【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及无人机领域，具体涉及一种基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置。
技术介绍
1、目前，小型无人机的发射方式多为零长架式发射，该发射方式具有技术成熟、应用广泛、所需场地小等优势，但也存在明显的缺点，比如：规模化集群发射时占用场地太大，人员保障劳动量大，阵地转移不便等。与之相比，箱式发射方式具有对无人机保护性高、外场转移机动灵活、后期保障压力小、且更适于集群快速发射等优点，近年已在部分无人机上得到推广应用。
2、现有的技术方案中，无人机发射箱多为钢制焊接成型，发射箱重量较大，且不利于维护，而无人机的助推方式一般为直喷斜推，导致无人机与火箭的整体包络尺寸偏大，从而导致发射箱尺寸的增大，进一步增加了发射箱的重量。
3、未来，随着无人机集群需求及规模的扩大，无人机箱式发射将有广阔的应用前景，尤其是重量轻、体积小、维护方便、规模大的箱式发射方案。
技术实现思路
1、本专利技术针对无人机架式发射目前存在的问题，提出了一种基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，解决了现有技术中集群发射场地占用大、保障难度高、阵地转移不便等问题，具有高效、便捷的优点，且本专利技术成本低、重量轻、易维护、体积小。
2、实现本专利技术目的采用的技术方案是：
3、一种基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，包括骨架、蒙皮、导轨、无人机释放机构、火箭加紧机构、第一对接机构和第二对接机构，所述骨架为发射箱装置的整体承力结构，骨架的四个侧面覆盖蒙皮，所述导轨固定在骨
4、进一步地，所述无人机的机体尾部上侧设置固定接头，所述固定接头用于装箱时与无人机释放机构连接；机体两侧设置用于对齐导轨的发射支点，机体腹部后侧设置用于与斜喷管火箭连接的前燕尾组件与后燕尾组件。
5、进一步地，所述无人机的机体上布置折叠机翼和折叠尾翼，在装箱时，折叠机翼和折叠尾翼折叠。
6、进一步地，所述无人机释放机构与固定接头通过剪切销连接，发射阶段，在火箭推力的作用下将剪切销剪断，使无人机与发射箱分离。
7、进一步地，所述前燕尾组件包括前燕尾传力块、弹性推杆机构、推力座、保形结构、整流盖板和设有燕尾槽的前燕尾接头，所述前燕尾传力块与无人机机体连接，弹性推杆机构内置于前燕尾传力块，推力座安装在前燕尾传力块上，前燕尾接头安装在推力座上，斜喷管火箭的推力依次通过前燕尾接头、推力座、前燕尾传力块传递至无人机机体，所述弹性推杆机构在斜喷管火箭安装到位时处于压缩状态，火箭工作完毕后，产生推力，使斜喷管火箭与机体分离，所述保形结构、整流盖板通过螺栓安装在机体上，优化机身气动外形。
8、进一步地，所述后燕尾组件包括后燕尾安装座及设有燕尾槽的后燕尾接头，后燕尾安装座与机体固连，后燕尾接头安装在后燕尾安装座上，前燕尾组件和后燕尾组件在机身上的位置相对固定。
9、进一步地，所述斜喷管火箭的主体上设有前燕尾支点、后燕尾支点和下支点，前燕尾支点和后燕尾支点分别为与无人机前燕尾组件、无人机后燕尾组件适配的燕尾形凸起结构；所述下支点为凸起结构，位于火箭后端下方，与火箭加紧机构配合工作；斜喷管火箭与无人机连接时，将所述前燕尾支点、后燕尾支点与前燕尾接头、后燕尾接头的燕尾槽对齐，然后沿平行机身轴线方向移动斜喷管火箭直至到达末端；喷管火箭与无人机分离时，弹性推杆机构推动前燕尾支点，使前燕尾支点、后燕尾支点沿燕尾槽向后滑动，直至脱离燕尾槽，完成分离。
10、进一步地，斜喷管火箭与无人机连接时，通过插销插入后燕尾安装座的安装孔内，限制斜喷管火箭的位置。
11、进一步地，所述骨架由标准铝型材与配套连接件拼接成型；所述蒙皮为双层铝板，通过两层蒙皮分别铆接在骨架的内外包络面上，并在蒙皮边界涂抹密封胶。
12、进一步地，所述第二对接机构设有u形槽，所述箱式发射装置堆码时，第一对接机构、第二对接机构对齐，第一对接机构上的螺栓旋转卡入第二对接机构上的u形槽内，通过旋紧螺栓固联各箱式发射装置。
13、与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：本专利技术公布了一种斜喷管火箭助推无人机的箱式发射方案，实现了一种斜喷管火箭助推无人机的箱式发射方案及斜喷管火箭在无人机上的安装方案，通过折叠机翼、折叠尾翼、斜喷管火箭的布置有效减小发射箱包络尺寸；发射箱装置结构简单、装配方便、维护性好、重量轻便、体积较小、成本低廉、保障方便，发射箱装置设有对接接口，可以轻松的实现箱体之间连接与固定，达到大规模集群的目的。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，包括骨架、蒙皮、导轨、无人机释放机构、火箭加紧机构、第一对接机构和第二对接机构，所述骨架为发射箱装置的整体承力结构，骨架的四个侧面覆盖蒙皮，所述导轨固定在骨架两侧内侧区域，所述无人机释放机构安装在骨架后侧上方，所述火箭加紧机构安装在骨架后侧下方，第一对接机构、第二对接机构安装在骨架两侧上下棱边上，通过第一对接机构、第二对接机构进行箱式发射装置的堆码固定；装箱时，腹部连接斜喷管火箭的无人机沿导轨推入箱式发射装置，无人机释放机构与无人机连接，使无人机在发射箱内固定；发射阶段，无人机释放机构与无人机分离，火箭加紧机构顶紧斜喷管火箭的下支点，消除斜喷管火箭与无人机之间的安装间隙。
