本發(fā)明屬于火箭助推技術領域，具體涉及一種可回收的輔助助推器。

背景技術：

火箭輔助助推器是一種用于火箭發(fā)射時增加主助推器推力的裝置。該裝置在火箭首段飛行時推動火箭上升，在燃料燃盡后自動脫離以減少火箭的阻力與重力。

目前常用的輔助助推器多為圓柱體，頂端為圓錐體的火箭發(fā)動機。捆綁在火箭主助推器上(如圖1、圖2所示)，當火箭升空后就會自動脫落，直至與地面或者海面接觸，在與地面或者海面接觸后，輔助助推器都會有所損壞，無法重復利用。

由于火箭發(fā)動機成本昂貴，且僅能一次性使用，使得火箭發(fā)射成本高企不下。目前世界主要火箭大國都在研究火箭回收技術。較為成功的是美國技術，在火箭升空分離后，通過對多個火箭發(fā)動機的控制與調節(jié)，使其緩慢地降落在指定位置上，避免與地面的暴力碰撞，從而能夠重復使用。該方法雖然成功，也有一個很大的弊端：控制與調節(jié)火箭助推器需要耗費巨大的燃料，從而降低了火箭的運載能力。我國在火箭回收研究上也做了大量的工作。

目前已知的有三種方案：美國方案，翼人式的飛行服套裝，降落傘。這三種方案都沒有成功的報道。國內民間對火箭回收的研究則處于更加空幻階段，基本上沒有切實可行的方案。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術問題在于提供一種可回收的輔助助推器，該輔助助推器是由四組或兩組輔助助推模塊構成，這些輔助助推模塊掛接在主助推器四周，并形成一個中空圓柱體的輔助助推器，火箭升空后，輔助助推器與火箭的主助推器分離后，并分成四組或者兩組輔助助推模塊，每個輔助助推模塊通過飛行自動控制系統(tǒng)對可折疊飛行翼進行控制，使輔助助推模塊滑翔至指定的回收地點，本發(fā)明不僅結構簡單，易于實現(xiàn)，而且不使用火箭燃料進行對輔助助推器的返航，同時不會因為回收而降低火箭的載量。

本發(fā)明所要解決的技術問題采用以下技術方案來實現(xiàn)：

一種可回收的輔助助推器，該輔助助推器至少由兩組或兩組以上的輔助助推模塊構成，這些輔助助推模塊分別掛接在火箭主助推器本體四周，并圍繞成一個空心圓柱體狀的輔助助推器，且頂端呈錐角設置；所述每組輔助助推模塊的下方設有發(fā)動機點火裝置，在所述每組輔助助推模塊的兩側端面處分別開有機翼收納槽，在每個機翼收納槽內活動設有一組可折疊飛行翼；所述的每組輔助助推模塊的頂端內設有飛行自動控制系統(tǒng)和蓄電池。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述可折疊飛行翼是由若干個飛行翼并分別依次通過數(shù)個電動鉸鏈連接形成。所述可折疊飛行翼的一側分別通過數(shù)個電動鉸鏈(每組可折疊飛行翼上的電動鉸鏈中，在同一軸線上的為一組，如：第一組電動鉸鏈、第二組電動鉸鏈、第三組電動鉸鏈、第n組電動鉸鏈)活動連接在機翼收納槽上。

作為本發(fā)明進一步改進在于：位于所述電動鉸鏈處的飛行翼上開有縫隙。主要是在飛行翼折疊后用于盛放電動鉸鏈。每扇飛行翼上的電動鉸鏈相互錯位設置，從而厚度大于飛行翼的電動鉸鏈不會重疊增加總體厚度。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述的若干個飛行翼的面積相等。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述每組輔助助推模塊的四周設有若干個平衡傳感器。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述每組輔助助推模塊的形狀為空心狀圓柱體的四分之一或者空心狀圓柱體的二分之一。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述的飛行自動控制系統(tǒng)分別與平衡傳感器、蓄電池和若干組飛行翼上的數(shù)個電動鉸鏈連接，通過若干個平衡傳感器實時獲取輔助助推模塊在空中飛行時的平衡數(shù)據(jù)，并將平衡數(shù)據(jù)傳送給飛行自動控制系統(tǒng)；由蓄電池為所述的飛行自動控制系統(tǒng)實時供電；通過飛行自動控制系統(tǒng)實現(xiàn)自動對飛行翼的展開或調整每塊飛行翼與相鄰的飛行翼之間的角度，從而調整輔助助推模塊在空中飛行的平衡或飛行方向。

