專利名稱:液體反沖式單級火箭箭體的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及基于液體反沖カ的實驗探測行飛行器領(lǐng)域，特別涉及ー種液體反沖式單級火箭箭體。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代火箭是ー種靠高速噴射高溫高壓燃氣獲得反作用力，并利用產(chǎn)生的反作用力向前推進的飛行器。它主要由依次連接的箭體、推進系統(tǒng)和制導(dǎo)系統(tǒng)組成。其中，箭體是火箭中不可缺少的組成部分，火箭的各個系統(tǒng)都安裝其上，且其內(nèi)部容納有大量的推進劑?；鸺齼?nèi)的推進劑燃燒時，從箭體尾部噴出的氣體具有很大的動量，根據(jù)動量守恒定律，火箭獲得等大反向的動量，因而發(fā)生連續(xù)的反沖現(xiàn)象，隨著推進劑的消耗，火箭的質(zhì)量逐漸減少，加速度不斷増大，當(dāng)推進劑燃盡時，火箭即以獲得的速度沿著預(yù)定的空間軌道飛行。
然而，現(xiàn)代火箭存在以下問題第一，燃料的能量密度低，發(fā)射時需要攜帯大量的燃料，因而增加了火箭的重量。第二，現(xiàn)代火箭采用燃料作為動カ源，而燃料的成本高，且為易燃物，因而安全性低。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述現(xiàn)代火箭重量重、成本高且安全性低的問題，本發(fā)明實施例提供了ー種液體反沖式單級火箭箭體。所述技術(shù)方案如下
本發(fā)明實施例提供了ー種液體反沖式單級火箭箭體，其包括液體存儲艙、氣壓艙、控制艙以及根據(jù)所述氣壓艙內(nèi)的壓強動作的壓強跳變裝置，所述控制艙位于所述氣壓艙的頂部，且所述控制艙與所述氣壓艙通過所述壓強跳變裝置可分離地連接，所述液體存儲艙位于所述氣壓艙的底部且與所述液體存儲艙連通，所述液體存儲艙上設(shè)有噴射ロ。
優(yōu)選地，所述氣壓艙的頂部設(shè)有通氣接ロ，所述壓強跳變裝置包括結(jié)構(gòu)體、跳變氣室和隨著所述跳變氣室的移動而動作的跳變銷，所述結(jié)構(gòu)體內(nèi)開設(shè)有頂部封閉的十字型槽，所述通氣接ロ伸入所述十字型槽的縱槽中并與所述結(jié)構(gòu)體固定連接，所述跳變氣室可沿所述縱槽移動地設(shè)于所述十字型槽中，且所述跳變氣室與所述結(jié)構(gòu)體的頂部之間設(shè)有彈性復(fù)位部件，所述跳變氣室可移動地套設(shè)在所述通氣接口上并與所述通氣接ロ連通，所述跳變銷設(shè)于所述十字型槽的橫槽中，所述控制艙的內(nèi)壁上設(shè)有定位槽，所述跳變銷的自由端可分離地插接在所述定位槽中。
進ー步地，所述跳變銷內(nèi)設(shè)有一回銷彈簧，所述回銷彈簧的兩端分別與所述跳變銷和所述十字型槽的所述橫槽的內(nèi)壁固定，所述跳變銷與所述跳變氣室相対的端面為斜面且所述斜面與所述跳變氣室相抵靠，所述斜面的傾斜角為銳角。
更進一歩地，所述傾斜角的角度為45° 60°。
優(yōu)選地，所述氣壓艙的所述進氣接口上套設(shè)有密封圈，所述跳變氣室套設(shè)在所述密封圈上。
可選地，所述密封圈為橡膠圈。[0011]更進一歩地，本發(fā)明的液體反沖式單級火箭箭體還包括至少兩個平衡翼，所述平衡翼沿周向均勻地安裝在所述液體存儲艙上、所述氣壓艙上或所述液體存儲艙與所述氣壓艙的連接處。
優(yōu)選地，本發(fā)明的液體反沖式單級火箭箭體還包括降落傘包、保護組件和數(shù)據(jù)記錄組件，所述數(shù)據(jù)記錄組件固定在所述控制艙中，所述保護組件和所述降落傘包設(shè)于所述控制艙內(nèi)，所述降落傘包與所述控制艙和所述保護組件連接。
可選地，所述液體存儲艙內(nèi)的液體為水，所述氣壓艙內(nèi)的氣體壓強為130PSI。
