CN109552612A - 一种火箭无人机一体化系统及其使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭无人机一体化系统及其使用方法，属于飞行器技术领域。它包括火箭本体、联动弹射装置和无人机；所述的火箭本体内部自上而下依次设有鼻锥舱、载物舱和发动机舱；所述的无人机为多旋翼无人机，所述的无人机通过联动弹射装置固定在载物舱内；所述的鼻锥舱可以打开以形成弹射通道；所述的联动弹射装置用于将无人机从载物舱内弹射出去。本发明能打破了传统中火箭仅与固定翼无人机的组合的思路，而且在不改变无人机自身结构的情况下，消除了火箭对无人机静稳定性的不利影响，也排除了无人机对火箭的正常发射与飞行过程带来的不利影响，使得火箭无人机一体化系统整体效率更高、更为稳定；此外，还具有操控简单和可靠性高等优点。

Description

一种火箭无人机一体化系统及其使用方法

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，更具体地说，涉及到一种火箭无人机一体化系统及其使用方法。

背景技术

近年来，随着航空航天技术领域的快速发展，模型火箭与多旋翼无人机在各自的领域发展的相当迅速，无人机航拍甚至渐渐成为大家生活中的一部分。

目前，火箭与无人机的结合主要是军用火箭助推固定翼无人机，在发射段由于加入了助推火箭，导致无人机与助推火箭组合体重心发生移动，无人机受力发生变化，导致其静稳定性降低。同时，无人机的加速度较大，速度变化剧烈，无人机在发射过程具有很强的非线性，并且可能存在安装误差及扰动影响，甚至会对火箭的正常发射与飞行过程带来不利影响，系统模型呈现出不确定性等一系列的问题。例如：中国专利号为201711309677.3，公开日期为2018年4年20日期的中国专利文件，公开了一种无人机两点式火箭助推发射装置及其方法，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。又如：中国专利号为201810216067.7，公开日期为2018年7月17日的中国专利文件，公开了一种小型折叠式固定翼无人机，其包括机翼折叠装置、机体、重心调节机构、动力部分、火箭助推及分离机构，通过机翼、尾翼及垂尾的径向折叠可以大大减少机身的横向尺寸，从而可以储存在圆柱形发射筒内，方便存储及运输，发射时无需人工取出组装，助推火箭点然后将机体推出发射筒。

火箭与固定翼无人机结合的系统均存在上述的缺陷，即使通过改变自身的结构能够在一定程度上克服上述缺陷，但是也会对固定翼无人机的气动性能造成不利影响，进而增加了固定翼无人机的结构复杂性，而且安装精度要求很高，也增加了生产安装成本。而火箭与多旋翼无人机结合的系统目前还没有出现，其相比于火箭与固定翼无人机结合的系统具有诸多优势，而且多旋翼无人机能够完成很多固定翼无人机不能完成的任务，并且具有操控简单和可靠性高的优点。

发明内容

1.要解决的问题

针对现有技术中无人机与助推火箭组合体导致无人机重心发生移动，受力发生变化，进而导致其静稳定性降低；无人机的加速度较大，速度变化剧烈，无人机在发射过程具有很强的非线性，加上存在的安装误差及扰动影响，会对火箭的正常发射与飞行过程带来不利影响，进而导致整个系统存在很大的不确定性的问题，本发明提供一种火箭无人机一体化系统及其使用方法，其在不改变无人机自身结构的情况下，也排除了无人机对模型火箭的正常发射与飞行过程带来的影响；此外，还具有操控简单和可靠性高等优点。

2.技术方案

为了解决上述问题，本发明所采用的技术方案如下：

一种火箭无人机一体化系统，包括火箭本体、联动弹射装置和无人机；所述的火箭本体内部自上而下依次设有鼻锥舱、载物舱和发动机舱；所述的无人机为多旋翼无人机，所述的无人机通过联动弹射装置固定在载物舱内；所述的鼻锥舱可以打开以形成弹射通道；所述的联动弹射装置用于将无人机从载物舱内弹射出去。

