CN114248946B - 无人机助推及分离机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种无人机助推及分离机构，包括助推器支座、支座卡槽、支座滑块、丝杠结构、助推器、角度调节装置和助推器固定结构，助推器支座支座卡槽相配合将助推器与无人机机体固定在一起，支座滑块通过丝杠结构与助推器支座相连，并通过丝杠结构沿丝杠相对于助推器支座移动，在支座滑块上设置角度调节装置；角度调节装置包括设置在支座滑块上的腰孔和紧固件，紧固件穿过腰孔将助推器固定在合适的角度；助推器通过助推器固定结构与支座滑块铰接，在助推器连杆与支座滑块上腰型孔的对应位置，设置通孔。本发明解决了无人机因为重量改变而导致的需要助推器角度或位置改变的问题，并且在无人机起飞后可以自主脱离，结构简单，费用低，满足工程需要。

Description

无人机助推及分离机构

技术领域

本发明属于无人机发射技术领域，具体涉及一种无人机助推及分离机构。

背景技术

无人机的起飞方式有很多，如弹射起飞、滑跑起飞、垂直起飞以及火箭助推起飞等。火箭助推起飞方式具有便捷、快速、对发射场地无严格要求、适合于野战环境等优点。通常情况下，火箭助推器轴线(即推力线)与无人机机体轴线的夹角推力线夹角都为固定值，助推器与无人机机体也在固定的位置连接，这就导致无人机重心必须处于特定位置，在实际应用中，无人机载油量，任务载荷不同时，机体重心自然会发生变化，而通常的处理方式时采用质量配平的方式使火箭助推器推力线与无人机重心之间的偏差保持在一个允许范围内，再进行助推飞行。现有的解决方案为在无人机上增加额外的配平质量，质量配平的方式增加了无人机的死重，不利于无人机的续航飞行。另一方面，现有的火箭助推器与机体的连接处在助推结束后需要分离，现有技术通常采用爆炸螺栓等火工品进行辅助，结构复杂、操作复杂且成本高。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种无人机助推及分离机构。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

一种无人机助推及分离机构，包括助推器支座、支座卡槽、支座滑块、丝杠结构、助推器、角度调节装置和助推器固定结构，所述的助推器支座与所述支座卡槽相配合将所述助推器与无人机机体固定在一起，所述的支座滑块通过丝杠结构与助推器支座相连，并通过丝杠结构沿丝杠相对于助推器支座移动，并且在支座滑块上设置角度调节装置；所述的角度调节装置包括设置在支座滑块上的腰孔和紧固件，所述的紧固件穿过腰孔将助推器固定在合适的角度；所述的助推器通过助推器固定结构与支座滑块铰接，在助推器连杆与支座滑块上腰型孔的对应位置，设置通孔，安装所述的紧固件，使助推器可以绕助推器支座转动的同时，在腰型孔的任一位置可以被固定。

进一步的，所述的助推器支座与无人机机体接触的面设置支柱，所述支柱的前端面和上端面分别与支座卡槽内部的前端面、上端面接触。

进一步的，所述的助推器支座的与无人机机体接触的相对面上设置楔形槽，所述的楔形槽一端为通槽，便于支座滑块安装，另一端为盲端，其上设置有安装丝杆的通孔。

进一步的，所述的支座卡槽位于无人机机体合适的位置，所述的支座卡槽的前部形状与所述支柱的形状相同，所述支座卡槽的后部形状为长方体槽。

优选的，所述的长方体槽的宽大于前部的最宽处，所述的长方体槽的长大于支柱的长度，所述的长方体槽的深不小于支柱的长度。

进一步的，所述的支座滑块上部设置双耳结构，双耳结构上设置安装助推器固定结构的安装孔和角度调节装置，所述的支座滑块沿航向设置有与丝杠配合的螺纹孔。

进一步的，所述的角度调节装置中腰孔的设计由助推器角度的变化范围确定。

进一步的，所述的丝杠结构包括丝杠和丝杠固定块，所述的丝杠穿过支座滑块上的螺纹孔，两端固定于丝杠固定块和助力器支座上的安装孔中，所述的丝杆固定块与所述助推器支座上的楔形槽的横截面匹配，其上设置与助推器支座上通孔位置对应的安装孔，通过紧固件安装在助推器支座上。

