CN113101679B - 一种模型火箭的三载荷分离装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种模型火箭的三载荷分离装置，包括外壳体、舱盖限制机构和三个舱盖；外壳体包含上圆环、下圆环和三个支撑立柱，三个支撑立柱均设置于上圆环和下圆环之间，每个支撑立柱的顶部和底部分别与上圆环和下圆环连接，且三个支撑立柱均匀间隔设置；舱盖限制机构包含舵机、舵角、舵机拉杆、直拉低副、舵机盘、接口、三个插销件、三个拉杆件和三个拉杆，三个舱盖分别设置于两个相邻支撑立柱之间，舱盖与其中一个相邻支撑立柱转动连接形成铰接端，舱盖远离铰接端的一端通过对应拉杆与另一个相邻支撑立柱活动连接。本发明提供的三载荷分离装置，结构简单，可靠性高，能够解决目前火箭模型载荷分离装置稳定性、安全性以及效率不高的技术问题。
Description
技术领域
本发明属于模型火箭技术领域，具体涉及一种模型火箭的三载荷分离装置。
背景技术
随着模型火箭的成熟化和市场化，多功能、低成本、多载荷等新需求应运而生，利用多弹头技术可在一枚小火箭上同时安装多个载荷，可实现载荷多功能模块化、扩大载荷作用范围、降低发射成本等目的，是未来小火箭的发展方向之一。像近些年出现了许多运用了多弹头分离技术的民用火箭，如：多弹头增雨防雹火箭、多弹头探空火箭等。这些新型火箭相比于传统火箭，不仅提高了发射效率，还降低了发射成本。
但是由于小火箭质量轻、稳定性较差，分离载荷时会对小火箭自身产生很大的影响，如果分离装置和小火箭结构设计不当，会导致小火箭在分离时失稳，从而导致发射任务失败。现有技术中，许多分离装置只能分离单个载荷，并且分离时往往会将小火箭头部抛出以便载荷可以成功分离，但抛出不管的头罩会造成很大的安全隐患。还有一些分离装置结构复杂，如果要将分离装置成功运用在火箭上，就要求火箭的弹身内部空间足够大，这种类型的分离装置不适用于分离多载荷的模型火箭。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种能够实现模型火箭的三载荷分离且稳定性高的模型火箭三载荷分离装置。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种模型火箭的三载荷分离装置，包括外壳体、舱盖限制机构和三个舱盖；
外壳体包含上圆环、下圆环和三个支撑立柱，三个支撑立柱均设置于上圆环和下圆环之间，每个支撑立柱的顶部和底部分别与上圆环和下圆环连接，且三个支撑立柱均匀间隔设置；
舱盖限制机构包含舵机、舵角、舵机拉杆、直拉低副、舵机盘、接口、三个插销件、三个拉杆件和三个拉杆；
舵机盘水平设置于下圆环内部，且与下圆环内侧壁连接，舵机盘上开设有“T”形结构的通孔，舵机设置于通孔内，并与舵机盘固定连接，舵角与舵机的摇臂固定连接，舵机拉杆的一端与舵角的另一活动端铰接，舵机拉杆的另一端与竖向的直拉低副的底部铰接，接口位于舵机盘的上方，直拉低副的顶部与接口的底部固定连接，三个插销件水平轴对称设置，且均与接口的顶部连接，三个插销件的另一端分别与三个拉杆件连接，三个拉杆分别垂直设置于三个拉杆件的顶部，且三个拉杆与三个舱盖的位置一一对应；
三个舱盖分别设置于两个相邻支撑立柱之间，舱盖与其中一个相邻支撑立柱转动连接形成铰接端，舱盖远离铰接端的一端通过对应拉杆与另一个相邻支撑立柱活动连接。
优选的，三个支撑立柱的外表面的顶部和底部分别开设有上凹沿和下凹沿，三个支撑立柱均通过上凹沿和下凹沿分别与上圆环和下圆环的内侧面连接。
优选的，支撑立柱内侧面上沿其高度方向间隔设置有两个凸台，凸台与右侧相邻舱盖之间设置有两个扭簧合页，两个扭簧合页与两个凸台的位置一一对应，扭簧合页的一片合页通过凸台与支撑立柱连接，另一片合页与舱盖内侧壁连接。
优选的，舱盖远离铰接端的一端设置有竖直的第一限位环，与第一限位环相邻的支撑立柱的内侧壁上设置有第二限位环，第二限位环位于第一限位环的下方，且与第一限位环的位置相对应，第二限位环位于对应拉杆的正上方，当舱盖闭合时，拉杆可同时插设于第一限位环和第二限位环内。
优选的，舱盖限制机构还包含限制件，限制件设置于舵机盘上，直拉低副的顶部贯穿限制件与接口的底部连接。