进一步地，还包括舵机；所述的火箭本体包括柱体和鼻锥段；所述的载物舱和发动机舱位于柱体内；所述的鼻锥舱位于鼻锥段内；所述的舵机位于鼻锥舱内；所述的鼻锥段包括左鼻锥段和右鼻锥段；所述的左鼻锥段和右鼻锥段均通过设置在各自底部的铰链与柱体铰接；所述铰链内设有扭力弹簧，在无外力约束情况下可使左鼻锥段和右鼻锥段自动打开；所述的舵机用于控制左鼻锥段和右鼻锥段闭合与分离；其中，舵机固定在左鼻锥段或右鼻锥段上。

进一步地，所述的联动弹射装置包括支撑座、弹射弹簧和锁紧机构；所述的支撑座为圆形平台且水平固定在载物舱中；所述的弹射弹簧为多个且均匀布设在支撑座上，所述的锁紧机构位于支撑座的中心；所述的锁紧机构用于锁紧无人机；所述的鼻锥舱打开将驱使锁紧机构失效，进而通过弹射弹簧将无人机弹射出去。

进一步地，所述的无人机的底部中心设有锁紧支架且环绕锁紧支架周围设有弹射支架；所述的锁紧支架为一柱体结构，且侧面设有插孔；所述的锁紧机构为一圆形凸起，且内部竖直设有锁孔；所述的锁紧支架插入锁孔中；所述的联动弹射装置还包括插销、锁紧弹簧和挡板；所述的挡板固定在支撑座上且位于锁紧机构与左鼻锥段或右鼻锥段之间位置处；所述的插销的一端穿过锁紧机构的侧壁插入插孔中，另一端依次穿过锁紧弹簧和挡板后通过绳索与左鼻锥段或右鼻锥段的底部连接；其中，锁紧弹簧驱使插销插入插孔中。

进一步地，所述的插销的侧面设有环形凸起；所述的锁紧弹簧位于环形凸起和挡板之间，所述的锁紧弹簧处于压缩状态；所述的锁紧弹簧通过环形凸起给予插销一个靠向插孔的力。

进一步地，所述的联动弹射装置还包括滑轮；所述的滑轮通过滑轮座固定在支撑座上；其中，滑轮、挡板和锁紧机构三者的中心同线布设；所述的绳索的一端与插销固定，另一端绕过滑轮后与左鼻锥段或右鼻锥段的底部连接。

进一步地，所述的火箭本体、无人机和联动弹射装置的重心均位于同一条竖直线上。

进一步地，所述的火箭本体的尾部对称安装有3～5个尾翼。

进一步地，所述的鼻锥舱内安装有降落伞；所述的降落伞与左鼻锥段或右鼻锥段连接。

一种以上所述的火箭无人机一体化系统的使用方法，其步骤为：

a.火箭本体在其发动机舱内部设置的发动机的作用下，飞行至预定位置，无人机解锁驱动电机，使驱动电机处于怠速状态；

b.在飞行速度减为零之前，舵机控制左鼻锥段和右鼻锥段分离，拉动绳索，驱使插销离开插孔；

c.左鼻锥段或右鼻锥段向外侧旋转角度为45°～75°时，插销完全离开插孔，锁紧机构失效，弹射弹簧将无人机弹射出去；

d.降落伞打开，火箭本体缓慢下落至地面。

3.有益效果

相比于现有技术，本发明的有益效果为：

(1)本发明一种火箭无人机一体化系统，在火箭助推的前提下，利用小巧轻便的多旋翼无人机替代固定翼无人机，并且将多旋翼放到箭体内部水平方向的中心位置，与现有技术相比，打破了传统中火箭仅与固定翼无人机的组合的思路，而且在不改变无人机自身结构的情况下，消除了火箭对无人机静稳定性的不利影响，同时，排除了无人机对火箭的正常发射与飞行过程带来的不利影响，使得火箭无人机一体化系统整体效率更高、更为稳定；此外，还具有操控简单和可靠性高等优点；

(2)本发明一种火箭无人机一体化系统，能够在短时间内迅速达到一定高度与距离后弹出无人机，实现侦察、勘探、监测等任务，大大缩短从起飞并飞行到所需位置的时间，即快速到达目的地并执行相关任务；也可用于模型火箭与无人机的组合表演等功能，充分利用了多旋翼无人机的小巧轻便、可靠稳定、操控简单、勤务性高等优点，可大大减小无人机对火箭正常发射与飞行带来的影响；

