一种用于垂直自主回收的水火箭结构

1.本发明涉及飞行器设计领域，尤其涉及一种用于垂直自主回收的水火箭结构。


背景技术：

2.目前的运载火箭大多数采用了多级形式，在飞行过程中会抛掉工作完毕的一级、二级火箭，各级火箭残骸将在大气层中被焚毁或坠落至地面，仅可一次性使用，这是长久以来航天发射成本居高不下的主要原因。因为在整体费用中，火箭发动机约占发射任务总成本的54.3％，箭体结构约占23.6％，电气系统约占8％，阀门管路及执行机构约占8.1％，点火和级间分离等火工品约占5.3％，推进剂约占总成本的0.7％。目前一次性使用运载火箭对于低地球轨道发射费用每吨约为300万美元，这样的高发射成本难以满足大规模空间开发的需要，大大影响了人类开发太空的规模和效益。比如，作为目前世界上最便宜的猎鹰-9火箭总造价约为5000多万美元，而其推进剂的成本只有20万美元。因此，如能够回收火箭，经过简单维修后再重复使用，则可以极大降低发射成本。另外，回收火箭还能保障地面人员和财产的安全，避免火箭残骸落入民居损坏财物甚至伤人。如果最终能够研制出低成本的可重复使用火箭，也意味着届时可以设计出比现在便宜得多的卫星，而不必再花费大量资源来确保其长寿命的工作状态。
3.火箭自主回收任务过程中通常要求发动机多次点火和推力可控，以使火箭达到指定的位置和速度状态，方可满足回收条件，因此液体火箭发动机是最佳选择；然而受制于液体火箭发动机开展实验存在的安全性和成本等方面问题，进行液体火箭自主回收的相关实践验证的条件较为苛刻且成本很高。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种用于垂直自主回收的水火箭结构，为火箭自主回收任务中控制、回收等相关技术的验证提供低危险性、低成本和高可靠性的实验平台。
5.为实现上述发明目的，本发明提供一种用于垂直自主回收的水火箭结构，包括：头锥部分，与所述头锥部分同轴连接的姿态控制部分，与所述姿态控制部分同轴连接的储水主体部分，与所述储水主体部分相连接的主喷管部分，控制单元，高度计；
6.所述控制单元设置在所述头锥部分内部；
7.所述高度计设置在所述储水主体部分的底部；
8.所述头锥部分、所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有电气线路管道，且所述控制单元通过所述电气线路管道分别与所述姿态控制部分、所述主喷管部分和所述高度计相连接；
9.所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有供水管道。
10.根据本发明的一个方面，所述头锥部分包括：底板，锥形头罩；
11.所述锥形头罩与所述底板相互可拆卸的连接；
12.所述锥形头罩上设置有用于与所述电气线路管道相连接的电气接口；
13.根据本发明的一个方面，所述底板、所述锥形头罩、所述电气接口均采用碳纤维制成。
14.根据本发明的一个方面，所述姿态控制部分包括：中空的舱体，沿所述舱体周向等间隔的设置有多个姿态控制喷口，与所述姿态控制喷口对应设置的姿态控制喷口阀门；
15.所述舱体上设置有姿控舱电气接口和姿控舱进水接口；
16.所述姿态控制喷口阀门设置在所述舱体内且分别与所述姿控舱进水接口相连接；
17.所述姿控舱电气接口与所述电气线路管道相连接，用于所述控制单元与所述姿态控制喷口阀门的连接；
18.所述姿控舱进水接口与所述供水管道相连通。
19.根据本发明的一个方面，所述储水主体部分包括：中空筒体，与所述中空筒体相连接的稳定尾翼；
20.所述中空筒体上端封闭，且下端开设有主体出水口；
21.所述稳定尾翼靠近所述中空筒体的下端设置，且沿所述中空筒体的周向，所述稳定尾翼等间隔的设置有多个；
22.根据本发明的一个方面，所述储水主体部分和所述稳定尾翼分别采用碳纤维制成。
23.根据本发明的一个方面，所述稳定尾翼包括：尾翼部分和用于固定所述尾翼部分的尾翼固定件；
24.所述尾翼固定件包括：用于与所述中空筒体相连接的支撑连接部，用于固定所述尾翼部分的固定连接部；
25.所述支撑连接部为与所述中空筒体表面形状相适配的条状体或板状体；
26.所述固定连接部呈板状体，且相互间隔的设置有两个；
27.所述固定连接部与所述支撑连接部相垂直的设置。
28.根据本发明的一个方面，所述主喷管部分包括：喷管主体，设置在所述喷管主体上的主喷管阀门，用于控制所述主喷管阀门开度的舵机组件，用于与所述供水管道相连接的姿控供水口，用于驱动所述舵机组件的开度控制器；
29.所述喷管主体呈中空的筒体，其包括：处于上部的喷管大直径段和处于下部的喷管小直径段；
30.所述姿控供水口设置在所述喷管大直径段上；
