CN115071979A - 一种机载发射架及无人机系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种机载发射架及无人机系统，机载发射架包括：导轨装置，沿所述导轨装置长度方向间隔设置的发射预紧力提供装置和开关装置，用于连接载荷的第一连接件和第二连接件；所述第一连接件和所述第二连接件分别与所述导轨装置滑动连接；所述发射预紧力提供装置用于对所述第一连接件的初始位置定位，以及用于提高所述载荷的发射初速度；所述开关装置用于对所述第二连接件的初始位置定位。本发明能够有效挂载用于无人机的小型载荷装置，挂载时发射架具有可靠锁定载荷的功能，发射时可通过地面或者无人机上下行一个点火信号即可按时序完成自动解锁和载荷发动机点火功能，具有结构简单且定位精度高的优点的同时，还具有全面的控制功能。

Description

一种机载发射架及无人机系统

技术领域

本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种机载发射架及无人机系统。

背景技术

无人机是指利用无线遥控设备和自身的控制装置进行控制的不载人飞行器，例如无人直升机、固定翼无人机、无人伞翼机等。近十几年来，无人机已被广泛应用于航拍摄影、电力巡检、环境监测、森林防火、灾情巡查、防恐救生、军事侦察、战场评估等领域。

由于无人机具有价格便宜，操作方便等的特点，科研院所和其他民营公司等有发射小型火箭导弹的需求则可通过无人机来代替，而不需要传统的飞机平台来搭载。但现有的将小型火箭导弹等载荷安装在无人机上的挂载结构往往存在结构复杂，重量大，操作不便，维护困难，可靠性不足等问题，导致挂载效率低。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机载发射架及无人机系统。

为实现上述发明目的，本发明提供一种机载发射架，包括：导轨装置，沿所述导轨装置长度方向间隔设置的发射预紧力提供装置和开关装置，用于连接载荷的第一连接件和第二连接件；

所述第一连接件和所述第二连接件分别与所述导轨装置滑动连接；

所述发射预紧力提供装置用于对所述第一连接件的初始位置定位，以及用于提高所述载荷的发射初速度；

所述开关装置用于对所述第二连接件的初始位置定位。

根据本发明的一个方面，所述导轨装置包括：板状的导轨支承，与所述轨道支承相互固定连接的导向支承；

所述导向支承为板状体，且在所述导向支承上设置有贯穿其本体的阶梯状导向槽；

所述导向槽沿所述导向支承的长度方向自由延伸设置。

根据本发明的一个方面，所述发射预紧力提供装置包括：安装座，第一弹性件和球状定位活动件；

所述安装座的定位端嵌入在所述导轨支承上；

所述定位端设置有用于安装所述第一弹性件的安装槽；

所述球状定位活动件与所述第一弹性件相抵靠的设置，且可沿所述安装槽自由滑动。

根据本发明的一个方面，所述开关装置包括：开关座，设置在所述开关座上的开合控制器，锁定结构，行程开关和联动件；

所述开合控制器，所述锁定结构和所述行程开关并排的设置在所述开关座上，且所述锁定结构处于所述开合控制器和所述行程开关之间；

所述联动件呈长条状结构，其一端与所述开关座铰接，另一端为以所述联动件与所述开关座的铰接位置转动的开合连接端；

所述开合控制器用于对所述开合连接端进行锁定和释放控制；

所述联动件与所述开关座的铰接位置设置有用于控制所述行程开关开关动作的控制凸起；

所述联动件相对两端之间的部分可与所述锁定结构相抵靠的接触，用于控制所述锁定结构的伸缩，以对所述第二连接件进行锁定和释放控制；

所述行程开关与所述载荷的推进器电连接。

根据本发明的一个方面，所述联动件完成对所述第二连接件的释放控制的同时，完成对所述行程开关的开启动作；或者，所述联动件完成对所述第二连接件的释放控制后，完成对所述行程开关的开启动作。

