一种带旋转机翼的可回收火箭助推器制造技术

本发明专利技术公开了一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，包括与火箭本体连接的主助推器以及与主助推器连接的辅助助推器，主助推器和辅助助推器均由两块半圆柱状助推器组成，在半圆柱状助推器的平面上设有第一旋转机翼和第二旋转机翼，第一旋转机翼和第二旋转机翼的中心位置均设有转轴，半圆柱状助推器内部设有飞行控制系统以及与飞行控制系统连接的蓄电池、减速电机和加速度传感器，减速电机有两个，分别连接第一旋转机翼和第二旋转机翼上的转轴。本发明专利技术优点在于助推器在下落过程中，能保证平稳的下落，安全到达地面，实现回收再利用。另外，本发明专利技术结构简单合理，制造成本较低，较传统回收系统能耗低、成功率高，有助于推进航天事业的进步。

A recoverable rocket booster with a rotating wing

The invention discloses a recoverable rocket booster with a rotating wing, including a main booster connected with a rocket body and an auxiliary booster connected with a main booster. The main booster and auxiliary booster are all composed of two half cylindrical boosters, and a first rotating wing and a first rotating wing on the plane of a semi cylindrical booster. Two the rotating wing, the central position of the first rotating wing and the second rotating wing are both equipped with a rotating shaft. The semi cylindrical booster is equipped with a flight control system and a battery, a deceleration motor and an acceleration sensor connected to the flight control system. There are two deceleration motors connected to the first rotating wing and the second rotating machine respectively. A rotating shaft on the wing. The advantages of the invention are that the booster can ensure a smooth fall in the falling process, safely reach the ground, and realize recycling. Besides, the invention has the advantages of simple and reasonable structure, low manufacturing cost, low energy consumption and high success rate compared with the traditional recovery system, and is helpful for promoting the progress of the space industry.

