CN113335502B - 一种空射无人机发射系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空射无人机发射系统，包括空射无人机发射筒与空射无人机。筒身内设有能够安置空射无人机的发射腔，筒身的首端设有与发射腔连通的发射口，推力件滑动连接在发射腔内；空射无人机设在发射腔内，且机身的尾端与推力件插接配合，机身的首端朝向发射口的方向，其中，空射无人机处于发射腔内时机翼组件处于折叠状态；动力组件设在筒身上并与推力件传动相连，以使得推力件具有向发射口移动的驱动力，进而将空射无人机推出发射腔，其中，空射无人机飞出发射腔后处于展开状态。将空射无人机与发射筒创新性的结合到了一起，大大提高了空射无人机和弹射装备的运输效率与安全性，同时简化了空射无人机空中发射的流程。

Description

一种空射无人机发射系统

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，具体是一种空射无人机发射系统。

背景技术

无人机已经发展成为一种不可替代的装备，执行长航时侦察、区域监视、搜索定位、火力引导等任务。空射无人机是一类基于固定翼飞机、直升机或者无人机等空中平台发射，执行空中监视范围拓展、诱饵防御、电子对抗、集群攻击等任务的无人机。空射无人机具有使用灵活、成本低廉等优势，能够适应多种类型的用途，能够较好的实现与大型航空器有机协同等优势。空射无人机因其起飞条件限制，一般都可折叠且具有较小的收纳尺寸。

无人机因其机翼及尾翼形状不规则，因此多采用包装箱将其拆分后储存运输。而空射无人机则需要空中自主展开，无法采用这种拆分安装的方式。空射无人机在空中发射的方式也备受限制，只有弹射筒较为适合。因此本发明采用将存储功能与发射功能于一身的空射无人机发射筒方案，将发射筒与空射无人机集成到一起。发射筒形状较为规则，可以实现批量集束运载，同时可以保护空射无人机机身不受损伤。空射无人机无需组装调试等前期准备工作就可以迅速发射，且可以同时大批量发射。

现有空射无人机技术大多停留在折叠阶段，空射无人机的发射也局限于弹射架。空射无人机折叠后形状仍不规则，运输时需要使用包装箱。空射无人机的发射流程也比较复杂，需要做大量的前期准备工作。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种空射无人机发射系统，将空射无人机与发射筒创新性的结合到了一起，大大提高了空射无人机和弹射装备的运输效率与安全性，同时简化了空射无人机空中发射的流程。

为实现上述目的，本发明提供一种空射无人机发射系统，包括空射无人机发射筒与空射无人机；

所述空射无人机包括机身、机翼组件与机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括主翼翼台、尾翼翼台、旋转组件；

所述主翼翼台固定设在所述机身上的中部位置，所述尾翼翼台固定设在所述机身上的尾部位置，所述旋转组件包括第一转轴、第二转轴、第三转轴与第四转轴；

所述第一转轴与所述第二转轴并排转动连接在所述主翼翼台上，所述第三转轴与所述第四转轴并排转动连接在所述尾翼翼台上，所述机翼组件包括左主翼、右主翼、左尾翼与右尾翼；

所述左主翼设在所述第一转轴上，所述右主翼设在所述第二转轴上，所述左尾翼设在所述第三转轴上，所述右尾翼设在所述第四转轴在；

所述机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述左主翼与所述右主翼沿所述机身的长度方向层叠在所述机身的上方，且所述左主翼位于所述右主翼的上方，且所述左尾翼与所述右尾翼沿所述机身的长度方向对称位于所述机身的两侧；

当所述机翼翼组件处于展开状态时，所述左主翼与所述右主翼的高度平齐且沿所述机身相互对称，且所述左主翼与所述右主翼分别向所述机身的两侧延伸，所述左尾翼与所述右尾翼分别向所述机身的两侧下方延伸，且所述左尾翼与所述右尾翼沿所述机身相互对称并构成倒V形结构；

所述空射无人机发射筒包括筒身、推力件、动力组件与控制组件；

所述筒身内设有能够安置空射无人机的发射腔，所述筒身的首端设有与所述发射腔连通的发射口，所述推力件滑动连接在所述发射腔内；

所述空射无人机设在所述发射腔内，且所述机身的尾端与所述推力件插接配合，所述机身的首端朝向发射口的方向，其中，所述空射无人机处于发射腔内时所述机翼组件处于折叠状态；

所述控制组件设在所述筒身上并与所述推力件活动相连，以用于在所述控制组件有效时将所述推力件固定在所述发射腔的尾端；

所述动力组件设在所述筒身上并与所述推力件传动相连，以使得所述推力件具有向所述发射口移动的驱动力，进而将空射无人机推出所述发射腔，其中，所述空射无人机飞出发射腔后所述机翼组件处于展开状态。

在其中一个实施例中，所述第一转轴或所述第二转轴上设有升降机构，以用于在所述第一转轴转动过程中带动所述第一转轴沿轴向下降，或在所述第二转轴转动过程中带动所述第二转轴沿轴向上升。

在其中一个实施例中，所述升降机构包括导向杆与螺旋槽，所述螺旋槽设在所述第一转轴或所述第二转轴的侧壁上；

所述螺旋槽的两端在所述第一转轴或所述第二转轴上的轴向跨度与所述机翼组件处于折叠状态时所述左主翼、所述右主翼之间的高度差相等；

所述导向杆的一端与所述主翼翼台或所述机身固定相连，另一端经过所述螺旋槽后位于所述第一转轴或所述第二转轴内，或另一端经过所述螺旋槽后穿过所述第一转轴或所述第二转轴；

所述导向杆与所述螺旋槽滑动相连，当所述机翼组件处于折叠状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的一端；当所述机翼组件处于展开状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的另一端。

