本发明专利技术属于航空工程技术领域，具体涉及一种无人机发射装置动力控制的气液压系统。所述气液压系统包括油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件，所述油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件依次连接，并所述马达组件还回连接至油箱，构成回路；本发明专利技术的气液压系统采用直驱滚筒结构形式增强了弹射装置的动态响应性，具有动力足，速度快的特点。相比目前的无人机气液压发射装置，未采用滑轮增速系统，使发射装置机械结构部分简单。同时气液压系统采用单一液压回路，关键控制元件实行冗余设计，气液压系统有效集成，提高气液压系统的可靠性。
【技术实现步骤摘要】
一种无人机发射装置动力控制的气液压系统
本专利技术属于航空工程
，具体涉及一种无人机发射装置动力控制的气液压系统。
技术介绍
随着科学技术的不断发展与国防事业的需要，无人机的应用越来越广泛。无人机是现在的高技术武器装备之一，广泛的应用于侦察和打击等军事行动中。目前我国无人机的发射有火箭助推发射，车载发射，自主起降，橡筋弹射等方式。这几种发射受环境因素的影响较大，部分发射方式保养维护困难。如火箭助推涉及到火工作品的保养维护，车载发射与自主起降都需要较长的跑道，橡筋弹射橡筋容易老化等。无人机气液压发射装置安全性好，弹射动力足，环境适应性强等特点使其在无人机发射技术中得到广泛的应用，如美国的影子无人机采用的是气液压弹射装置。国内气液压弹射装置处于研发阶段，无成熟产品。作为发射装置动力控制的气液压系统是无人机发射装置核心部分。目前的无人机发射装置动力控制的气液压系统多采用液压执行元件与滑轮增速作为动力机构，结构复杂，动态响应慢；气液压系统蓄能器储能，绳索预张紧，无人机弹射，滑行小车缓冲，滑行小车复位等动态过程采用多个液压回路，系统结构过于复杂，不能有效地集成一起。
技术实现思路
为了有效解决上述问题，本专利技术提供了一种无人机发射装置动力控制的气液压系统。技术方案具体如下：一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，所述气液压系统采用单一液压回路。进一步地，所述气液压系统包括油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件，所述油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件依次连接，并所述马达组件还回连接至油箱，构成回路。进一步地，所述单向阀组件通过两个液压支路连接单向阀组件。进一步地，所述单向阀组件包括第一单向阀及第二单向阀，所述液压泵、第一单向阀、第二单向阀及蓄能器依次连接；所述马达组件包括第一液压马达及第二液压马达，所述第一液压马达及第二液压马达的进油口同时通过液压马达进油口插装阀连接蓄能器，所述第一液压马达及第二液压马达的回油口同时通过液压马达回油口插装阀回连至油箱。进一步地，所述的两个液压支路分别为第一液压支路及第二液压支路，均连接在第一单向阀及第二单向阀之间；所述第一液压支路包括二位二通换向阀及减压阀，所述二位二通换向阀一端连接在第一单向阀及第二单向阀之间，另一端通过减压阀连接马达组件的进油口；所述第二液压支路包括一三位四通换向阀，所述三位四通换向阀的P口连接在第一单向阀及第二单向阀之间，所述三位四通换向阀A口与马达组件的进油口连接，所述三位四通换向阀的B口与马达组件的回油口连接，所述三位四通换向阀的T口接入油箱。进一步地，所述液压泵的排油口上装有液压泵安全阀及液压泵卸荷阀；所述蓄能器的排油口装有蓄能器安全阀及蓄能器卸荷阀。进一步地，所述马达组件还包括液压马达回油口安全阀、液压马达进油口安全阀、液压马达进油口补油阀及液压马达回油口补油阀；所述液压马达回油口安全阀及液压马达进油口安全阀的两端分别连接马达组件的进油口及回油口；所述液压马达进油口补油阀一端连接马达组件的进油口，另一端通过液压马达回油口补油阀连接马达组件的回油口。一种无人机发射装置，应用上述的气液压系统，所述无人机发射装置还包括滑行小车、绳索、滑轮组、直驱式滚筒和发射架。进一步地，所述滑行小车及滑轮组均被设置在发射架上，所述气液压系统通过直驱式滚筒连接绳索的一端，所述绳索的另一端连接滑行小车，所述绳索架设在滑轮组上。本专利技术的有益技术效果：（1）气液压系统采用直驱滚筒结构形式增强了弹射装置的动态响应性，具有动力足，速度快的特点。相比目前的无人机气液压发射装置，未采用滑轮增速系统，使发射装置机械结构部分简单。（2）气液压系统采用单一液压回路，关键控制元件实行冗余设计，气液压系统有效集成，提高气液压系统的可靠性。附图说明图1为无人机发射装置动力控制的气液压系统图；图2为无人机发射装置原理图；图3为无人机发射装置动力控制的气液压系统工作流程图。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细描述。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。