本發(fā)明涉及飛行器領域，特別涉及一種用于攔截小型飛行器的可返回式電動力火箭。

背景技術：

隨著遙感技術、導航技術和電子技術的不斷成熟，小型無人飛行器制作成本逐漸降低，其應用范圍和規(guī)模迅速擴大。小型無人飛行器為工、農(nóng)業(yè)生產(chǎn)或其他領域帶來了便利，但也對公共安全帶來一定的隱患。有關部門針對小型無人飛行器設置了禁飛區(qū)，并逐步出臺了相關的管理辦法，但總有飛行器失控或惡意侵入事件發(fā)生，需要將小型無人飛行器強制捕捉或攔截。由于低空小型無人飛行器體積小、成本低、飛行路線靈活，不適合采用一般軍用地對空攔截裝置，特別是在人口密集地區(qū)更加不適合使用?，F(xiàn)有小型飛行器攔截裝置有地面發(fā)射捕捉網(wǎng)、無人機攜帶捕捉網(wǎng)和電子干擾等幾種類型，普遍存在有效距離短、捕捉速度慢、可靠性低和使用成本高等問題。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術中存在的缺點，提供一種捕捉速度快、可靠性高和成本低的用于攔截小型飛行器的可返回式電動力火箭。

本發(fā)明的目的通過下述技術方案實現(xiàn)：

一種用于攔截小型飛行器的可返回式電動力火箭，包括整流罩1、距離傳感器2、火箭殼體3、展翼臂4、進氣口5、火箭翼6、尾舵電機7、尾舵8、連接筋9、圖像識別器10、捕捉網(wǎng)11、高壓氣倉12、電氣控制倉13、釋放閥14、隔板15、第一平面關節(jié)16、第二平面關節(jié)17、第三平面關節(jié)18、拉桿19、拉板20、絲杠21、絲杠驅動電機22、電機支架23、二級推力電機24、二級螺旋槳25、一級推力電機26、一級螺旋槳27和復位彈簧28。

可返回式電動力火箭的外部結構是：圓柱形火箭殼體3的頂部插接有圓錐型整流罩1，整流罩1與火箭殼體13之間通過復位彈簧28相連接；火箭殼體3的上部外側對稱固定安裝有距離傳感器2和圖像識別器10，火箭殼體3的中部外側安裝有2個對稱的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭殼體3的下部外側對稱安裝有2個尾舵8，尾舵8上裝有尾舵電機7，用于控制火箭的飛行方向。

可返回式電動力火箭的內部結構是：火箭殼體3的中間部位開設有四個進氣口5，將火箭殼體3分為上下兩部分，中間用四條連接筋9連接；進氣口5的上方空間是電氣控制艙13，該空間與火箭殼體3之間密封連接，電氣控制艙13的內部放置有鋰離子蓄電池、導航系統(tǒng)和控制電路，為整個火箭提供電能和電氣控制；電氣控制艙13的上面是高壓氣倉12，初始狀態(tài)時存儲高壓氣體，用于噴射捕捉網(wǎng)11；高壓氣倉12的頂部安裝有釋放閥14，由電氣控制艙13控制開啟，用于快速釋放壓縮氣體，產(chǎn)生推力；高壓氣倉12的上面是捕捉網(wǎng)11，捕捉網(wǎng)11在火箭內部時呈壓縮狀態(tài)，噴射后與火箭殼體13脫離，呈打開狀態(tài)。

展翼臂4的上端內側通過第二平面關節(jié)17與火箭殼體3相連接，展翼臂4通過第一平面關節(jié)16與拉桿19的一端相連接，拉桿19的另一端通過第三平面關節(jié)18與拉板20相連接，拉板20的中間有絲扣過孔，絲杠21穿過其中，絲杠21由絲杠驅動電機22控制正反轉運動；絲杠驅動電機22固定在隔板15的中央，通過正反轉對拉板20進行推拉控制，再通過拉桿19與展翼臂4的連動，從而控制展翼臂4的展開角度。