(3)本发明一种火箭无人机一体化系统，左鼻锥段与右鼻锥段打开分离，会拉动绳索，驱使插销离开插孔，进一步使得锁紧机构对锁紧支架的限位功能失效，在弹射弹簧的作用下，将无人机弹射出去，加上原有的运动初速度，可轻松实现箭体与无人机的分离，再通过无线电遥控即可操控无人机快速实现侦察、勘探、监测等任务；

(4)本发明一种火箭无人机一体化系统，箭体与无人机分离后，降落伞受到空气的阻力可自行展开使得箭体缓慢下落至地面，防止箭体结构发生损坏，有利于回收并进行循环使用，有利于环保，也降低了生产成本。

附图说明

图1为本发明火箭无人机一体化系统的结构示意图一；

图2为本发明图1中A的放大图；

图3为本发明火箭无人机一体化系统的结构示意图二；

图4为本发明中图2的内部结构图；

图5为本发明图4中B的放大图；

图6为本发明中联动弹射装置的结构示意图；

图7为本发明中联动弹射装置的内部结构图；

图8为本发明中无人机的结构示意图；

图9为本发明中无人机与联动弹射装置的结构装配图；

图10为本发明中无人机与联动弹射装置的内部结构图。

图中：1、火箭本体；101、柱体；102、左鼻锥段；1021、左凸起部；103、右鼻锥段；104、尾翼；105、鼻锥舱；106、载物舱；107、发动机舱；

2、舵机；

3、联动弹射装置；301、支撑座；302、弹射弹簧；303、锁紧机构；3031、锁孔；304、插销；3041、环形凸起；305、锁紧弹簧；306、挡板；307、绳索；308、滑轮；

4、降落伞；

5、无人机；501、锁紧支架；502、弹射支架。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进一步进行描述。

实施例1

如图1、图3和图4所示，一种火箭无人机一体化系统，包括火箭本体1、联动弹射装置3和无人机5，火箭本体1内部自上而下依次设有鼻锥舱105、载物舱106和发动机舱107，无人机5为多旋翼无人机，如空心杯穿越机，无人机5通过联动弹射装置3固定在载物舱106内，在达到一定高度与距离后，鼻锥舱105打开以形成弹射通道，联动弹射装置3用于将无人机5从载物舱106内弹射出去；本实施例中的火箭无人机一体化系统，能够在短时间内迅速达到一定高度与距离后弹出无人机5，实现侦察、勘探、监测等任务，大大缩短从起飞并飞行到所需位置的时间，即快速到达目的地并执行相关任务；也可用于火箭本体1与无人机5的组合表演等功能，充分利用了多旋翼无人机的小巧轻便、可靠稳定、操控简单、勤务性高等优点，可大大减小无人机5对火箭本体1正常发射与飞行带来的影响；与现有技术相比，打破了传统中火箭本体1仅与固定翼无人机的组合的思路，而且在不改变无人机5自身结构的情况下，消除了火箭本体1对无人机5静稳定性的不利影响，同时，基本上排除了无人机5对火箭本体1的正常发射与飞行过程带来的不利影响，使得火箭无人机一体化系统整体效率更高、更为稳定；此外，还具有操控简单和可靠性高等优点；需要说明的是，火箭本体1、无人机5和联动弹射装置3的重心可以均位于同一条竖直线上，能够完全排除无人机5对火箭本体1的正常发射与飞行过程带来的不利影响。

