一种用于水火箭的柔性缓冲单元及水火箭装置

1.本发明涉及柔性缓冲单元，尤其涉及一种用于水火箭的柔性缓冲单元及水火箭装置。


背景技术：

2.目前的运载火箭大多数采用了多级形式，在飞行过程中会抛掉工作完毕的一级、二级火箭，各级火箭残骸将在大气层中被焚毁或坠落至地面，仅可一次性使用，这是长久以来航天发射成本居高不下的主要原因。而随着可重复使用火箭飞行器的面世，火箭垂直回收技术成为研究的热门。依照目前的火箭自主回收任务过程可知，通常要求发动机多次点火和推力可控，以使火箭达到指定的位置和速度状态，方可满足回收条件，因此液体火箭发动机是最佳选择；然而受制于液体火箭发动机开展实验存在的安全性和成本等方面问题，进行液体火箭自主回收的相关实践验证的条件较为苛刻且成本很高。此外，由于用于回收实验时，搭载在载具上的设备通常较为贵重且容易收到冲击损坏。为此，亟需一种能够充分模拟液体火箭回收过程的实验装置，以方便实现低成本、低危险性和高安全性的液体火箭回收试验。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种用于水火箭的柔性缓冲单元及水火箭装置。
4.为实现上述发明目的，本发明提供一种用于水火箭的柔性缓冲单元，包括：主气，设置在所述主气囊上的第一缓冲组件；
5.所述主气囊充气状态下呈圆柱状，且在所述主气囊的中心设置有贯穿其上下两端的中空通道；
6.沿所述主气囊的周向，所述第一缓冲组件在所述主气囊的外侧面上等间隔的设置有多个，且所述第一缓冲组件的伸缩方向与所述主气囊的轴向相平行的设置；
7.所述第一缓冲组件与所述主气囊的上端相邻的设置。
8.根据本发明的一个方面，所述主气囊的下端呈径向扩大的设置。
9.根据本发明的一个方面，所述第一缓冲组件包括：压缩弹簧和穿刺针；
10.所述穿刺针与所述压缩弹簧同轴的设置在所述压缩弹簧的内侧；
11.所述压缩弹簧自由状态下的轴向长度大于所述穿刺针。
12.根据本发明的一个方面，所述主气囊的下端的最大直径大于所述主气囊连接所述第一缓冲组件的位置的直径；
13.所述穿刺针的尖端朝向所述主气囊的下端设置。
14.根据本发明的一个方面，所述主气囊的上端径向扩大的设置，且所述主气囊上端的最大直径小于其下端的最大直径。
15.根据本发明的一个方面，所述穿刺针为锥形针。
16.根据本发明的一个方面，还包括：第一气路组件和高度计；
17.所述主气囊的上端设置有第一气孔；
18.所述第一气路组件一端与所述主气囊相连接，另一端与气源相连接，用于控制所述主气囊的充放气；
19.所述高度计设置在所述主气囊的外侧壁上，且与所述主气囊的上端相邻的设置。
20.根据本发明的一个方面，还包括：控制器和辅助支撑；
21.所述控制器包括：控制器外壳体，设置在所述控制器外壳体内部的中控计算机、电源和至少一个高压气瓶；
22.所述高压气瓶与所述第一气路组件相连接；
23.所述辅助支撑在所述主气囊的上方设置，且沿所述主气囊的周向所述辅助支撑间隔的设置有多个；
24.所述辅助支撑包括：微型电机，与所述微型电机相连接的连接支架，与所述连接支架相连接的辅助气囊，与所述辅助气囊相连接的第二气路组件；
25.所述微型电机用于调整所述辅助气囊在竖直方向的高度；
26.所述辅助气囊设置有第二气孔；
27.所述第二气路组件一端与所述辅助气囊相连接，另一端与所述高压气瓶相连接，用于控制所述辅助气囊的充放气；
28.所述中控计算机分别与所述第一气路组件、所述高度计、所述微型电机、所述第二气路组件电连接。
29.为实现上述发明目的，本发明提供一种采用前述的柔性缓冲单元的水火箭装置，包括：水火箭主体，沿所述水火箭主体周向设置的尾翼，与所述水火箭主体相连接的柔性缓冲单元；
30.所述水火箭主体包括：同轴设置的气源舱和水源舱；
31.所述气源舱和所述水源舱采用第三气路组件相连接；
32.所述水源舱的尾喷口设置有开关控制阀；
33.所述柔性缓冲单元中的主气囊通过中空通道与所述水火箭主体同轴的套设在所述水火箭主体的尾喷口上；
34.所述柔性缓冲单元中的控制器与所述水火箭主体同轴的套设在所述水火箭主体的外侧面上，且所述控制器处于所述尾翼的上方；
35.所述控制器分别与所述第三气路组件和所述开关控制阀电连接。
