CN117429653A - 助推火箭发射式无人机 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种助推火箭发射式无人机，包括无人机单元以及助推火箭单元；无人机单元包括：机身，下方具有承力轴，还具有两个贯穿孔；提示电路，具有电源以及与电源串联的第一指示灯；以及两个加强座，设于机身内部空间形成开关结构，当两个加强座被导通时，提示电路导通，第一指示灯点亮；助推火箭单元包括：本体；推杆；两根间隔设置且电性连接的金属顶杆，金属顶杆的一端与本体连接，另一端用于穿过对应贯穿孔后与对应的加强座相抵，当两个金属顶杆分别抵住两个加强座时，两个加强座被导通。本申请通过在助推火箭单元上设置简单提示电路能够对金属顶杆的装配位置进行反馈，能够实现盲插的效果，有效解决了金属顶杆未与加强座可靠接触导致的发射问题。

Description

助推火箭发射式无人机

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种助推火箭发射式无人机。

背景技术

靶机等一些无人机常采用发射架发射，发射前先将靶机安装在发射架，然后将助推助推火箭设置在靶机机身尾部下方，通过助推助推火箭来实现靶机的快速发射。

助推助推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，现有技术中助推火箭与飞机的受力点只有一处，可靠性较差。为了解决这个问题，申请人研究了多点式传力结构（公开号CN117163332A），助推助推火箭额外设置多根推杆来与无人机进行接触，但在使用过程中发现，如果推杆需要插入无人机内部，是否可靠插入不易观察，当推杆未可靠顶住无人机时，点火后后会导致受力不均匀，无人机飞行姿态差，另外推杆容易撞击弯曲，影响后续助推助推火箭脱离无人机。

发明内容

本发明针对上述问题，克服至少一个不足，提出了一种助推火箭发射式无人机。

本发明采取的技术方案如下：

一种助推火箭发射式无人机，包括无人机单元以及助推火箭单元；

所述无人机单元包括：

机身，所述机身的尾部的下方具有承力轴，所述机身的尾部在所述承力轴的前侧还具有两个并排布置的贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；

提示电路，所述提示电路具有电源以及与所述电源串联的第一指示灯，所述第一指示灯位于机身的表面；以及

两个加强座，设于所述机身内部空间且邻近所述贯穿孔，两个加强座串联在所述提示电路上形成开关结构，当两个加强座被导通时，所述提示电路导通，第一指示灯点亮，当两个加强座未相互导通时，所述提示电路未导通，第一指示灯不亮；

所述助推火箭单元包括：

本体；

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用于从承力轴的后侧钩住所述承力轴；

两根间隔设置且电性连接的金属顶杆，所述金属顶杆的一端与所述本体连接，另一端用于穿过对应贯穿孔后与对应的加强座相抵，当两个金属顶杆分别抵住两个加强座时，两个加强座被导通。

本申请在发射前，助推火箭单元与无人机单元均设置在发射架上，推杆的弧形段部从承力轴的后侧钩住承力轴，金属顶杆穿过贯穿孔后与机身内部的加强座相抵，当第一指示灯被点亮时表示金属顶杆与加强座可靠接触，当第一指示灯未亮时需要检查金属顶杆的位置，需要查看金属顶杆位置是否准确，以及是否与加强座可靠接触。

金属顶杆与加强座的接触位置在机身内部，很难查看是否接触到位，本申请通过在助推火箭单元上设置简单提示电路能够对金属顶杆的装配位置进行反馈，能够实现盲插的效果，有效解决了金属顶杆未与加强座可靠接触导致的发射问题。

本申请助推火箭单元发射后通过助推杆和金属顶杆同时对机身施加作用力，带动无人机单元快速起飞，当助推火箭单元熄火后，助推火箭单元与本体之间会产生相对移动，推杆会相对承力轴后移，此时推杆脱离承力轴，助推火箭单元在重力作用下掉落并带动金属顶杆脱离贯穿孔。本申请助推火箭单元通过助推杆和金属顶杆来对机身施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和承力轴的设计，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，两根金属顶杆之间通过连接线电性连接，所述连接线靠近所述金属顶杆的端部设置，当两个金属顶杆分别抵住两个加强座时，所述连接线位于机身的下表面且与机身接触配合或间隙配合。

