CN113071677B - 一种姿态自适应探空仪弹射投放装置及弹射投放方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，包括吊舱机构，吊舱机构一端连接探空仪弹射控制器，吊舱机构内侧顶部连接电动机构一端，电动机构另一端连接探空仪弹射机构，吊舱机构、探空仪弹射机构和电动机构均通过电缆与探空仪弹射控制器连接。本发明还公开了上述探空仪弹射投放装置的投放方法，解决了现有技术中存在的弹射机构结构尺寸过大引起横截面积偏大造成风阻面积偏大，影响飞机(特别是小型无人机)的气动特性和飞行品质的问题。

Description

一种姿态自适应探空仪弹射投放装置及弹射投放方法

技术领域

本发明属于气象探测技术领域，涉及一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，本发明还涉及上述探空仪弹射投放方法。

背景技术

探空仪是一种基于飞艇、飞机(有人机或无人机)等平台，投放下落过程中，从投放平台到地/海面的大气温度、湿度、气压、风向、风速等气象数据的一项气象探测设备。

为适应现有飞机平台，探空仪投放系统一般通过外挂吊舱方式，实现与飞机平台的连接。申请号为201910812179.3的中国专利公开了一种多桶式下投探空仪弹射装置、投放装置及投放方法，该发明通过电磁铁通电后，Z型推杆向舱门方向运动，带动探空仪向舱门方向运动，同时采用多桶独立模式，实现探空仪的投放，该装置机械结构简单，装填和投放过程操纵简单，故障率低，可拓展性好。但该装置也存在一定的不足，由于其结构采用多桶并排式布局结构，势必会造成空间尺寸过大，由于弹射筒与弹射筒固定机构之间的夹角为30°～60°，不能实现大角度范围内调整，特别是0°小角度收起；且该装置采用外置式电磁铁弹射机构，势必会造成结构尺寸过大，对于用于飞机外挂的使用环境，由于该装置结构尺寸大，导致横截面积偏大，引起风阻面积偏大，甚至影响飞机特别是小型无人机的气动特性和飞行品质。

发明内容

本发明的目的是提供一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，解决了现有技术中存在的弹射机构结构尺寸过大引起横截面积偏大造成风阻面积偏大，影响飞机(特别是小型无人机)的气动特性和飞行品质的问题。

本发明所采用的技术方案是，一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，包括吊舱机构，吊舱机构一端连接探空仪弹射控制器，吊舱机构内侧顶部连接电动机构一端，电动机构另一端连接探空仪弹射机构，吊舱机构、探空仪弹射机构和电动机构均通过电缆与探空仪弹射控制器连接。

本发明的特点还在于：

吊舱机构包括吊舱梁，吊舱梁下侧一端连接后支撑，另一端连接前支撑，吊舱梁下侧位于前支撑和后支撑之间还设有中支撑和探空仪弹射机构支座，前支撑连接探空仪弹射控制器。

前支撑和后支撑外侧分别套接有前整流罩和后整流罩，前整流罩和后整流罩之间连接右蒙皮和左蒙皮，吊舱梁上还设有第一电连接器和吊舱挂耳。

探空仪弹射机构包括底板，底板上依次垂直连接有盖板、前弹射架和后弹射架，前弹射架和后弹射架之间设有多个弹射机构，前弹射架顶端设有第二电连接器和吊耳。

弹射机构包括与盖板连接的导向杆，导向杆外侧套接有弹簧和弹射滑块，前弹射架和后弹射架之间连接导向管，导向管套接于弹射滑块外侧，后弹射架上设有用于弹射探空仪的电磁机构。

探空仪弹射机构顶端设有电加热板，电加热板顶端设有用于连接电动机构的弹射吊耳。

一种姿态自适应探空仪弹射投放方法，采用上述探空仪弹射投放装置，具体按照以下步骤实施：

步骤1、探空仪弹射控制器接收到飞机平台发送的开启舱门的指令后，向电动机构发送伸出动作指令，探空仪弹射机构在电动机构的驱动下，底板随探空仪弹射机构偏转到预定角度，实现舱门开启，进行探空仪的装填，装填完成后，飞机向探空仪弹射控制器发送关闭舱门指令，探空仪弹射控制器向电动机构发送收回动作指令，在电动机构的驱动下，探空仪弹射机构偏转回0°；