进一步的，所述的助推器连杆上设置单耳结构，与支座滑块的双耳结构配合，所述的助推器连杆与支座滑块铰接，并通过腰孔与支座滑块固连。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明的助推机构可以调整助推器在航向的位置和助推器的角度，解决了无人机因为重量改变而导致的需要助推器角度或位置改变的问题；

(2)本发明的无人机助推及分离机构在无人机起飞后可以自主脱离，结构简单，费用低，满足工程需要。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的该无人机助推器分离机构的装配示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的助推器支座上的四个圆柱支柱与机体上的支座卡槽在助推阶段时的相对位置关系示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的助推器支座上的四个圆柱支柱与机体上的支座卡槽在助推阶段时的相对位置关系仰视方向某一截面的剖视图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的助推器支座及其以下部分与机体结构分离图；

图5示出了根据本发明的具体实施例提供的助推器连接杆及助推器绕连接杆固定销的转动范围示意图；

图6示出了根据本发明的具体实施例提供的支座滑块通过丝杠转动沿航向位移的范围示意图；

图7示出了根据本发明的具体实施例提供的垂直于航向方向的某一截面图；

图8示出了根据本发明的具体实施例提供的该无人机助推器分离机构的局部装配示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、机体结构；2、助推器支座；3、支座卡槽；4、支座滑块；5、丝杠固定块；6、助推器连杆固定销；7、防滑垫片；8、自锁螺母；9连杆锁紧螺栓；10、助推器连杆；11、丝杠；12、助推器；13、圆柱支柱；14、排气孔；15、楔型槽。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明实施例提供一种无人机助推及分离机构，包括助推器支座2、支座卡槽3、支座滑块4、丝杠结构、助推器12、角度调节装置和助推器固定结构组成，助推器支座2与支座卡槽3相配合将助推器12与无人机机体固定在一起，所述的支座滑块4通过丝杠结构与助推器支座2相连，并通过丝杠结构沿丝杠11相对于助推器支座2移动，并且在支座滑块4上设置角度调节装置；角度调节装置包括设置在支座滑块4上的腰孔和紧固件，紧固件穿过腰孔将助推器12固定在合适的角度；助推器12通过助推器固定结构与支座滑块4铰接，在助推器连杆10与支座滑块4上腰孔的对应位置，设置通孔，安装所述的紧固件，使助推器12可以绕助推器支座2转动的同时，在腰孔的任一位置可以被固定。

进一步的，如图2所示，助推器支座2与无人机机体接触的面设置支柱，所述支柱的前端面和上端面分别与支座卡槽3内部的前端面、上端面接触，将助推器的推理传递给无人机，当助推阶段结束时，无需爆炸螺栓等火工品也无需其他复杂的结构连接形式的辅助，助推器支座2及其以下部分从机体表面自动分离脱落。优选的，支柱设置的位置、数量和形状由设计者按照满足支柱的强度要求和便于加工的原则进行设计，在具体实施例中，提供了支柱为4个圆柱体的设计方案，其它的设计方案可以由使用者根据需要给出，皆在本发明的保护范围内。

进一步的，如图3所示，支座卡槽3位于无人机机体合适的位置，支座卡槽3的前部形状与所述支柱的形状相同，支座卡槽3的后部形状为长方体槽。优选的，长方体槽的宽大于前部的最宽处，长方体槽的长大于支柱的长度，长方体槽的深不小于支柱的长度。通过如此设计，保证在无人机起飞后，助推器支座2在分离时不会与支座卡槽3发生卡滞现象。

进一步的，如图7所示，助推器支座2的与无人机机体接触的相对面上设置楔形槽，楔形槽一端为通槽，便于支座滑块4安装，另一端为盲端，其上设置有安装丝杆的安装孔。通过楔型槽15的设计，可以有效地限制支座滑块4的转动，致使支座滑块4只能沿顺逆航向方向移动。

