CN117163332A - 一种采用助推火箭发射的固定翼无人机 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体，无人机本体包括机身，机身的尾部的下方具有凹口，凹口内设置有受压轴；机身的尾部在凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；助推火箭包括：火箭本体；主推杆，具有杆部以及弧形段部，弧形段部的端部与杆部的端部固定，杆部远离弧形段部的一端与火箭本体连接，弧形段部用于伸入凹口，从受压轴的后侧钩住受压轴；顶杆，一端与火箭本体连接，另一端穿过贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵。本申请通过助推杆和顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低。

Description

一种采用助推火箭发射的固定翼无人机

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种采用助推火箭发射的固定翼无人机。

背景技术

靶机通常采用发射架发射，先将靶机安装在发射架，然后将助推火箭设置在靶机机身尾部下方，通过助推火箭来实现靶机的快速发射。

公开号为CN 115610693 A的专利文献，公开了一种火箭发射无人机用推力锥组件，包括推力锥支座、爆炸螺栓组件以及推力锥，其中：推力锥支座呈三棱柱状，推力锥支座的第一侧面上设置爆炸螺栓组件，爆炸螺栓组件用于连接推力锥支座与无人机腹部的推力锥梁，并在火箭燃料耗尽时爆炸以将推力锥支座从无人机上分离；推力锥设置在推力锥支座的第二侧面上，推力锥的大径端与推力锥支座连接，推力锥的锥面用于与火箭头部的锥筒配合，该专利文献通过推力锥支座固定推力锥与火箭的安装角度，在锥面配合方式下实现火箭的自动分离，并在爆破螺栓作用下实现推力锥支座的爆炸分离。

火箭通常工作两三秒，整个过程对无人机施加巨大的作用力，上述专利文献中，火箭与飞机的受力点只有一处，可靠性较差，此外，因为推力锥支座的设置，其对气动影响大，因此每次发射后都需要通过爆破螺栓来实现推力锥支座与无人机的分离，成本较高。

发明内容

本发明针对上述问题，克服至少一个不足，提出了一种采用助推火箭发射的固定翼无人机。

本发明采取的技术方案如下：

一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体以及助推火箭，所述无人机本体包括机身，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述凹口内设置有受压轴；

所述机身的尾部在所述凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；

所述助推火箭包括：

火箭本体；

主推杆，具有杆部以及弧形段部，所述弧形段部的端部与所述杆部的端部固定，所述杆部远离弧形段部的一端与所述火箭本体连接，所述弧形段部用于伸入所述凹口，从受压轴的后侧钩住所述受压轴；

顶杆，一端与所述火箭本体连接，另一端穿过所述贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵。

本申请在发射前，助推火箭与无人机本体均设置在发射架上，顶杆穿过贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵，助推火箭的弧形段部伸入凹口且从受压轴的后侧钩住受压轴，助推火箭发射后通过助推杆和顶杆同时对机身施加作用力，带动无人机本体快速起飞，当助推火箭熄火后，助推火箭与火箭本体之间会产生相对移动，主推杆会相对受压轴后移，此时主推杆脱离受压轴，助推火箭在重力作用下掉落并带动顶杆脱离贯穿孔。

本申请助推火箭通过助推杆和顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低。

于本发明其中一实施例中，所述贯穿孔有两个，两个贯穿孔关于竖直平面对称设置，所述机身的中心线位于所述竖直平面。

三点受力的形式，可靠性高，能够实现稳定可靠的传递力。

于本发明其中一实施例中，所述贯穿孔为长条形，沿机身的长度长度方向设置。

长条形孔的设计，使得助推火箭在不同安装角度的情况下，其顶杆均能穿过贯穿孔。

于本发明其中一实施例中，所述机身内部在贯穿孔对应区域设置有弹性盖板，所述弹性盖板具有初始工作位和受压工作位，所述弹性盖板在初始工作位时，弹性盖板将所述贯穿孔覆盖住；所述弹性盖板在受压工作位时，弹性盖板受压转动后使所述贯穿孔露出，此时顶杆能够穿过所述贯穿孔。

