一种飞行器起飞系统技术方案

本发明专利技术属于飞行器领域，具体是涉及到一种飞行器起飞系统，包括轨道、飞行器和两个块体；轨道上设置有贯穿至轨道一端的滑槽，两个块体相对配合后组成与滑槽滑动配合的滑块；至少一个块体的配合面上设置有嵌合槽，两个块体相对配合后嵌合槽与另一块体的配合面围合形成嵌合腔，飞行器上设置有与嵌合腔配合的凸块，凸块与嵌合腔嵌合后，限制凸块和嵌合腔在滑槽的长度和宽度方向相对移动；滑块从滑槽一端脱离轨道后，两个块体相互分离且嵌合腔打开，凸块与两个块体脱离，本发明专利技术在飞行器起飞并在滑块脱离滑槽后，两个块体失去滑槽的约束，通过重力相互分离并同时与凸块分离，进而在顺利完成起飞任务的前提下可避免增加飞行器的重量。起飞任务的前提下可避免增加飞行器的重量。起飞任务的前提下可避免增加飞行器的重量。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器起飞系统


[0001]本专利技术属于飞行器领域，具体是涉及到一种飞行器起飞系统。

技术介绍

[0002]目前一般的飞行器利用轨道起飞，其飞行器上固定设置有与轨道配合的滑块以完成与轨道的滑动配合，但是这样会增加飞行器的重量，破坏飞行器外形气动性。
[0003]另外，目前通常的火箭的尾段是不可以旋转的，尾翼装载尾段上的舵机上，通过控制舵机驱动尾翼转动，然而目前有一种新型火箭，为了消除飞行过程中的滚转力矩火箭的尾段设计为可旋转的方式，整个尾段相对于火箭的轴心可以旋转，然后将这种火箭采用常规的轨道起飞时，旋转的尾翼会与轨道发生碰撞，存在一定的安全隐患。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题是提供一种在保证起飞顺畅的前提下可以保证飞行器重量和气动外形的飞行器起飞系统。
[0005]本专利技术提供一种飞行器起飞系统，包括轨道、飞行器和两个块体；
[0006]所述轨道上设置有贯穿至轨道一端的滑槽，两个块体可相对配合和分离，两个所述块体相对配合后组成与所述滑槽滑动配合的滑块；
[0007]至少一个块体的配合面上设置有嵌合槽，两个所述块体相对配合后嵌合槽与另一块体的配合面围合形成嵌合腔，所述飞行器上设置有与所述嵌合腔配合的凸块，所述凸块与嵌合腔嵌合后，限制凸块和嵌合腔在滑槽的长度和宽度方向相对移动；
[0008]所述滑块从所述滑槽一端脱离轨道后，两个块体相互分离且嵌合腔打开，所述凸块与两个块体脱离。
[0009]更进一步地，两个块体相对一侧的对应位置均设置有嵌合槽，两个块体相对配合后两个嵌合槽围合形成所述嵌合腔。
[0010]更进一步地，所述嵌合腔包括相互连接的连接腔和限位腔，所述连接腔的另一端贯穿块体端部，所述凸块包括相互连接的连接块和限位块，所述连接块与所述飞行器连接；
[0011]所述限位块与所述限位腔配合，限制凸块与滑块在各个方向的相对移动。
[0012]更进一步地，所述飞行器上设置有复位机构，所述复位机构可驱动凸块缩回飞行器内部或者缩回飞行器的内壁。
[0013]更进一步地，所述飞行器机身底部设置有凹槽，凹槽底部设置有贯通至机身内部的通孔，所述复位机构包括滑动设置在通孔上的滑动杆以及套设在滑动杆位于机身内部部分的复位弹簧，所述复位弹簧驱使滑动杆朝向机身内部移动，所述凸块设置在滑动杆背离复位弹簧一端，所述凸块端面与所述凹槽适配。
[0014]更进一步地，所述滑槽内沿滑槽的宽度方向设置有限位槽，至少其中一个块体上设置有与限位槽配合的防脱块；
[0015]防脱块与限位槽配合，限制块体沿滑槽深度方向移动。
[0016]更进一步地，所述滑槽两侧壁均设置有限位槽，两个块体相背一侧均设置有防脱块。
[0017]更进一步地，其中一个块体的配合面上设置有沉孔，所述沉孔内设置有弹簧，所述弹簧的端部抵接另一个块体。
[0018]更进一步地，所述飞行器包括相互连接的火箭本体和旋转尾段，所述旋转尾段设置有所述凸块。
[0019]更进一步地，所述火箭本体上设置有凸块。
[0020]本专利技术的有益效果是，本专利技术中飞行器通过轨道和滑块的配合完成起飞步骤，使飞行器能够在各种环境下完成起飞步骤，特别是对于例如固定翼无人机、火箭等需要进行助跑起飞的飞行器而言，能够极大的简化起飞难度。
