CN106494636A - 牵引型飞行器发射系统及其发射装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种牵引型飞行器发射系统及其发射装置，该发射装置包括：飞行器连接机构、俯仰角度调整机构、支撑杆机构以及固定机构；其中，飞行器连接机构包括飞行器连接件以及支架，飞行器连接件的顶端用于与飞行器连接，底端通过销轴与支架连接，支架与俯仰角度调整机构连接，俯仰角度调整机构连接通过支撑杆机构与固定机构连接，固定机构用于将发射装置固定于牵引设备上。相对于现有技术，本发明提供的牵引型飞行器发射系统及其发射装置，其结构简单可靠，需要的备飞人员少，适应的翼型飞行器种类多，且可以使飞行器获得较大初速度。

Description

牵引型飞行器发射系统及其发射装置

技术领域

本发明涉及小型飞行器发射设备的技术领域，特别涉及一种牵引型飞行器发射系统及其发射装置。

背景技术

现有技术中小型飞行器(例如无人机等)的发生设备一般为弹射式发射设备，主要通过电机收紧橡皮筋，在发射时释放橡皮筋，由此将橡皮筋的势能转化为飞行器的动能，使飞行器达到起飞速度。然而该技术方案适用飞机的机翼类型有限，且可达到的飞行速度与橡皮筋储能和能量释放速度有关，因此限制了飞行器所能达到的最大起飞速度，一般起飞速度只能达到20m/s-30m/s，限制了飞行器的适用范围。弹射架储能过高容易发生危险，且在能量释放过程中会对弹射架多个部分产生过载，影响弹射架的使用寿命。经过一定次数弹射后，需定期进行维护，维护成本较高。每次弹射的一致性并非太好，每次弹射状态均有所区别；备飞人员较多，弹射架较重，需要多个人员进行搬运，且在搬运后需要相关人员将弹射架安装好，安装过程中需要注意各活动部件之间不发生碰撞，一般备飞人员需要5个以上。

发明内容

本发明提供一种牵引型飞行器发射系统及其发射装置，能够解决现有的弹射发射设备中存在的飞行器获得的初速度低、弹射结构笨重复杂以及需要的备飞人员多等技术问题。

为解决上述问题，本发明提供一种牵引型飞行器发射装置，所述发射装置包括：飞行器连接机构、俯仰角度调整机构、支撑杆机构以及固定机构；其中，所述飞行器连接机构包括飞行器连接件以及支架，所述飞行器连接件的顶端用于与飞行器连接，底端通过销轴与所述支架连接，所述支架与所述俯仰角度调整机构连接，所述俯仰角度调整机构连接通过所述支撑杆机构与所述固定机构连接，所述固定机构用于将发射装置固定于牵引设备上。

根据本发明一优选实施例，所述飞行器连接件的顶部呈圆弧板状结构，底部为锥面结构；所述支架的顶部设有锥形槽，所述飞行器连接件与所述支架之间通过锥面配合。

根据本发明一优选实施例，所述飞行器连接机构还包括拉绳导向组件，所述拉绳导向组件包括导向连杆以及与所述导向连杆转动连接的导向轮。

根据本发明一优选实施例，所述俯仰角度调整机构包括调整件以及承载件；所述调整件的顶端与所述支架的底端连接，所述调整件的底端与所述承载件铰接，所述承载件上设有调整螺栓，所述调整螺栓顶持于所述调整件底端的端面，通过调节所述调整螺栓与所述调整件的配合位置来调整飞行器的俯仰角度。

根据本发明一优选实施例，所述调整螺栓为两个，并于所述调整件和所述承载件铰接位置的两侧顶持所述调整件的底端端面，所述俯仰角度调整机构进一步包括定位螺钉，所述定位螺钉用于从侧面定位锁紧所述调整螺栓的位置。

根据本发明一优选实施例，支撑杆机构包括支撑杆体以及设于所述支撑杆体外侧的安装法兰，所述安装法兰上设有牵引连接孔。

根据本发明一优选实施例，所述发射装置进一步包括航向角度调整机构，所述航向角度调整机构的顶端与所述支撑杆机构连接，所述航向角度调整机构的中部设有连接法兰，所述固定机构的顶部设有配合法兰，所述连接法兰和所述配合法兰中的至少一侧设有环状连接槽，所述连接法兰与所述配合法兰通过所述环状连接槽改变配合角度位置，实现航向角度的调整。

根据本发明一优选实施例，所述固定机构包括固定连接在一起的安装座以及支撑柱，所述支撑柱的外侧面与所述安装座之间还设有多条筋板。

为解决上述技术问题，本发明还提供一种牵引型飞行器发射系统，所述发射系统包括牵引设备以及与所述牵引设备固定连接的上述实施例中任一项所述的发射装置。

根据本发明一优选实施例，所述牵引设备包括汽车、轨道车辆或者专用型牵引车。

相对于现有技术，本发明提供的牵引型飞行器发射系统及其发射装置，其结构简单可靠，需要的备飞人员少，适应的翼型飞行器种类多，且可以使飞行器获得较大初速度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明牵引型飞行器发射系统一优选实施例的结构示意图；

