CN112793801B - 一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行物的发射，特别涉及一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架，无人飞行物助推结构，包括助推杆，助推杆的一端用于与助推无人飞行物的火箭前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；助推杆为中空的管状结构，助推杆的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆与无人飞行物推开分离。通过采用本无人飞行物助推结构，轻松且巧妙的快速实现火箭与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭飞行，防止了火箭及助推杆对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

Description

一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架

技术领域

本发明涉及飞行物的发射，特别涉及一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架。

背景技术

目前飞行物发射方式主要包括:手抛式发射方式、火箭助推发射方式、弹射起飞发射方式、机载投放发射、车载发射等。

火箭助推发射方式在中小型飞行物的起飞发射中应用广泛，是一种常见的飞行物发射方式,飞行物通过火箭助推发射起飞升空后，助推火箭会被扔掉，然后飞行物在发动机的作用下完成飞行任务。火箭助推起飞发射方式推力范围比较大，能够适应飞行物发射要求，此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了飞行物的使用范围,而且其成本比较低，有较好的经济性。

在火箭助推起飞后，火箭依然会助推飞行物一段时间，但是在传统的助推方式中，当火箭燃料耗尽时，火箭连带支撑飞行物的部件不会立刻与飞行物脱离，而是会连着飞行物一同飞行一段时间，但是因为火箭和支撑飞行物的部件的本身并不是用于飞行而设计，火箭连带着飞行物的状态会给飞行物的飞行造成不确定、不稳定的因素，对飞行物的飞行状态造成不利影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能方便且巧妙的实现火箭及附带部件与无人飞行物快速分离的无人飞行物助推结构。

为了实现上述目的，本申请采用的技术方案是一种无人飞行物助推结构，用于设置在无人飞行物发射装置上，包括助推杆，上述助推杆的一端用于与助推无人飞行物的火箭前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；

所述助推杆为中空的管状结构，助推杆的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆与无人飞行物推开分离。

通过采用本无人飞行物助推结构，在起飞前通过发送装置的机架将飞行物固定并且使弹性机构处于压缩状态，使火箭助推飞行物飞行时，火箭可以通过施加推力依然使弹性机构处于压缩状态，当飞行一段时间火箭燃料耗尽后，弹性机构做功，弹性机构恢复松弛状态只需较小的力便可将火箭、助推杆与无人飞行物推开，轻松且巧妙的快速实现火箭与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭飞行，防止了火箭及助推杆对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

进一步地是，上述弹性机构包括弹性件和顶杆；上述顶杆一端与无人飞行物抵接，另一端通过弹性件连接于上述助推杆内。

这样使助推杆作为一个内部可伸缩的同时外部作为刚性支撑的组件，较好的实现在飞行物飞行过程中让助推杆和飞行物分离。

进一步地是，上述弹性件为弹簧、海绵条、胶条、气缸中的任意一种或任意多种的组合。这里的弹性件回复力根据实际需要，如无人飞行物的质量、尺寸等进行选用、调节。

进一步地是，上述顶杆包括用于与弹性件连接或抵接的连接部、用于与无人飞行物抵接的抵接部；上述抵接部用于伸出助推杆与无人飞行物抵接。

进一步地是，上述助推杆上的内腔包括后腔和穿孔，上述连接部限位于上述后腔内，上述顶杆穿设于上述穿孔中，用于根据弹性件的伸缩使顶杆在该穿孔中滑动。这样设置对连接部进行限位的后腔，以对顶杆的移动行程进行限制，设置时即可将后腔设置的径向尺寸大于穿孔孔径，将顶杆制为钉状结构。

进一步地是，本无人飞行物助推结构还包括用于设置在无人飞行物上与助推杆抵接的支座，上述支座包含用于助推杆伸入的凹槽。

这里的凹槽可以制成开口大、底面尺寸小的梯型槽或球冠型槽，槽面即为推力接触面。

进一步地是，上述助推杆用于与无人飞行物抵接的一端设置有端部，该端部的形制与上述凹槽适配的。

进一步地是，上述助推杆包括推杆主体、设置于推杆主体前端的且为柱状结构的端头，该端头的轴线与推杆主体的轴线相平行或位于同一直线上；所述端部设置于该端头前端，沿所述端部到推杆主体后端的方向上，所述推杆主体的横截面面积逐渐减小。

