一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭制造技术

本发明专利技术公开了一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，包括整流罩、距离传感器、火箭壳体、展翼臂、进气口、火箭翼、尾舵电机、尾舵、连接筋、图像识别器、捕捉网、高压气仓、电气控制仓、释放阀、隔板、第一平面关节、第二平面关节、第三平面关节、拉杆、拉板、丝杠、丝杠驱动电机、电机支架、二级推力电机、二级螺旋桨、一级推力电机、一级螺旋桨和复位弹簧。本发明专利技术的可返回式电动力火箭，不依靠燃料工作，使用安全，可以自动寻找、跟踪和捕捉目标，适用性强，使用成本低。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器领域，特别涉及一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭。
技术介绍
随着遥感技术、导航技术和电子技术的不断成熟，小型无人飞行器制作成本逐渐降低，其应用范围和规模迅速扩大。小型无人飞行器为工、农业生产或其他领域带来了便利，但也对公共安全带来一定的隐患。有关部门针对小型无人飞行器设置了禁飞区，并逐步出台了相关的管理办法，但总有飞行器失控或恶意侵入事件发生，需要将小型无人飞行器强制捕捉或拦截。由于低空小型无人飞行器体积小、成本低、飞行路线灵活，不适合采用一般军用地对空拦截装置，特别是在人口密集地区更加不适合使用。现有小型飞行器拦截装置有地面发射捕捉网、无人机携带捕捉网和电子干扰等几种类型，普遍存在有效距离短、捕捉速度慢、可靠性低和使用成本高等问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术中存在的缺点，提供一种捕捉速度快、可靠性高和成本低的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭。本专利技术的目的通过下述技术方案实现：一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，包括整流罩1、距离传感器2、火箭壳体3、展翼臂4、进气口5、火箭翼6、尾舵电机7、尾舵8、连接筋9、图像识别器10、捕捉网11、高压气仓12、电气控制仓13、释放阀14、隔板15、第一平面关节16、第二平面关节17、第三平面关节18、拉杆19、拉板20、丝杠21、丝杠驱动电机22、电机支架23、二级推力电机24、二级螺旋桨25、一级推力电机26、一级螺旋桨27和复位弹簧28。可返回式电动力火箭的外部结构是：圆柱形火箭壳体3的顶部插接有圆锥型整流罩1，整流罩1与火箭壳体13之间通过复位弹簧28相连接；火箭壳体3的上部外侧对称固定安装有距离传感器2和图像识别器10，火箭壳体3的中部外侧安装有2个对称的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭壳体3的下部外侧对称安装有2个尾舵8，尾舵8上装有尾舵电机7，用于控制火箭的飞行方向。可返回式电动力火箭的内部结构是：火箭壳体3的中间部位开设有四个进气口5，将火箭壳体3分为上下两部分，中间用四条连接筋9连接；进气口5的上方空间是电气控制舱13，该空间与火箭壳体3之间密封连接，电气控制舱13的内部放置有锂离子蓄电池、导航系统和控制电路，为整个火箭提供电能和电气控制；电气控制舱13的上面是高压气仓12，初始状态时存储高压气体，用于喷射捕捉网11；高压气仓12的顶部安装有释放阀14，由电气控制舱13控制开启，用于快速释放压缩气体，产生推力；高压气仓12的上面是捕捉网11，捕捉网11在火箭内部时呈压缩状态，喷射后与火箭壳体13脱离，呈打开状态。展翼臂4的上端内侧通过第二平面关节17与火箭壳体3相连接，展翼臂4通过第一平面关节16与拉杆19的一端相连接，拉杆19的另一端通过第三平面关节18与拉板20相连接，拉板20的中间有丝扣过孔，丝杠21穿过其中，丝杠21由丝杠驱动电机22控制正反转运动；丝杠驱动电机22固定在隔板15的中央，通过正反转对拉板20进行推拉控制，再通过拉杆19与展翼臂4的连动，从而控制展翼臂4的展开角度。进气口5的下方空间有两个十字形电机支架23，两个电机支架23串联排列，其边缘与火箭壳体3固定连接，其中间位置分别固定有一级推力电机26和二级推力电机24；一级推力电机26在下方，二级推力电机24在上方，分别对应安装有一级螺旋桨27和二级螺旋桨25；一级推力电机26和二级推力电机24由电气控制舱13提供电能和控制信号。进气口5的下方空间内部通透，为空气高速流动提供通道；空气从进气口5进入，经过两级螺旋桨推送，从火箭壳体3的正下方高速排出，产生推力，为电动力火箭提供飞行动力。本专利技术与现有技术相比具有如下优点和效果：(1)本专利技术的可返回式电动力火箭，不依靠燃料工作，使用安全。(2)本专利技术的可返回式电动力火箭，可以自动寻找、跟踪和捕捉目标，适用性强。(3)本专利技术的可返回式电动力火箭，可以自动返航再次利用，使用成本低。附图说明图1为本专利技术可返回式电动力火箭的正视外观结构示意图。图2为本专利技术可返回式电动力火箭的侧视外观结构示意图。图3为本专利技术可返回式电动力火箭的正视剖面结构示意图。图4为本专利技术可返回式电动力火箭的喷射捕捉网工作示意图。图5为本专利技术可返回式电动力火箭的展翼工作示意图。图6为本专利技术可返回式电动力火箭的进气口横剖面结构示意图。图7为本专利技术可返回式电动力火箭的电机支架位置横剖面结构示意图。图8为本专利技术可返回式电动力火箭的尾舵横剖面示意图。其中，1、整流罩；2、距离传感器；3、火箭壳体；4、展翼臂；5、进气口；6、火箭翼；7、尾舵电机；8、尾舵；9、连接筋；10、图像识别器；11、捕捉网；12、高压气仓；13、电气控制舱；14、释放阀；15、隔板；16、第一平面关节；17、第二平面关节；18、第三平面关节；19、拉杆；20、拉板；21、丝杠；22、丝杠驱动电机；23、电机支架；24、二级推力电机；25、二级螺旋桨；26、一级推力电机；27、一级螺旋桨；28、复位弹簧。具体实施方式下面结合实施例对本专利技术做进一步详细的描述，但本专利技术的实施方式不限于此。实施例1一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，如图1、图2、图3所示，包括整流罩1、距离传感器2、火箭壳体3、展翼臂4、进气口5、火箭翼6、尾舵电机7、尾舵8、连接筋9、图像识别器10、捕捉网11、高压气仓12、电气控制仓13、释放阀14、隔板15、第一平面关节16、第二平面关节17、第三平面关节18、拉杆19、拉板20、丝杠21、丝杠驱动电机22、电机支架23、二级推力电机24、二级螺旋桨25、一级推力电机26、一级螺旋桨27和复位弹簧28。可返回式电动力火箭的外部结构是：圆柱形火箭壳体3的顶部插接有圆锥型整流罩1，整流罩1与火箭壳体13之间通过复位弹簧28相连接；火箭壳体3的上部外侧对称固定安装有距离传感器2和图像识别器10，火箭壳体3的中部外侧安装有2个对称的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭壳体3的下部外侧对称安装有2个尾舵8，尾舵8上装有尾舵电机7，用于控制火箭的飞行方向，该处横剖面结构如图8所示。可返回式电动力火箭的内部结构是：如图3所示，火箭壳体3的中间部位开设有四个进气口5，将火箭壳体3分为上下两部分，中间用四条连接筋9连接，此处横剖面结构如图6所示；进气口5的上方空间是电气控制舱13，该空间与火箭壳体3之间密封连接，电气控制舱13的内部放置有锂离子蓄电池、导航系统和控制电路，为整个火箭提供电能和电气控制；电气控制舱13的上面是高压气仓12，初始状态时存储高压气体，用于喷射捕捉网11；高压气仓12的顶部安装有释放阀14，由电气控制舱13控制开启，用于快速释放压缩气体，产生推力；高压气仓12的上面是捕捉网11，捕捉网11在火箭内部时呈压缩状态，喷射后与火箭壳体13脱离，呈打开状态。展翼臂4的上端内侧通过第二平面关节17与火箭壳体3相连接，展翼臂4通过第一平面关节16与拉杆19的一端相连接，拉杆19的另一端通过第三平面关节18与拉板20相连接，拉板20的中间有丝扣过孔，丝杠21穿过其中，丝杠21由丝杠驱动电机22控制正反转运动；丝杠驱动电机22固定在隔板15的中央，通过正反转对拉板20进行推拉控制，再通过拉杆19与展本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：包括整流罩、距离传感器、火箭壳体、展翼臂、进气口、火箭翼、尾舵电机、尾舵、连接筋、图像识别器、捕捉网、高压气仓、电气控制仓、释放阀、隔板、第一平面关节、第二平面关节、第三平面关节、拉杆、拉板、丝杠、丝杠驱动电机、电机支架、二级推力电机、二级螺旋桨、一级推力电机、一级螺旋桨和复位弹簧。