具体上述的结构，火箭本体1包括柱体101和鼻锥段，载物舱106和发动机舱107位于柱体101内；如图2所示，还包括舵机2，鼻锥舱105位于鼻锥段内；舵机2位于鼻锥舱105内，鼻锥段包括左鼻锥段102和右鼻锥段103，左鼻锥段102和右鼻锥段103均通过设置在各自底部的铰链与柱体101铰接，铰链内设有扭力弹簧，在无外力约束情况下可使左鼻锥段102和右鼻锥段103自动打开，舵机2用于控制左鼻锥段102和右鼻锥段103闭合与分离；其中，左鼻锥段102和右鼻锥段103的结合处均自上而下均设有连接板，连接板相互贴紧，舵机2固定在左鼻锥段102的连接板上的底部的左侧，舵机2上设有转轴，转轴的一端安装在舵机2内部，另一端伸向右鼻锥段103上的连接板的右侧且通过设置的限位杆将右鼻锥段103上的连接板勾住，使得左鼻锥段102和右鼻锥段相互贴紧，当然，舵机2也可以固定在右鼻锥段103的连接板上的底部的右侧，舵机2上设有转轴，转轴的一端安装在舵机2内部，另一端伸向左鼻锥段102上的连接板的左侧且通过设置的限位杆将左鼻锥段102上的连接板勾住，使得左鼻锥段102和右鼻锥段相互贴紧。舵机2可以带动转轴转动，带动限位杆转动直至完全脱离连接板的投影区域，左鼻锥段102和右鼻锥段103在扭力弹簧的作用下，均向外侧打开形成弹射通道；只要通过控制舵机2带动转轴旋转即可实现左鼻锥段102和右鼻锥段103的分离与闭合控制；控制的方式有多种，可以通过51单片机模拟PWM信号的输出，调整占空比来控制舵机2带动转轴转动进而控制左鼻锥段102和右鼻锥段103的分离与闭合，飞行时，应在模型火箭发射后速度减为零之前将鼻锥舱105打开，51单片机装置的电路控制部分可以布设在于箭体载物舱106的底部。

火箭本体1的尾部对称安装有3～5个尾翼104，可以调整火箭飞行过程中的稳定性。鼻锥舱105内安装有降落伞4，与鼻锥舱105下段空间通过隔板隔开，降落伞4可以安装在左鼻锥段102或右鼻锥段103上。本实施例中，尾翼104的数量为4个，左鼻锥段102和右鼻锥段103分离打开到一定后，降落伞4受到空气的阻力可自行展开，也有利于对箭体本体1进行回收。

实施例2

同实施例1，所不同的是：如图6和图7所示，联动弹射装置3包括支撑座301、弹射弹簧302和锁紧机构303，支撑座301为圆形平台且水平固定在载物舱106中，弹射弹簧302为多个且均匀布设在支撑座301上，锁紧机构303位于支撑座301的中心，锁紧机构303用于锁紧无人机5，鼻锥舱105打开将驱使锁紧机构303失效，进而通过弹射弹簧302将无人机5弹射出去。

具体上述的结构，如图8所示，无人机5由机架、驱动电机、螺旋桨、图像传输系统与电源组成，无人机5的机架底部中心设有锁紧支架501且环绕锁紧支架501周围设有多个弹射支架502，弹射支架502的数量与弹射弹簧302一一对应，锁紧支架501为一柱体结构，且侧面设有插孔，如图5、图9和图10所示，锁紧机构303为一圆形凸起，且内部竖直设有锁孔3031，锁紧支架501插入锁孔3031中，联动弹射装置3还包括插销304、锁紧弹簧305和挡板306，挡板306固定在支撑座301上且位于锁紧机构303与左鼻锥段102或右鼻锥段103之间位置处，插销304的一端穿过锁紧机构303的侧壁插入插孔中，另一端依次穿过锁紧弹簧305和挡板306后通过绳索307与左鼻锥段102或右鼻锥段103的底部连接；其中，锁紧弹簧305驱使插销304插入插孔中。本实施例中，弹射支架502压缩弹射弹簧302使其至蓄力状态后由销钉304将无人机5锁住，待火箭无人机一体化系统达到预定高度与位置时，速度减为零之前将鼻锥舱105打开，左鼻锥段102与右鼻锥段103打开分离，拉动绳索307，驱使插销304离开插孔，进使得锁紧机构303对锁紧支架501的限位功能失效，在弹射弹簧302的作用下，将无人机5弹射出去，加上原有的运动初速度，可轻松实现箭体与无人机5的分离，再通过无线电遥控即可操控无人机5快速实现侦察、勘探、监测等任务。

