CN109219556A - 电动无人航空载具发射器 - Google Patents

Abstract

本发明的实施例提供了对UAV发射系统的改进。所公开的发射系统通过提供使梭子沿着发射器导轨移动的电动马达驱动的卷带，消除了对液压流体和压缩氮或者空气的使用。所述梭子可与所述马达驱动的卷带脱离，从而使所述卷带的停止可以与所述梭子的停止分开。实施例还提供了一种辅阻拦条带。另一些实施例提供了一种防回滚锁定系统。

Description

电动无人航空载具发射器

技术领域

本公开的实施例总体上涉及一种被设计用来发射无人航空载具(unmannedaerial vehicle，UAV)的电动发射器系统。所提供的该电动发射系统的实施例总体上比当前液气发射系统更轻。在发射过程中，它们还不使用用于发动机的液压流体和燃料。因为可以消除烟气和泄漏，所以这使系统对环保有益。通过使用被系到驱动马达中的基于反馈的控制器，可以对发射加速度分布图进行编程，并且可以减轻潜在的g-载荷峰值。

背景技术

用于无人航空载具(UAV)的发射系统被设计用来产生足够的力和速度，以使UAV可以被射到空中。UAV发射系统之后的总体构思是在不向无人航空载具施加破坏力的情况下在最小的距离内使载具从静止加速到所需的飞行速度。重量为三十磅或更大的载具使用的UAV发射器系统通常使用气动或者气动/液压系统作为主推进系统。

许多UAV采用的传统起飞方法(包括滑行、加速、升空和爬升)往往要求200英尺或更大的距离。这种传统的起飞使载具上的加速度(g-载荷)最小化，因为其在更长的距离内被加速。然而，需要设计出可以在小于50英尺的一定距离内获得所需发射速度的系统。例如，在舰船应用和其他情况下，空间可能是受限的。另外，与跑道起飞和着陆操作有关联的起落架增加了重量，因此要求更多的动力和燃料来维持飞行操作。

然而，使用在更短距离内实现飞行的发射器(因为加速度更快)通常意味着更高的g-载荷。UAV上往往存在昂贵的电子设备，这些电子设备无法承受这种高g-载荷。发射参数的其他限制包括最小发射速度或者最大发射空间。因此，发射器的设计和优化变成发射冲程长度、载具加速度、待发射的载具重量和发射角度的一种平衡。

最新设计出来的UAV发射器的动力源通常已经是自备电源，采用闭环液压/气动系统的形式，其在通过泵入液压流体将干氮压缩到蓄能器中时存储能量。液压泵通常由电动马达、汽油发动机或者多种燃料发动机驱动。

历史上，闭环液压/气动系统已经被证明是最广环境条件范围内最可靠的且可重复的。为了防止在极高温度下冷凝，使用干氮(GN₂)，而不使用空气，来装填活塞式蓄能器的“气动”侧。氮被预充到预定压力。液压泵然后对蓄能器活塞的液压侧加压，这压缩了氮并且提高了发射压力。一旦达到最佳发射压力，系统便会经由止回阀保持住压力直到启动发射。在启动发射之后，阀门打开，氮膨胀，推动流体流出蓄能器进入气缸。这加速了气缸活塞、穿索、梭子和载具。

然而，针对气动发射器，存在一些局限性和问题。例如，通常存在与系统相关联的蓄能器(accumulator)，该蓄能器必须被预充到具体的压力以在给定UAV重量下完成所需的发射速度。如果要求不同的速度或者如果UAV的重量发生了变化(由于燃料载荷或者法规)，必须相应地调节预充压力。这通常要求经由单独的气瓶从系统抽出或者向系统添加气体(通常是空气或者干氮)。改变压力的需要向系统增加了复杂度，并且有可能会增加整个系统重量(例如，如果使用要被定位在发射器上的气瓶)。

利用气动发射器，当在发射周期启动时压力被释放到机械驱动部件时，被施加至UAV的g-载荷也可能难以控制。在发射周期开始时，这些g-载荷峰值有可能对于UAV以及机载的电子设备和其他系统都具有灾难性的影响。可以通过控制阀来减轻这些初始g-载荷峰值，这些控制阀按照可控的方式将液压流体从蓄能器释放到驱动汽缸。然而，这些阀往往比较昂贵，并且会增加整个系统的重量。

另外，许多UAV发射器被按照远征方式使用，在这种方式中，这些发射器需要是可移动的并且能够被运输到某个位置进行部署。在一些情况下，它们可以被安装到卡车的后部。在其他情况下，它们可以被安装在拖车上并且被拖行就位或者被挂在直升机的底侧并且被气提就位。在大多数情况下，必须使发射器系统的总体大小和重量最小化，来确保其可以适配到某个飞行器或者运输容器内。液压/气动发射器的主要驱动部件(蓄能器、泵、发射筒、气瓶、储存器等)向系统增加了很大的重量，而重量是系统移动性的主要局限因素。

利用任何液压/气动系统，泄漏始终都是一个需要关注的问题。失去气体压力或者液压泄漏有可能会使操作停止。一旦投入使用，就不太可能触及得到汽缸来解决系统中的泄漏。

发射定时也可能是液压/气动系统存在的一个问题。根据预压力与最终发射压力之间的差值、泵的大小和要移动的液压流体的量，使系统达到发射压力可能需要几分钟。UAV通常被安装在发射器上，并且其发动机在该加压时间期间始终在运行，使得容易过热。

重置可能是液压/气动系统面临的另一种挑战。在发射完成之后重置液压/气动系统要求将梭子拉回发射位置。因为在将梭子拉回时需要将液压流体推出汽缸回到储存器中，所以这可能需要几分钟。使梭子复位所需的时间对整个周期时间存在负面影响。

美国专利第4,678,143号描述了未使用液压系统的一种发射器设计。该专利描述的发射器使用了提供发射序列所需的能量的飞轮。该飞轮被小型电动马达带动，该电动马达由发马达供电，并且当启动发射周期时电离合器与飞轮接合。在发射序列期间，飞轮驱动缆绳卷筒，缆绳卷筒将缆绳卷绕到卷筒上。该发射器的其中一个缺点是飞轮达到发射速度可能需要几分钟。另一缺点是需要发马达作为电源，这会向系统增加很大的重量。

发明内容

因此，期望对UAV发射系统的改进。具体地，期望各种改进来消除对液压流体和压缩氮或者空气的使用。期望各种改进来消除对用于为发射序列提供能量的飞轮的使用。期望各系统能够更轻、更可靠、能够更多地控制g-载荷，不会威胁到泄漏、不会花费几分钟才能发射、并且不会花费几分钟才能重置。