36.根据本发明的一个方面，所述柔性缓冲单元中的辅助支撑与所述尾翼相连接；其中，所述辅助支撑的微型电机固定在所述尾翼远离所述水火箭主体的一端。
37.根据本发明的一种方案，本发明可在距离地面一段距离时自动充气展开，当气囊下压超过一定限度时，针会刺破气囊，减小火箭落地时的速度，为开展模型火箭回收研究提供稳定保障。
38.根据本发明的一种方案，采用本发明的水火箭在落地时，如果速度较大，主气囊和第一缓冲组件的压缩弹簧均被压缩，进而可通过所设置的穿刺针可以扎破气囊进而防止整体结构失稳。
39.根据本发明的一种方案，本发明以水火箭作为搭载实验环境，主要以水为动力与固体燃料模型火箭相比安全性和经济性有了较大提高。
40.根据本发明的一种方案，本发明的控制器具有适配接口可增配(或更换)多元化的传感器件，安装调节简单便捷，易于获取试验所需的多种不同类型的数据。
41.根据本发明的一种方案，本发明中在主气囊上布设有弹簧-针结构，当火箭落地时，如速度过大致气囊和弹簧压缩，针可以刺破主气囊使火箭速度减缓，进而保护火箭的整体结构以及其上的精密仪器。
42.根据本发明的一种方案，本发明除了主气囊之外，还在火箭周向平均分布了四个辅气囊作为缓冲，有效减少火箭失稳对火箭降落带来的影响。
43.根据本发明的一种方案，本发明设计的结构较简洁，安装方便，且易于试验前准备和试验后维护，具有使用和维护成本低的优点。
44.根据本发明的一种方案，为保护水火箭所载精密仪器，为火箭降落提供缓冲，可基于柔性气囊弹簧针缓冲结构研究在开展试验任务中的结构和功能需求，试验的开展安全可靠，且试验条件建设简便，测试数据有可参考性。
附图说明
45.图1是根据本发明的一种实施方式的柔性缓冲单元的结构图；
46.图2是根据本发明的一种实施方式的水火箭的结构图；
47.图3是根据本发明的一种实施方式的辅助气囊的结构图。
具体实施方式
48.为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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方式，对于本领域普通技术人员而言，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。
49.在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
50.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种用于水火箭的柔性缓冲单元，包括：主气囊11，设置在主气囊11上的第一缓冲组件12。在本实施方式中，主气囊11充气状态下呈圆柱状，且在主气囊11的中心设置有贯穿其上下两端的中空通道11a。在本实施方式中，沿主气囊11的周向，第一缓冲组件12在主气囊11的外侧面上等间隔的设置有多个，且第一缓冲组件12的伸缩方向与主气囊11的轴向相平行的设置。在本实施方式中，第一缓冲组件12与主气囊11的上端相邻的设置，即第一缓冲组件12与主气囊11的上下两端分别具有间隔的设置，且第一缓冲组件12与主气囊11上端的间隔距离小于第一缓冲组件12与主气囊11下端的间隔距离。在本实施方式中，主气囊11整体采用橡胶材料制成。
51.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，主气囊11的下端呈径向扩大的设置。在本实施方式中，主气囊11的下端整体呈径向变大的柱状凸台或锥形状。其中，当主气囊11的下端整体呈径向变大的锥形状时，其内外侧的母线呈直线或曲线。例如，主气囊11
的下端呈径向变大的锥形状，且内外侧的母线呈曲线，其内径可设置为51.59mm，外径设置为60.00mm。
52.通过上述设置，将主气囊11的下端沿径向扩大的设置，可以有效的增加主气囊11端部的接触面积，进而对水火箭的缓冲降落更为有益。
53.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，第一缓冲组件12包括：压缩弹簧121和穿刺针122。在本实施方式中，穿刺针122与压缩弹簧121同轴的设置在压缩弹簧121的内侧；压缩弹簧121自由状态下的轴向长度大于穿刺针122的轴向长度。
