專利名稱：一種航天模型的控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種航天模型的控制裝置。
背景技術(shù)：
航天模型有很大市場(chǎng)，但傳統(tǒng)的航天模型中由于沒有控制設(shè)備，所以航天模型無法很好的控制航天模型的飛行方向以及飛行目的地。這樣便有可能因操作不當(dāng)而造成航天模型的損壞。

實(shí)用新型內(nèi)容有鑒于此，本實(shí)用新型的主要目的在于提供一種航天模型的電子控制裝置，保證航天模型在上升過程中保持豎直狀態(tài)，并在上升最高點(diǎn)自動(dòng)打開降落傘，使航天模型順利返航。本實(shí)用新型提供的航天模型控制裝置包括電源模塊11、控制模塊21、平衡單元 41、開傘單元51 ；其中，電源模塊11，用于為控制模塊21提供電能；開傘單元51，用于開啟降落傘；平衡單元41，用于調(diào)整航天模型起飛期間的飛行角度；控制模塊21，與電源模塊11、開傘單元51和平衡單元41連接，用于向平衡單元41 提供航天模型起飛時(shí)平衡位置的基準(zhǔn)信息，及航天模型降落時(shí)控制開傘單元51開啟降落傘控制。通過上述裝置，以完成航天模型上升時(shí)飛行角度不發(fā)生偏移，且在航天模型上升到最高點(diǎn)時(shí)控制開啟降落傘?？蛇x的，所述電源模塊11包括外接電池、穩(wěn)壓管和兩組濾波電容，其中，兩組濾波電容分別連接于外接電池與穩(wěn)壓管輸入端間，以及穩(wěn)壓管輸出端與控制模塊21間?？蛇x的，所述開傘單元51包括開傘舵機(jī)511，與控制模塊21連接，用于接收所述控制模塊21信號(hào)，控制開傘設(shè)備；鎖緊絲512，彈簧513，用于固定所述開傘舵機(jī)310。通過控制模塊發(fā)送指令使開傘單元彈出降落傘，使航天模型返航?？蛇x的，所述平衡單元41包括X軸陀螺儀411、Y軸陀螺儀412，與控制模塊21連接，安裝在航天模型尾部的平臺(tái)的兩垂直直徑上，用于檢測(cè)航天模型的偏移角度，并發(fā)送檢測(cè)結(jié)果；兩個(gè)鎖尾舵機(jī)，分別與X軸陀螺儀413、Υ軸陀螺儀414串聯(lián)連接，安裝于兩個(gè)單軸陀螺儀下部，用于接收上述偏移角度檢測(cè)結(jié)果，產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)角；四個(gè)鎖尾舵面416，安裝于航天模型尾部，組成X形狀，通過轉(zhuǎn)動(dòng)，穩(wěn)定航天模型飛行方向。通過上述裝置，使航天模型在上升過程中不發(fā)生角度偏移。較佳的，所述四個(gè)鎖尾舵面416還包括各自與之組成一體的，共四個(gè)安定面417。 所述安定面417輔助航天模型在上升過程中保持平衡，不發(fā)生自旋。較佳的，所述裝置還包括觸發(fā)導(dǎo)線31，與控制模塊21連接，用于啟動(dòng)控制模塊21的計(jì)時(shí)功能；程序下載單元61，與控制模塊21連接，用于接收用于更新控制模塊21的程序；無線電信息接收設(shè)備71，與控制模塊21連接，用于接收無線控制信號(hào)。由上可以看出，采用本實(shí)用新型的裝置，可以使航天模型在上升過程中保持豎直狀態(tài)，并在上升最高點(diǎn)自動(dòng)打開降落傘，使航天模型順利返航。

圖1為本實(shí)用新型的航天模型控制裝置的結(jié)構(gòu)圖；圖2為本實(shí)用新型的電源模塊的電路圖；圖2為本實(shí)用新型的控制模塊的電路圖；圖4為本實(shí)用新型的航天模型外接設(shè)備的結(jié)構(gòu)圖；圖5為本實(shí)用新型的航天模型外接設(shè)備的結(jié)構(gòu)圖俯視圖。
具體實(shí)施方式
