一种用于航天科普教育的模型火箭套件

摘要

本发明一种用于航天科普教育的模型火箭套件，属于探空火箭的科普教育技术领域；包括火箭壳体、尾翼、降落伞包，火箭壳体由火箭头锥、火箭伞舱段箭体、连接件和火箭动力段箭体依次同轴连接而成；火箭伞舱段箭体的外周面上开有窗口，火箭伞舱段盖板通过剪切螺栓、铝合金螺栓和伞舱段密封件密封安装于窗口处；降落伞包设置于火箭伞舱段箭体内；飞行控制板通过控制板固定件安装于火箭动力段箭体内；所述火箭发动机通过发动机承力件和发动机定位板安装于火箭动力段箭体的尾端内。本发明火箭为模块化设计，分为包含伞舱段的回收段箭体和包含发动机发动力段箭体，两部分均可独立制作，配合使用，其通用性好，重复利用率高。

说明书

技术领域

本发明属于探空火箭的科普教育技术领域，具体涉及一种用于航天科普教育的模型火箭套件。

背景技术

火箭作为航天系统中的运载工具，对于国家航天力量的发展具有重要作用。随着“长征五号”，“快舟”火箭的成功飞行，社会各界对于火箭技术的热情日益高涨。但目前航天科普所需的器材还是比较缺乏，在社会层面主要为科普讲解与模型组装，相关模型与火箭系统相比缺少较多模块，知识含量不高，难以满足受众的学习需求，容易引起“火箭非常简单”的错觉。对于这类探空火箭模型，其起到的作用与带领受众做一次手工无较大区别。而对于航天相关专业高校，由于火箭和导弹等高速飞行器的使用和制造成本高昂，目前在航天专业的教学中主要以理论授课为主，严重缺乏实验教学，特别是直观的飞行实验环节。因此许多相关高校学生缺乏对火箭系统的认识，难以进行贴近实际应用的科研工作。

因此现有技术提供一种廉价小型模型火箭方案，其大量部件采用民用成熟产品，但设计过程和所需专业知识与研制大型火箭相似，而且可使用校园场地进行发射实验，这有效地解决了低成本航天科普与实践教学器材缺乏的问题。

现有技术CN111256543B《教学科普用小型固液探空火箭》主要着眼于固液混合发动机的发明以及其在小型探空火箭上的使用，且该发明除火箭发动机外技术简单，与现有科普火箭并无较大区别，无法实现高水平探空火箭技术要求。此外，该发明仅仅是一个简单火箭，无法放置科学仪器，不能满足高校科普需求。现有技术创新点在于对小型科普探空火箭进行模块化的设计，从而实现对科普受众进行火箭全系统的科普教育。特别是在控制电路系统以及气动结构分系统、回收系统有独到的创新，包含了多学科知识，能够搭载一定的科学仪器，使得整套发明具有较高的技术和学术水平，具有完整的科学性与教育性，同时具有低廉的成本，真正地适用于航天科普教育。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于航天科普教育的模型火箭套件，该套件采用模块化设计，套件中的各部分对应火箭的各系统，同时具有方便推广和易于教学的特点。是一款用于科普活动与航天相关专业高校学生的教育培养的模型火箭套件。

本发明的技术方案是：一种用于航天科普教育的模型火箭套件，包括火箭壳体、尾翼、降落伞包；所述尾翼安装于火箭壳体尾端的外周面；其特征在于：所述火箭壳体由火箭头锥、火箭伞舱段箭体、连接件和火箭动力段箭体依次同轴连接而成；

所述火箭伞舱段箭体的外周面上开有窗口，火箭伞舱段盖板通过剪切螺栓、铝合金螺栓和伞舱段密封件密封安装于火箭伞舱段箭体的窗口处；所述降落伞包设置于火箭伞舱段箭体内，其两端通过降落伞限位隔板进行限位，并与火箭头锥、火箭动力段箭体分隔；由剪切螺栓将铝合金螺栓切断，火箭伞舱段盖板打开后降落伞包弹出；

所述连接件为圆筒结构，其外周面的中部沿周向设置有圆环凸台，连接件的外径等于火箭伞舱段箭体和火箭动力段箭体的内径，其两端分别同轴插装于火箭伞舱段箭体和火箭动力段箭体的相邻端，实现两个模块的连接；

所述飞行控制板通过控制板固定件安装于火箭动力段箭体内，用于地面工作状态检测、火箭起飞信号接收和剪切螺栓工作信号的发出；所述火箭发动机通过发动机承力件和发动机定位板安装于火箭动力段箭体的尾端内。