2.根据权利要求1所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述无人机的机体尾部上侧设置固定接头，所述固定接头用于装箱时与无人机释放机构连接；机体两侧设置用于对齐导轨的发射支点，机体腹部后侧设置用于与斜喷管火箭连接的前燕尾组件与后燕尾组件。
3.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在
4.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述无人机释放机构与固定接头通过剪切销连接，发射阶段，在火箭推力的作用下将剪切销剪断，使无人机与发射箱分离。
5.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述前燕尾组件包括前燕尾传力块、弹性推杆机构、推力座、保形结构、整流盖板和设有燕尾槽的前燕尾接头，所述前燕尾传力块与无人机机体连接，弹性推杆机构内置于前燕尾传力块，推力座安装在前燕尾传力块上，前燕尾接头安装在推力座上，斜喷管火箭的推力依次通过前燕尾接头、推力座、前燕尾传力块传递至无人机机体，所述弹性推杆机构在斜喷管火箭安装到位时处于压缩状态，火箭工作完毕后，产生推力，使斜喷管火箭与机体分离，所述保形结构、整流盖板通过螺栓安装在机体上，优化机身气动外形。
6.根据权利要求5所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述后燕尾组件包括后燕尾安装座及设有燕尾槽的后燕尾接头，后燕尾安装座与机体固连，后燕尾接头安装在后燕尾安装座上，前燕尾组件和后燕尾组件在机身上的位置相对固定。
7.根据权利要求6所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述斜喷管火箭的主体上设有前燕尾支点、后燕尾支点和下支点，前燕尾支点和后燕尾支点分别为与无人机前燕尾组件、无人机后燕尾组件适配的燕尾形凸起结构；所述下支点为凸起结构，位于火箭后端下方，与火箭加紧机构配合工作；斜喷管火箭与无人机连接时，将所述前燕尾支点、后燕尾支点与前燕尾接头、后燕尾接头的燕尾槽对齐，然后沿平行机身轴线方向移动斜喷管火箭直至到达末端；喷管火箭与无人机分离时，弹性推杆机构推动前燕尾支点，使前燕尾支点、后燕尾支点沿燕尾槽向后滑动，直至脱离燕尾槽，完成分离。
8.根据权利要求7所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，斜喷管火箭与无人机连接时，通过插销插入后燕尾安装座的安装孔内，限制斜喷管火箭的位置。
9.根据权利要求1所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述骨架由标准铝型材与配套连接件拼接成型；所述蒙皮为双层铝板，通过两层蒙皮分别铆接在骨架的内外包络面上，并在蒙皮边界涂抹密封胶。
10.根据权利要求1～9任一所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述第二对接机构设有U形槽，所述箱式发射装置堆码时，第一对接机构、第二对接机构对齐，第一对接机构上的螺栓旋转卡入第二对接机构上的U形槽内，通过旋紧螺栓固联各箱式发射装置。
...【技术特征摘要】
1.一种基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，包括骨架、蒙皮、导轨、无人机释放机构、火箭加紧机构、第一对接机构和第二对接机构，所述骨架为发射箱装置的整体承力结构，骨架的四个侧面覆盖蒙皮，所述导轨固定在骨架两侧内侧区域，所述无人机释放机构安装在骨架后侧上方，所述火箭加紧机构安装在骨架后侧下方，第一对接机构、第二对接机构安装在骨架两侧上下棱边上，通过第一对接机构、第二对接机构进行箱式发射装置的堆码固定；装箱时，腹部连接斜喷管火箭的无人机沿导轨推入箱式发射装置，无人机释放机构与无人机连接，使无人机在发射箱内固定；发射阶段，无人机释放机构与无人机分离，火箭加紧机构顶紧斜喷管火箭的下支点，消除斜喷管火箭与无人机之间的安装间隙。
2.根据权利要求1所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述无人机的机体尾部上侧设置固定接头，所述固定接头用于装箱时与无人机释放机构连接；机体两侧设置用于对齐导轨的发射支点，机体腹部后侧设置用于与斜喷管火箭连接的前燕尾组件与后燕尾组件。
3.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述无人机的机体上布置折叠机翼和折叠尾翼，在装箱时，折叠机翼和折叠尾翼折叠。
4.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述无人机释放机构与固定接头通过剪切销连接，发射阶段，在火箭推力的作用下将剪切销剪断，使无人机与发射箱分离。
5.根据权利要求2所述的基于斜喷管火箭助推无人机的箱式发射装置，其特征在于，所述前燕尾组件包括前燕尾传力块、弹性推杆机构、推力座、保形结构、整流盖板和设有燕尾槽的前燕尾接头，所述前燕尾传力块与无人机机体连接，弹性推杆机构内置于前燕尾传力块，推力座安装在前燕尾传力块上，前燕尾接头安装在推力座上，斜喷管火箭的推力依次通过前燕尾接头、推力座、前燕尾传力块传递至无...
【专利技术属性】
技术研发人员：肖杰，姚琳，张晓木，姜其用，王兵，张成成，
申请(专利权)人：中国人民解放军总参谋部第六十研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。