下結(jié)合圖1 圖5對(duì)本實(shí)用新型提供的航天模型的控制裝置行詳細(xì)說明。本實(shí)用新型裝置用于通過控制模塊發(fā)送的指令，控制外接設(shè)備運(yùn)行，使得航天模型按照預(yù)定的飛行姿態(tài)飛行，并按預(yù)定時(shí)間返回發(fā)射地點(diǎn)。所述裝置包含電源模塊11、控制模塊21、觸發(fā)導(dǎo)線31、平衡單元41、開傘單元 51、程序下載單元61、無線電信息接收設(shè)備71。所述電源模塊11與控制模塊21連接，用于給所述與控制模塊21供電，電源模塊的電路如圖2所示。所述電源模塊的電路由外接電池、穩(wěn)壓管和四個(gè)電容組成。并聯(lián)連接的第一電容C5、第二電容C6，串聯(lián)連接于所述外接電池與穩(wěn)壓管輸入端之間，所述第一電容C5、第二電容C6并聯(lián)組成的電路用于濾波。并聯(lián)連接的第三電容C3、第四電容C4串聯(lián)連接于所述穩(wěn)壓管輸出端與控制模塊 21輸入端之間，所述第三、第四電容并聯(lián)組成的電路同樣用于濾波。所述穩(wěn)壓管輸出端還連接一發(fā)光二極管，用于顯示電源開關(guān)狀態(tài)。所述控制模塊21，由電源模塊11供電，通過接口連接觸發(fā)導(dǎo)線31、平衡單元41、開傘單元51、程序下載單元61、無線電信息接收設(shè)備71連接，用于傳送、接收相關(guān)數(shù)據(jù)信息， 調(diào)整航天模型飛行角度，控制開傘單元51打開降落傘，使航天模型返航。如圖3所示，所述控制模塊21可以采用型號(hào)為STC89C52的處理器。處理器通過電源輸入端口與電源模塊11連接，通過數(shù)據(jù)傳輸端口與各外接單元設(shè)備連接，用于控制各外接單元設(shè)備，并計(jì)算航天模型上升時(shí)間，當(dāng)上升時(shí)間達(dá)到預(yù)設(shè)時(shí)間時(shí)，控制開傘單元51打開降落傘。[0041]觸發(fā)導(dǎo)線31，一端連接地線，另一端通過所述處理器I/O端口 Pl. 4與其連接。觸發(fā)導(dǎo)線31固定于航天模型的發(fā)射架。當(dāng)航天模型發(fā)射升空時(shí)，拉斷觸發(fā)導(dǎo)線，所述處理器通過I/O端口 Pl. 4檢測(cè)到電平變化，從而判斷航天模型進(jìn)入飛行狀態(tài)，使得處理器的計(jì)時(shí)器開始計(jì)時(shí)。平衡單元41，用于調(diào)整航天模型的飛行角度，保證航天模型在飛行期間不發(fā)生偏移，包括x軸陀螺儀411、γ軸陀螺儀412、兩個(gè)鎖尾舵機(jī)、鎖尾舵面416。其中，X軸陀螺儀411、Υ軸陀螺儀412，兩個(gè)單軸陀螺儀分別通過所述處理器的I/O端口 Ρ0. 4、I/O端口 Ρ2. 6與其連接，分別安裝在航天模型尾部的平臺(tái)的兩垂直直徑上，如圖4、圖 5所示，其中，圖4只表示出一個(gè)單軸陀螺儀。兩單軸陀螺儀分別用于檢測(cè)航天模型上升過程中X軸、Y軸的偏角(航天模型上升方向?yàn)閆軸)，并調(diào)整、糾正航天模型飛行角度。具體原理為當(dāng)航天模型發(fā)射前，X軸陀螺儀411、γ軸陀螺儀412分別檢測(cè)航天模型所處的平衡位置，并將檢測(cè)結(jié)果傳送至所述處理器，處理器將上述檢測(cè)結(jié)果定為平衡位置的基準(zhǔn)信息。 當(dāng)航天模型發(fā)射后，若上升角度發(fā)生變化時(shí)，相應(yīng)的，航天模型會(huì)發(fā)生傾斜。則傾斜角度作為單軸陀螺儀的輸入信號(hào)，使單軸陀螺儀發(fā)出基于平衡位置的矯正信號(hào)，以控制航天模型鎖尾舵機(jī)舵量，鎖尾舵機(jī)帶動(dòng)副翼產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)角，使航天模型回到豎直狀態(tài)，而矯正的角度則作為反饋信息返傳送回單軸陀螺儀，從而組成一套閉環(huán)控制系統(tǒng)，使得航天模型在動(dòng)力不減的情況下不會(huì)發(fā)生偏向飛行。兩個(gè)鎖尾舵機(jī)413、414，分別與上述兩個(gè)單軸陀螺儀串聯(lián)連接，安裝于兩個(gè)單軸陀螺儀下部。用于接收上述兩個(gè)單軸陀螺儀產(chǎn)生的基于平衡位置的矯正信號(hào)，從而產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)角，控制鎖尾舵面416，使得航天模型保持豎直上升狀態(tài)。