可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器制造技术

可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，包括底壳、隔板、顶盖、喷管壳；底壳呈半球形设置，底壳内设有隔板，隔板下方设有液体氧化剂仓，隔板上方设有固体燃料仓，固体燃料仓的上平面铰接电气推杆，电气推杆的伸缩端穿过喷管壳上的孔与顶盖铰接；顶盖的外表面为球面，与底壳具有共同的圆心；其中，所述电气推杆通过接受控制指令而伸缩，以调整顶盖的相对位置，从而改变各方向上的喷气推力对飞行器进行姿态控制。本发明专利技术采用自增压固液推进方式，结构简单，将飞行探测器设计成球状，允许翻滚，重心低位布置，调整重心，月面上可自行调整至起飞姿态，提高可靠性。提高可靠性。提高可靠性。

【技术实现步骤摘要】
可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器


[0001]本专利技术涉及航天探测领域，尤其涉及可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器。

技术介绍

[0002]月球是离地球最近的星球,又蕴含着丰富的资源和能源以及特殊环境,对月球的探测在航天领域中是一项重要的内容。不过现阶段在月面探测广泛采用月球车，它具有移动慢、时间长等缺点，而绕月探测距离月面又比较远，无法直接采样分析，所以开展月面上的飞行探测有其必要性。月球上的重力较小，飞行器易于起飞和降落，可翻滚的球状飞行器又能够应付月面的多山环境，因此开展月面上的飞行探测具有可行性。由于月球上没有空气，地球上飞行器的工作条件在月球上无法满足，唯一可行的飞行动力就是火箭发动机。对于常规火箭来说，高效率的燃烧和推进往往意味着高的压强和温度，而能够实现的燃烧室压强是由喉部面积、燃料仓的压力或燃料泵的压力所决定的。主流的增压方式有泵增压，太空推进时可以采用高压气体增压方式，但这些方式往往具有结构复杂、占用体积、附加质量大等缺陷，因此我们采用固液火箭推进方式；传统的着陆器被设计为具有着陆能力的脚，但是对于斜坡或者发生翻倒的情况，飞行器姿态不正确后便难以调整，因此应合理设计飞行器的形状和内部布局。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，采用自增压固液推进方式，结构简单，将飞行探测器设计成球状，允许翻滚，重心低位布置，调整重心，月面上可自行调整至起飞姿态，提高可靠性。
>[0004]为达到上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
[0005]可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，包括底壳、隔板、顶盖、喷管壳和电气推杆；
[0006]所述底壳呈半球形设置，底壳内设有隔板，隔板下方设有液体氧化剂仓，隔板上方设有固体燃料仓，所述固体燃料仓的上平面铰接所述电气推杆，所述电气推杆的伸缩端穿过喷管壳上的孔与顶盖铰接；所述顶盖的外表面为球面，与底壳具有共同的圆心；其中，所述电气推杆通过接受控制指令而伸缩，以调整顶盖的相对位置，从而改变各方向上的喷气推力对飞行器进行姿态控制；
[0007]所述固体燃料仓包括依次设置的外壳、中壳和内胆，所述中壳的底部设有底座，顶部设有顶座；所述外壳和中壳之间形成两组微流道，分别为进气微流道和出气微流道；内胆的内部装有燃料，所述内胆与中壳的底座、中壳的底座与中壳的壁均设有缝隙，所述缝隙与出气微流道连通；内胆的上下部均设有开口；所述喷管壳的中部设有喷管喉部，所述喷管喉部与内胆的上开口连通，内胆的下开口与所述缝隙连通；喷管喉部的四周设有空的夹层，该夹层与两组微流道连通；所述隔板上设有与进气微流道相连通的开孔，以使氧化剂从液体
氧化剂仓流入进气微流道。
[0008]所述隔板与底壳的内壁焊接，所述固体燃料仓焊接于隔板上。
[0009]所述电气推杆设有三组。
[0010]所述铰接采用球形铰接。
[0011]所述顶盖设有顶部和底部，顶部和底部之间为空心区域，且底部形成引流锥。
[0012]相对于现有技术，本专利技术技术方案取得的有益效果是：