相反，本专利技术涵盖任何由权利要求定义的在本专利技术的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。进一步，为了使公众对本专利技术有更好的了解，在下文对本专利技术的细节描述中，详尽描述了一些特定的细节部分。对本领域技术人员来说没有这些细节部分的描述也可以完全理解本专利技术。如图1所示，为本专利技术所提供的无人机发射装置动力控制的气液压系统图，所述无人机发射装置动力控制的气液压系统包括油箱1、液压泵2、液压泵安全阀3、液压泵卸荷阀4、第一单向阀5、第二单向阀6、蓄能器7、蓄能器安全阀8、蓄能器卸荷阀9、液压马达进油口插装阀10、液压马达回油口插装阀11、二位二通换向阀12、减压阀13、第一液压马达14、第二液压马达15、液压马达回油口安全阀16、液压马达进油口安全阀17、液压马达进油口补油阀18、液压马达回油口补油阀19、三位四通换向阀20及相应管道组件组成。参见图2所示，无人机发射装置还包括滑行小车26、绳索24、滑轮组23、发射架22及直驱式滚筒21，无人机25被安装在滑行小车26上，所述滑轮组24被安装在发射架22上，所述气液压系统连接直驱式滚筒21，并气液压滚筒21通过绳索24连接滑行小车26，所述绳索架设在滑轮组24上，本专利技术通过上述的气液压系统，可实现直接应用直驱式滚筒21来进行提供发射无人机的动力，通过上述的硬件来支撑气液压系统动作的执行。参见图3所示，无人机发射装置动力控的气液压系统工作流程为泵站启动，蓄能器储能，绳索预张紧，无人机弹射，滑行小车复位，停止工作。本专利技术实施的具体工作过程如下：1）泵站启动液压泵2的电机通电，同时液压泵卸荷阀4得电，液压油通过从液压泵卸荷阀4卸荷，从而实现泵站启动。2）蓄能器储能液压泵卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9失电，液压马达进油口插装阀10失电，二位二通换向阀12失电，三位四通换向阀20处于中位，高压油经过第一单向阀5和第二单向阀6压入蓄能器中，压力达到指定值后液压泵卸荷阀4得电，储能工作完成。液压泵安全阀3与蓄能器安全阀8可以实现系统压力安全，同时起到冗余作用。3）绳索预张紧液压泵卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9失电，液压马达进油口插装阀10失电，二位二通换向阀12得电，三位四通换向阀20处于中位，液压马达回油口插装阀11得电，此工作流程中高压油通过第一单向阀5，二位二通阀12和减压阀13进入液压马达进油口，驱动液压马达缓慢转动，通过液压马达回油口插装阀11，此时滑行小车固定在导轨末端，绳索在卷筒驱动下缓慢张紧，检测液压马达进油口油压，达到预定压力时直接转入无人机弹射工作流程。4）无人机弹射完成工作流程3后，开启液压马达进油口插装阀10，液压泵卸荷阀4得电卸荷。同时打开滑行小车解锁装置，滑行小车在轨道上加速运动。到达转向滑轮时，液压马达反转，实现滑行小车的减速缓冲，无人机弹射至空中。此过程中，蓄能器7中的高压油通过液压马达进油口插装阀10驱动液压马达快速转动，通过液压马达出油口11回油至油箱，到达转向滑轮位置时，液压马达反向转动，滑行小车减速缓冲，同时液压马达制动。5）滑行小车复位液压泵卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述气液压系统采用单一液压回路。
【技术特征摘要】
1.一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述气液压系统采用单一液压回路；所述气液压系统包括油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件，所述油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件依次连接，并所述马达组件还回连接至油箱，构成回路；所述气液压系统还包括两个液压支路，所述单向阀组件通过所述两个液压支路连接单向阀组件；所述单向阀组件包括第一单向阀及第二单向阀，所述液压泵、第一单向阀、第二单向阀及蓄能器依次连接；所述的两个液压支路分别为第一液压支路及第二液压支路，均连接在第一单向阀及第二单向阀之间；所述第一液压支路包括二位二通换向阀及减压阀，所述二位二通换向阀一端连接在第一单向阀及第二单向阀之间，另一端通过减压阀连接马达组件的进油口；所述第二液压支路包括一三位四通换向阀，所述三位四通换向阀的P口连接在第一单向阀及第二单向阀之间，所述三位四通换向阀A口与马达组件的进油口连接，所述三位四通换向阀的B口与马达组件的回油口连接，所述三位四通换向阀的T口接入油箱。2.根据权利要求1所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述马达组件包括第一液压马达及第二液压马达，所述第一液压马达及第二液压...
【专利技术属性】
技术研发人员：余敏，马祥森，胡琦，杨东伟，韩世东，郭茜，
申请(专利权)人：中国航天时代电子公司，
类型：发明
国别省市：北京;11
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