专利名称：悬舱式便携电动分离模型火箭的制作方法悬舱式便携电动分离模型火箭(一) 技术领域 本发明涉及的是一种火箭模型。(二) 目前在一些竞赛活动中所使用的搭载返回舱式火箭模型的分离方式往往采用发动机延时后产生反作用力推出。其载荷经泡沫材质包裹后塞入返回舱，尾翼 与箭体之间用乳白胶或502胶粘合。该结构与方法分离精度较低、发动机延时后 产生反作用力容易冲坏载荷、分离后的返回舱不易安全着陆，且胶质粘连不宜便 携安装拆卸，同时需多次实验，成本较高。如何精确安全的实施分离成为亟待解 决的问题之一。(三)
本发明的目的在于提供一种能消除模型的刚性冲击，控制精度高，安全性好 的，携带方便的悬舱式便携电动分离模型火箭。 本发明的目的是这样实现的它包括返回舱，与返回舱过盈配合的箭体，安装在箭体内的发动机、分离控 制器、返回舱降落伞，安装在箭体上的发动机架和尾翼，设置于返回舱内的负载 安装机构，所述负载安装机构由与负载外轮廓线相近的上下两个松紧带、连接于 两个松紧带之间的对松紧带起固定作用的三根松紧绳构成，所述发动机架由两块 圆板及三根连接条组成，圆板通过连接条固定，连接条的一面上固定有硬质钢丝， 尾翼通过硬质钢丝固定安装。
所述分离控制器的构成为数字微处理器U1的VCC为电源端，GND为接 地端；XTAL1、 XTAL2为外部振荡器引脚，接晶振，同时并联第二电容C2、第 三电容C3; RST接CPU的复位信号输入端；P10与第一电阻R1串联后接三极 管T1的基极，三极管TI的集电极接VCC、发射极接火箭发射机点火头U4， U4 另一端接地，形成共射电路；P00接下拉电阻，同时接遥控接收装置U2的D0; 遥控接收装置U2的VCC为电源端，VSS为接地端0SC1、 OSC2间串联第四电 阻R4; U3为舵机插线端，其三个端口分别接POl、 VCC、 GND。本发明解决了模型火箭靠发动机滞后反冲力分离所产生的刚性冲击及分离 时间不确定、负载与返回舱紧密接触导致落地安全性低、尾翼胶质粘合不宜安装 拆卸等问题。
本发明的主要特点包括
1. 分离装置采用舵机和51单片机、PT2272及PT2262无线收发模块组成。 51单片机控制点火及可控时间间隔的舵机转动。舵机带动其上的凸轮推动分离 舱与箭体之间挡板实施分离。
2. 返回舱中负载采取柔性绳悬空安置，常见载荷如蛋形等由松紧带制成的盖 上下覆盖，之后由3根松紧绳穿过盖及在返回舱外的换装固定松紧绳达到载荷悬 空安置。
3. 火箭发射机架上安有硬性钢丝，当发射机架安入火箭箭体内后旋转穿过尾 翼上相应位置的孔插入之前就在火箭腔内粘牢木块的洞内。达到尾翼旋转固定。
本发明的优点在于现有竞赛性模型火箭相比分离机构由舵机与51单片机组 成解决了靠发动机滞后反冲力分离所产生的刚性冲击及分离时间不确定性。与塞 入型返回舱相比对负载的柔性悬空式安放增强了载荷落地的安全性、与粘连式尾 翼安装相比旋转固定尾翼使火箭便于安装与拆卸。使得本发明具有结构简单、稳 定性强、精度高、使用效果好、推广性强等优点。
(四)


图1为本发明的整体结构示意图2为发射机架的结构示意图3为尾翼结构示意图4为箭体腔内固定条结构图； 图5为分离控制器电路图6为模型火箭软件流程图。
(五)