于本发明其中一实施例中，所述金属顶杆的端部为球形，所述加强座具有球形槽，所述球形槽内设置有弧形的导电片，所述导电片通过导线与提示电路连接；

所述金属顶杆的端部用于伸入所述球形槽，与所述导电片接触配合。

球形的设计方便更好的接触配合；设置导电片和导线能够更可靠的实现电性导通，保证提示电路的可靠工作。

于本发明其中一实施例中，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述承力轴位于所述凹口内。

这样设置对机身的气动性能影响较小。

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°。

于本发明其中一实施例中，所述无人机单元还包括控制器，所述机身表面设置有第二指示灯，所述第二指示灯与所述控制器连接；

所述凹口的侧壁上设置有相对应设置的红外发射器和红外接收器，红外发射器和红外接收器与所述控制器连接，红外发射器和红外接收器均位于所述承力轴的上方，当所述杆部远离弧形段部的一端从承力轴的后侧钩住所述承力轴时，所述杆部远离弧形段部的一端位于红外发射器和红外接收器之间，红外接收器不能接收到来自红外发射器的信号，此时控制器控制所述第二指示灯点亮。

设置红外发射器和红外接收器能够检测杆部远离弧形段部的一端是否从承力轴的后侧钩住了所述承力轴，当第二指示灯点亮时，表示安装准确，杆部远离弧形段部的一端从承力轴的后侧钩住了所述承力轴。

于本发明其中一实施例中，所述第二指示灯位于机身的下表面，且邻近所述凹口。

于本发明其中一实施例中，所述无人机单元的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，此时金属顶杆能够穿过所述贯穿孔。

当助推火箭单元脱离后，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。

进一步的，优选的，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。

为了方便调试金属顶杆时及时看到第一指示灯是否被点亮，于本发明其中一实施例中，所述第一指示灯位于机身的下表面，且邻近所述贯穿孔。

于本发明其中一实施例中，所述承力轴为爆炸螺栓。

当发生意外情况，导致弧形段部未脱离承力轴时，此时不能正常脱离的助推火箭单元会严重影响无人机单元的工作，甚至导致发射失败。承力轴为爆炸螺栓设计使得在出现上述意外时，能够将承力轴炸断开，从而使弧形段部能够脱离，进而使助推火箭单元的脱离。

实际运用时，发射后人员看到助推火箭单元未正常脱离，此时可以人工控制承力轴炸开。

本发明的有益效果是：金属顶杆与加强座的接触位置在机身内部，很难查看是否接触到位，本申请通过在助推火箭单元上设置简单提示电路能够对金属顶杆的装配位置进行反馈，能够实现盲插的效果，有效解决了金属顶杆未与加强座可靠接触导致的发射问题。

附图说明

图1是助推火箭发射式无人机的示意图；

图2是无人机单元的示意图；

图3是图2中A处的放大图；

图4是两个加强座的示意图；

图5是助推火箭单元的示意图；

图6是提示电路的示意图；

图7是助推火箭单元脱离无人机单元后的示意图。

图中各附图标记为：

1、无人机单元；11、机身；111、凹口；112、贯穿孔；113、加强座；1131、球形槽；1132、导电片；114、弹性盖板；115、承力轴；116、红外发射器；117、红外接收器；118、第二指示灯；2、助推火箭单元；21、本体；22、推杆；221、杆部；222、弧形段部；23、金属顶杆；24、连接线；3、提示电路；31、电源；32、第一指示灯；33、导线。

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和7所示，一种助推火箭发射式无人机，包括无人机单元1以及助推火箭单元2。

如图1、4和6所示，无人机单元1包括：

机身11，机身11的尾部的下方具有承力轴115，机身11的尾部在承力轴115的前侧还具有两个并排布置的贯穿孔112，贯穿孔112使外部空间与机身11内部空间连通；

