一种无人飞机零长发射装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术涉及一种无人飞机零长发射装置，包括机架，火箭托架，飞机托架，定力释放机构，所述机架前部设有带有锁扣的前支架，所述机架中部两侧均设有用于托载飞机的飞机托架，所述机架后部设有用于承托火箭的火箭托架，所述机架中部飞机托架的后方设有定力释放机构。本实用新型专利技术采用零长发射方式，能在火箭开始工作的瞬间，及时释放飞机以减少由于滑轨摩擦带来的加速阻滞，同时也消除了由于滑动不畅造成飞机不能顺利出架而酿成事故的可能性；结构相对简单，可靠性高且便于操作，制造成本较低；能够为中小型无人机提供简单、可靠性高且便于操作的发射方式，提高无人机的生存性，并更加适应野战要求。（*该技术在2020年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及无人飞机地面设备
，具体的说，是涉及一种无人飞机零 长发射装置。
技术介绍
世界上无人机的起飞方式比有人机的起飞方式要多的多。目前中小型无人机用的 较广的发射方式是滑轨式发射与零长发射方式，而每一款发射装置都有其各自的特点。但 是滑轨式发射方式会造成飞机不能及时释放，并且由于滑轨的摩擦会造成加速阻滞，更为 严重的是，由于滑动不畅也会造成飞机不能顺利出架而酿成事故。
技术实现思路
本技术的目的提供一种无人飞机零长发射装置。为了实现本技术的目的，本技术采用的技术方案为一种无人飞机零长发射装置，包括机架，火箭托架，飞机托架，定力释放机构，所述 机架前部设有带有锁扣的前支架，所述机架中部两侧均设有用于托载飞机的飞机托架，所 述机架后部设有用于承托火箭的火箭托架，所述机架中部飞机托架的后方设有定力释放机 构。所述锁扣位于前支架的上方，锁扣为一个带有向飞机飞行方向弯曲的挂钩，所述 挂钩的下部与上顶杆的上端铰接，上顶杆的下端与施力杆的一端铰接，施力杆的另一端与 下顶杆的上端铰接，下顶杆的下端插入两个固定在前支架表面的限位环，所述上顶杆、施力 杆、下顶杆三者成旋转90°的“Z”字形结构，上顶杆与下顶杆均平行于前支架的侧面，所述 下顶杆外部套装有张力弹簧，所述张力弹簧一端与下顶杆连接，另一端与前支架连接，所述 施力杆的中部带有销轴，所述销轴穿过前支架的另一侧面与拉杆连接，所述销轴在位于前 支架表面的槽体内滑动。所述飞机托架顶端内侧的距离小于飞机机身的宽度。所述火箭托架包括水平设置的转轴和固定于转轴中部的顶杆，转轴与顶杆组成倒 置的“T”形，顶杆顶端带有月牙形托环，所述月牙形托环垂直于飞机轴线，火箭托架的两端 分别位于机架下部的轴孔中，所述转轴外部套装有扭簧。所述定力释放机构由锁舌和拉杆组成，所述拉杆的一端与销轴连接，拉杆另一端 带有卡槽，锁舌上端向外弯折并伸入拉杆末端的卡槽内，锁舌下端与拉伸弹簧的一端固定 连接或铰接，拉伸弹簧的另一端与机架固定连接或铰接，所述锁舌中部带有插入机架的销轴ο所述拉伸弹簧的端部与固定在机架上的调节螺杆固定连接或铰接。本技术的有益效果在于1、采用零长发射方式，能在火箭开始工作的瞬间，及时释放飞机以减少由于滑轨 摩擦带来的加速阻滞，同时也消除了由于滑动不畅造成飞机不能顺利出架而酿成事故的可能性；2、结构相对简单，可靠性高且便于操作，制造成本较低；3、现有中小型无人飞机普遍适用，能够为中小型无人机提供简单、可靠性高且便 于操作的发射方式，提高无人机的生存性，并更加适应野战要求。附图说明图1为本技术的结构示意图。图2为图1中A部的局部放大示意图。图3为图1中火箭托架的B向放大视图。图4为本技术的使用状态示意图。具体实施方式以下结合附图和实施例对本技术进一步说明实施例参见图1，图2，图3，图4。一种无人飞机零长发射装置，包括机架1，火箭托架2，飞机托架7，定力释放机构， 所述机架1前部设有带有锁扣4的前支架5，所述机架1中部两侧均设有用于托载飞机6的 飞机托架7，所述机架1后部设有用于承托火箭8的火箭托架2，所述机架1中部飞机托架 7的后方设有定力释放机构。