54.在本实施方式中，为方便第一缓冲组件12与主气囊11的外侧面连接，在主气囊11的外侧面上设置有用于安装第一缓冲组件12的缓冲件安装座；其中，缓冲件安装座呈中空的圆柱状结构，其中，压缩弹簧121的一端可套设在缓冲件安装座的外侧面上，而穿刺针122则可安装在缓冲件安装座的中空部。在本实施方式中，压缩弹簧121和穿刺针122与缓冲件安装座均采用可拆卸的方式连接，例如，螺纹连接、过盈配合的套设等。
55.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，主气囊11的下端的最大直径大于主气囊11连接第一缓冲组件12的位置的直径，并且穿刺针122的尖端朝向主气囊11的下端设置。在本实施方式中，压缩弹簧121的下端与主气囊11的下端之间是具有间隔的。
56.通过上述设置，可以使得主气囊11被过渡压缩时能够实现主气囊11与第一缓冲组件12的接触，从而实现第一缓冲组件12的辅助压缩作用。
57.进一步的，当第一缓冲组件12中的压缩弹簧121被进一步过渡压缩导致穿刺针122的尖端与主气囊11接触时可通过穿刺针122将主气囊11刺破，以使得主气囊11泄气，进而能够以压缩弹簧121为主要缓冲部件，通过穿刺针122将主气囊11刺破的方式，有效避免了主气囊11表面对压缩弹簧121支承位置的影响，进而有效提高缓冲支承的稳定性。此外，通过设置的穿刺针还可起到导向作用，有效抑制了压缩弹簧121的不定向倾斜，对提高本发明的缓冲稳定性有益。
58.进一步的，第一缓冲组件12将主气囊11刺破后，穿刺针122还可进一步与降落位置的软质地面(如土地、沙地等)接触并插入软质地面，以进一步起到降落缓冲的导向作用，对保证降落的稳定可靠有益。
59.在另一种实施方式中，压缩弹簧121的下端可抵靠在主气囊11的下端的径向增大位置处，进而可在主气囊11受冲击的状态下，压缩弹簧121能够更快速的提供辅助缓冲作用。在本实施方式中，为保证与压缩弹簧121的连接稳定性，可进一步在主气囊11下端的外侧面上设置柱状结构，以供压缩弹簧121下端嵌入，且柱状结构的中间位置为中空的，供穿刺针122伸入以用于对主气囊11的穿刺。通过上述设置，进一步保证压缩弹簧121的支撑稳定性，此外，通过所设置的柱状结构还可进一步对穿刺针122提供导向作用，更有益于本发明的运行稳定。
60.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，主气囊11的上端径向扩大的设置，且主气囊11上端的最大直径小于其下端的最大直径。在本实施方式中，主气囊11的上端整体呈径向变大的柱状凸台或锥形状。其中，当主气囊11的上端整体呈径向变大的锥形状时，其内外侧的母线呈直线或曲线。通过将主气囊11的上端径向增大的设置可以使得中空通道11a的上端部分扩大设置，以进一步适配所要安装的水火箭的位置，能够有效增加主气囊11上端的承载面积，进一步对保证本发明的缓冲效果有益。例如，主气囊11的上端呈径向
变大的锥形状，且内外侧的母线呈曲线，其内径可设置为42.59mm，外径设置为52.59mm。为此，主气囊11整体呈沙漏状，整体高度为174.96mm。
61.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，穿刺针122为锥形针。在本实施方式中，穿刺针122可设置为圆锥状结构或棱锥状结构。例如，穿刺针122呈圆锥状结构，针长为23.9mm，针底座半径为7.5mm，相应的，所采用的压缩弹簧121的长度为33.9mm。此外，压缩弹簧121和穿刺针122在主气囊11的安装位置可以在距离主气囊11上端端部40mm的位置处。
62.通过上述设置，在满足对主气囊11刺穿的情况下，将穿刺针122设置为锥形针的方式可以进一步利用自身的自定位特性有效的提高降落时的支撑稳定性。此外，将穿刺针122设置为锥形针的方式还可以在插入软质地面(如土地、沙地等)时起到一定的阻力作用，对进一步辅助压缩弹簧121的缓冲作用有益。
