专利名称:液体反冲式二级助推火箭箭体的制作方法
技术领域：
本发明涉及基于液体反冲力的实验探测行飞行器领域，特别涉及一种液体反冲式二级助推火箭箭体。
背景技术：
现代火箭是一种靠高速喷射高温高压燃气获得反作用力，并利用产生的反作用力向前推进的飞行器。它主要由依次连接的箭体、推进系统和制导系统组成。其中，箭体是火箭中不可缺少的组成部分，火箭的各个系统都安装其上，且其内部容纳有大量的推进剂。火箭燃料燃烧时，从箭体尾部喷出的气体具有很大的动量，根据动量守恒定律，火箭获得等大反向的动量，因而发生连续的反冲现象，随着推进剂的消耗，火箭的质量逐渐减少，加速度不断增大，当推进剂燃尽时，火箭即以获得的速度沿着预定的空间轨道飞行。
然而，现代火箭存在以下问题第一，燃料的能量密度低，发射时需要携带大量的燃料，因而增加了火箭的重量。第二，现代火箭采用燃料作为动力源，而燃料的成本高，且为易燃物，因而安全性低。
发明内容
为了解决上述现代火箭重量重、成本高且安全性低的问题，本发明实施例提供了一种液体反冲式二级助推火箭箭体。所述技术方案如下
本发明实施例提供了一种液体反冲式二级助推火箭箭体，该火箭箭体包括主火箭体和至少一个与所述主火箭体可分离地连接的二级火箭体，所述主火箭体包括主液体存储舱、主气压舱、控制舱以及根据所述主气压舱内的压强动作的压强跳变装置，所述控制舱位于所述主气压舱的顶部，且所述控制舱与所述主气压舱通过所述压强跳变装置可分离地连接，所述主液体存储舱位于所述主气压舱的底部且与所述主液体存储舱连通。
优选地，所述主火箭体上固定有套环，所述二级火箭体上固定有连接件，所述连接件套设于所述套环中。
优选地，所述连接件包括固定部以及沿固定部向上弯折形成的插接部，所述固定部与所述二级火箭体固定，所述插接部可上下移动地套设于所述主火箭体的所述套环中。
优选地，所述二级火箭体包括二级液体存储舱以及与所述二级液体存储舱连通的二级气压舱，所述二级液体存储舱底部设有二级喷射口，所述连接件固定在所述二级气压舱上。
优选地，所述二级液体存储舱和所述二级气压舱之间设有二级通气管，所述二级液体存储舱、所述二级通气管和所述二级气压舱连通。
优选地，所述主液体存储舱和所述主气压舱之间设有主通气管，所述主液体存储舱、所述主通气管和所述主气压舱连通。
优选地，所述主火箭体的所述主气压舱的顶部设有通气接口，所述压强跳变装置包括结构体、跳变气室和随着所述跳变气室的移动而动作的跳变销，所述结构体内开设有顶部封闭的十字型槽，所述通气接口伸入所述十字型槽的纵槽中并与所述结构体固定连接，所述跳变气室可沿所述纵槽移动地设于所述十字型槽中，且所述跳变气室与所述结构体的顶部之间设有弹性复位部件，所述跳变气室可移动地套设在所述气压舱的所述通气接口上并与所述通气接口连通，所述跳变气室相对所述通气接口可伸缩地弹性连接在所述十字型槽的所述纵槽中，所述跳变销设于所述十字型槽的横槽中，所述控制舱的内壁上设有定位槽，所述跳变销的自由端可分离地插接在所述控制舱的所述定位槽中。
优选地，所述跳变销内设有一回销弹簧，所述回销弹簧的两端分别与所述跳变销和所述十字型槽的所述横槽的内壁固定，所述跳变销与所述跳变气室相对的端面为斜面且所述斜面与所述跳变气室相抵靠，所述斜面的倾斜角为锐角。
优选地，所述主火箭体包括主液体存储舱、与所述主液体存储舱连通的主气压舱、与所述主气压舱可分离地连接的控制舱以及至少两个沿周向均匀地安装在所述主液体存储舱上、所述主气压舱上或所述主液体存储舱和所述主气压舱的连接处的平衡翼，所述主液体存储舱的底部设有主喷射口，所述套环固定在所述主气压舱上。
优选地，所述主火箭体还包括降落伞包、保护组件和数据记录组件，所述数据记录组件固定在所述控制舱中，所述保护组件和所述降落伞包设于所述控制舱内，所述降落伞包与所述控制舱和所述保护组件连接。
本发明实施例提供的技术方案带来的有益效果是第一，本实施例用大气压强作为推动源并采用液体反冲作为推动力，简化了推进结构，从而减轻了箭体的重量；第二，推进剂可为成本低且不易燃的液体，因而可大大降低运行成本并提高安全性；第三，本实施例通过在主火箭体上增设二级火箭体，所述二级火箭体可在协助主火箭体上升一段时间并因能量耗尽而脱离主火箭体之后，主火箭体仍然有能量继续利用液体反推力向上运动，从而增加了火箭的上升高度，扩展了本发明的火箭的应用范围。