优选的，上圆环的顶部和下圆环的底部分别开设有用于与模型火箭的头罩和弹身连接的凸沿。
优选的，舵机盘的直径尺寸与下圆环的内径尺寸相匹配。
优选的，接口为圆盘形，接口的顶部轴对称开设有三个“U”型结构的固定槽，三个插销件分别插接于三个固定槽内。
优选的，舱盖的内侧面上设置有发射架。
优选的，发射架上滑动连接有载荷。
本发明与现有技术相比，其有益效果在于：
（1）本发明提供的模型火箭的三载荷分离装置，在分离时刻能够保证载荷与模型火箭箭体之间有足够的空间，可以尽可能避免箭体与载荷分离时发生碰撞；
（2）本发明提供的模型火箭三载荷分离装置，通过将三个载荷分别安装在轴对称分布的三个舱盖上，使得舱盖侧向打开载荷分离时，模型火箭的质心不会发生改变，保证了模型火箭的稳定性，而且提高了模型火箭分离多载荷的效率；
（3）本发明提供的侧向开舱方式，使得模型火箭除了载荷外没有其他零件机构从箭体分离，安全性强；
（4）本发明提供的模型火箭三载荷分离装置，结构简单，可以应用于不同大小的模型火箭上，工程应用中可实现性强；而且驱动舱盖转动的扭簧合页技术成熟，结构简单，可靠性高。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
图1为本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置的主视图；
图2为本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置的剖视图；
图3为本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置在舱盖打开状态下的剖视图；
图4为本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置的俯视图；
图5为本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置在舱盖打开状态下的俯视图；
图6为本发明实施例中舱盖限制机构的主视图；
图7为本发明实施例中舱盖限制机构的立体图；
图8为本发明实施例中外壳体的结构示意图；
图9为本发明实施例中外壳体的爆炸图；
图10为本发明实施例中舱盖、发射架与载荷的连接结构示意图；
图11为本发明提供的模型火箭三载荷分离装置与模型火箭的连接结构图；
图中：1、外壳体；101、上圆环；102、下圆环；103、支撑立柱；2、舱盖；3、舱盖限制机构；4、舵机；5、舵角；6、舵机拉杆；7、直拉低副；8、舵机盘；9、限制件；10、接口；11、插销件；12、拉杆件；13、拉杆；14、上凹沿；15、扭簧合页；16、第一限位环；17、下凹沿；18、凸台；19、第二限位环；20、头罩；21、弹身；22、凸沿；23、固定槽；24、载荷；25、发射架；26、通孔。
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1-5所示，本发明实施例提供的模型火箭的三载荷分离装置，包括外壳体1、舱盖限制机构3和三个舱盖2；
如图8和9所示，外壳体1包含上圆环101、下圆环102和三个支撑立柱103，三个支撑立柱103均设置于上圆环101和下圆环102之间，每个支撑立柱103的顶部和底部分别与上圆环101和下圆环102连接，且三个支撑立柱103均匀间隔设置；三个支撑立柱103的外表面的顶部和底部分别开设有上凹沿14和下凹沿16，三个支撑立柱103均通过上凹沿14和下凹沿17分别与上圆环101和下圆环102的内侧面连接，具体是上凹沿14、下凹沿17、和支撑立柱103上均开设有螺丝孔，通过螺丝分别将支撑立柱103与上凹沿14、下凹沿17固定连接起来。
如图6和7所示，舱盖限制机构3包含舵机4、舵角5、舵机拉杆6、直拉低副7、舵机盘8、接口10、三个插销件11、三个拉杆件12和三个拉杆13；