锁紧弹簧305驱使插销304插入插孔中的布设方式可以为多种方式，如：插销304的侧面设有环形凸起3041，锁紧弹簧305位于环形凸起3041和挡板306之间，锁紧弹簧305处于压缩状态，锁紧弹簧305通过环形凸起3041给予插销304一个靠向插孔的力。

联动弹射装置3还包括滑轮308，滑轮308通过滑轮座固定在支撑座301上；其中，滑轮308、挡板306和锁紧机构303三者的中心同线布设，绳索307的一端与插销304固定，另一端绕过滑轮308后与左鼻锥段102的底部内侧设置的左凸起部1021或右鼻锥段103的底部内侧设置的右凸起部连接，左鼻锥段102和右鼻锥段103分离用于形成弹射通道，左鼻锥段102和右鼻锥段103分离角度越大，拉动绳索307的位移距离远大，插销304发生的横移量越多；而在使用时，左鼻锥段102和右鼻锥段103分离角度需要达到一定程度使得弹射通道能够满足使用，避免对无人机5的弹射过程产生不利影响，当然两者的分离角度也不能过大，因为降落伞4受到空气的阻力可自行展开，降落伞4一旦打开经会锁死弹射通道，使无人机5的弹射工作无法顺利进行，经过发明人大量的实验发现，只要将左鼻锥段102和右鼻锥段103向外侧旋转角度控制在45°～75°之间时，启动无人机5的弹射工作，即可避免上述两种情况的发生，本实施例中，左鼻锥段102和右鼻锥段103向外侧旋转角度控制为60°，左鼻锥段102和右鼻锥段103向外侧旋转角度可以通过设置角度传感器检测到，滑轮308的设置能够控制绳索307的位置进而有利于调整无人机5弹射时的左鼻锥段102和右鼻锥段103向外侧旋转的角度，而且，也可以通过左凸起部1021或右凸起部的凸起高度调整无人机5弹射时的左鼻锥段102和右鼻锥段103向外侧旋转的角度。

实施例3

一种火箭无人机一体化系统的使用方法，采用实施例2中的所述的火箭无人机一体化系统，下面是对其进行具体说明。

一种火箭无人机一体化系统的使用方法，其步骤为：

a.火箭本体1点火升空，在发动机舱107内部设置的发动机的作用下，飞行至预定位置，调整火箭本体1的飞行姿态，使得飞行的方向为竖直向上；

b.无人机5解锁驱动电机，使驱动电机处于怠速状态；

c.在飞行速度减为零之前，舵机2控制左鼻锥段102和右鼻锥段103分离，拉动绳索307，驱使插销304离开插孔；

d.左鼻锥段102或右鼻锥段103向外侧旋转角度为45°～75°时，插销304完全离开插孔，锁紧机构303失效，弹射弹簧302将无人机5弹射出去；

e.无人机5启动飞行模式，通过无线电遥控操控无人机5，快速实现侦察、勘探、监测等任务；

f.降落伞4打开，火箭本体1缓慢下落至地面。

由此可见，该火箭无人机一体化系统的使用方法，打破了传统中火箭本体1仅与固定翼无人机的组合的思路，而且在不改变无人机5自身结构的情况下，消除了火箭本体1对无人机5静稳定性的不利影响，同时，排除了无人机5对火箭本体1的正常发射与飞行过程带来的不利影响，使得火箭无人机一体化系统整体效率更高、更为稳定；此外，还具有操控简单和可靠性高等优点。

本发明所述实例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明构思和范围进行限定，在不脱离本发明设计思想的前提下，本领域工程技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种火箭无人机一体化系统，包括火箭本体(1)；所述的火箭本体(1)内部自上而下依次设有鼻锥舱(105)、载物舱(106)和发动机舱(107)；其特征在于：还包括联动弹射装置(3)和无人机(5)，所述的无人机(5)为多旋翼无人机，所述的无人机(5)通过联动弹射装置(3)固定在载物舱(106)内；所述的鼻锥舱(105)可以打开以形成弹射通道；所述的联动弹射装置(3)用于将无人机(5)从载物舱(106)内弹射出去。