提示电路3，提示电路3具有电源31以及与电源31串联的第一指示灯32，第一指示灯32位于机身11的表面；以及

两个加强座113，设于机身11内部空间且邻近贯穿孔112，两个加强座113串联在提示电路3上形成开关结构，当两个加强座113被导通时，提示电路3导通，第一指示灯32点亮，当两个加强座113未相互导通时，提示电路3未导通，第一指示灯32不亮；

如图1和5所示，助推火箭单元2包括：

本体21；

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的一端用于从承力轴115的后侧钩住承力轴115；

两根间隔设置且电性连接的金属顶杆23，金属顶杆23的一端与本体21连接，另一端用于穿过对应贯穿孔112后与对应的加强座113相抵，当两个金属顶杆23分别抵住两个加强座113时，两个加强座113被导通。

本申请在发射前，助推火箭单元2与无人机单元1均设置在发射架上，推杆22的弧形段部222从承力轴115的后侧钩住承力轴115，金属顶杆23穿过贯穿孔112后与机身11内部的加强座113相抵，当第一指示灯32被点亮时表示金属顶杆23与加强座113可靠接触，当第一指示灯32未亮时需要检查金属顶杆23的位置，需要查看金属顶杆23位置是否准确，以及是否与加强座113可靠接触。

金属顶杆23与加强座113的接触位置在机身11内部，很难查看是否接触到位，本申请通过在助推火箭单元2上设置简单提示电路3能够对金属顶杆23的装配位置进行反馈，能够实现盲插的效果，有效解决了金属顶杆23未与加强座113可靠接触导致的发射问题。

本申请助推火箭单元2发射后通过助推杆22和金属顶杆23同时对机身11施加作用力，带动无人机单元1快速起飞，当助推火箭单元2熄火后，助推火箭单元2与本体21之间会产生相对移动，推杆22会相对承力轴115后移，此时推杆22脱离承力轴115，助推火箭单元2在重力作用下掉落并带动金属顶杆23脱离贯穿孔112。本申请助推火箭单元2通过助推杆22和金属顶杆23来对机身11施加力，多点施加作用力，结构可靠性高，此外，通过弧形端部和承力轴115的设计，能够实现自动脱离，结构简单，成本低。

如图5所示，于本实施例中，两根金属顶杆23之间通过连接线24电性连接，连接线24靠近金属顶杆23的端部设置，当两个金属顶杆23分别抵住两个加强座113时，连接线24位于机身11的下表面且与机身11接触配合或间隙配合。

如图4和6所示，于本实施例中，金属顶杆23的端部为球形，加强座113具有球形槽1131，球形槽1131内设置有弧形的导电片1132，导电片1132通过导线33与提示电路3连接；

金属顶杆23的端部用于伸入球形槽1131，与导电片1132接触配合。

球形的设计方便更好的接触配合；设置导电片1132和导线33能够更可靠的实现电性导通，保证提示电路3的可靠工作。

如图1、2和3所示，于本实施例中，机身11的尾部的下方具有凹口111，承力轴115位于凹口111内。这样设置对机身11的气动性能影响较小。

于本实施例中，弧形段部222纵截面对应的圆心角为140°至180°。

如图1、2和3所示，于本实施例中，无人机单元1还包括控制器，机身11表面设置有第二指示灯118，第二指示灯118与控制器连接；

凹口111的侧壁上设置有相对应设置的红外发射器116和红外接收器117，红外发射器116和红外接收器117与控制器连接，红外发射器116和红外接收器117均位于承力轴115的上方，当杆部221远离弧形段部222的一端从承力轴115的后侧钩住承力轴115时，杆部221远离弧形段部222的一端位于红外发射器116和红外接收器117之间，红外接收器117不能接收到来自红外发射器116的信号，此时控制器控制第二指示灯118点亮。

设置红外发射器116和红外接收器117能够检测杆部221远离弧形段部222的一端是否从承力轴115的后侧钩住了承力轴115，当第二指示灯118点亮时，表示安装准确，杆部221远离弧形段部222的一端从承力轴115的后侧钩住了承力轴115。

