CN103292637B - 一种管式发射组件及其控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种管式发射组件及其控制方法，特别适用于灭火无人机等多种任务载荷的发射。本发明是通过以下技术方案得以实现的：一种管式发射组件，包括具有用于放置任务载荷的空腔的发射箱、设于所述发射箱底部且位于所述空腔下方的发射动力源组、设于所述发射动力源组上方的发射减震隔板，所述发射动力源组包括至少两个发射动力源；且该种管式发射组件还包括用于控制每个所述发射动力源的启动时序的时序控制器。本发明能通过设置目标的方位、距离及任务载荷的质量自动计算出发射动力源的启动时序，从而具有发射过载控制范围大、发射过载峰值小的优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种管式发射组件及其控制方法，特别适用于灭火无人机等多种任务载荷的发射。
背景技术
申请公布号为CN102878870A的发明专利申请所公开的一种灭火子母火箭弹采用火炮式管式发射，而目前使用的管式发射技术主要是气动弹射和小型火箭助推的方法；气动弹射与火炮发射类似，是指无人机利用高压气体产生的推力在各类发射管内加速发射的过程，气动弹射的缺点是：1、发射过程中过载较难控制，过载峰值较高；2、发射参数较为单一，环境适应性较差；火箭助推发射是指无人机利用火箭助推器的推力，在短时间内加速升空，一般采用零长发射或短轨/管发射方式，火箭助推发射的缺点是：1、涉及火工品的贮存、运输和使用；2、发射时具有声、火光、烟等较强物理特征。
发明内容
本发明的目的是提供一种管式发射组件，它能通过设置目标的方位、距离及任务载荷的质量自动计算出发射动力源的启动时序，从而具有发射过载控制范围大、发射过载峰值小的优点。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种管式发射组件，包括具有用于放置任务载荷的空腔的发射箱、设于所述发射箱底部且位于所述空腔下方的发射动力源组、设于所述发射动力源组上方的发射减震隔板，所述发射动力源组包括至少两个发射动力源；且该种管式发射组件还包括用于控制每个所述发射动力源的启动时序的时序控制器。
作为本发明的优选，所述时序控制器固定于所述发射箱侧壁且位于所述发射动力源组侧边。
作为本发明的优选，所述发射减震隔板与所述发射箱底部之间连接有系绳。
作为本发明的优选，所述发射箱的截面可为多种形状。
作为本发明的优选，所述发射动力源至少具有2个。
本发明的另一目的还在于提供一种上述技术方案所述的管式发射组件的控制方法，它依次包括以下步骤：
（1）测定目标方位及距离，并将这些信息及任务载荷的质量信息输入时序控制器中；
（2）时序控制器自动计算发射动力源组的各发射动力源的启动时序；
（3）发射动力源按照一定发射时序启动，并推动发射减震隔板，使发射减震隔板推动任务载荷离开发射箱；
（4）发射减震隔板在系绳的拉力下停止向前运动，并在排出气体后回到发射箱底部。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
（1）本发明的发射动力源组包括至少两个发射动力源，且每个发射动力源可采用多种方式提供发射过程中所需的高压气体，使用维护便利、灵活；
（2）本发明采用时序控制器精确控制发射动力源组每个发射动力源的启动时间，可有效降低发射过程中的发射过载峰值；
（3）本发明采用时序控制器精确控制发射动力源组每个发射动力源的启动时间，可实现多种发射参数的快速设定，环境适应能力强，使用简便；
（4）本发明的发射箱截面可设计为多种形状，可满足多种截面尺寸任务载荷的发射要求；
（5）本发明实现成本较低，技术要求简单可靠，有利于其成批量生产；
（6）本发明发射过程中无烟、无火、无声，是一种可靠、安全的发射技术。
附图说明
图1是本实施例结构示意图；
图2是本实施例发射任务载荷初始状态示意图；
图3是本实施例发射任务载荷时，任务载荷在发射箱中的运行的状态示意图；
图4是本实施例发射任务载荷时，任务载荷离开发射箱时的状态示意图。
图中，1、发射箱，2、发射动力源组，3、时序控制器，4、发射减震隔板，5、系绳，6、任务载荷。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
实施例：如图1-4所示，一种管式发射组件，包括具有用于放置任务载荷6的空腔的发射箱1，发射箱1底部且在空腔下方设有发射动力源组2，在设于发射动力源组2上方设有发射减震隔板4，任务载荷6放置于发射减震隔板4上，发射动力源组2包括至少两个发射动力源，本实施例为4个；发射箱1侧壁上固定有位于发射动力源组2侧边的时序控制器3，用于控制每个发射动力源的启动时序；发射减震隔板4与发射箱1底部之间连接有系绳5。
本实施例的控制方法，它依次包括以下步骤：
（1）测定目标方位及距离，并将这些信息及任务载荷的质量信息输入时序控制器中；
（2）时序控制器自动计算发射动力源组的各发射动力源的启动时序；
（3）发射动力源按照一定发射时序启动，并推动发射减震隔板，使发射减震隔板推动任务载荷离开发射箱；
（4）发射减震隔板在系绳的拉力下停止向前运动，并在排出气体后回到发射箱底部。
Claims (1)
1.一种管式发射组件的控制方法，其特征在于，所述管式发射组件包括具有用于放置任务载荷（6）的空腔的发射箱（1）、设于所述发射箱（1）底部且位于所述空腔下方的发射动力源组（2）、设于所述发射动力源组（2）上方的发射减震隔板（4），其中，所述发射动力源组（2）包括至少两个发射动力源；且该种管式发射组件还包括用于控制每个所述发射动力源的启动时序的时序控制器（3）；
所述时序控制器（3）固定于所述发射箱（1）侧壁且位于所述发射动力源组（2）侧边；
所述发射减震隔板（4）与所述发射箱（1）底部之间连接有系绳（5）；
所述发射箱（1）的截面可为多种形状；
所述发射动力源至少具有2个；
该控制方法依次包括以下步骤：
（1）测定目标方位及距离，并将这些信息及任务载荷的质量信息输入时序控制器中；
（2）时序控制器自动计算发射动力源组的各发射动力源的启动时序；
（3）发射动力源按照一定发射时序启动，并推动发射减震隔板，使发射减震隔板推动任务载荷离开发射箱；
（4）发射减震隔板在系绳的拉力下停止向前运动，并在排出气体后回到发射箱底部。
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