CN111717401B - 一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器 - Google Patents

一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明的实施例提供一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器。所述尾部降落伞包括尾部壳体以及设置在所述尾部壳体内的降落伞，所述快速分离机构包括：安装座；至少一个解锁组件，所述解锁组件包括插接件和插接座，所述插接座与所述安装座相连，所述插接件可移动地插设在所述插接座和所述尾部壳体中；至少一个驱动机构，所述驱动机构与对应的所述插接件传动相连，以驱动所述插接件插入或脱离所述尾部壳体。本发明的快速分离机构，利用驱动机构驱动插接件插入或脱离尾部壳体，可以实现在飞行过程中可以稳定且快速的打通降落伞释放机构，结构简单，成本较低，稳定性大大提高。

Description

一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器
技术领域
本发明涉及飞行器尾部降落伞分离技术领域，特别是指一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构以及飞行器。
背景技术
尾部壳体降落伞分离机构需要结构简单；需要机构性能稳定；需要机构质量轻；需要机构成本低。其中目前现有的尾部壳体降落伞分离机构很难在轻质、结构简单、性能稳定、低成本四个方向同时具备。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一，提供一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构以及飞行器。
本发明的一个方面，提供一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构，所述尾部降落伞包括尾部壳体以及设置在所述尾部壳体内的降落伞，所述快速分离机构包括：
安装座；
至少一个解锁组件，所述解锁组件包括插接件和插接座，所述插接座与所述安装座相连，所述插接件可移动地插设在所述插接座和所述尾部壳体中；
至少一个驱动机构，所述驱动机构与对应的所述插接件传动相连，以驱动所述插接件插入或脱离所述尾部壳体。
可选地，所述驱动机构包括：
驱动源，所述驱动源与所述安装座相连；
转动件，所述转动件可转动地与所述驱动源相连；
传动连杆，所述传动连杆的第一端与所述转动件可转动地相连，所述传动连杆的第二端与所述插接件可转动地相连。
可选地，所述驱动源采用所述飞行器的舵机。
可选地，所述快速分离机构包括多个解锁组件，所述多个解锁组件沿所述转动件的周向等间隔设置。
可选地，所述尾部壳体沿其长度方向的端部设置有安装槽，所述安装座设置在所述安装槽中。
可选地，所述安装槽的内侧壁上设置有至少一个第一插接孔，每个所述插接座上设置有贯穿其厚度的第二插接孔，每个所述第一插接孔对应一个所述第二插接孔，所述插接件可移动地插设在对应的所述第一插接孔和所述第二插接孔中。
可选地，所述快速分离机构还包括第一盖板，所述第一盖板与所述安装座相连，并夹设在所述安装槽内侧壁和所述插接座之间，所述第一盖板上还设置有贯穿其厚度的至少一个第三插接孔，每个所述第三插接孔对应一个所述第一插接孔和所述第二插接孔，所述插接件可移动地插设在对应的所述第一插接孔、所述第二插接孔和所述第三插接孔中。
可选地，所述快速分离机构还包括第二盖板，所述第二盖板盖设在所述第一盖板上，且所述第二盖板与所述第一盖板之间形成收容空间，以收容所述解锁组件和驱动机构。
可选地，所述插接件呈柱状结构。
本发明的另一方面，提供一种飞行器，所述飞行器包括尾部壳体、设置在所述尾部壳体内的降落伞以及快速分离机构，所述快速分离机构采用前文记载的所述的快速分离机构。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，利用驱动机构驱动插接件插入或脱离尾部壳体，可以实现在飞行过程中可以稳定且快速的打通降落伞释放机构，结构简单，成本较低，稳定性大大提高。
附图说明
图1是本发明一实施例的快速分离机构的结构示意图；
图2是本发明另一实施例的快速分离机构锁紧状态图；
图3是图2中快速分离机构的俯视图；
图4是本发明另一实施例的快速分离机构打开状态图；
图5是图4中快速分离机构俯视图。
附图标记说明：
1-尾部壳体；2-安装座；3-插接件；4-插接座；5-驱动源；6-转动件；7-传动连杆；8-第一盖板；9-第二盖板。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1和图2所示，本发明的实施例提出一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构，所述尾部降落伞包括尾部壳体1以及设置在所述尾部壳体内的降落伞(图中并未示出)。所述快速分离机构包括安装座2、至少一个解锁组件以及至少一个驱动机构。
