CN212605879U - 火箭弹射式推力锥连接角盒结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种火箭弹射式推力锥连接角盒结构，涉及火箭弹射式无人机结构领域。本实用新型的连接角盒固定安装在油箱后框后缘条的加强筋条和下缘条上，所述连接角盒包括安装板，安装板两侧分别设置有与油箱后框后缘条的两加强筋条固定连接的连接板；所述安装板安装在油箱后框上之后，安装板轴线与垂直基准面呈13°夹角；所述安装板上开设有若干与火箭推力锥连接的螺栓连接孔。本实用新型的火箭弹射式推力锥连接角盒，创意新颖，布局合理，制造成本低廉，具有推广应用的价值。
Description
技术领域
本实用新型涉及火箭弹射式无人机结构领域，更具体地说涉及一种火箭弹射式无人机推力锥连接角盒结构。
背景技术
现代无人机有不同的起飞方式，如地面滑跑起飞、垂直起飞、弹射起飞和火箭助推等。高原地区的海拔高、空气密度小，无人机的发动机启动困难，推力降低，其问题主要存在于起飞阶段。因此，在恶劣环境下，一种优异的无人机发射方式是保证完成任务的首要条件。
火箭桶装燃料推动无人机快速起飞过程中，推力锥承受助推火箭沿着配合锥面的推力和助推火箭重力。推力锥主要用于传递助推火箭的推力，保证火箭推力沿推力线平稳传递，推力消失后助推火箭能顺利脱落。无人机推力支撑点承受发射过载，冲击较大，火箭推力点布置在油箱后框处，会影响油箱的密封性，严重时甚至影响到无人机的安全。火箭助推的过程中，推力线需经过无人机的设计重心，推力锥及其连接件的安装具有高精度要求。
因此需要研制一种火箭弹射式推力锥连接角盒，能够兼顾油箱安全，满足推力锥安装精度和连接件的强度要求，保证安全顺利完成任务。
实用新型内容
为了克服上述现有技术中存在的缺陷和不足，本实用新型提供了一种火箭弹射式推力锥连接角盒结构，本实用新型的发明目的在于解决现有连接角盒结构不能满足推力锥安装精度和连接强度的要求的问题，本实用新型的火箭弹射式无人机推力锥的连接角盒结构和装配设计，能够满足火箭推力锥的安装需求和连接件的强度要求，保证油箱区域的安全性，且便于口盖拆卸与操作维护。本实用新型的火箭弹射式推力锥连接角盒，创意新颖，布局合理，制造成本低廉，具有推广应用的价值。
为了解决上述现有技术中存在的问题，本实用新型是通过下述技术方案实现的：
火箭弹射式推力锥连接角盒结构，其特征在于：所述连接角盒固定安装在油箱后框后缘条的加强筋条和下缘条上，所述连接角盒包括安装板，安装板两侧分别设置有与油箱后框后缘条的两加强筋条固定连接的连接板；所述安装板安装在油箱后框上之后，安装板轴线与垂直基准面呈13°夹角；所述安装板上开设有若干与火箭推力锥连接的螺栓连接孔。
所述火箭推力锥的锥面上设置有4个腰形孔，锥面底板与安装板贴合，通过螺栓和安装板上的螺栓连接孔固定连接。
所述安装板上设置有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母。
所述油箱后框与连接角盒连接处的加强筋条一侧布置横向加强斜筋，油箱后框缘条外壁结构厚度加强至外形面，加强厚度位置的口盖开缺口。
与现有技术相比，本实用新型所带来的有益的技术效果表现在：
1、本实用新型设计的连接角盒安装板轴线与垂直基准面夹角为13°，安装板制有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母，用于火箭推力锥的安装固定，火箭推力锥的锥面制有4个腰型孔，锥面底板与连接角盒安装板贴合，通过M6六角头螺栓连接固定，解决了火箭推力锥的安装问题，避免了与油箱框腹板连接，保证了油箱的密封性和飞机的安全性。
2、火箭推力锥与连接角盒装配后，通过工装型架确定连接角盒的安装位置，使火箭推力锥锥面轴线通过全机设计重心。位置调定后，连接角盒两端通过M6六角头螺栓与油箱后框的加强筋条连接，其底面通过M6齿轮槽120°沉头螺栓与油箱后框的下缘条固定，保证了安装精度和可靠连接。
3、油箱后框与连接角盒连接处的框加强筋条一侧布置横向加强斜筋，框缘条外壁结构厚度加强至外形面，加强厚度位置的口盖开缺口，保证了连接件的强度要求，且便于口盖拆卸和操作维护。
附图说明
图1为本实用新型火箭弹射式推力锥连接角盒结构装配示意图；
附图标记：1、连接角盒，2、油箱后框，3、火箭推力锥，4、M6六角头螺栓，5、M6齿轮槽120°沉头螺栓，6、安装板，7、连接板，8、加强筋条，9、下缘条，10、加强斜筋。
具体实施方式
下面结合说明书附图，对本实用新型的技术方案作出进一步详细地阐述。
实施例1
作为本实用新型一较佳实施例，参照说明书附图1，本实施例公开了：
本实用新型设计一种用于固定火箭推力锥的连接角盒结构。连接角盒1布置于油箱后框2后缘条下方对称面内，固定在油箱后框2的加强筋条和下缘条上，其安装板6轴线与垂直基准面夹角为13°，安装板6制有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母，用于火箭推力锥3的安装固定。火箭推力锥3位于后机身腹部下方，锥面制有4个腰型孔，底板与连接角盒1安装板6贴合，通过M6六角头螺栓4进行连接。
火箭推力锥3与连接角盒1装配后，通过工装型架安装连接角盒1，且使火箭推力锥3的锥面轴线通过全机的设计重心。安装位置确定后，连接角盒1两端与油箱后框2的加强筋条通过M6六角头螺栓4进行安装，其底面与油箱后框2的下缘条通过M6齿轮槽120°沉头螺栓5进行装配。油箱后框2与连接角盒1连接处的框加强筋条一侧布置横向加强斜筋支撑，框缘条外壁结构厚度加强，加强厚度位置的口盖开缺口。