进一步的，如图1所示，支座滑块4上部设置双耳结构，双耳结构上设置安装助推器固定结构的通孔和角度调节装置，助推器的连杆通过助推器固定结构与支座滑块4铰接，在一个具体的实施例中，角度调节装置中的腰孔的设计由助推器角度的变化范围确定。紧固件包括垫片、螺栓和螺母，螺栓9依次穿过支座滑块4一耳片上的腰孔，助推器连杆10上的圆孔，支座滑块4另一耳片上的腰孔，防滑垫片7，自锁螺母8，自锁螺母8锁死后，通过连杆锁紧螺栓9以及防滑垫片7与支座滑块4上耳片上表面所产生的摩擦力限制助推器连杆10沿助推器连杆固定销6轴向的转动。从而起到固定助推器连杆10的作用。如图5所示，助推器连杆10可在腰孔的范围内沿连杆固定销6轴线在无人机对称面内转动，通过调节角度调节装置在腰孔的位置，调整助推器的推力线夹角，满足无人机对推力线角度的不同需求。

进一步的在一个实施例中，丝杠结构包括丝杠11和丝杠固定块5，丝杆固定块与助推器支座2上的楔形槽的横截面匹配，其上设置与助推器支座2上通孔位置对应的安装孔，通过紧固件安装在助推器支座2上，丝杠11穿过支座滑块4上的螺纹孔，两端固定于丝杠固定块5和助力器支座上的安装孔中。如图6所示，当需要调节推力线的位置时，丝杠11可通过绕自身轴线转动，实现支座滑块4在顺逆航向方向的上的移动。

进一步的在一个实施例中，助推器连杆10与支座滑块4连接处为单耳片结构形式，耳片上右两个圆孔，用于助推器连杆固定销6和连杆锁紧螺栓9的固定，助推器连杆10的另一端为圆柱桶状结构，用于与助推器12连接，在该圆柱形结构的底部设有排气孔，方便助推器的安装。

为了对本发明提供的一种无人机助推及分离机构有更进一步了解，下面结合具体实例及附图进行详细说明。

如图1所示，该助推器分离机构位于机身正下方，助推器推力线的调节范围包含了无人机不同载油量以及任务载荷下机体重心的变化范围。支座卡槽3共四个，都固定于位于机体结构内，机体外表面在该处无凸起，支座卡槽3对无人机气动外形影响较小。卡槽内型面从仰视图观察，呈现“凸”字型，前窄后宽，前端面为圆柱形侧面，后端面与上端面都为平面，具体形式如图2，图3所示。助推器支座2上方共设有四个圆柱支柱13，与位于机体结构1内部的支座卡槽3接触，无人机助推阶段，助推器推力通过四个圆柱支柱13的前端面、上端面以及支座卡槽3的前端面，上端面的接触。

助推器支座2下方设计有楔型槽15，支座前端设有丝杠11安装孔；支座滑块4与楔型槽15之间为间隙配合，如图7所示；丝杠固定块5螺接在助推器支座2上，并设有丝杠11安装孔；丝杠11穿过支座滑块4以及丝杠固定块5，前端铰接在助推器支座2前端面的安装孔处，后端铰接在丝杠固定块5安装孔处；当需要调节推力线的位置时，丝杠11可通过绕自身轴线转动，实现支座滑块4在顺逆航向方向的上的移动。丝杠11具有自锁作用，助推器的推力通过丝杠11以及支座滑块4的上端面传递给助推器支座2，支座滑块4的沿顺逆航向的调节范围如图6所示。

支座滑块4下方为双耳片结构，用于固定助推器连杆10。耳片上设有助推器连杆固定销6以及连杆锁紧螺栓9的安装孔，其中固定销6安装孔为普通圆孔，连杆锁紧螺栓9的安装孔为腰孔；助推器连杆10通过连杆固定销6铰接在支座滑块4上，助推器连杆固定销6与助推器连杆10为间隙配合，与支座滑块4为过盈配合，助推器连杆10可在一定范围内沿连杆固定销6轴线在无人机对称面内转动，用以调节无人机推力线夹角，调节范围如图5所示；当推力线夹角确定后，连杆锁紧螺栓9依次穿过支座滑块4一耳片上的腰孔，助推器连杆10上的圆孔，支座滑块4另一耳片上的腰孔，防滑垫片7，自锁螺母8，自锁螺母8锁死后，通过连杆锁紧螺栓9以及防滑垫片7与支座滑块4上耳片上表面所产生的摩擦力限制助推器连杆10沿助推器连杆固定销6轴向的转动。从而起到固定助推器连杆10的作用，如图8所示。

助推器连杆10与支座滑块4连接处为单耳片结构形式，耳片上右两个圆孔，用于助推器连杆固定销6和连杆锁紧螺栓9的固定，助推器连杆10的另一端为圆柱桶状结构，用于与助推器12连接，在该圆柱形结构的底部设有排气孔，方便助推器的安装。

