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      一種可回收的助推器的制作方法

      文檔序號:12303130閱讀:453來源:國知局
      一種可回收的助推器的制作方法與工藝

      本發(fā)明屬于火箭助推技術(shù)領(lǐng)域,具體涉及一種可回收的助推器。



      背景技術(shù):

      火箭助推器一般是由輔助助推器和主助推器構(gòu)成,是一種用于火箭發(fā)射時增加推力的裝置。

      由于火箭發(fā)動機(jī)成本昂貴,不論是主助推器還是輔助助推器它們僅能一次性使用,使得火箭發(fā)射成本增高。

      目前世界主要火箭大國都在研究火箭回收技術(shù)。較為成功的是美國技術(shù),在火箭升空分離后,通過對多個火箭發(fā)動機(jī)的控制與調(diào)節(jié),使其緩慢地降落在指定位置上,避免與地面的暴力碰撞,從而能夠重復(fù)使用。該方法雖然成功,也有一個很大的弊端:控制與調(diào)節(jié)火箭助推器需要耗費(fèi)巨大的燃料,從而降低了火箭的運(yùn)載能力。我國在火箭回收研究上也做了大量的工作。

      目前已知的有三種方案:美國方案,翼人式的飛行服套裝,降落傘。這三種方案都沒有成功的報道。國內(nèi)民間對火箭回收的研究則處于更加空幻階段,基本上沒有切實可行的方案。



      技術(shù)實現(xiàn)要素:

      本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于提供一種可回收的助推器,該助推器為主助推器或者輔助助推器,主助推器或者輔助助推器采用特制結(jié)構(gòu),并在主助推器或輔助助推器的兩側(cè)分別通過若干組螺旋翼實現(xiàn)主助推器或輔助助推器的緩慢降落,從而達(dá)到對主助推器或輔助助推器的回收。

      本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案來實現(xiàn):

      一種可回收的助推器,它包括助推器本體,所述的助推器本體為主助推器或輔助助推器,所述的主助推器是兩組半圓柱狀主助推器構(gòu)成并掛接在火箭上,而所述的輔助助推器是由兩組空心半圓柱狀輔助助推器構(gòu)成,并掛接在主助推器上;在所述的半圓柱狀主助推器或者空心半圓柱狀輔助助推器的兩側(cè)處分別開有若干個收納槽,在每個收納槽內(nèi)通過轉(zhuǎn)軸活動設(shè)有支撐桿,在支撐桿的末端處設(shè)有折疊螺旋組件;在所述半圓柱狀主助推器或者空心半圓柱狀輔助助推器上還設(shè)有飛行自動控制系統(tǒng)、平衡傳感器和蓄電池。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述的折疊螺旋組件包括調(diào)速電機(jī)和螺旋翼,所述的調(diào)速電機(jī)采用嵌入的方式安裝在支撐桿末端內(nèi)部,其調(diào)速電機(jī)的輸出端伸出支撐桿外,所述調(diào)速電機(jī)的輸出端設(shè)有用于連接螺旋翼的連接件。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述的螺旋翼至少是由兩組的螺旋槳葉構(gòu)成,并采用活動的連接方式與連接件相連。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述螺旋翼以調(diào)速電機(jī)輸出端為中心,可作角度90°的折疊,且折疊后的螺旋翼與支撐桿平行。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述支撐桿以轉(zhuǎn)軸為中心,可作90°折疊。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述支撐桿的長度與收納槽的長度一致;所述螺旋槳葉和支撐桿分別折疊后,其厚度之和與收納槽的深度一致。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述半圓柱狀主助推器或者空心半圓柱狀輔助助推器兩側(cè)的收納槽下方還設(shè)有用于驅(qū)轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動的驅(qū)動機(jī)構(gòu)。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述的平衡傳感器分別設(shè)置在半圓柱狀主助推器或者空心半圓柱狀輔助助推器的四個拐角處,該平衡傳感器與所述的飛行自動控制系統(tǒng)連接,在所述的飛行自動控制系統(tǒng)還分別與蓄電池、驅(qū)動機(jī)構(gòu)和調(diào)速電機(jī)連接。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述的蓄電池還與調(diào)速電機(jī)連接,并實時為調(diào)速電機(jī)提供電能。

      作為本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)在于:所述的支撐桿還可以為電動伸縮式支撐桿,所述的螺旋翼為折疊式螺旋翼或者非折疊式螺旋翼中的一種。