31.所述主喷管阀门设置在所述喷管小直径段内侧，所述舵机组件设置在所述喷管小直径段外侧，且与所述主喷管阀门传动连接；
32.所述开度控制器设置在所述储水主体部分的底部，且与所述舵机组件电连接。
33.根据本发明的一个方面，所述主喷管阀门包括：挡板部分，支撑板部分和传动齿条部分；
34.所述支撑板部分固定支撑在所述喷管小直径段的内侧，且所述挡板部分与所述支撑板部分滑动连接；
35.所述传动齿条部分设置在所述挡板部分滑动方向的一端，用于与所述舵机组件相连接；
36.所述舵机组件包括：连接支架，支撑在所述连接支架上的驱动器，安装在所述驱动
器转轴上的传动齿轮；
37.所述传动齿轮与所述传动齿条部分啮合连接。
38.根据本发明的一个方面，所述控制单元包括：飞控计算机，惯性测量器件，蓄电池；
39.所述飞控计算机，惯性测量器件，蓄电池分别固定支撑在所述头锥部分的底板上；
40.所述惯性测量器件位于所述底板的正中央，且其三个敏感轴指向与所述水火箭坐标系的三个方向一一对应。
41.根据本发明的一种方案，本发明的水火箭可以高压(≥5mpa)空气为主要能量且采用单级水火箭总体结构，该结构可以为水火箭垂直起飞及自主回收试验提供所需平台。
42.根据本发明的一种方案，本发明的水火箭着重于研究以高压气体为动力的水火箭在开展试验任务中的结构和功能需求，试验的开展安全可靠，且试验条件建设简便，测试数据有可参考性。
43.根据本发明的一种方案，本发明的水火箭结构简单稳定，可满足试验所需的基本气动以及动力要求；同时预留了足够的载荷空间和贮水容积裕量，可以在试验中根据实际需求进行设备装载搭配。为开展水火箭自主回收试验及相关控制方案的验证提供了飞行平台基础。
44.根据本发明的一种方案，本发明的水火箭具有足够的装水量并能搭载开展飞行试验所需的各类传感器、计算机以及执行器件，具有测试姿态控制、主推力控制以及自身参数测量等相关技术的效果，为开展水火箭垂直起降及自助回收研究提供飞行平台与参考数据。
45.根据本发明的一种方案，本发明为一种以高压气体为动力的水火箭自主回收试验装置，主要的试验条件为水、加压装置和环境因素，以水为动力并可实现对主推力的连续控制，与固体模型火箭相比安全性和经济性有了较大提高，且其原理更贴近液体火箭发动机，能够支持开展对自主回收任务控制方案的验证；
46.根据本发明的一种方案，本发明中头锥所搭载的控制单元包括飞控计算机、惯性测量器件、锂电池等，它们之间功能互不干扰，除满足火箭飞行控制以及数据记录等基本功能之外，还具有适配接口可增配(或更换)多元化的传感器件，安装调节简单便捷，易于获取试验所需的多种不同类型的数据。
47.根据本发明的一种方案，本发明中姿态控制部分采用了多个(如6个)控制喷口的设计，尽可能增大控制力作用点与质心之间的距离，提高了控制效率，同时每个控制喷口的阀门设计仅存在开与关两种状态，通过设计流通的时间来达到控制效果，可以降低对控制阀门的要求，减轻箭体头部质量集中对控制方案带来的不良影响；
48.根据本发明的一种方案，本发明中主喷管部分既提供火箭主推力，又通过姿态控制舱供水管道为姿态控制舱中供水，使得主要承压机构贮水主体段仅存在一个开口，减小了对贮水主体段结构的破坏，增大其结构强度，有利于提高贮水主体段内部的最大压强。
49.根据本发明的一种方案，本发明设计中所有阀门的运动方向均与压力方向垂直，在阀门处于闭合状态时可将压力运用于密封管路，有效提高了密封效果，在阀门处于开启过程中，舵机无需直接对抗水压，而仅克服水压产生的摩擦力，不但有效降低了对舵机功率的要求，还提高了舵机的使用寿命；将的结构较简结，安装方便，且易于维护和成本低。
50.根据本发明的一种方案，本发明设计的结构较简洁，安装方便，且易于试验前准备
和试验后维护，具有使用和维护成本低的优点。
附图说明
51.图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的水火箭结构的主视图；
52.图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的水火箭结构的俯视图；
53.图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的姿态控制部分的结构图；
54.图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的水火箭结构的结构图；
55.图5示意性表示根据本发明的一种实施方式的水火箭结构的侧视图；
56.图6示意性表示根据本发明的一种实施方式的水火箭结构的仰视图。
具体实施方式