本文描述的实施例因此提供了一种用于无人航空载具的发射系统，其使用发射器导轨、被配置为沿着发射器导轨行进的梭子、和用于使梭子沿着发射器导轨移动的驱动机构。驱动机构可以包括被固定至梭子的一段卷带、驱动卷带运动的电驱动马达、和驱动卷轴，卷带的一端被固定至驱动卷轴并且在发射期间卷带被缠绕围绕驱动卷轴。卷带可以是尼龙、尼龙共混物或者一些其他材料。电动马达可以是DC马达或者符合特定系统的重量和大小要求的一些其他马达。电动马达可以由电池供电。在具体的设计中，电动马达由锂离子电池供电。

本公开提供了一种使用完全电动的发射部件来提供发射的UAV发射系统，其包括制动和控制系统。在发生泄漏时，不存在可能会导致环境问题的机载液压系统。所描述的发射系统可以被安装到基座或者托盘上，而基座或者托盘进而可以被安装到拖车、推车式车轮座、平板卡车、铁路平车、船舶甲板或者任何其他合适的发射位置或者表面。所使用的部件的模块性还针对更高能量的UAV发射实现了可扩展性。

实施例还提供了一种可脱离马达驱动的卷带的梭子，从而使卷带的停止可以与梭子的停止分开。实施例还提供了一种辅阻拦条带。另一些实施例提供了一种防回滚锁定系统。

附图说明

图1示出了发射系统的一个实施例的平面侧视示意图，使用了电动马达驱动的动力卷轴和放线卷轴来使梭子沿着卷带运动。

图2示出了成一定角度的发射器导轨的透视图，无梭子就位。

图3A至图3C示出了发射系列，其中UAV被从梭子释放。

图4示出了图1的发射系统的平面侧视示意图，其中梭子与卷带脱离。

图5示出了使用了用于控制卷带的缠绕的端部槽轮的发射系统的平面侧视示意图。

图6示出了梭子保持被固定至卷带的发射系统的平面侧视示意图。

图7示出了使用了动力卷轴的发射系统的平面侧视示意图，不具有放线卷轴。

图8示出了使用了缆绳和滑轮的发射系统的平面侧视示意图，该缆绳被卷绕在卷筒上并由马达驱动，并且滑轮位于梭子上。

图9示出了图8的实施例的自由体图。

图10示出了具有可以被用于帮助提起卷带以便折叠导轨的面板的发射系统的侧视图。

图11示出了使用了传送带的发射系统的平面侧视示意图。

图12示出了备选传送带系统的侧视图。

图13示出了使用了钢缆的发射系统的侧视图，该钢缆围绕卷筒被缠绕并且由电动马达驱动。

图14A示出了可以用在发射系统中的制动系统的一个实施例。

图14B示出了图14A的制动系统的示意图。

图15示出了使用中的发射系统的平面侧视示意图。

图16示出了可以被用于将梭子固定到缆绳的机构的示意图。

图17是可脱离梭子系统的一个示例的横截面侧视图。

图18是可脱离梭子系统的旋转组件的俯视透视图。

图19是附接有梭子的图17和图18中的可脱离梭子系统的俯视透视图。

图20是发射器卷带被接合在旋转组件内的可脱离梭子系统的俯视透视图。

图21是卷带被从旋转组件松开的图17中的可脱离梭子系统的横截面侧视图。

图22是图21中的系统的侧视透视图。

图23是主阻拦条带和辅阻拦条带的俯视透视图。

图24是在梭子接合期间图23中的阻拦条带的侧视透视图。

图25是防回滚锁定系统的一个示例的前视透视图。

图26是图25中的防回滚锁定系统的后视透视图。

图27A至图27E图示了防回滚锁定系统的操作的侧视平面图。图27A示出了在将条带接合之前的系统。图27B示出了在将条带接合期间的系统，其中枢转锁闩开始打开。图27C示出了条带靠着条带座被定位并且枢转锁闩处于完全打开位置的系统。图27D示出了枢转锁闩关闭的系统。图27E示出了枢转锁闩关闭并且条带与锁闩的背面接合的系统。

具体实施方式

UAV发射器可以使用固定的或者移动的安装装置、各种导轨选择(伸缩导轨或者细长固定导轨)、手动或者自动操作来提供，并且可以基于所需的性能和周期时间被设计用于各种UAV配置和设计。本文描述的系统可以被用在各种类型的发射系统中的任何一种发射系统中。在一个实施例中，所描述的发射系统可以被安装在可以将发射系统运输到所需位置进行发射的机动车辆上。该发射可以发生于当系统位于车辆上时，或者可以将系统从车辆移开来进行发射。在另一实施例中，所描述的发射系统可以被安装在固定位置处。

如图1所示，在一个实施例中，提供了一种发射系统10，该发射系统10使用被附接至梭子组件14的由马达驱动的传送带或者卷带机构12。梭子14是将发射所需的能量传送到UAV的载体。如图2所示，梭子14可以沿着一段发射器导轨16行进。发射器导轨16通常是倾斜的。这种倾斜可以通过支柱18来实现，该支柱18被置于表面上或者被固定至表面。支柱可以被固定至基座或者托盘，基座或者托盘可以被安装至拖车、车轮座、平板卡车、铁路平车、船舶甲板或者任何其他被设计用于发射的表面或者载具。备选地，支柱可以被置于地面上。发射器导轨16可以是固定长度的固定轨道，或者其可以具有使导轨拉长的可延伸吊杆(boom)。例如，可延伸吊杆可以被铰接，从而使其可以被折叠，并且长度不会给常规的运输方法造成阻碍。在另一实施例中，可延伸吊杆可以被驱动离开收缩位置，或者若需要，其可以按照任何其他合适的方式被延伸，以将发射器导轨16拉长到延伸的轨道中。发射器导轨16的长度通常取决于实现所需最终发射速度所要求的长度(不超过UAV的预定义g-载荷阈值)以及停止或者阻拦梭子所要求的距离。图2还示出了一个或者多个电池64与一个或者多个马达控制部件68可以一起被定位在基座66上。

如图1中的箭头所示，发射器导轨16可以被用于在发射的方向上沿着导轨16的驱动长度20引导梭子14。(为了便于检查，图1未示出发射器导轨或者倾斜度，虽然这两者大体上都可被包含到最终发射系统中)。随着梭子14沿着导轨16行进，梭子14的运动将发射速度传送至UAV。(图1未示出被固定至梭子14的UAV。图3A至图3C示出了可能的发射序列。)

