CN107933946A - 无人机两点式火箭助推发射装置及其方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无人机两点式火箭助推发射装置及其方法，属于飞行器领域。无人机两点式火箭助推发射装置，其包括用于安装助推火箭的推力架以及安装于机体上的底座和挂钩环；所述的推力架上固定设置有两条推力杆以及一个挂钩；所述的底座上设置有两个球窝和一个吊挂点，所述的挂钩挂接于挂钩环上，两条推力杆的顶部分别支顶于球窝中，挂钩、推力杆及机体形成三角支架结构，推力杆通过两个球窝向机体传递火箭助推力；所述的吊挂点用于连接确定推力线的吊索；推力架上还设置有用于连接推力线测定装置的连接座。本发明采用两点助推的方式，两推力点一挂钩点形成稳定三角形，平衡了重力的同时也消除了发射初期地面效应对火箭与机体相对位置的影响，保证火箭与无人机机体之间相对位置的准确。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种无人机两点式火箭助推发射装置及其方法。
背景技术
无人机作为目前飞行器中的研究热门领域，在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援测绘、新闻报道、电力巡检、军事等领域均具有广泛的应用。其中，固定翼无人机在起飞初期需要外部动力对其进行推进发射。无人机的发射方式众多，如手抛、机载投放、车载发射、弹射和零长火箭助推等。零长助推无人机发射是无人机应用最灵活的发射方式。
目前，众多的小型无人机，基本都采用火箭单点助推的方式(一个火箭对应一个助推点)。单点助推方式为一个带圆锥面的底座，通过螺丝固定在机体上；通过调节底座固定螺丝的长度，来转动底座角度，使其圆锥面轴线通过无人机重心。火箭固定在带锥面的火箭架上，通过锥面配合套在锥形底座上，使火箭轴线通过飞机重心。无人机在助推火箭推力作用下飞离发射架，起飞后，扔掉助推火箭，由机上的发动机完成飞行任务。
单点助推具有调节方便的特点，但由于单点助推，杆子直径较大，存在着底座占空间较大，机体受力集中的缺点；火箭架与机体仅靠圆锥面配合，还存在火箭与机体夹角易受外力影响，发生摆动变化的缺点。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中助推火箭与机体之间不稳定的技术问题，并提供一种无人机两点式火箭助推发射装置。
本发明所采用的具体技术方案如下：
无人机两点式火箭助推发射装置，其包括用于安装助推火箭的推力架以及安装于机体上的底座和挂钩环；所述的推力架上固定设置有两条推力杆以及一个挂钩；所述的底座上设置有两个球窝和一个吊挂点，所述的挂钩挂接于挂钩环上，两条推力杆的顶部分别支顶于一个球窝中，挂钩、推力杆及机体形成三角支架结构，推力杆通过两个球窝向机体传递火箭助推力；所述的吊挂点用于连接确定推力线的吊索；推力架上还设置有用于连接推力线测定装置的连接座。
该装置通过两个球窝，将火箭推力通过两推力杆传递到机体上，挂钩主要平衡火箭及推力架的重心和发射初始阶段的其它力，保证助推火箭与机体的相对关系准确不变。
作为优选，所述的两个球窝以及吊挂点位于同一直线上，且该直线与无人机的横断面平行，以便火箭的推力能够准确地通过机体重心，避免出现失稳。
作为优选，所述的挂钩环为与挂钩相匹配的销轴，销轴能够方便地与挂钩连接，当火箭助推结束时也可以方便地脱离。
作为优选，所述的两条推力杆以及挂钩均具有轴向的伸缩自由度，在吊挂过程中可以通过调节各自的长度从左右方向来改变火箭的推力线。
作为优选，所述的挂钩末端铰接固定于推力架上，在吊挂过程中可以通过调节挂钩的角度来进一步从上下方向改变火箭的推力线。
作为优选，所述的推力线测定装置为吊挂圆筒。本发明中吊挂圆筒是指申请号为201610209329.8的发明专利中所记载的吊挂圆筒，其可以确定外力助推发射的吊推力线，以此保证外界推力通过飞行器重心。