根据本发明的一个方面，所述锁定结构包括：锁定杆和套设在所述锁定杆上的第二弹性件；

所述第二弹性件相对的两端分别与所述锁定杆的上端和所述开关座相抵靠的设置。

根据本发明的一个方面，所述开合控制器为失电型电磁铁。

根据本发明的一个方面，所述第一连接件包括：相互垂直的第一连接部分和第二连接部分；

所述第一连接部分的上端设置有用于与所述球状定位活动件相配合的第一定位槽；

所述第二连接件包括：相互垂直的第三连接部分和第四连接部分；

所述第三连接部分的上端设置有用于与所述锁定杆下端相配合的第二定位槽。

根据本发明的一个方面，还包括：吊装连接件；

所述吊装连接件包括：吊装座和与所述吊装座可拆卸连接的扣合件；

所述吊装座与所述导轨支承相互固定连接。

为实现上述发明目的，本发明提供一种采用前述的机载发射架的无人机系统，包括：无人机，与所述无人机相连接的机载发射架，与所述机载发射架相连接的载荷；

所述机载发射架采用吊装连接件与所述无人机相互固定连接；

所述载荷通过与所述第一连接件和所述第二连接件相互固定连接的吊装在所述机载发射架的下方；

所述机载发射架的开关装置中的开合控制器与所述无人机的控制单元相连接；

所述机载发射架的行程开关与所述载荷的推进装置电连接。

根据本发明的一种方案，本发明能够有效挂载用于无人机的小型载荷装置(如小型导弹火箭)，挂载时发射架具有可靠锁定载荷的功能，发射时可通过地面或者无人机上下行一个点火信号即可按时序完成自动解锁和载荷发动机点火功能，具有结构简单且定位精度高的优点的同时，还具有全面的控制功能。

根据本发明的一种方案，通过联动的机械结构设计，可靠的保障无人机平台下行一个发射信号，即可先解锁，待解锁完成后将火箭发动机点燃的功能，实现一键发射的功能，且响应及时快速。

根据本发明的一种方案，本发明通过机械结构设计，通过应用力矩相关原理，可以通过一个小的执行机构来可靠的实现锁紧并解锁的功能，并且在解锁瞬间即可完成点火发射，极大地降低了对发射架的供电要求，提高了可靠性。

根据本发明的一种方案，通过采用发射预紧力提供装置对载荷后端的初始定位，这样可有效保证载荷达到足够的速度后克服发射预紧力提供装置的预紧力，以实现载荷在达到一定初速度的情况下从发射预紧力提供装置脱出。可见，本方案以简单结构达到对载荷增加初始发射预紧力的效果，以进一步提高载荷在低仰角状态时的离架发射速度。此外，在有效增加了载荷初始发射速度的同时，还可有效减少导轨装置的长度，提高本方案的发射可靠性。

根据本发明的一种方案，本发明的发射架无后座力，极大地提高的无人机对于高空发射的适应性。

根据本发明的一种方案，本发明的发射架易于维护，并可重复使用，结构轻巧。

附图说明

图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的机载发射架的立体图；

图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的机载发射架与载荷的锁定状态图；

图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的导轨装置的端面结构图；

图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的发射预紧力提供装置的结构图；

图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的开关装置的锁定状态图；

图6是示意性表示根据本发明的一种实施方式的机载发射架与载荷的发射状态图；

图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的开关装置的解锁状态图；

图8是示意性表示根据本发明的一种实施方式的第一连接件或第二连接件的结构图；

图9是示意性表示根据本发明的一种实施方式的无人机系统的结构图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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方式，对于本领域普通技术人员而言，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。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种机载发射架，包括：导轨装置1，沿导轨装置1长度方向间隔设置的发射预紧力提供装置2和开关装置3，用于连接载荷的第一连接件4和第二连接件5。在本实施方式中，第一连接件4和第二连接件5用于对载荷实现吊装和导向作用，进而其分别与导轨装置1滑动连接，以实现载荷沿导轨装置1定向稳定的发射出去。在本实施方式中，发射预紧力提供装置2用于对第一连接件4的初始位置定位；开关装置3用于对第二连接件5的初始位置定位。其中，为实现对载荷在发射前的稳定可靠连接，需要通过发射预紧力提供装置2和开关装置3实现对载荷的锁定，在发射时，通过开关装置3的解锁，即可实现载荷的后续定向发射。