梭子14被固定至延伸发射器导轨16的长度的卷带12，而不是将缆绳固定至梭子的前部(这是大多数当前发射系统的工作方式)。更具体地，传送带或者卷带12被用于使梭子14沿着发射器导轨16移动。梭子14通常在梭子-卷带接口22处被固定至卷带12。该接口22可以是任何合适的连接。在一个实施例中，梭子-卷带接口22可以被提供为附接至卷带的销24，该销24与梭子14上的对应的结构配合。图3A至图3C和图15示出了该实施例。例如，梭子的底盘可以具有与其附接且与销24配合的挂钩26或者一些其他可脱离的连接特征。在另一实施例中，接口22可以由卷带12上的任何类型的向上凸起28形成，该凸起28的形状被设计为与梭子上的下凸起或者挂钩配合。在另一实施例中，接口22可以是位于梭子与卷带之间的不可脱离连接。在另一实施例中，接口可以被形成为夹具，在这种情况下，梭子在梭子上的某个位置处将卷带的两端彼此固定。其他连接也是可能的并且在本公开的范围内。

如图3A至图3C所示，在使用时，UAV被固定至梭子14的上表面。经由当前使用的合适的连接或者经由可能被开发的连接，可以将UAV附接至梭子14，该连接包括上述选择中的任何一种。梭子14的突然停止会使UAV从梭子14射出。

卷带12可以沿着发射器导轨16的驱动长度20延伸。在一个实施例中，其端部通常被固定至放线卷轴36和/或动力卷轴30中的一个或者多个，如图1、图4至图6和图15所示。在另一实施例中，卷带12的一端可以被可脱离地固定至梭子，并且一端被固定至动力卷轴，如图7所示。在另一实施例中，使用缆绳，并且在马达的驱动下将缆绳卷绕到卷筒上，如图8至图9所示。在另一实施例中，卷带12是作为传送带沿着发射器导轨延伸的连续卷带，如图11至图12所示。在另一实施例中，可以将钢缆或者绳索缠绕到一对卷筒90上，如图13所示。在另一实施例中，可以提供备选的制动系统，如图14A至图14B所示。下面将进一步详细地描述这些实施例中的各个实施例。

卷带12可以由比传统发射系统中使用的缆绳的弹性或者伸展性更好的材料形成。例如，卷带12可以由尼龙、尼龙共混物或者另一合成材料形成。在一些实施例中，卷带可以由具有固有伸展量的材料形成。所用材料中固有的伸展性可以帮助减轻在发射载荷的初始施加期间的g-力。然而，不要求材料具有伸展性。在其他实施例中，可以使用含有金属增强纤维的卷带或者传送带。可以使用电子控制系统配合电动马达来严格地控制发射周期的加速度分布图。

在图1所示的实施例中，卷带12在一端处被附接至动力卷轴30，该动力卷轴30被安装至电动马达34的驱动轴32。下面将更多地描述电动马达的细节，但在一个实施例中，电动马达26可以是DC马达。驱动卷带12移动的是电动马达34。在使用时，电动马达34相对于发射器导轨16和梭子引导部件的剩余部分保持静止。

卷带12的相对端可以被附接至放线卷轴36。如图1所示，放线卷轴36大体上可以被定位成接近电池位置端38，并且动力卷轴30大体上被定位成接近发射系统10的发射点40。一旦向电动马达34供应能量，马达便使动力卷轴30旋转，这将对来自放线卷轴36的卷带12进行缠绕。卷带12的这种缠绕使被附接至卷带12的梭子14加速(因此，使被附接至梭子14的UAV加速)。放线卷轴36包含至少足够长度的卷带12，从而允许梭子34充分行进直达导轨。

如图1所示，梭子14可以经由附接至卷带上的接口22的挂钩26(或者在梭子14的底盘上的一些其他可脱离的连接)被连接至卷带12。在示出的实施例中，接口22被设置为销、凸起28或者可以与梭子挂钩接口连接的其他突起的结构。电动马达34的致动会使梭子14沿着动力区域100移动。在该区域100中，梭子14在卷带12的整个长度内加速到发射速度。应该理解，图1中未示出导轨，并且在梭子-卷带分离点40之外具有足够的导轨长度，以使梭子突然停止。

图3A至图3C示出了有序的系列，该系列图示了其上定位有UAV 70的梭子14并且示出了梭子14沿卷带12的行进。在图3A中，梭子14被示出为沿着导轨16行进。在图3B中，梭子14被示出为与阻拦条带72接合。阻拦条带72用于停止梭子14的前向动量。在该图中，梭子14刚好与阻拦条带72接合并且UAV 70准备好脱离梭子14。在图3C中，阻拦条带72已经伸出以吸收梭子的能量，并且UAV 70已经被释放。

在一些示例中，当梭子14到达梭子-卷带分离点40或者另一发射点时，可以将梭子14从卷带12释放。该释放通常发生在当卷带上的接口22被卷绕到动力卷轴30的端部时，如图4所示。

在图4以及图17至图22的实施例中，梭子14被允许从卷带12释放。从卷带12分开的梭子14可以消除对精确定时的需要，因为卷带不必停止在特定点处。使释放后的梭子14停止可以经由阻拦条带、位于导轨端部处的制动机构、梭子自身上装载的制动系统、或者任何其他合适的系统来实现。如图4所示(也如图3A至图3C的发射系列所图示)，梭子14在梭子制动区域102中的突然停止可以将UAV从梭子14释放。(这可以是除了梭子14还从卷带12释放之外的另一种情况。)

针对可脱离梭子实施例，在发射序列期间，存在大量产生的惯性，必须在非常短的时间内停止这些惯性。当推进系统被停止/制动时，其迫使UAV脱离梭子。期望的是使该停止尽可能地突然，以便实现快速且利落的UAV分离。然而，在大多数发射器系统中，梭子被附接至推进系统，从而使得必须在梭子到达轨道端部之前停止整个系统(例如，推进系统和梭子)。本发明人已经确定的是，提供一种允许梭子脱离推进系统的系统可以产生有益效果。

具体地，如果梭子14可以被快速阻拦但又不需要与推进系统同时被停止，则可以使发射导轨长度最小化。在一个示例中，图17至图22图示了允许梭子脱离的系统150。可脱离梭子系统150通常适合将推进系统的惯性与梭子的惯性分离。这使得能够使用不同的方法来阻拦推进系统(卷带12是其一部分)和梭子14，这可使推进系统具有更大的跳动(run-out)。

