CN206885382U - 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 - Google Patents
一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN206885382U CN206885382U CN201720337390.0U CN201720337390U CN206885382U CN 206885382 U CN206885382 U CN 206885382U CN 201720337390 U CN201720337390 U CN 201720337390U CN 206885382 U CN206885382 U CN 206885382U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- servicing unit
- unit room
- outstanding
- support bar
- winged
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
本实用新型涉及一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，包括辅助装置室，所述辅助装置室上沿圆周方向均匀分布有多个隔离室，所述隔离室为从辅助装置室侧面向辅助装置室中心开设的槽体，所述隔离室内设置安装有悬飞组件，所述悬飞组件包括支撑杆、发动机和旋翼，所述支撑杆为伸缩式结构，所述支撑杆靠近辅助装置室中心的一端与辅助装置室固定连接，所述支撑杆远离辅助装置室中心的一端设置安装有发动机，所述发动机驱动轴上设置安装有旋翼。本实用新型在辅助装置室上安装悬飞组件，在推进舱下落时，对推进舱四周施加反向推力，使得推进舱缓慢、稳定下落；调节推进舱四周推力大小以调节推进舱降落方向，可以避开建筑物和人群选择降落点。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种火箭推进舱回收装置。
背景技术
火箭推进舱在高空分离后呈自由落体下落，落区宽度一般为30公里，长度大约在50至70公里左右。自由下落的火箭推进舱，不仅会对落区的建筑物和人员造成伤害，着陆的冲击力对火箭推进舱的结构有损害，难以对火箭推进舱进行再分析以检验和评估推进舱的性能，同时，火箭造价昂贵，若对火箭推进舱进行回收就可以对其加以重复利用，将大大降低成本。
目前，火箭推进舱回收方式主要为回收降落伞系统，此系统包括引导伞、稳定减速伞和主伞，但是，回收降落伞系统是被动的回收方式，只能起到一定的缓冲作用。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，该装置可以很好地解决现有动力悬飞装置无法实现控制推进舱避开建筑物和人群以定点着落的问题。
为达到上述要求，本实用新型采取的技术方案是：提供一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，包括辅助装置室，辅助装置室上沿圆周方向均匀分布有多个隔离室，隔离室为从辅助装置室侧面向辅助装置室中心开设的槽体，隔离室内设置安装有悬飞组件，悬飞组件包括支撑杆、发动机和旋翼，支撑杆为伸缩式结构，支撑杆靠近辅助装置室中心的一端与辅助装置室固定连接，支撑杆远离辅助装置室中心的一端设置安装有发动机，发动机驱动轴上设置安装有旋翼。
进一步地，还包括控制器，控制器分别与发动机、支撑杆驱动装置电连接。
又进一步地，支撑杆远离辅助装置室中心的一端设置安装有支撑座，支撑座上设置安装有发动机。
又进一步地，支撑座底部呈弧形凸起结构。
再进一步地，支撑杆由辅助装置室中心至外侧向上倾斜。
更进一步地，隔离室开口处设置安装有电动门，电动门电机与控制器电连接。
与现有技术相比，本实用新型具有以下优点：
本实用新型的一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，在辅助装置室上安装悬飞组件，在推进舱下落时，通过发动机和旋翼对推进舱四周施加反向推力，使得推进舱缓慢、稳定下落；同时，通过控制发动机调节推进舱四周推力大小以调节推进舱降落方向，可以避开建筑物和人群选择降落点。
附图说明
图1为本实用新型的安装状态结构示意图；
图2为本实用新型的使用状态结构示意图；
图3为本实用新型的内部结构示意图。
具体实施方式
如图1-3所示，本实施例提供一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，包括辅助装置室2，辅助装置室2侧面沿圆周方向均匀分布有多个隔离室7，隔离室7为从辅助装置室2侧面向辅助装置室2中心开设的槽体；本实施例中设置有4个隔离室7，4个隔离室7以辅助装置室中心轴对称，每个隔离室7内设置安装有一组悬飞组件，悬飞组件包括支撑杆3、发动机4和旋翼6；支撑杆3为伸缩式结构，支撑杆3包括固定段和与固定段滑动连接的滑动段，固定段靠近辅助装置室2中心的一端与辅助装置室2固定连接，滑动段靠近辅助装置室2中心的一端连接有支撑杆驱动装置，滑动段远离辅助装置室2中心的一端安装有发动机4，发动机4驱动轴5上设置安装有旋翼6。
其中，火箭推进舱辅助装置室2下方依次安装有氧化剂箱1、燃料箱、火箭发动机。
支撑杆3驱动装置包括电机、液压动力设备，电机或液压动力设备安装在辅助装置室2内部。
辅助装置室2内安装有控制器，控制器与悬飞组件发动机4及支撑杆3驱动装置电连接，以控制支撑杆3伸缩，控制发动机4的运行或停止。
隔离室7开口处设置安装有电动门8，电动门8呈与辅助装置室2外壁相对应的弧形，隔离室7电动门上下两端位置分别设置与电动门配合的滑轨。电动门8驱动电机设置安装在辅助装置室2内非隔离室区域，电动门8电机与控制器电连接，控制器控制电动门8的开启或关闭。
发动机4采用活塞式发动机，以保证输出率。
支撑杆3滑动段远离辅助装置室2中心的一端设置安装有支撑座9，支撑座9上设置安装有发动机4，支撑座9底部呈弧形凸起结构，以减弱风阻力。
支撑杆3由辅助装置室2中心至外侧向上倾斜，辅助装置室2在自由下落时，风的阻力向上，支撑杆3向上倾斜便于滑动段向外滑行，这样设置可以降低支撑杆驱动装置的动力输出，减少能耗。
初始时，支撑杆3处于收缩状态，电动门8处于关闭状态。火箭发射，推进舱完全分离后，控制器控制隔离室7电动门8电机带动电动门8沿着滑轨滑行，电动门逐渐收至非隔离区域；电动门8完全打开后，控制器控制支撑杆3驱动装置推动滑动段滑行，逐渐将发动机4和旋翼6推出隔离室7；发动机4和旋翼6到达预设位置后，控制器启动发动机4带动旋翼6旋转，利用旋翼6旋转产生的风力对辅助装置室2施加反向作用力(推力)。
如图2所示，4个悬飞组件均匀布置于辅助装置室2四周，悬飞组件发动机4运行对辅助装置室2前、后、左、右方向施加向上的推力，进而使得推进舱整体缓慢、稳定的降落；同时，通过控制多个悬飞组件发动机4的运行或停止或输出率，减弱某个方向的推力，可以调整推进舱的降落点，如提高推进舱后方的悬飞组件发动机4输出率或降低推进舱前方的悬飞组件发动机4输出率以使得推进舱整体向前方偏移下落。
Claims (6)
1.一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，包括辅助装置室，所述辅助装置室上沿圆周方向均匀分布有多个隔离室，所述隔离室为从辅助装置室侧面向辅助装置室中心开设的槽体，所述隔离室内设置安装有悬飞组件，所述悬飞组件包括支撑杆、发动机和旋翼，所述支撑杆为伸缩式结构，所述支撑杆靠近辅助装置室中心的一端与辅助装置室固定连接，所述支撑杆远离辅助装置室中心的一端设置安装有发动机，所述发动机驱动轴上设置安装有旋翼。