通过上述设置，本发明的机载发射架结构简单，重量轻，可方便灵活的安装在无人机等小型载具上以实现对载荷的稳定(如小型飞弹、灭火弹等)吊装。同时，本发明的机载发射还能够通过设置的开关装置实现载荷的安全锁定和释放，极大的提高了本发明的使用安全性。

此外，本发明通过设置的发射预紧力提供装置可在导轨装置的长度方向上对载荷的后端实现稳定限位，以有效避免了载具飞行过程中载荷的无序摆动，进而对保证载荷的精确发射有益。

结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，导轨装置1包括：板状的导轨支承11，与轨道支承11相互固定连接的导向支承12。在本实施方式中，导向支承12为板状体，且在导向支承12上设置有贯穿其本体的阶梯状导向槽121。在本实施方式中，导向槽121包括：第一导槽部分1211和第二导槽部分1212，其中，第一导槽部分1211位于第二导槽部分1212的上方，且第一导槽部分1211的宽度要大于第二导槽部分1212的宽度。在本实施方式中，导向支承12设置第一导槽部分1211的一端与导轨支承11相互固定连接，以使得导向槽121一端封闭。在本实施方式中，导向槽121沿导向支承12的长度方向自由延伸设置。

在本实施方式中，沿导向槽121的长度方向，导向槽121的截面面积为恒定的。

结合图2和图4所示，根据本发明的一种实施方式，发射预紧力提供装置2包括：安装座21，第一弹性件22和球状定位活动件23。在本实施方式中，安装座21的定位端嵌入在导轨支承11上；定位端设置有用于安装第一弹性件22的安装槽211。在本实施方式中，球状定位活动件23与第一弹性件22相抵靠的设置，且可沿安装槽211自由滑动。在本实施方式中，在导轨支承11上设置有贯穿其本体的安装通孔，进而安装座21的定位端即可形状相适配的嵌入在该安装通孔内，通过在定位端上设置第一弹性件22和球状定位活动件23的弹性组合结构，即可在弹性力的作用下，始终保持球状定位活动件23的部分突出定位端的端面，这样通过在第一连接件4上与该球状定位活动件23的突出部分相配合的设置相应的凹槽结构，即可实现对第一连接件4在初始位置的定位。

此外，通过采用发射预紧力提供装置对载荷后端的初始定位，这样可有效保证载荷达到足够的速度后克服发射预紧力提供装置的预紧力，以实现载荷在达到一定初速度的情况下从发射预紧力提供装置脱出。可见，本方案以简单结构达到对载荷增加初始发射预紧力的效果，以进一步提高载荷在低仰角状态时的离架发射速度。此外，在有效增加了载荷初始发射速度的同时，还可有效减少导轨装置的长度，提高本方案的发射可靠性。

结合图2、图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，开关装置3包括：开关座31，设置在开关座31上的开合控制器32，锁定结构33，行程开关34和联动件35。在本实施方式中，开合控制器32，锁定结构33和行程开关34并排的设置在开关座31上，且锁定结构33处于开合控制器32和行程开关34之间。在本实施方式中，联动件35呈长条状结构，其一端与开关座31铰接，另一端为以联动件35与开关座31的铰接位置转动的开合连接端；开合控制器32用于对开合连接端进行锁定和释放控制。在本实施方式中，联动件35与开关座31的铰接位置设置有用于控制行程开关34开关动作的控制凸起351；联动件35相对两端之间的部分可与锁定结构33相抵靠的接触，用于控制锁定结构33的伸缩，以对第二连接件5进行锁定和释放控制。在本实施方式中，行程开关34与载荷的推进器电连接。