步骤2、飞机抵达探空仪投放空域后，向探空仪弹射控制器发送弹射探空仪指令；

步骤3、探空仪弹射控制器接到弹射指令后，向电动机构发送伸出动作指令，根据飞机飞行速度和高度将装填有探空仪的探空仪弹射机构偏转至预定角度，然后向探空仪弹射机构中对应的电磁机构发送吸合指令；

步骤4、电磁机构接收到吸合指令后，电磁铁动衔铁吸回，弹射滑块和探空仪在弹簧力的作用下，使探空仪以预设的弹射速度弹射出仓；

步骤5、探空仪弹射完毕后，探空仪弹射控制器接收到关闭舱门指令后，探空仪弹射机构偏转回0°，便于飞机处于巡航状态飞行，减小飞行阻力。

本发明的有益效果是：

a)本发明的一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，具有较好的扩展性，可根据飞机等平台荷载能力，携带多组不同数量的探空仪；

b)本发明提供了一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，每个探空仪弹射机构可设置多组不同数量的弹射孔，每个弹射孔可装填一枚探空仪，每个弹射孔功能独立，与其他弹射孔互补干涉；可实现单个或多个任意弹射孔组合下的探空仪弹射；不会因单个探空仪卡壳，影响其他探空仪投放作业，任务可靠性高；

c)本发明提供了结构更为简单的探空仪弹射机构，减小结构复杂性，提升了产品的可靠性；同时装填过程和投放过程操纵简单，可单个人工装填和成批组装填，大大提高了装填效率；

d)本发明提供了一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，可根据不同用户需求，通过调整储能弹簧的类型，实现弹射速度的调节，且其他结构无需改变；

e)本发明提供了一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，根据不同的飞行速度和高度等信息，通过探空仪控制器实现探空仪弹射装置偏转角度的自适应宽带宽0°～90°角度调整；

f)本发明提供了带有自加热功能的探空仪弹射装置，具备较好的适应不同高低温环境的能力。

附图说明

图1是本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置的结构示意图；

图2是本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置中吊舱机构的结构示意图；

图3是本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置中吊舱机构的内部结构示意图；

图4是本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置中探空仪弹射机构的结构示意图；

图5是探空仪弹射开启状态示意图。

图中，1.吊舱机构，2.探空仪弹射控制器，3.探空仪弹射机构，4.电动机构；

101.右蒙皮，102.吊舱梁，103.吊舱挂耳，104.前整流罩，105.左蒙皮，106.第一电连接器，107.后整流罩，108.前支撑，109.中支撑，110.探空仪弹射机构支座，111.后支撑；

301.盖板，302.弹簧，303.底板，304.前弹射架，305.导向杆，306.弹射滑块，307.导向管，308.内蒙皮，309.电磁机构，310.后弹射架，311.弹射吊耳，312.电加热板，313.第二电连接器。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，如图1所示，包括吊舱机构1，吊舱机构1包括吊舱梁102，吊舱梁102下侧一端连接后支撑111，另一端连接前支撑108，吊舱梁102下侧位于前支撑108和后支撑111之间还设有中支撑109和用于连接探空仪弹射机构3的探空仪弹射机构支座110，前支撑108通过紧固件连接探空仪弹射控制器2，吊舱梁102顶部设有用于与飞机平台连接的吊舱挂耳103，以及通过电缆与探空仪弹射控制器2连接的第一电连接器106，吊舱电信号通过第一电连接器106与飞机等平台连接，前支撑108和后支撑111外侧分别套接有前整流罩104和后整流罩107，前整流罩104和后整流罩107之间连接用于包裹上侧面、左侧面和右侧面的右蒙皮101和左蒙皮105，吊舱机构1内侧顶部铰接电动机构4一端，电动机构4另一端铰接探空仪弹射机构3一端，探空仪弹射机构3另一端与探空仪弹射机构支座110连接，电动机构4通过电缆与探空仪弹射控制器2连接；

