一种火箭发射助推装置和火箭发射平台系统的制作方法

1.本技术涉及火箭发射技术领域，尤其涉及一种火箭发射助推装置和火箭发射平台系统。

背景技术：

2.目前，火箭通常在发射平台上进行发射，发射平台固定在地面上，火箭通过牵制释放装置2固定在发射平台，如图1所示，牵制释放装置2固定在固定法兰1上，固定法兰1用于固定连接在发射平台上；牵制释放装置2具有用于安装火箭的火箭安装空间21。牵制释放装置2通过固定法兰1固定在发射平台上，牵制释放装置2用于在地面实现牵制和释放火箭。牵制释放装置位置2固定，无法移动。例如，现有专利cn202111159050.0公开了一种牵制释放装置及其系统，火箭固定在牵制释放装置上，牵制释放装置固定在火箭发射台，现有的火箭发射台固定在地面上，实现了火箭从地面进行发射。现有技术中在地面发射火箭存在如下缺陷：
3.1、火箭在地面发射时，火箭起飞初状态由于要脱离引力作用，需要很大的推力，为提供推力则需要使用火箭内较多的燃料，燃料在起飞阶段被消耗一部分后，则影响火箭后期的飞行高度。若要使得火箭到达指定飞行高度，则需要为火箭装载提供地面起飞的燃料，造成火箭整体携带燃料过多，影响整箭的燃料与整箭的质量比，进而造成火箭起飞效率低。
4.2、由于火箭在地面发射，如果起飞发生事故后，则会造成场地破坏，对后续工期和发射任务影响大，并且易于造成发射场地工作人员受伤，较为不安全。
5.3、在起飞需求中飞行密度增大的情况下，现有地面起飞方式不能满足高密度起飞的要求。
6.因此，目前亟需解决的技术问题是：如何实现火箭在空中释放起飞，解决地面起飞方式导致的火箭整体携带燃料过多，不能满足高密度起飞需要和地面火箭起飞事故造成损害的问题。

