CN213473555U - 一种无人机助推火箭的推力线调整装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及推力线调整技术领域，尤其是一种无人机助推火箭的推力线调整装置，包括底座，底座顶面一端固定连接有电机，电机的输出轴末端固定连接有第一齿轮，第一齿轮一侧放置有第二齿轮，第二齿轮和第一齿轮相啮合，第二齿轮底部设有转动柱，转动柱固定连接在底座顶面上，第二齿轮顶部固定连接有一号往复丝杆，一号往复丝杆外侧套设有配套的一号套筒，一号套筒顶部固定连接有一号L型杆，一号L型杆内部呈中空结构，一号L型杆套设在一号往复丝杆上，底座顶面另一端固定连接有固定柱，固定柱顶部固定连接有二号往复丝杆，该装置通过电机带动一号L型杆在往复丝杆上移动，通过一号L型杆带动二号L型杆向上移动，便于悬挂不同尺寸的无人机。

Description

一种无人机助推火箭的推力线调整装置

技术领域

本实用新型涉及推力线调整领域，尤其涉及一种无人机助推火箭的推力线调整装置。

背景技术

小型无人机常规采用悬挂法来校正和测量并进行调整，以保证发射成功。现有方法都是使用吊绳穿过火箭助推器，观察吊绳与火箭助推器轴线是否共线。

但现有的用于悬挂校准的支架尺寸单一，不能用于悬挂各种长度的小型无人机，对不同长度的小型无人机进行推力线调整时，需要更换不同大小的支架，鉴于此，我们提出一种无人机助推火箭的推力线调整装置。

实用新型内容

本实用新型的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种无人机助推火箭的推力线调整装置。

为达到以上目的，本实用新型采用的技术方案为：一种无人机助推火箭的推力线调整装置，包括底座，所述底座顶面一端固定连接有电机，所述电机的输出轴末端固定连接有第一齿轮，所述第一齿轮一侧放置有第二齿轮，所述第二齿轮和第一齿轮相啮合，并且第二齿轮底部设有转动柱，所述转动柱固定连接在底座顶面上，所述第二齿轮顶部固定连接有一号往复丝杆，所述一号往复丝杆外侧套设有配套的一号套筒，所述一号套筒顶部固定连接有一号L型杆，所述一号L型杆内部呈中空结构，并且一号L型杆套设在一号往复丝杆上；

所述底座顶面另一端固定连接有固定柱，所述固定柱顶部固定连接有二号往复丝杆，所述二号往复丝杆外侧套设有配套的二号套筒，所述二号套筒顶部转动连接有二号L型杆，所述二号L型杆内部呈中空结构，并且二号L型杆套设在二号往复丝杆上；

所述一号L型杆和二号往复丝杆上之间放置有滚线筒，所述滚线筒的两端分别转动连接在一号L型杆和二号往复丝杆上，所述滚线筒一侧设有固定装置，所述滚线筒上缠绕固定有牵引线。

优选的，所述牵引线底部底部固定连接有安装板，所述安装板顶面固定连接有矩形管，所述矩形管为透明塑料管，并且矩形管侧壁的顶部刻有刻度条。

优选的，所述固定装置包括固定连接在二号往复丝杆顶部一端的凸起，所述凸起上螺纹安装有螺杆，所述螺杆一端固定连接有挤压板，所述挤压板与滚线筒侧壁相抵。

优选的，所述滚线筒的一侧套设固定有转动板，所述转动板的直径大于滚线筒的直径。

优选的，所述底座底面上安装有橡胶板，所述橡胶板的顶面上开设有多条防滑纹。

与现有技术相比，本实用新型具有以下有益效果：

一、该装置通过电机的输出轴带动第一齿轮转动，第一齿轮带动第二齿轮转动，通过第二齿轮带动一号往复丝杆转动，从而使一号套筒带动一号L型杆在往复丝杆上移动，通过一号L型杆带动二号L型杆向上移动，从而通过二号L型杆带动二号套筒在二号往复丝杆上转动并上升，便于悬挂不同尺寸的无人机。

二、该装置通过转动滚线筒，调节牵引线的长短，便于悬挂不同尺寸的无人机，通过观察牵引线在刻度条上的刻度，便于对偏移距离进行确定。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构示意图；

图2为本实用新型的整体底部结构示意图；

图3为本实用新型的A处结构示意图；

图4为本实用新型的B处结构示意图。

图中：底座1、电机2、第一齿轮3、转动柱4、第二齿轮5、一号往复丝杆6、一号套筒7、一号L型杆8、固定柱9、二号往复丝杆10、二号套筒11、二号L型杆12、螺杆13、凸起14、挤压板15、滚线筒16、牵引线17、矩形管18、安装板19、刻度条20、转动板21、橡胶板22。

具体实施方式

以下描述用于揭露本实用新型以使本领域技术人员能够实现本实用新型。以下描述中的优选实施例只作为举例，本领域技术人员可以想到其他显而易见的变型。

实施例1

如图1-图4所示的一种无人机助推火箭的推力线调整装置，包括底座1，底座1顶面一端固定连接有电机2，电机2的输出轴末端固定连接有第一齿轮3，第一齿轮3一侧放置有第二齿轮5，第二齿轮5和第一齿轮3相啮合，接通电机2的电源，通过电机2的输出轴带动第一齿轮3转动，第一齿轮3带动第二齿轮5转动，并且第二齿轮5底部设有转动柱4，转动柱4固定连接在底座1顶面上，第二齿轮5顶部固定连接有一号往复丝杆6，一号往复丝杆6外侧套设有配套的一号套筒7，一号套筒7顶部固定连接有一号L型杆8，一号L型杆8内部呈中空结构，并且一号L型杆8套设在一号往复丝杆6上，通过第二齿轮5带动一号往复丝杆6转动，从而使一号套筒7带动一号L型杆8在往复丝杆6上移动；