下面结合附图举例对本发明做更详细地描述
结合图1，本发明的悬舱式便携电动分离模型火箭的组成包括返回舱l、
箭体2、分离控制器3、载荷松紧带4和5、负载悬空固定松紧绳6和7、尾翼8、 降落伞安装位置9。返回舱过盈配合的箭体，发动机、分离控制器、返回舱降落伞安装在箭体内，发动机架和尾翼安装在箭体上，负载安装机构，负载安装机构由与负载外轮廓线相近的上下两个松紧带、连接于两个松紧带之间的对松紧带起固定作用的三根松紧绳构成，负载安装机构设置于返回舱内。结合图2-图4，发动机架的组成包括发射机固定圆盘11和12，圆盘定位的连接条13，连接条上固定的硬质钢丝15;尾翼8上有与硬质钢丝15对应开孔17;还包括箭体腔内固定条14，箭体腔内固定条14分为上下两部分。
松紧带的形状与负载外轮廓线相近，松紧带4由三根松紧绳6穿过固定，松紧绳6经由返回舱上开的孔绕到返回舱外壁松紧绳圆圈7上之后在分别穿过松紧带5紧固于一点其紧固程度取决于负载的尺寸。这种悬舱式设计使得返回舱下落到地面的瞬间负载有充足的缓冲时间及缓冲距离。但在安装过程中应注意负载悬空固定松紧绳的拧紧程度，过紧会导致悬舱柔性降低，故应多次实验最终得出适合的松紧程度。
发射机架上安有硬性钢丝，当发射机架安入火箭箭体内后旋转穿过尾翼上相应位置的孔，之后继续旋转插入之前就在火箭腔内粘牢的固定条的洞内。发动机架的3根连接条用于固定两块圆板之间距离，同时其在一面上固定的4根硬质钢丝起到固定尾翼的作用。带有与钢丝尺寸位置相同孔16的固定条14原本即固定于箭体内，当同样有与钢丝尺寸位置相同通孔17的尾翼插入后将发射机架插入箭体尾部旋转使四根钢丝通过尾翼上通孔插入孔16内，以此起到固定作用。
分离系统采用舵机和51单片机、PT2272及PT2262无线收发模块组成。51单片机控制点火及可控时间间隔的舵机转动。分离装置固定于箭体内部凸轮顶端接触降落伞安装板底部。舵机带动其上的凸轮推动降落伞安装板底部向上运动与箭体分离。
由于模型火箭载重有限，在满足设计需要的前提下应尽量做到系统重量轻体积小，故本系统所采用的舵机为9g超轻舵机，经测试其力矩完全满足设计需求，并可由1/0模拟方波信号进行控制简化程序。系统的核心采用STC89C51单片机其5v驱动电压与舵机工作电压一致，简化了控制电路同时也减轻了系统重量。信号发送接收采用PT2272及PT2262无线收发模块完成，控制简单并且重量极轻。结合图5，分离控制器电路为数字微处理器U1的VCC (40脚)为电源端，GND (20脚)为接地端。XTAL1 (19脚)、XTAL2 (18脚)为外部振荡器引脚，接晶振，同时并联C2、 C3电容。RST (9脚)接CPU的复位信号输入端。P10(l脚)与电阻R1串联后接三极管T1的基极，TI的集电极接VCC;发射极接火箭发射机点火头U4， U4另一端接地，形成共射电路。P00 (39脚)接下拉电阻，同时接遥控接收装置U2的D0 (13脚)。U2的VCC (18脚)为电源端，VSS (9脚)为接地端0SC1 (15脚)、OSC2 (16脚)间串联电阻R4。 U3为舵机插线端，其三个端口分别接POl (2脚)、VCC、 GND。
结合图6，本模型火箭的程序分为两步。第一步点火，当对PT2262的管脚施加高电平时与之对应的PT2272管脚(D0)获得高电位，P00接收到电平变化后单片机控制P10转变为高电平，依据三极管的电流放大作用将发动机点火头通以大电流点火。第二步分离，使用循环语句，待指定时间后通过控制Pll的高低电平变化控制舵机，实施分离。


本发明提供的是一种悬舱式便携电动分离模型火箭。它包括返回舱，与返回舱过盈配合的箭体，安装在箭体内的发动机、分离控制器、返回舱降落伞，安装在箭体上的发动机架和尾翼，设置于返回舱内的负载安装机构，所述负载安装机构由与负载外轮廓线相近的上下两个松紧带、连接于两个松紧带之间的对松紧带起固定作用的三根松紧绳构成，所述发动机架由两块圆板及三根连接条组成，圆板通过连接条固定，连接条的一面上固定有硬质钢丝，尾翼通过硬质钢丝固定安装。本发明的结构简单、稳定性强、精度高、使用效果好、推广性强。