本发明的另一目的在于提供一种利用上述任一发射装置的无人机两点式火箭助推发射方法，其步骤如下：
S1：在推力架的连接座上固定吊挂圆筒，并将吊索穿过吊挂圆筒固定至吊挂点上；
S2：通过吊索使机体处于悬挂状态，分别调节两条推力杆的长度以及挂钩的长度和角度，待吊挂圆筒的轴线与吊索重合后，锁定两条推力杆以及挂钩的长度；
S3：卸下吊挂圆筒并将助推火箭安装在推力架上，保持两条推力杆始终支顶于球窝中且挂钩挂接固定于挂钩环上，保证助推火箭运行过程中与机体之间相对位置的不变，并通过两个球窝向机体传递火箭助推力。
与现有技术相比，本发明具有如下优点：
本发明采用两点助推的方式，改变了传统上单点助推受力集中的缺点，降低发射阶段机体局部过载；两点助推采用球窝配合，底座较小，推力杆直径较小，占用较小的机体内部空间。采用挂钩来平衡火箭与推力架的重力，改变了单点助推方式的单用锥面配合来平衡重力，形成较大的悬臂梁受力形式；两推力点一挂钩点形成稳定三角形，平衡了重力的同时也消除了发射初期地面效应对火箭与机体相对位置的影响，保证火箭与无人机机体之间相对位置的准确。
附图说明
图1是无人机两点式火箭助推发射装置的主视图；
图2是无人机两点式火箭助推发射装置的侧视图；
图3是图2中A部分放大示意图；
图4是本发明底座上球窝盒吊挂点的布置示意图；
图5是本发明推力架示意图；
图6是本发明火箭助推状态示意图。
图中：推力架1、吊挂圆筒2、吊索3、第一推力杆4、第二推力杆5、吊挂点6、挂钩7、机体8、助推火箭9、球窝10、底座11。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步阐述和说明。本发明中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。
如图1～3所示，一种无人机两点式火箭助推发射装置，包括用于安装助推火箭9的推力架1以及安装于机体8上的底座11和一条销轴。底座上设置有两个球窝10和一个吊挂点6。
与传统的推力架不同的是，本实施例中的推力架1上固定设置有两条并排的推力杆，分别为第一推力杆4和第二推力杆5。如图5所示，第一推力杆4、第二推力杆5的一端与推力架1本体连接，另一端分别嵌入一个球窝10中。另外，推力架1上还铰接有一条连接杆，杆的末端固定有一个挂钩7，挂钩7挂接于销轴上。在火箭助推过程中，两个球窝10处的推力点以及挂钩处的挂接点形成稳定三角形结构，挂钩7、推力杆及机体8也形成三角支架结构，能够维持火箭的推力始终经过机体8的重心。如图4所示，两个球窝10以及吊挂点6位于同一个底座上，且成一条直线布置，且底座安装时保持三者连线与无人机的横断面平行。
两条推力杆以及挂钩7均具有轴向的伸缩自由度，伸缩自由度可以有多种方式实现，既可以采用伸缩杆，也可以采用多段式连接。挂钩7末端铰接固定于推力架1上，使挂钩7能够旋转角度。
由于推力架1在使用前，需要预先采用吊挂圆筒2测定无人机的推力线方向，而因此推力架1上需要设置一个用于连接吊挂圆筒2的连接座11。推力线调节完毕后，吊挂圆筒2可以取下，并以相同的角度安装助推火箭9，助推火箭9可以也安装于连接座11上或者另外设置固定支架。吊挂圆筒2的结构以及使用方法具体见申请号为201610209329.8的发明专利所述，不再赘述。
基于上述发射装置，无人机两点式火箭助推发射方法可以分为两大步骤：
第一步为机体吊重心(确定推力线方向)：
首先，将火箭推力架1的连接座11与吊挂圆筒2组装，穿入吊索3后与机体8上的吊挂点6连接固定；将推力杆推入底座球窝10内，挂钩7挂在机体销轴上；拉起吊索3与机体，使机体8处于悬挂状态。
然后，调节第一推力杆4、第二推力杆5的长度，从而调节吊挂圆2筒的左右位置(即图1视角下左右位置)，使得吊挂圆筒2轴线与吊索3左右向重合，如图1所示。