如上所述，梭子14与推进系统之间的连接可以通过卷带12来进行。卷带12可以是尼龙卷带或者任何其他合适的材料。在图17所示的示例中，可脱离梭子系统150被设置为棘爪和棘轮系统152。旋转组件154可以包括两个侧轮156、158，其间延伸有销或者杆160、162。这些轮子通常不是与梭子14相关联使其沿着导轨移动的轮子，而是形成旋转组件154的一部分。(图19中的附图标记15示出了梭轮。)虽然旋转组件的轮子156、158被示出为大体上是圆形的并且周长上具有一系列凹口，但应该理解，任何其他形状也是可能的。通常期望，无论使用的是什么形状，各侧轮156、158之间应该是一致的，从而使它们相似地松脱和拉开，如下面进一步描述的。

在两个侧轮156、158之间延伸的可以是两个杆160、162。各个杆具有被固定至第一轮156的第一端和被固定至第二轮158的第二端。杆160、杆162通常被定位成彼此平行。如图18所示，在两个杆之间可以允许存在空间164，该空间提供了卷带12可以在其中缠绕的区域。图19和图20对此进行了图示。卷带12被引导在被附接至旋转组件154的两个平行杆160、162和空间164之间。空间164的大小可以根据使用的卷带或者缆绳的厚度而改变。图18图示了轮连接表面166，其是轮156与梭子14配合或者以其他方式被连接至梭子14的表面。图19图示了被缠绕在杆160、162之间的卷带，其中梭子14就位。图20图示了缠绕后的卷带的特写视图。

返回参照图17的横截面侧视图，其示出了旋转组件54(仅示出了单个轮156，但是应该理解，第二轮158也存在于系统上并且具有与下面描述的特征相似的特征)，轮156设置有围绕其周向的多个凹痕或者凹口168。凹口168在使用时更类似于棘轮。例如，各个轮156、158与对应的棘爪170相关联。棘爪170可以被固定至梭子14上的支撑块180。棘爪170具有被设计用于接合并且锁扣在轮156的其中一个凹口158内的锁扣元件172。当棘爪170被接合在凹口168中时，轮被稳定住并且被缠绕的卷带12被固定在杆160、162之间。当棘爪170被释放时，轮156、158被允许自由旋转。轮的旋转使卷带从杆160、162之间松开。图21和图22图示了松开的卷带12的一个示例。在该梭子未接合的状态下，杆160、162相对于彼此垂直并且为卷带12提供一条通畅的路径在它们之间行进。从杆160、162松开卷带12会从卷带释放梭子14，从而使其可相对于卷带自由地滑动。卷带12的进一步移动不会导致梭子14的进一步移动。

在使用时，为了接合梭子附接/脱离系统150，使旋转组件154转动，从而使卷带12被缠绕在这两个杆160、162上。这将卷带12固定就位并且将梭子14锚固至卷带12。卷带12处于张力下。在该接合状态下，杆通常不会彼此垂直，而是偏移一定角度，从而使卷带12被拉紧地保持在杆之间。旋转组件154通过棘爪170保持就位，该棘爪170将带有凹部168接合在旋转组件154的各个轮156、158的周长上。

现在将描述棘爪170的操作。在一个示例中，棘爪170设置有辊子座174。辊子座174允许棘爪170相对于旋转组件154移动。棘爪170还被图示为具有枢转点176和弹簧178。弹簧178将棘爪170相对于凹口168偏置在锁定/接合位置中。枢转点将棘爪170相对于梭子的支撑块180固定，并且允许棘爪170相对于支撑块180枢转。

发射器导轨16可以设置有朝向其端部的脱离坡道182。脱离坡道182的位置应该大体上被定位在可使梭子14脱离推进系统/卷带12的点处。在一个示例中，脱离坡道182被直接定位在阻拦条带(或者多条带)前面，如下面将更详细描述的。

在发射序列期间，棘爪170固定住旋转组件154，直到动力冲程结束为止。在动力冲程结束时，位于发射器导轨16上的脱离坡道182与棘爪170接合。具体地，棘爪170的辊子座174接近坡道182的倾斜部184，这使辊子座升高，压紧弹簧178并且在枢转点176处铰接。这些移动将锁定元件172从凹口168释放。锁定元件172的释放允许旋转组件154/轮自由旋转，并且使卷带12从杆160、162释放，从而将卷带12解开和释放。由于卷带12处于张力下，所以锁定元件172的释放迫使轮156、158快速地旋转/靠惯性滑行/自由卷绕并且使卷带快速解开/释放。这使梭子14从驱动/推进系统断开连接/释放。因为卷带可以自由卷绕，所以不必像梭子和驱动/推进系统保持连接那样需要快速地使驱动马达停止。因此，可以使用更短的导轨长度。因此，可以针对驱动系统使用更小的制动器。脱离坡道182的端部处可以具有对应的向下斜坡230，如图21所示。

在发射序列结束时，必须在非常短的距离内使梭子14停止。例如，梭子的快速减速实现了UAV与梭子接口的快速且无缝的分离。还有利的是在短距离内使梭子停止，以限制附加导轨的量和所需的支撑结构。一旦卷带12被释放，可以使用使其突然停止所需的任何装置来停止梭子14。本文描述了一些非限制性阻拦示例。例如，图3A和图3B图示了可以接合梭子的前部分的阻拦条带72。同样，可以使用不需要突然性的分离的制动装置来停止推进系统。

更具体地参照一旦使梭子14从卷带12释放后对梭子14的阻拦，可以使用单个阻拦条带72。然而，在使用单个阻拦条带72来使梭子在发射序列结束减速的情况下，条带72出现故障会导致其他关键的和昂贵的部件损坏。取决于损坏的程度，这种损坏会导致长时间的系统停机。

因此，本文提供的其中一个改进特征是提供了辅阻拦条带190，如图23和图24所示。该辅阻拦条带190被提供为直接与第一阻拦条带72相邻。提供辅条带190的一种有益效果是其充当了故障安全后备，可以在主条带72发生故障的情况下帮助防止毁灭性损坏。辅条带190的使用还可以当在阻拦期间这两个条带72、190都被梭子卡住的情况下帮助减轻和抑制谐波运动。虽然示出和图示了具有两个条带72、190的示例，但应该理解，也可以提供甚至更多的条带。例如，可以使用三个、四个、五个或者更多个条带。总体构思是提供一个或者多个后备阻拦条带。

如图23和图24所示，辅阻拦条带190可以具有支撑条带194的外壳端部192。条带194通常被示出为定位在主条带72的旁边且在主条带72的长度之外。辅阻拦条带190被示出为被定位成非常接近主条带72。在一个具体的示例中，条带之间的距离可以是大约五英寸。增加该距离可以在接合辅条带之前迫使主条带吸收更多的能量。可以通过测试来改变条带之间的距离，以便限定出最佳的分离距离。在一些示例中，在使用时，条带可以伸出大约二到三英尺。然而，应该理解，根据所用的条带的弹性、发射器导轨的大小、梭子的大小和任何其他可变的参数，条带之间的距离以及条带的伸出距离都可以被改变。