進氣口5的下方空間有兩個十字形電機支架23，兩個電機支架23串聯(lián)排列，其邊緣與火箭殼體3固定連接，其中間位置分別固定有一級推力電機26和二級推力電機24；一級推力電機26在下方，二級推力電機24在上方，分別對應安裝有一級螺旋槳27和二級螺旋槳25；一級推力電機26和二級推力電機24由電氣控制艙13提供電能和控制信號。進氣口5的下方空間內部通透，為空氣高速流動提供通道；空氣從進氣口5進入，經(jīng)過兩級螺旋槳推送，從火箭殼體3的正下方高速排出，產(chǎn)生推力，為電動力火箭提供飛行動力。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下優(yōu)點和效果：

(1)本發(fā)明的可返回式電動力火箭，不依靠燃料工作，使用安全。

(2)本發(fā)明的可返回式電動力火箭，可以自動尋找、跟蹤和捕捉目標，適用性強。

(3)本發(fā)明的可返回式電動力火箭，可以自動返航再次利用，使用成本低。

附圖說明

圖1為本發(fā)明可返回式電動力火箭的正視外觀結構示意圖。

圖2為本發(fā)明可返回式電動力火箭的側視外觀結構示意圖。

圖3為本發(fā)明可返回式電動力火箭的正視剖面結構示意圖。

圖4為本發(fā)明可返回式電動力火箭的噴射捕捉網(wǎng)工作示意圖。

圖5為本發(fā)明可返回式電動力火箭的展翼工作示意圖。

圖6為本發(fā)明可返回式電動力火箭的進氣口橫剖面結構示意圖。

圖7為本發(fā)明可返回式電動力火箭的電機支架位置橫剖面結構示意圖。

圖8為本發(fā)明可返回式電動力火箭的尾舵橫剖面示意圖。

其中，1、整流罩；2、距離傳感器；3、火箭殼體；4、展翼臂；5、進氣口；6、火箭翼；7、尾舵電機；8、尾舵；9、連接筋；10、圖像識別器；11、捕捉網(wǎng)；12、高壓氣倉；13、電氣控制艙；14、釋放閥；15、隔板；16、第一平面關節(jié)；17、第二平面關節(jié)；18、第三平面關節(jié)；19、拉桿；20、拉板；21、絲杠；22、絲杠驅動電機；23、電機支架；24、二級推力電機；25、二級螺旋槳；26、一級推力電機；27、一級螺旋槳；28、復位彈簧。

具體實施方式

下面結合實施例對本發(fā)明做進一步詳細的描述，但本發(fā)明的實施方式不限于此。

實施例1

一種用于攔截小型飛行器的可返回式電動力火箭，如圖1、圖2、圖3所示，包括整流罩1、距離傳感器2、火箭殼體3、展翼臂4、進氣口5、火箭翼6、尾舵電機7、尾舵8、連接筋9、圖像識別器10、捕捉網(wǎng)11、高壓氣倉12、電氣控制倉13、釋放閥14、隔板15、第一平面關節(jié)16、第二平面關節(jié)17、第三平面關節(jié)18、拉桿19、拉板20、絲杠21、絲杠驅動電機22、電機支架23、二級推力電機24、二級螺旋槳25、一級推力電機26、一級螺旋槳27和復位彈簧28。

可返回式電動力火箭的外部結構是：圓柱形火箭殼體3的頂部插接有圓錐型整流罩1，整流罩1與火箭殼體13之間通過復位彈簧28相連接；火箭殼體3的上部外側對稱固定安裝有距離傳感器2和圖像識別器10，火箭殼體3的中部外側安裝有2個對稱的展翼臂4，展翼臂4的下端固定有火箭翼6；火箭殼體3的下部外側對稱安裝有2個尾舵8，尾舵8上裝有尾舵電機7，用于控制火箭的飛行方向，該處橫剖面結構如圖8所示。

可返回式電動力火箭的內部結構是：如圖3所示，火箭殼體3的中間部位開設有四個進氣口5，將火箭殼體3分為上下兩部分，中間用四條連接筋9連接，此處橫剖面結構如圖6所示；進氣口5的上方空間是電氣控制艙13，該空間與火箭殼體3之間密封連接，電氣控制艙13的內部放置有鋰離子蓄電池、導航系統(tǒng)和控制電路，為整個火箭提供電能和電氣控制；電氣控制艙13的上面是高壓氣倉12，初始狀態(tài)時存儲高壓氣體，用于噴射捕捉網(wǎng)11；高壓氣倉12的頂部安裝有釋放閥14，由電氣控制艙13控制開啟，用于快速釋放壓縮氣體，產(chǎn)生推力；高壓氣倉12的上面是捕捉網(wǎng)11，捕捉網(wǎng)11在火箭內部時呈壓縮狀態(tài)，噴射后與火箭殼體13脫離，呈打開狀態(tài)。