所述锁扣4位于前支架5的上方，锁扣4为一个带有向飞机飞行方向弯曲的挂钩 10，所述挂钩10的下部与上顶杆11的上端铰接，上顶杆11的下端与施力杆12的一端铰接， 施力杆12的另一端与下顶杆13的上端铰接，下顶杆13的下端插入两个固定在前支架5表 面的限位环14，所述上顶杆11、施力杆12、下顶杆13三者成旋转90°的“Z”字形结构，上 顶杆11与下顶杆13均平行于前支架5的侧面，所述下顶杆13外部套装有张力弹簧15，所 述张力弹簧15 —端与下顶杆13连接，另一端与前支架5连接，所述施力杆12的中部带有 销轴16，所述销轴16穿过前支架5的另一侧面与拉杆17连接，所述销轴16在位于前支架 5表面的槽体18内滑动。所述飞机托架7顶端内侧的距离小于飞机机身的宽度。所述火箭托架2包括水平设置的转轴19和固定于转轴中部的顶杆20，转轴19与 顶杆20组成倒置的“T”形，顶杆20顶端带有月牙形托环21，所述月牙形托环21垂直于飞 机轴线，火箭托架2的两端分别位于机架1下部的轴孔中，所述转轴19外部套装有扭簧22。所述定力释放机构由锁舌23和拉杆17组成，所述拉杆17的一端与销轴16连接， 拉杆17另一端带有卡槽，锁舌23上端向外弯折并伸入拉杆末端的卡槽内，锁舌23下端与 拉伸弹簧M的一端固定连接或铰接，拉伸弹簧M的另一端与机架1固定连接或铰接，所述 锁舌23中部带有插入机架的销轴25。所述拉伸弹簧M的端部与固定在机架1上的调节螺杆沈固定连接或铰接。现将本技术的工作原理简述如下机架1为主承力系统，要保证足够的强度和刚度，主材料优选选用钢质型材，焊接结构。地面试车、发射前的准备阶段等，销轴25将锁舌23锁住，防止飞机滑架。飞机发射时，将飞机6和火箭2按照图4方式安装好，飞机托架7将飞机托住，月 牙形托环21将火箭2的尾部托住，扭簧22可以将火箭2与飞机顶紧，锁扣4上的挂钩10 将飞机锁住，将销轴25拔出，火箭2的推力不断增加，当推力增大到一定值时，挂钩10被上 顶杆11顶住向后旋，前支架5在飞机的冲击力作用下倒下，飞机飞出。拉伸弹簧M的端部与固定在机架1上的调节螺杆沈固定连接或铰接，从而可以 通过调节螺杆沈来改变拉伸弹簧M的预紧力，从而改变拉杆17的拉力，最终改变飞机的 释放时机。权利要求1.一种无人飞机零长发射装置，包括机架(1)，火箭托架(2)，飞机托架(7)，定力释放 机构，其特征在于所述机架(1)前部设有带有锁扣(4)的前支架(5)，所述机架(1)中部两 侧均设有用于托载飞机(6)的飞机托架(7)，所述机架(1)后部设有用于承托火箭(8)的火 箭托架(2)，所述机架(1)中部飞机托架(7)的后方设有定力释放机构。2.根据权利要求1所述的一种无人飞机零长发射装置，其特征在于所述锁扣(4)位于 前支架(5)的上方，锁扣(4)为一个带有向飞机飞行方向弯曲的挂钩(10)，所述挂钩(10)的 下部与上顶杆(11)的上端铰接，上顶杆(11)的下端与施力杆(12)的一端铰接，施力杆(12) 的另一端与下顶杆(13)的上端铰接，下顶杆(13)的下端插入两个固定在前支架(5)表面的 限位环(14)，所述上顶杆(11)、施力杆(12)、下顶杆(13)三者成旋转90°的“Z”字形结构， 上顶杆(11)与下顶杆(13)均平行于前支架(5)的侧面，所述下顶杆(13)外部套装有张力 弹簧(15)，所述张力弹簧(15)—端与下顶杆(13)连接，另一端与前支架(5)连接，所述施 力杆(12)的中部带有销轴(16)，所述销轴(16)穿过前支架(5)的另一侧面与拉杆(17)连 接，所述销轴(16)在位于前支架(5)表面的槽体(18)内滑动。3.根据权利要求2所述的一种无人飞机零长发射装置，其特征在于所述飞机托架(7) 顶端内侧的距离小于飞机机身的宽度。4.根据权利要求3所述的一种无人飞机零长发射装置，其特征在于所述火箭托架(2) 包括水平设置的转轴(19)和固定于转轴中部的顶杆(20)，转轴(19)与顶杆(20)组成倒置 本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．　一种无人飞机零长发射装置，包括机架（１），火箭托架（２），飞机托架（７），定力释放机构，其特征在于：所述机架（１）前部设有带有锁扣（４）的前支架（５），所述机架（１）中部两侧均设有用于托载飞机（６）的飞机托架（７），所述机架（１）后部设有用于承托火箭（８）的火箭托架（２），所述机架（１）中部飞机托架（７）的后方设有定力释放机构。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：朱亮江，李永刚，边铭，喻玉华，
申请(专利权)人：江西洪都航空工业集团有限责任公司，
类型：实用新型
国别省市：36[中国|江西]