本发明的进一步技术方案是：所述火箭头锥通过卡槽与火箭伞舱段箭体固定连接，其材质为PLA材料，外形呈圆锥形或椭圆形，采用3D打印技术成型。

本发明的进一步技术方案是：所述剪切螺栓用于实现舱盖分离，剪切螺栓由气缸和环形切割刀组成，切割刀套在气缸内，气缸内装有火药；在剪切螺栓两端加上高电压后气缸内火药点燃产生高压，推动切割刀向下运动，切断固定舱盖的铝合金螺栓，降落伞弹出。

本发明的进一步技术方案是：所述连接件的圆环凸台外径等于火箭伞舱段箭体和火箭动力段箭体的外径，其两端分别通过螺栓与火箭伞舱段箭体、火箭动力段箭体固定连接。

本发明的进一步技术方案是：所述降落伞包由降落伞面、伞绳和缓冲绳组成，用于火箭回收时的减速与开伞瞬间对能量的吸收；降落伞包在开伞时，在伞舱段盖板弹出后从伞舱段箭体内弹出，在空中被风吹开进行回收任务。

本发明的进一步技术方案是：所述伞舱段密封件为PLA材料，是与火箭伞舱段窗口形状一致环形结构，厚度为10MM，伞舱段密封件上开有安装剪切螺栓和铝合金螺栓的螺栓孔。

本发明的进一步技术方案是：所述火箭伞仓段箭体与火箭动力段箭体均采用内径86mm、外径90的纸筒，火箭动力段箭体内中部为空腔，能够安装科学实验仪器。

本发明的进一步技术方案是：所述飞行控制板为单片机PCB，主芯片为STM32F4，搭配起飞信号接收线，点火线及安全开关使用；飞行控制板带有程序烧录线，能够随时进行控制程序的烧录。

本发明的进一步技术方案是：所述发动机承力件为PLA材质的圆柱结构，其上端沿周向外缘设置有圆环结构；圆环结构朝向火箭动力段箭体内，通过周向设置的螺丝与火箭动力段箭体固定；圆柱结构朝向火箭动力段箭体的尾端，用于承受发动机推力。

本发明的进一步技术方案是：所述发动机定位板包括同轴设置的第一定位板和第二定位板，两个定位板均为圆形板，其端面上均沿周向开有4个通孔，且两个定位板上的通孔一一相对同轴设置；4个火箭发动机分别穿过第一定位板和第二定位板的通孔固定。

有益效果

本发明的有益效果在于：

本发明火箭为模块化设计，分为包含伞舱段的回收段箭体和包含发动机发动力段箭体，两部分均可独立制作，配合使用，其通用性好，重复利用率高，每次发射完成后只需要更换发动机和剪切就可以进行再次使用，每次使用成本不超过200元。可以直接解决现有高水平航天科普模型价格较高的问题。

本发明火箭整体重量较轻，仅有600g，飞行高度高。同时采用翼根弦98mm，翼梢弦42mm，高度42mm的稳定尾翼，具有良好的静态动态稳定性，经OPENROCKET模拟可知其具有良好的弹道性能，适合多场地发射，比如400米标准操场、户外空地等，可以满足各类科普活动需求。

本发明火箭具有探空火箭的全部4个系统，包括箭体系统、回收系统、控制系统、动力系统。这与实际大型火箭研发工作具有很大的相似程度，可以对科普活动的受众进行全面的火箭知识的讲解，进行学科知识的交叉融合示范。在现有的技术方案中，尚未有如此全面包含火箭系统的发明与产品。

本发明航电系统设计过程中需要用到模拟电路、数字电路、PCB制作、飞行动力学、控制算法等知识，需要多学科知识的集中使用。这可以解决现有模型科学水平不高，知识含量不足的问题。

本发明使用创新发明了侧面开伞的探空火箭回收方式，即降落伞包通过火箭伞舱段箭体的窗户落出，保证了头锥结构和位置的稳定性，因此现有技术方案可以在火箭头锥处放置科学实验仪器，这使得现有技术方案可以满足高校的高水平科普要求。

本发明火箭套件制作过程中使用3D打印，激光切割等新型技术手段进行加工，能够为科普和教育活动介绍新型的工业技术。

附图说明

图1为火箭俯视图；

图2为火箭后视图；

图3为火箭半剖视图；

图4为火箭伞仓段箭体三视图；

图5为伞舱段密封件三视图；

图6为剪切螺栓部分局部放大图；

图7为尾翼及发动机部分局部放大图；

附图标记说明：1.火箭头锥、2.剪切螺栓、3.铝合金螺栓、4.火箭伞舱段盖板、5.降落伞包、6.伞舱段密封件、7.降落伞限位隔板、7-1.第一限位隔板、7-2第二限位隔板、8.火箭伞舱段箭体、9.剪切螺栓和铝合金螺栓在伞舱段密封件上的安装位置、10.控制板固定件、11.连接件、12.飞行控制板、13.火箭动力段箭体、14.发动机承力件、15.发动机定位板、15-1.第一定位板、15-2第二定位板、16.尾翼、17.火箭发动机。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，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，因此不能理解为对本发明的限制。