2.根据权利要求1所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：还包括舵机(2)；所述的火箭本体(1)包括柱体(101)和鼻锥段；所述的载物舱(106)和发动机舱(107)位于柱体(101)内；所述的鼻锥舱(105)位于鼻锥段内；所述的舵机(2)位于鼻锥舱(105)内；所述的鼻锥段包括左鼻锥段(102)和右鼻锥段(103)；所述的左鼻锥段(102)和右鼻锥段(103)均通过设置在各自底部的铰链与柱体(101)铰接；所述铰链内设有扭力弹簧，在无外力约束情况下可使左鼻锥段(102)和右鼻锥段(103)自动打开；所述的舵机(2)固定在左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)上，舵机(2)用于控制左鼻锥段(102)和右鼻锥段(103)闭合与分离。

3.根据权利要求2所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的联动弹射装置(3)包括支撑座(301)、弹射弹簧(302)和锁紧机构(303)；所述的支撑座(301)为圆形平台且水平固定在载物舱(106)中；所述的弹射弹簧(302)为多个且均匀布设在支撑座(301)上，所述的锁紧机构(303)位于支撑座(301)的中心；所述的锁紧机构(303)用于锁紧无人机(5)；所述的鼻锥舱(105)打开将驱使锁紧机构(303)失效，进而通过弹射弹簧(302)将无人机(5)弹射出去。

4.根据权利要求3所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的无人机(5)的底部中心设有锁紧支架(501)且环绕锁紧支架(501)周围设有弹射支架(502)；所述的锁紧支架(501)为一柱体结构，且侧面设有插孔；所述的锁紧机构(303)为一圆形凸起，且内部竖直设有锁孔(3031)；所述的锁紧支架(501)插入锁孔(3031)中；所述的联动弹射装置(3)还包括插销(304)、锁紧弹簧(305)和挡板(306)；所述的挡板(306)固定在支撑座(301)上且位于锁紧机构(303)与左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)之间位置处；所述的插销(304)的一端穿过锁紧机构(303)的侧壁插入插孔中，另一端依次穿过锁紧弹簧(305)和挡板(306)后通过绳索(307)与左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)的底部连接；其中，锁紧弹簧(305)驱使插销(304)插入插孔中。

5.根据权利要求4所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的插销(304)的侧面设有环形凸起(3041)；所述的锁紧弹簧(305)位于环形凸起(3041)和挡板(306)之间，所述的锁紧弹簧(305)处于压缩状态；所述的锁紧弹簧(305)通过环形凸起(3041)给予插销(304)一个靠向插孔的力。

6.根据权利要求5所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的联动弹射装置(3)还包括滑轮(308)；所述的滑轮(308)通过滑轮座固定在支撑座(301)上；其中，滑轮(308)、挡板(306)和锁紧机构(303)三者的中心同线布设；所述的绳索(307)的一端与插销(304)固定，另一端绕过滑轮(308)后与左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)的底部连接。

7.根据权利要求1～6中任意一项所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的火箭本体(1)、无人机(5)和联动弹射装置(3)的重心均位于同一条竖直线上。

8.根据权利要求1～6中任意一项所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的火箭本体(1)的尾部对称安装有3～5个尾翼(104)。

9.根据权利要求1～6中任意一项所述的一种火箭无人机一体化系统，其特征在于：所述的鼻锥舱(105)内安装有降落伞(4)；所述的降落伞(4)与左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)连接。

10.一种权利要求1所述的火箭无人机一体化系统的使用方法，其步骤为：

a.火箭本体(1)在其发动机舱(107)内部设置的发动机的作用下，飞行至预定位置，无人机(5)解锁驱动电机，使驱动电机处于怠速状态；

b.在飞行速度减为零之前，舵机(2)控制左鼻锥段(102)和右鼻锥段(103)分离，拉动绳索(307)，驱使插销(304)离开插孔；

c.左鼻锥段(102)或右鼻锥段(103)向外侧旋转角度为45°～75°时，插销(304)完全离开插孔，锁紧机构(303)失效，弹射弹簧(302)将无人机(5)弹射出去；

d.降落伞(4)打开，火箭本体(1)缓慢下落至地面。