舵机盘8水平设置于下圆环102内部，舵机盘8的直径尺寸与下圆环102的内径尺寸相匹配，且通过胶水与下圆环102内侧壁胶结，舵机盘8上开设有“T”形结构的通孔26，舵机4设置于通孔26内，并与舵机盘8通过胶水固定连接，舵角5与舵机4的摇臂固定连接，舵机拉杆6的一端与舵角5的另一活动端铰接，舵机拉杆6的另一端与竖向的直拉低副7的底部铰接，接口10位于舵机盘8的上方，直拉低副7的顶部与接口10的底部固定连接，三个插销件11水平轴对称设置，且均与接口10的顶部连接，三个插销件11的另一端分别与三个拉杆件12连接，三个拉杆13分别垂直设置于三个拉杆件12的顶部，且三个拉杆13与三个舱盖2的位置一一对应。
舱盖限制机构3还包含限制件9，所述限制件9设置于舵机盘8上，直拉低副7的顶部贯穿限制件9与接口10的底部连接。
三个舱盖2分别设置于两个相邻支撑立柱103之间，舱盖2与其中一个相邻支撑立柱103转动连接形成铰接端，舱盖2远离铰接端的一端通过对应拉杆13与另一个相邻支撑立柱103活动连接；舱盖2远离铰接端的一端设置有竖直的第一限位环16，与第一限位环16相邻的支撑立柱103的内侧壁上设置有第二限位环19，第二限位环19位于第一限位环16的下方，且与第一限位环16的位置相对应，第二限位环19位于对应拉杆13的正上方，当舱盖2闭合时，拉杆13可同时插设于第一限位环16和第二限位环19内。
支撑立柱103内侧面上沿其高度方向间隔设置有两个凸台18，凸台18与右侧相邻舱盖2之间设置有两个扭簧合页15，两个扭簧合页15与两个凸台18的位置一一对应，扭簧合页15的一片合页通过凸台18与支撑立柱103连接，另一片合页与舱盖2内侧壁连接。
接口10为圆盘形，接口10的顶部轴对称开设有三个“U”型结构的固定槽23，三个插销件11分别插接于三个固定槽23内。固定槽与接口的外侧边相连通，三个插销件11分别水平插接固定于相应的固定槽23内，
如图11所示，上圆环101的顶部和下圆环102的底部分别开设有用于与模型火箭的头罩20和弹身21连接的凸沿22，凸沿22上开设有圆孔，通过螺丝将模型火箭的头罩20底部和弹身21的顶部分别与上圆环101和下圆环102固定连接。
如图10所示，舱盖2的内侧面上设置有发射架25，发射架25上滑动设置有载荷24。本发明实施例中载荷设置为小火箭。
本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置在使用时，首先使用螺丝通过上圆环101和下圆环102上下侧预留的圆孔分别与模型火箭的头罩20和弹身21连接，接着将三个载荷24分别对应滑动安装在舱盖2内侧面上的发射架25上，关闭舱盖2，启动舵机4，舵机4开始转动，驱动拉杆13沿弹身21纵轴正方向（由尾向头）运动，拉杆13依次分别穿过第一限位环16和第二限位环19，对舱盖2进行限位，阻止舱盖2转动，此时，关闭舵机4，然后发射模型火箭，当模型火箭飞行到指定分离位置后发送信号，启动舵机4，舵机4开始转动，驱动拉杆13沿弹身21纵轴负方向（由头向尾）运动，拉杆13依次脱离第一限位环16和第二限位环19，当拉杆13不再与第一限位环16和第二限位环19接触时，舱盖2另一端的扭簧合页15驱动舱盖2转动，舱盖2转动90°后与支撑立柱103接触后不再转动，此时舱盖2完全打开，载荷（小火箭）点火在其自带动力的作用下与模型火箭分离。
综上所述，本发明实施例提供的模型火箭三载荷分离装置，结构简单，可靠性高，在分离时刻保证了载荷与模型火箭箭体之间有足够的空间，可以尽可能避免箭体与载荷分离时发生碰撞，并且由于该分离装置用于三载荷分离，三个载荷分别安装在轴对称分布的三个舱盖上，舱盖打开后模型火箭的质心不会发生改变，保证了模型火箭的稳定性，而且除了载荷外没有其他零件机构从箭体分离，安全性强，因此，本发明极大的提高了模型火箭分离多载荷的效率和可靠性。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。
Claims (8)
1.一种模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，包括外壳体(1)、舱盖限制机构(3)和三个舱盖(2)；
所述外壳体(1)包含上圆环(101)、下圆环(102)和三个支撑立柱(103)，三个所述支撑立柱(103)均设置于所述上圆环(101)和下圆环(102)之间，每个所述支撑立柱(103)的顶部和底部分别与所述上圆环(101)和下圆环(102)连接，且三个所述支撑立柱(103)均匀间隔设置；
