贯通仪器舱壳体壳体，并且孔的长度与宽度须满足导气板张开的需要；仪器舱壳体的内孔为通孔；仪器舱壳体圆周有四个矩形孔一端的内孔为内孔的直径同导气底座的外径；在该端仪器舱壳体的壳体上有两个对称分布的通孔，用于安装连接降落伞的圆柱销；

所述的仪器天线位于仪器舱一端，仪器安装在仪器舱中部，传感器位于仪器舱另一端；导气底座中心有贯通的气流通孔。在导气底座一端端面上均布有四对支耳，每对支耳之间安有导气板和扭簧。导气板通过下端的支耳用钢轴安装在导气底座一端支耳上；导气板在扭簧的作用下能够绕轴旋转。

所述的导气底座组件被安装在仪器舱壳体圆周表面有四个矩形孔一端内部，并使四个导气板分别与四个矩形孔位置对应。伞舱中部为伞盒，伞盒由两片板状滑瓦构成，并且滑瓦的弧度为178°；滑瓦一端与仪器舱的底部对接，另一端与活塞对接；大降落伞与仪器舱1通过圆柱销连接，小降落伞与活塞通过连接螺栓连接；

所述的伞舱壳体前端有两个泄压孔伞舱底座组件与伞舱壳体套接；活塞组件后端与伞舱底座组件前端对接。环活塞圆周表面有两个平行的活塞环槽；两个活塞环分别安装在活塞表面两个凹槽内；安装时斜边朝向活塞前进方向，并且两个活塞环上的缺口相互错开180°。

所述的伞舱底座另一端的端面有开伞剂槽，槽上有圆形挡片；点火触片粘接在伞舱底座最大外径处圆周的两侧，通过导线与弹体内部点火线路连接；延期索粘接在伞舱底座两个台阶孔内；并通过圆形挡片密封；伞舱底座一端通过螺纹与发动机连接。

本发明中，开伞剂槽的槽底部有延期索的安装孔和用于装填开伞剂的工艺孔。仪器舱表面留有仪器开关及充电孔。导气底座两端端面均为内凹的锥形孔。

在进行开伞动作时，延期索点燃开伞剂，开伞剂产生的燃气压力使活塞组件前移，活塞运动过程中，推动伞盒以及套接与伞舱壳体前端的仪器舱，并使其与伞舱脱离，达到开伞目的。大降落伞张开带仪器舱下降，并在下降过程中采集数据。活塞组件移动至伞舱壳体前段内径收缩处被强制停止，多余燃气从泄压孔排除，连接于活塞组件上的小降落伞打开，带残骸飘落。

本发明在满足产品使用性能的前提下，采用小型化机构设计，在增加火箭质量与增强结构强度的同时，保证火箭体积不会过大而影响使用及勤务处理。

本发明采用带气流加速功能的结构设计，使传感器在充分接触到外界空气的同时，受到仪器舱结构的保护，而且避免了阳光照射对传感器的影响。

本发明采用带活塞环的活塞开伞方式，在开伞过程中，伞衣充气方向与飞行方向一致，避免了伞绳缠绕，提高了可靠性，该开伞方式体积小，开伞剂装填量少，提高了产品储运性能。

四附图说明

附图1是箭体结构示意图；

附图2是点火触片结构示意图；

附图3是仪器舱结构示意图；

附图4是仪器舱壳体结构示意图；

附图5导气底座组件结构示意图

附图6是导气底座结构示意图；

附图7是导气底座结构示意图的侧视图；

附图8导气板的结构示意图，其中，a是导气板的主视图，b导气板的侧视图；

附图9是伞舱结构示意图；

附图10是伞舱底座截面图；

附图11伞舱底座组件结构示意图；

附图12活塞组件结构示意图；

附图13活塞环结构示意图，其中，a是活塞环的截面图，b是活塞环的俯视图。

附图中：

1.仪器舱       2.探空仪     3.伞舱      4.点火触片     5.发动机

6.尾翼         7.传感器     8.导气底座  9.扭簧         10.导气板

11.仪器舱壳体  12.头锥      13.天线     14.伞舱壳体    15.滑瓦

16.大降落伞    17.小降落伞  18.活塞环   19.活塞        20.伞舱底座

21.伞舱底座    22.延期索    23.开伞剂   24.圆形挡片    25.活塞组件

26.连接螺栓

具体实施方式

如图1所示。本实施例包括仪器舱1，伞舱3，发动机5和尾翼6，并在仪器舱1内置探空仪2，用于探测仪器所在高度的温度、湿度及气压等大气物理参数。仪器舱1位于火箭的头部，与伞舱3采用紧配合套接方式连接，伞舱3后端与发动机5前端采用螺纹连接，尾翼6粘接在发动机5后端喷管处。

