一种采用助推火箭发射的固定翼无人机制造技术

本申请公开了一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体，无人机本体包括机身，机身的尾部的下方具有凹口，凹口内设置有受压轴；机身的尾部在凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；助推火箭包括：火箭本体；主推杆，具有杆部以及弧形段部，弧形段部的端部与杆部的端部固定，杆部远离弧形段部的一端与火箭本体连接，弧形段部用于伸入凹口，从受压轴的后侧钩住受压轴；顶杆，一端与火箭本体连接，另一端穿过贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵

【技术实现步骤摘要】
一种采用助推火箭发射的固定翼无人机


[0001]本专利技术涉及飞行器领域，具体涉及一种采用助推火箭发射的固定翼无人机
。

技术介绍

[0002]靶机通常采用发射架发射，先将靶机安装在发射架，然后将助推火箭设置在靶机机身尾部下方，通过助推火箭来实现靶机的快速发射
。
[0003]公开号为
CN 115610693 A
的专利文献，公开了一种火箭发射无人机用推力锥组件，包括推力锥支座
、
爆炸螺栓组件以及推力锥，其中：推力锥支座呈三棱柱状，推力锥支座的第一侧面上设置爆炸螺栓组件，爆炸螺栓组件用于连接推力锥支座与无人机腹部的推力锥梁，并在火箭燃料耗尽时爆炸以将推力锥支座从无人机上分离；推力锥设置在推力锥支座的第二侧面上，推力锥的大径端与推力锥支座连接，推力锥的锥面用于与火箭头部的锥筒配合，该专利文献通过推力锥支座固定推力锥与火箭的安装角度，在锥面配合方式下实现火箭的自动分离，并在爆破螺栓作用下实现推力锥支座的爆炸分离
。
[0004]火箭通常工作两三秒，整个过程对无人机施加巨大的作用力，上述专利文献中，火箭与飞机的受力点只有一处，可靠性较差，此外，因为推力锥支座的设置，其对气动影响大，因此每次发射后都需要通过爆破螺栓来实现推力锥支座与无人机的分离，成本较高
。