作為本發(fā)明進一步改進在于：所述的蓄電池還與電動鉸鏈連接，主要是為電動鉸鏈提供電能。

本發(fā)明是在火箭升空后，當輔助助推器內的燃料用完后，輔助助推器自動與主助推器脫離，并分成四組或者兩組的輔助助推模塊，且每組的輔助助推模塊上分別設置有可折疊飛行翼、飛行自動控制系統(tǒng)、平衡傳感器以及蓄電池；在脫離后，飛行自動控制系統(tǒng)發(fā)出啟動信號，并啟動電動鉸鏈，由電動鉸鏈使飛行翼展開，實現(xiàn)輔助助推模塊滑翔飛行。

由于本發(fā)明中設置有飛行自動控制系統(tǒng)，能根據(jù)設定好后的飛行航線，實現(xiàn)自動飛行，同時在飛行的過程中，通過飛行自動控制系統(tǒng)實時獲取輔助助推模塊的位置；當偏離航線時，飛行自動控制系統(tǒng)控制可折疊飛行翼進行微調從而實現(xiàn)校正航線，以達到安全降落在指定地點。

本發(fā)明的有益效果是：

1)本發(fā)明將輔助助推器分成多組輔助助推模塊，這些輔助助推模塊掛接在火箭主助推器本體的四周，且每組輔助助推模塊上都設置了可折疊飛行翼以及飛行自動控制系統(tǒng)，輔助助推模塊在可折疊飛行翼作用下，增加了輔助助推模塊的阻力，實現(xiàn)安全降落，避免輔助助推模塊與地面碰撞而導致?lián)p壞，從而達到回收再利用效果；

2)本發(fā)明每組輔助助推模塊上都設置了電動鉸鏈與平衡傳感器，并通過平衡傳感器將平衡數(shù)據(jù)傳遞到飛行自動控制系統(tǒng)，通過飛行自動控制系統(tǒng)的有效控制飛行翼上的電動鉸鏈，使飛行翼與飛行翼之間的角度調節(jié)，從而達到輔助助推模塊的平穩(wěn)滑翔；

3)本發(fā)明通過每組輔助助推模塊上飛行自動控制系統(tǒng)，并通過該系統(tǒng)實時對輔助助推模塊的航行位置進行定位，并獲取航線信息，當偏離航線時，飛行自動控制系統(tǒng)控制可折疊飛行翼實現(xiàn)校正航線，從而達到安全降落在指定地點。