57.为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
58.在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
59.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种用于垂直自主回收的水火箭结构，包括：头锥部分1，与头锥部分1同轴连接的姿态控制部分2，与姿态控制部分2同轴连接的储水主体部分3，与储水主体部分3相连接的主喷管部分4，控制单元5，高度计6。在本实施方式中，控制单元5设置在头锥部分1内部；高度计6设置在储水主体部分3的底部，用于获取水火箭的飞行高度。在本实施方式中，头锥部分1、姿态控制部分2和主喷管部分4之间连接有电气线路管道7，且控制单元5通过电气线路管道7分别与姿态控制部分2、主喷管部分4和高度计6相连接。在本实施方式中，姿态控制部分2和主喷管部分4之间连接有供水管道8，通过连接的供水管道8以实现在姿态控制时的水流喷出，保证了本发明的姿态控制射流的稳定。在本实施方式中，高度计6采用红外高度计。
60.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，头锥部分1包括：底板11，锥形头罩12。在本实施方式中，锥形头罩12与底板11相互可拆卸的连接；锥形头罩12上设置有用于与电气线路管道7相连接的电气接口121。在本实施方式中，锥形头罩12高280mm，内径200mm，外径206mm；底板11的厚度为3mm。在本实施方式中，在底板11上设置有定位孔，用于安装控制单元5中的各个部件。
61.根据本发明的一种实施方式，底板11、锥形头罩12、电气接口121均采用碳纤维制成。在本实施方式中，底板11、锥形头罩12、电气接口121分别采用3d打印的方式制成。
62.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，姿态控制部分2包括：中空的舱体21，沿舱体21周向等间隔的设置有多个姿态控制喷口22，与姿态控制喷口22对应设置的姿态控制喷口阀门23。在本实施方式中，舱体21包括：环形侧壁部分、上
盖和下盖，其中，环形侧壁部分的外径为206mm，内径200mm，高度98mm，上盖和下盖的形状是一致的，且厚度均为1mm。在本实施方式中，姿态控制喷口22在舱体21的周向方向上等间隔的设置有6个，其分别用于控制本发明发的左姿态、右姿态、左前姿态、右前姿态、左后姿态、右后姿态。在本实施方式中，姿态控制喷口22具体尺寸为：内径12mm，外径16mm，处于舱体21内侧的内侧长度10mm，处于舱体21外侧的外侧长度30mm。在本实施方式中，姿态控制喷口阀门23与姿态控制喷口22是一一对应设置的，即同样设置为6个，且分别固定在舱体21的上盖或下盖上，以保证安装的稳定。
63.在本实施方式中，舱体21上设置有姿控舱电气接口211和姿控舱进水接口212；其中，姿控舱电气接口211处于姿控舱进水接口212的上方，且分别位于舱体21侧壁的相对两侧。通过上述设置，实现了在姿态控制部分2上水电接口的分离极大的保证了本发明的安全性，且通过在相对两侧设置接口的方式，还有利于管路在本发明的相对两侧对称设置，实现了本发明结构分布的优化，进而对保证本发明的结构平衡有益。在本实施方式中，姿控舱电气接口211的具体尺寸为：内径10mm，外径14mm，圆心距离中线28mm，姿控舱电气接口211处于舱体21外侧的外部长度5mm，处于舱体21内侧的内部长度10mm；姿控舱进水接口212的尺寸为：内径16mm，外径20mm，圆心距中线28mm，姿控舱进水接口212处于舱体21外侧的外部长度5mm，处于舱体21内侧的内部长度10mm。
64.在本实施方式中，姿控舱电气接口211与电气线路管道7相连接，用于控制单元5与姿态控制喷口阀门23的连接；姿控舱进水接口212与供水管道8相连通。
65.在本实施方式中，姿态控制喷口阀门23设置在舱体21内且分别与姿控舱进水接口212相连接。在本实施方式中，通过控制单元5控制姿态控制喷口阀门23的单个运行或多个组合运行实现对本发明在单一方向或组合方向的姿态控制，极大的保证了本发明的姿态控制精度和控制灵活性。
66.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，储水主体部分3包括：中空筒体31，与中空筒体31相连接的稳定尾翼32。在本实施方式中，中空筒体31整体呈圆筒状，其上端封闭，且下端开设有主体出水口311。在本实施方式中，中空筒体31的外径为206mm，高度为1600mm，厚度为3mm。在本实施方式中，主体出水口311为中空的管状体，其长为40mm，内径为64mm，外径为70mm。在本实施方式中，为实现与主喷管部分4的连接，在主体出水口311的外侧壁由下至上的方向设置有15mm高的右旋螺纹。