如图1和3所示，于本实施例中，第二指示灯118位于机身11的下表面，且邻近凹口111。

如图1和2所示，于本实施例中，无人机单元1的机身11内部在贯穿孔112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112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112露出，此时金属顶杆23能够穿过贯穿孔112。

当助推火箭单元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112覆盖住，降低贯穿孔112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112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。

进一步的，优选的，实际运用时，弹性盖板114上具有蒙皮，弹性盖板114在初始工作位时，蒙皮伸入贯穿孔112。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112对气动基本没有影响。

为了方便调试金属顶杆23时及时看到第一指示灯32是否被点亮，于本实施例中，第一指示灯32位于机身11的下表面，且邻近贯穿孔112。

实际运用时，承力轴115可以为爆炸螺栓。当发生意外情况，导致弧形段部222未脱离承力轴115时，此时不能正常脱离的助推火箭单元2会严重影响无人机单元1的工作，甚至导致发射失败。承力轴115为爆炸螺栓设计使得在出现上述意外时，能够将承力轴115炸断开，从而使弧形段部222能够脱离，进而使助推火箭单元2的脱离。比如，发射后人员看到助推火箭单元2未正常脱离，此时可以人工控制承力轴115炸开。

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 (9)

1.一种助推火箭发射式无人机，其特征在于，包括无人机单元以及助推火箭单元；

所述无人机单元包括：

机身，所述机身的尾部的下方具有承力轴，所述机身的尾部在所述承力轴的前侧还具有两个并排布置的贯穿孔，贯穿孔使外部空间与机身内部空间连通；

提示电路，所述提示电路具有电源以及与所述电源串联的第一指示灯，所述第一指示灯位于机身的表面；以及

两个加强座，设于所述机身内部空间且邻近所述贯穿孔，两个加强座串联在所述提示电路上形成开关结构，当两个加强座被导通时，所述提示电路导通，第一指示灯点亮，当两个加强座未相互导通时，所述提示电路未导通，第一指示灯不亮；

所述助推火箭单元包括：

本体；

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用于从承力轴的后侧钩住所述承力轴；

两根间隔设置且电性连接的金属顶杆，所述金属顶杆的一端与所述本体连接，另一端用于穿过对应贯穿孔后与对应的加强座相抵，当两个金属顶杆分别抵住两个加强座时，两个加强座被导通。

2.如权利要求1所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，两根金属顶杆之间通过连接线电性连接，所述连接线靠近所述金属顶杆的端部设置，当两个金属顶杆分别抵住两个加强座时，所述连接线位于机身的下表面且与机身接触配合或间隙配合。

3.如权利要求1所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述金属顶杆的端部为球形，所述加强座具有球形槽，所述球形槽内设置有弧形的导电片，所述导电片通过导线与提示电路连接；

所述金属顶杆的端部用于伸入所述球形槽，与所述导电片接触配合。

4.如权利要求1所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述机身的尾部的下方具有凹口，所述承力轴位于所述凹口内。

5.如权利要求4所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述弧形段部纵截面对应的圆心角为140°至180°。

6.如权利要求5所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述无人机单元还包括控制器，所述机身表面设置有第二指示灯，所述第二指示灯与所述控制器连接；

所述凹口的侧壁上设置有相对应设置的红外发射器和红外接收器，红外发射器和红外接收器与所述控制器连接，红外发射器和红外接收器均位于所述承力轴的上方，当所述杆部远离弧形段部的一端从承力轴的后侧钩住所述承力轴时，所述杆部远离弧形段部的一端位于红外发射器和红外接收器之间，红外接收器不能接收到来自红外发射器的信号，此时控制器控制所述第二指示灯点亮。

7.如权利要求6所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述第二指示灯位于机身的下表面，且邻近所述凹口。

8.如权利要求1所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述无人机单元的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，此时金属顶杆能够穿过所述贯穿孔。

9.如权利要求1所述的助推火箭发射式无人机，其特征在于，所述第一指示灯位于机身的下表面，且邻近所述贯穿孔。