进一步地是，本无人飞行物助推结构包含相对于火箭助推方向的轴线对称的两个上述的助推杆，两个助推杆的后端通过连杆连接，该连杆上设置有用于与火箭前端连接或抵接的对接部。

这里的对接部可以为一个柱状结构，在火箭的前端可以设置一个套装在该对接部外的筒体，该筒体用于固定该对接部，通过固定对接部以固定助推杆的指向。

进一步地是，上述对接部位于上述火箭助推方向的轴线上。

无人飞行物发射架，包括底座和设置在该底座上的用于支撑无人飞行物的机架，上述机架设置有上述的无人飞行物助推结构。

通过采用本无人飞行物发射架，可以更快速实现火箭与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭飞行，防止了火箭及助推杆对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来辅助对本发明的理解，附图中所提供的内容及其在本发明中有关的说明可用于解释本发明，但不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为用于说明本无人飞行物助推结构的剖视图；

图2为用于说明本无人飞行物助推结构的外观示意图；

图3为用于说明本无人飞行物发射架的示意图；

图中标记：助推杆1、后腔101、穿孔102、火箭2、弹性件3、顶杆4、连接部401、抵接部402、支座5、凹槽501、底座6、机架7、连杆103、对接部104、端头105、推杆主体106。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行清楚、完整的说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。在结合附图对本发明进行说明前，需要特别指出的是：

本发明中在包括下述说明在内的各部分中所提供的技术方案和技术特征，在不冲突的情况下，这些技术方案和技术特征可以相互组合。

此外，下述说明中涉及到的本发明的实施例通常仅是本发明一分部的实施例，而不是全部的实施例。因此，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

关于本发明中术语和单位。本发明的说明书和权利要求书及有关的部分中的术语“包括”以及它的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

如图1-图3，一种无人飞行物助推结构，用于设置在无人飞行物发射装置上，包括助推杆1，上述助推杆1的一端用于与助推无人飞行物的火箭2的前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；

上述助推杆1为中空的管状结构，助推杆1的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭2助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆1与无人飞行物推开分离。

火箭2及助推杆1与飞行物依靠重力分离具有一定的干扰因素，通过采用本无人飞行物助推结构，在起飞前通过发送装置的机架将飞行物固定并且使弹性机构处于压缩状态，使火箭2助推飞行物飞行时，火箭2可以通过施加推力依然使弹性机构处于压缩状态，当飞行一段时间火箭2燃料耗尽后，弹性机构做功，弹性机构恢复松弛状态只需较小的力便可将火箭2、助推杆1与无人飞行物推开，轻松且巧妙的快速实现火箭2与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭2飞行，防止了火箭2及助推杆1对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

弹性机构包括弹性件3和顶杆4；上述顶杆4一端与无人飞行物抵接，另一端通过弹性件3连接于上述助推杆1内。这样使助推杆1作为一个内部可伸缩的同时外部作为刚性支撑的组件，较好的实现在飞行物飞行过程中让助推杆1和飞行物分离。

弹性件3为弹簧、海绵条、胶条、气缸中的任意一种或任意多种的组合。这里的弹性件3回复力根据实际需要，如无人飞行物的质量、尺寸等进行选用、调节。本实施方式中的弹性件3选用弹簧，具体的，选定弹簧初始推力150N，分离距离20mm，弹簧刚度3.59N/mm。

顶杆4包括用于与弹性件3连接或抵接的连接部401、用于与无人飞行物抵接的抵接部402；上述抵接部402用于伸出助推杆1与无人飞行物抵接。这里的连接部401可以设置为一个柱状体，弹簧套装于该连接部401外，此处的助推杆1的内腔的轴线、连接部401的轴线和弹簧的轴线都相平行或位于同一直线上。

助推杆1上的内腔包括后腔101和穿孔102，上述连接部401限位于上述后腔101内，上述顶杆4穿设于上述穿孔102中，用于根据弹性件3的伸缩使顶杆4在该穿孔102中滑动。这样设置对连接部401进行限位的后腔101，以对顶杆4的移动行程进行限制，设置时即可将后腔101设置的径向尺寸大于穿孔102孔径，将顶杆4制为钉状结构。连接部401上可设置为阶梯轴结构，轴肩与弹簧抵接，该阶梯轴结构一部分伸入到弹簧内。