在梭子14脱离推进系统的系统中，必须单独地停止梭子。然而，一旦梭子14已经脱离卷带12并且已经被阻拦(例如，经由一个或者多个阻拦条带或者特征)，那么可能需要的是停止梭子14从发射器导轨16向下回滚。如果使用条带、绳索或者弹簧来使梭子减速，则需要防止后坐力作用，在后坐力作用下，梭子自由地从导轨向后减速并且有可能会损坏系统部件。具体地，当使用一个或者多个阻拦条带来停止梭子在发射方向上的前向移动时，条带可以用作逆向弹弓，迫使梭子在相反的方向上快速地从导轨回滚。出于安全和潜在损坏原因的考虑，这是不期望的。设置用于防止梭子15的回滚的一个示例性方案是防回滚锁定系统200。图24至图27对此进行了图示。

防回滚锁定系统200被设计用于卡住阻拦条带72、194或者被定位在发射器导轨16的端部并且停止梭子14的任何其他特征。如图24所示，防回滚锁定系统200的一个示例可以被定位在梭子14的前鼻部202处。锁定系统200可以包括枢转锁闩204。枢转锁闩204可以绕着铰接销206旋转。枢转锁闩204可以被设置成具有向后的斜角面208。如下面进一步描述的，该斜角面208提供了条带接合表面。斜角面208可以具有斜面边缘210。

锁定系统200还可以包括条带座(strap shoe)212。条带座212提供了在梭子阻拦期间可以接合阻拦条带的表面。其更类似于止逆部。锁定系统200还可以具有锁闩止动部214。锁闩止动部214可以是被定位在枢转锁闩204上方的向上成角度的凸缘。锁闩止动部214可以提供防止枢转锁闩204进一步打开的物理止动部。锁闩止动部214还可以提供锁闩关闭功能。锁闩204撞击锁闩止动部214的重量和速度可以使锁闩204的动量向下回摆，从而抓住阻拦条带。在另一示例中，锁闩止动部214可以具有一定的柔韧性，并且锁闩204撞击锁闩止动部214的回弹力可以迫使锁闩关闭。在另一示例中，锁闩止动部214可以加载有弹簧，从而可以使弹簧在锁闩204与锁闩止动部214接触时被压紧。弹簧的回弹力然后可以迫使锁闩204进行关闭移动。其他止动特征或者功能也是可能的，并且可以视为在本公开的范围内。图26图示了防回滚锁定系统200的后视透视图，示出了锁闩止动部214和梭子连接特征216。梭子连接特征216提供在系统200与梭子14之间的连接，并且可以是用于容纳螺钉或者任何其他类型的紧固件的开口。

现在将参照图27A至图27E描述防回滚锁定系统200在使用时的功能及其接合顺序。图27A图示了被安装至梭子14的防回滚锁定系统200的一个示例的侧视图。箭头218图示了梭子的前向方向，一直到发射器导轨。在该图中，示出了阻拦条带72。这可以是主条带72、辅条带194、或者当这两种条带在使用时伸出来时被压在一起的这两种条带的组合。(出于简洁起见，使用了附图标记72，但应该理解，主阻拦条带72不是所设想的唯一的条带。)在图27中，阻拦条带尚未被枢转锁闩204卡住。条带72即将撞到锁闩204。

在图27B中，梭子的前向行进迫使条带72抵靠着枢转锁闩204。条带72抵靠着枢转锁闩204的压力使枢转锁闩204向上旋转。该旋转可以绕着铰接销206。图2C图示了梭子的连续向前行进。在该图中，条带72与条带座212邻接。该图还图示了到达防回滚锁闩止动部214的枢转锁闩204。锁闩204已经被条带72的完全经过而推到其最大向上位置。锁闩204然后会回弹离开锁闩止动部214并且回到其下方位置，如图2D所示。当锁闩204回到其下方位置时，条带72被卡在锁闩204的背面220与条带座212之间。

梭子从发射导轨向下的后向移动(如箭头222所示)现在受到限制。条带72中的能量被释放，条带72抵靠着枢转锁闩214的背面220。

在图5所示的实施例中，为卷带提供路径的端部槽轮或者滑轮可以被安装在发射器导轨16上、或者在发射器导轨16的下方、或者相对发射器导轨16的其他位置。第一槽轮46可以被安装在电池位置端38处。第二槽轮48可以被安装在发射端40处或者附近。在另一实施例中，第二槽轮48可以被安装在导轨16的发射端40之前的一定长度处，以留出在动力冲程结束时可以阻拦梭子14的距离。在使用时，第一槽轮46将卷带12在发射器导轨16的上水平表面50上方从放线卷轴36引到第二槽轮48。卷带12然后可以在第二槽轮48上方被向下引到动力卷轴30。动力卷轴30和放线卷轴36可以被安装到发射器导轨16的下侧，如图5所示。在备选实施例中，动力卷轴30和放线卷轴36可以被安装到可以安装发射器导轨16的基座。

第一槽轮46和第二槽轮48的使用可以为系统10带来优势。例如，由于卷带12被卷绕到动力卷轴30上所导致的动力卷轴30的直径增加可能会对梭子14产生干扰。在槽轮48上方引导卷带12并且将动力卷轴30定位在发射器导轨下面可以减少卷带12堆叠的增加可能会影响梭子14的移动的机会。同样，同样的情况也存在放线卷轴36端，但是，由于卷带12被拉离放线卷轴36，放线卷轴36上的卷带12的直径在动力冲程期间减小。这也可能会导致卷带12与发射器导轨16产生干扰。将放线卷轴36定位在发射器导轨16下方还在导轨的电池位置端38提供了空间，在该空间中，将UAV加载到梭子载体14上。另外，在动力卷轴端部槽轮48与动力卷轴30之间增加的距离本身可以使得在将梭子/卷带接口22卷绕到动力卷轴30上之前能够停止动力冲程。在该接口22上方卷绕卷带12可以潜在地使卷带恶化。

在图6所示的另一实施例中，梭子14可以被不可移除地固定至卷带12。例如，梭子14的底盘的特征可以在于将梭子完全卡入卷带接口22的连接，其可以是固定至卷带12的销或者其他部件。卷带12可以由连续的材料条制成。在另一示例中，卷带12可以由非连续的材料条制成。例如，如果卷带12不是由单个连续条制成，那么可以使用两个段，并且将这两段连接至卷带接口22。使用两个卷带段的优点可以在于连接至制动卷轴的这一段可以由不同的并且潜在更高强度的材料制成，以便协助制动梭子的重量。该接口22通常防止梭子14脱离卷带12。如图所示，梭子14在导轨末端之前停止在制动区域102中。在该制动区域102中，从梭子14释放UAV。卷带12可以被用于经由放线卷轴36上包含的制动系统54阻拦梭子14。在一个实施例中，可以使用电致动的制动器来抑制对液压流体或者气动制动器的使用。还可以使用可选的阻拦条带或者辅制动系统(如前面所描述的)来补充对梭子14的阻拦。