图2是图1实施例中发射装置的整体结构示意图；

图3是飞行器连接机构的示意图；

图4是俯仰角度调整机构第一视角的结构示意图；

图5是俯仰角度调整机构第二视角的结构示意图；以及

图6是航向角度调整机构以及固定机构的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1，图1是本发明牵引型飞行器发射系统一优选实施例的结构示意图。该发射系统包括牵引设备100以及与牵引设备100固定连接的发射装置200。其中，该牵引设备100包括但不限于汽车、轨道车辆或者专用型牵引车等，其作用是带动发射装置200高速移动，以使架设于发射装置200上的飞行器获得较高的初速度。而关于牵引设备的具体技术特征在本领域的理解范围内，此处不再做详细描述。

请参阅图2，图2是图1实施例中发射装置的整体结构示意图，该发射装置主要包括以下结构单元：飞行器连接机构210、俯仰角度调整机构220、支撑杆机构230、航向角度调整机构240以及固定机构250。

具体而言，请参阅图3，图3是飞行器连接机构的示意图，该飞行器连接机构210包括飞行器连接件211、支架212以及拉绳导向组件213；飞行器连接件211与飞行器的连接位置最好位于飞行器升力中心附近，在释放时可以保证最小的偏转转矩，保证飞行器不失衡。

飞行器连接件211的顶部可根据机腹形状进行相应改变，保证连接强度。飞行器连接件211下方为锥面，可以保证在脱离时不会与支架212卡在一起，优选地，所有棱角均做圆角处理，保证了顺利脱离。飞行器连接件211为主要承力件，因此优选采用高强度合金钢材料，并采用一体式加工而成。

飞行器连接件211的底端通过销轴214与所述支架212连接，销轴214约束飞行器连接件211和支架212的两个方向的平移自由度，配合锥面约束飞行器连接件211的6个方向的平移自由度和3轴的旋转自由度。销轴214通过拉绳(图中未标示)(可采用钢丝绳等)来控制销轴214的位置。

拉绳未给销轴214轴向拉力时，销轴214由右方钢珠保持在其位置，不脱离。当拉绳时，钢珠解除约束，销轴214可以从定位孔中脱离，使飞行器连接件211和支架212解除约束。

拉绳导向组件213包括导向连杆2131以及与导向连杆2131转动连接的导向轮2132，导向轮2132主要使拉绳施加的力与销轴214同轴，以减小拔销阻力。导向轮2132旋转，使拉绳受力方向改变，并减小拉绳时的摩擦力，以及减少拉绳的磨损。

支架212的顶面设有锥形槽，飞行器连接件211与支架212之间通过锥面配合。进一步地，锥形槽下方还可以设有贮油槽215，在使用时用于贮存润滑脂，减少脱离时的摩擦力。

请一并参阅图4和图5，图4是俯仰角度调整机构第一视角的结构示意图，图5是俯仰角度调整机构第二视角的结构示意图；该俯仰角度调整机构220包括调整件221以及承载件222；调整件221的顶端与支架212的底端连接，优选地，调整件221的顶端可以设有连接孔2210，支架212的底端插入到连接孔2210内，然后通过螺栓紧固连接。

调整件221的底端与承载件222铰接，具体可以为设置一转动轴201的结构。承载件222上设有调整螺栓223，调整螺栓223顶持于调整件221底端的端面2211，优选地，该端面2211可以为凹槽状，调整螺栓223的顶端顶持在凹槽内。通过调节调整螺栓223与调整件221的配合位置来调整飞行器的俯仰角度。

具体而言，俯仰角调整机构220通过两个调整螺栓223的配合，两个调整螺栓223于调整件221和承载件222铰接位置的两侧顶持调整件221的底端端面(即一个松另一个紧)获得一定的俯仰角，目前可实现±13°的角度调整，完全可以满足飞行器起飞时的需求。

进一步地，该俯仰角度调整机构220还包括定位螺钉(图中未示)，定位螺钉用于从侧面定位锁紧调整螺栓223的位置，保证在复杂工况(振动、冲击等)的情况下可以保持角度恒定。

请继续参阅图2，该支撑杆机构230则包括支撑杆体231以及设于支撑杆体231外侧的安装法兰232，安装法兰232上设有牵引连接孔(图中未标示)。具体而言，该支撑杆体231可以为一空心钢管，加焊接一安装法兰232，安装法兰232上设有4个腰子槽孔(即牵引连接孔)，可以直接用四组钢丝绳收紧，保证了支撑杆体231的刚度，减少了飞行器的振动和摆动，使飞行器以较稳定状态释放。钢丝绳可直接同牵引设备连接，通过花篮螺钉收紧钢丝绳。