当助推火箭脱离后，弹性盖板能够自动复位至初始工作位，将贯穿孔覆盖住，降低贯穿孔对气动的影响。

实际运用时，弹性盖板包括转动安装在机身内部的盖板以及用于驱动盖板覆盖住贯穿孔的弹性复位件，所述弹性复位件优选为扭簧，还可以为弹簧或拉簧等。

于本发明其中一实施例中，所述弹性盖板上具有蒙皮，所述弹性盖板在初始工作位时，所述蒙皮伸入所述贯穿孔。

蒙皮的设置使得在弹性盖板自动复位至初始工作位时，贯穿孔对气动基本没有影响。

于本发明其中一实施例中，所述加强结构为设于机身内部的加强块，所述加强块上具有定位槽，所述顶杆的端部与所述定位槽配合。

设置定位槽方便顶杆的安装定位，且利于力的可靠传递。

于本发明其中一实施例中，所述顶杆远离火箭本体的一端具有球部，所述球部伸入所述定位槽。

球部的设计能够使顶杆更好的与定位槽配合。

于本发明其中一实施例中，所述受压轴为爆炸螺栓。

当发生故障（比如意外变形）导致弧形段部未脱离受压轴，此时不能正常脱离的助推火箭会严重影响无人机本体的工作，甚至导致发射失败。爆炸螺栓的设计使得在出现上述意外时，能够将受压轴炸断开，从而使弧形段部能够脱离，进而使助推火箭的脱离。

实际运用时，爆炸螺栓与无人机本体的控制系统连接，在发射后如果操作人员发现助推火箭没有正常脱离，通过人工控制，来使爆炸螺栓爆炸。

于本发明其中一实施例中，所述受压轴的轴线垂直于机身的长度方向，所述受压轴的前侧或下侧固定有应变片。

受压轴受压时会有轻微变形，应变片能够采集上述变形信号。实际运用时，应变片与无人机本体的控制系统连接，助推火箭点火发射后，在设定时间后，如果应变片采集到的信号超过阈值，则判断助推火箭未能正常脱离，此时控制系统自动控制爆炸螺栓爆炸。

于本发明其中一实施例中，所述弧形段部纵截面对应的圆心角为140°至180°。这样设置在保证接触面的同时，方便弧形段部脱离受压轴。

本发明的有益效果是：本申请助推火箭通过助推杆和顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低。

附图说明

图1是采用助推火箭发射的固定翼无人机的示意图 ；

图2是图1中A处的放大图；

图3是无人机本体的示意图；

图4是图3中B处的放大图；

图5是助推火箭的示意图；

图6是助推火箭与无人机本体脱离后的示意图。

图中各附图标记为：

1、无人机本体；11、机身；111、凹口；112、受压轴；1121、应变片；113、贯穿孔；114、弹性盖板；115、加强块；1151、定位槽；2、助推火箭；21、火箭本体；22、主推杆；221、杆部；222、弧形段部；23、顶杆；231、球部。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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申请中的具体含义。

下面结合各附图，对本发明做详细描述。

如图1~6所示，一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体1以及助推火箭2，无人机本体1包括机身11，机身11的尾部的下方具有凹口111，凹口111内设置有受压轴112；

机身11的尾部在凹口111的前侧还具有至少一个贯穿孔113，贯穿孔113使外部空间与机身11内部空间连通；

助推火箭2包括：

火箭本体21；

主推杆22，具有杆部221以及弧形段部222，弧形段部222的端部与杆部221的端部固定，杆部221远离弧形段部222的一端与火箭本体21连接，弧形段部222用于伸入凹口111，从受压轴112的后侧钩住受压轴112；

顶杆23，一端与火箭本体21连接，另一端穿过贯穿孔113后与机身11内部的加强结构相抵。

本申请在发射前，助推火箭2与无人机本体1均设置在发射架上，顶杆23穿过贯穿孔113后与机身11内部的加强结构相抵，助推火箭2的弧形段部222伸入凹口111且从受压轴112的后侧钩住受压轴112，助推火箭2发射后通过助推杆和顶杆23同时对机身11施加作用力，带动无人机本体1快速起飞，当助推火箭2熄火后，助推火箭2与火箭本体21之间会产生相对移动，主推杆22会相对受压轴112后移，此时主推杆22脱离受压轴112，助推火箭2在重力作用下掉落并带动顶杆23脱离贯穿孔113。

本申请助推火箭2通过助推杆和顶杆23来对机身11施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和受压轴112的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低。

如图3和4所示，于本实施例中，贯穿孔113有两个，两个贯穿孔113关于竖直平面对称设置，机身11的中心线位于竖直平面。

三点受力的形式，可靠性高，能够实现稳定可靠的传递力。

如图4所示，于本实施例中，贯穿孔113为长条形，沿机身11的长度长度方向设置。

长条形孔的设计，使得助推火箭2在不同安装角度的情况下，其顶杆23均能穿过贯穿孔113。

如图4和6所示，于本实施例中，机身11内部在贯穿孔113对应区域设置有弹性盖板114，弹性盖板114具有初始工作位和受压工作位，弹性盖板114在初始工作位时，弹性盖板114将贯穿孔113覆盖住；弹性盖板114在受压工作位时，弹性盖板114受压转动后使贯穿孔113露出，此时顶杆23能够穿过贯穿孔113。