2.根据权利要求1所述一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，还包括控制器，控制器分别与发动机、支撑杆驱动装置电连接。
3.根据权利要求1所述一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，所述支撑杆远离辅助装置室中心的一端设置安装有支撑座，支撑座上设置安装有发动机。
4.根据权利要求3所述一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，所述支撑座底部呈弧形凸起结构。
5.根据权利要求1所述一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，所述支撑杆由辅助装置室中心至外侧向上倾斜。
6.根据权利要求1所述一种火箭推进舱回收动力悬飞装置，其特征在于，所述隔离室开口处设置安装有电动门，电动门驱动电机与控制器电连接。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720337390.0U CN206885382U (zh) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720337390.0U CN206885382U (zh) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN206885382U true CN206885382U (zh) | 2018-01-16 |
Family
ID=61328856
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201720337390.0U Expired - Fee Related CN206885382U (zh) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN206885382U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110435938A (zh) * | 2019-07-24 | 2019-11-12 | 西北工业大学 | 一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器 |
| CN113302130A (zh) * | 2018-11-06 | 2021-08-24 | 西班牙潘基亚宇航公司 | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 |
-
2017
- 2017-03-31 CN CN201720337390.0U patent/CN206885382U/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113302130A (zh) * | 2018-11-06 | 2021-08-24 | 西班牙潘基亚宇航公司 | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 |
| CN113302130B (zh) * | 2018-11-06 | 2024-01-02 | 西班牙潘基亚宇航公司 | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 |
| CN110435938A (zh) * | 2019-07-24 | 2019-11-12 | 西北工业大学 | 一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器 |
| CN110435938B (zh) * | 2019-07-24 | 2020-09-01 | 西北工业大学 | 一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9702254B2 (en) | Lift propulsion and stabilizing system and procedure for vertical take-off and landing aircraft | |
| EP2878538B1 (en) | An aircraft | |
| CN108698690A (zh) | 具有提供有效的竖直起飞和着陆能力的翼板组件的uav | |
| CN206885382U (zh) | 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置 | |
| CN103101621B (zh) | 一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器 | |
| CN206704537U (zh) | 一种固定翼无人机 | |
| CN109606605A (zh) | 一种飞艇多旋翼复合式飞行器 | |
| CN108860572B (zh) | 一种高效低速飞行器的工作方法 | |
| CN110167770A (zh) | 用于可转换空用-陆用车辆的加速控制 | |
| DE102013101602A1 (de) | Flugzeug mit einem System zum Beeinflussen des Giermoments und ein Verfahren zum Beeinflussen des Giermoments eines Flugzeugs | |
| CN208198832U (zh) | 固定翼无人训练机 | |
| CN209506082U (zh) | 同轴反转螺旋桨油电混合消防无人机 | |
| CN101003302A (zh) | 一种航空飞行器 | |
| CN216805813U (zh) | 一种可展开涵道机翼的飞行器 | |
| CN206155761U (zh) | 带有喷气式推进器的飞飘飞行器 | |
| CN108438235A (zh) | 多翼伞 | |
| CN111086625B (zh) | 双涵道可变座舱尾座式垂直起降载人固定翼飞行器 | |
| CN210284594U (zh) | 一种太阳能续航无人飞行器 | |
| KR20170136849A (ko) | 이륙용 공압엔진을 가지는 글라이더 | |
| CN206813318U (zh) | 一种飞行器用空气推进器 | |
| CN207141384U (zh) | 一种油动直驱多旋翼无人机 | |
| CN102556342A (zh) | 一种联合机翼 | |
| CN112829933A (zh) | 一种可展开涵道机翼的飞行器 | |
| CN106945839A (zh) | 飞行装置及其飞行方法 | |
| CN206394895U (zh) | 油电混合动力旋翼载人飞行器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20180116 Termination date: 20190331 |