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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例，对于本领域普通技术人员来讲，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。
图1是本发明实施例中提供的液体反冲式二级助推火箭箭体的结构示意图；
图2是图1中A部分的局部放大图；
图3是本发明实施例中提供的液体反冲式二级助推火箭箭体的连接件的结构示意图；
图4是本发明实施例中提供的液体反冲式二级助推火箭箭体的平衡翼布置在主液体存储舱和主气压舱的连接处的结构示意图。
图5是本发明实施例中提供的液体反冲式二级助推火箭箭体的压强跳变装置的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
实施例
参见图1-4，本实施例提供了 一种液体反冲式二级助推火箭箭体，包括主火箭体和三个沿主火箭体的周向均匀布置在主火箭体上并与所述主火箭体可分离地连接的二级火箭体。主火箭体包括主液体存储舱10、主气压舱11、控制舱12以及根据主气压舱11内的压强动作的压强跳变装置15。控制舱12和主气压舱11通过压强跳变装置15可分离地连接，且控制舱12位于主气压舱11的顶部。主液体存储舱10与主气压舱11连通，且主液体存储舱10位于气压舱12的底部。主液体存储舱10的底部设有主喷射口 101。
进一步地，主火箭体的主气压舱11上固定有套环30，套环30的轴心线与主火箭体的轴线平行。每个二级火箭体包括二级液体存储舱20、二级气压舱21以及设于二级液体存储舱20和二级气压舱21之间的二级通气管22。而且，二级液体存储舱20、二级通气管22和二级气压舱21依次连通。二级液体存储舱20的底部设有二级喷射口 201，二级气压舱21上固定有连接件31。所述连接件31具体包括固定部311以及由固定部311向上弯折形成的插接部312。二级气压舱21上的连接件31的插接部312套设于主火箭体的主气压舱11上的套环30中并可在套环30中上下移动。
可理解地，套环30还可固定在主液体存储舱10上或者主气压舱11和主液体存储舱10上各固定一个套环30。连接件31还可固定在二级液体存储舱20上并套接在与主火箭体的主液体存储舱10上的套环30中或者二级气压舱21和二级液体存储舱20上各固定一个连接件31并分别套接在主火箭体的主液体存储舱10和主气压舱11上的套环30上。
更进一步地，主火箭体的主气压舱11的顶部设有通气接口 111。参见图5，本实施例的主火箭体的压强跳变装置15包括结构体151、跳变气室152和一对跳变销153，跳变销153随着跳变气室152的移动而动作。结构体151内开设有顶部封闭的十字型槽154，该十字型槽154包括纵槽1541和与纵槽1541垂直的横槽1542，其中，纵槽1541沿箭体的长度方向延伸，横槽1542沿与箭体的长度方向垂直的方向延伸。气压舱11顶部的通气接口 111伸入十字型槽154的纵槽1541中并与结构体151固定连接。跳变气室152可沿纵槽1541移动地设于十字型槽154的纵槽1541中，且跳变气室152和结构体151的顶部之间设有弹性复位部件，当气压舱11中充满气体时，该弹性复位部件处于压缩状态。跳变气室152可移动地套设在通气接口 111上并与通气接口 111连通，跳变销153设于154十字型槽的横槽1542中，控制舱的内壁上设有定位槽121，跳变销153的自由端可分离地插接在定位槽121 中。
具体地，在本实施例中，气压舱11的通气接口 111上套设有密封圈112，跳变气室152套设在通气接口 111的密封圈112上，密封圈112优选地为橡胶圈。
进一步地，在本实施例中，跳变气室152为开口朝下的筒状结构，且跳变气室152顶部的外壁上设有凸柱1521，弹性复位部件为回轴弹簧1522。回轴弹簧1522的一端套设于跳变气室152顶部的凸柱1521上且与跳变气室152相抵，回轴弹簧1522的另一端与十字型槽154的纵槽1541的顶壁抵靠，从而使跳变气室152可伸缩地弹性连接在十字型槽154的纵槽1541中。