在其中一个实施例中，所述机翼折叠机构还包括限位组件与驱动组件；

所述限位组件设在所述主翼翼台与所述尾翼翼台上，并与所述旋转组件活动相连，以用于在所述限位组件有效时限制所述旋转组件固定，使所述机翼组件处于折叠状态；

所述驱动组件与所述旋转组件传动相连，以用于在所述限位组件失效时驱动所述旋转组件旋转，进而使所述机翼组件由折叠状态转换为展开状态。

在其中一个实施例中，所述空射无人机还包括整流罩；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述整流罩的一端铰接在所述机身上，另一端搭接在所述机翼组件上；

当所述机翼组件处于展开状态时，所述整流罩的一端铰接在所述机身上，另一端搭接在所述机身上，且所述整流罩覆盖所述左主翼与所述右主翼的根部。

在其中一个实施例中，所述第一转轴的轴向与所述主翼翼台所在的平面之间的夹角为α1，所述第二转轴的轴向与所述主翼翼台所在的平面之间的夹角为α2，其中，0°<α1＝α2<90°。

在其中一个实施例中，所述左尾翼、所述右尾翼分别通过舵机与所述第三转轴、所述第四转轴转动相连。

在其中一个实施例中，所述动力组件包括弹力件、牵引绳、动滑轮与定滑轮；

所述定滑轮固定设在所述筒身的首端，所述弹力件的一端与所述筒身的外壁固定相连，所述动滑轮设在所述弹力件的另一端；

所述牵引绳的一端与所述推力件固定相连，另一端依次经过所述发射腔、所述定滑轮、所述动滑轮后与所述筒身的首端固定相连；

所述弹力件的长度方向与所述筒身的长度方向平行，且当所述控制组件有效时，所述弹力件处于拉伸状态。

在其中一个实施例中，所述动力组件还包括导向筒；

所述导向筒固定设在所述筒身的外壁上，且所述导向筒的长度方向与所述筒身的长度方向平行；

所述弹力件的一端位于所述导向筒内并与所述导向筒固定相连，另一端位于所述导向筒内并与所述动滑轮相连；

所述动力组件的数量为两个以上，各所述动力组件沿所述筒身的周向等间隔分布所述筒身的外壁上；

各所述动力组件中的所述导向筒通过卡箍固定相连，且所述卡箍固定套设在所述筒身的外壁上。

在其中一个实施例中，所述控制组件包括通孔、动力件与连杆机构，所述通孔设在所述筒身上且靠近所述发射腔尾端的位置；

所述连杆机构的首端与所述动力件传动相连，另一端位于所述通孔的位置，以使得所述连杆机构的尾端在所述动力件的传动下完成进出所述发射腔的动作；

当所述连杆机构的尾端位于所述发射腔内时，所述推力件抵接在所述连杆机构的尾端上。

相较于现有技术，本发明提供的一种空射无人机发射系统具有如下有益技术效果：

1.将空射无人机与发射筒创新性的结合到了一起，大大提高了空射无人机和弹射装备的运输效率与安全性，同时简化了空射无人机空中发射的流程；

2.在空射无人机中可在实现折叠体积小的前提下，同时实现主翼展开后消除高度差且带有上反角的功能；

3.拆卸组装过程少，减少了空射无人机使用过程中的人力物力消耗，可适用于空中发射无人机使用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中空射无人机发射系统的整体结构剖视图；

图2为本发明实施例中空射无人机处于折叠状态时的结构示意轴测图；

图3为本发明实施例中空射无人机处于展开状态时的结构示意轴测图；

图4为本发明实施例中主翼折叠结构处于折叠状态时的结构示意轴测图；

图5为图4中标识部分A的放大示意图；

图6为本发明实施例中主翼折叠结构处于展开状态时的结构示意轴测图；

图7为图6中标识部分B的放大示意图；

图8为本发明实施例中主翼翼台的轴测图；

图9为本发明实施例中主翼翼台的侧视图；

图10为本发明实施例中第一转轴的轴测图；

图11为本发明实施例中第一转轴上导向杆与螺旋槽的结构示意图；

图12为本发明实施例中第二转轴的轴测图；

图13为本发明实施例中限位组件的布置结构示意轴测图；

图14为本发明实施例中限位组件的布置结构示意剖视图；

图15为本发明实施例中主翼折叠结构处于展开状态时的结构示意主视图；

图16为本发明实施例中尾翼折叠结构处于折叠状态时的结构示意俯视图；

图17为本发明实施例中尾翼折叠结构处于折叠状态时的结构示意轴测图；

图18为本发明实施例中尾翼折叠结构处于展开状态时的结构示意俯视图；

图19为本发明实施例中尾翼折叠结构处于展开状态时的结构示意轴测图；

图20为图19中标识部分C的放大示意图；

图21为图19中标识部分D的放大示意图；

图22为本发明实施例中尾翼翼台的轴测图；

图23为本发明实施例中尾翼翼台的侧视图；

图24为本发明实施例中空射无人机发射筒的正向轴测图；

图25为本发明实施例中空射无人机发射筒的反向轴测图；

图26为本发明实施例中空射无人机发射筒的剖视图；

图27为图24中标识部分E的放大示意图；

图28为图25中标识部分F的放大示意图；

图29为图25中标识部分G的放大示意图；

图30为图26中标识部分D的放大示意图。

附图标号：

机身1：螺旋桨11、整流罩12；

主翼翼台21：第一安装孔211、第二安装孔212；

第一转轴221：第一主轴体2211、第一顶轴体2212、第一底轴体2213、第一夹持件2214、第一增强座2215、第一增强杆2216、第一拉簧槽2217、第一拉簧座2218；

