一种自启动自转旋翼式火箭回收系统及其方法技术方案

本发明专利技术公开了航空宇航科学与技术领域的一种自启动自转旋翼式火箭回收系统及其方法，系统包括火箭壳体，火箭壳体内设有旋翼系统部分，旋翼系统部分包括旋翼系统整流罩，旋翼系统整流罩内安装有旋翼轴，旋翼轴两端分别固定连接有任务载荷舱和航电系统模块，旋翼轴中部套设有自动倾斜器，旋翼轴以轴线为中心沿其周向设有若干舵机和桨毂，桨毂位于自动倾斜器上方，桨毂另一端依次铰接有桨叶折叠机构和桨叶，舵机位于自动倾斜器下方，舵机与自动倾斜器通过连杆活动连接。本方案将旋翼系统集成至箭体之内，结构简单，在旋翼实现自转过程中，仅依靠火箭下坠过程中的相对风，由航电系统对旋翼变距进行控制实现旋翼自转的自启动和火箭的精确高效回收。的精确高效回收。的精确高效回收。

【技术实现步骤摘要】
一种自启动自转旋翼式火箭回收系统及其方法


[0001]本专利技术属于航空宇航科学与
，具体是一种自启动自转旋翼式火箭回收系统及其方法。

技术介绍

[0002]从上个世纪七十年代起，人们就开始探索可以用于火箭重复回收的技术。目前主流的火箭回收方式主要有：降落伞回收、可控翼伞回收、带翼回收和发动机反推垂直回收。其中，动力垂直回收对发动机可变推力技术、闭环矢量推力与油门控制技术提出了巨大挑战。
[0003]降落伞回收方式落点不可控，落地后火箭的追踪和搜寻将耗费较多人力物力。而其他方式如可控翼伞回收、带翼回收等也存在着受空中气流扰动影响大、落点精度较低等不足。对于中小型火箭如探空火箭而言，其结构简单发射灵活，却也限制了火箭设计往高质量发展。这类中小型火箭多采用廉价、一次性使用的设计方案。少数采用可回收设计方案的中小型火箭也局限于单一的降落伞回收方式。而自启动自转旋翼的工作原理和性能能使火箭实现不带动力的位置可控、平稳着陆回收，该回收方式具有低成本、着陆点精确可控、着陆冲击小等显著优势，可广泛应用于各型火箭，尤其是现阶段回收方式单一的中小型火箭。这类火箭能够实现精确高效回收，将改变以往廉价、一次性使用的设计理念，使人们不再过于考虑设计成本限制，有利于火箭往更高质量方向发展。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种自启动自转旋翼式火箭回收系统及其方法，以实现火箭的精确高效回收。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术的技术方案如下：一种自启动自转旋翼式火箭回收系统，包括火箭壳体，火箭壳体内设有旋翼系统部分，任务载荷舱，航电系统模块，推进舱段；旋翼系统部分包括旋翼系统整流罩，整流罩通过爆炸螺栓与任务舱和推进舱外结构连接，旋翼系统整流罩内安装有旋翼轴，旋翼轴两端分别与任务载荷舱和航电系统模块固定连接，旋翼轴中部套设有自动倾斜器，旋翼轴以轴线为中心沿其周向设有若干舵机和桨毂，桨毂位于自动倾斜器上方，桨毂远离自动倾斜器的一端依次铰接有桨叶折叠机构和桨叶，舵机位于自动倾斜器下方，舵机与自动倾斜器通过连杆活动连接。
[0006]进一步，桨叶折叠机构包括铰链扭簧结构和卡扣自锁机构，铰链扭簧结构与桨叶一端铰接，卡扣自锁机构与桨毂铰接，铰链扭簧结构远离桨叶的一端与卡扣自锁机构铰接。
[0007]进一步，火箭壳体外侧壁设有若干凹槽，凹槽内设有桨叶锁定销。
[0008]进一步，桨叶数量与凹槽数量相等。
[0009]进一步，桨叶可以正负变距，其变距范围为
‑
90
°
～30
°
。
[0010]进一步，航电系统模块包括火箭的弹载计算机、GPS、捷联惯性导航组、机电系统控制面板、供电电池组。
[0011]进一步，一种自启动自转旋翼式火箭回收方法，包括如下步骤：
[0012]S1、飞行数据采集及分析判断：弹载计算机收集火箭实时飞行数据，规划旋翼系统部分的最优化自启动控制策略，并下达指令至控制面板及舵机，通过爆炸螺栓抛出整流罩，实施相应后续作动；
[0013]S2、旋翼吸收相对风能自启动：实时调节旋翼总距，打开桨叶锁定稍展开桨叶，舵机驱动自动倾斜器实时调节桨叶相对气流迎角，控制旋翼桨叶总距，使旋翼转速逐步增加进入稳定自转；
[0014]S3、控制火箭下降率、姿态、下落轨迹：桨叶吸收相对风能加速自转至预定转速范围后，弹载计算机实时动态调节旋翼桨叶的总距及周期变距以控制火箭的下降率、姿态、水平速度和航向；
[0015]S4、火箭软着陆回收：根据GPS导航规划的下落轨迹，火箭飞行至预定着陆点进行回收。
[0016]进一步，火箭回收初始状态时桨叶折叠进火箭壳体上的凹槽内，桨叶锁定稍锁定桨叶。
[0017]进一步，旋翼系统部分不带动力，舵机驱动自动倾斜器控制旋翼桨叶总距和周期变距。
[0018]本方案的原理：