技术实现要素：

7.本技术的目的在于提供一种火箭发射助推装置和火箭发射平台系统，火箭发射助推装置将火箭推送在空中进行火箭释放起飞，减少火箭整体携带燃料，满足高密度起飞需要和减少地面火箭起飞事故造成的损害。
8.为达到上述目的，本技术提供一种火箭发射助推装置，所述火箭发射助推装置的顶部固定连接固定法兰，所述固定法兰上固定连接用于牵制释放火箭牵制释放装置；所述火箭发射助推装置包括基座、螺旋桨机构、导航装置、控制系统和回收系统；所述螺旋桨机构包括多个，多个所述螺旋桨机构均匀间隔开固定在基座的周侧；所述导航装置、所述控制系统和所述回收系统均固定连接在所述基座内；所述导航装置、所述回收系统和所述螺旋桨机构均与所述控制系统通信连接。
9.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述螺旋桨机构包括螺旋桨涵道、螺旋桨支
架、螺旋桨和螺旋桨电机；所述螺旋桨涵道固定连接在所述基座上；所述螺旋桨支架固定连接在所述螺旋桨涵道上；所述螺旋桨电机固定连接在螺旋桨支架上；所述螺旋桨连接在所述螺旋桨电机的输出转轴上。
10.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述螺旋桨涵道为圆环状，所述螺旋桨电机驱动所述螺旋桨在所述螺旋桨涵道内转动。
11.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述基座为圆柱状，且所述基座内部为空心。
12.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述螺旋桨机构包括四个；四个所述螺旋桨机构沿着所述基座的圆周方向均匀间隔开设置。
13.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述基座的顶部为用于固定连接发射平台的水平面板。
14.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述导航装置为陀螺仪，所述陀螺仪检测装置的飞行信号，提供给所述控制系统。
15.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述基座内还固定连接有电池电源，所述螺旋桨电机通过电缆与所述电池电源电连接。
16.如上所述的火箭发射助推装置，其中，所述螺旋桨电机通过所述螺旋桨支架固定连接在所述螺旋桨涵道的中心线方向上。
17.本技术还提供一种火箭发射平台系统，包括所述的火箭发射助推装置、固定法兰和连接牵制释放装置；所述固定法兰固定连接在所述火箭发射助推装置顶部；所述连接牵制释放装置固定连接在所述固定法兰上；所述连接牵制释放装置上安装火箭。
18.本技术实现的有益效果如下：
19.(1)本技术火箭发射助推装置将牵制释放装置和火箭推送到空中，牵制释放装置实现高空抛出火箭进行火箭发射，在高海拔空中抛出火箭能够减少火箭燃料的燃烧和减少燃料携带量，减少火箭燃料与整箭质量比。
20.(2)本技术将火箭送至高海拔位置后，减少地面火箭起飞发生故障时对地面的伤害，以及对后续发射和工作人员构成的人身安全隐患。
21.(3)本技术火箭高空抛出后，火箭发射助推装置在回收系统控制指令的支持下，返航，重复使用，节约成本。
附图说明
22.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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技术中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
23.图1为现有技术中火箭发射平台的结构示意图。
24.图2为本技术实施例的一种火箭发射平台系统连接火箭的结构示意图。
25.图3为本技术实施例的一种火箭发射平台系统的结构示意图。
26.图4为本技术实施例的火箭发射助推装置的结构示意图。
27.附图标记：1-固定法兰；2-牵制释放装置；3-火箭；4-基座；5-螺旋桨机构；6-起落
架；21-火箭安装空间；41-水平面板；51-螺旋桨涵道；52-螺旋桨支架；53-螺旋桨；54-螺旋桨电机；55-电缆；100-火箭发射助推装置。
具体实施方式
28.下面结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
29.实施例一
30.如图4所示，本技术提供一种火箭发射助推装置100，火箭发射助推装置100的顶部固定连接固定法兰1，固定法兰1的顶部固定连接用于牵制和释放火箭3的牵制释放装置2；火箭发射助推装置100包括基座4、螺旋桨机构5、导航装置、控制系统和回收系统；螺旋桨机构5包括多个，多个螺旋桨机构5均匀间隔开固定在基座4的周侧；导航装置、控制系统和回收系统均固定连接在基座4内；导航装置、回收系统和螺旋桨机构5均与控制系统通信连接。火箭发射助推装置100带动火箭起飞至一定的高度后，通过牵制释放装置2对火箭进行释放起飞，从而减少火箭为起飞所携带的燃料，减少火箭燃料与整箭质量比，使火箭飞行更远，火箭起飞效率高，火箭发射助推装置100带动火箭起飞至一定的高度后，能够满足高密度起飞需要，并且牵制释放装置2释放火箭为在空中释放的，如果发生事故，则在空中发生事故所造成的损害相对于地面发生事故造成的损害小，从而减少地面火箭起飞事故造成的损害。
31.如图4所示，螺旋桨机构5包括螺旋桨涵道51、螺旋桨支架52、螺旋桨53和螺旋桨电机54；螺旋桨涵道51固定连接在基座4上；螺旋桨支架52固定连接在螺旋桨涵道51上；螺旋桨电机54固定连接在螺旋桨支架52上；螺旋桨53连接在螺旋桨电机54的输出转轴上。控制系统为螺旋桨电机54的旋转提供控制指令，有利于火箭发射平台系统在外载荷作用下，保持火箭发射平台系统能够平稳升高。
32.作为本实用新型的具体实施例，螺旋桨涵道51为圆环状，螺旋桨电机54驱动螺旋桨53在螺旋桨涵道51内转动。螺旋桨53高速旋转时，气流经过螺旋桨涵道51内后向下形成高速流体喷出，流体喷出后，对螺旋桨机构5产生向上的反作用力，该向上的反作用力能够使火箭发射助推装置100和固定在火箭发射助推装置100上的牵制释放装置2及火箭起飞。可以理解的是，当流体喷出后对螺旋桨机构5产生向上的反作用力与火箭发射助推装置100及其承载的重量相等时，可以使得火箭发射助推装置100及其承载的物体悬停在一定的高度，当降低螺旋桨53的旋转速度，减小流体喷出后对螺旋桨机构5向上的反作用力后，可以实现火箭发射助推装置100及其承载的物体下降(朝地面方向运动)，反之，可以升高(远离地面方向运动)。