第二转轴222：第二主轴体2221、第二顶轴体2222、第二底轴体2223、第二夹持件2224、第二增强座2225、第二增强杆2226、第二拉簧槽2227、第二拉簧座2228；

导向杆231、螺旋槽232；

第一限位结构241：第一限位座2411、第一限位杆2412、第一控制杆2413；

第二限位结构242：第二限位座2421、第二限位杆2422、第二控制杆2423；

第一拉簧251、第二拉簧252；

左主翼31、右主翼32、左尾翼33、右尾翼34；

尾翼翼台41：第三安装孔411、第四安装孔412；

第三转轴421：第三主轴体4211、第三顶轴体4212、第三底轴体4213、第三夹持件4214、左尾翼舵机4215、第一传动件4216、第三拉簧槽4217、第三拉簧座4218；

第四转轴422：第四主轴体4221、第四顶轴体4222、第四底轴体4223、第四夹持件4224、右尾翼舵机4225、第二传动件4226、第四拉簧槽4227、第四拉簧座4228；

筒身5：发射腔51、发射口52、通孔53、卡箍54、挂架55；

推力件6：安装结构61；

弹力件71、牵引绳72、动滑轮73、定滑轮74、第一轮架75、第二轮架76、导向筒77

动力件81、舵机安装板82、舵机摇臂83、发射扳机84、第五转轴85、凸起部86。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例公开的一种空射无人机发射系统，其包括空射无人机发射筒与空射无人机。空射无人机通过插接的方式安置在空射无人机发射筒中，并通过空射无人机发射筒完成运输与发射工作，其将空射无人机与发射筒创新性的结合到了一起，大大提高了空射无人机和弹射装备的运输效率与安全性，同时简化了空射无人机空中发射的流程。

参考图2-23为本实施例公开的一种空射无人机，其包括机身1、机翼组件与机翼折叠机构，机翼折叠机构包括主翼翼台、尾翼翼台、旋转组件。机身1整体上为圆柱状，机身1内部安置航电装置及载荷等，且机身1的尾端设置有可折叠的螺旋桨11。其中，无人机机身1内部的航电装置及载荷的安装于布局以及螺旋桨11的安装均为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再对其进行赘述。

主翼翼台21、尾翼翼台41为机翼组件与整个机翼折叠结构的基础支撑，其分别通过螺栓等紧固结构固定安装在机身1上的中部与尾部位置。主翼翼台21上沿机身1的左右方向间隔设有第一安装孔211与第二安装孔212，且第一安装孔211与第二安装孔212均沿竖向贯穿主翼翼台21；尾翼翼台41上沿机身1的左右方向间隔设有第三安装孔411与第四安装孔412，且第三安装孔411与第四安装孔412均沿竖向贯穿尾翼翼台41的壁面。本实施例中，尾翼翼台41为机身1的一个组成部分，即机身1上的螺旋桨11设在尾翼翼台41的尾端。

旋转组件包括第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421与第四转轴422。第一转轴221与第二转轴222并排转动连接在主翼翼台21上，第三转轴421与第四转轴422并排转动连接在尾翼翼台41上。且第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421与第四转轴422均为空心结构，以减小机翼折叠结构的重量。

具体地，第一转轴221包括第一主轴体2211、第一顶轴体2212与第一底轴体2213，第一顶轴体2212同轴固连在第一主轴体2211的顶部，第一底轴体2213同轴固连在第一主轴体2211的底部，第一主轴体2211转动连接在第一安装孔211上。第二转轴222包括第二主轴体2221、第二顶轴体2222与第二底轴体2223，第二顶轴体2222同轴固连在第二主轴体2221的顶部，第二底轴体2223同轴固连在第二主轴体2221的底部，第二主轴体2221转动连接在第二安装孔212上。第三转轴421包括第三主轴体4211、第三顶轴体4212与第三底轴体4213，第三顶轴体4212同轴固连在第三主轴体4211的顶部，第三底轴体4213同轴固连在第三主轴体4211的底部，第三主轴体4211转动连接在第三安装孔411上。第四转轴422包括第四主轴体4221、第四顶轴体4222与第四底轴体4223，第四顶轴体4222同轴固连在第四主轴体4221的顶部，第四底轴体4223同轴固连在第四主轴体4221的底部，第四主轴体4221转动连接在第四安装孔412上。其中，第一顶轴体2212与第一底轴体2213的直径均大于第一主轴体2211的直径、第二顶轴体2222与第二底轴体2223的直径均大于第二主轴体2221的直径、第三顶轴体4212与第三底轴体4213的直径均大于第三主轴体4211的直径、第四顶轴体4222与第四底轴体4223的直径均大于第四主轴体4221的直径。以使得第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421、第四转轴422形成中间细、两端粗的工形结构，以避免第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421、第四转轴422从主翼翼台21与尾翼翼台41上脱落。在具体实施过程中，可将第一主轴体2211与第一底轴体2213一体成型，将第一顶轴体2212通过固定结构固连在第一主轴体2211上。同样的，也可将第二主轴体2221与第二底轴体2223一体成型，将第二顶轴体2222通过固定结构固连在第二主轴体2221上；将第三主轴体4211与第三底轴体4213一体成型，将第三顶轴体4212通过固定结构固连在第三主轴体4211上；将第四主轴体4221与第四底轴体4223一体成型，将第四顶轴体4222通过固定结构固连在第四主轴体4221上。其中，固定结构可以采用螺纹连接结构或螺栓连接结构或卡扣连接结构等。

需要注意的是，当第一转轴221、第二转轴222转动连接在主翼翼台21上、第三转轴421、第四转轴422转动连接在尾翼翼台41上时时，第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421、第四转轴422的底部，即第一底轴体2213、第二底轴体2223、第三底轴体4213、第四底轴体4223均位于机身1的内部，且均由机身1内部的隔框等结构进行支撑。

