【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及通用航空飞行安全，具体涉及适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统。
技术介绍
1、随着国内外通用航空产业的迅猛发展，轻型电动飞机有着广阔的市场前景，为保证其飞行安全与提高飞行事故的生还率，轻型电动飞机基本都将弹道式整机降落伞作为最后的安全防线。在弹道式整机降落伞中，助推火箭的性能与可靠性对弹道式整机降落伞能否顺利启动具有决定性的作用。
2、伴随着通用航空器应用的增加，坠毁事故也相应增加，造成重大人员伤亡和财产损失。同时也伴随着航空技术的发展与人们对航空安全的重视度的提高，如何提高飞行事故的生还率就成了一个重要的发展方向。若发生飞行碰撞，机上火灾，舵面卡阻等故障时，整机降落伞几乎成为失事飞机唯一安全着陆的方法。由此可知，弹道式整机降落伞救生系统作为飞行安全的最后一道防线，可大大提升驾驶员和乘客的旅程安全性。在此系统运行过程中，助推火箭作为最先响应的工作模块，在事故发生时，助推火箭在短时间内迅速点火，并将引导伞和主伞顺利拉出。助推火箭的可靠性与功能性在救援过程中均起到了关键性的作用。
3、故提供一种具有多功能的整机降落伞助推火箭系统及方法是非常有意义的。
技术实现思路
1、鉴于此，本专利技术公开提供了适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，以提高通用航空器飞行的安全性，也可提高助推火箭的多功能性，完善助推火箭的设计应用体系。
2、本专利技术的技术方案为：
3、适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞
4、所述助推火箭本体包括火箭头锥、火箭控制板、火箭伞舱、火箭固体火药发动机、火箭可动弹翼；
5、所述控制板包括主控板、驱动板；
6、所述控制板、火箭固体火药发动机由机载7.4v电源供电；
7、所述引导线缆上装有点火头，火箭固体火药发动机通过点火头与机载7.4v电源连接；
8、所述火箭可动弹翼用于调整火箭姿态，所述火箭可动弹翼舵机的信号端口与主控板的舵机输出接口连接；
9、所述火箭伞舱用于控制火箭开伞回收，所述火箭伞舱舵机的信号端口与主控板(10)的pwm接口相连接。
10、优选地，所述主控板包括ch32v103主控芯片、十轴传感器模块、气压计模块、磁力计模块、舵机输出接口、时钟晶振模块以、蜂鸣器及下载串口、pwm接口；
11、所述驱动板包括电源、mos点火驱动部以及电池部；
12、所述电源由两个ldo芯片ams1117-5.0构成稳压电路，分别输出5v电源为所述火箭可动弹翼的舵机、火箭伞舱的舵机以及主控板进行供电；
13、所述mos点火驱动部采用aoda4184 n沟道mos管驱动，最大支持50a瞬时电流；
14、所述点火头输入端口与所述mos点火驱动部的输出端口连接。
15、优选地，所述助推火箭本体为碳纤维结构，所述整机降落伞由轻质伞布制成。
16、优选地，所述火箭头锥外形采用冯卡门曲线，其由pla材料进行3d打印形成，pla材料表面涂有环氧树脂。
17、优选地，火箭可动弹翼使用pla材料通过3d打印进行制作，其翼型使用clack y翼型，通过一字型舵机臂与控制其偏转的舵机连接。
18、应用适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，包括如下步骤：
19、s1:机载7.4v电源通过点火头对火箭固体火药发动机进行短接点火，随即助推火箭本体点火起飞与机载7.4v电源断开,使用所述驱动板中的电池部对所述火箭控制板供电；
20、s2:主控板工作，其中ch32v103c8t6主控芯片通过气压计模块、磁力计模块分别获取高度与航向信息，配合十轴传感器模块采集到的姿态信息进行火箭姿态解算，随即改变控制火箭可动弹翼的舵机驱动信号，通过驱动板)对舵机进行供电，使弹翼进行偏转，改变火箭姿态，使其飞行方向垂直于地面；
21、s3：根据火箭固体火药发动机中火药的固有燃烧时长，ch32v103c8t6主控芯片通过时钟晶振模块进行计时，在达到整机降落伞全部弹出的时间后随即对所述mos点火驱动部发出高电平信号对所述引导线缆进行点火，继而烧断助推火箭本体与整机降落伞之间的引导线缆实现火箭与整机降落伞的分离；
22、s4：所述mos点火驱动部发出指令，ch32v103主控芯片改变控制火箭伞舱开关舵机的信号使火箭伞舱打开，进而弹出其中的火箭回收降落伞对助推火箭进行回收；
23、s5：助推助推火箭本体落地，其上的蜂鸣器开启报警，控制板上的led灯闪烁。
24、本专利技术提供的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，该系统中使用固体火箭发动机作为动力，通过ch32v103主控芯片搭配多型传感器得到姿态、高度、航向、时间等信息对其系统进行控制。通过控制舵机的转动使其火箭的可动弹翼进行偏转，实现对火箭姿态进行调整进而使整机降落伞的开伞方向垂直于地面。通过控制驱动点火电路以实现火箭与整机降落伞的分离。通过改变pwm值以实现对火箭伞舱舵机的控制。
25、本专利技术相较于传统的无控制助推火箭，具有调整姿态功能可根据飞机飞行姿态自动修正整机降落伞的弹出方向，使弹出的降落伞始终垂直于地面，进而缩短开伞时间，优化降落过程，提升整机伞降的安全性与实用性。除此之外，与整机降落伞分离后的火箭会继续飞行一段时间，随即也可进行自动伞降回收，火箭落地后通过搭载的定位系统可向搜救人员发送坐标信息，同时也通过蜂鸣器进行报警便于失事飞机与助推火箭的搜寻工作，提高搜寻工作的精准性，减少搜寻时间。通过本专利技术可大幅提高整机落伞的助推火箭的使用效率与多功能性，也可大幅度降低使用成本。
26、应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本专利技术的公开。
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1.适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞(6)、飞机舱盖保护面罩(7)、飞机降落伞伞舱(8)、机载7.4V电源(9)及控制板(2)，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞(6)连接，并放置于飞机降落伞伞舱(8)中，所述飞机舱盖保护面罩(7)安装在飞机降落伞伞舱(8)上；
2.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，所述助推火箭本体为碳纤维结构，所述整机降落伞(6)由轻质伞布制成。
4.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，所述火箭头锥(1)外形采用冯卡门曲线，其由PLA材料进行3D打印形成，PLA材料表面涂有环氧树脂。
5.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，
6.应用权利要求1-5所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，包括如下步骤：
【技术特征摘要】
1.适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，包括助推火箭本体、引导线缆、整机降落伞(6)、飞机舱盖保护面罩(7)、飞机降落伞伞舱(8)、机载7.4v电源(9)及控制板(2)，所述助推火箭本体通过引导线缆与整机降落伞(6)连接，并放置于飞机降落伞伞舱(8)中，所述飞机舱盖保护面罩(7)安装在飞机降落伞伞舱(8)上；
2.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的适用于轻型电动飞机伞降...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵为平，李家伟，项松，张业伟，赵锐，陈刚，李金龙，刘远强，吕大为，王超越，
申请(专利权)人：辽宁通用航空研究院，
类型：发明
国别省市：
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