CN116968954A - 一种火箭助推无人机回收结构 - Google Patents

Abstract

本发明属于无人机回收技术领域，具体公开了一种火箭助推无人机回收结构，包括无人机机体，所述无人机机体的两侧机翼上均可拆卸连接有翼尖小翼，所述无人机机体的底部连接有机腹缓冲单元，所述翼尖小翼包括本体和连接体，所述连接体与所述本体连接，所述连接体的一侧与所述无人机机体连接，所述本体的一端能够与地面接触；所述连接体表面上开设有与所述本体垂直的凹槽。本发明能够提高无人机的回收成功率，降低回收成本。

Description

一种火箭助推无人机回收结构

技术领域

本发明涉及无人机回收技术领域，具体涉及一种火箭助推无人机回收结构。

背景技术

火箭助推无人机一般不配备起落架，能够节省起落架空间，并且起飞不需要跑道，不受场地限制。基于上述优点，火箭助推无人机在战场上得到广泛使用。由于火箭助推无人机没有起落架，因此传统回收方式一般采用伞降回收。伞降回收方式分被动伞降和主动伞降。被动伞降采用回收主伞由引导伞被动充气打开方式，对于活塞发动机后置布局的无人机，被动开伞过程中伞绳极有可能与螺旋桨缠绕，进而导致开伞失败。主动伞降则通过射伞火箭将回收伞包整体发射出机体，避开了螺旋桨，大大提高了回收成功率。但是主动伞降每次开伞都需要消耗一枚射伞火箭，成本高昂。且射伞火箭属于火工品，具有危险性，需要专业人员操作，增加了使用维护成本。

发明内容

本发明提供了一种火箭助推无人机回收结构，目的在于能够提高无人机的回收成功率，降低回收成本。

本发明通过下述技术方案实现：一种火箭助推无人机回收结构，包括无人机机体，所述无人机机体的两侧机翼上均连接有翼尖小翼，所述无人机机体的底部连接有机腹缓冲单元，所述翼尖小翼包括本体和连接体，所述连接体与所述本体连接，所述连接体与所述本体连接，所述连接体的一侧与所述无人机机体连接，所述本体的一端能够与地面接触；所述连接体表面上开设有与所述本体垂直的凹槽。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：本方案中翼尖小翼由本体和连接体组成，连接体与无人机机体连接，而通过在翼尖小翼的连接体上开设有凹槽，从而在无人机机体上形成薄弱结构，这样能够在无人机机体降落的时候，翼尖小翼撞地时主动断裂释放冲击能量，降低无人机触地速度。

本方案采用了一种与传统的回收无人机的方式完全不同的新型的回收方式，避免出现缠绕螺旋桨的风险，本方案利用翼尖小翼对无人机的降落滑行进行缓冲，并通过在翼尖小翼上设置的凹槽来形成薄弱部分，便于后期受到冲击力而自行断裂，减缓无人机触地速度，然后利用机腹缓冲单元滑行减速，直至无人机静止，完成降落过程。本方案中一种火箭助推无人机回收结构，制造成本低，无人机降落后通过更换机腹缓冲单元和翼尖小翼，即可开始新的飞行，能够降低回收成本。

进一步，所述凹槽设有两个，两个凹槽对称设置在连接体的两侧上。

本方案中的凹槽对称设置两个，使翼尖小翼的连接体上的薄弱结构更加的容易在收到冲击的时候断裂，从而能够起到有效的缓冲效果。

进一步，所述连接体内嵌设有支撑件，所述凹槽位于支撑件和本体之间。

本方案中支撑件的设置能够增强连接体的强度，方便与无人机机体进行稳定的连接，另外翼尖小翼断裂处位于支撑件和本体之间，使支撑件和凹槽能够错开设置，这样能够有效避免在翼尖小翼冲击地面的时候损坏支撑件，这样即可在后期完整的取下支撑件，进而能够保证支撑件的重复使用，降低制造成本。

进一步，所述支撑件为铝合金材质制成的金属件。

本方案中的支撑件材质轻便，且强度高，便于与无人机机体连接。

进一步，所述连接体与所述无人机机体连接的一侧开设有预埋槽，所述支撑件嵌设在所述预埋槽内。

本方案中将支撑件提前预埋在预埋槽内与连接体形成一体，这样能够有效的增强连接体的强度，便于与无人机机体实现稳定的连接。

进一步，所述支撑件上设有螺钉孔；所述连接体与所述无人机机体连接的一侧还设有固定座，所述固定座上开设有与支撑件上的螺钉孔相互匹配的螺纹孔，所述固定座与所述无人机机体的一侧连接，所述固定座与所述翼尖小翼连接。

本方案中连接体内嵌的支撑件上设计有螺钉孔，该螺钉孔用来安装螺钉，而与固定座实现连接，本方案中在固定座设计有螺纹孔，这样一方面可以提前安装在无人机机体的两侧，从而便于用来与翼尖小翼进行安装连接，而另一方面可用来在模具上起到定位的作用，从而来保证固定座的安装位置精度。