作为优选地实施方式，第一主轴体2211与第一安装孔211之间、第二主轴体2221与第二安装孔212之间、第三主轴体4211与第三安装孔411之间、第四主轴体4221与第四安装孔412之间均为间隙配合。当然，也可通过轴承等结构件转动相连，进而减小摩擦阻力。至于如何设置轴承等结构件实现转动连接的方式为所属领域的常规技术手段，本实施例中不再对其赘述。

本实施例中，机翼组件包括左主翼、右主翼、左尾翼与右尾翼。左主翼31的一端固定连接在第一转轴221的顶端，另一端向远离第一转轴221的方向延伸；右主翼32的一端固定连接在第二转轴222的顶端，另一端向远离第二转轴222的方向延伸；左尾翼33的一端转动连接在第三转轴421的顶端，另一端向远离第三转轴421的方向延伸；右尾翼34的一端转动连接在第四转轴422的顶端，另一端向远离第四转轴422的方向延伸。具体地，第一转轴221的顶端固定设有第一夹持件2214，第二转轴222的顶端固定设有第二夹持件2224；左主翼31的根部与第一夹持件2214固定相连，右主翼32根部与第二夹持件2224固定相连；第三转轴421的顶端转动连接有第三夹持件4214，第四转轴422的顶端转动连接有第四夹持件4224；左尾翼33的根部与第三夹持件4214固定相连，右尾翼34根部与第四夹持件4224固定相连。进一步具体地，第一夹持件2214上设有第一上夹片与第一下夹片，左主翼31的根部夹持在第一上夹片与第一下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第一上夹片、第一下夹片固定相连。第二夹持件2224上设有第二上夹片与第二下夹片，右主翼32的根部夹持在第二上夹片与第二下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第二上夹片、第二下夹片固定相连。第三夹持件4214上设有第三上夹片与第三下夹片，左尾翼33的根部夹持在第三上夹片与第三下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第三上夹片与第三下夹片固定相连。第四夹持件4224上设有第四上夹片与第四下夹片，右尾翼34的根部夹持在第四上夹片与第四下夹片之间且通过螺栓等紧固件同时与第四上夹片与第四下夹片固定相连。再进一步具体地，第三夹持件4214的侧部通过轴承与第三转轴421的顶端转动连接，且机身1内部还设置有左尾翼舵机4215，该左尾翼舵机4215的输出端通过第一传动件4216与第三夹持件4214传动相连，进而驱动第三夹持件4214转动，并带动左尾翼33转动。同样的，第四夹持件4224的侧部通过轴承与第四转轴422的顶端转动连接，且机身1内部还设置有右尾翼舵机4225，该右尾翼舵机4225的输出端通过第二传动件4226与第四夹持件4224传动相连，进而驱动第四夹持件4224转动，并带动右尾翼34转动。

作为优选地实施方式，第一转轴221的顶端，即第一顶轴体2212上还设有第一增强座2215与第一增强杆2216，第一增强座2215与第一转轴221固定相连，第一增强杆2216的一端与第一增强座2215固定相连，另一端固定嵌入左主翼31；第二转轴222的顶端，即第二顶轴体2222上还设有第二增强座2225与第二增强杆2226，第二增强座2225与第二转轴222固定相连，第二增强杆2226的一端与第二增强座2225固定相连，另一端固定嵌入右主翼32。

本实施例中，机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当机翼组件处于折叠状态时，左主翼与右主翼沿机身的长度方向层叠在机身的上方，且左主翼位于右主翼的上方，且左尾翼与右尾翼沿机身的长度方向对称位于机身的两侧，即图3所示；

当机翼翼组件处于展开状态时，左主翼与右主翼的高度平齐且沿机身相互对称，且左主翼与右主翼分别向机身的两侧延伸，左尾翼与右尾翼分别向机身的两侧下方延伸，且左尾翼与右尾翼沿机身相互对称并构成倒V形结构，即图3所示。

本实施例中，机翼组件在折叠状态与展开状态之间的切换是随着第一转轴221、第二转轴222、第三转轴421与第四转轴422的转动进行的，例如初始时机翼组件处于图2所示的折叠状态，随着第一转轴221、第三转轴421逆时针旋转90°，第二转轴222、第四转轴422顺时针旋转90°后即转成至图3所示的展开形态。需要注意的是，在具体实施过程中并非一定旋转90°，也可以是小于90°的其他角度，且第一转轴221与第二转轴222的转动角度相等，第三转轴421与第四转轴422的转动角度相等，但第一转轴221与第三转轴421的转动角度可不相等。

在具体实施过程中，第一转轴221或第二转轴222上设有升降机构，以用于在第一转轴221转动过程中带动第一转轴221沿轴向下降，或在第二转轴222转动过程中带动第二转轴222沿轴向上升，进而既能使得机翼组件处于折叠状态时，左主翼31与右主翼32处于层叠状态，即左主翼31与右主翼32之间具有高度差，也能随着第一转轴221与第二转轴222转动展开机翼组件同时，消除左主翼31与右主翼32之间的高度差。