参照图1-3所示，本发明一种用于航天科普教育的模型火箭套件包括火箭头锥1、剪切螺栓2、铝合金螺栓3、火箭伞舱段盖板4、降落伞包5、伞舱段密封件6、降落伞限位隔板7、火箭伞舱段箭体8、控制板固定件10、连接件11、飞行控制板12、火箭动力段箭体13、发动机承力件14、发动机定位板15、稳定尾翼16和火箭发动机17。尾翼16安装于火箭壳体尾端的外周面，火箭壳体由火箭头锥1、火箭伞舱段箭体8、连接件11和火箭动力段箭体13依次同轴连接而成；

所述火箭伞舱段箭体8的外周面上开有窗口，火箭伞舱段盖板4通过剪切螺栓2、铝合金螺栓3和伞舱段密封件6密封安装于火箭伞舱段箭体8的窗口处；所述降落伞包5设置于火箭伞舱段箭体8内，其两端通过降落伞限位隔板7进行限位，并与火箭头锥1、火箭动力段箭体13分隔；由剪切螺栓2将铝合金螺栓3切断，火箭伞舱段盖板4打开后降落伞包5弹出；

所述连接件11为圆筒结构，其外周面的中部沿周向设置有圆环凸台，连接件11的外径等于火箭伞舱段箭体和火箭动力段箭体的内径，其两端分别同轴插装于火箭伞舱段箭体8和火箭动力段箭体13的相邻端，实现两个模块的连接；

所述飞行控制板12通过控制板固定件10安装于火箭动力段箭体13内，用于地面工作状态检测、火箭起飞信号接收和剪切螺栓工作信号的发出；所述火箭发动机17通过发动机承力件14和发动机定位板15安装于火箭动力段箭体13的尾端内。

优选的，所述火箭头锥1通过卡槽与火箭伞舱段箭体固定连接，其材质为PLA材料，外形呈圆锥形或椭圆形，采用3D打印技术成型。

优选的，所述剪切螺栓2用于实现舱盖分离，剪切螺栓2由气缸和环形切割刀组成，切割刀套在气缸内，气缸内装有火药；在剪切螺栓两端加上高电压后气缸内火药点燃产生高压，推动切割刀向下运动，切断固定舱盖的铝合金螺栓3，降落伞弹出。

优选的，所述连接件11的圆环凸台外径等于火箭伞舱段箭体8和火箭动力段箭体13的外径，其两端分别通过螺栓与火箭伞舱段箭体8、火箭动力段箭体13固定连接。

优选的，所述降落伞包5由降落伞面、伞绳和缓冲绳组成，用于火箭回收时的减速与开伞瞬间对能量的吸收；降落伞包在开伞时，在伞舱段盖板弹出后从伞舱段箭体内弹出，在空中被风吹开进行回收任务。

优选的，所述伞舱段密封件6为PLA材料，是与火箭伞舱段窗口形状一致环形结构，厚度为10MM，伞舱段密封件3上开有安装剪切螺栓和铝合金螺栓的螺栓孔。

优选的，所述火箭伞仓段箭体8与火箭动力段箭体13均采用内径86mm、外径90的纸筒，火箭动力段箭体13内中部为空腔，能够安装科学实验仪器。

优选的，所述飞行控制板12为单片机PCB，主芯片为STM32F4，搭配起飞信号接收线，点火线及安全开关使用；飞行控制板13带有程序烧录线，能够随时进行控制程序的烧录。

优选的，所述发动机承力件14为PLA材质的圆柱结构，其上端沿周向外缘设置有圆环结构；圆环结构朝向火箭动力段箭体内，通过周向设置的螺丝与火箭动力段箭体固定；圆柱结构朝向火箭动力段箭体的尾端，用于承受发动机推力。

优选的，所述发动机定位板15包括同轴设置的第一定位板和第二定位板，两个定位板均为圆形板，其端面上均沿周向开有4个通孔，且两个定位板上的通孔一一相对同轴设置；4个火箭发动机17分别穿过第一定位板和第二定位板的通孔固定。

实施例：

火箭头锥1通过自带卡槽与火箭伞仓段箭体8连接，在火箭伞仓段箭体8内依次安装有降落伞包5、伞舱段密封件6、剪切螺栓2、降落伞限位隔板7，火箭伞仓段箭体8上开有窗口，用以降落伞包的拉出。在安装时通过铝合金螺栓3将火箭伞舱段盖板4安装在伞舱段密封件6上。通过连接件11将火箭伞仓段箭体8与火箭动力段箭体13连接起来，在火箭动力段箭体13内依次安装有控制板固定件10、飞行控制板12、发动机承力件14、发动机定位板15、稳定尾翼16和火箭发动机17，稳定尾翼16由火箭动力段箭体13的预留孔与火箭箭体连接。

