【技术实现步骤摘要】
应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置
[0001]本专利技术涉及无人机
，具体涉及应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置。
技术介绍
[0002]目前大型无人机在应用火箭助推发射方式发射起飞前，通常使用剪切销或拉断销锁闭机构将无人机固定在发射装置上。当火箭助推器点火启动后，锁闭机构中的剪切销或拉断销在无人机发动机推力和火箭助推器推力的共同作用下被剪断或被拉断，从而实现无人机与发射装置的分离。由于无人机的发射过程要求具有高可靠性，因此作为关键部件的剪切销或拉断销的加工制造要求非常高，然而在每次无人机的发射过程中剪切销或拉断销都为一次性装配使用消耗件，导致锁闭机构的操作不方便且增加了多次发射无人机的成本。
技术实现思路
[0003]为解决上述问题，本专利技术提供了应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置。
[0004]为实现上述目的，本专利技术的技术方案为：应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，包括：主支架组件，包括支架主体、阻挡机构、锁闭机构以及后支撑组件，所述阻挡机构设...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，其特征在于，包括：主支架组件（100），包括支架主体（110）、阻挡机构（120）、锁闭机构（130）以及后支撑组件（140），所述阻挡机构（120）设于支架主体（110）前部的两侧，所述锁闭机构（130）设于支架主体（110）的底部，所述后支撑组件（140）设于支架主体（110）的后部；前支撑组件（200），与支架主体（110）前部旋转连接，包括镜像对称的左支撑架（201）、右支撑架（202）以及位于两者之间的支撑板（203），所述左支撑架（201）和右支撑架（202）远离支撑板（203）的一侧均设有与阻挡机构（120）配合固定无人机（500）的限位顶杆机构（210），所述前支撑组件（200）被配置为与所述后支撑组件（140）配合支撑并固定发射前的无人机（500）；限位锁组件（300），设于支架主体（110）前部，被配置为与前支撑组件（200）底部的支架限位件（204）配合限制所述前支撑组件（200）在无人机（500）发射后的旋转；拉杆限位组件（400），设于支架主体（110）底部，一端与前支撑组件（200）铰接，另一端与锁闭机构（130）活动连接，被配置为阻碍所述前支撑组件（200）在无人机（500）发射前绕支架主体（110）旋转。2.根据权利要求1所述的应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，其特征在于：所述阻挡机构（120）包括套筒（121）、顶杆顶块（122）、滑动顶块（123）、顶块连杆（124）以及调节螺钉（125），所述套筒（121）设于支架主体（110）前部，其轴线与所述支架主体（110）垂直；所述顶杆顶块（122）的下部伸入套筒（121）内部并沿套筒（121）轴向移动，所述顶杆顶块（122）的上部伸出套筒（121）并与所述顶块连杆（124）的一端铰接，所述顶块连杆（124）的另一端与所述滑动顶块（123）铰接；所述滑动顶块（123）的底部伸入所述支架主体（110）上的顶块凹槽（127），并沿顶块凹槽（127）延伸的方向移动；所述调节螺钉（125）通过螺钉调节板（126）活动安装于滑动顶块（123）远离套筒（121）的一侧，当所述调节螺钉（125）向滑动顶块（123）移动时，所述滑动顶块（123）被调节螺钉（125）推动向套筒（121）移动，同时所述顶杆顶块（122）被顶块连杆（124）带动向推动限位顶杆机构（210）的方向移动。3.根据权利要求2所述的应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，其特征在于：所述顶杆顶块（122）靠近限位顶杆机构（210）的部分具有半圆形弧面。4.根据权利要求1所述的应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，其特征在于：所述限位顶杆机构（210）包括滑销挡钩（211）、挡钩顶杆（212）、导向板（213）以及顶杆压缩弹簧（214），所述滑销挡钩（211）与所述左支撑架（201）和右支撑架（202）分别铰接，所述挡钩顶杆（212）位于滑销挡钩（211）的下方，被所述阻挡机构（120）带动以迫使滑销挡钩（211）向固定无人机（500）的方向旋转；所述挡钩顶杆（212）一侧通过弹簧挡块（215）连接有导向杆（216），所述导向杆（216）与挡钩顶杆（212）平行；所述导向板（213）沿挡钩顶杆（212）移动的方向设置，所述导向杆（216）贯穿导向板（213）并沿导向板（213）延...
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