下面以在第一转轴221转动过程中带动第一转轴221沿轴向下降为例，对升降机构作出进一步的说明。该示例中，升降机构包括导向杆231与螺旋槽232，螺旋槽232设在第一转轴221的侧壁上。其中，螺旋槽232的两端在第一转轴221上的周向跨度与机翼组件从折叠状态转换至展开状态的过程中第一转轴221的转角相关，例如，若这一过程中第一转轴221的转角为90°，则螺旋槽232的两端在第一转轴221上的周向跨度为第一转轴221的四分之一周长，即第一转轴221旋转90°的导向范围；螺旋槽232的两端在第一转轴221上的轴向跨度与机翼组件处于折叠状态时左主翼31、右主翼32之间的高度差相等。导向杆231的一端与主翼翼台21或机身1固定相连，另一端经过螺旋槽232后位于第一转轴221，这种该种情况下螺旋槽232的数量仅为一个；或另一端经过螺旋槽232后穿过第一转轴221，这种情况下螺旋槽232的数量为两个，且两个螺旋槽232呈十字对称分布在第一转轴221的侧部，即一个螺旋槽232在第一转轴221上0-90°的区域，另一个在180°-270°的区域。其中，导向杆231与螺旋槽232滑动相连。当机翼组件处于折叠状态时，导向杆231位于螺旋槽232的一端；当机翼组件处于展开状态时，导向杆231位于螺旋槽232的另一端。即随着第一转轴221的转动，由于导向杆231是固定在主翼翼台21或机身1上的，在螺旋槽232的作用下，会促使第一转轴221下降，其下降距离即为螺旋槽232的两端在第一转轴221上的轴向跨度，也即为机翼组件处于折叠状态时左主翼31、右主翼32之间的高度差。通过这一过程，即能消除左主翼31与右主翼32之间的高度差。若是需要在第二转轴222转动过程中带动第二转轴222沿轴向上升来实现升降机构的功能，只需将螺旋槽232设置在第二转轴222上，并将其螺旋方向反向设置即可，因此本实施例中不再对其进行赘述。

需要注意的是，若选择在第一转轴221转动过程中带动第一转轴221沿轴向下降，在具体实施的过程中使得第一主轴体2211的轴向长度略大于第一安装孔211的孔深，以使得第一转轴221具有升降的空间；将第二主轴体2221的轴向长度设置为等于第二安装孔212的孔深，以避免第二转轴222轴向窜动。反之若选择在第二转轴222转动过程中带动第二转轴222沿轴向上升，则具体实施的过程中使得第二主轴体2221的轴向长度略大于第二安装孔212的孔深，以使得第二转轴222具有升降的空间；将第一主轴体2211的轴向长度设置为等于第一安装孔211的孔深，以避免第一转轴221轴向窜动。

需要注意的是，本实施例中的升降机构并不局限于上述的导向杆231与螺旋槽232的实施方式。也可以选择在第一转轴221或第二转轴222上设置螺纹，进而将第一转轴221或第二转轴222螺纹连接在主翼翼台21或机身1上，这样随着第一转轴221或第二转轴222的转动，配合螺纹的进给效果，也能实现第一转轴221或第二转轴222的升降。或者还可直接采用油缸驱动，或电机驱动的涡轮蜗杆结构来实现升降，本实施例中不再对其进行一一赘述。

本实施例中，还包括限位组件，限位组件设在主翼翼台与尾翼翼台上，并与旋转组件活动相连，以用于在限位组件有效时限制旋转组件固定，使机翼组件处于折叠状态。

具体地，主翼限位组件包括第一限位结构241、第二限位结构242、第三限位结构与第四限位结构。第一限位结构241包括第一限位座2411、第一限位杆2412与第一控制杆2413，第一转轴221的侧壁设有第一限位槽；第一限位座2411固定连接在主翼翼台21上，第一控制杆2413的中部铰接在第一限位座2411上，第一限位杆2412滑动连接在第一限位座2411上。当机翼组件处于折叠状态时，第一限位杆2412的一端与第一控制杆2413的端部铰接，另一端穿过第一限位座2411、主翼翼台21后嵌入第一限位槽，即将第一转轴221与主翼翼台21之间变为固连状态。第二限位结构242包括第二限位座2421、第二限位杆2422与第二控制杆2423，第二转轴222的侧壁设有第二限位槽；第二限位座2421固定连接在主翼翼台21上，第二控制杆2423的中部铰接在第二限位座2421上，第二限位杆2422滑动连接在第二限位座2421上；当机翼组件处于折叠状态时，第二限位杆2422的一端与第二控制杆2423的端部铰接，另一端穿过第二限位座2421、主翼翼台21后嵌入第二限位槽，即将第二转轴222与主翼翼台21之间变为固连状态。第三限位结构包括第三限位座、第三限位杆与第三控制杆，第三转轴421的侧壁设有第三限位槽；第三限位座固定连接在尾翼翼台41上，第三控制杆的中部铰接在第三限位座上，第三限位杆滑动连接在第三限位座上。当尾翼组件处于折叠状态时，第三限位杆的一端与第三控制杆的端部铰接，另一端穿过第三限位座、尾翼翼台41后嵌入第三限位槽，即将第三转轴421与尾翼翼台41之间变为固连状态。第四限位结构包括第四限位座、第四限位杆与第四控制杆，第四转轴422的侧壁设有第四限位槽；第四限位座固定连接在尾翼翼台41上，第四控制杆的中部铰接在第四限位座上，第四限位杆滑动连接在第四限位座上；当尾翼组件处于折叠状态时，第四限位杆的一端与第四控制杆的端部铰接，另一端穿过第四限位座、尾翼翼台41后嵌入第四限位槽，即将第四转轴422与尾翼翼台41之间变为固连状态。其中，第三限位结构、第四限位结构的实施方式与第一限位结构241、第二限位结构242的实施方式基本相同，因此本实施例中不再对其进行图示。

当需要限位组件失效时，只需拨动第一控制杆2413、第二控制杆2423、第三控制杆与第四控制杆的端部，即能使第一限位杆2412、第二限位杆2422、第三限位杆、第四限位杆脱离第一限位槽、第二限位槽、第三限位槽、第四限位槽，进而解除第一转轴221、第二转轴222与主翼翼台21之间的固连状态，以及解除第三转轴421、第四转轴422与尾翼翼台41之间的固连状态。其中，在具体实施过程中，可以通过在机身1上安装舵机等装置来控制第一控制杆2413、第二控制杆2423第三控制杆与第四控制杆。