在本实施方式中，联动件35呈长条状结构的设置，其可以通过一端转动设置，另一端(即开合连接端)自由移动的方式，使得联动件35在长度方向的两端和中间部分在同步运行的过程中，实现对多个结构的同步或顺序控制。通过上述设置，使得本发明的开关装置能够以简单结构实现多重控制的有益效果，不仅结构简单，可靠性高，且控制顺序准确稳定准确。此外，通过上述设置的开关装置其保证了结构简单的同时，还可有效降低生产成本。

在本实施方式中，开关座31整体呈矩形体结构，其内部可相应的设置为中空的，以用于形成开合控制器32、锁定结构33、行程开关34和联动件35的相应安装位。沿联动件35的长度方向，在开关座31内合控制器32，锁定结构33和行程开关34依次安装布置，其中，行程开关34处于联动件35与开关座31铰接位置的正下方，而开合控制器32则处于联动件35的开合连接端的下方，进而在开合连接端与开合控制器32相吸合时，联动件35上的控制凸起351恰好压靠在行程开关34的触点上，以保证此时行程开关的关断状态。

在本实施方式中，联动件35的开合连接端与开合控制器32相吸合时，此时，处于开合控制器32和行程开关34之间的锁定结构33的端部也恰好被联动件35的中间部分所压靠，这样锁定结构33的下端可向导向槽121的方向伸出，以实现与第二连接件5上相配合的凹槽结构的连接，实现对第二连接件5的锁紧。

在本实施方式中，联动件35上的控制凸起351可设置为沿铰接轴的轴向布置的弧状凸起，而控制凸起351的长度是根据锁定结构33对第二连接件5的锁紧和脱离的控制时机所确定。具体的，当开合控制器32释放联动件35，则在锁定结构33的作用下其开合连接端沿远离开合控制器32的方向运动，此时，由于失去对锁定结构33的限制，锁定结构33会与第二连接件5产生脱离动作，相应的控制凸起351也相应的沿铰接轴转动。当锁定结构33与第二连接件5完全脱离的同时，则控制凸起351也相应的脱离与行程开关34触点的接触，行程开关34开启载荷的动力装置实现载荷的发射。当然，还可以适当的延长控制凸起351的长度，以实现锁定结构33与第二连接件5完全脱离后，控制凸起351继续移动一段距离实现与行程开关34触点的脱离，即可实现载荷动力装置的延时启动。

在本实施方式中，联动件35的开合连接端可根据开合控制器32的吸合面积的大小相应的设置其形状，能够实现开合控制器32与联动件35的稳定连接即可。在本实施方式中，联动件35整体可设置为与开合控制器32吸合的金属材质，也可以仅将开合连接端设置为可与开合控制器32吸合的金属材质，可根据实际需要进行相应的设置。

结合图5和图7所示，根据本发明的一种实施方式，锁定结构33包括：锁定杆331和套设在锁定杆331上的第二弹性件332。在本实施方式中，第二弹性件332相对的两端分别与锁定杆331的上端和开关座31相抵靠的设置。在本实施方式中，锁定杆331的上端设置有凸台，可实现与第二弹性件332的稳定抵靠，以及与联动件35的稳定抵靠。在本实施方式中，第二弹性件332处于自由状态的长度需要根据联动件35实现联动控制的需要进行设置。

在本实施方式中，为实现锁定杆331下端与第二连接件5的锁定，需要在导轨支承11上与锁定杆331相对应的位置设置过孔，以实现锁定杆331伸缩过程中，下端部的伸出和缩回。

结合图5和图7所示，根据本发明的一种实施方式，开合控制器32为失电型电磁铁。

通过上述设置，通过将开合控制器32设置为失电型电磁铁，其可在失电状态下失去磁性，使得联动件35的动作响应更为及时快速，对提高本发明的发射效率有益。

结合图4、图5和图8所示，根据本发明的一种实施方式，第一连接件4包括：相互垂直的第一连接部分41和第二连接部分42。在本实施方式中，第一连接部分41水平设置的，其与导向槽121中的第一导槽部分1211的宽度是一致的，进而能够实现在沿导向槽121滑动的过程中消除在导向槽121宽度方向的晃动，对保证本发明的导向精度有益。在本实施方式中，第二连接部分42是竖直设置的，其与导向槽121中的第二导槽部分1212的宽度是不一致的，即，第二连接部分42的宽度要小于第二导槽部分1212的宽度，这样有效的减少了第一连接件4与导向槽121的接触面积，对减少滑动过程中的摩擦力有益，有效的降低了载荷发射时的动力损耗。