【技术实现步骤摘要】
一种带旋转机翼的可回收火箭助推器
本专利技术涉及火箭助推器
，具体涉及一种带旋转机翼的可回收火箭助推器。
技术介绍
火箭助推器一般是由辅助助推器和主助推器构成，是一种用于火箭发射时增加推力的装置。由于火箭发动机成本昂贵，不论是主助推器还是辅助助推器它们仅能一次性使用，使得火箭发射成本增高。目前世界主要火箭大国都在研究火箭回收技术。较为成功的是美国技术，在火箭升空分离后，通过对多个火箭发动机的控制与调节，使其缓慢地降落在指定位置上，避免与地面的暴力碰撞，从而能够重复使用。该方法虽然成功，也有一个很大的弊端：控制与调节火箭助推器需要耗费巨大的燃料，从而降低了火箭的运载能力。我国在火箭回收研究上也做了大量的工作。目前已知的有三种方案：美国方案，翼人式的飞行服套装，降落伞。这三种方案都没有成功的报道。国内民间对火箭回收的研究则处于更加空幻阶段，基本上没有切实可行的方案。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于提供一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，该火箭助推器通过可旋转展开的机翼实现下落过程中的缓冲，保证了火箭助推器平稳降落到地面，实现了回收再利用。本专利技术所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，包括与火箭本体连接的主助推器以及与主助推器连接的辅助助推器，所述主助推器和辅助助推器均由两块半圆柱状助推器组成，在所述半圆柱状助推器的平面上设有第一旋转机翼和第二旋转机翼，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼的中心位置均设有转轴，所述半圆柱状助推器内部设有飞行控制系统以及与飞行控制系统连接的蓄电池、减速电机和加速度传感器，所述减速电机有两个，分别连接第一旋转机翼和第二旋转机翼上的转轴，所述加速度传感器设在半圆柱状助推器的平面上四个边角处。进一步改进在于，所述第一旋转机翼位于第二旋转机翼的上方。进一步改进在于，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼的宽度均等于半圆柱状助推器的平面宽度，所述第一旋转机翼的长度等于半圆柱状助推器的平面长度，所述第二旋转机翼的长度小于半圆柱状助推器的平面长度的1/2。进一步改进在于，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼包括初始状态和工作状态，在初始状态时，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼与半圆柱状助推器重合；在工作状态时，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼与半圆柱状助推器相互垂直。进一步改进在于，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼均由主机翼、电动铰链和副机翼组成，副机翼折叠设置在主机翼上，所述副机翼有两块，每块副机翼分别通过一根电动铰链与主机翼活动连接，且所述电动铰链与飞行控制系统连接进一步改进在于，所述副机翼绕电动铰链的旋转角度范围为180°。进一步改进在于，所述第一旋转机翼上的电动铰链设在主机翼的后端边角处，所述第二旋转机翼上的电动铰链设在主机翼的前端边角处。进一步改进在于，在半圆柱状助推器上沿每个转轴的外围设有主动齿轮，所述主动齿轮连接有传动电机，所述传动电机连接于飞行控制系统，所述第一旋转机翼和第二旋转机翼上均设有从动齿轮圈，所述从动齿轮圈与所述主动齿轮垂直咬合连接。进一步改进在于，每个转轴外围的主动齿轮有两个，两个主动齿轮沿转轴外围圆周分布。进一步改进在于，在半圆柱状助推器上设有两组起落架，每组起落架包括旋转轴，以及连接在旋转轴上的支撑杆，以及安装在支撑杆末端的轮体，所述旋转轴连接有旋转电机。本专利技术的有益效果是：在助推器下落并打开成两块半圆柱状助推器后，两个旋转机翼在减速电机控制下分别旋转90°，使其垂直于半圆柱状助推器，再控制电动铰链旋转180°，展开副机翼，形成更大的缓冲面，这样助推器在下落过程中，就能保证平稳的下落，安全到达地面，实现回收再利用。另外，本专利技术结构简单合理，制造成本较低，较传统回收系统能耗低、成功率高，有助于推进航天事业的进步。附图说明图1为火箭及助推器的结构示意图；图2为半圆柱状助推器在初始状态下的结构图；图3为半圆柱状助推器在初始状态下的竖直剖面图；图4为半圆柱状助推器与两个旋转机翼分解后的示意图；图5为半圆柱状助推器在两个旋转机翼旋转90°时的的状态图；图6为半圆柱状助推器在飞行调整时的状态图；图7为半圆柱状助推器在起落架打开后的状态图；图8为本专利技术的控制系统原理图；其中，1-火箭本体，2-主助推器，3-辅助助推器，4-半圆柱状助推器，5-第一旋转机翼，6-第二旋转机翼，7-转轴，8-飞行控制系统，9-蓄电池，10-减速电机，11-主机翼，12-电动铰链，13-副机翼，14-主动齿轮，15-传动电机，16-从动齿轮圈，17-加速度传感器，18-旋转轴，19-支撑杆，20-轮体，21-旋转电机。具体实施方式为了使本专利技术实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本专利技术。如图1所示，一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，包括与火箭本体1连接的主助推器2以及与主助推器2连接的辅助助推器3。结合图2至图8所示，主助推器2和辅助助推器3均由两块半圆柱状助推器4组成，在半圆柱状助推器4的平面上设有第一旋转机翼5和第二旋转机翼6，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6的中心位置均设有转轴7，半圆柱状助推器4内部设有飞行控制系统8以及与飞行控制系统8连接的蓄电池9、减速电机10和加速度传感器17，减速电机10有两个，分别连接第一旋转机翼5和第二旋转机翼6上的转轴7，减速电机10带动转轴7转动，从而带动第一旋转机翼5和第二旋转机翼6旋转。其中，加速度传感器17设在半圆柱状助推器4的平面上四个边角处，可感受每个边角处的加速度，并转换成可用输出信号，加速度传感器17利用重力加速度，可以检测出半圆柱状助推器4的倾斜角度，并将角度信号传输给飞行控制系统8。作为优选案例，第一旋转机翼5位于第二旋转机翼6的上方。第二旋转机翼6与半圆柱状助推器4的平面紧贴，第一旋转机翼5的后端一部分与第二旋转机翼6紧贴，且两者旋转时相互之间不会形成干扰。作为优选案例，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6的宽度均等于半圆柱状助推器4的平面宽度，第一旋转机翼5的长度等于半圆柱状助推器4的平面长度，第二旋转机翼6的长度小于半圆柱状助推器4的平面长度的1/2。作为优选案例，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6包括初始状态和工作状态，在初始状态时，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6与半圆柱状助推器4重合；在工作状态时，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6与半圆柱状助推器4相互垂直。作为优选案例，第一旋转机翼5和第二旋转机翼6均由主机翼11、电动铰链12和副机翼13组成，副机翼13折叠设置在主机翼11上，副机翼13有两块，每块副机翼13分别通过一根电动铰链12与主机翼11活动连接，且电动铰链12与飞行控制系统8连接。这样两个副机翼13可以分别独立调节旋转角度，实现在飞行过程中调节方向和平衡。作为优选案例，副机翼13绕电动铰链12的旋转角度范围为180°。作为优选案例，第一旋转机翼5上的电动铰链12设在主机翼11的后端边角处，第二旋转机翼6上的电动铰链12设在主机翼11的前端边角处。这样在前后两个副机翼13同时打开时，一个从前往后翻转，另一个从后往前翻转，这样能保证助推器的稳定性，不会发生侧翻的情况。结合图3和图4所示，在半圆柱状助推器4上沿每个转轴7的外围设有主动齿轮14，主动齿轮14连接有传本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征在于：包括与火箭本体(1)连接的主助推器(2)以及与主助推器(2)连接的辅助助推器(3)，所述主助推器(2)和辅助助推器(3)均由两块半圆柱状助推器(4)组成，在所述半圆柱状助推器(4)的平面上设有第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)，所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)的中心位置均设有转轴(7)，所述半圆柱状助推器(4)内部设有飞行控制系统(8)以及与飞行控制系统(8)连接的蓄电池(9)、减速电机(10)和加速度传感器(17)，所述减速电机(10)有两个，分别连接第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)上的转轴(7)，所述加速度传感器(17)设在半圆柱状助推器(4)的平面上四个边角处。