本实施例中，机翼折叠机构还包括驱动组件，驱动组件与旋转组件传动相连，以用于在限位组件失效时驱动旋转组件旋转，进而使机翼组件由折叠状态转换为展开状态。其中，第一转轴221、第二转轴222与主翼翼台21之间，以及第三转轴421、第四转轴422与尾翼翼台41之间还设置有卡位结构，使得第一转轴221、第二转轴222在主翼翼台21上的旋转幅度，以及第三转轴421、第四转轴422在尾翼翼台41上的旋转幅度都具有限定值，例如只能转90°。卡位结构可采用卡槽与卡块来实现，例如，卡槽与卡块中的一个设在第一转轴221，另一个设在主翼翼台21上。至于其具体的实施原理与上述的导向杆231、螺旋槽232类似，本实施例中不再对其进行赘述。

具体地。驱动组件包括第一拉簧251，第一转轴221的侧壁上沿周向设有第一拉簧槽2217，其中，第一拉簧槽2217具体设在第一底轴体2213上。第一拉簧槽2217上设有第一拉簧座2218，第一拉簧251的一端第一拉簧座2218固定相连，另一端经过部分第一拉簧槽2217后与机身1等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第一拉簧251具有预紧力，以使得第一转轴221具有正向转动的趋势，当限位组件失效后，在第一拉簧251预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第一转轴221正向旋转90°。驱动组件还包括第二拉簧252，第二转轴222的侧壁上沿周向设有第二拉簧槽2227，其中，第二拉簧槽2227具体设在第二底轴体2223上。第二拉簧槽2227上设有第二拉簧座2228，第二拉簧252的一端第二拉簧座2228固定相连，另一端经过部分第二拉簧槽2227后与机身1等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第二拉簧252具有预紧力，以使得第二转轴222具有反向转动的趋势，当限位组件失效后，在第二拉簧252预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第二转轴222正向旋转90°。驱动组件还包括第三拉簧，第三转轴421的侧壁上沿周向设有第三拉簧槽4217，其中，第三拉簧槽4217具体设在第三底轴体4213上。第三拉簧槽4217上设有第三拉簧座4218，第三拉簧的一端第三拉簧座4218固定相连，另一端经过部分第三拉簧槽4217后与机身1等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第三拉簧具有预紧力，以使得第三转轴421具有正向转动的趋势，当限位组件失效后，在第三拉簧预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第三转轴421正向旋转90°。驱动组件还包括第四拉簧，第四转轴422的侧壁上沿周向设有第四拉簧槽4227，其中，第四拉簧槽4227具体设在第四底轴体4223上二拉簧槽上设有第四拉簧座4228，第四拉簧的一端第四拉簧座4228固定相连，另一端经过部分第四拉簧槽4227后与机身1等外部固定件相连；当机翼组件处于折叠状态时，第四拉簧具有预紧力，以使得第四转轴422具有反向转动的趋势，当限位组件失效后，在第四拉簧预紧力的作用下，在卡位结构的限制下，使得第四转轴422正向旋转90°。

需要注意的是，本实施例中的驱动组件并不局限于上述拉簧驱动的实施方式，也可以直接采用电机+齿轮传动组件的驱动方式，或者直接采用电机驱动的方式。

作为优选地实施方式，空射无人机还包括整流罩12。当机翼组件处于折叠状态时，整流罩12的一端铰接在机身1上，另一端搭接在机翼组件上；当机翼组件处于展开状态时，整流罩12的一端铰接在机身1上，另一端搭接在机身1上，且整流罩12覆盖左主翼31与右主翼32的根部。

作为优选地实施方式，第一转轴221的轴向与主翼翼台21所在的平面之间的夹角为α，第二转轴222的轴向与主翼翼台21所在的平面之间的夹角为α，其中，0°<α＝α<90°。具体地，第一转轴221、第二转轴222的轴向均不与主翼翼台21所在的平面垂直，且第一转轴221的顶端、第二转轴222的顶端均向机身1尾部的方向倾斜相同的角度，进而使得机翼组件在处于展开状态时带有上反角，即图15所示。

参考图24-30为本实施例公开的一种空射无人机发射筒，其主要由筒身5、推力件6、动力组件与控制组件组成。

本实施例中，筒身5为圆柱状结构，筒身5内设有能够安置空射无人机的发射腔51，该发射腔51同样为筒状结构，其尺寸与空射无人机折叠后的尺寸相匹配。筒身5的首端设有与发射腔51连通的发射口52。推力件6滑动连接在发射腔51内，推力件6上设有能够与空射无人机活动相连的安装结构61，该安装结构61为一插槽结构，进而能够以插接配合的方式，将空射无人机的尾端插装在推力件6上，此时空射无人机整体安置在发射腔51内，且空射无人机的头部朝向发射口52，其中，空射无人机处于发射腔内时机翼组件处于折叠状态。

进一步地，控制组件设在筒身5上并与推力件6活动相连，以用于在控制组件有效时将推力件6固定在发射腔51的尾端。动力组件设在筒身5上并与推力件6传动相连，以使得推力件6具有向发射口52移动的驱动力，进而当控制组件失效时，在动力组件所施加的驱动力作用下使得驱动件推动空射无人机一起朝发射口52的位置快速移动，由于驱动件与动力组件相连，使得空射无人机在惯性的作用下与驱动件分离，进而飞出筒身5。空射无人机飞出发射腔后机翼组件处于展开状态。