所述舱盖限制机构(3)包含舵机(4)、舵角(5)、舵机拉杆(6)、直拉低副(7)、舵机盘(8)、接口(10)、三个插销件(11)、三个拉杆件(12)和三个拉杆(13)；
所述舵机盘(8)水平设置于所述下圆环(102)内部，且与所述下圆环(102)内侧壁连接，所述舵机盘(8)上开设有“T”形结构的通孔(26)，所述舵机(4)设置于所述通孔(26)内，并与所述舵机盘(8)固定连接，所述舵角(5)与所述舵机(4)的摇臂固定连接，所述舵机拉杆(6)的一端与所述舵角(5)的另一活动端铰接，所述舵机拉杆(6)的另一端与竖向的所述直拉低副(7)的底部铰接，所述接口(10)位于所述舵机盘(8)的上方，所述直拉低副(7)的顶部与所述接口(10)的底部固定连接，三个所述插销件(11)水平轴对称设置，且均与所述接口(10)的顶部连接，三个所述插销件(11)的另一端分别与三个所述拉杆件(12)连接，三个所述拉杆(13)分别垂直设置于三个所述拉杆件(12)的顶部，且三个所述拉杆(13)与三个所述舱盖(2)的位置一一对应；
三个所述舱盖(2)分别设置于两个相邻所述支撑立柱(103)之间，所述舱盖(2)与其中一个相邻所述支撑立柱(103)转动连接形成铰接端，所述舱盖(2)远离铰接端的一端通过对应所述拉杆(13)与另一个相邻所述支撑立柱(103)活动连接；
所述支撑立柱(103)内侧面上沿其高度方向间隔设置有两个凸台(18)，所述凸台(18)与右侧相邻所述舱盖(2)之间设置有两个扭簧合页(15)，两个所述扭簧合页(15)与两个所述凸台(18)的位置一一对应，所述扭簧合页(15)的一片合页通过所述凸台(18)与所述支撑立柱(103)连接，另一片合页与所述舱盖(2)内侧壁连接；
所述舱盖(2)远离铰接端的一端设置有竖直的第一限位环(16)，与所述第一限位环(16)相邻的支撑立柱(103)的内侧壁上设置有第二限位环(19)，所述第二限位环(19)位于所述第一限位环(16)的下方，且与所述第一限位环(16)的位置相对应，所述第二限位环(19)位于对应拉杆(13)的正上方，当所述舱盖(2)闭合时，所述拉杆(13)同时插设于所述第一限位环(16)和第二限位环(19)内。
2.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，三个所述支撑立柱(103)的外表面的顶部和底部分别开设有上凹沿(14)和下凹沿(17)，三个所述支撑立柱(103)均通过所述上凹沿(14)和下凹沿(17)分别与所述上圆环(101)和下圆环(102)的内侧面连接。
3.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述舱盖限制机构(3)还包含限制件(9)，所述限制件(9)设置于所述舵机盘(8)上，所述直拉低副(7)的顶部贯穿所述限制件(9)与所述接口(10)的底部连接。
4.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述上圆环(101)的顶部和下圆环(102)的底部分别开设有用于与模型火箭的头罩(20)和弹身(21)连接的凸沿(22)。
5.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述舵机盘(8)的直径尺寸与所述下圆环(102)的内径尺寸相匹配。
6.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述接口(10)为圆盘形，所述接口(10)的顶部轴对称开设有三个“U”型结构的固定槽(23)，三个所述插销件(11)分别插接于三个所述固定槽(23)内。
7.根据权利要求1所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述舱盖(2)的内侧面上设置有发射架(25)。
8.根据权利要求7所述的模型火箭的三载荷分离装置，其特征在于，所述发射架(25)上滑动连接有载荷(24)。
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