【技术特征摘要】
1.一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征在于：包括与火箭本体(1)连接的主助推器(2)以及与主助推器(2)连接的辅助助推器(3)，所述主助推器(2)和辅助助推器(3)均由两块半圆柱状助推器(4)组成，在所述半圆柱状助推器(4)的平面上设有第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)，所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)的中心位置均设有转轴(7)，所述半圆柱状助推器(4)内部设有飞行控制系统(8)以及与飞行控制系统(8)连接的蓄电池(9)、减速电机(10)和加速度传感器(17)，所述减速电机(10)有两个，分别连接第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)上的转轴(7)，所述加速度传感器(17)设在半圆柱状助推器(4)的平面上四个边角处。2.根据权利要求1所述的一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征在于：所述第一旋转机翼(5)位于第二旋转机翼(6)的上方。3.根据权利要求1所述的一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征在于：所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)的宽度均等于半圆柱状助推器(4)的平面宽度，所述第一旋转机翼(5)的长度等于半圆柱状助推器(4)的平面长度，所述第二旋转机翼(6)的长度小于半圆柱状助推器(4)的平面长度的1/2。4.根据权利要求1所述的一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征在于：所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)包括初始状态和工作状态，在初始状态时，所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)与半圆柱状助推器(4)重合；在工作状态时，所述第一旋转机翼(5)和第二旋转机翼(6)与半圆柱状助推器(4)相互垂直。5.根据权利要求1所述的一种带旋转机翼的可回收火箭助推器，其特征...

【专利技术属性】
技术研发人员：万可，
申请(专利权)人：合肥凯石投资咨询有限公司，
类型：发明
国别省市：安徽,34