附圖說明

圖1為本發(fā)明背景技術中現(xiàn)有結構示意圖；

圖2為圖1的俯視圖；

圖3為本發(fā)明立體結構示意圖；

圖4為圖3的剖面結構示意圖；

圖5為圖4的a-a方向結構示意圖；

圖6為本發(fā)明輔助助推模塊結構示意圖；

圖7為本發(fā)明輔助助推模塊與可折疊飛行翼的結構示意圖；

圖8為圖7的橫截面結構示意圖；

圖9為本發(fā)明可折疊飛行翼展開狀態(tài)結構示意圖；

圖10為本發(fā)明可折疊飛行翼結構示意圖；

圖11為圖3另外一種實施例的剖面結構示意圖；

圖12為本發(fā)明另外一種實施例中輔助助推模塊與可折疊飛行翼的結構示意圖；

圖13為圖12中可折疊飛行翼展開狀態(tài)結構示意圖；

圖14為本發(fā)明控制系統(tǒng)結構示意圖。

具體實施方式

為了使本發(fā)明實現(xiàn)的技術手段、創(chuàng)作特征、達成目的與功效易于明白了解，下面結合具體圖示，進一步闡述本發(fā)明。

如圖3-13所示，一種可回收的輔助助推器，該輔助助推器1至少由兩組或兩組以上的輔助助推模塊10構成，這些輔助助推模塊10分別掛接在火箭主助推器本體2四周，并圍繞成一個空心圓柱體狀的輔助助推器1，且頂端呈錐角11設置；所述每組輔助助推模塊10的下方內部設有發(fā)動機點火裝置105，在所述每組輔助助推模塊10的兩側端面處分別開有機翼收納槽100，在每個機翼收納槽100內活動設有一組可折疊飛行翼101；所述的每組輔助助推模塊10的頂端內設有飛行自動控制系統(tǒng)3和蓄電池4。

所述可折疊飛行翼101是由若干個飛行翼(101a、101b、101c)并分別依次通過數(shù)個電動鉸鏈102連接形成。所述可折疊飛行翼101的一側分另通過數(shù)個電動鉸鏈102(每組可折疊飛行翼101上的電動鉸鏈中，在同一軸線上的為一組，如：第一組電動鉸鏈、第二組電動鉸鏈、第三組電動鉸鏈、第n組電動鉸鏈)活動連接在機翼收納槽100上。位于所述電動鉸鏈102處的飛行翼(101a、101b、101c)上開有縫隙104。主要是在飛行翼折疊101后用于盛放電動鉸鏈102。所述的若干個飛行翼(101a、101b、101c)的面積相等。

所述每組輔助助推模塊10的四周設有若干個平衡傳感器103。

所述每組輔助助推模塊10的形狀為空心狀圓柱體的四分之一或者空心狀圓柱體的二分之一。

如圖14所示，所述的飛行自動控制系統(tǒng)3分別與平衡傳感器102相連，通過若干個平衡傳感器102實時獲取輔助助推模塊10在空中飛行時的平衡數(shù)據(jù)，并將平衡數(shù)據(jù)傳送給飛行自動控制系統(tǒng)3；所述的飛行控制系統(tǒng)3還與蓄電池4相連，由蓄電池4為所述的飛行自動控制系統(tǒng)3實時供電；在所述的飛行自動控制系統(tǒng)3還與若干組飛行翼(101a、101b、101c)上的數(shù)個電動鉸鏈102連接，通過飛行自動控制系統(tǒng)3實現(xiàn)自動對飛行翼(101a、101b、101c)的展開或調整每塊飛行翼與相鄰的飛行翼之間的角度，從而調整輔助助推模塊10的空中飛行的平衡或飛行方向。所述的蓄電池4還與電動鉸鏈102連接，主要是為電動鉸鏈102提供電能。

本發(fā)明是在火箭升空后，當輔助助推器內的燃料用完后，輔助助推器自動與火箭主助推器本體脫離，并分成四組或者兩組的輔助助推模塊10，且每組的輔助助推模塊10上分別設置有可折疊飛行翼、飛行自動控制系統(tǒng)、平衡傳感器以及蓄電池。在脫離后，飛行自動控制系統(tǒng)發(fā)出啟動信號，并啟動電動鉸鏈，由電動鉸鏈使飛行翼展開，實現(xiàn)輔助助推模塊滑翔飛行。

由于本發(fā)明中設置有飛行自動控制系統(tǒng)，能根據(jù)設定好后的飛行航線，實現(xiàn)自動飛行，同時在飛行的過程中，通過飛行自動控制系統(tǒng)實時獲取輔助助推模塊的位置；當偏離航線時，飛行自動控制系統(tǒng)控制可折疊飛行翼實現(xiàn)校正航線，從而達到安全降落在指定地點。

以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理、主要特征和優(yōu)點。本行業(yè)的技術人員應該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進，這些變化和改進都落入要求保護的本發(fā)明范圍內。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權利要求書及其等效物界定。