本无人飞行物助推结构还包括用于设置在无人飞行物上与助推杆1抵接的支座5，上述支座5包含用于助推杆1伸入的凹槽501。这里的凹槽501可以制成开口大、底面尺寸小的梯型槽或球冠型槽，槽面即为推力接触面。助推杆1用于与无人飞行物抵接的一端设置有端部，该端部的形制与上述凹槽501适配。具体设置时，助推杆1用于与无人飞行物抵接的一端与凹槽501可设置为大间隙配合（0.1mm），在发射过程中起到辅助定位的作用，限制无人飞行物与助推火箭2之间的相对位置及姿态变化，从而达到稳定发射的目的。

所述助推杆1包括推杆主体106、设置于推杆主体106前端的且为柱状结构的端头105，该端头105的轴线与推杆主体106的轴线相平行或位于同一直线上；所述端部设置于该端头105前端，沿所述端部到推杆主体106后端的方向上，所述推杆主体106的横截面面积逐渐减小。这样使助推杆1的受力更加合理，保障助推杆1的可靠性。

本无人飞行物助推结构包含相对于火箭2助推方向的轴线对称的两个所述助推杆1，两个助推杆1的后端通过连杆103连接，该连杆103上设置有用于与火箭2前端连接或抵接的对接部104。这里的对接部104可以为一个柱状结构，在火箭2的前端可以设置一个套装在该对接部104外的筒体，该筒体用于固定该对接部104，通过固定对接部104以固定助推杆1的指向。上述对接部104位于上述火箭2助推方向的轴线上。

无人飞行物发射架，包括底座6和设置在该底座6上的用于支撑无人飞行物的机架7，上述机架设置有上述的无人飞行物助推结构。采用本无人飞行物发射架，可以更快速实现火箭2与飞行物的分离。

以上对本发明的有关内容进行了说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。基于本发明的上述内容，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

Claims (5)

1.无人飞行物助推结构，用于设置在无人飞行物发射装置上，其特征在于，包括助推杆，所述助推杆的一端用于与助推无人飞行物的火箭前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；

所述助推杆为中空的管状结构，助推杆的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆与无人飞行物推开分离；

所述弹性机构包括弹性件和顶杆；所述顶杆一端与无人飞行物抵接，另一端通过弹性件连接于所述助推杆内；

该无人飞行物助推结构还包括用于设置在无人飞行物上与助推杆抵接的支座，所述支座包含用于助推杆伸入的凹槽；所述助推杆用于与无人飞行物抵接的一端设置有端部，该端部的形制与所述凹槽适配；

所述助推杆包括推杆主体、设置于推杆主体前端的且为柱状结构的端头，该端头的轴线与推杆主体的轴线相平行或位于同一直线上；所述端部设置于该端头前端，沿所述端部到推杆主体后端的方向上，所述推杆主体的横截面面积逐渐减小；

所述无人飞行物助推结构包含相对于火箭助推方向的轴线对称的两个所述助推杆，两个助推杆的后端通过连杆连接，该连杆上设置有用于与火箭前端连接或抵接的对接部；所述对接部位于所述火箭助推方向的轴线上；对接部为一个柱状结构，在火箭的前端设置一个套装在该对接部外的筒体，该筒体用于固定该对接部，通过固定对接部以固定助推杆的指向。

2.如权利要求1所述的无人飞行物助推结构，其特征在于，所述弹性件为弹簧、海绵条、胶条、气缸中的任意一种或任意多种的组合。

3.如权利要求1所述的无人飞行物助推结构，其特征在于，所述顶杆包括用于与弹性件连接或抵接的连接部、用于与无人飞行物抵接的抵接部；所述抵接部用于伸出助推杆与无人飞行物抵接。

4.如权利要求3所述的无人飞行物助推结构，其特征在于，所述助推杆上的内腔包括后腔和穿孔，所述连接部限位于所述后腔内，所述顶杆穿设于所述穿孔中，用于根据弹性件的伸缩使顶杆在该穿孔中滑动。

5.无人飞行物发射架，包括底座和设置在该底座上的用于支撑无人飞行物的机架，其特征在于，所述机架设置有如权利要求1-4任意一项所述的无人飞行物助推结构。

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