如图3和图4所示。仪器舱包括头锥12、探空仪2、仪器舱壳体11和导气底座8构成。头锥12为曲面锥体；头锥12的圆柱段一端中心有孔，该孔的孔壁有内螺纹，用于与仪器舱壳体11连接。头锥12的锥头端中心有放置天线13的盲孔。

仪器舱壳体11为中部外径大，两端外径小的阶梯状圆筒；仪器舱壳体11一端凹台阶的表面有外螺纹，用于连接头锥；环仪器舱壳体11另一端凹台阶的圆周表面均匀分布有四个矩形的孔，该孔贯通仪器舱壳体11壳体，并且孔的长度与宽度须满足导气板10张开的需要。仪器舱壳体11的内孔为通孔；仪器舱壳体11的一端内孔为等径孔，直径与仪器壳体外径相同；仪器舱壳体11圆周有四个矩形孔一端的内孔为三级台阶状，并且台阶状内孔的直径同导气底座8的外径，安装时直径最大台阶与导气底座下端台阶配合；在该端仪器舱壳体11的壳体上有两个对称分布的通孔，用于安装连接降落伞的圆柱销。

仪器舱1采用可拆卸结构，头锥12与壳体11通过螺纹连接，拆下头锥12后，仪器2能够从仪器舱1该端内孔的端口取出或装入；仪器天线13位于仪器舱1一端，仪器2安装在仪器舱1中部，传感器7位于仪器舱1另一端；仪器舱1表面留有仪器2开关及充电孔。

如图6至图8所示。仪器舱1安装有传感器7一端采用气流加速结构。该结构包括导气底座8、扭簧9和导气板10。

导气板10安装在导气底座8上。导气底座8为中空回转体。导气底座8两端端面均为内凹的锥形孔，两端的锥形孔之间贯通，用于气流通过。在导气底座8一端端面上均布有四对支耳，每对支耳之间安有导气板10和扭簧9。导气板10有四块；导气板10是一块两侧有三角形侧板的塑料板；导气板10的下端有两个带有通孔的支耳，通过该支耳，用钢轴将导气板10安装在导气底座8的支耳上，并且导气板10在扭簧9的作用下能够绕轴旋转。导气底座组件被安装在仪器舱壳体11圆周表面有四个矩形孔一端内部，并使四个导气板10分别与四个矩形孔位置对应；用圆柱销将导气底座组件固定。开伞过程中，仪器舱1被活塞19推出后，四个导气板10在扭簧9的作用下打开，形成四个进气口，与导气底座8中心出气孔形成完整气流加速通道。进气口方向朝向下降方向。传感器7位于仪器舱壳体11有矩形孔一端内孔中央，受导气板10及仪器舱壳体保护，在工作过程中避免传感器结构被破坏。

如图9至图11所示。伞舱3位于火箭中部，包括伞舱壳体14、滑瓦15、大降落伞16、小降落伞17、活塞组件和伞舱底座组件。

伞舱壳体14为薄壁圆筒，其内孔为台阶孔。伞舱壳体14一端内孔直径小，另一端内孔直径大。伞舱中部为伞盒，在伞盒内装有大降落伞16和小降落伞17；伞盒由两片圆弧型板状滑瓦15构成，并且滑瓦的弧度为178°。滑瓦一端与仪器舱1的底部对接，另一端与活塞19对接。大降落伞16与仪器舱1通过圆柱销连接，小降落伞17与活塞25通过连接螺栓26连接。

伞舱壳体14前端有两个泄压孔。伞舱底座组件与伞舱壳体14套接，并用两个圆柱销加固，活塞组件后端与伞舱底座组件前端对接。

如图12所示。活塞组件25包括活塞19与活塞环18。活塞19为中空回转体；在活塞19的一端有台阶孔；环活塞19圆周表面有两个平行的凹槽。

如图13所示。活塞环18有两个，均为带缺口的钢制圆环，截面为梯形。两个活塞环18分别安装在活塞19表面两个凹槽内；安装时斜边朝向活塞前进方向，并且两个活塞环18上的缺口相互错开180°。活塞环的作用是为了防止开伞剂23产生的燃气通过活塞19与伞舱壳体14之间的缝隙。