进一步地一对跳变销153对称地可伸缩地弹性设于结构体151的十字型槽154的横槽1542中并与跳变气室152的两侧可分离地接触。每个跳变销153的内部开设有沿跳变销153的径向贯通的通孔1531，一回销弹簧1532设于通孔1531中且回销弹簧1532的一端固定在跳变销153的通孔1531的内壁上，回销弹簧1532的另一端与十字型槽154的横槽1542的内壁固定，跳变销153的自由端与气压舱11内壁上的定位槽121正对，从而使跳变销153可伸缩地插接在气压舱11的定位槽121中。进一步地，跳变销153与跳变气室152相对的端面为斜面，该斜面与跳变气室152相抵靠，且该斜面的倾斜角α呈锐角，优选地，倾斜角α为45°飞0°。容易知道，跳变销153与跳变气室152相对的端面还可为弧形面。
需要说明的是，在本实施例中，跳变气室112为筒状结构，跳变销153的端面为斜面，但是并不以此为限，在其它实施例中，跳变销153的端面也可以为竖直面，而跳变气室的上部呈锥形或者对应跳变销的竖直面设有斜面或弧形面。
进一步地，参考图4，主火箭体还包括三个平衡翼13。具体地，三个平衡翼13沿主火箭体的周向均匀地安装在主液体存储舱10和主气压舱11的连接处且相邻两个二级火箭体之间设有一个平衡翼13。具体地，每两个相邻的平衡翼13之间的圆心角Θ为120°。需要说明的是，平衡翼的数量可根据实际需要设置。
更进一步地，主液体存储舱10的顶部和主气压舱11底部之间设有主通气管14，主通气管14两端别分与主液体存储舱10和主气压舱11连接且主液体存储舱10、主通气管14和主气压舱11依次连通。
更进一步地，控制舱12内固定有数据记录组件(未图示)和降落伞包122，降落伞包122通过绳索与控制舱12连接。这样，当主气压舱11和控制舱12脱离后，降落伞包122会打开，保证数据记录组件(未图示)平稳落下，不被损毁。数据记录组件(未图示)由电路、摄像头、温度传感器和光强传感器等构成，具有数据记录功能，能记录所有飞行数据，以便作实验反馈。
本实施例中的液体反冲式二级助推火箭箭体的工作过程为先通过主液体存储舱10底部的主喷射口 101向主液体存储舱10内注入液体，同时通过二级液体存储舱20底部的二级喷射口 201向二级液体存储舱20内注入液体，本实施例采用水作为注入液体；然后，采用空气压缩机通过主液体存储舱10底部的主喷射口 101向主气压舱11内注入气体压强为130PSI的气体，从而为主气压舱11增压，同时采用空气压缩机通过二级液体存储舱20底部的二级喷射口 201向二级气压舱21内注入气体压强为130PSI的气体。接着，开启箭体的发射系统，箭体脱离发射架后，主火箭体受到主喷射口 101的反冲力且二级火箭体受到二级喷射口 201的反冲力，使整个箭体竖直向上上升，在整个火箭飞行一段时间后，二级火箭体内的水率先喷射完毕，由于二级火箭体与主体火箭是通过套环30与连接件31连接，在空气阻力和重力的共同作用下，多个二级火箭体向下并脱离主火箭体，此时，由于主火箭体具有较长时间的持续喷射能力，在多 个二级火箭体脱离后，主火箭体仍然继续加速上升，主火箭体继续上升。当主液体存储舱10中的液体喷射完毕后,主气压舱11内的气压很快释放，使主火箭体失去了动力源，同时，由于主气压舱11内的压强减为标准大气压，压强跳变装置15的一对跳变销153变为收缩状态，主液体存储舱10和主气压舱11脱离，控制舱
12内的降落伞包122自由散落打开，与降落伞包122通过绳索连接的保护组件和控制舱12可平稳的降落。
本发明实施例通过利用大气压强作为推动源并采用液体反冲作为推动力，简化了推进结构，从而减轻了箭体的重量。另外，箭体内的推进剂可为成本低且不易燃的液体，因而可大大降低运行成本并提高安全性。再者，在主火箭体上增设二级火箭体，所述二级火箭体可在协助主火箭体上升一段时间并因能量耗尽而脱离主火箭体之后,主火箭体仍然有能量继续利用液体反推力向上运动，从而增加了火箭的上升高度，扩展了本发明的火箭的应用范围。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，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。
权利要求
1.一种液体反冲式二级助推火箭箭体,其特征在于,包括主火箭体和至少一个与所述主火箭体可分离地连接的二级火箭体，所述主火箭体包括主液体存储舱、主气压舱、控制舱以及根据所述主气压舱内的压强动作的压强跳变装置，所述控制舱位于所述主气压舱的顶部，且所述控制舱与所述主气压舱通过所述压强跳变装置可分离地连接，所述主液体存储舱位于所述主气压舱的底部且与所述主液体存储舱连通,所述主液体存储舱的底部设有主喷射口。