[0013]本专利技术公开了一种基于固液式火箭推进的，球形的，可以灵活升降、朝着各个方向平飞以及按照人为指令和自动控制调整姿态的月面飞行探测器。其特点在：采用球形，可以在凹凸不平的月面上翻滚，而不会因为倾倒而终止任务；重心位置偏下，使得飞行器在无推进时在月面上可以像不倒翁一样自行姿态回正；由于推进装置是安装在探测器内部的可调节流量的、自回热的固液式火箭，因此飞行器可以自由升降；而且固液式火箭的喷口为环状且由三个电气推杆支撑和调节，三个电气推杆按照人为指令和自动控制伸缩，以调整顶盖和底座的相对位置，调整喷环的形状，给飞行器各方向的推力造成差异，因此可以对飞行器进行精细的姿态调整，进而实现飞行器在各个方向上的水平推进。在月面完成登陆后，其重心可以使其保持所需要的起飞姿态；液态的氧化剂(H2O2或其它合适的液态氧化剂)通过再生回热升高温度以及依靠外界零压力环境而汽化，使得其饱和蒸气压稳定在高效率燃烧压力并将液体氧化剂推入燃烧室和固体燃料反应，达到推进目的。调节氧化剂流量，以调控推力并实现升高与降落。飞行式的月球探测的探测范围更宽，移动速度更快，几乎不受月球表面地形影响。此项目将是未来开展未来月球基地建设重要组成部分。
附图说明
[0014]图1为本专利技术的整体结构示意图；
[0015]图2为本专利技术的剖面结构示意图；
[0016]图3为底壳的整体结构示意图；
[0017]图4为底壳的剖面结构示意图；
[0018]图5为喷管壳的立体剖视示意图；
[0019]图6为喷管壳的剖面示意图；
[0020]图7为顶盖的结构示意图；
[0021]图8为固体燃料仓的整体结构示意图；
[0022]图9为固体燃料仓的剖面结构示意图；
[0023]图10为图9中A部的放大图；
[0024]图11为氧化剂的流动方向以及燃烧后的气体流动方向示意图。
具体实施方式
[0025]为了使本专利技术所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本专利技术做进一步详细说明。
[0026]如图1～10所示，本实施例可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，包括底壳、隔板、顶盖、喷管壳和电气推杆；
[0027]所述底壳呈半球形设置，底壳内设有隔板，隔板下方设有液体氧化剂仓，隔板上方
设有固体燃料仓，所述固体燃料仓的上平面铰接所述电气推杆，所述电气推杆的伸缩端穿过喷管壳上的孔与顶盖铰接；所述顶盖的外表面为球面，与底壳具有共同的圆心；其中，所述电气推杆通过接受控制指令而伸缩，以调整顶盖的相对位置，从而改变各方向上的喷气推力对飞行器进行姿态控制；
[0028]所述固体燃料仓包括依次设置的外壳、中壳和内胆，所述中壳的底部设有底座，顶部设有顶座；所述外壳和中壳之间形成两组微流道，分别为进气微流道和出气微流道；内胆作为燃烧室的壳，内部装有燃料；所述内胆与中壳的底座、中壳的底座与中壳的壁均设有缝隙，所述缝隙与出气微流道连通；内胆的上下部均设有开口；所述喷管壳的中部设有喷管喉部，所述喷管喉部与内胆的上开口连通，内胆的下开口与所述缝隙连通；喷管喉部的四周设有空的夹层，该夹层与两组微流道连通；所述底壳上设有与进气微流道相连通的开孔，以使氧化剂流入进气微流道。本实施例可在喷管喉部的夹层处设置调节阀门以调控氧化剂的流量。
[0029]所述隔板与底壳的内壁焊接；所述固体燃料仓焊接于隔板上，内部填充固体燃料，其中固体燃料要求可以和汽化的氧化剂快速自发燃烧。所述喷管壳焊接在底壳上，不得有漏气或不牢固焊接的地方。装载喷管壳前安装所需科学探测仪器和陀螺仪等。
[0030]所述电气推杆设有三组，相应地，所述喷管壳上面开三个大小合适的孔，以供电气推杆穿过并预留电气推杆伸缩时的横向活动空间。本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，其特征在于：包括底壳、隔板、顶盖、喷管壳和电气推杆；所述底壳呈半球形设置，底壳内设有隔板，隔板下方设有液体氧化剂仓，隔板上方设有固体燃料仓，所述固体燃料仓的上平面铰接所述电气推杆，所述电气推杆的伸缩端穿过喷管壳上的孔与顶盖铰接；所述顶盖的外表面为球面，与底壳具有共同的圆心；其中，所述电气推杆通过接受控制指令而伸缩，以调整顶盖的相对位置，从而改变各方向上的喷气推力对飞行器进行姿态控制；所述固体燃料仓包括依次设置的外壳、中壳和内胆，所述中壳的底部设有底座，顶部设有顶座；所述外壳和中壳之间形成两组微流道，分别为进气微流道和出气微流道；内胆的内部装有燃料，所述内胆与中壳的底座、中壳的底座与中壳的壁均设有缝隙，所述缝隙与出气微流道连通；内胆的上下部均设有开口；所述喷管壳的...

【专利技术属性】
技术研发人员：周子俊，黄玥，齐向上，孔一诺，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：