进一步，所述支撑件的左部和右部均开设有模具定位孔。

本方案中的模具定位孔用来与翼尖小翼整体模压成型时，定位支撑件的安装位置，从而来保证翼尖小翼整体安装位置精度。

进一步，所述连接体远离无人机机体的一侧开设有螺钉安装孔。

如此设置一方面可以方便螺钉快速拆卸和安装，通过在翼尖小翼的连接体上的螺钉安装孔一侧拧入螺钉，即可使翼尖小翼整体与固定座实现连接固定，从而实现与无人机机体的连接安装，另一方面螺钉安装孔的设置可以防止拧入的螺钉外露，从而避免增加空气阻力。

进一步，所述翼尖小翼采用PMI泡沫机加成型，所述翼尖小翼的表面均匀铺敷有玻璃纤维布。

如此设置制备翼尖小翼的材料采用PMI泡沫，具有密度小、耐磨擦、易成型、易胶接的优点，且在翼尖小翼的表面均匀铺敷有玻璃纤维布，这样能够有效增加翼尖小翼整体强度。

进一步，所述机腹缓冲单元上表面为平面端，所述机腹缓冲单元下表面为圆弧面。

本方案中在机腹缓冲单元上表面采用平面结构，这样的设计结构，更易加工，易和无人机的机腹胶接，且当损坏后容易修复，而机腹缓冲单元下表面为圆弧面的曲面状，这样可以与无人机机体曲面外形保持连续的形状，从而可以降低气动阻力，更加符合无人机飞行要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。在附图中：

图1为本发明一种火箭助推无人机回收结构实施例整体结构的立体图；

图2为本发明一种火箭助推无人机回收结构实施例整体结构的正视图；

图3为本发明一种火箭助推无人机回收结构实施例中机腹缓冲单元的立体图；

图4为本发明一种火箭助推无人机回收结构实施例中翼尖小翼右侧结构示意图；

图5为本发明一种火箭助推无人机回收结构实施例中翼尖小翼左侧结构示意图。

附图中标记及对应的零部件名称：

无人机机体1、机腹缓冲单元2、翼尖小翼3、本体4、连接体401、支撑件5、固定座6、凹槽7、预埋槽8、螺钉9、模具定位孔10、螺钉安装孔11、剪切销孔12、助推火箭孔13。

实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

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定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1和图2所示，本实施例提供了一种火箭助推无人机回收结构，包括无人机机体1，无人机机体1的底部连接有机腹缓冲单元2，机腹缓冲单元2上表面为平面端，机腹缓冲单元2下表面为圆弧面。本实施例中的无人机机体1蒙皮采用玻璃纤维+芳纶蜂窝复合材料制备而成，无人机的机腹采用平面结构，这种结构易加工，且易和机腹缓冲单元2的上表面进行胶接，另外当后期使用损坏后，平面结构也更加容易修复。

本实施例中机腹缓冲单元2的上表面为平面结构，下表面为圆弧面结构，这样能够与无人机机体1的曲面外形保持连续，降低气动阻力。机腹缓冲单元2通过上表面与无人机机体1胶接固定在一起。结合图3所示，机腹缓冲单元2前部设计有剪切销孔12，用来给无人机机体1上的剪切销结构提供让位安装空间，而机腹缓冲泡沫后部设计有助推火箭孔13，用来给助推火箭与无人机机体1连接结构让位安装空间。机腹缓冲单元2采用PMI泡沫(聚甲基丙烯酰亚胺泡沫)，机腹缓冲单元2采用PMI泡沫这种材质具有密度小、耐磨擦、易成型、易胶接的优点。

本实施例中在无人机机体1的两侧机翼上均可拆卸连接有翼尖小翼3，翼尖小翼3结构左右镜像对称，现以左侧翼尖小翼3为例进行说明：结合图4所示，翼尖小翼3包括本体4和连接体401，连接体401与本体4连接，本实施例中连接体401与本体4通过模具注塑形成一体，连接体401的一侧与无人机机体1连接，本体4的一端能够与地面接触，本体4整体与无人机机体1的机翼垂直设置，本实施例中本体4的两侧为对称的弧面流线型，本体4整体形状类似于扇形，本体4面向连接体401的一侧为对称的斜面，本体4的上端和下端均为平面，便于与地面接触。连接体401的一端插入本体4内部，且连接体401位于本体4的对称中心线上。

翼尖小翼3整体采用PMI泡沫机加成型，翼尖小翼3的表面均匀铺敷玻璃纤维布，以此来增加翼尖小翼3整体强度。

本实施例中在连接体401表面上开设有与本体4垂直的凹槽7，即凹槽7沿着连接体401表面的宽度方向横向设置，且本实施例中凹槽7设有两个，两个凹槽7对称设置在连接体401的上侧面和下侧面上。本实施例中凹槽7的形状为圆弧形凹槽，凹槽7的设置作为在翼尖小翼3上专门设计的薄弱结构，能够在降落撞地时主动断裂释放冲击能量，降低无人机触地速度。

本实施例中连接体401内嵌设有支撑件5，凹槽7位于支撑件5和本体4之间，即凹槽7与支撑件5错开设置，这样使得翼尖小翼3的断裂处位于内嵌的支撑件5后，能够有效避免损坏支撑件5，保证后期支撑件5的重复使用，降低制造成本。