实施例2
作为本实用新型又一较佳实施例，参照说明书附图1，本实施例公开了：
火箭弹射式推力锥连接角盒结构，安装固定在油箱后框2后缘条的加强筋条8和下缘条9上，其安装板6轴线与垂直基准面夹角为13°，安装板6制有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母。火箭推力锥3锥面制有4个腰型孔，锥面底板与连接角盒1安装板6贴合，通过M6六角头螺栓4安装固定。火箭推力锥3与连接角盒1装配后，连接角盒1两端通过M6六角头螺栓4与油箱后框2的加强筋条进行装配连接，连接角盒1底面与油箱后框2的下缘条由M6齿轮槽120°沉头螺栓5进行安装连接。油箱后框2与连接角盒1连接处的框外壁结构厚度加强，加强厚度位置的口盖开缺口。
连接角盒1的安装板6轴线与垂直基准面夹角为13°，安装板6制有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母，用于火箭推力锥3的安装固定。火箭推力锥3的锥面制有4个腰型孔，锥面底板与连接角盒1安装板6贴合，通过M6六角头螺栓4连接固定。
火箭推力锥3与连接角盒1装配后，通过工装型架调节装配位置，使火箭推力锥3锥面轴线通过全机设计重心。位置调定后，连接角盒1两端通过M6六角头螺栓4与油箱后框2的加强筋条进行连接，其底面通过M6齿轮槽120°沉头螺栓5与油箱后框2的下缘条连接固定。油箱后框2与连接角盒1连接处的框加强筋条8一侧布置横向加强斜筋10，框缘条外壁结构厚度加强至外形面，加强厚度位置的口盖开缺口。
实施例3
作为本实用新型又一较佳实施例，参照说明书附图1，本实施例公开了：
火箭弹射式推力锥连接角盒结构，所述连接角盒1固定安装在油箱后框2后缘条的加强筋条8和下缘条9上，所述连接角盒1包括安装板6，安装板6两侧分别设置有与油箱后框2后缘条的两加强筋条8固定连接的连接板7；所述安装板6安装在油箱后框2上之后，安装板6轴线与垂直基准面呈13°夹角；所述安装板6上开设有若干与火箭推力锥3连接的螺栓连接孔。所述火箭推力锥3的锥面上设置有4个腰形孔，锥面底板与安装板6贴合，通过螺栓和安装板6上的螺栓连接孔固定连接。所述安装板6上设置有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母。所述油箱后框2与连接角盒1连接处的加强筋条8一侧布置横向加强斜筋10，油箱后框2缘条外壁结构厚度加强至外形面，加强厚度位置的口盖开缺口。
本实用新型所述的上面实施例是一种优选方案，但并不将此局限于此，应在本实用新型工作原理前提下，都视为本实用新型的保护范围之内。
Claims (4)
1.火箭弹射式推力锥连接角盒结构，其特征在于：所述连接角盒（1）固定安装在油箱后框（2）后缘条的加强筋条（8）和下缘条（9）上，所述连接角盒（1）包括安装板（6），安装板（6）两侧分别设置有与油箱后框（2）后缘条的两加强筋条（8）固定连接的连接板（7）；所述安装板（6）安装在油箱后框（2）上之后，安装板（6）轴线与垂直基准面呈13°夹角；所述安装板（6）上开设有若干与火箭推力锥（3）连接的螺栓连接孔。
2.如权利要求1所述的火箭弹射式推力锥连接角盒结构，其特征在于：所述火箭推力锥（3）的锥面上设置有4个腰形孔，锥面底板与安装板（6）贴合，通过螺栓和安装板（6）上的螺栓连接孔固定连接。
3.如权利要求1所述的火箭弹射式推力锥连接角盒结构，其特征在于：所述安装板（6）上设置有4个Φ6.1mm螺栓连接孔，各孔位处铆托板螺母。
4.如权利要求1所述的火箭弹射式推力锥连接角盒结构，其特征在于：所述油箱后框（2）与连接角盒（1）连接处的加强筋条（8）一侧布置横向加强斜筋（10），油箱后框（2）缘条外壁结构厚度加强至外形面，加强厚度位置的口盖开缺口。
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| CN202020871335.1U CN212605879U (zh) | 2020-05-22 | 2020-05-22 | 火箭弹射式推力锥连接角盒结构 |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113148213A (zh) * | 2021-04-29 | 2021-07-23 | 四川傲势科技有限公司 | 一种无人机弹射点结构 |
| CN115610693A (zh) * | 2022-09-28 | 2023-01-17 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种火箭发射无人机用推力锥组件 |
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| CN115610693A (zh) * | 2022-09-28 | 2023-01-17 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种火箭发射无人机用推力锥组件 |
| CN115610693B (zh) * | 2022-09-28 | 2024-05-14 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种火箭发射无人机用推力锥组件 |
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