当助推火箭2脱离后，弹性盖板114能够自动复位至初始工作位，将贯穿孔113覆盖住，降低贯穿孔113对气动的影响。

实际运用时，弹性盖板114包括转动安装在机身11内部的盖板以及用于驱动盖板覆盖住贯穿孔113的弹性复位件，弹性复位件优选为扭簧，还可以为弹簧或拉簧等。

实际运用时，优选的，弹性盖板114上具有蒙皮（图中省略未示出），弹性盖板114在初始工作位时，蒙皮伸入贯穿孔113。蒙皮的设置使得在弹性盖板114自动复位至初始工作位时，贯穿孔113对气动基本没有影响。

如图4所示，于本实施例中，加强结构为设于机身11内部的加强块115，加强块115上具有定位槽1151，顶杆23的端部与定位槽1151配合。设置定位槽1151方便顶杆23的安装定位，且利于力的可靠传递。

如图5所示，于本实施例中，顶杆23远离火箭本体21的一端具有球部231，球部231伸入定位槽1151。

球部231的设计能够使顶杆23更好的与定位槽1151配合。

于本实施例中，受压轴112为爆炸螺栓。当发生故障（比如意外变形）导致弧形段部222未脱离受压轴112，此时不能正常脱离的助推火箭2会严重影响无人机本体1的工作，甚至导致发射失败。爆炸螺栓的设计使得在出现上述意外时，能够将受压轴112炸断开，从而使弧形段部222能够脱离，进而使助推火箭2的脱离。

实际运用时，爆炸螺栓与无人机本体1的控制系统连接，在发射后如果操作人员发现助推火箭2没有正常脱离，通过人工控制，来使爆炸螺栓爆炸。

如图2所示，于本实施例中，受压轴112的轴线垂直于机身11的长度方向，受压轴112的前侧或下侧固定有应变片1121。

受压轴112受压时会有轻微变形，应变片1121能够采集上述变形信号。实际运用时，应变片1121与无人机本体1的控制系统连接，助推火箭2点火发射后，在设定时间后，如果应变片1121采集到的信号超过阈值，则判断助推火箭2未能正常脱离，此时控制系统自动控制爆炸螺栓爆炸。

于本实施例中，弧形段部222纵截面对应的圆心角为140°至180°。这样设置在保证接触面的同时，方便弧形段部222脱离受压轴112。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此即限制本发明的专利保护范围，凡是运用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种采用助推火箭发射的固定翼无人机，包括无人机本体以及助推火箭，其特征在于，所述无人机本体包括机身，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述凹口内设置有受压轴；

所述机身的尾部在所述凹口的前侧还具有至少一个贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；

所述助推火箭包括：

火箭本体；

主推杆，具有杆部以及弧形段部，所述弧形段部的端部与所述杆部的端部固定，所述杆部远离弧形段部的一端与所述火箭本体连接，所述弧形段部用于伸入所述凹口，从受压轴的后侧钩住所述受压轴；

顶杆，一端与所述火箭本体连接，另一端穿过所述贯穿孔后与机身内部的加强结构相抵。

2.如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述贯穿孔有两个，两个贯穿孔关于竖直平面对称设置，所述机身的中心线位于所述竖直平面。

3.如权利要求2所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述贯穿孔为长条形，沿机身的长度长度方向设置。

4.如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述机身内部在贯穿孔对应区域设置有弹性盖板，所述弹性盖板具有初始工作位和受压工作位，所述弹性盖板在初始工作位时，弹性盖板将所述贯穿孔覆盖住；所述弹性盖板在受压工作位时，弹性盖板受压转动后使所述贯穿孔露出，此时顶杆能够穿过所述贯穿孔。

5.如权利要求4所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述弹性盖板上具有蒙皮，所述弹性盖板在初始工作位时，所述蒙皮伸入所述贯穿孔。

6.如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述加强结构为设于机身内部的加强块，所述加强块上具有定位槽，所述顶杆的端部与所述定位槽配合。

7.如权利要求6所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述顶杆远离火箭本体的一端具有球部，所述球部伸入所述定位槽。

8.如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述受压轴为爆炸螺栓。

9.如权利要求8所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述受压轴的轴线垂直于机身的长度方向，所述受压轴的前侧或下侧固定有应变片。

10.如权利要求1所述的采用助推火箭发射的固定翼无人机，其特征在于，所述弧形段部纵截面对应的圆心角为140°至180°。