33.本实用新型螺旋桨涵道51的开口方向为沿垂直地面方向设置，经过螺旋桨涵道51喷出后的气流为沿着垂直地面方向喷出，螺旋桨涵道51使火箭发射助推装置100具有垂直起降和悬停的飞行特性，火箭发射助推装置100可以在固定目标高度上空悬停，以使得火箭发射平台系统和火箭在目标高度上空悬停，牵制释放装置2对火箭进行释放，释放后，火箭发射助推装置100垂直下降，实现回收。在同等功耗条件下，螺旋桨涵道51与螺旋桨53配合
起降较同直径的孤立螺旋桨，会产生更大的动力，以提高火箭发射助推装置100承载能力。采用螺旋桨涵道51结构还避免了因桨叶暴露在外面，高速旋转的桨叶碰到其他物体而产生的飞行事故，也消除了高速旋转的桨叶对操作人员的致命威胁。
34.作为本实用新型的具体实施例，螺旋桨53包括三个桨叶，桨叶相对于地面倾斜设置。每一个桨叶均通过一个桨叶连接臂固定连接在螺旋桨底座上，三个桨叶均匀间隔开设置在螺旋桨底座的周侧，螺旋桨底座固定连接在螺旋桨电机54的输出轴，螺旋桨电机54转动后，带动螺旋桨底座和三个桨叶整体转动。
35.作为本实用新型的具体实施例，基座4为圆柱状，基座4为封闭结构，且基座4内部为空心，基座4内部用于安装导航装置、回收系统和控制系统。
36.如图4所示，螺旋桨机构5包括四个；四个螺旋桨机构5沿着基座4的圆周方向均匀间隔开设置，实现火箭发射助推装置100的平稳升降。
37.如图4所示，基座4的顶部为用于固定连接发射平台的水平面板41，水平面板41上用于固定连接牵制释放装置2，牵制释放装置2用于牵制释放火箭。
38.作为本实用新型的具体实施例，导航装置为陀螺仪，陀螺仪用于检测装置的飞行信号，提供给控制系统。陀螺仪是惯性器件之一，陀螺仪在任何环境下都具有自主导航能力的特性。陀螺仪在外载荷作用下，检测装置的飞行信号，提供给控制系统，控制系统根据飞行信号，分析火箭发射助推装置100实际飞行的轨迹与预定的轨迹是否有偏差，如果有偏差，则控制螺旋桨机构5调整火箭发射助推装置100的飞行方向，否则，无需调整，从而有利于火箭发射助推装置100平稳飞行和精准回收。
39.本实用新型中陀螺仪为现有的陀螺仪，例如，现有的mems陀螺仪。陀螺仪是将陀螺安装在框架装置上，使陀螺的自转轴有角转动的自由度。本实用新型的陀螺仪可以安装在基座4内部的任意位置，在此，不对其安装位置进行限制，陀螺仪的安装位置不同对其实现自主导航作用没有影响。本实用新型的陀螺仪是实现火箭发射助推装置的自主导航作用。陀螺仪可以向控制系统提供火箭发射助推装置的方位、水平、位置、速度、加速度等精确信号,使控制系统可以控制火箭发射助推装置沿某一航线飞行。
40.作为本实用新型的具体实施例，基座4内还固定连接有电池电源，电池电源用于给系统供电。螺旋桨电机54通过电缆55与电池电源电连接。电池电源为核电池或者锂电池电源，电池电源为螺旋桨电机54提供动力源。螺旋桨电机54在接通电源后高速旋转，为螺旋桨53旋转提供动力。电缆55为螺旋桨电机54提供电源和控制信号。能够让螺旋桨53在螺旋桨电机54控制的范围内旋转。
41.作为本实用新型的具体实施例，螺旋桨电机54通过螺旋桨支架52固定连接在螺旋桨涵道51的中心线方向上。
42.如图4所示，基座4的底部固定连接起落架6，起落架6为火箭发射助推装置100在起飞和降落时提供支撑。
43.作为本实用新型的具体实施例，火箭发射助推装置100给火箭送到预定高度，牵制释放装置2对火箭3进行释放，然后，启动回收系统，回收系统确保火箭发射助推装置100安全返航。回收系统为现有的，回收系统可以包括探测模块和控制模块，探测模块和控制模块通信连接，探测模块可以包括信号接收器，控制模块可以为与信号接收器电连接的微处理器。探测模块与陀螺仪通信连接，用于接收陀螺仪采集的待回收装置的位置和飞行状态信
息(包括速度、加速度和姿态信息等)，通过陀螺仪获取待回收装置的位置和飞行状态信息，然后发送给探测模块；探测模块将待回收装置的位置和飞行状态信息转发给控制模块，控制模块用于预设回收条件(例如：火箭成功释放)，当满足预设回收条件时，控制模块用于根据待回收装置的位置和飞行状态信息，分析当前待回收装置的位置和飞行状态信息与预定回收轨迹的偏差结果，并根据偏差结果，控制螺旋桨机构5调整待回收装置的位置、速度和飞行状态，使得待回收装置(火箭发射助推装置100和牵制释放装置2)按照预定轨迹返回，执行对待回收装置的回收。
44.实施例二
45.如图2和3所示，本技术还提供一种火箭发射平台系统，包括的火箭发射助推装置100、固定法兰1和连接牵制释放装置2；火箭发射助推装置100沿垂直于地面方向设置在地面上，固定法兰1固定连接在火箭发射助推装置100顶部；连接牵制释放装置2固定连接在固定法兰1上；连接牵制释放装置2上安装火箭3。牵制释放装置2用于牵制和释放火箭3。固定法兰1使连接牵制释放装置2与火箭发射助推装置100固定连接。牵制释放装置2既能够在飞行阶段保持火箭3稳定，又能在抛出时放开火箭3。牵制释放装置2为现有的结构，在此不再赘述其结构。
46.作为本实用新型的具体实施例，火箭发射助推装置100带动连接牵制释放装置2和火箭3整体升高到一定高度后悬停，牵制释放装置2将火箭3释放，然后火箭发射助推装置100携带牵制释放装置2回收到初始位置。
47.本技术实现的有益效果如下：
48.(1)本技术火箭发射助推装置将牵制释放装置和火箭推送到空中，牵制释放装置实现高空抛出火箭进行火箭发射，在高海拔空中抛出火箭能够减少火箭燃料的燃烧和减少燃料携带量，减少火箭燃料与整箭质量比。
49.(2)本技术将火箭送至高海拔位置后，减少地面火箭起飞发生故障时对地面的伤害，以及对后续发射和工作人员构成的人身安全隐患。
50.(3)本技术火箭高空抛出后，火箭发射助推装置在回收系统控制指令的支持下，返航，重复使用，节约成本。
51.以上所述仅为本实用新型的实施方式而已，并不用于限制本实用新型。对于本领域技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原理内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本实用新型的权利要求范围之内。

