一种涵道式火箭模型制造技术

本实用新型专利技术公开了一种涵道式火箭模型，包括火箭主体、安装在所述火箭主体的底部且呈圆形均匀间隔排列的多个涵道，所述涵道与飞行控制器电连接；所述火箭主体内还配置有用于获取位置信息的GPS模块、以及用于接收所述飞行控制器通过无线电波发出的控制指令的接收器。本实用新型专利技术的涵道式火箭模型通过调节涵道的风扇桨叶的转速来改变火箭主体的飞行高度和飞行方向，操控者可以通过控制器对火箭模型进行飞行操作，相较于现有的只能点火发射，大大提高了可玩性，可以通过GPS定位功能，对火箭模型进行实时定位，可以实现可控的精准降落，相较于现有的高空开伞降落无法准确判断与控制降落点，提高了回收的便利性与安全性。

A Culvert Rocket Model

【技术实现步骤摘要】
一种涵道式火箭模型
本技术涉及航天器材模型的
，具体涉及一种涵道式火箭模型。
技术介绍
市面现有的可发射火箭模型一般是以火药为动力推进，以降落伞方式回收，其特点为一次体验时间较短且不可人为的对火箭模型进行操控，可玩性较低。且现有火箭模型发动机是利用自身携带的推进剂在燃烧室燃烧，生成的高温高压燃气流经喷管时不断加速，最后以极高速度从喷管出口面喷射出去，从而产生反方向的推力，火箭模型发动机增加了用以实现箭体安全回收的延时剂和开伞剂，发动机工作过程如下：A:接通电源点燃点火头，引燃推进剂，推进剂燃烧产生高温高压燃气，推动火箭模型不断上升。B:推进剂燃烧完毕后延时剂开始燃烧。C:延时剂燃烧完毕，开伞剂开始工作，产生大量的气体，气体膨胀冲开堵盖，将回收装置连同头锥推出箭体筒段，从而实现箭体分离，降落伞打开，箭体安全回收。现有的火箭模型不可操控，可玩性低，一次体验时间较短，由于是开伞降落，受风的影响比较大，降落点不确定，回收难度大。
技术实现思路
为克服现有技术中的不足，本技术目的是提供一种涵道式火箭模型，实现火箭模型的手动控制与自主飞行，且可定点回收。为了解决上述技术问题，本技术提供了一种涵道式火箭模型，包括火箭主体、安装在所述火箭主体的底部且呈圆形均匀间隔排列的多个涵道，所述涵道与飞行控制器电连接；所述火箭主体内还配置有用于获取位置信息的GPS模块、以及用于接收所述飞行控制器通过无线电波发出的控制指令的接收器。优选的，所述飞行控制器包括用于发射控制指令的无线射频发射器。其中，所述火箭主体上设有用于感应火箭模型的飞行状态的姿态传感器，所述姿态传感器和所述飞行控制器电连接。在本技术优选实施例中，所述姿态传感器包括陀螺仪和加速度计。进一步地，每个涵道均包括电机座、固定在电机座上的电机、与所述电机的转轴连接的风扇桨叶、固定在涵道壁面底部的承载架，所述电机座通过螺栓固定在所述承载架上；每个涵道内的电机均与所述飞行控制器电连接。在本技术优选实施例中，还包括用于放置火箭模型的发射平台。优选地，所述火箭主体的顶部呈圆锥形，所述火箭主体的外壁上均布有若干个平衡翼。与现有技术相比，本技术的有益效果是：本技术的涵道式火箭模型通过调节涵道的风扇桨叶的转速来改变火箭主体的飞行高度和飞行方向，实现火箭模型的垂直起降、定点悬停和多方位飞行，并通过飞行控制器获取姿态传感器输出的数据进而控制涵道的电机的动力，以达到稳定火箭的目的。另外，操控者可以通过控制器对火箭模型进行飞行操作，相较于现有的只能点火发射，大大提高了可玩性，可以通过GPS定位功能，对火箭模型进行实时定位，可以实现可控的精准降落，相较于现有的高空开伞降落无法准确判断与控制降落点，提高了回收的便利性与安全性。附图说明为了更清楚地说明本技术的技术方案，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，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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它附图。图1是本技术实施例提供的涵道式火箭模型的侧视结构示意图；图2是本技术实施例提供的涵道式火箭模型的俯视结构示意图；图3是本技术实施例提供的涵道式火箭模型的涵道的结构示意图。具体实施方式下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。图1和图2为本技术涵道式火箭模型的结构示意图，本技术的涵道式火箭模型，包括火箭主体10、安装在所述火箭主体10的底部且呈圆形均匀间隔排列的多个涵道20、以及用于放置火箭模型的发射平台，所述涵道20与飞行控制器(图中未标示)电连接，具体地，如图3所示，每个涵道20均包括电机座21、固定在电机座21上的电机22、与所述电机22的转轴连接的风扇桨叶23、固定在涵道壁面底部的承载架24，电机座21通过螺栓固定在所述承载架24上，每个涵道内的电机22均与所述飞行控制器电连接。其中，通过调节涵道20的风扇桨叶23的转速来改变火箭主体10的飞行高度，通过调节不同风扇桨叶23的转速来改变火箭主体的飞行方向和飞行速度，实现火箭的垂直起降、定点悬停和多方位飞行。当火箭主体准备垂直起飞时，火箭主体10的底部的涵道20同时启动，实现垂直起飞，并平稳飞行，火箭主体10垂直起飞后，通过增大某个或者某几个涵道的动力，使火箭产生倾斜，涵道的推力方向就由垂直向下变成了向下与水平方向的分力，这时就可以拖动火箭向某个方向移动，实现自由飞行。当火箭降落时，涵道内的风扇桨叶23转速降低使得总升力逐渐小于火箭的重力，火箭主体10缓慢降落，实现火箭能够平稳地降落于地面。本技术以四个涵道作为动力，因为涵道可以在同样的动力水平下，把体积做到很小，且使用电池最为能源；若火箭模型做到足够大，也可以使用电机带螺旋桨的方式，或者是涡喷发动机作为动力。本技术中的火箭主体10内还配置有用于获取位置信息的GPS模块、以及用于接收所述飞行控制器通过无线电波发出的控制指令的接收器，所述飞行控制器包括用于发射控制指令的无线射频发射器，无线射频发射器为2.4G无线射频发射器，通过火箭自带的GPS模块，火箭能实时获取位置坐标，如果受外力而发生偏移，火箭就能对比偏移前后的位置坐标点的相对关系，然后驱动火箭移动至原先位置。另外，火箭主体10的顶部呈圆锥形，所述火箭主体10的外壁上均布有若干个平衡翼，能确保火箭模型在发射的过程中承受较小的空气阻力，同时在平衡翼的作用下，保持火箭模型处于平衡状态。在本技术中，所述火箭主体10上设有用于感应火箭模型的飞行状态的姿态传感器，所述姿态传感器包括陀螺仪和加速度计，所述姿态传感器和所述飞行控制器电连接。火箭起飞后受风的影响或者其他外界扰动，姿态会改变，这时火箭会通过自身所带的陀螺仪以及加速度计感知火箭姿态的变化，随后通过飞行控制器调整各个涵道的动力输出从而产生反方向的作用力，得以纠正火箭姿态，保持火箭的平稳；在保持火箭平稳的前提下，统一增大或者减小每个涵道的推力，从而使火箭垂直起飞或降落。本技术的涵道式火箭模型通过调节涵道20的风扇桨叶23转速来改变火箭主体10的飞行高度和飞行方向，实现火箭模型的垂直起降、定点悬停和多方位飞行，并通过飞行控制器获取姿态传感器输出的数据进而控制涵道20的电机22的动力，以达到稳定火箭的目的。另外，操控者可以通过控制器对火箭模型进行飞行操作，相较于现有的只能点火发射，大大提高了可玩性，可以通过GPS定位功能，对火箭模型进行实时定位，可以实现可控的精准降落，相较于现有的高空开伞降落无法准确判断与控制降落点，提高了回收的便利性与安全性。以上所揭露的仅为本技术的几种较佳实施例而已，当然不能以此来限定本技术之权利范围，因此依本技术权利要求所作的等同变化，仍属本技术所涵盖的范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涵道式火箭模型，其特征在于：包括火箭主体、安装在所述火箭主体的底部且呈圆形均匀间隔排列的多个涵道，所述涵道与飞行控制器电连接；所述火箭主体内还配置有用于获取位置信息的GPS模块、以及用于接收所述飞行控制器通过无线电波发出的控制指令的接收器。

【技术特征摘要】
1.一种涵道式火箭模型，其特征在于：包括火箭主体、安装在所述火箭主体的底部且呈圆形均匀间隔排列的多个涵道，所述涵道与飞行控制器电连接；所述火箭主体内还配置有用于获取位置信息的GPS模块、以及用于接收所述飞行控制器通过无线电波发出的控制指令的接收器。2.根据权利要求1所述的涵道式火箭模型，其特征在于：所述飞行控制器包括用于发射控制指令的无线射频发射器。3.根据权利要求1所述的涵道式火箭模型，其特征在于：所述火箭主体上设有用于感应火箭模型的飞行状态的姿态传感器，所述姿态传感器和所述飞行控制器电连接。4.根据权利要求3所...

【专利技术属性】
技术研发人员：周文，李耀涛，张乐祺，
申请(专利权)人：惟一创新武汉科技有限公司，
类型：新型
国别省市：湖北,42