在本实施方式中，第二连接部分42的下端通过连接件与载荷相连，以实现载荷的稳定装载。

在本实施方式中，第一连接部分41的上端设置有用于与球状定位活动件23相配合的第一定位槽411。在本实施方式中，第一定位槽411的直径可根据球状定位活动件23突出部分的直径相应的设置，以满足球状定位活动件23的准确定位消除间隙较大情况下存在的无序晃动，提高了本发明的定位精度。通过与球状定位活动件23相配合的方式，这样在载荷启动后，需要通过载荷自身动力的作用克服球状定位活动件23的阻力，以使得球状定位活动件23沿安装槽211缩回后实现载荷沿导轨装置的滑动飞行。通过这种设置方式，有效保证了开关装置与第二连接件5脱离接触后，依然能够通过发射预紧力提供装置2提供一定的定位作用，有效避免了载荷在解除锁定后的脱落滑出，进而对保证载荷的精确发射有利。

结合图4、图5和图8所示，根据本发明的一种实施方式，第二连接件5包括：相互垂直的第三连接部分51和第四连接部分52。在本实施方式中，第三连接部分51水平设置的，其与导向槽121中的第一导槽部分1211的宽度是一致的，进而能够实现在沿导向槽121滑动的过程中消除在导向槽121宽度方向的晃动，对保证本发明的导向精度有益。在本实施方式中，第四连接部分52是竖直设置的，其与导向槽121中的第二导槽部分1212的宽度是不一致的，即，第四连接部分52的宽度要小于第二导槽部分1212的宽度，这样有效的减少了第二连接件5与导向槽121的接触面积，对减少滑动过程中的摩擦力有益，有效的降低了载荷发射时的动力损耗。

在本实施方式中，第四连接部分52的下端通过连接件与载荷相连，以实现载荷的稳定装载。

在本实施方式中，第三连接部分51的上端设置有用于与锁定杆331下端相配合的第二定位槽511。在本实施方式中，第二定位槽511的直径与锁定杆331下端的直径相匹配的设置，以满足锁定杆331的准确定位，消除定位间隙，提高了本发明的定位精度。

如图9所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种机载发射架，还包括：吊装连接件6。在本实施方式中，吊装连接件6包括：吊装座61和与吊装座61可拆卸连接的扣合件62。在本实施方式中，吊装座61与导轨支承11相互固定连接。

结合图9、图4和图5所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种采用前述的机载发射架的无人机系统，包括：无人机a，与无人机a相连接的机载发射架b，与机载发射架b相连接的载荷c。在本实施方式中，机载发射架b采用吊装连接件6与无人机a相互固定连接；载荷c通过与第一连接件4和第二连接件5相互固定连接的吊装在机载发射架b的下方；机载发射架b的开关装置3中的开合控制器32与无人机a的控制单元相连接；机载发射架b的行程开关34与载荷c的推进装置电连接。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，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 (10)

1.一种机载发射架，其特征在于，包括：导轨装置(1)，沿所述导轨装置(1)长度方向间隔设置的发射预紧力提供装置(2)和开关装置(3)，用于连接载荷的第一连接件(4)和第二连接件(5)；