技术特征：

1.一种火箭发射助推装置，其特征在于，所述火箭发射助推装置的顶部固定连接固定法兰，所述固定法兰上固定连接用于牵制释放火箭的牵制释放装置；所述火箭发射助推装置包括基座、螺旋桨机构、导航装置、控制系统和回收系统；所述螺旋桨机构包括多个，多个所述螺旋桨机构均匀间隔开固定在基座的周侧；所述导航装置、所述控制系统和所述回收系统均固定连接在所述基座内；所述导航装置、所述回收系统和所述螺旋桨机构均与所述控制系统通信连接。2.根据权利要求1所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述螺旋桨机构包括螺旋桨涵道、螺旋桨支架、螺旋桨和螺旋桨电机；所述螺旋桨涵道固定连接在所述基座上；所述螺旋桨支架固定连接在所述螺旋桨涵道上；所述螺旋桨电机固定连接在螺旋桨支架上；所述螺旋桨连接在所述螺旋桨电机的输出转轴上。3.根据权利要求2所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述螺旋桨涵道为圆环状，所述螺旋桨电机驱动所述螺旋桨在所述螺旋桨涵道内转动。4.根据权利要求2所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述基座为圆柱状，且所述基座内部为空心。5.根据权利要求4所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述螺旋桨机构包括四个；四个所述螺旋桨机构沿着所述基座的圆周方向均匀间隔开设置。6.根据权利要求4所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述基座的顶部为用于固定连接发射平台的水平面板。7.根据权利要求1所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述导航装置为陀螺仪，所述陀螺仪检测装置的飞行信号，提供给所述控制系统。8.根据权利要求2所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述基座内还固定连接有电池电源，所述螺旋桨电机通过电缆与所述电池电源电连接。9.根据权利要求3所述的火箭发射助推装置，其特征在于，所述螺旋桨电机通过所述螺旋桨支架固定连接在所述螺旋桨涵道的中心线方向上。10.一种火箭发射平台系统，其特征在于，包括权利要求1-9之一所述的火箭发射助推装置、固定法兰和连接牵制释放装置；所述固定法兰固定连接在所述火箭发射助推装置顶部；所述连接牵制释放装置固定连接在所述固定法兰上；所述连接牵制释放装置上安装火箭。

技术总结

本申请提供一种火箭发射助推装置和火箭发射平台系统，所述火箭发射助推装置的顶部固定连接固定法兰，固定法兰上固定连接牵制释放装置；火箭发射助推装置包括基座、螺旋桨机构、导航装置、控制系统和回收系统；螺旋桨机构包括多个，多个螺旋桨机构均匀间隔开固定在基座的周侧；导航装置、控制系统和回收系统均固定连接在基座内；导航装置、回收系统和螺旋桨机构均与控制系统通信连接。本申请火箭发射助推装置将火箭推送在空中进行火箭起飞，减少火箭整体携带燃料，火箭起飞效率高，满足高密度起飞需要和减少地面火箭起飞事故造成的损害。飞需要和减少地面火箭起飞事故造成的损害。飞需要和减少地面火箭起飞事故造成的损害。