本發(fā)明實施例提供的技術(shù)方案帶來的有益效果是本實施例用大氣壓強作為推動源并采用液體反沖作為推動力，簡化了推進結(jié)構(gòu)，從而減輕了箭體的重量。另外，推進劑可為成本低且不易燃的液體，因而可大大降低運行成本并提高安全性。


為了更清楚地說明本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案，下面將對實施例描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
圖1是本發(fā)明實施例中提供的液體反沖式單級火箭箭體的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2是為本發(fā)明實施例中提供的液體反沖式單級火箭箭體的平衡翼布置在液體存儲艙和氣壓艙的連接處的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3是為本發(fā)明實施例中提供的液體反沖式單級火箭箭體的壓強跳變裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實施方式
為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明實施方式作進ー步地詳細描述。
實施例
參見圖1-2，本實施例提供了ー種液體反沖式單級火箭箭體，包括液體存儲艙10、氣壓艙11、控制艙12以及根據(jù)氣壓艙11內(nèi)的壓強動作的壓強跳變裝置15?？刂婆?2和氣壓艙11通過壓強跳變裝置15可分離地連接，且控制艙12位于氣壓艙11的頂部。液體存儲艙10與氣壓艙11連通，且液體存儲艙10位于氣壓艙12的底部。液體存儲艙10的底部設(shè)有噴射ロ 101。
具體地，液體存儲艙10的頂部和氣壓艙11底部之間設(shè)有通氣管14，通氣管14兩端分別與液體存儲艙10和氣壓艙11連接且液體存儲艙10、通氣管14和氣壓艙11依次連通。氣壓艙11的頂部設(shè)有通氣接ロ 111。
進ー步地，參見圖3，本實施例的壓強跳變裝置15包括結(jié)構(gòu)體151、跳變氣室152和ー對跳變銷153，跳變銷153隨著跳變氣室152的移動而動作。結(jié)構(gòu)體151內(nèi)開設(shè)有頂部封閉的十字型槽154，該十字型槽154包括縱槽1541和與縱槽1541垂直的橫槽1542，其中，縱槽1541沿箭體的長度方向延伸，橫槽1542沿與箭體的長度方向垂直的方向延伸。氣壓艙11的通氣接ロ 111伸入十字型槽154的縱槽1541中并與結(jié)構(gòu)體151固定連接。跳變氣室152可沿縱槽1541移動地設(shè)于十字型槽154的縱槽1541中，且跳變氣室152和結(jié)構(gòu)體151的頂部之間設(shè)有彈性復(fù)位部件，當(dāng)氣壓艙11中充滿氣體時,該彈性復(fù)位部件處于壓縮狀態(tài)。跳變氣室152可移動地套設(shè)在通氣接ロ 111上并與通氣接ロ 111連通，跳變銷153設(shè)于154十字型槽的橫槽1542中，控制艙的內(nèi)壁上設(shè)有定位槽121，跳變銷153的自由端可分離地插接在定位槽121中。
具體地，在本實施例中，氣壓艙11的通氣接ロ 111上套設(shè)有密封圈112，跳變氣室152套設(shè)在通氣接ロ 111的密封圈112上，密封圈112優(yōu)選地為橡膠圏。
進ー步地，在本實施例中，跳變氣室152為開ロ朝下的筒狀結(jié)構(gòu)，且跳變氣室152頂部的外壁上設(shè)有凸柱1521，彈性復(fù)位部件為回軸彈簧1522?；剌S彈簧1522的一端套設(shè)于跳變氣室152頂部的凸柱1521上且與跳變氣室152相抵，回軸彈簧1522的另一端與十字型槽154的縱槽1541的頂壁抵靠，從而使跳變氣室152可伸縮地彈性連接在十字型槽154的縱槽1541中。