      本發(fā)明是在火箭升空后,當(dāng)輔助助推器或主助推器脫離后每個助推器都會一分為二,此時,飛行自動控制系統(tǒng)啟動驅(qū)動機(jī)構(gòu),使驅(qū)動機(jī)構(gòu)帶動轉(zhuǎn)軸使支撐桿展開,在支撐桿展開后,飛行自動控制系統(tǒng)啟動同時啟動兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)轉(zhuǎn)動,通過調(diào)速電機(jī)旋轉(zhuǎn),與此同時,用于連接螺旋槳葉的連接件一并轉(zhuǎn)動,此時,螺旋槳葉在離心的作用下甩開并形成螺旋翼。

      在螺旋翼的作用下,空氣流過螺旋槳葉上表面,流管變細(xì),流速加快,壓力減??;空氣流過螺旋槳葉下表面時,流管變粗,流速變慢,壓力增大。這樣一來螺旋槳葉的上下表面就形成了壓力差,螺旋槳葉上產(chǎn)生一個向上的拉力,通過該拉力使助推器緩慢降落。

      由于拉力大小受到很多方面影響,輔助助推器或主助推器在降落的過程中容易出現(xiàn)傾斜或偏離方向,此時,通過平衡傳感器實時獲取平衡信號,并將該信號傳送至飛行自動控制系統(tǒng),由飛行自動控制系統(tǒng)逐個對調(diào)速電機(jī)的轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)節(jié)。

      當(dāng)輔助助推器或主助推器在降落的過程中,向左側(cè)傾斜時,此時通過飛行自動控制系統(tǒng)控制右側(cè)的調(diào)速電機(jī)轉(zhuǎn)速,使右側(cè)調(diào)速電機(jī)轉(zhuǎn)速降低,此時,右側(cè)向上的拉力會變小,而輔助助推器或主助推器會因自身重量下降至平衡狀態(tài)。當(dāng)向右側(cè)傾斜時原理相反。

      當(dāng)輔助助推器或主助推器在降落的過程中,向前傾斜時,此時通過飛行自動控制系統(tǒng)降低輔助助推器或主助推器后方兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)轉(zhuǎn)速,此時,輔助助推器或主助推器后方的拉力會變小,而輔助助推器或主助推器后方會因自身重量下降至平衡狀態(tài)。當(dāng)向后方傾斜時原理相反。

      本發(fā)明的有益效果是:

      1)本發(fā)明是通過飛行自動控制系統(tǒng)啟動驅(qū)動機(jī)構(gòu),使驅(qū)動機(jī)構(gòu)帶動轉(zhuǎn)軸使支撐桿展開,在支撐桿展開后,飛行自動控制系統(tǒng)啟動同時啟動兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)轉(zhuǎn)動,通過調(diào)速電機(jī)旋轉(zhuǎn),同時螺旋槳葉在離心的作用下甩開并形成螺旋翼,通過螺旋翼使助推器緩慢降落,從而實現(xiàn)回收再利用。

      2)本發(fā)明通過對助推器兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)的轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié),使助推器不論向左、右、前、后傾斜時都能達(dá)到一個平衡緩慢降落,以實現(xiàn)助推器的安全著落。

      附圖說明

      圖1為本發(fā)明可回收的輔助助推器實施例結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖2為圖1的剖面結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖3為圖1的俯視圖;

      圖4為圖3中螺旋槳葉折疊后的狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖5為圖4中支撐桿和螺旋槳葉在收納槽內(nèi)的狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖6為圖1中a部分放大結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖7為本發(fā)可回收的主助推器實施例結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖8為圖7的剖面結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖9為圖7的俯視圖;

      圖10為圖9中螺旋槳葉折疊后的狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖11為圖10中支撐桿和螺旋槳葉在收納槽內(nèi)的狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖12為本發(fā)明系統(tǒng)原理示意圖;

      圖13為本發(fā)明是用于驅(qū)動支撐桿展開的傳動機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖;

      圖14為助推器與火箭本體位置關(guān)系示意圖;

      圖15為本明發(fā)輔助助推器的支撐桿的另一種實施例;

      圖16為圖15中的螺旋翼收縮后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)圖;

      圖17為本發(fā)明主助推器的支撐桿的另一種實施例;

      圖18為圖17中的螺旋翼收縮后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)圖;

      圖19為圖16、圖18中的b部分結(jié)構(gòu)放大示意圖。

      具體實施方式

      為了使本發(fā)明實現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達(dá)成目的與功效易于明白了解,下面結(jié)合具體圖示,進(jìn)一步闡述本發(fā)明。

      實施例一

      如圖1-6、12-14所示,一種可回收的助推器,它包括助推器本體1,所述的助推器本體1為主助推器100a,主助推器100a是兩組半圓柱狀主助推器10a構(gòu)成并掛接在火箭2上;在半圓柱狀主助推器10a的兩側(cè)處分別開有若干個收納槽3,在每個收納槽3內(nèi)通過轉(zhuǎn)軸4活動設(shè)有支撐桿5,在支撐桿5的末端處設(shè)有折疊螺旋組件6;在半圓柱狀主助推器10a上還設(shè)有飛行自動控制系統(tǒng)7、平衡傳感器8和蓄電池9。