[0021]本专利技术中将滑块由两个可以相互配合和分离的块体组成，在两个块体配合后，其形成的嵌合腔可以用于与飞行器上的凸块进行嵌合，再配合后装入滑槽内的同时完成对两个块体的约束，使两个块体通过凸块和滑槽的约束最终形成一个相对稳定的滑块整体，此时，作为整体的两个块体在滑槽内时无法相对移动，仅能作为一个整体沿滑槽长度方向滑动，进而完成轨道与飞行器的滑动连接固定。当飞行器起飞并在滑块脱离滑槽后，两个块体失去滑槽的约束，通过重力相互分离并同时与凸块分离，进而在顺利完成起飞任务的前提下可避免增加飞行器的重量，使得本专利技术所提供的的飞行器在起飞后，其表面仅设置表面积和重量均较小的凸块即可与轨道进行连接，可以保证飞行器的重量和降低外表面的气动阻力。
附图说明
[0022]附图1为本专利技术的第一角度结构示意图；
[0023]附图2为本专利技术的第二角度结构示意图；
[0024]附图3为图1方向的正剖视图；
[0025]附图4为图3中A处的局部放大图；
[0026]附图5为本专利技术飞行器起飞后的示意图；
[0027]附图6为本专利技术中轨道、滑块和凸块的结构示意图；
[0028]附图7为图6的俯视图；
[0029]附图8为图7中B
‑
B向剖视图；
[0030]附图9为图7中C
‑
C向剖视图(旋转90
°
)；
[0031]附图10为图6下飞行器起飞后的示意图；
[0032]附图11为本专利技术中飞行器的结构示意图；
[0033]附图12为图11中D处凸块伸展状态示意图；
[0034]附图13为图11中D处凸块缩回状态示意图。
[0035]在图中，1
‑
轨道；11
‑
滑槽；12
‑
限位槽；2
‑
滑块；21
‑
块体；211
‑
嵌合槽；2111
‑
连接槽；2112
‑
限位槽；212
‑
沉孔；22
‑
嵌合腔；221
‑
连接腔；222
‑
限位腔；23
‑
防脱块；24
‑
弹簧；3
‑
飞行器；31
‑
凸块；311
‑
连接块；312
‑
限位块；32
‑
凹槽；33
‑
通孔；34
‑
滑动杆；341
‑
弹簧固定板；35
‑
复位弹簧；36
‑
火箭本体；37
‑
旋转尾段。
具体实施方式
[0036]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0037]需要说明，本专利技术实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
[0038]另外，在本专利技术中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器起飞系统，其特征是，包括轨道(1)、飞行器(3)和两个块体(21)；所述轨道(1)上设置有贯穿至轨道(1)一端的滑槽(11)，两个块体(21)可相对配合和分离，两个所述块体(21)相对配合后组成与所述滑槽(11)滑动配合的滑块(2)；至少一个块体(21)的配合面上设置有嵌合槽(211)，两个所述块体(21)相对配合后嵌合槽(211)与另一块体(21)的配合面围合形成嵌合腔(22)，所述飞行器(3)上设置有与所述嵌合腔(22)配合的凸块(31)，所述凸块(31)与嵌合腔(22)嵌合后，限制凸块(31)和嵌合腔(22)在滑槽(11)的长度和宽度方向相对移动；所述滑块(2)从所述滑槽(11)一端脱离轨道(1)后，两个块体(21)相互分离且嵌合腔(22)打开，所述凸块(31)与两个块体(21)脱离。2.如权利要求1所述的飞行器起飞系统，其特征是，两个块体(21)相对一侧的对应位置均设置有嵌合槽(211)，两个块体(21)相对配合后两个嵌合槽(211)围合形成所述嵌合腔(22)。3.如权利要求1或2所述的飞行器起飞系统，其特征是，所述嵌合腔(22)包括相互连接的连接腔(221)和限位腔(222)，所述连接腔(221)的另一端贯穿块体(21)端部，所述凸块(31)包括相互连接的连接块(311)和限位块(312)，所述连接块(311)与所述飞行器(3)连接；所述限位块(312)与所述限位腔(222)配合，限制凸块(31)与滑块(2)在各个方向的相对移动。4.如权利要求3所述的飞行器起飞系统，其特征是，所述飞行器(3)上设置有复位机构，所述复位机构可驱动凸块(31)缩回飞行器(3...

【专利技术属性】
技术研发人员：江振宇，许秋平，李晓斌，白锡斌，那旭东，刘龙斌，张士峰，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：