四個(gè)鎖尾舵面416，均安裝于航天模型尾部，組成X形狀，如圖4、圖5所示，其中， 圖4只表示出一個(gè)鎖尾舵面。四個(gè)鎖尾舵面416分別通過4連桿機(jī)構(gòu)與鎖尾舵機(jī)連接，四個(gè)鎖尾舵面對(duì)稱安裝在火箭重心以上，側(cè)向風(fēng)的干擾不會(huì)使火箭發(fā)生平行的側(cè)移保持航天模型飛行角度。受所述鎖尾舵機(jī)控制。四組鎖尾舵面416均安裝安定面417，與之組成一體，輔助航天模型在上升過程中保持平衡，不發(fā)生自旋。開傘單元51，用于航天模型降落時(shí)開啟降落傘，保證航天模型順利返航，包括開傘舵機(jī)511、鎖緊絲512、彈簧513。其中，開傘舵機(jī)511，通過所述處理器I/O端口 Ρ0. 7與其連接，由鎖緊絲512與彈簧513 將其固定于舵機(jī)內(nèi)部，如圖4所示。開傘舵機(jī)511用于接收所述處理器信號(hào)，控制開傘設(shè)備。 工作原理為開傘舵機(jī)511在航天模型起飛前一直保持0°的狀態(tài)，控制模塊21產(chǎn)生的控制開傘舵機(jī)511的信號(hào)的占空比為10% (即高低電平所占時(shí)間比為1 9)。航天模型一旦進(jìn)入飛行狀態(tài)，其控制模塊21的定時(shí)器立即進(jìn)行計(jì)時(shí)，當(dāng)計(jì)時(shí)達(dá)到預(yù)定值后，控制模塊21 產(chǎn)生的控制開傘舵機(jī)511的信號(hào)的占空比改變?yōu)?0%，隨即開傘舵機(jī)轉(zhuǎn)角改為120°，放開鎖緊絲、通過彈簧做功，彈出降落傘。程序下載單元61，通過所述處理器的I/O端口 Ρ0. 2、I/O端口 Ρ0.3與其連接，所述程序下載單元61用于通過與電腦連接，下載程序更新。相應(yīng)的，航天模型還可安裝無線電信息接收設(shè)備71，直接連接于控制模塊21的I/ 0端口，通過與上述無線電信息接收設(shè)備71相配套的無線電信息發(fā)射設(shè)備發(fā)送指令，人工控制航天模型飛行。
5[0050]下面對(duì)本實(shí)用新型提供的航天模型控制裝置的工作原理進(jìn)行介紹。預(yù)先通過所述控制模塊21的程序設(shè)定控制開傘舵機(jī)511啟動(dòng)時(shí)間。例如對(duì)于特定的型號(hào)為C64的發(fā)動(dòng)機(jī)，實(shí)測(cè)4. 56秒發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)航天模型上升達(dá)到最高點(diǎn)，則此時(shí)控制開傘舵機(jī)511啟動(dòng)最為合適，則將程序設(shè)定為航天模型起飛后4. 56秒控制啟動(dòng)開傘舵機(jī)511。航天模型起飛前，先要使用水平儀器調(diào)整航天模型，使航天模型處于水平位置。航天模型發(fā)射前保持其豎直姿態(tài)，X軸陀螺儀411、Y軸陀螺儀412分別采集航天模型所處平衡位置，將信息傳送至控制模塊21，作為基準(zhǔn)位置信息。航天模型發(fā)射時(shí)，由于觸發(fā)導(dǎo)線31綁在發(fā)射架上。航天模型發(fā)射后將觸發(fā)導(dǎo)線31 拉斷，控制模塊21即可通過檢測(cè)I/O端口 Pl. 4的電平變化，判斷航天模型進(jìn)入飛行上升狀態(tài)，并開始計(jì)時(shí)。在航天模型從開始上升到上升至最高點(diǎn)的時(shí)間內(nèi)，若當(dāng)航天模型上升角度發(fā)生變化時(shí)，航天模型便會(huì)發(fā)生傾斜。而傾斜角度則作為單軸陀螺儀的輸入信號(hào)，使單軸陀螺儀發(fā)出矯正信號(hào)調(diào)整航天模型鎖尾舵機(jī)舵量，鎖尾舵機(jī)帶動(dòng)副翼產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)角，使航天模型回到豎直狀態(tài)，即航天模型起飛前的平衡位置，不會(huì)發(fā)生偏向飛行。當(dāng)航天模型上升時(shí)間達(dá)到預(yù)定時(shí)間時(shí)(即航天模型上升至最高點(diǎn))，控制模塊 21通過其I/O端口 P0. 