请参阅图6，图6是航向角度调整机构以及固定机构的结构示意图。该航向角度调整机构240的顶端与支撑杆体231通过螺栓403连接，航向角度调整机构240的中部设有连接法兰241，固定机构250的顶部设有配合法兰251，连接法兰241和配合法兰251中的至少一侧设有环状连接槽101，连接法兰241与配合法兰251通过环状连接槽101改变配合角度位置，实现航向角度的调整。固定机构250包括固定连接的安装座252以及支撑柱253，支撑柱253的外侧面与安装座252之间还设有多条筋板254。安装座252可以为焊接的平板，还可根据实际需求改变结构形式。也可通过安装在型材上以加长或加宽安装座252，或者通过压沙袋的方式将安装座252固定于牵引设备上，而不需要另行安装其他结构，关于安装座252的结构变形，本领域技术人员可以根据使用情况的需求自行选取，此处不再一一列举。

具体而言，航向角度调整机构240上方通过螺钉403与支撑杆机构230连接固定，下方通过套管242的方式同安装座252配合。连接法兰上设有四个60°的腰子槽(即环状连接槽101)，下方安装座252的配合法兰251为8个圆周均布的螺钉孔2511，二者配合可以实现360°无间隙旋转。调整完航向角度后，通过4个螺钉405紧固连接法兰241和配合法兰251，使在发射过程中保持角度的固定。

相较于现有技术，本发明提供的飞行器发射系统，通过牵引设备获得初速度，最大起飞速度取决于牵引设备的速度，理论可以达到40m/s或以上，因此适用起飞速度范围很广。其次由于发射装置与牵引设备最高点相距较远(1.5m以上)，且在支杆安装座处没有多余结构，空间充裕，可以适用于不同翼型飞行器。飞行器连接件与支架接口强度高，可以多次重复使用，易耗品为约束用的销轴，销轴成本较低，更换容易，可维护性较强。还可通过接口对功能进行扩展，如可变换起飞时的仰角，可改变飞机航向角度，扩展容易，扩展功能较多，可根据实际需求进行扩展，适用性较强。该发射系统结构简单，飞行前准备时间较短，需要配合人员少，一般只需要2-3人即可完成飞行试验，有很高的市场推广价值。

以上所述仅为本发明的部分实施例，并非因此限制本发明的保护范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效装置或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种牵引型飞行器发射装置，其特征在于，所述发射装置包括：飞行器连接机构、俯仰角度调整机构、支撑杆机构以及固定机构；其中，所述飞行器连接机构包括飞行器连接件以及支架，所述飞行器连接件的顶端用于与飞行器连接，底端通过销轴与所述支架连接，所述支架与所述俯仰角度调整机构连接，所述俯仰角度调整机构连接通过所述支撑杆机构与所述固定机构连接，所述固定机构用于将发射装置固定于牵引设备上。

2.根据权利要求1所述的发射装置，其特征在于，所述飞行器连接件的顶部呈圆弧板状结构，底部为锥面结构；所述支架的顶部设有锥形槽，所述飞行器连接件与所述支架之间通过锥面配合。

3.根据权利要求2所述的发射装置，其特征在于，所述飞行器连接机构还包括拉绳导向组件，所述拉绳导向组件包括导向连杆以及与所述导向连杆转动连接的导向轮。

4.根据权利要求1所述的发射装置，其特征在于，所述俯仰角度调整机构包括调整件以及承载件；所述调整件的顶端与所述支架的底端连接，所述调整件的底端与所述承载件铰接，所述承载件上设有调整螺栓，所述调整螺栓顶持于所述调整件底端的端面，通过调节所述调整螺栓与所述调整件的配合位置来调整飞行器的俯仰角度。

5.根据权利要求4所述的发射装置，其特征在于，所述调整螺栓为两个，并于所述调整件和所述承载件铰接位置的两侧顶持所述调整件的底端端面，所述俯仰角度调整机构进一步包括定位螺钉，所述定位螺钉用于从侧面定位锁紧所述调整螺栓的位置。

6.根据权利要求1所述的发射装置，其特征在于，支撑杆机构包括支撑杆体以及设于所述支撑杆体外侧的安装法兰，所述安装法兰上设有牵引连接孔。

7.根据权利要求1所述的发射装置，其特征在于，所述发射装置进一步包括航向角度调整机构，所述航向角度调整机构的顶端与所述支撑杆机构连接，所述航向角度调整机构的中部设有连接法兰，所述固定机构的顶部设有配合法兰，所述连接法兰和所述配合法兰中的至少一侧设有环状连接槽，所述连接法兰与所述配合法兰通过所述环状连接槽改变配合角度位置，实现航向角度的调整。

8.根据权利要求7所述的发射装置，其特征在于，所述固定机构包括固定连接在一起的安装座以及支撑柱，所述支撑柱的外侧面与所述安装座之间还设有多条筋板。

9.一种牵引型飞行器发射系统，其特征在于，所述发射系统包括牵引设备以及与所述牵引设备固定连接的权利要求1-8任一项所述的发射装置。

10.根据权利要求9所述的发射系统，其特征在于，所述牵引设备包括汽车、轨道车辆或者专用型牵引车。