在另一实施例中，可以不需要放线卷轴36，如图7所示。在该实施例中，动力卷轴30被用于使梭子14和卷带12加速。动力卷轴30可以与电动马达34相关联，如上所述。在梭子14脱离之后，卷带(包括接口/销22)可以完全地卷绕到动力卷轴30上。对梭子14的阻拦可以通过阻拦条带、基于导轨的制动器、或者梭子机载制动器来实现。

另一实施例可以使用缆绳78，该缆绳78被卷绕到卷筒82上且由马达84驱动。图8和图9示出了这种情况的一个示例。在该实施例中，梭子14具有位于其下表面上的两个滑轮74、76。一个滑轮74可以用作缆绳78的发射导向件。另一滑轮76可以用作阻拦导向件。制动卷筒80可以用作发射的锚固点。绕线卷筒82将缆绳78卷起，以将梭子14沿着导轨16推进。两个固定滑轮组件120、122可以被定位于沿着导轨16，安装至导轨16的相对侧。各个固定滑轮组件120、122实际可以包括两个或者更多个滑轮，如图所示。在示出的实施例中，固定滑轮组件120、122可以位于导轨16上，在该位置时，缆绳从制动卷筒80和卷线卷筒82出来。缆绳78拉动滑轮76(在梭子上)，直到梭子14经过缆绳从制动卷筒80和卷线卷筒82出来的导轨段。在该点处，缆绳78翻到梭子上的滑轮74上进行制动动作。这可以称为“弯曲”。因此，当梭子14穿过导轨16上这两个固定滑轮组件120、122所在的点时，缆绳78从梭子的发射滑轮76过渡到其阻拦滑轮74上。可以利用制动器来停止卷线卷筒82。制动卷筒80在使梭子14停止时可以进行缆绳78的一定放线。图8还示出了沿着导轨16就位的阻拦条带72。条带72沿着导轨的一侧延伸，中心条带部73横跨导轨。

在具体的示例中，可以使用合成绳索作为缆绳78。这可以帮助缓解与使钢缆绕着小滑轮弯曲并且使弯曲方向突然反转有关的可能问题。

本文描述的许多特定设计大体上都使用了几乎沿着发射器导轨16的整个长度20延伸的平坦卷带12。在一些实施例中，导轨16可能需要被折叠以便运输，并且卷带可能处于与折叠方向垂直。在这种情况下，可以设置一组“桨叶”86，这些桨叶86可以被增加到与铰链相邻的导轨段16。图10中示出了这种情况的一个示例。可以设置桨叶86，以便将卷带12的一个边缘升高到导轨凸缘17上方，从而使桨叶86通过卷带12的薄段有助于对导轨16的折叠。桨叶86可以使卷带12倾斜一定角度，以便使通过其薄段折叠。在另一变型中，卷带12可以相对于该设计被安装成大约90度，从而使平坦段可以位于铰链旋转的平面内。

在图11示出的又一实施例中，可以使用传送机配置。在该实施例中，一个或者多个电动马达34驱动滑轮，该滑轮移动连续循环传送带或者链条56。连续循环传送带或者链条56可以按照上述方式中的任何一种方式来接合梭子14。一旦梭子到达动力冲程的端部，梭子便脱离传送带56。可以经由阻拦条带或者任何其他制动系统来阻拦梭子14。在另一实施例中，梭子可以被固定附接至接口22，并且可以通过传送带来施加制动力。

图12示出了备选传送机构思的示意图。该构思利用被限制在驱动传送带56上的梭子14，该驱动传送带56被用作提供连续循环的卷带12。梭子14可以用作将传送带的端部保持在一起的夹具。驱动马达34可以连接至输入轴104。可以经由链轮和链条将驱动滑轮106连接至驱动马达输出轴或者可以将驱动滑轮106直接连接至马达输出轴。可以通过变量电制动、通过阻拦条带变化、或者通过任何其他合适的方法来实现梭子制动。在该实施例中，梭子被直接连接至传送带，以形成连续循环。这意味着，梭子在发射期间可以在到达端部滑轮108之前被停止或者梭子可试图环绕端部滑轮108。另一实施例可以使梭子14在到达滑轮108之前与驱动传送带断开连接。

图13中示出了备选发射实施例。该构思可以使用围绕一对卷筒90缠绕的连续钢绳88，这对卷筒90具有迫使它们间隔开的弹簧张力并且施加力以增加钢绳88与卷筒90之间的摩擦。卷筒中的一个可以通过传送带或者链条被联接至驱动马达组件92。这使绞盘卷筒90可以被安装到导轨，以便于使导轨倾斜来进行发射角度的调节。可以通过与滑雪用缆车使用的机构相似的机构126来将梭子14附接至绳索88。在冲程的结束时，梭子轮子导向空间的变化可以使夹持机构打开，并且梭子14可以靠惯性滑行到阻拦条带中。

在一个示例中，如图16所示，夹持机构126可以被附接至梭子的底部并且可以被用于将梭子固定至缆绳。在夹持位置中，轮子128可以置于导轨缝中，以便限制夹持机构。上导轨导向件134可以保持缆绳夹爪132关闭，从而使夹爪132被夹在缆绳88之上。在释放位置中，夹爪132释放。当轮子128(其可以是加载有弹簧的轮子)超过上导轨导向件134时，可以实现这种情况。在一个实施例中，上导轨导向件沿着导轨的长度逐渐变细，以便能够从打开位置过渡到夹持位置。

在另一实施例中，可以提供备选制动机构。图14A和图14B示出了一个示例。该变型提供了一种可以被附接至梭子的阻拦卷带97。例如，梭子14的后端可以被连接至梭子后面垂下的阻拦卷带97。可以利用离合器、制动器和重卷马达将阻拦卷带97缠绕到卷带卷轴96上。可以使用本文描述的选择中的任何一种选择来将发射卷带12固定至梭子14。可以通过驱动马达组件94来驱动发射卷带，以便使梭子14沿着导轨16移动，如本文所述。驱动卷轴92被示出为刚好在制动卷轴96的右侧，并且带有链轮的驱动卷轴124被示出为在驱动卷轴92的正下方。如图所示，在马达94与驱动卷轴92之间可以使用链轮124和链条。图14B示出了这种制动选择的示意图。