如图9和图10所示。伞舱底座组件包括伞舱底座21、点火触片4、延期索22、开伞剂23和圆形挡片24。

伞舱底座21为外圆表面为阶梯状的回转体。在伞舱底座21一端端面中心有阶梯内孔，该阶梯内孔大内径一段与发动机前端圆柱段配合，小内径段有用于与发动机连接的内螺纹。伞舱底座21另一端的端面有用于存放开伞剂的环形槽，槽横截面为矩形，伞舱底座21有环形槽一端端面上覆盖有圆形挡片24；在槽底部均布三个孔，其中两个是用于安装延期索的台阶孔，另外一个是用于装填开伞剂的工艺孔。圆弧形片状的点火触片4粘接在伞舱底座最大外径处圆周的两侧，通过导线与弹体内部点火线路连接；延期索22粘接于伞舱底座21两个台阶孔内，开伞剂23通过工艺孔装入伞舱底座21前端的环形槽内，并通过圆形挡片24密封。伞舱底座21一端通过螺纹与发动机连接。

在进行开伞动作时，延期索22点燃开伞剂23，开伞剂23产生的燃气压力使活塞组件前移，活塞运动过程中，推动伞盒以及套接与伞舱壳体14前端的仪器舱，并使其与伞舱脱离，达到开伞目的。大降落伞张开带仪器舱下降，并在下降过程中采集数据。活塞组件移动至伞舱壳体前段内径收缩处被强制停止，多余燃气从泄压孔排除，连接于活塞组件上的小降落伞打开，带残骸飘落。

Claims (4)

1.一种低空探空火箭，包括仪器舱(1)、伞舱(3)、发动机(5)和尾翼(6)，并在仪器舱(1)内置探空仪(2)，仪器舱(1)位于火箭的头部，与伞舱(3)采用紧配合套接方式连接，伞舱(3)后端与发动机(5)前端采用螺纹连接，尾翼(6)粘接在发动机(5)后端喷管处；其特征在于，

a.所述的仪器舱的头锥(12)锥头端中心有放置天线(13)的盲孔；仪器舱壳体(11)一端外圆周表面有用于连接头锥的外螺纹，环仪器舱壳体(11)另一端圆周表面均匀分布有四个矩形的孔，该孔贯通仪器舱壳体(11)壳体，并且孔的长度与宽度须满足导气板(10)张开的需要；仪器舱壳体(11)的内孔为通孔；仪器舱壳体(11)圆周有四个矩形孔一端的内孔为内孔的直径同导气底座(8)的外径；在该端仪器舱壳体(11)的壳体上有两个对称分布的通孔，用于安装连接降落伞的圆柱销；

b.仪器天线(13)位于仪器舱(1)一端，仪器(2)安装在仪器舱(1)中部，传感器(7)位于仪器舱(1)另一端；

c.导气底座(8)中心有贯通的气流通孔；在导气底座(8)一端端面上均布有四对支耳，每对支耳之间安有导气板(10)和扭簧(9)；导气板(10)通过下端的支耳用钢轴安装在导气底座一端支耳上；导气板(10)在扭簧(9)的作用下能够绕轴旋转；

d.导气底座组件被安装在仪器舱壳体(11)圆周表面有四个矩形孔一端内部，并使四个导气板(10)分别与四个矩形孔位置对应；

e.伞舱中部为伞盒，伞盒由两片板状滑瓦(15)构成，并且滑瓦的弧度为178°；滑瓦一端与仪器舱(1)的底部对接，另一端与活塞(19)对接；大降落伞(16)与仪器舱(1)通过圆柱销连接，小降落伞(17)与活塞25通过连接螺栓(26)连接；

f.伞舱壳体(14)前端有两个泄压孔伞舱底座组件与伞舱壳体(14)套接；活塞组件后端与伞舱底座组件前端对接；

g.环活塞(19)圆周表面有两个平行的活塞环(18)槽；两个活塞环(18)分别安装在活塞(19)表面两个凹槽内；安装时斜边朝向活塞前进方向，并且两个活塞环(18)上的缺口相互错开180°；

h.伞舱底座(21)另一端的端面有开伞剂槽，槽上有圆形挡片(24)；点火触片(4)粘接在伞舱底座最大外径处圆周的两侧，通过导线与弹体内部点火线路连接；延期索(22)粘接在伞舱底座(21)两个台阶孔内；并通过圆形挡片(24)密封；伞舱底座(21)一端通过螺纹与发动机连接。

2.如权利要求1所述一种低空探空火箭，其特征在于，开伞剂槽的槽底部有延期索的安装孔和用于装填开伞剂的工艺孔。

3.如权利要求1所述一种低空探空火箭，其特征在于，仪器舱(1)表面留有仪器(2)开关及充电孔。

4.如权利要求1所述一种低空探空火箭，其特征在于，导气底座(8)两端端面均为内凹的锥形孔。

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