63.结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的柔性缓冲单元还包括：第一气路组件和高度计13。在本实施方式中，主气囊11的上端设置有第一气孔11a；第一气路组件一端与主气囊11相连接，另一端与气源相连接，用于控制主气囊11的充放气。在本实施方式中，第一气路组件包括：第一管路和设置在第一管路上的第一控制阀。第一控制阀接在安装在控制器14内的高压气瓶瓶口，通过气路管道与主气囊11连接。进而通过控制第一控制阀的开关以实现对主气囊11的充气过程。
64.在本实施方式中，高度计13设置在主气囊11的外侧壁上，且与主气囊11的上端相邻的设置。在本实施方式中，高度计13采用红外线高度计。在本实施方式中，高度计13的位置高于第一缓冲组件12的位置设置。例如，高度计13可安装在距离主气囊11上端端部20mm的位置处。
65.结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的柔性缓冲单元还包括：控制器14和辅助支撑15。在本实施方式中，控制器14包括：控制器外壳体，设置在控制器外壳体内部的中控计算机、电源和至少一个高压气瓶；其中，控制器外壳体呈环状结构，其可方便的套设在水火箭的箭体上。例如，控制器外壳体可设置为内径为102.41mm，外径为112.41mm，壁厚3mm的中空环形结构，其由尼龙塑料3d打印而成。进一步的，在控制器外壳体中除中控计算机和电源的空余位置的即可安装高压气瓶；其中，高压气瓶的设置数量根据所需要的充气量所决定，以保证对主气囊11和辅助气囊153具有充足的气量供应。
66.在本实施方式中，辅助支撑15在主气囊11的上方设置，且沿主气囊11的周向辅助支撑15间隔的设置有多个。在本实施方式中，辅助支撑15包括：微型电机151，与微型电机151相连接的连接支架152，与连接支架152相连接的辅助气囊153，与辅助气囊153相连接的第二气路组件；在本实施方式中，微型电机151用于调整辅助气囊153在竖直方向的高度。例如，连接支架152可设置为框架结构，长度为60mm，宽度为56mm，采用尼龙材料3d打印成型。辅助气囊153则可设置为两端凹陷的球型，其通过一侧的凹陷位置与连接支架152相连接。且高可设置为85mm，宽可设置为144mm。
67.在本实施方式中，辅助气囊153设置有第二气孔153a；第二气路组件一端与辅助气囊153相连接，另一端与高压气瓶相连接，用于控制辅助气囊153的充放气；在本实施方式中，第二气路组件包括：第二管路和设置在第二管路上的第二控制阀，通过控制第二控制阀的通断以控制辅助气囊153的充气。
68.在本实施方式中，中控计算机分别与第一气路组件、高度计13、微型电机151、第二气路组件电连接。其中，中控计算机基于高度计13的高度数据对第一气路组件和第二气路组件进行控制，以实现对主气囊11和辅助气囊153的充气，以及可对微型电机151进行控制以调整辅助气囊153在竖直方向的位置。
69.结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种采用前述的柔性缓冲单元的水火箭装置，包括：水火箭主体a，沿水火箭主体a周向设置的尾翼b，与水火箭主体a相连接的柔性缓冲单元c。其中，尾翼b可通过粘接的方式连接在水火箭主体a上。在本实施方式中，水火箭主体a包括：同轴设置的气源舱a1和水源舱a2；其中，气源舱a1和水源舱a2采用第三气路组件相连接。在本实施方式中，第三气路组件包括：第三气管和第三控制阀；通过对第三控制阀的开关控制即可实现将气源舱a1中高压气体冲入水源舱a2对水加压。在本实施方式中，水源舱a2的尾喷口设置有开关控制阀；通过控制开关控制阀即可实现高压水流的输出以提供水火箭的上升动力。当然，在另一种实施方式中，第三气路组件可直接采用中空螺栓实现，直接将气源舱a1和水源舱a2相连通。
70.在本实施方式中，柔性缓冲单元c中的主气囊11通过中空通道11a与水火箭主体a同轴的套设在水火箭主体a的尾喷口上；其中，中空通道11a上端的形状与尾喷口的外部形状相适配的设置，进而可方便的套设在尾喷口的外部，进一步的，由于主气囊11上端和下端分别为增大的锥形结构，进而在主气囊11上端和下端之间具有一个直径一致的喉部，其中，处于喉部的中空通道11a实现与尾喷口的连接(如螺纹连接)。