探空仪弹射机构3包括底板303，底板303上依次垂直连接有盖板301、前弹射架304和后弹射架310，前弹射架304顶部为L型结构，L型结构上设有用于与探空仪弹射机构支座110连接的吊耳和用于通过电缆与探空仪弹射控制器2连接的第二电连接器，前弹射架304和后弹射架310上设有多个一一对应的弹射孔，前弹射架304和后弹射架310之间连接导向管307，盖板301固定连接导向杆305，导向杆305外侧依次套接有弹簧302和弹射滑块306，导向管307套接于弹射滑块306外侧，后弹射架310上设有与弹射孔贯穿的孔道，电磁机构309与后弹射架310连接并且可以在探空仪弹射控制器2的控制下沿该孔道进出，前弹射架304和后弹射架310顶端连接有电加热板312，电加热板312顶端设有用于连接电动机构4的弹射吊耳311，探空仪弹射机构3上侧面以及左右侧面设有内蒙皮308。

一种姿态自适应探空仪弹射投放方法，具体按照以下步骤实施：

步骤1、探空仪弹射控制器接收到飞机平台发送的开启舱门的指令后，向电动机构发送伸出动作指令，探空仪弹射机构在电动机构的驱动下，底板随探空仪弹射机构偏转到预定角度(0°～90°)，实现舱门开启，进行探空仪的装填，可通过人工逐个装填探空仪或采用自动装填设备一次性完成探空仪装填，装填完成后，飞机向探空仪弹射控制器发送关闭舱门指令，探空仪弹射控制器向电动机构发送收回动作指令，在电动机构的驱动下，探空仪弹射机构偏转回0°；

步骤2、飞机抵达探空仪投放空域后，向探空仪弹射控制器发送随机弹射1～N号单个或多个探空仪弹射指令；

步骤3、探空仪弹射控制器接到弹射指令后，向电动机构发送伸出动作指令，根据飞机飞行速度和高度将装填有探空仪的探空仪弹射机构偏转至预定角度，然后向探空仪弹射机构中对应的电磁机构发送吸合指令；

步骤4、电磁机构接收到吸合指令后，电磁铁动衔铁吸回，弹射滑块和探空仪在弹簧力的作用下，使探空仪以预设的弹射速度弹射出仓，一次弹射任务完成；

步骤5、探空仪弹射完毕后，探空仪弹射控制器接收到关闭舱门指令后，探空仪弹射机构偏转回0°，便于飞机处于巡航状态飞行，减小飞行阻力。

探空仪的装填：探空仪通过后弹射架310的弹射孔孔穿入，压缩电磁机构的电磁铁实现动衔铁收回，探空仪通过弹射导向管307，压缩弹射滑块306，弹射滑块306沿着导向杆305轴向压缩弹簧302，产生储能弹簧力，当压缩到设定位移后，电磁铁动衔铁自动复位，卡阻探空仪形成轴向约束；当电磁铁接收到探空仪弹射控制器2的弹射指令，电磁铁动衔铁吸回，弹射滑块306在弹簧302力的作用下，弹射探空仪沿着弹射导向管307，快速弹出。

本发明一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，具有以下优点：

a)采用储能弹簧302与探空仪共轴式布局结构；同时采用电磁铁尾端布局，实现了探空仪轴向固定和稳定，以及电磁铁使能，探空仪在弹簧302力作用下自行弹射的一体化结构设计，大大缩减了结构尺寸；

b)采用并排独立多桶体一体化式布局结构，同时将舱门与姿态调整机构集成在一体，由姿态调整电动机构4实现了多组探空仪的姿态0°至90°的调整；以及舱门的随动；

c)考虑到探空仪投放时间一般约2min，大部分时间处于非投放时间，本发明采用了多组探空仪0°姿态保持，实现了小风阻面积，改善了飞机飞行品质；

d)考虑到不同飞机平台投放探空仪时的飞行速度不同，本发明可提供了一套可根据不同飞行速度实现探空仪30°至90°范围姿态自适应调整，大大提高了伞型探空仪开伞的概率，从而提升了探空仪任务可靠性；

e)考虑探空仪耐受高低温适应性，本发明配置电加热装置，具备温度自调节功能，确保了探空仪耐受高低温环境的能力。

Claims (3)