本发明所设计的探空火箭为正常式气动布局，装配完成后可直接放置于平地，发射时采用外挂式发射方式并箭体外进行点火。

如图2，火箭的头锥1为PLA打印的尖顶拱形硬质头锥，通过底部的承台与火箭伞仓段箭体8进行间隙配合,两者通过M3螺栓固连。降落伞包5为模型火箭专用尼龙伞布材质，带有8根伞绳，可有效防止缠绕和应对开伞时的高过载。通过缓冲带将伞绳与火箭伞仓段箭体8连接起来，其中缓冲带一端与伞绳直接进行捆绑连接，另一端通过Ф3与火箭伞仓段箭体8进行固连，进行火箭开伞时能量的吸收。

伞舱段密封件6通过M3的铝合金螺栓与火箭伞仓段箭体8进行固连，位置位于火箭伞仓段箭体8的窗口处。剪切螺栓2通过伞舱段密封件6上预留的孔安装在伞舱段密封件6上。在伞舱段密封件6的前后两端使用胶水安装降落伞限位隔板7-1和7-2。降落伞伞包5在火箭伞仓段箭体8内放置好后，将火箭伞舱段盖板4通过铝合金螺栓3安装于伞舱段密封件6上。

所述火箭伞舱段盖板4为火箭伞舱段箭体8在开窗时切下的箭体部分，外形为扇形，尺寸与火箭伞舱段箭体8窗口形状一致。

所述伞舱段密封件6为PLA材料，外形为火箭伞舱段窗口形状分别向内和向外延伸后，再取厚度为10MM的复杂外形，其三视图如图4所示。在伞舱段密封件6上的安装位置9处预留有剪切螺栓2和铝合金螺栓3的安装孔，位置与2,3现在的位置关于伞舱段密封件6的中分面对称。如果有需要可以安装两组剪切螺栓2和铝合金螺栓3。

剪切螺栓2从底部伸出两根点火引线，通过控制板固定件10中部承力板的圆孔与控制板12连接，实现开2伞信号的通讯。控制板固定件通过4个Ф3螺栓固连在火箭动力段箭体13上，上半部与火箭动力段箭体13固连，下半部分对控制板12通过胶带进行固定。控制板12自带电池，有三个接口，分别为与剪切螺栓2连接的点火接口，与保险开关连接的安全接口和与起飞开关连接的起飞信号采集接口。其中安全接口与起飞信号采集接口通过火箭伞仓段箭体2上的开口引出箭体外。

所述连接件11为6061铝合金车削件，内径为82MM，带有上下两排Ф3螺丝孔，分别与火箭伞仓段箭体8及火箭动力段箭体13上对应位置的螺丝孔通过4个Ф3螺栓进行固连。

所述控制板固定件10为PLA材质，通过3D打印制造，上半部分为尺寸与箭体内径想适配的圆台，用以安装在箭体上。下半部分为控制板的安装台，在上半部分圆台的基础上向下伸出两个方形柱，尺寸与飞行控制板尺寸相符合，用以控制板安装。

所述飞行控制板12为单片机PCB，主芯片为STM32F4，搭配起飞信号接收线，点火线及安全开关，可以进行地面工作状态检测、火箭起飞信号接收和剪切螺栓工作信号的发出(与前面说的部件功能需要对应)。进一步优选的，控制板带有程序烧录线，可随时进行控制程序的烧录。

所述发动机承力件14为PLA打印件，上半部带有四个尾翼定位卡槽，通过中部的四个Ф3螺丝孔由四个Ф3螺栓与火箭动力段箭体14固连，下半部为一圆形承台，承接发动机1与发动机定位板15-1。发动机定位板15-1与发动机承力件14通过胶水粘接，粘接时发动机定位板15-1的方向要与发动机安装方向相对应。使用胶水将另一个发动机定位板15-2粘接在火箭动力段箭体13底部，与箭体底部平面共面，粘接时发动机的定位孔需要与发动机定位板15-1相对应。

四个火箭发动机17通过发动机定位板15-1和15-2上的定位孔插入火箭动力段箭体13中，往前推进直到与发动机承力件14相接触，使用胶水将发动机17与发动机承力件14及发动机定位板15-1和15-2相固连。

本发明的火箭套件使用四个尾翼16，尾翼16为梯形木片，尾翼16通过底部的两个插头与火箭动力段箭体13相固连。上面的插头不仅插入火箭动力段箭体13预留的卡槽，还插入发动机承力件14预留的上部卡槽中，而下面的插头则直接插入火箭动力段箭体13预留的卡槽中，并通过胶水使之固连。

所述发动机定位板15和尾翼16均为市售2mm厚层板，通过激光切割加工而得。所述火箭发动机17为市售的模型火箭发动机，工作时间为3s，平均推力6N。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。