示例性的，如图1和图2所示，尾部壳体1可以呈筒状结构，在筒状结构内部可以设置有降落伞，当然，除此以外，尾部壳体1还可以呈其他形状，本实施例对此并不限制。作为一个示例，如图1和图2所示，可以在尾部壳体1 沿其长度方向的端部设置一安装槽(图中并未标号)，快速分离机构可以设置在该安装槽中。
示例性的，如图1和图2所示，所述解锁组件包括插接件3和插接座4，所述插接座4与所述安装座2相连，所述插接件3可移动地插设在所述插接座4 和所述尾部壳体1中。示例性的，所述插接座4可以与所述安装座2螺接(如通过螺栓或螺钉等螺纹紧固件)，或者，所述插接座4也可以与所述安装座2卡接，如可以在插接座4和安装座2中的一者上设置卡扣，在插接座4和安装座2中的另一者上设置卡槽，当然，除此以外，本领域技术人员还可以采用其他一些连接方式，本实施例对此并不限制。此外，插接件3可移动地插设在所述插接座4和所述尾部壳体1中，例如，可以在尾部壳体1内侧壁上设置有一个或多个第一插接孔(图中并未标号)，在插接座4对应所述第一插接孔的位置处设置有贯穿其厚度的第二插接孔(图中并未标号)，插接件3穿设在第一插接孔和第二插接孔中，并可以在所述第一插接孔和所述第二插接孔中移动。当然，除此以外，本领域技术人员还可以根据实际需要，设计插接件3与插接座4以及尾部壳体1 之间的其余一些插接方式，本实施例对此并不限制。
示例性的，如图1和图2所示，所述驱动机构与对应的所述插接件3传动相连，以驱动所述插接件3插入或脱离所述尾部壳体1。驱动机构的具体结构并没有作出限定，例如，如图1和图2所示，该驱动机构可以采用曲柄摇杆机构，除此以外，本领域技术人员还可以根据实际需要，设计其他一些驱动机构，例如，齿轮齿条机构等等，本实施例对此并不限制。此外，每个驱动机构可以对应一个所述解锁组件，当然，本领域技术人员还可以根据实际需要，设计驱动机构与解锁组件的其余一些对应方式，例如，每个驱动机构可以对应多个所述解锁组件等等，本实施例对此并不限制。
示例性的，如图1和图2所示，所述驱动机构与对应的所述插接件3传动相连，以驱动所述插接件3插入或脱离所述尾部壳体1，具体地，一并结合图3，此时插接件3完全插入尾部壳体1中，从而实现将快速连接机构与尾部壳体1 固定连接在一起。在需要打开降落伞时，如图1、图4和图5所示，驱动机构驱动插接件3移动，使得插接件3脱离尾部壳体1，从而可以使得安装座2以及解锁组件与尾部壳体1完全解锁，此时受气动力的影响，安装座2、解锁组件等结构同时与尾部壳体1分离，进而释放尾部壳体1内的降落伞。
本实施例的快速分离机构，利用驱动机构驱动插接件插入或脱离尾部壳体，可以实现在飞行过程中可以稳定且快速的打通降落伞释放机构，结构简单，成本较低，稳定性大大提高。
需要说明的是，对于插接件的具体结构并没有作出限定，例如，插接件可以采用柱状结构，如采用插接销等结构，当然，除此以外，本领域技术人员还可以根据实际需要，采用其他一些插接结构，本实施例对此并不限制。
示例性的，如图1和图2所示，所述驱动机构包括驱动源5、转动件6和传动连杆7。这里的传动连杆7可以是多个传动连杆，不限于三个或者四个传动连杆。驱动源5可以采用驱动电机，为了进一步简化快速分离机构，可以将飞行器的舵机复用为该驱动源5，当然，本实施例并不以此为限，驱动源5与安装座 2相连，例如，可以采用螺栓等紧固件实现两者紧固连接。转动件6可转动地与所述驱动源5相连，如可以通过铰接、销轴、轴承等方式实现两者转动相连，对于转动件6的具体形状并没有作出限定，优选地，该转动件6可以采用圆盘等结构。所述传动连杆7的第一端与所述转动件6可转动地相连，所述传动连杆7的第二端与所述插接件3可转动地相连，传动连杆7的第一端可以通过销或螺钉实现与转动件6可转动相连，传动连杆7的第二端可以通过销或螺钉实现与插接件3可转动相连，本实施例并不以此为限。
一并结合图4和图5，当需要打开降落伞时，控制舵机(即驱动源5)转动，舵机上的转动件6带动传动连杆7，进而带动传动连杆7上的插接件3从尾部壳体1 相对应的第一插接孔中分离，安装座2及解锁组件与尾部壳体1完全解锁，此时受气动力的影响，安装座2、解锁组件等同时与尾部壳体1分离，进而释放尾部壳体1内的降落伞。
本实施例的快速分离机构，利用驱动源、转动件、传动连杆形成了一个曲柄摇杆机构，结构简单且稳定性较高，并且，还有助于快速稳定地实现降落伞的快速分离。
示例性的，如图1、图2和图3所示，为了进一步提高分离效率，所述快速分离机构包括多个解锁组件，所述多个解锁组件沿所述转动件6的周向等间隔设置，例如，如图3所示，快速分离机构可以包括四个解锁组件，该四个解锁组件沿转动件6的周向等间隔设置，也即对称设置。当然，除此以外，本领域技术人员还可以设计更多数量的解锁组件以及采取解锁组件其他一些布局方式，本实施例对此并不限制。
示例性的，如图1和图2所示，所述快速分离机构还包括第一盖板8，所述第一盖板8与所述安装座2相连，并夹设在所述安装槽内侧壁和所述插接座4 之间，所述第一盖板8上还设置有贯穿其厚度的至少一个第三插接孔(图中并未标号)，每个所述第三插接孔对应一个所述第一插接孔和所述第二插接孔，所述插接件3可移动地插设在对应的所述第一插接孔、所述第二插接孔和所述第三插接孔中。