发射卷带12和阻拦卷带97可以是不同的材料，以获得不同的性能特性。虽然这可能会导致系统累赘，但其实现了自动重卷并且可以提供“免动手(hands off)”布置。这可以提供一种可以是自部署发射器的发射系统。

对于该制动实施例，发射到阻拦序列的定时可能是很重要的。当发生从发射到阻拦的过渡时，梭子14的行进速度可以达到每秒约140至145英尺。可以从可编程逻辑控制器(PLC)将发射信号的定时传送到驱动控制器，以便使马达从动力发射变到滑行，同时接合制动器。可以提供一种响应快速且可重复的制动器来确保成功。该系统可以设置有电动制动器，来消除对液压制动系统的需要。然而，可以使用液压制动器。制动器可以是可变的，以便适应不同的重量和速度。

图15示出了发射器系统10的一个实施例，其中发射器导轨16向上成角度地倾斜，并且梭子14被定位在导轨16上的卷带12上。该实施例提供了电池位置传感器58，当梭子14处于电池或者预发射位置时，该电池位置传感器58被启动。当梭子14被拉回电池位置时，其启动传感器58。传感器58的启动又启动了放线卷轴36上的制动器，以便保持卷带拉紧。(在一些实施例中，出于安全考虑，除非梭子已经被固定在电池位置，否则不能开始发射序列。)当启动发射时，电动马达34上电，并且使放线卷轴36上的制动器脱离。使制动器脱离会使梭子14沿着导轨16移动。马达34启动动力卷轴30来缠绕卷带，这使卷带12和所附接的梭子14移动。可以沿着导轨16朝着发射端40来定位动力卷轴停机传感器60。当梭子14到达该传感器60时，向马达34发送信号以停止动力卷轴30的移动和/或启动放线卷轴36的制动器。由停止和/或制动动作在卷带12中产生的张力会突然停止梭子并且使UAV被释放。如果使用了梭子从卷带12释放的实施例，那么可以通过阻拦条带或者突然停止梭子并且导致UAV被释放的其他停止特征来停止梭子。

在上述实施例中的许多实施例中，在阻拦梭子14之前立即停止电动马达34，从而使马达不会继续供应动力并且潜在地损坏梭子或者驱动机构。也可以将放线卷轴36连接至重卷马达，该重卷马达可以使卷带12缩到电池(或者发射)位置，从而可以快速地加载另一UAV并且准备好进行发射。在任何其他商用发射器中不使用通过按照这种方式卷绕卷带12来施加动力冲程以实现发射速度。

在一些实施例中，经发现，DC马达提供了所需的驱动特征和速度。可以结合电池系统使用电动马达，来增强便携性。电池可以是锂离子电池系统。还可以结合可编程逻辑控制器(PLC)来使用电动马达。PLC可以使马达RPM(每分钟转数)能够根据在发射序列期间的要求来调节，以提供可控的加速度，因此能够减轻液压/气动系统通常存在的高初始G-峰值。PLC的使用还能够拨入发射载荷，使得能够容易地调节重量或者速度方差，并且不再需要通过向系统增添气体或者从系统清除气体来对发射预压力进行耗时的改变。例如，可以通过在控制器中对G力曲线的形状进行编程来使G力最小化。

PLC的功能还可以被集成到驱动控制功能中并且被组合成一个单元。备选地，PLC可以是可以被可选地增添到系统中的单独部件。

可以与电动发射器一起使用的马达的一个具体实施例是DC马达推进系统和控制器。该马达可以由锂离子电池供电。也可以使用其他类型的电动马达。例如，可以使用具有相似扭矩输出的AC马达。然而，要相信的是，这种AC马达会比DC马达明显更大和更重。基于电池的能力为初始施加选择DC马达，以提供通常无法从AC电源得到的电流浪涌。备选地，可以使用具有合适的变压器和放电容量的AC电源为DC马达供电。

另外，可以使用一个以上的马达来提供发射所需的载荷。通过模块化处理，可以使用多个马达来增加系统的规模，从而接受重量更大的UAV，或者需要更大动力来得到更高发射速度的情况。

使用一个或者多个电动马达意味着可以沿着动力冲程的整个长度严格地控制所实现的加速度，而不需要液压/气动系统上所需的复杂的控制阀和歧管。在气动和气动/液压系统中，最大加速度通常发生在发射开始时，因为这是系统压力最大的时候。随着气体膨胀进入气缸，压力下降，并且施加至梭子的力降低。相反地，可以在整个发射冲程内利用本文描述的电动马达驱动的卷带来提供恒定的加速度，因为在整个冲程内可以增加马达RPM。结合PLC使用DC马达来准确地控制发射曲线对于商用发射系统所具有的上述问题是独特的。

在发射载荷的初始施加期间使用可以由尼龙或者一些其他合成材料制成的卷带12提供了一定程度的缓冲，这是由于存在与这种类型的材料有关的固有伸展量。多数液压/气动系统在载荷的施加期间经由顺应性或者伸展性不那么好的钢缆将驱动汽缸连接至梭子，并且可以使看到的g-载荷峰值加剧。使用具有一定缓冲作用、柔韧性和伸展性的卷带或者允许材料轻微拉伸和收缩的其他特征对于所公开的发射系统可以是有益的。然而，应该注意，不要求合成卷带或者传送带具有伸展性。还可以使用含有会减小或者消除伸展性的钢增强纤维的卷带或者传送带。使用梭子-卷带接口使得能够通过可编程地增加发射速度来控制加速度。这可以是对消除其他系统会发生的g-载荷峰值最大的贡献。

当与包含所需液压/气动部件(蓄能器、泵、发射筒、气瓶、储存器、液压流体的重量等)的类似系统相比时，使用锂离子电池电源和电动马达作为驱动机构可以很大地减少整体系统重量。它还可以使系统的布局更加灵活并且能够潜在地将其中一些子系统进行模块化。所使用的部件可以更小并且不需要大的管子或管道来引导加压的液压流体或者气体。可以使用含有连接器的电力缆线或者柔性汇流条来将DC电流从电池引导至马达。这会实现放电电池单元的快速更换。

然而要理解的是，电池不需要是锂离子。可以使用能够提供所需载荷和放电率的任何其他电池系统。由于锂离子的重量小、放电特性快速，所以针对初始施加选择锂离子。然而，可以预计，可以结合本公开使用其他电池类型和系统。

由于本公开中未利用压力容器，所以气体或者液压泄漏的问题得以消除，并且系统的总体安全性得以增强。在许多液压/气动系统中，汽缸(有可能还有蓄能器)被附接至导轨。蓄能器通常利用管子接到用作储备容器以存储加压的GN₂的大气瓶。由于各种液压和气动部件之间的管路，如果需要可调节的发射角度，则难以使导轨相对于基座移动。相反，将驱动马达34和放线卷轴组件36安装到发射器导轨16下面的基板或者托盘上则使导轨不会受到过多的重量和复杂度。利用围绕导轨上的两个端部槽轮46、48的卷带路径可以使导轨可绕着轴线62枢转，以提供可调节的发射角度。在备选实施例中，驱动滑轮可以由马达经由链轮和链条驱动。图14A中示出了这种情况的一个示例。

在多数操作说明书中，发射系统的部署和拆卸时间都是严格的参数。设置系统、使其进入准备模式、进行发射以及然后将系统重置以便进行后续的发射的时间是至关重要的。因为在使用该电池/马达/卷带组合时不存在用于进行加压周期或者旋转飞轮的时间，所以给系统上电的时间最短，这涉及到在系统设置之后对一组电容器充电以实现稳态信号。电池的大小被设计为在需要再充电之前实现多次发射。在具体的实施例中，电池的大小可以被设计为在再充电之前或者在需要更换电池之前实现四次发射。每次充电可以进行更多次或者更少次的发射，这取决于所选电池的大小、待发射的UAV的重量和马达的所需速度。附加的电池组可以被单独地充电和换出，以便继续现场的操作，而不需要等待车载电池进行再充电。在一个实施例中，可以提供快速断开来加速电池交换过程。利用更大的电池配置，也可以进行更多次的发射，但这可能会影响系统重量。可以基于客户的要求来优化重量-发射周期。

除了发射时间更快之外，所公开的系统的重置时间也更快，这是因为梭子的缩回不需要像液压/气动发射器通常需要的那样将液压流体移动回储存器中。为了进一步增强重置时间，可以使放线卷轴36机动化，以将梭子14缩回到电池位置38。

在所描述的系统中，在一个示例中，操作者的操作站可以接有电线，但远离发射器。在另一示例中，可以使操作者的操作站是无线的。系统可以被设计为：一旦设置好UAV，它们即可被远程控制。

在不偏离本发明和所附权利要求书的范围或者精神的情况下，可以对上面叙述的并且在附图中示出的结构和方法进行改变和修改、增添和删除。

Claims (20)

1.一种用于无人航空载具的发射系统，包括：

(a)发射器导轨；

(b)梭子，被配置为沿着所述发射器导轨行进；

(c)驱动机构，用于使所述梭子沿着所述发射器导轨移动，所述驱动机构包括(i)沿着所述发射器导轨延伸的一段卷带、(ii)驱动所述卷带的移动的电驱动马达、以及(iii)驱动卷轴，在发射期间，所述卷带的一端被固定到所述驱动卷轴，并且所述卷带围绕所述驱动卷轴缠绕，其中所述梭子经由旋转组件系统和棘爪被可脱离地固定到所述卷带，其中所述棘爪相对于所述旋转组件的接合维持所述梭子与所述卷带的附接，其中将所述棘爪从所述旋转组件的释放使得所述梭子从所述卷带释放。

2.根据权利要求1所述的发射系统，其中所述旋转组件包括第一轮子和第二轮子，第一杆和第二杆在所述第一轮子和第二轮子之间延伸，所述第一杆和第二杆限定出空间，所述卷带能够围绕所述空间缠绕。

3.根据权利要求2所述的发射系统，其中所述第一轮子和第二轮子包括一系列凹口，所述棘爪的锁扣元件被容纳在所述凹口中。

4.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述旋转组件包括连接表面，所述旋转组件在所述连接表面处被固定至所述梭子。

5.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述棘爪包括辊子座，并且其中所述发射器导轨包括脱离坡道部，其中当所述辊子座与所述脱离坡道部接触时，所述棘爪从所述旋转组件被释放。

6.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述卷带在发射期间被缠绕到所述驱动卷轴上，以加速所述梭子。

7.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，还包括放线卷轴，所述卷带的另一端被固定至所述放线卷轴。

8.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述卷带包括在发射载荷的初始施加期间提供一定程度的缓冲的材料。

9.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述卷带包括尼龙或者尼龙共混物。

10.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述电动马达是DC马达。

11.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述电动马达由电池供电。

12.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，其中所述发射器导轨包括阻拦条带，用于一旦所述梭子脱离所述卷带便使所述梭子停止。

13.根据权利要求12所述的发射系统，还包括辅阻拦条带。

14.根据前述权利要求中任一项所述的发射系统，还包括防回滚锁定系统。

15.一种用于无人航空载具的发射系统，包括：

(a)发射器导轨；

(b)卷带，被配置为行进一段所述发射器导轨；

(c)梭子，在梭子-卷带接口处被固定到所述卷带，所述梭子-卷带接口被配置为使得一旦所述无人航空载具发射，所述梭子便能够脱离所述卷带；

(d)动力卷轴，由电驱动马达驱动，所述电驱动马达驱动所述卷带的运动；

(e)放线卷轴；

(f)主阻拦条带，用以在发射之后停止所述梭子沿着所述发射器导轨的运动；以及

(g)辅阻拦条带。

16.根据权利要求16所述的发射系统，其中所述辅阻拦条带被定位在沿着所述发射器导轨的比所述主阻拦条带更远的位置，并且用作故障安全后备。

17.一种用于无人航空载具的发射系统，包括：

(a)发射器导轨；

(b)卷带，被配置为行进一段所述发射器导轨；

(c)梭子，在梭子-卷带接口处被固定到所述卷带，所述梭子-卷带接口被配置为使得一旦所述无人航空载具发射，所述梭子便能够脱离所述卷带；

(d)动力卷轴，由电驱动马达驱动，所述电驱动马达驱动所述卷带的运动；

(e)放线卷轴；

(f)阻拦特征，用以在发射之后停止所述梭子沿着所述发射器导轨的运动；以及

(g)防回滚锁定系统，被配置为将所述梭子固定到所述条带，并且防止其在发射之后回滚。

18.根据权利要求17所述的发射系统，其中所述防回滚系统包括枢转锁闩、以及将所述枢转锁闩固定到所述梭子的铰链销。

19.根据权利要求18所述的发射系统，其中所述防回滚系统还包括所述枢转锁闩的斜角面，所述斜角面具有斜面边缘。

20.根据权利要求18所述的发射系统，其中所述防回滚系统还包括锁闩止动部，被配置为使所述枢转锁闩的运动停止、并且导致其相对于阻拦特征关闭。