本实施例中，动力组件包括弹力件71、牵引绳72、动滑轮73、定滑轮74、第一轮架75与第二轮架76，其中，弹力件71为弹簧，牵引绳72为钢丝绳。第一轮架75通过螺栓或卡扣等紧固件固定连接在筒身5的首端，定滑轮74通过第一轮轴转动连接在第一轮架75上，即定滑轮74固定设在筒身5的首端。弹力件71的一端与筒身5的外壁固定相连，动滑轮73通过第二轮架76连接在弹力件71的另一端，具体地，弹力件71的端部固定连接有连接件，该连接件通过螺栓或螺钉等紧固件固定连接在第二轮架76的一端，而动滑轮73则通过第二轮轴转动连接在第二轮架76的另一端。牵引绳72的一端与推力件6固定相连，另一端依次经过发射腔51、定滑轮74、动滑轮73后与第一轮架75固定相连。弹力件71的长度方向与筒身5的长度方向平行，且当控制组件有效时，弹力件71处于拉伸状态，即将弹簧此时的拉伸预紧力作为推力件6向发射口52移动的驱动力。当控制组件失效时，弹力件71回缩，释放弹性势能，使得弹性势能转换为推力件6的动能，进而完成空射无人机的发射。

作为优选地实施方式，动力组件还包括导向筒77，导向筒77固定设在筒身5的外壁上，且导向筒77的长度方向与筒身5的长度方向平行。导向筒77为顶端开口的中空结构，且导向筒77的底端与筒身5的尾端平齐，弹力件71的一端位于导向筒77内并与导向筒77的底端固定相连，另一端位于导向筒77内并与第二轮架76相连。

在具体实施过程中，动力组件的数量为两个以上，各动力组件沿筒身5的周向等间隔分布筒身5的外壁上，驱动件同样为圆筒状结构，各动力组件中的牵引绳72同样沿驱动件的周向等间隔分布驱动件朝向发射口52的端部上；各动力组件中的导向筒77通过卡箍54固定相连，且卡箍54固定套设在筒身5的外壁上。进一步优选地，动力组件的数量为四个，且四个动力组件呈十字对称结构固定分布筒身5的外壁上。通过这一结构设计，使得驱动件所收到的驱动力更加均匀，保障空射无人机发射过程的平稳性。

本实施例中，控制组件包括通孔53、动力件81与连杆机构，通孔53设在筒身5上且靠近发射腔51尾端的位置。连杆机构的首端与动力件81传动相连，另一端位于通孔53的位置，以使得连杆机构的尾端在动力件81的传动下完成进出发射腔51的动作；当连杆机构的尾端位于发射腔51内时，推力件6抵接在连杆机构的尾端上。具体地，动力件81为舵机，控制组件还包括舵机安装板82，连杆机构包括舵机摇臂83与发射扳机84。其中，舵机固定安装在舵机安装板82上，且舵机的输出端上设置有舵机摇臂83，发射扳机84的一端与舵机摇臂83铰接，且发射扳机84的中部通过第五转轴85与舵机安装板82转动相连，同时发射扳机84的另一端位于通孔53所在的位置，且其端部上设有朝向通孔53的凸起部86。以图7为例，当舵机驱动舵机摇臂83逆时针转动一定角度时，发射扳机84上的凸起部86则会通过通孔53向发射腔51的方向进给，此时推力件6抵接在发射板机上的凸起部86上，当前即为控制组件有效的状态。当需要发射空射无人机时，舵机驱动舵机摇臂83顺时针转动一定角度时，发射扳机84上的凸起部86则会通过向筒身5外的方向移动，直至凸起部86与推力件6分离，推力件6在无阻碍的情况下带动无人机发射，当前即为控制组件失效的状态。

作为优选地实施方式，控制组件的数量为两个以上，各控制组件沿筒身5的周向等间隔分布筒身5上。即通过多个发射扳机84的凸起部86呈圆周分布的阻挡推力件6，使得推力件6的整体受力更加均匀，保障空射无人机发射过程的平稳性。

本实施例中，筒身5的外壁的中段位置上通过卡箍54固定设置有挂架55，该挂架55为一板件结构，进而可以通过挂架55将发射筒固定在某个位置。

在本实施例中的空射无人机发射筒未放入空射无人机时，弹簧处于正常状态，此时推力件6发射腔51的首端位置。在放入空射无人机时，首先将空射无人机插装在推力件6上，随后用力将空射无人机推入发射腔51，此时推力件6受到推力的影响降至发射腔51的尾端，空射无人机完全进入筒身5。此时推力件6上的四根牵引绳72通过动滑轮73带动弹簧拉长，在推力件6到达发射腔51尾端的同时，筒身5上的发射扳机84将推力件6锁定。这一过程及实现了发射筒与空射无人机共同存放的目的，且发射筒形状较为规则，方便实现批量集束运载。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种空射无人机发射系统，其特征在于，包括空射无人机发射筒与空射无人机；

所述空射无人机包括机身、机翼组件与机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括主翼翼台、尾翼翼台、旋转组件；

所述主翼翼台固定设在所述机身上的中部位置，所述尾翼翼台固定设在所述机身上的尾部位置，所述旋转组件包括第一转轴、第二转轴、第三转轴与第四转轴；

所述第一转轴与所述第二转轴并排转动连接在所述主翼翼台上，所述第三转轴与所述第四转轴并排转动连接在所述尾翼翼台上，所述机翼组件包括左主翼、右主翼、左尾翼与右尾翼；

所述左主翼设在所述第一转轴上，所述右主翼设在所述第二转轴上，所述左尾翼设在所述第三转轴上，所述右尾翼设在所述第四转轴在；

所述机翼组件具有折叠状态与展开状态：

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述左主翼与所述右主翼沿所述机身的长度方向层叠在所述机身的上方，且所述左主翼位于所述右主翼的上方，且所述左尾翼与所述右尾翼沿所述机身的长度方向对称位于所述机身的两侧；