技术实现思路

[0005]本专利技术针对上述问题，克服至少一个不足，提出了一种采用助推火箭发射的固定翼无人机
。
[0006]本专利技术采取的技术方案如下：一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体以及助推火箭，所述无人机本体包括机身，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述凹口内设置有受压轴；所述机身的尾部在所述凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；所述助推火箭包括：火箭本体；主推杆，具有杆部以及弧形段部，所述弧形段部的端部与所述杆部的端部固定，所述杆部远离弧形段部的一端与所述火箭本体连接，所述弧形段部用于伸入所述凹口，从受压轴的后侧钩住所述受压轴；顶杆，一端与所述火箭本体连接，另一端穿过所述贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵
。
[0007]本申请在发射前，助推火箭与无人机本体均设置在发射架上，顶杆穿过贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵，助推火箭的弧形段部伸入凹口且从受压轴的后侧钩住受压轴，助推火箭发射后通过助推杆和顶杆同时对机身施加作用力，带动无人机本体快速起飞，当助推火箭熄火后，助推火箭与火箭本体之间会产生相对移动，主推杆会相对受压轴后移，
此时主推杆脱离受压轴，助推火箭在重力作用下掉落并带动顶杆脱离贯穿孔
。
[0008]本申请助推火箭通过助推杆和顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低
。
[0009]于本专利技术其中一实施例中，所述贯穿孔有两个，两个贯穿孔关于竖直平面对称设置，所述机身的中心线位于所述竖直平面
。
[0010]三点受力的形式，可靠性高，能够实现稳定可靠的传递力
。
[0011]于本专利技术其中一实施例中，所述贯穿孔为长条形，沿机身的长度长度方向设置
。
[0012]长条形孔的设计，使得助推火箭在不同安装角度的情况下，其顶杆均能穿过贯穿孔
。
[0013]于本专利技术其中一实施例中，所述机身内部在贯穿孔对应区域设置有弹性盖板，所述弹性盖板具有初始工作位和受压工作位，所述弹性盖板在初始工作位时，弹性盖板将所述贯穿孔覆盖住；所述弹性盖板在受压工作位时，弹性盖板受压转动后使所述贯穿孔露出，此时顶杆能够穿过所述贯穿孔
。
[0014]当助推火箭脱离后，弹性盖板能够自动复位至初始工作位，将贯穿孔覆盖住，降低贯穿孔对气动的影响
。
[0015]实际运用时，弹性盖板包括转动安装在机身内部的盖板以及用于驱动盖板覆盖住贯穿孔的弹性复位件，所述弹性复位件优选为扭簧，还可以为弹簧或拉簧等
。
[0016]于本专利技术其中一实施例中，所述弹性盖板上具有蒙皮，所述弹性盖板在初始工作位时，所述蒙皮伸入所述贯穿孔
。
[0017]蒙皮的设置使得在弹性盖板自动复位至初始工作位时，贯穿孔对气动基本没有影响
。
[0018]于本专利技术其中一实施例中，所述加强结构为设于机身内部的加强块，所述加强块上具有定位槽，所述顶杆的端部与所述定位槽配合
。
[0019]设置定位槽方便顶杆的安装定位，且利于力的可靠传递
。
[0020]于本专利技术其中一实施例中，所述顶杆远离火箭本体的一端具有球部，所述球部伸入所述定位槽
。
[0021]球部的设计能够使顶杆更好的与定位槽配合
。
[0022]于本专利技术其中一实施例中，所述受压轴为爆炸螺栓
。
[0023]当发生故障（比如意外变形）导致弧形段部未脱离受压轴，此时不能正常脱离的助推火箭会严重影响无人机本体的工作，甚至导致发射失败
。
爆炸螺栓的设计使得在出现上述意外时，能够将受压轴炸断开，从而使弧形段部能够脱离，进而使助推火箭的脱离
。
[0024]实际运用时，爆炸螺栓与无人机本体的控制系统连接，在发射后如果操作人员发现助推火箭没有正常脱离，通过人工控制，来使爆炸螺栓爆炸
。
[0025]于本专利技术其中一实施例中，所述受压轴的轴线垂直于机身的长度方向，所述受压轴的前侧或下侧固定有应变片
。
[0026]受压轴受压时会有轻微变形，应变片能够采集上述变形信号
。
实际运用时，应变片与无人机本体的控制系统连接，助推火箭点火发射后，在设定时间后，如果应变片采集到的信号超过阈值，则判断助推火箭未能正常脱离，此时控制系统自动控制爆炸螺栓爆炸
。
[0027]于本专利技术其中一实施例中，所述弧形段部纵截面对应的圆心角为
140
°
至
180
°
。
这
样设置在保证接触面的同时，方便弧形段部脱离受压轴
。
[0028]本专利技术的有益效果是：本申请助推火箭通过助推杆和顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低
。
附图说明
[0029]图1是采用助推火箭发射的固定翼无人机的示意图 ；图2是图1中
A
处的放大图；图3是无人机本体的示意图；图4是图3中
B
处的放大图；图5是助推火箭的示意图；图6是助推火箭与无人机本体脱离后的示意图
。
[0030]图中各附图标记为：
1、
无人机本体；
11、
机身；
111、
凹口；
112、
受压轴；
1121、...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体以及助推火箭，其特征在于，所述无人机本体包括机身，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述凹口内设置有受压轴；所述机身的尾部在所述凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；所述助推火箭包括：火箭本体；主推杆，具有杆部以及弧形段部，所述弧形段部的端部与所述杆部的端部固定，所述杆部远离弧形段部的一端与所述火箭本体连接，所述弧形段部用于伸入所述凹口，从受压轴的后侧钩住所述受压轴；顶杆，一端与所述火箭本体连接，另一端穿过所述贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵
。2.
如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述贯穿孔有两个，两个贯穿孔关于竖直平面对称设置，所述机身的中心线位于所述竖直平面
。3.
如权利要求2所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述贯穿孔为长条形，沿机身的长度长度方向设置
。4.
如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述机身内部在贯穿孔对应区域设置有弹性盖板，所述弹性盖板具有初始工作位和受压工作位，所述弹性盖板在初始工作位时，弹性盖板将所述贯穿孔覆盖住；所述弹性盖板在受压...

【专利技术属性】
技术研发人员：简永青，乙斌，陈其泉，周平，王剑，柳雅各，曹伟，汪涛，
申请(专利权)人：杭州牧星科技有限公司，
类型：发明
国别省市：