示例性的，如图1和图2所示，所述快速分离机构还包括第二盖板9，所述第二盖板9盖设在所述第一盖板8上，且所述第二盖板9与所述第一盖板8之间形成收容空间，以收容所述解锁组件和驱动机构。
本发明的另一方面，提供一种飞行器，所述飞行器包括尾部壳体、设置在所述尾部壳体内的降落伞以及快速分离机构，所述快速分离机构采用前文记载的所述的快速分离机构。
本实施例的飞行器，具有前文记载的快速分离机构，利用驱动机构驱动插接件插入或脱离尾部壳体，可以实现在飞行过程中可以稳定且快速的打通降落伞释放机构，结构简单，成本较低，稳定性大大提高。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构，所述尾部降落伞包括尾部壳体(1)以及设置在所述尾部壳体(1)内的降落伞，其特征在于，所述快速分离机构包括：
安装座(2)；
至少一个解锁组件，所述解锁组件包括插接件(3)和插接座(4)，所述插接座(4)与所述安装座(2)相连，所述插接件(3)移动地插设在所述插接座(4)和所述尾部壳体(1)中；
至少一个驱动机构，所述驱动机构与对应的所述插接件(3)传动相连，以驱动所述插接件(3)插入或脱离所述尾部壳体(1)；
所述尾部壳体(1)沿其长度方向的端部设置有安装槽，所述安装座(2)设置在所述安装槽中；
所述安装槽的内侧壁上设置有至少一个第一插接孔，每个所述插接座上设置有贯穿其厚度的第二插接孔，每个所述第一插接孔对应一个所述第二插接孔，所述插接件(3)移动地插设在对应的所述第一插接孔和所述第二插接孔中；
所述快速分离机构还包括第一盖板(8)，所述第一盖板与所述安装座(2)相连，并夹设在所述安装槽内侧壁和所述插接座之间，所述第一盖板(8)上还设置有贯穿其厚度的至少一个第三插接孔，每个所述第三插接孔对应一个所述第一插接孔和所述第二插接孔，所述插接件移动地插设在对应的所述第一插接孔、所述第二插接孔和所述第三插接孔中。
2.根据权利要求1所述的快速分离机构，其特征在于，所述驱动机构包括：
驱动源(5)，所述驱动源(5)与所述安装座(2)相连；
转动件(6)，所述转动件(6)转动地与所述驱动源(5)相连；
传动连杆(7)，所述传动连杆(7)的第一端与所述转动件(6)转动相连，所述传动连杆(7)的第二端与所述插接件(3)转动相连。
3.根据权利要求2所述的快速分离机构，其特征在于，所述驱动源(5)采用所述飞行器的舵机。
4.根据权利要求3所述的快速分离机构，其特征在于，所述快速分离机构包括多个解锁组件，所述多个解锁组件沿所述转动件(6)的周向等间隔设置。
5.根据权利要求1所述的快速分离机构，其特征在于，所述快速分离机构还包括第二盖板(9)，所述第二盖板(9)盖设在所述第一盖板(8)上，且所述第二盖板(9)与所述第一盖板(8)之间形成收容空间，以收容所述解锁组件和驱动机构。
6.根据权利要求1至4任一项所述的快速分离机构，其特征在于，所述插接件(3)呈柱状结构。
7.一种飞行器，所述飞行器包括尾部壳体(1)、设置在所述尾部壳体(1)内的降落伞以及快速分离机构，其特征在于，所述快速分离机构为如权利要求1至6任一项所述的快速分离机构。
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Assignee: Tianjin aisida New Material Technology Co.,Ltd.

Assignor: SUZHOU ISTAR AVIATION TECHNOLOGY Co.,Ltd.

Contract record no.: X2022980004061

Denomination of invention: The utility model relates to a fast separation mechanism for an aircraft tail parachute and an aircraft

Granted publication date: 20210827

License type: Common License

Record date: 20220412

CP01 Change in the name or title of a patent holder
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Address after: No.2 workshop of high power bulldozer, No.18, Yingchun Road, Huaming hi tech Industrial Zone, Dongli District, Tianjin

Patentee after: Tianjin istar-space Technology Co.,Ltd.

Address before: No.2 workshop of high power bulldozer, No.18, Yingchun Road, Huaming hi tech Industrial Zone, Dongli District, Tianjin

Patentee before: SUZHOU ISTAR AVIATION TECHNOLOGY Co.,Ltd.