【技术特征摘要】
1.一种用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：包括整流罩、距离传感器、火箭壳体、展翼臂、进气口、火箭翼、尾舵电机、尾舵、连接筋、图像识别器、捕捉网、高压气仓、电气控制仓、释放阀、隔板、第一平面关节、第二平面关节、第三平面关节、拉杆、拉板、丝杠、丝杠驱动电机、电机支架、二级推力电机、二级螺旋桨、一级推力电机、一级螺旋桨和复位弹簧。2.根据权利要求1所述的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：可返回式电动力火箭的外部结构是：火箭壳体的顶部插接有整流罩，整流罩与火箭壳体之间通过复位弹簧相连接；火箭壳体的上部外侧对称固定安装有距离传感器和图像识别器，火箭壳体的中部外侧安装有2个对称的展翼臂，展翼臂的下端固定有火箭翼；火箭壳体的下部外侧对称安装有2个尾舵，尾舵上装有尾舵电机。3.根据权利要求1所述的用于拦截小型飞行器的可返回式电动力火箭，其特征在于：可返回式电动力火箭的内部结构是：火箭壳体的中间部位开设有四个进气口，将火箭壳体分为上下两部分，中间用四条连接筋连接；进气口的上方空间是电气控制舱，该空间与火箭壳体之间密封连接，电气控制舱的...

【专利技术属性】
技术研发人员：闫国琦，
申请(专利权)人：华南农业大学，
类型：发明
国别省市：广东;44