一种可回收的主助推器的制作方法

本发明属于火箭推进技术领域，具体涉及一种可回收的主助推器。

背景技术：

火箭助推器是一种用于为火箭本体提供动力的航天发动机。当火箭被发射到指定空间后，辅助主推进器会与火箭脱离，自由掉落在地面或者海面上，在与地面或者海面接触后，辅助主推进器会有所损坏，无法重复利用。如何重复使用火箭辅助主推进器一直是世界火箭大国探索的方向。目前美国有两家私人发射公司已经研究出利用火箭的反向动力，控制火箭的降落，使之缓慢地降落在指定地点，可重复使用。该方法虽然成功回收了辅助主推进器，但是有一个重大弊端是在控制辅助主推进器降落时需要大量的动力。因此，可回收火箭的运载能力就会大大下降。目前国内尚无火箭成功回收安全。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于提供一种可回收的主助推器，该主助推器在与火箭本体脱离后可自动展开飞行翼，并能实现自动滑翔，且通过平衡传感器能实时获取平衡信息，对可折叠的飞行翼进行控制，让主助推器安全自动滑翔至指定地点，解决了回收利用问题，从而大大降低火箭发射成本。

本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种可回收的主助推器，该主助推器设置在火箭本体的下端，主要作为火箭本体的主辅助推进，它是由两组主助推模块构成；所述每组主助推模块呈半圆柱体状，且每组主助推模块的两侧分别设有一组可折叠的飞行翼，在所述的每主助推模块内还设有飞行自动控制系统和蓄电池。

作为本发明进一步改进在于：所述主助推模块两侧的可折叠的飞行翼是由若干个飞行翼并分别依次通过数个电动铰链连接形成。

作为本发明进一步改进在于：所述可折叠的飞行翼一侧分别通过数个电动铰链活动连接在主助推模块的一侧(每组可折叠的飞行翼上的电动铰链中，在同一轴线上的为一组，如：第一组电动铰链、第二组电动铰链、第n组电动铰链)。

作为本发明进一步改进在于：位于所述电动铰链处的飞行翼上开有缝隙。每扇飞行翼上的电动铰链相互错位以保证厚度大于飞行翼的电动铰链不会相互重叠，从而增加总体厚度。

作为本发明进一步改进在于：所述主助推模块上的四个拐角处分别设有数组平衡传感器。

作为本发明进一步改进在于：所述每组飞行翼的面积与主助推模块半圆柱体平面面积相同。

作为本发明进一步改进在于：所述的飞行自动控制系统分别与平衡传感器、若干组飞行翼上的数个电动铰链和蓄电池连接。所述的蓄电池还与电动铰链连接。通过若干个平衡传感器实时获取主助推进模块在空中飞行时的平衡数据，并将平衡数据传送给飞行自动控制系统；由蓄电池为所述的飞行自动控制系统实时供电；通过飞行自动控制系统实现自动对飞行翼的展开或调整每块飞行翼与相邻的飞行翼之间的角度，从而调整主助推模块在空中飞行的平衡或飞行方向。

本发明是在火箭升空后，当主助推器内的燃料用完后，主助推器自动与火箭本体脱离，并一分为两组主助推模块，且每组主助推模块上分别设置有可折叠的飞行翼、飞行自动控制系统、平衡传感器以及蓄电池；在脱离后，飞行自动控制系统发出启动信号，并启动电动铰链，由电动铰链使飞行翼展开，实现主助推模块滑翔飞行。

由于本发明中设置有飞行自动控制系统，能根据设定好后的飞行航行，实现自动飞行，同时在飞行的过程中，通过飞行自动控制系统实时获取主助推模块的位置；当偏离航线时，通过飞行自动控制系统控制可折叠的飞行翼实现校正航线，从而达到主助推模块安全降落在指定地点。