底座1顶面另一端固定连接有固定柱9，固定柱9顶部固定连接有二号往复丝杆10，二号往复丝杆10外侧套设有配套的二号套筒11，二号套筒11顶部转动连接有二号L型杆12，二号L型杆12内部呈中空结构，并且二号L型杆12套设在二号往复丝杆10上，通过一号L型杆8带动二号L型杆12向上移动，从而通过二号L型杆12带动二号套筒11在二号往复丝杆10上转动并上升；

一号L型杆8和二号往复丝杆10上之间放置有滚线筒16，滚线筒16的两端分别转动连接在一号L型杆8和二号往复丝杆10上，滚线筒16一侧设有固定装置，固定装置包括固定连接在二号往复丝杆10顶部一端的凸起14，凸起14上螺纹安装有螺杆13，螺杆13一端固定连接有挤压板15，挤压板15与滚线筒16侧壁相抵，滚线筒16上缠绕固定有牵引线17，通过转动滚线筒16，调节牵引线17的长短，便于悬挂不同尺寸的无人机，通过转动螺杆13，螺杆13带动挤压板15向滚线筒16一侧移动，挤压板15与滚线筒16相抵，从而对滚线筒16进行固定，将牵引线17的末端固定在火箭助推器上，观察牵引线17与火箭助推器轴线是否共线，若共线，则正常，若不共线，则需要调整火箭助推器的位置。

实施例2

实施例1里牵引线17与火箭助推器轴线直接观察，无法准确的确定偏移距离，参照图4，作为本实用新型的另一优选实施例，与实施例1的区别在于，牵引线17底部底部固定连接有安装板19，安装板19顶面固定连接有矩形管18，矩形管18为透明塑料管，并且矩形管18侧壁的顶部刻有刻度条20，将安装板19固定在火箭助推器上，通过观察牵引线17在刻度条20上的刻度，便于对偏移距离进行确定。

实施例3

实施例1里滚线筒16不便于转动，参照图3，作为本实用新型的另一优选实施例，与实施例1的区别在于，滚线筒16的一侧套设固定有转动板21，转动板21的直径大于滚线筒16的直径，通过转动转动板21，便于使滚线筒16转动。

实施例4

实施例1里底座1顶面容易打滑，参照图1，作为本实用新型的另一优选实施例，与实施例1的区别在于，底座1底面上安装有橡胶板22，橡胶板22的顶面上开设有多条防滑纹，通过设置橡胶板22，增大底座1顶面的摩擦力，防止底座1顶面打滑。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理、主要特征和本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本实用新型的原理，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下本实用新型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型的范围内。本实用新型要求的保护范围由所附的权利要求书及其等同物界定。

Claims (5)

1.一种无人机助推火箭的推力线调整装置，包括底座(1)，其特征在于：所述底座(1)顶面一端固定连接有电机(2)，所述电机(2)的输出轴末端固定连接有第一齿轮(3)，所述第一齿轮(3)一侧放置有第二齿轮(5)，所述第二齿轮(5)和第一齿轮(3)相啮合，并且第二齿轮(5)底部设有转动柱(4)，所述转动柱(4)固定连接在底座(1)顶面上，所述第二齿轮(5)顶部固定连接有一号往复丝杆(6)，所述一号往复丝杆(6)外侧套设有配套的一号套筒(7)，所述一号套筒(7)顶部固定连接有一号L型杆(8)，所述一号L型杆(8)内部呈中空结构，并且一号L型杆(8)套设在一号往复丝杆(6)上；

所述底座(1)顶面另一端固定连接有固定柱(9)，所述固定柱(9)顶部固定连接有二号往复丝杆(10)，所述二号往复丝杆(10)外侧套设有配套的二号套筒(11)，所述二号套筒(11)顶部转动连接有二号L型杆(12)，所述二号L型杆(12)内部呈中空结构，并且二号L型杆(12)套设在二号往复丝杆(10)上；

所述一号L型杆(8)和二号往复丝杆(10)上之间放置有滚线筒(16)，所述滚线筒(16)的两端分别转动连接在一号L型杆(8)和二号往复丝杆(10)上，所述滚线筒(16)一侧设有固定装置，所述滚线筒(16)上缠绕固定有牵引线(17)。

2.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭的推力线调整装置，其特征在于：所述牵引线(17)底部底部固定连接有安装板(19)，所述安装板(19)顶面固定连接有矩形管(18)，所述矩形管(18)为透明塑料管，并且矩形管(18)侧壁的顶部刻有刻度条(20)。

3.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭的推力线调整装置，其特征在于：所述固定装置包括固定连接在二号往复丝杆(10)顶部一端的凸起(14)，所述凸起(14)上螺纹安装有螺杆(13)，所述螺杆(13)一端固定连接有挤压板(15)，所述挤压板(15)与滚线筒(16)侧壁相抵。

4.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭的推力线调整装置，其特征在于：所述滚线筒(16)的一侧套设固定有转动板(21)，所述转动板(21)的直径大于滚线筒(16)的直径。

5.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭的推力线调整装置，其特征在于，所述底座(1)底面上安装有橡胶板(22)，所述橡胶板(22)的顶面上开设有多条防滑纹。

Images