CN109703773A - 一种自对正无人机火箭推力传递结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提出的一种自对正无人机火箭推力传递结构，由火箭锥座、火箭承力筒、火箭助推器、机身承力短梁和框板组成；火箭锥座上设有与框板进行连接的连接孔，并设有为无人机测量调整火箭推力线的螺孔。框板与机身承力短梁之间采用螺栓连接。机身承力短梁与无人机机身板件为一体成型结构，用于为扩散火箭助推器燃烧时产生的推力，防止框板发生塑性变形；火箭助推器通过火箭承力筒与火箭锥座之间的面接触，配合面间隙工作量小，通过在火箭锥座与框板之间加垫即可进行推力线的调节，实现火箭推力传递。火箭推力传递结构具有结构简单、火箭发射可靠性高，操作便捷的特点，可有效地减少发射前火箭推力线地面调节工作量。
Description
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，具体地说，涉及一种自对正无人机火箭推力传递结构。
背景技术
未来战争是信息化战争，侦察情报信息实时获取是夺取战争胜利的关键要素，无人机作为作战体系中的侦察节点具备战场态势感知、地面、空中火力指引、目标跟踪等能力，可为作战部队提供重要信息。由于无人机成本低，突防能力好的特点及其在实战中的突出表现，如何设计出安全性高、可靠性好、使用成本低和适应能力强的无人机是无人机设计的最大挑战。
现有中小型无人机中，火箭助推零长发射方式应用最广。无人机发射时，无人机在火箭助推器推力和自身动力的综合作用下发射升空，火箭助推器分离后，无人机在自身动力作用下进入航线飞行。目前，火箭助推零长发射无人机通过两种方式实现火箭推力的传递:一种是通过滑槽结构实现火箭推力的传递；另一种方法是通过球面接触以及推力辅助调节杆实现火箭推力的传递。前者要求滑槽加工精度高，在突发故障时发生无人机发射失败的概率高。后者在无人机地面调整火箭推力方向时操作复杂，自动化程度低；同时，地面调整火箭推力方向只能实现推力方向与无人机几何重心重合，而不能与物理重心重合，极易造成发射失败。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种自对正无人机火箭推力传递结构，该推力传递结构具有结构简单、发射可靠性高，操作便捷、可减少发射前火箭推力线地面调整工作量。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括火箭锥座、火箭承力筒、火箭助推器、安装螺栓、机身承力短梁和框板；所述火箭锥座前端设有连接孔，并设有为无人机测量调节火箭推力线的螺孔，火箭锥座与框板通过安装螺栓连接，火箭锥座与火箭承力筒配合连接，火箭锥座与火箭承力筒位于框板和火箭助推器之间；
所述框板与机身承力短梁之间通过安装螺栓连接；
所述机身承力短梁与无人机机身板件为一体成型结构，用于为扩散火箭助推器工作时产生的推力，防止框板发生塑性变形，火箭助推器通过火箭承力筒与火箭锥座之间的面接触实现火箭推力传递。
所述火箭承力筒前端部为圆锥凹槽结构,后端部为空腔体并与火箭助推器固连。
有益效果
本发明提出的一种自对正无人机火箭推力传递结构，由火箭锥座、火箭承力筒、火箭助推器、机身承力短梁和框板组成；火箭锥座上设有与框板进行连接的连接孔，并设有为无人机测量调整火箭推力线的螺孔。框板与机身承力短梁之间采用螺栓连接。机身承力短梁与无人机机身板件为一体成型结构，用于为扩散火箭助推器燃烧时产生的推力，防止框板发生塑性变形；火箭助推器通过火箭承力筒与火箭锥座之间的面接触，配合面间隙工作量小，通过在火箭锥座与框板之间加垫即可进行推力线的调整，实现火箭推力传递。无人机在发射架上做发射前准备工作时，先将火箭承力筒安装至火箭助推器，再将火箭助推器与火箭承力筒一起安装至无人机，并对火箭承力筒与火箭锥座之间的配合进行粗调；火箭助推器点火工作时，在火箭推力的作用下火箭承力筒与火箭锥座之间将自动对正并紧密配合，无人机将在火箭助推器推力和自身动力的作用下飞行，当火箭助推器工作结束后，此时无人机已经具有安全的高度和速度。火箭助推器脱落，与无人机分离。
本发明自对正无人机火箭推力传递结构具有结构简单、发射可靠性高，操作便捷的特点，可有效地减少发射前火箭推力线地面调整工作量。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种自对正无人机火箭推力传递结构作进一步详细说明。
图1为本发明自对正无人机火箭推力传递结构安装示意图。
图2为本发明自对正无人机火箭推力传递结构的局部剖视图。
其中
1.火箭锥座 2.火箭承力筒 3.火箭助推器 4.安装螺栓 5.机身承力短梁 6.框板
具体实施方式
本实施例是一种自对正无人机火箭推力传递结构。
参阅图1、图2，本实施例自对正无人机火箭推力传递结构，由火箭锥座1、火箭承力筒2、火箭助推器3、安装螺栓4、机身承力短梁5和框板6组成；其中，火箭锥座1前端设置有连接孔，并设有为无人机测量调整火箭推力线的螺孔，火箭锥座1与框板6通过安装螺栓4连接，火箭锥座1与火箭承力筒2配合连接，火箭锥座1与火箭承力筒2位于框板6和火箭助推器3之间。火箭承力筒2前端部为圆锥凹槽结构,后端部为空腔体并与火箭助推器3固定连接。框板6与机身承力短梁5之间通过安装螺栓连接；机身承力短梁5与无人机机身板件为一体成型结构，用于为扩散火箭助推器工作时产生的推力，防止框板6发生塑性变形；火箭助推器3通过火箭承力筒2与火箭锥座1之间的面接触，实现火箭推力传递。
本实施例中，火箭承力筒2前端部为圆锥凹槽结构，火箭承力筒2后端部为空腔体并与火箭助推器3固定连接。
本实施例中，无人机在发射架上做发射前准备工作时，先将火箭承力筒2安装至火箭助推器3，再将火箭助推器3与火箭承力筒2一起安装至无人机上，并对火箭承力筒2与火箭锥座1之间的配合进行粗调。火箭助推器3工作时，在火箭推力的作用下火箭承力筒2与火箭锥座1之间将自动对正紧密配合，无人机将在火箭助推器3推力与其自身动力的作用下飞行；当火箭助推器3工作结束后，此时无人机已经具有安全的高度与速度；火箭助推器3脱落，并与无人机分离。
Claims (2)
1.一种自对正无人机火箭推力传递结构，其特征在于:包括火箭锥座、火箭承力筒、火箭助推器、安装螺栓、机身承力短梁和框板；所述火箭锥座前端设有连接孔，并设有为无人机测量调节火箭推力线的螺孔，火箭锥座与框板通过安装螺栓连接，火箭锥座与火箭承力筒配合连接，火箭锥座与火箭承力筒位于框板和火箭助推器之间；
所述框板与机身承力短梁之间通过安装螺栓连接；
所述机身承力短梁与无人机机身板件为一体成型结构，用于为扩散火箭助推器工作时产生的推力，防止框板发生塑性变形，火箭助推器通过火箭承力筒与火箭锥座之间的面接触实现火箭推力传递。
2.根据权利要求1所述的自对正无人机火箭推力传递结构，其特征在于:所述火箭承力筒前端部为圆锥凹槽结构,后端部为空腔体并与火箭助推器固连。
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