本实施例中的支撑件5为铝合金材质制成的金属件，连接体401与无人机机体1连接的一侧开设有预埋槽8，支撑件5嵌设在预埋槽8内，具体的：支撑件5上设有螺钉孔，连接体401与无人机机体1连接的一侧还设有固定座6，固定座6上开设有与支撑件5上的螺钉孔相互匹配的螺纹孔，螺纹孔和螺钉孔均设有三个，固定座6与无人机机体1的一侧连接，固定座6与翼尖小翼3连接。

固定座6上设计有螺纹孔，一方面可以用来安装翼尖小翼3，另一方面可以用来在模具上定位，保证固定座6的安装位置精度。本实施例中的固定座6采用铝合金材料，与无人机机体1蒙皮胶接前，需进行表面阳极化处理，去除铝合金材料表面污渍，增加与蒙皮复合材料的胶接面积，进而增加胶接强度。

本实施例中在预埋槽8内嵌的支撑件5采用铝合金材料，与翼尖小翼3的连接体401胶接前，需进行表面阳极化处理，去除铝合金材料表面污渍，增加与翼尖小翼3连接体401的胶接面积，进而增加胶接强度。

如图4所示，支撑件5的左部和右部均开设有模具定位孔10，支撑件5上的螺钉孔位于两个模具定位孔10之间，模具定位孔10的设置用来与翼尖小翼3整体模压成型时，定位金属件安装位置，保证翼尖小翼3整体安装位置精度。

如图5所示，本实施例中在连接体401远离无人机机体1的一侧开设有三个螺钉安装孔11，一方面可以方便后期快速拆卸螺钉，另一方面可以防止螺钉外露，避免增加空气阻力。

固定座6提前胶接固定在无人机机体1的机翼一侧，然后通过在连接体401远离无人机机体1的一侧的螺钉安装孔11插入螺钉9而将连接体401和固定座6连接，从而实现将翼尖小翼整体固定在无人机机体1上。

本实施例中翼尖小翼3加工工艺为：首先将内嵌的支撑件5通过模具定位孔10安装在模具上，然后在其与PMI泡沫的翼尖小翼3接触的表面涂抹环氧树脂胶，再然后将表面铺敷玻璃纤维布后的翼尖小翼3PMI泡沫整体放入模具中，合模后加热固化成型。

翼尖小翼3通过螺钉连接在无人机机体1的两侧，形成可拆卸式的固定连接，后期便于拆卸螺钉后将翼尖小翼3整体取下来进行更换。

具体实施过程如下：当无人机降落时，首先关闭活塞发动机，将螺旋桨置于水平方向，防止螺旋桨触地，然后无人机抬头以一定迎角平飘进入降落场地，首先将翼尖小翼3主动撞击断裂，减缓无人机触地速度，然后利用机腹缓冲泡沫滑行减速，直至无人机静止，完成降落过程。

本实施例中提出的一种火箭助推无人机回收结构，在无人机机腹粘接可拆卸更换机腹缓冲单元2，无人机的机翼翼梢处安装可拆卸更换翼尖小翼3，通过在地面滑行摩擦实现无人机降落。滑行结束后通过去除或撕出损坏的机腹缓冲单元2，且取出翼尖小翼3与无人机机体1连接的螺钉后，更换新的机腹缓冲泡沫和翼尖小翼3，即可开始新的飞行。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭助推无人机回收结构，包括无人机机体，其特征在于，所述无人机机体的两侧机翼上均可拆卸连接有翼尖小翼，所述无人机机体的底部连接有机腹缓冲单元，所述翼尖小翼包括本体和连接体，所述连接体与所述本体连接，所述连接体的一侧与所述无人机机体连接，所述本体的一端能够与地面接触；所述连接体表面上开设有与所述本体垂直的凹槽。

2.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述凹槽设有两个，两个凹槽对称设置在连接体的两侧上。

3.根据权利要求1或2所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述连接体内嵌设有支撑件，所述凹槽位于支撑件和本体之间。

4.根据权利要求3所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述支撑件为铝合金材质制成的金属件。

5.根据权利要求3所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述连接体与所述无人机机体连接的一侧开设有预埋槽，所述支撑件嵌设在所述预埋槽内。

6.根据权利要求5所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述支撑件上设有螺钉孔；所述连接体与所述无人机机体连接的一侧还设有固定座，所述固定座上开设有与支撑件上的螺钉孔相互匹配的螺纹孔，所述固定座与所述无人机机体的一侧连接，所述固定座与所述翼尖小翼连接。

7.根据权利要求4-6任一项所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述支撑件的左部和右部均开设有模具定位孔。

8.根据权利要求4-6任一项所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述连接体远离无人机机体的一侧开设有螺钉安装孔。

9.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述翼尖小翼采用PMI泡沫机加成型，所述翼尖小翼的表面均匀铺敷有玻璃纤维布。

10.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机回收结构，其特征在于，所述机腹缓冲单元上表面为平面端，所述机腹缓冲单元下表面为圆弧面。