      在本實施例中,折疊螺旋組件6包括調(diào)速電機(jī)60和螺旋翼61,調(diào)速電機(jī)60采用嵌入的方式安裝在支撐桿5末端內(nèi)部,其調(diào)速電機(jī)60的輸出端伸出支撐桿5外,調(diào)速電機(jī)60的輸出端設(shè)有用于連接螺旋翼61的連接件62。而螺旋翼61至少是由兩組的螺旋槳葉610構(gòu)成,并采用活動的連接方式與連接件62相連。此外,螺旋翼61以調(diào)速電機(jī)60輸出端為中心,可作角度90°的折疊,且折疊后的螺旋翼61與支撐桿5平行。

      在本實施例中,支撐桿5以轉(zhuǎn)軸4為中心,可作90°折疊。支撐桿5的長度與收納槽3的長度一致。另外,螺旋槳葉610和支撐桿5分別折疊后,其厚度之和與收納槽3的深度一致,此外,折疊后的螺旋槳葉610與半圓柱狀主助推器10a表面在一個水平面。

      在本實施例中,半圓柱狀主助推器10a兩側(cè)的收納槽3下方還設(shè)有用于驅(qū)轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動的驅(qū)動機(jī)構(gòu)300。在本申請中,驅(qū)動機(jī)構(gòu)300是由驅(qū)動電機(jī)300a、傳動軸300b和齒輪300c構(gòu)成。在完成對支撐桿5驅(qū)動展開時,在轉(zhuǎn)軸4的下端需要設(shè)置與齒輪300c配合使用的錐齒40。由于這種驅(qū)動機(jī)構(gòu)是一種比較常見的驅(qū)動方式,因此,本申請就不在詳細(xì)闡述。

      在本實施例中,平衡傳感器8分別設(shè)置在半圓柱狀主助推器10a的四個拐角處,該平衡傳感器8與所述的飛行自動控制系統(tǒng)7連接,飛行自動控制系統(tǒng)7還分別與蓄電池9、驅(qū)動機(jī)構(gòu)300和調(diào)速電機(jī)60連接。在本申請中,蓄電池9還與調(diào)速電機(jī)60連接,并實時為調(diào)速電機(jī)60提供電能。

      實施例二

      如圖6-11、12-14所示,一種可回收的助推器,它包括助推器本體1,助推器本體1為輔助助推器100b,輔助助推器100b是兩組空心半圓柱狀輔助助推器10b構(gòu)成,并掛接在主助推器上;在空心半圓柱狀輔助助推器10b的兩側(cè)處分別開有若干個收納槽3,在每個收納槽3內(nèi)通過轉(zhuǎn)軸4活動設(shè)有支撐桿5,在支撐桿5的末端處設(shè)有折疊螺旋組件6;在空心半圓柱狀輔助助推器10b上還設(shè)有飛行自動控制系統(tǒng)7、平衡傳感器8和蓄電池9。

      在本實施例中,折疊螺旋組件6包括調(diào)速電機(jī)60和螺旋翼61,調(diào)速電機(jī)60采用嵌入的方式安裝在支撐桿5末端內(nèi)部,其調(diào)速電機(jī)60的輸出端伸出支撐桿5外,調(diào)速電機(jī)60的輸出端設(shè)有用于連接螺旋翼61的連接件62。此外,螺旋翼61至少是由兩組的螺旋槳葉610構(gòu)成,并采用活動的連接方式與連接件62相連。螺旋翼61以調(diào)速電機(jī)60輸出端為中心,可作角度90°的折疊,且折疊后的螺旋翼61與支撐桿5平行。

      在本實施例中,支撐桿5以轉(zhuǎn)軸4為中心,可作90°折疊。支撐桿5的長度與收納槽3的長度一致。另外,螺旋槳葉610和支撐桿5分別折疊后,其厚度之和與收納槽3的深度一致,此外,折疊后的螺旋槳葉610與半圓柱狀主助推器10b端面在一個水平面上。

      在本實施例中,空心半圓柱狀輔助助推器10b兩側(cè)的收納槽3下方還設(shè)有用于驅(qū)轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動的驅(qū)動機(jī)構(gòu)300。在本申請中,驅(qū)動機(jī)構(gòu)300是由驅(qū)動電機(jī)300a、傳動軸300b和齒輪300c構(gòu)成。在完成對支撐桿5驅(qū)動展開時,在轉(zhuǎn)軸4的下端需要設(shè)置與齒輪300c配合使用的錐齒40。由于這種驅(qū)動機(jī)構(gòu)是一種比較常見的驅(qū)動方式,因此,本申請就不在詳細(xì)闡述。