67.在本实施方式中，中空筒体31和主体出水口311可设置为一体的，例如，采用碳纤维材料3d打印而成。
68.在本实施方式中，稳定尾翼32靠近中空筒体31的下端设置，且沿中空筒体31的周向，稳定尾翼32等间隔的设置有多个。在本实施方式中，沿中空筒体31的周向，稳定尾翼32等间隔的设置有四个。在本实施方式中，稳定尾翼32同样采用碳纤维材料3d打印而成。
69.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，稳定尾翼32包括：尾翼部分321和用于固定尾翼部分321的尾翼固定件322。在本实施方式中，尾翼部分321设置为梯形结构，其纵向全长500mm，厚度20mm，翼展180mm。
70.在本实施方式中，尾翼固定件322包括：用于与中空筒体31相连接的支撑连接部322a，用于固定尾翼部分321的固定连接部322b。在本实施方式中，支撑连接部322a为与中空筒体31表面形状相适配的条状体或板状体；固定连接部322b呈板状体，且相互间隔的设
置有两个，且固定连接部322b与支撑连接部322a相垂直的设置。
71.在本实施方式中，固定连接部322b之间的间隔距离与尾翼部分321的厚度是相适配的，用以实现对尾翼部分321的夹持。在本实施方式中，尾翼部分321与固定连接部322b采用螺纹连接件实现固定，进而在尾翼部分321上设置有用于连接的定位孔，且定位孔直径为2.1mm。
72.在本实施方式中，支撑连接部322a采用条状体结构，且并排的设置有两个，以更加稳定的与中空筒体31实现连接。在本实施方式中，由于中空筒体31为圆筒状结构，进而支撑连接部322a弧形条状，进一步的，其尺寸可设置为：厚度3mm，半径103mm，宽30mm，圆心角37.5
°
。在本实施方式中，为进一步保证支撑的稳定性，两个支撑连接部322a之间的间隔距离设置为60mm。
73.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，主喷管部分4包括：喷管主体41，设置在喷管主体41上的主喷管阀门42，用于控制主喷管阀门42开度的舵机组件43，用于与供水管道8相连接的姿控供水口44，用于驱动舵机组件43的开度控制器45。在本实施方式中，喷管主体41呈中空的筒体，其包括：处于上部的喷管大直径段和处于下部的喷管小直径段；其中，姿控供水口44设置在喷管大直径段上；主喷管阀门42设置在喷管小直径段内侧，舵机组件43设置在喷管小直径段外侧，且与主喷管阀门42传动连接。在本实施方式中，开度控制器45设置在储水主体部分3的底部，且与舵机组件43电连接。
74.在本实施方式中，主喷管部分4通过大直径段与中空筒体31下端的主体出水口311相对接，以实现对中空筒体31中水的输出控制。
75.在本实施方式中，喷管大直径段的外径为76mm，内径为70mm，高度为78mm。喷管小直径段的外径为60mm，内径为50mm，高度为50mm。在本实施方式中，为实现与主体出水口311的螺纹连接，在喷管大直径段的内侧设置有右旋螺纹，其螺纹高度为15mm。
76.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，主喷管阀门42包括：挡板部分421，支撑板部分422和传动齿条部分。在本实施方式中，支撑板部分422固定支撑在喷管小直径段的内侧，且挡板部分421与支撑板部分422滑动连接；在本实施方式中，支撑板部分422呈月牙板体，在挡板部分421的相对两侧分别设置，通过支撑板部分422和挡板部分421组合的方式实现对主喷管部分4开口的大小进行调整。在本实施方式中，传动齿条部分设置在挡板部分421滑动方向的一端，用于与舵机组件43相连接，通过多级组件43的驱动实现对挡板部分421位置的调整，已达到开口大小的调整。
77.在本实施方式中，舵机组件43包括：连接支架431，支撑在连接支架431上的驱动器432，安装在驱动器432转轴上的传动齿轮433。在本实施方式中，传动齿轮433与传动齿条部分啮合连接。
78.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，控制单元5包括：飞控计算机51，惯性测量器件52，蓄电池53。在本实施方式中，飞控计算机51，惯性测量器件52，蓄电池53分别固定支撑在头锥部分1的底板11上。由于在底板11上设置有相应的定位孔，进而通过设置的定位孔以实现对各部分的固定。在本实施方式中，惯性测量器件52位于底板11的正中央，且其三个敏感轴指向与水火箭坐标系的三个方向一一对应。通过上述设置，有效的保证了控制单元5对本发明的精确控制，进一步使得本发明具有稳定的自主飞行和回收能力。