所述第一连接件(4)和所述第二连接件(5)分别与所述导轨装置(1)滑动连接；

所述发射预紧力提供装置(2)用于对所述第一连接件(4)的初始位置定位，以及用于提高所述载荷的发射初速度；

所述开关装置(3)用于对所述第二连接件(5)的初始位置定位。

2.根据权利要求1所述的机载发射架，其特征在于，所述导轨装置(1)包括：板状的导轨支承(11)，与所述轨道支承(11)相互固定连接的导向支承(12)；

所述导向支承(12)为板状体，且在所述导向支承(12)上设置有贯穿其本体的阶梯状导向槽(121)；

所述导向槽(121)沿所述导向支承(12)的长度方向自由延伸设置。

3.根据权利要求2所述的机载发射架，其特征在于，所述发射预紧力提供装置(2)包括：安装座(21)，第一弹性件(22)和球状定位活动件(23)；

所述安装座(21)的定位端嵌入在所述导轨支承(11)上；

所述定位端设置有用于安装所述第一弹性件(22)的安装槽(211)；

所述球状定位活动件(23)与所述第一弹性件(22)相抵靠的设置，且可沿所述安装槽(211)自由滑动。

4.根据权利要求3所述的机载发射架，其特征在于，所述开关装置(3)包括：开关座(31)，设置在所述开关座(31)上的开合控制器(32)，锁定结构(33)，行程开关(34)和联动件(35)；

所述开合控制器(32)，所述锁定结构(33)和所述行程开关(34)并排的设置在所述开关座(31)上，且所述锁定结构(33)处于所述开合控制器(32)和所述行程开关(34)之间；

所述联动件(35)呈长条状结构，其一端与所述开关座(31)铰接，另一端为以所述联动件(35)与所述开关座(31)的铰接位置转动的开合连接端；

所述开合控制器(32)用于对所述开合连接端进行锁定和释放控制；

所述联动件(35)与所述开关座(31)的铰接位置设置有用于控制所述行程开关(34)开关动作的控制凸起(351)；

所述联动件(35)相对两端之间的部分可与所述锁定结构(33)相抵靠的接触，用于控制所述锁定结构(33)的伸缩，以对所述第二连接件(5)进行锁定和释放控制；

所述行程开关(34)与所述载荷的推进器电连接。

5.根据权利要求4述的机载发射架，其特征在于，所述联动件(35)完成对所述第二连接件(5)的释放控制的同时，完成对所述行程开关(34)的开启动作；或者，所述联动件(35)完成对所述第二连接件(5)的释放控制后，完成对所述行程开关(34)的开启动作。

6.根据权利要求5所述的机载发射架，其特征在于，所述锁定结构(33)包括：锁定杆(331)和套设在所述锁定杆(331)上的第二弹性件(332)；

所述第二弹性件(332)相对的两端分别与所述锁定杆(331)的上端和所述开关座(31)相抵靠的设置。

7.根据权利要求6所述的机载发射架，其特征在于，所述开合控制器(32)为失电型电磁铁。

8.根据权利要求7所述的机载发射架，其特征在于，所述第一连接件(4)包括：相互垂直的第一连接部分(41)和第二连接部分(42)；

所述第一连接部分(41)的上端设置有用于与所述球状定位活动件(23)相配合的第一定位槽(411)；

所述第二连接件(5)包括：相互垂直的第三连接部分(51)和第四连接部分(52)；

所述第三连接部分(51)的上端设置有用于与所述锁定杆(331)下端相配合的第二定位槽(511)。

9.根据权利要求8所述的机载发射架，其特征在于，还包括：吊装连接件(6)；

所述吊装连接件(6)包括：吊装座(61)和与所述吊装座(61)可拆卸连接的扣合件(62)；

所述吊装座(61)与所述导轨支承(11)相互固定连接。

10.一种采用权利要求1至9任一项所述的机载发射架的无人机系统，其特征在于，包括：无人机(a)，与所述无人机(a)相连接的机载发射架(b)，与所述机载发射架(b)相连接的载荷(c)；

所述机载发射架(b)采用吊装连接件(6)与所述无人机(a)相互固定连接；

所述载荷(c)通过与所述第一连接件(4)和所述第二连接件(5)相互固定连接的吊装在所述机载发射架(b)的下方；

所述机载发射架(b)的开关装置(3)中的开合控制器(32)与所述无人机(a)的控制单元相连接；

所述机载发射架(b)的行程开关(34)与所述载荷(c)的推进装置电连接。

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