本发明的有益效果是：

1)本发明采用两组半圆柱体的主助推模块合并在一起，并固定在火箭本体上，且每组主助推模块上都设置了可折叠的飞行翼以及飞行自动控制系统，主助推器在与火箭本体分离后，主助推器分成两组主助推模块，通过主助推模块上的可折叠的飞行翼的作用下，增加了主助推模块的阻力，实现安全降落，避免主助推模块的损坏，从而达到回收再利用效果；

2)本发明每组主助推模块上都设置了飞行自动控制系统和平衡传感器，通过平衡传感器实时获取主助推模块的平衡数据，并将数据传送至飞行自动控制系统，并由飞行自动控制系统对平衡数据的计算来控制电动铰链对飞行翼的微摆动，从而实现主助推模块的平衡滑翔和改变主助推模块的滑行方向；

3)本发明通过每组主助推模块上飞行自动控制系统，并通过该系统实时对主助推模块的航行位置进行定位，并获取航线坐标信息，当偏离航线时，通过飞行自动控制系统控制可折叠的飞行翼实现校正航线，从而达到安全降落在指定地点。

附图说明

图1为本发明背景技术中现有结构示意图；

图2为本发明与火箭本体位置关系示意图；

图3为本发明与火箭本体位置关系剖面示意图；

图4为本发明主助推器剖面结构示意图；

图5为本发明主助推模块结构示意图；

图6为图5的剖面结构示意图；

图7为本发明主助推模块与可折叠的飞行翼展开状态结构示意图；

图8为本发明可折叠的飞行翼展开平面结构示意图；

图9为本发明控制系统结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

如图2-9所示，一种可回收的主助推器，该主助推器1设置在火箭本体2的下端，主要作为火箭本体2的主辅助推进，它是由两组主助推模块构成10；所述每组主助推模块10呈半圆柱体状，且每组主助推模块10的两侧分别设有一组可折叠的飞行翼100，在所述的每主助推模块10内还设有飞行自动控制系统3和蓄电池4。

所述主助推模块10两侧的可折叠的飞行翼100是由若干个飞行翼(101a、101b)并分别依次通过数个电动铰链102连接形成。所述可折叠的飞行翼一侧分别通过数个电动铰链102活动连接在主助推模块10的一侧(每组可折叠的飞行翼100上的电动铰链102中，在同一轴线上的为一组，如：第一组电动铰链、第二组电动铰链、第n组电动铰链)。

位于所述电动铰链102处的飞行翼(101a、101b)上开有缝隙103。

所述主助推模块10上的四个拐角处分别设有数组平衡传感器5。

所述每组飞行翼(101a、101b)的面积相同。

如图9所示，所述的飞行自动控制系统3分别与平衡传感器5、若干组飞行翼(101a、101b)上的数个电动铰链102和蓄电池4连接。所述的蓄电池4还与电动铰链102连接。通过若干个平衡传感器5实时获取主助推模块10在空中飞行时的平衡数据，并将平衡数据传送给飞行自动控制系统3；由蓄电池4为所述的飞行自动控制系统3实时供电；通过飞行自动控制系统4实现自动对飞行翼(101a、101b)的展开或调整每块飞行翼与相邻的飞行翼之间的角度，从而调整主助推模块10在空中飞行的平衡或飞行方向。

本发明是在火箭升空后，当主助推器内的燃料用完后，主助推器自动与火箭本体脱离，并分成两组的主助推模块10，且每组的主助推模块10上分别设置有可折叠的飞行翼100、飞行自动控制系统3、平衡传感器5以及蓄电池4；在脱离后，飞行自动控制系统3发出启动信号，并启动电动铰链102，由电动铰链102使飞行翼(101a、101b)展开，实现主助推模块10滑翔飞行。

由于本发明中设置有飞行自动控制系统3，能根据设定好后的飞行航线，实现自动飞行，同时在飞行的过程中，通过飞行自动控制系统3实时获取主助推模块10的位置；当偏离航线时，飞行自动控制系统3控制可折叠的飞行翼100实现校正航线，从而达到安全降落在指定地点。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。