更進一歩地，ー對跳變銷153對稱地可伸縮地彈性設(shè)于結(jié)構(gòu)體151的十字型槽154的橫槽1542中并與跳變氣室152的兩側(cè)可分離地接觸。每個跳變銷153的內(nèi)部開設(shè)有沿跳變銷153的徑向貫通的通孔1531，一回銷彈簧1532設(shè)于通孔1531中且回銷彈簧1532的一端固定在跳變銷153的通孔1531的內(nèi)壁上，回銷彈簧1532的另一端與十字型槽154的橫槽1542的內(nèi)壁固定，跳變銷153的自由端與氣壓艙11內(nèi)壁上的定位槽121正對，從而使跳變銷153可伸縮地插接在氣壓艙11的定位槽121中。進ー步地，跳變銷153與跳變氣室152相対的端面為斜面，該斜面與跳變氣室152相抵靠，且該斜面的傾斜角a為銳角，優(yōu)選地，傾斜角a為45°飛0°。容易知道，跳變銷153與跳變氣室152相対的端面還可為弧形面。
需要說明的是，在本實施例中，跳變氣室112為筒狀結(jié)構(gòu)，跳變銷153的端面為斜面，但是并不以此為限，在其它實施例中，跳變銷153的端面也可以為豎直面，而跳變氣室的上部呈錐形或者對應(yīng)跳變銷的豎直面設(shè)有斜面或弧形面。
進ー步地，箭體還包括三個平衡翼13，三個平衡翼13沿液體存儲艙10的周向均勻地安裝在液體存儲艙10的外壁上，具體地，每兩個相鄰的平衡翼13之間的圓心角0為120°。需要說明的是，平衡翼的數(shù)量可根據(jù)實際需要設(shè)置。
更進一歩地，控制艙12內(nèi)固定有數(shù)據(jù)記錄組件(未圖示)和降落傘包122，降落傘包122通過繩索與控制艙12連接。這樣，當(dāng)氣壓艙11和控制艙12脫離后，降落傘包122會打開，保證數(shù)據(jù)記錄組件(未圖示)平穩(wěn)落下，不被損毀。數(shù)據(jù)記錄組件(未圖示)由電路、攝像頭、溫度傳感器和光強傳感器等構(gòu)成，具有數(shù)據(jù)記錄功能，能記錄所有飛行數(shù)據(jù)，以便作實驗反饋。
本實施例中的液體反沖式單級火箭箭體的工作過程為先通過液體存儲艙10底部的噴射ロ 101向液體存儲艙10內(nèi)注入液體，本實施例采用水作為注入液體；然后，采用空氣壓縮機通過液體存儲艙10底部的噴射ロ 101向氣壓艙11內(nèi)注入氣體壓強為130PSI的氣體，從而為氣壓艙11增壓。接著，開啟箭體的發(fā)射系統(tǒng)，箭體脫離發(fā)射架后，受到噴射ロ101的反沖力，使箭體豎直向上上升，當(dāng)液體存儲艙10中的液體噴射完畢后，氣壓艙11內(nèi)的氣壓很快釋放，使箭體失去了動カ源，同吋，由于氣壓艙11內(nèi)的壓強減為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，壓強跳變裝置15的ー對跳變銷153變?yōu)槭湛s狀態(tài)，液體存儲艙10和氣壓艙11脫離，控制艙12內(nèi)的降落傘包122自由散落打開，與降落傘包122通過繩索連接的控制艙12可平穩(wěn)的降落。
本發(fā)明實施例通過利用大氣壓強作為推動源并采用液體反沖作為推動力，簡化了推進結(jié)構(gòu)，從而減輕了箭體的重量。另外，箭體內(nèi)的推進劑可為成本低且不易燃的液體，因而可大大降低運行成本并提高安全性。
以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，包括液體存儲艙、氣壓艙、控制艙以及根據(jù)所述氣壓艙內(nèi)的壓強動作的壓強跳變裝置，所述控制艙位于所述氣壓艙的頂部，且所述控制艙與所述氣壓艙通過所述壓強跳變裝置可分離地連接，所述液體存儲艙位于所述氣壓艙的底部且與所述液體存儲艙連通，所述液體存儲艙上設(shè)有噴射口。