71.在本实施方式中，柔性缓冲单元c中的控制器14与水火箭主体a同轴的套设在水火箭主体a的外侧面上，且控制器14处于尾翼b的上方。例如，控制器14可安装在距离尾喷口200mm的位置处，尾翼b的顶端与控制器14的下端相齐平的设置。
72.在本实施方式中，控制器14分别与第三气路组件和开关控制阀电连接。
73.结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，柔性缓冲单元c中的辅助支撑15与尾翼b相连接；其中，辅助支撑15的微型电机151固定在尾翼b远离水火箭主体a的一端。
74.如图2所示，根据本发明的一种实施方式，尾翼b为折叠尾翼，其包括：平行四边形部分和伸缩部分；其中，伸缩部分可沿水火箭主体a径向方向折叠和展开。在本实施方式中，尾翼b平行四边形部分长74.5mm，高41.2mm，角度为45
°
，厚3mm，通过胶粘的方式固定在模型火箭上，顶端固定在距瓶口底部200mm处。伸缩部分的末端留有定位孔用来固定微型电机151。尾翼支架长60mm，宽56mm，中间呈鱼骨状，微端有m1.6螺柱，一体采用尼龙材料3d打印成型。同时尾翼支架152上也开有定位孔，与微型电机151的电机臂固定在一起，在落地时展开，其余时间折叠收起。
75.为进一步说明本方案，对其工作过程做进一步阐述。
76.本发明的水火箭装置的飞行流程如下：在地面准备阶段完成程序设计、设备调试和发射准备等工作；火箭下降时，高度计13实时感知距地面高度，并将信号传至控制器14，进而控制微型电机151与安装在控制器外壳体内的高压气瓶的工作，使连接支架152展开以及辅助气囊153与主气囊11的展开。在落地时，如果速度较大，压缩弹簧121与主气囊11被压缩，此时穿刺针122可以扎破主气囊11进而防止整体结构失稳，最终实现对模型火箭的降落缓冲。
77.具体操作步骤：
78.步骤一：控制程序的设计与控制系统的搭建。根据选定方法与试验方案完成控制程序的编写后，将设计完成的程序烧写进控制器14；在指定位置安装各个设备，如安装在控制器外壳体内的独立储气瓶、锂电池，因试验需求新增的电气设备同样安装于控制器14内部；控制系统搭建完成，在进行下一步之前还需要对其开展简单的测试，以排除潜在故障，确定功能的完整性。
79.步骤二：装置总体组装。先将控制器14安装至水火箭主体a上，将尾翼b和辅助支撑15组装成一体，主气囊11与第一缓冲组件12组装成一体并安装在水火箭主体a尾端。
80.步骤三：完成发射前的器材准备。根据试验方案规划好的场地需求完成试验场地的准备，架设好记录试验的摄像机/航拍无人机等设备；为避免不必要的损失，需要求无关人员在试验区域之外。
81.步骤四：开始试验，保存试验过程的记录与地面站接收到的数据，以备后续处理与分析。
82.步骤六：装置回收与设备维护。将各部分按与步骤二相反的顺序拆卸后，视降落任务的实际完成情况，对整套装置的完整性进行评估，以确定是否需要对部分易损耗的结构与电子器件进行修复或替换。
83.上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
84.以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种用于水火箭的柔性缓冲单元，其特征在于，包括：主气囊(11)，设置在所述主气囊(11)上的第一缓冲组件(12)；所述主气囊(11)充气状态下呈圆柱状，且在所述主气囊(11)的中心设置有贯穿其上下两端的中空通道(11a)；沿所述主气囊(11)的周向，所述第一缓冲组件(12)在所述主气囊(11)的外侧面上等间隔的设置有多个，且所述第一缓冲组件(12)的伸缩方向与所述主气囊(11)的轴向相平行的设置；所述第一缓冲组件(12)与所述主气囊(11)的上端相邻的设置。2.根据权利要求1所述的柔性缓冲单元，其特征在于，所述主气囊(11)的下端呈径向扩大的设置。3.