79.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，电气线路管道7为一具有三个开口的直管，从上往下三个开口分别与锥形头罩12上的电气接口121，舱体21上设置的姿控舱电气接口211和主喷管部分4的开度控制器45连接，内部为传输各类信号所需的导线。在本实施方式中，电气线路管道7的管长度1695mm，管内径10mm，管外径14mm。
80.结合图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，供水管道8为一两端开口的直管，上端连接姿控舱进水接口212，下端连接主喷管部分4的姿控供水口44。在本实施方式中，供水管道8的管长度1676mm，管内径20mm，外径22mm。
81.为进一步阐述本发明，对本发明的飞行流程做如下阐述。
82.在地面准备阶段完成程序设计、设备调试和发射准备等工作；火箭垂直起飞后主喷管部分4与姿态控制部分2协同控制火箭的位置、速度与姿态；其中，通过主喷管部分4可产生沿火箭轴向连续可调的推力，主要用于克服重力，控制上升段和回收段火箭的加减速，减小过载，使火箭以较为均匀的速度完成飞行过程；位于箭体头部附近的姿态控制部分2的6个方向的姿态控制喷口22将根据控制程序输出的指令，配合主喷管部分4完成对火箭姿态的控制，每个姿态控制喷口22都能喷射高速水流，产生施加于箭体的反作用力，此为控制力的主要来源；箭体尾部的四个稳定尾翼32也可提供部分稳定力矩维持箭体姿态，最终实现垂直自主回收。
83.具体操作步骤：
84.步骤一：控制程序的设计与控制系统的搭建。根据选定方法与试验方案完成控制程序的编写后，将设计完成的程序烧写进飞控计算机51；在指定位置安装各个飞控设备，因试验需求新增的电气设备同样安装于头锥部分1内部；跨度较长，在箭体头部与箭体尾部之间传输信号的导线则由电气线路管道7容纳；控制系统搭建完成，在进行下一步之前还需要对其开展简单的测试，以排除潜在故障，确定功能的完整性。
85.步骤二：火箭总体组装。先将各部件(头锥部分1、姿态控制部分2、储水主体部分3、主喷管部分4、控制单元5)装配完成后，再将头锥部分1、姿态控制部分2、储水主体部分3、主喷管部分4、高度计6、电气线路管道7、供水管道8进行连接组装。各部分具体装配步骤如下：在头锥部分1的底板11上将飞控计算机51、惯性测量器件52和锂电池53安装完毕后，依次连接头锥部分1与姿态控制部分2、姿态控制部分2与储水主体部分3。在本实施方式中，储水主体部分3预先也实现了组装，具体的，将稳定尾翼32的尾翼固定件322与尾翼部分321连接之后再将组合体安装至中空筒体31以构成储水主体部分3。随后装配两个侧边管路(电气线路管道7和供水管道8)。在把主喷管部分4安装储水主体部分3的主体出水口311之前，高度计6需先装配至储水主体部分3底部。
86.步骤三：储水主体部分3注水与加压。根据试验方案进行理论计算，得到本次试验中储水主体部分3内需要注入水的容积与加压大小；通过主体出水口311向中空筒体31内注水，完成注水之后需要先使主喷管部分48)安装固定至储水主体部分3，将主喷管阀门42出口调整至恰当的流通面积，而后使用打气泵对储水主体部分3进行加压至所需压力值；完成注水与加压后，整个箭体的发射前准备已经基本结束，在后续转移和搬运箭体时需要注意保持火箭状态稳定，应避免磕碰。
87.步骤四：安装发射架，完成发射前的场地准备。根据试验方案规划好的场地需求完
成试验场地的准备，架设好记录试验的摄像机/航拍无人机等设备；虽然水火箭的试验安全性与固体火箭相比更高，但由于储水主体部分3内部气压可达5mpa，初始喷口速度很高，为避免不必要的损失，仍需要求无关人员在试验区域之外。
88.步骤五：开始试验，保存试验过程的记录与地面站接收到的数据，以备后续处理与分析。
89.步骤六：装置回收与设备维护。将各部分按与步骤二相反的顺序拆卸后，视回收任务的实际完成情况，对整套装置的完整性进行评估，以确定是否需要对部分易损耗的结构与电子器件进行修复或替换。
90.上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
91.以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。