展翼臂4的上端內側通過第二平面關節(jié)17與火箭殼體3相連接，展翼臂4通過第一平面關節(jié)16與拉桿19的一端相連接，拉桿19的另一端通過第三平面關節(jié)18與拉板20相連接，拉板20的中間有絲扣過孔，絲杠21穿過其中，絲杠21由絲杠驅動電機22控制正反轉運動；絲杠驅動電機22固定在隔板15的中央，通過正反轉對拉板20進行推拉控制，再通過拉桿19與展翼臂4的連動，從而控制展翼臂4的展開角度，展翼臂4展開時如圖5所示，此時火箭翼6相當于機翼，為火箭在空中滑行提供升力。

進氣口5的下方空間有兩個十字形電機支架23，兩個電機支架23串聯(lián)排列，其邊緣與火箭殼體3固定連接，其中間位置分別固定有一級推力電機26和二級推力電機24；一級推力電機26在下方，二級推力電機24在上方，分別對應安裝有一級螺旋槳27和二級螺旋槳25；一級推力電機26和二級推力電機24由電氣控制艙13提供電能和控制信號，電機支架位置的橫剖面結構如圖7所示。進氣口5的下方空間內部通透，為空氣高速流動提供通道；空氣從進氣口5進入，經(jīng)過兩級螺旋槳推送，從火箭殼體3的正下方高速排出，產(chǎn)生推力，為電動力火箭提供飛行動力。

火箭初始狀態(tài)時，高壓氣倉12存儲壓縮氣體，釋放閥14處于閉合狀態(tài)，捕捉網(wǎng)11壓縮在火箭殼體3內，展翼臂4、火箭翼6與火箭殼體3平行并與其靠攏，如圖1所示。

當發(fā)現(xiàn)小型飛行器進入攔截范圍上空，使火箭頭部指向目標方向啟動電氣控制倉13，電氣控制倉13啟動一級推力電機26和二級推力電機24滿功率工作，火箭快速升空；此時火箭翼6和尾舵8相當于火箭尾翼，為火箭在空中滑行提供升力，使得火箭快速接近目標；圖像識別器10獲取目標圖像，將位置信息傳遞給電氣控制倉13，電氣控制倉13根據(jù)目標位置調整火箭飛行方向和軌跡；電氣控制倉13可通過獨立控制兩個尾舵電機7的正反轉來控制兩個尾舵8的導向，兩個尾舵8可以通過控制火箭自轉和偏向對火箭飛行進行矢量控制；當火箭接近目標時，距離傳感距離傳感器2觸發(fā)信號傳遞給電氣控制倉13，電氣控制倉13觸發(fā)釋放閥14，高壓氣倉12內壓縮氣體快速釋放，捕捉網(wǎng)11被高壓氣體噴出，向目標飛去，依靠慣性自由打開并接觸目標，完成捕捉任務。

火箭飛行時，整流罩1與火箭殼體3連接為一體，在釋放閥14打開后被高壓氣體推開，如圖4所示，高壓氣倉12將捕捉網(wǎng)11噴射出后，整流罩1在復位彈簧28的作用下復位。整流罩1復位后，絲杠驅動電機22轉動絲杠21，將拉板20下拉；拉板20通過拉桿19連動展翼臂4，將展翼臂4拉到垂直火箭殼體3位置，此時火箭翼6相當于滑翔機的固定翼，為火箭空中滑行提供升力；電氣控制倉13控制一級推力電機26和二級推力電機24較低速工作，為火箭水平飛行提供水平推力，尾舵8相當于滑翔機的垂直尾翼，提供左右轉向控制，在電氣控制倉13內導航系統(tǒng)的控制下，火箭滑行飛回出發(fā)點坐標，完成返回任務。