根据权利要求2所述的柔性缓冲单元，其特征在于，所述第一缓冲组件(12)包括：压缩弹簧(121)和穿刺针(122)；所述穿刺针(122)与所述压缩弹簧(121)同轴的设置在所述压缩弹簧(121)的内侧；所述压缩弹簧(121)自由状态下的轴向长度大于所述穿刺针(122)。4.根据权利要求3所述的柔性缓冲单元，其特征在于，所述主气囊(11)的下端的最大直径大于所述主气囊(11)连接所述第一缓冲组件(12)的位置的直径；所述穿刺针(122)的尖端朝向所述主气囊(11)的下端设置。5.根据权利要求4所述的柔性缓冲单元，其特征在于，所述主气囊(11)的上端径向扩大的设置，且所述主气囊(11)上端的最大直径小于其下端的最大直径。6.根据权利要求5所述的柔性缓冲单元，其特征在于，所述穿刺针(122)为锥形针。7.根据权利要求6所述的柔性缓冲单元，其特征在于，还包括：第一气路组件和高度计(13)；所述主气囊(11)的上端设置有第一气孔(11a)；所述第一气路组件一端与所述主气囊(11)相连接，另一端与气源相连接，用于控制所述主气囊(11)的充放气；所述高度计(13)设置在所述主气囊(11)的外侧壁上，且与所述主气囊(11)的上端相邻的设置。8.根据权利要求7所述的柔性缓冲单元，其特征在于，还包括：控制器(14)和辅助支撑(15)；所述控制器(14)包括：控制器外壳体，设置在所述控制器外壳体内部的中控计算机、电源和至少一个高压气瓶；所述高压气瓶与所述第一气路组件相连接；所述辅助支撑(15)在所述主气囊(11)的上方设置，且沿所述主气囊(11)的周向所述辅助支撑(15)间隔的设置有多个；所述辅助支撑(15)包括：微型电机(151)，与所述微型电机(151)相连接的连接支架(152)，与所述连接支架(152)相连接的辅助气囊(153)，与所述辅助气囊(153)相连接的第二气路组件；所述微型电机(151)用于调整所述辅助气囊(153)在竖直方向的高度；所述辅助气囊(153)设置有第二气孔(153a)；
所述第二气路组件一端与所述辅助气囊(153)相连接，另一端与所述高压气瓶相连接，用于控制所述辅助气囊(153)的充放气；所述中控计算机分别与所述第一气路组件、所述高度计(13)、所述微型电机(151)、所述第二气路组件电连接。9.一种采用权利要求1至8任一项所述的柔性缓冲单元的水火箭装置，其特征在于，包括：水火箭主体(a)，沿所述水火箭主体(a)周向设置的尾翼(b)，与所述水火箭主体(a)相连接的柔性缓冲单元(c)；所述水火箭主体(a)包括：同轴设置的气源舱(a1)和水源舱(a2)；所述气源舱(a1)和所述水源舱(a2)采用第三气路组件相连接；所述水源舱(a2)的尾喷口设置有开关控制阀；所述柔性缓冲单元(c)中的主气囊(11)通过中空通道(11a)与所述水火箭主体(a)同轴的套设在所述水火箭主体(a)的尾喷口上；所述柔性缓冲单元(c)中的控制器(14)与所述水火箭主体(a)同轴的套设在所述水火箭主体(a)的外侧面上，且所述控制器(14)处于所述尾翼(b)的上方；所述控制器(14)分别与所述第三气路组件和所述开关控制阀电连接。10.根据权利要求9所述的水火箭装置，其特征在于，所述柔性缓冲单元(c)中的辅助支撑(15)与所述尾翼(b)相连接；其中，所述辅助支撑(15)的微型电机(151)固定在所述尾翼(b)远离所述水火箭主体(a)的一端。

技术总结
本发明涉及一种用于水火箭的柔性缓冲单元及水火箭装置，其中，柔性缓冲单元，包括：主气囊，设置在所述主气囊上的第一缓冲组件；所述主气囊充气状态下呈圆柱状，且在所述主气囊的中心设置有贯穿其上下两端的中空通道；沿所述主气囊的周向，所述第一缓冲组件在所述主气囊的外侧面上等间隔的设置有多个，且所述第一缓冲组件的伸缩方向与所述主气囊的轴向相平行的设置；所述第一缓冲组件与所述主气囊的上端相邻的设置。本发明可在距离地面一段距离时自动充气展开，当气囊下压超过一定限度时，会通过第一缓冲组件进一步减小火箭落地时的速度，为开展模型火箭回收研究提供稳定保障。为开展模型火箭回收研究提供稳定保障。为开展模型火箭回收研究提供稳定保障。


技术研发人员：刘龙斌 穆怡文 辜旺
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：2023.05.10
技术公布日：2023/10/6