[0019]弹载计算机根据收集到的当前飞行数据，实时规划旋翼的最优化自启动控制策略，并其下达指令给机电系统控制器，通过爆炸螺栓抛出整流罩，由舵机执行相应后续作动。此时舵机将实时动态调节旋翼的总距与周期变距，进一步的控制火箭姿态、桨叶相对气流速度迎角，使旋翼吸收相对气流能量处于最高效率状态。为了使气流驱动旋翼自转效果达到最优，桨叶将尽可能最大程度地操纵到负桨距。旋翼吸收相对风能将加速自转，当自转速度逐渐稳定至预定工作范围之后，弹载计算机将通过实时动态调节旋翼桨叶的总距来控制火箭的下降率，并实时控制周期变距来控制火箭的姿态、水平速度和航向，再借助GPS导航规划的下落轨迹，火箭能受控的自转飞行到预定着陆点，火箭在离地高度约5m至30m时通过瞬时增距来获得短时间的大拉力来极大减慢着陆速度，实现精确的着陆点可控回收。
[0020]采用上述方案后实现了以下有益效果：
[0021]1.本方案将轻量化的旋翼系统集成至箭体之内，结构简单。在旋翼实现自转的过程中，无需额外提供旋翼自旋的动力，仅由飞控计算机执行最优化控制策略达到旋翼自转的自启动。由于自转飞行的特性，旋翼不产生反扭矩，无需提供如尾桨等反扭距装置，结构简单，重量较轻，有效控制火箭的下落轨迹，火箭回收的成功率高；
[0022]2.本方案火箭在下落过程中，由实时动态调节旋翼总距来控制下降率，由实时动态控制周期变距来控制下落姿态、水平速度和航向。火箭在距离地面一定高度时，旋翼将瞬间增距，达到软着陆回收的效果。本方案维护简单方便，允许短的间隔时间内多次使用；支持火箭快速多次发射，减小发射成本效果显著；
[0023]3.本方案提出的自启动自转旋翼式火箭回收系统及回收方式为一种刚性的新型火箭回收方式，较传统的降落伞、翼伞回收方式有显著优势。不仅可用于火箭回收，还可以运用于弹体回收、中小型下落飞行器回收、无人机回收等。相较于目前主流的火箭回收方式，如垂直反推着陆、降落伞着陆等，具有无需燃料动力、着陆地点精准可控、可重复使用次
数多的优点。
附图说明
[0024]图1为本专利技术实施例回收系统的剖面图。
[0025]图2为本专利技术实施例旋翼展开时回收系统的轴测图。
[0026]图3为本专利技术实施例旋翼系统部分的轴测图。
[0027]图4为本专利技术实施例回收系统的轴侧图。
[0028]图5为本专利技术实施例桨叶折叠机构的轴测图。
[0029]图6为本专利技术实施例回收方法的流程示意图。
具体实施方式
[0030]下面通过具体实施方式进一步详细说明：
[0031]说明书附图中的附图标记包括：旋翼系统部分1、任务载荷舱2、航电系统模块3、推进舱段4、桨叶折叠机构5、桨叶6、桨毂7、自动倾斜器8、旋翼轴9、舵机10、旋翼系统整流罩11、卡扣自锁机构12、铰链扭簧结构13、桨叶锁定销14。
[0032]实施例基本如附图1
‑
图6所示：
[0033]一种自启动自转旋翼式火箭回收系统，包括火箭壳体，火箭壳体内设有旋翼系统部分1，任务载荷舱2，航电系本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种自启动自转旋翼式火箭回收系统，其特征在于：包括火箭壳体，火箭壳体内设有旋翼系统部分，任务载荷舱，航电系统模块，推进舱段；旋翼系统部分包括旋翼系统整流罩，整流罩通过爆炸螺栓与任务舱和推进舱外结构连接，旋翼系统整流罩内安装有旋翼轴，旋翼轴两端分别与任务载荷舱和航电系统模块固定连接，旋翼轴中部套设有自动倾斜器，旋翼轴以轴线为中心沿其周向设有若干舵机和桨毂，桨毂位于自动倾斜器上方，桨毂远离自动倾斜器的一端依次铰接有桨叶折叠机构和桨叶，舵机位于自动倾斜器下方，舵机与自动倾斜器通过连杆活动连接。2.根据权利要求1所述的自启动自转旋翼式火箭回收系统，其特征在于：桨叶折叠机构包括铰链扭簧结构和卡扣自锁机构，铰链扭簧结构与桨叶一端铰接，卡扣自锁机构与桨毂铰接，铰链扭簧结构远离桨叶的一端与卡扣自锁机构铰接。3.根据权利要求1所述的自启动自转旋翼式火箭回收系统，其特征在于：火箭壳体外侧壁设有若干凹槽，凹槽内设有桨叶锁定销。4.根据权利要求1所述的自启动自转旋翼式火箭回收系统，其特征在于：桨叶数量与凹槽数量相等。5.根据权利要求1所述的自启动自转旋翼式火箭回收系统，其特征在于：桨叶可以正负变距，其变距范围为
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90
°
～30
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。6.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：沈俊彪，李攀，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：