      在本實施例中,平衡傳感器8分別設(shè)置在空心半圓柱狀輔助助推器10b的四個拐角處,該平衡傳感器8與所述的飛行自動控制系統(tǒng)7連接,飛行自動控制系統(tǒng)7還分別與蓄電池9、驅(qū)動機(jī)構(gòu)300和調(diào)速電機(jī)60連接。蓄電池9還與調(diào)速電機(jī)60連接,并實時為調(diào)速電機(jī)60提供電能。

      實施例三

      如圖15-18所示,一種可回收的助推器,該助推器與上述兩種實施例不同的是,此實施例三中的支撐桿5為電動伸縮式支撐桿,并以垂直的方式設(shè)置在收納槽3內(nèi)中間位置處,而折疊螺旋組件6安裝在電動伸縮式支撐桿的頂端(此實施例中可省略實施例一和實施例二中的驅(qū)動機(jī)構(gòu))。

      另外,在該實施例中,螺旋翼61(非折疊式)采用固定方式與連接件62相連,且螺旋翼61的總長度與收納槽的長度一致,螺旋翼61與調(diào)速電機(jī)60的高度之和與收納槽3的深度一致,并且在電動伸縮式支撐桿收縮后螺旋翼61與助推器(主助推器表面、輔助助推器端面)表面同在一個水平面。

      該實施例中的啟動方式:是通過電動伸縮式支撐桿升起后,即可啟動調(diào)速電機(jī)60、并帶動螺旋翼61轉(zhuǎn)動,實現(xiàn)助推器(主助推器或輔助助推器)緩慢降落,從而達(dá)到回收再利用。

      本發(fā)明是在火箭升空后,當(dāng)輔助助推器100a或主助推器100b脫離后每個助推器都會一分為二,此時,飛行自動控制系統(tǒng)7啟動驅(qū)動機(jī)構(gòu)300,使驅(qū)動機(jī)構(gòu)300帶動轉(zhuǎn)軸4使支撐桿5展開,在支撐桿5展開后,飛行自動控制系統(tǒng)7同時啟動兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)60轉(zhuǎn)動,使調(diào)速電機(jī)60旋轉(zhuǎn),與此同時,用于連接螺旋槳葉610的連接件62一并轉(zhuǎn)動,此時,螺旋槳葉610在離心的作用下被甩開并形成螺旋翼61。

      在螺旋翼61的作用下,空氣流過螺旋槳葉610上表面,流管變細(xì),流速加快,壓力減??;空氣流過螺旋槳葉610下表面時,流管變粗,流速變慢,壓力增大。這樣一來螺旋槳葉610的上下表面就形成了壓力差,螺旋槳葉610上產(chǎn)生一個向上的拉力,通過該拉力使助推器緩慢降落。

      由于拉力大小受到很多方面影響,輔助助推器100b或主助推器100a在降落的過程中容易出現(xiàn)傾斜或偏離方向,此時,通過平衡傳感器8實時獲取平衡信號,并將該信號傳送至飛行自動控制系統(tǒng)7,由飛行自動控制系統(tǒng)7對調(diào)速電機(jī)60的轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)節(jié)。

      當(dāng)輔助助推器100b或主助推器100a在降落的過程中,向左側(cè)傾斜時,此時通過飛行自動控制系統(tǒng)7控制右側(cè)的調(diào)速電機(jī)60轉(zhuǎn)速,使右側(cè)調(diào)速電機(jī)60轉(zhuǎn)速降低,此時,右側(cè)向上的拉力會變小,而輔助助推器100b或主助推器100a的右側(cè)會因自身重量下降至平衡狀態(tài)。當(dāng)向右側(cè)傾斜時原理相反。

      當(dāng)輔助助推器100b或主助推器100a在降落的過程中,向前傾斜時,此時通過飛行自動控制系統(tǒng)7降低輔助助推器100b或主助推器100a后方兩側(cè)的調(diào)速電機(jī)60轉(zhuǎn)速,此時,輔助助推器100b或主助推器100a后方的拉力會變小,而輔助助推器100b或主助推器100a后方會因自身重量下降至平衡狀態(tài)。當(dāng)向后方傾斜時原理相反。

      以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理、主要特征和優(yōu)點(diǎn)。本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解,本發(fā)明不受上述實施例的限制,上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理,在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下,本發(fā)明還會有各種變化和改進(jìn),這些變化和改進(jìn)都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護(hù)范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。

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