7輸出給開傘舵機(jī)信號(hào)的占空比為20%，隨即開傘舵機(jī)轉(zhuǎn)角改為 120°，放開鎖緊絲、通過彈簧做功，彈出降落傘。為了減少回收艙偏移和改變速度方向的時(shí)間，采用豎直向下彈射回收艙的方式。以上所述僅為本實(shí)用新型的較佳實(shí)施例而已，并不用以限制本實(shí)用新型，凡在本實(shí)用新型的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求1.一種航天模型控制裝置，其特征在于，包括 電源模塊(11)，用于為控制模塊提供電能； 開傘單元(51)，用于開啟降落傘；平衡單元(41)，用于調(diào)整航天模型起飛期間的飛行角度；控制模塊01)，與電源模塊(11)、開傘單元(51)和平衡單元Gl)連接，用于向平衡單元Gl)提供航天模型起飛時(shí)平衡位置的基準(zhǔn)信息，及航天模型降落時(shí)控制開傘單元(51) 開啟降落傘控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天模型控制裝置，其特征在于，所述電源模塊(11)包括 外接電池、穩(wěn)壓管和兩組濾波電容，其中，兩組濾波電容分別連接于外接電池與穩(wěn)壓管輸入端間，以及穩(wěn)壓管輸出端與控制模塊間。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天模型控制裝置，其特征在于，所述開傘單元(51)包括 開傘舵機(jī)(511)，與控制模塊連接，用于接收所述控制模塊信號(hào)，控制開傘設(shè)備；鎖緊絲(512)，彈簧(513)，用于固定所述開傘舵機(jī)(310)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天模型控制裝置，其特征在于，所述平衡單元Gl)包括 X軸陀螺儀Gll)、Y軸陀螺儀G12)，與控制模塊連接，安裝在航天模型尾部的平臺(tái)的兩垂直直徑上，用于檢測(cè)航天模型的偏移角度，并發(fā)送檢測(cè)結(jié)果；兩個(gè)鎖尾舵機(jī)，分別與X軸陀螺儀G13)、Y軸陀螺儀014)串聯(lián)連接，安裝于兩個(gè)單軸陀螺儀下部，用于接收上述偏移角度檢測(cè)結(jié)果，產(chǎn)生相應(yīng)的轉(zhuǎn)角；四個(gè)鎖尾舵面G16)，安裝于航天模型尾部，組成X形狀，通過轉(zhuǎn)動(dòng)，穩(wěn)定航天模型飛行方向。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航天模型控制裝置，其特征在于，所述四個(gè)鎖尾舵面(416)還包括各自與之組成一體的，共四個(gè)安定面G17)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天模型控制裝置，其特征在于，所述裝置還包括 觸發(fā)導(dǎo)線(31)，與控制模塊連接，用于啟動(dòng)控制模塊的計(jì)時(shí)功能； 程序下載單元(61)，與控制模塊連接，用于接收用于更新控制模塊的程序； 無線電信息接收設(shè)備(71)，與控制模塊連接，用于接收無線控制信號(hào)。
專利摘要本實(shí)用新型提供了一種航天模型的控制裝置，包括電源模塊，用于為控制模塊提供電能；開傘單元，用于開啟降落傘；平衡單元，用于調(diào)整航天模型起飛期間的飛行角度；控制模塊，與電源模塊、開傘單元和平衡單元連接，用于向平衡單元提供航天模型起飛時(shí)平衡位置的基準(zhǔn)信息，及航天模型降落時(shí)控制開傘單元開啟降落傘控制。使航天模型在上升過程中保持豎直狀態(tài)，并在上升最高點(diǎn)自動(dòng)打開降落傘，使航天模型順利返航。
文檔編號(hào)A63H33/20GK201969355SQ20102070087
公開日2011年9月14日 申請(qǐng)日期2010年12月27日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月27日
發(fā)明者侯振環(huán), 范苑 申請(qǐng)人:侯振環(huán), 范苑