最后，调节挂钩7的长度和角度，从而调节吊挂圆筒2的上下位置(即图2视角下吊挂圆筒的旋转角度)，如图2所示。完成吊挂圆筒2的左右与上下调节后，吊挂圆筒2顶部的圆盘与吊挂圆筒顶部的圆形支撑台完全重合，吊挂圆筒轴线与吊索完全重合，吊挂圆筒2轴线通过机体8重心。
第二步为火箭的助推发射：
完成第一步的吊重心工作后，将吊挂圆筒2从推力架1上卸下并换上助推火箭9，通过推力架来保证火箭与机体的相对关系与吊挂状态一致。安装过程以及火箭发射过程中中，保持两条推力杆始终支顶于球窝10中且挂钩挂接固定于销轴上，形成稳定的三角形结构，并通过两推力杆将火箭推力传递到机体上，挂钩主要平衡火箭及火箭架的重心和发射初始阶段的其它力，保证助推火箭与机体的相对关系准确不变，发射状态见图6。
火箭助推结束后，火箭及推力架在重力作用下自动脱落。
以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，然其并非用以限制本发明。有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型。例如，两球窝和吊挂点可以一体装载底座上再安装到机体上，也可以各自安装到机体上，只要保证相对位置要求。因此凡采取等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。
Claims (7)
1.一种无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，包括用于安装助推火箭(9)的推力架(1)以及安装于机体(8)上的底座和挂钩环；所述的推力架(1)上固定设置有两条推力杆以及一个挂钩(7)；所述的底座上设置有两个球窝(10)和一个吊挂点(6)，所述的挂钩(7)挂接于挂钩环上，两条推力杆的顶部分别支顶于一个球窝(10)中，挂钩(7)、推力杆及机体(8)形成三角支架结构，推力杆通过两个球窝(10)向机体(8)传递火箭助推力；所述的吊挂点(6)用于连接确定推力线的吊索(3)；推力架(1)上还设置有用于连接推力线测定装置的连接座(11)。
2.如权利要求1所述的无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，所述的两个球窝(10)以及吊挂点(6)位于同一直线上，且该直线与无人机的横断面平行。
3.如权利要求1所述的无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，所述的挂钩环为与挂钩(7)相匹配的销轴。
4.如权利要求1所述的无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，所述的两条推力杆以及挂钩(7)均具有轴向的伸缩自由度。
5.如权利要求1所述的无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，所述的挂钩(7)末端铰接固定于推力架(1)上。
6.如权利要求1所述的无人机两点式火箭助推发射装置，其特征在于，所述的推力线测定装置为吊挂圆筒(2)。
7.一种利用权利要求1～6任一所述发射装置的无人机两点式火箭助推发射方法，其特征在于，步骤如下：
S1：在推力架(1)的连接座(11)上固定吊挂圆筒(2)，并将吊索(3)穿过吊挂圆筒(2)固定至吊挂点(6)上；
S2：通过吊索(3)使机体(8)处于悬挂状态，分别调节两条推力杆的长度以及挂钩(7)的长度和角度，待吊挂圆筒(2)的轴线与吊索(3)重合后，锁定两条推力杆以及挂钩(7)的长度；
S3：卸下吊挂圆筒(2)并将助推火箭(9)安装在推力架(1)上，保持两条推力杆始终支顶于球窝(10)中且挂钩挂接固定于挂钩环上，保证助推火箭(9)运行过程中与机体(8)之间相对位置的不变，并通过两个球窝(10)向机体(8)传递火箭助推力。
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