工作过程：无人机发射前，通过手动旋转丝杠11使支座滑块4位移到特定位置，与此同时，沿助推器连杆固定销6转轴转动助推器连杆10至特定的推力线夹角位置，再通过连杆锁紧螺栓9，防滑垫片7以及自锁螺母8将助推器连杆10锁死固定；而后，连接助推器12与助推器连杆10，通过发射架的固定，将助推器支座2及其以下部分放入无人机机体结构1上的支座卡槽3内，使助推器支座2上方的圆柱支柱13的前、上端面与支座卡槽3内部的前、上端面充分接触。

无人机助推阶段时，助推器产生的推力通过助推力连杆10传递给助推器连杆固定销6，再传递给支座滑块4上的双耳片结构，连杆锁紧螺栓9，防滑垫片7以及自锁螺母8限制助推器连杆10的转动，通过摩擦力来抵消助推器产生的扭矩；传递到支座滑块4上的力通过其上表面以及丝杠传递给助推器支座2，而后再通过四个圆柱支柱13与支座卡槽3内部前、上表面的接触，将力传递给机体结构，从而实现无人机的助推飞行。

无人机助推结束后，助推器12推力消失，助推器支座2及其以下部分与机体结构1自动发生分离并脱落，如图4所示，而后，无人机依靠自身发动机推力继续飞行。

综上，本发明提供的无人机助推及分离机构，相比于现有技术至少具有以下优势：

(1)本发明的助推机构可以调整助推器在航向的位置和助推器的角度，解决了无人机因为重量改变而导致的需要助推器角度或位置改变的问题；

(2)本发明的无人机助推及分离机构在无人机起飞后可以自主脱离，结构简单，费用低，满足工程需要。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种无人机助推及分离机构，其特征在于，包括助推器支座、支座卡槽、支座滑块、丝杠结构、助推器、角度调节装置和助推器固定结构，所述的助推器支座与所述支座卡槽相配合将所述助推器与无人机机体固定在一起，所述的支座滑块通过丝杠结构与助推器支座相连，并通过丝杠结构沿丝杠相对于助推器支座移动，并且在支座滑块上设置角度调节装置；所述的角度调节装置包括设置在支座滑块上的腰孔和紧固件，所述的紧固件穿过腰孔将助推器固定在合适的角度；所述的助推器通过助推器固定结构与支座滑块铰接，在助推器连杆与支座滑块上腰型孔的对应位置，设置通孔，安装所述的紧固件，使助推器可以绕助推器支座转动的同时，在腰型孔的任一位置可以被固定；

所述的助推器支座与无人机机体接触的面设置支柱，所述支柱的前端面和上端面分别与支座卡槽内部的前端面、上端面接触；

所述的助推器支座的与无人机机体接触的相对面上设置楔形槽，所述的楔形槽一端为通槽，便于支座滑块安装，另一端为盲端，其上设置有安装丝杆的通孔；

所述的支座滑块上部设置双耳结构，双耳结构上设置安装助推器固定结构的安装孔和角度调节装置，所述的支座滑块沿航向设置有与丝杠配合的螺纹孔；

所述的助推器连杆上设置单耳结构，与支座滑块的双耳结构配合，所述的助推器连杆与支座滑块铰接，并通过腰孔与支座滑块固连；

所述的支座卡槽位于无人机机体合适的位置，所述的支座卡槽的前部形状与所述支柱的形状相同，所述支座卡槽的后部形状为长方体槽；

所述的长方体槽的宽大于前部的最宽处，所述的长方体槽的长大于支柱的长度，所述的长方体槽的深不小于支柱的长度。

2.根据权利要求1所述的一种无人机助推及分离机构，其特征在于，所述的角度调节装置中腰孔的设计由助推器角度的变化范围确定。

3.根据权利要求1所述的一种无人机助推及分离机构，其特征在于，所述的丝杠结构包括丝杠和丝杠固定块，所述的丝杠穿过支座滑块上的螺纹孔，两端固定于丝杠固定块和助推器支座上的安装孔中，所述的丝杠固定块与所述助推器支座上的楔形槽的横截面匹配，其上设置与助推器支座上通孔位置对应的安装孔，通过紧固件安装在助推器支座上。