1.一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，其特征在于，包括吊舱机构(1)，所述吊舱机构(1)一端连接探空仪弹射控制器(2)，所述吊舱机构(1)内侧顶部连接电动机构(4)一端，电动机构(4)另一端连接探空仪弹射机构(3)，所述吊舱机构(1)、探空仪弹射机构(3)和电动机构(4)均通过电缆与探空仪弹射控制器(2)连接；

所述吊舱机构(1)包括吊舱梁(102)，所述吊舱梁(102)下侧一端连接后支撑(111)，另一端连接前支撑(108)，所述吊舱梁(102)下侧位于前支撑(108)和后支撑(111)之间还设有中支撑(109)和探空仪弹射机构支座(110)，所述前支撑(108)连接探空仪弹射控制器(2)；

所述前支撑(108)和后支撑(111)外侧分别套接有前整流罩(104)和后整流罩(107)，所述前整流罩(104)和后整流罩(107)之间连接右蒙皮(101)和左蒙皮(105)，所述吊舱梁(102)上还设有第一电连接器(106)和吊舱挂耳(103)；

所述探空仪弹射机构(3)包括底板(303)，所述底板(303)上依次垂直连接有盖板(301)、前弹射架(304)和后弹射架(310)，所述前弹射架(304)和后弹射架(310)之间设有多个弹射机构，所述前弹射架(304)顶端设有第二电连接器(313)和吊耳；

所述弹射机构包括与盖板(301)连接的导向杆(305)，所述导向杆(305)外侧套接有弹簧(302)和弹射滑块(306)，所述前弹射架(304)和后弹射架(310)之间连接导向管(307)，所述导向管(307)套接于弹射滑块(306)外侧，所述后弹射架(310)上设有用于弹射探空仪的电磁机构(309)。

2.根据权利要求1所述的一种姿态自适应探空仪弹射投放装置，其特征在于，所述探空仪弹射机构(3)顶端设有电加热板(312)，所述电加热板(312)顶端设有用于连接电动机构(4)的弹射吊耳(311)。

3.一种姿态自适应探空仪弹射投放方法，其特征在于，采用权利要求1-2任一项所述的探空仪弹射投放装置，具体按照以下步骤实施：

步骤1、探空仪弹射控制器接收到飞机平台发送的开启舱门的指令后，向电动机构发送伸出动作指令，探空仪弹射机构在电动机构的驱动下，底板随探空仪弹射机构偏转到预定角度，实现舱门开启，进行探空仪的装填，装填完成后，飞机向探空仪弹射控制器发送关闭舱门指令，探空仪弹射控制器向电动机构发送收回动作指令，在电动机构的驱动下，探空仪弹射机构偏转回0°；

步骤2、飞机抵达探空仪投放空域后，向探空仪弹射控制器发送弹射探空仪指令；

步骤3、探空仪弹射控制器接到弹射指令后，向电动机构发送伸出动作指令，根据飞机飞行速度和高度将装填有探空仪的探空仪弹射机构偏转至预定角度，然后向探空仪弹射机构中对应的电磁机构发送吸合指令；

步骤4、电磁机构接收到吸合指令后，电磁铁动衔铁吸回，弹射滑块和探空仪在弹簧力的作用下，使探空仪以预设的弹射速度弹射出仓；

步骤5、探空仪弹射完毕后，探空仪弹射控制器接收到关闭舱门指令后，探空仪弹射机构偏转回0°，便于飞机处于巡航状态飞行，减小飞行阻力。