当所述机翼组件处于展开状态时，所述左主翼与所述右主翼的高度平齐且沿所述机身相互对称，且所述左主翼与所述右主翼分别向所述机身的两侧延伸，所述左尾翼与所述右尾翼分别向所述机身的两侧下方延伸，且所述左尾翼与所述右尾翼沿所述机身相互对称并构成倒V形结构；

所述空射无人机发射筒包括筒身、推力件、动力组件与控制组件；

所述筒身内设有能够安置空射无人机的发射腔，所述筒身的首端设有与所述发射腔连通的发射口，所述推力件滑动连接在所述发射腔内；

所述空射无人机设在所述发射腔内，且所述机身的尾端与所述推力件插接配合，所述机身的首端朝向发射口的方向，其中，所述空射无人机处于发射腔内时所述机翼组件处于折叠状态；推力件上设有能够与空射无人机活动相连的安装结构，安装结构为一插槽结构，进而能够以插接配合的方式，将空射无人机的尾端插装在推力件上；

所述控制组件设在所述筒身上并与所述推力件活动相连，以用于在所述控制组件有效时将所述推力件固定在所述发射腔的尾端；

所述动力组件设在所述筒身上并与所述推力件传动相连，以使得所述推力件具有向所述发射口移动的驱动力，进而将空射无人机推出所述发射腔，其中，所述空射无人机飞出发射腔后所述机翼组件处于展开状态；

所述第一转轴的轴向与所述主翼翼台所在的平面之间的夹角为α1，所述第二转轴的轴向与所述主翼翼台所在的平面之间的夹角为α2，其中，0°<α1＝α2<90°，具体地：

第一转轴、第二转轴的轴向均不与主翼翼台所在的平面垂直，且第一转轴的顶端、第二转轴的顶端均向机身尾部的方向倾斜相同的角度，进而使得机翼组件在处于展开状态时带有上反角。

2.根据权利要求1所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述第一转轴或所述第二转轴上设有升降机构，以用于在所述第一转轴转动过程中带动所述第一转轴沿轴向下降，或在所述第二转轴转动过程中带动所述第二转轴沿轴向上升。

3.根据权利要求2所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述升降机构包括导向杆与螺旋槽，所述螺旋槽设在所述第一转轴或所述第二转轴的侧壁上；

所述螺旋槽的两端在所述第一转轴或所述第二转轴上的轴向跨度与所述机翼组件处于折叠状态时所述左主翼、所述右主翼之间的高度差相等；

所述导向杆的一端与所述主翼翼台或所述机身固定相连，另一端经过所述螺旋槽后位于所述第一转轴或所述第二转轴内，或另一端经过所述螺旋槽后穿过所述第一转轴或所述第二转轴；

所述导向杆与所述螺旋槽滑动相连，当所述机翼组件处于折叠状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的一端；当所述机翼组件处于展开状态时，所述导向杆位于所述螺旋槽的另一端。

4.根据权利要求1所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述机翼折叠机构还包括限位组件与驱动组件；

所述限位组件设在所述主翼翼台与所述尾翼翼台上，并与所述旋转组件活动相连，以用于在所述限位组件有效时限制所述旋转组件固定，使所述机翼组件处于折叠状态；

所述驱动组件与所述旋转组件传动相连，以用于在所述限位组件失效时驱动所述旋转组件旋转，进而使所述机翼组件由折叠状态转换为展开状态。

5.根据权利要求1所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述空射无人机还包括整流罩；

当所述机翼组件处于折叠状态时，所述整流罩的一端铰接在所述机身上，另一端搭接在所述机翼组件上；

当所述机翼组件处于展开状态时，所述整流罩的一端铰接在所述机身上，另一端搭接在所述机身上，且所述整流罩覆盖所述左主翼与所述右主翼的根部。

6.根据权利要求1所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述左尾翼、所述右尾翼分别通过舵机与所述第三转轴、所述第四转轴转动相连。

7.根据权利要求1至6任一项所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述动力组件包括弹力件、牵引绳、动滑轮与定滑轮；

所述定滑轮固定设在所述筒身的首端，所述弹力件的一端与所述筒身的外壁固定相连，所述动滑轮设在所述弹力件的另一端；

所述牵引绳的一端与所述推力件固定相连，另一端依次经过所述发射腔、所述定滑轮、所述动滑轮后与所述筒身的首端固定相连；

所述弹力件的长度方向与所述筒身的长度方向平行，且当所述控制组件有效时，所述弹力件处于拉伸状态。

8.根据权利要求7所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述动力组件还包括导向筒；

所述导向筒固定设在所述筒身的外壁上，且所述导向筒的长度方向与所述筒身的长度方向平行；

所述弹力件的一端位于所述导向筒内并与所述导向筒固定相连，另一端位于所述导向筒内并与所述动滑轮相连；

所述动力组件的数量为两个以上，各所述动力组件沿所述筒身的周向等间隔分布所述筒身的外壁上；

各所述动力组件中的所述导向筒通过卡箍固定相连，且所述卡箍固定套设在所述筒身的外壁上。

9.根据权利要求1至6任一项所述空射无人机发射系统，其特征在于，所述控制组件包括通孔、动力件与连杆机构，所述通孔设在所述筒身上且靠近所述发射腔尾端的位置；

所述连杆机构的首端与所述动力件传动相连，另一端位于所述通孔的位置，以使得所述连杆机构的尾端在所述动力件的传动下完成进出所述发射腔的动作；

当所述连杆机构的尾端位于所述发射腔内时，所述推力件抵接在所述连杆机构的尾端上。

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