2.如权利要求
1所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述主火箭体上固定有套环，所述套环的轴心线与所述主火箭体的轴线平行，所述二级火箭体上固定有连接件，所述连接件竖直地套设于所述套环中。
3.如权利要求
2所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述连接件包括固定部以及沿固定部向上弯折形成的插接部，所述固定部与所述二级火箭体固定，所述插接部可上下移动地套设于所述主火箭体的所述套环中。
4.如权利要求
2所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述二级火箭体包括二级液体存储舱以及与所述二级液体存储舱连通的二级气压舱，所述二级液体存储舱底部设有二级喷射口，所述连接件固定在所述二级气压舱上。
5.如权利要求
4所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述二级液体存储舱和所述二级气压舱之间设有二级通气管，所述二级液体存储舱、所述二级通气管和所述二级气压舱连通。
6.如权利要求
1-5任一项所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述主火箭体的所述主气压舱的顶部设有通气接口，所述压强跳变装置包括结构体、跳变气室和随着所述跳变气室的移动而动作的跳变销，所述结构体内开设有顶部封闭的十字型槽，所述通气接口伸入所述十字型槽的纵槽中并与所述结构体固定连接，所述跳变气室可沿所述纵槽移动地设于所述十字型槽中，且所述跳变气室与所述结构体的顶部之间设有弹性复位部件，所述跳变气室可移动地套设在所述气压舱的所述通气接口上并与所述通气接口连通，所述跳变气室相对所述通气接口可伸缩地弹性连接在所述十字型槽的所述纵槽中，所述跳变销设于所述十字型槽的横槽中，所述控制舱的内壁上设有定位槽，所述跳变销的自由端可分离地插接在所述控制舱的所述定位槽中。
7.如权利要求
6所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述跳变销内设有一回销弹簧，所述回销弹簧的两端分别与所述跳变销和所述十字型槽的所述横槽的内壁固定，所述跳变销与所述跳变气室相对的端面为斜面且所述斜面与所述跳变气室相抵靠，所述斜面的倾斜角为锐角。
8.如权利要求
1-5任一项所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述主火箭体还包括至少两个平衡翼，所述平衡翼沿所述主火箭体的周向均匀地安装在所述主液体存储舱上、所述主气压舱上或所述主液体存储舱和所述主气压舱的连接处。
9.如权利要求
1-5任一项所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述主液体存储舱和所述主气压舱之间设有主通气管，所述主液体存储舱、所述主通气管和所述主气压舱连通。
10.如权利要求
1-5任一项所述的液体反冲式二级助推火箭箭体，其特征在于，所述主火箭体还包括降落伞包和数据记录组件，所述数据记录组件固定在所述控制舱中，所述降落伞 包固定连接在所述控制舱内。
专利摘要
本发明实施例公开了一种液体反冲式二级助推火箭箭体，属于基于液体反冲力的实验探测行飞行器领域。该液体反冲式二级助推火箭箭体包括主火箭体和至少一个与主火箭体可分离地连接的二级火箭体，主火箭体包括主液体存储舱、主气压舱、控制舱以及根据主气压舱内的压强动作的压强跳变装置，控制舱位于主气压舱的顶部，且控制舱与主气压舱通过压强跳变装置可分离地连接，主液体存储舱位于主气压舱的底部且与主液体存储舱连通，主液体存储舱的底部设有主喷射口。本发明实施例利用大气压强作为推动源并采用液体反冲作为推动力，简化了推进结构，减轻了箭体的重量，并且，通过在主火箭体上增设二级火箭体，增加了火箭的上升高度。
文档编号F42B15/36GKCN103047911SQ201210539817
公开日2013年4月17日 申请日期2012年12月12日
发明者雷海东 申请人:江汉大学导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan