技术领域
[0001] 本
发明属于航天模型技术领域，更具体地说，是涉及一种采用共轴反桨的火箭模型及定点降落方法。
背景技术
[0002] 随着科技进步，人类航天技术正在蓬勃发展，目前，其回收重复利用受到广泛关注。火箭模型作为航天事业的
基础，不只是一种玩具，更可以成为一种运载工具。随着航天技术的发展，也在不断进步。但目前火箭模型的主要功能还是发射和开伞降落，但还不能做到精准的定点回收。
发明内容
[0003] 本发明的目的在于提供一种采用共轴反桨的火箭模型，旨在解决火箭模型不能做到精准的定点回收的问题。
[0004] 为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种采用共轴反桨的火箭模型，包括火箭模型本体，所述火箭模型本体上设有动
力机构和方向调节机构；
[0005] 所述火箭模型本体内设有电控舱，所述电控舱用于感应所述火箭模型本体的
位置，并通过所述方向调节机构控制所述动力机构的驱动方向；
[0006] 所述火箭模型本体的前端设有
制动机构，所述制动机构用于控制所述动力机构停止运行。
[0007] 作为本
申请另一
实施例，所述动力机构包括共轴反桨
电机和依次设于所述共轴反桨电机
驱动轴上的两个螺旋桨，所述制动机构用于控制所述共轴反桨电机停止运行。
[0008] 作为本申请另一实施例，所述方向调节机构包括
水平转动电机和竖直转动电机，所述水平转动电机安装于所述火箭模型本体上，所述竖直转动电机通过连接装置连接所述水平转动电机和所述动力机构，所述水平转动电机和所述竖直转动电机通过接收所述电控舱的感应
信号用于调节所述动力机构的驱动方向。
[0009] 作为本申请另一实施例，所述连接装置包括第一连接件和第二连接件，所述第一连接件连接于所述水平转动电机的驱动端和所述竖直转动电机的固定端，所述第二连接件连接于所述竖直转动电机的驱动端和所述共轴反桨电机的固定端。
[0010] 作为本申请另一实施例，所述电控舱包括GPS模
块、
陀螺仪模块和
单片机，所述单片机用于记录目标点坐标，所述GPS模块用于时时感应所述火箭模型本体的位置坐标，所述陀螺仪模块用于感应所述位置坐标与所述目标点坐标的偏差
角度，通过所述水平转动电机和所述竖直转动电机控制两个所述螺旋桨的驱动方向。
[0011] 作为本申请另一实施例，所述火箭模型本体的前端设有整流头锥，所述制动机构设于所述整流头锥的端部。
[0012] 作为本申请另一实施例，所述制动机构为顶针
开关，所述顶针开关用于控制所述共轴反桨电机停止运行。
[0013] 作为本申请另一实施例，所述火箭模型本体的末端设有
降落伞。
[0014] 本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的有益效果在于：与
现有技术相比，本发明一种采用共轴反桨的火箭模型，在火箭模型本体需要降落时，电控舱感应火箭模型本体的位置，并与目标位置进行比对分析，向方向调节机构发送
控制信号，方向调节机构接收到控制信号后，驱动机构调整其驱动方向，调整火箭模型本体的降落方向，使其向目标点降落。当火箭模型本体降落到地面上时，制动机构控制动力机构停止运行，从而使火箭模型稳定的降落。最终能够实现火箭模型准确的定点回收。
[0015] 本发明还提供了一种火箭模型的定点降落方法，包含所述的一种采用共轴反桨的火箭模型，包括以下步骤：
[0016] S1：将目标点坐标(x,y,z)输入单片机内；
[0017] S2：火箭模型本体发射并开伞以后，GPS模块感应当前位置坐标(X,Y,Z)；
[0018] S3：单片机通过当前位置坐标(X,Y,Z)和目标点坐标(x,y,z)，计算火箭模型本体所需仰俯角度A和所需
偏航角度B；
[0019] S4：陀螺仪模块时时读取当前的
俯仰角数据a和航向角度数据b；
[0020] S5：单片机通过比对A和a，或B和b计算电机转动方向F，并通过电机转动方向F计算电机转动速度V；
[0021] S6：火箭模型触地后，触发顶针开关，各电机停止转动。
[0022] 作为本申请另一实施例，在步骤S3至S5中，
[0023] 计算所需俯仰角度A：
[0024] 计算所需偏航角度B： 或
[0025] 计算电机转动方向F：SΔ＝A-a,
[0026] 计算电机转动速度V： e(t)＝V(2)-V(1),
[0027]
[0028] 本发明提供的一种火箭模型的定点降落方法的有益效果在于：与现有技术相比，首先将目标点坐标(x,y,z)输入火箭模型本体上的单片机内；火箭模型本体发射并开伞以后，GPS模块感应当前位置坐标(X,Y,Z)；单片机通过当前位置坐标(X,Y,Z)和目标点坐标(x,y,z)，计算火箭模型本体所需仰俯角度A和所需偏航角度B；陀螺仪模块时时读取当前的俯仰角数据a和航向角度数据b；单片机通过比对A和a，或B和b计算电机转动方向F，并通过电机转动方向F计算电机转动速度V；火箭模型触地后，触发顶针开关，各电机停止转动。能够实现火箭模型准确的定点回收。
附图说明
[0029] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0030] 图1为本发明实施例提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的结构示意图；
[0031] 图2为本发明实施例提供的一种火箭模型的定点降落方法
流程图。
[0032] 图中：1、火箭模型本体；2、电控舱；3、共轴反桨电机；4、螺旋桨；5、水平转动电机；6、竖直转动电机；7、第一连接件；8、第二连接件；9、整流头锥；10、顶针开关。
具体实施方式
[0033] 为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0034] 请参阅图1，现对本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型进行说明。一种采用共轴反桨的火箭模型，包括火箭模型本体1、动力机构、方向调节机构、电控舱2和制动机构。
[0035] 火箭模型本体1上设有动力机构和方向调节机构；火箭模型本体1内设有电控舱2，电控舱2用于感应火箭模型本体1的位置，并通过方向调节机构控制动力机构的驱动方向；火箭模型本体1的前端设有制动机构，制动机构用于控制动力机构停止运行。
[0036] 本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型，与现有技术相比，在火箭模型本体1需要降落时，电控舱2感应火箭模型本体1的位置，并与目标位置进行比对分析，向方向调节机构发送控制信号，方向调节机构接收到控制信号后，驱动机构调整其驱动方向，调整火箭模型本体1的降落方向，使其向目标点降落。当火箭模型本体1降落到地面上时，制动机构控制动力机构停止运行，从而使火箭模型稳定的降落。最终能够实现火箭模型准确的定点回收。
[0037] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，动力机构包括共轴反桨电机3和依次设于共轴反桨电机3驱动轴上的两个螺旋桨4，制动机构用于控制共轴反桨电机3停止运行。本实施例中，共轴反桨电机3又名共轴双桨电机，共轴设有两个旋向相反的两个螺旋桨4，是飞行设备上常用的装置，可以平衡单向转动偏转力矩，避免火箭模型采用单向螺旋桨4转动时，带来的单相偏转力矩使火箭模型本体1产生自旋，造成控制困难的问题。制动装置与共轴反桨电机3电连接，可以控制共轴反桨电机3的停止运行，实现火箭模型的降落。
[0038] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，方向调节机构包括水平转动电机5和竖直转动电机6，水平转动电机5安装于火箭模型本体1上，竖直转动电机6通过连接装置连接水平转动电机5和动力机构，水平转动电机5和竖直转动电机6通过接收电控舱2的感应信号用于调节动力机构的驱动方向。本实施例中，竖直转动电机6带动动力机构改变火箭模型与地面的降落夹角；水平转动电机5带动动力机构改变降落方向。水平转动电机5和竖直转动电机6均由电控舱2控制，通过接收电控舱2的感应信号，水平转动电机5和竖直转动电机6改变转速和转动方向。
[0039] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，连接装置包括第一连接件7和第二连接件8，第一连接件7连接于水平转动电机5的驱动端和竖直转动电机6的固定端，第二连接件8连接于竖直转动电机6的驱动端和共轴反桨电机3的固定端。本实施例中，第一连接件7和第二连接件8均为U形架体，对应的自由端铰接，第一连接件7转动设于第二连接件8的上方。第一连接件7连接水平转动电机5的驱动端，水平转动电机5的驱动端转动带动，通过第二连接件8带动竖直转动电机6及共轴反桨电机3转换角度，从而改变火箭模型的飞行方向。第二连接件8连接竖直转动电机6的驱动端和共轴反桨电机3，竖直转动电机6带动第二连接件8相对于第一连接件7转动，从而改变火箭模型与地面的飞行角度。
[0040] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，电控舱2包括GPS模块、陀螺仪模块和单片机，单片机用于记录目标点坐标，GPS模块用于时时感应火箭模型本体1的位置坐标，陀螺仪模块用于感应位置坐标与目标点坐标的偏差角度，通过水平转动电机5和竖直转动电机6控制两个螺旋桨4的驱动方向。本实施例中，先将目标点坐标输入单片机内，在火箭模型飞行过程中，GPS模块时时感应位置坐标，并与目标点坐标分析比对，根据二者的偏差值，生成感应信号发送至相应的电机，即水平转动电机
5和竖直转动电机6，通过控制水平转动电机5和竖直转动电机6控制火箭模型的飞行方向和角度。
[0041] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，火箭模型本体1的前端设有整流头锥9，制动机构设于整流头锥9的端部。本实施例中，整流头锥9为锥形机构，能够减少火箭模型的飞行阻力，制动装置安装在其端部，通过火箭模型的降落启动制动装置，控制火箭模型挺稳。
[0042] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，制动机构为顶针开关10，顶针开关10用于控制共轴反桨电机3停止运行。本实施例中，顶针开关10具备复位功能，在火箭模型触地使，顶针开关10先于火箭模型
接触地面，在火箭模型重力的作用下，顶针开关10控制共轴反桨电机3断路，使共轴反桨电机3停止运行，两个螺旋桨4不再转动，从而使火箭模型降落后保持稳定。
[0043] 作为本发明提供的一种采用共轴反桨的火箭模型的一种具体实施方式，请参阅图1，火箭模型本体1的末端设有降落伞。本实施例中，降落伞位于电控舱2的后侧，在火箭模型降落时弹出，缓冲火箭模型降落速度，不但能够避免火箭模型降落时，由于惯性过大而损坏，同时能够为火箭模型调整飞行方向和角度提供足够长的时间。
[0044] 本发明还提供了一种火箭模型的定点降落方法，使用了上述的一种采用共轴反桨的火箭模型，请参阅图2，包括以下步骤：
[0045] S1：将目标点坐标(x,y,z)输入单片机内；
[0046] S2：火箭模型本体1发射并开伞以后，GPS模块感应当前位置坐标(X,Y,Z)；
[0047] S3：单片机通过当前位置坐标(X,Y,Z)和目标点坐标(x,y,z)，计算火箭模型本体1所需仰俯角度A和所需偏航角度B；
[0048] S4：陀螺仪模块时时读取当前的俯仰角数据a和航向角度数据b；
[0049] S5：单片机通过比对A和a，或B和b计算电机转动方向F，并通过电机转动方向F计算电机转动速度V；
[0050] S6：火箭模型触地后，触发顶针开关10，各电机停止转动。
[0051] 计算所需俯仰角度A：
[0052]
[0053] 其中，x为目标点的经度，y为目标点的纬度，z为目标点的高度，X为当前火箭模型所在位置的经度，Y为当前火箭模型所在位置的纬度，Z为当前火箭模型所在位置的高度。
[0054] 计算所需偏航角度B：
[0055] 首先以当前火箭模型所在位置为原点，航向角为零的方向为Y轴正方向，顺
时针旋转90度方向为X轴正方向，建立水平的
坐标系，判断目标点位于第几象限。
[0056] 当目标点位于第一，二象限时：
[0057] 当目标点位于第三，四象限时：
[0058] 其中，x为目标点的经度，y为目标点的纬度，X为当前火箭模型所在位置的经度，Y为当前火箭模型所在位置的纬度。
[0059] 计算电机转动方向F：
[0060] SΔ＝A-a,
[0061] 其中，上述A可替换为B，a可替换成b，且必须同时替换；SΔ为当前角度与所需角度差值。
[0062] 计算电机转动速度V：
[0063] e(t)＝V(2)-V(1),
[0064] e(t)电机转速实际值与电机转速预定值之差，V(1)单位时刻电机转速预定值，V(2)单位时刻电机转速实际值，KP为比例系数，Ti积分系数，Td微分系数。
[0065] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何
修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