2.如權(quán)利要求
1所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述氣壓艙的頂部設(shè)有通氣接口，所述壓強跳變裝置包括結(jié)構(gòu)體、跳變氣室和隨著所述跳變氣室的移動而動作的跳變銷，所述結(jié)構(gòu)體內(nèi)開設(shè)有頂部封閉的十字型槽，所述通氣接口伸入所述十字型槽的縱槽中并與所述結(jié)構(gòu)體固定連接，所述跳變氣室可沿所述縱槽移動地設(shè)于所述十字型槽中，且所述跳變氣室與所述結(jié)構(gòu)體的頂部之間設(shè)有彈性復(fù)位部件，所述跳變氣室可移動地套設(shè)在所述通氣接口上并與所述通氣接口連通，所述跳變銷設(shè)于所述十字型槽的橫槽中， 所述控制艙的內(nèi)壁上設(shè)有定位槽，所述跳變銷的自由端可分離地插接在所述定位槽中。
3.如權(quán)利要求
2所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述跳變銷內(nèi)設(shè)有一回銷彈簧，所述回銷彈簧的兩端分別與所述跳變銷和所述十字型槽的所述橫槽的內(nèi)壁固定，所述跳變銷與所述跳變氣室相對的端面為斜面且所述斜面與所述跳變氣室相抵靠，所述斜面的傾斜角為銳角。
4.如權(quán)利要求
3所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述傾斜角的角度為 45° 60°。
5.如權(quán)利要求
2-4任一項所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述氣壓艙的所述通氣接口上套設(shè)有密封圈，所述跳變氣室套設(shè)在所述密封圈上。
6.如權(quán)利要求
5所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述密封圈為橡膠圈。
7.如權(quán)利要求
2-4任一項所述的液體反沖式單級火箭箭體,其特征在于,所述箭體還包括至少兩個平衡翼，所述平衡翼沿所述箭體的周向均勻地安裝在所述液體存儲艙上、所述氣壓艙上或所述液體存儲艙與所述氣壓艙的連接處。
8.如權(quán)利要求
2-4任一項所述的液體反沖式單級火箭箭體,其特征在于,所述箭體還包括降落傘包和數(shù)據(jù)記錄組件，所述數(shù)據(jù)記錄組件固定在所述控制艙中，所述降落傘包固定連接在所述控制艙內(nèi)。
9.如權(quán)利要求
2-4任一項所述的液體反沖式單級火箭箭體，其特征在于，所述液體存儲艙內(nèi)的液體為水，所述氣壓艙內(nèi)的氣體壓強為130PSI。
專利摘要
本發(fā)明實施例公開了一種液體反沖式單級火箭箭體，屬于基于液體反沖力的實驗探測行飛行器領(lǐng)域。所述液體反沖式單級火箭箭體包括液體存儲艙、氣壓艙、控制艙以及用于根據(jù)所述氣壓艙內(nèi)的壓強動作的壓強跳變裝置，所述控制艙位于所述氣壓艙的頂部，且所述控制艙與所述氣壓艙通過所述壓強跳變裝置可分離地連接，所述液體存儲艙位于所述氣壓艙的底部且所述液體存儲艙連通，所述液體存儲艙上設(shè)有噴射口。本發(fā)明實施例提供的液體反沖式單級火箭箭體利用大氣壓強作為推動源并采用液體反沖作為推動力，簡化了推進結(jié)構(gòu)，減輕了箭體的重量。而且，推進劑可為成本低且不易燃的液體，因而可大大降低運行成本并提高安全性。
文檔編號F42B15/00GKCN103033097SQ201210541228
公開日2013年4月10日 申請日期2012年12月12日
發(fā)明者雷海東 申請人:江漢大學(xué)導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan