牽引型飛行器發射系統及其發射裝置的製作方法

2023-10-17 12:31:14 1

本實用新型涉及小型飛行器發射設備的技術領域，特別涉及一種牽引型飛行器發射系統及其發射裝置。

背景技術：

現有技術中小型飛行器(例如無人機等)的發生設備一般為彈射式發射設備，主要通過電機收緊橡皮筋，在發射時釋放橡皮筋，由此將橡皮筋的勢能轉化為飛行器的動能，使飛行器達到起飛速度。然而該技術方案適用飛機的機翼類型有限，且可達到的飛行速度與橡皮筋儲能和能量釋放速度有關，因此限制了飛行器所能達到的最大起飛速度，一般起飛速度只能達到20m/s-30m/s，限制了飛行器的適用範圍。彈射架儲能過高容易發生危險，且在能量釋放過程中會對彈射架多個部分產生過載，影響彈射架的使用壽命。經過一定次數彈射後，需定期進行維護，維護成本較高。每次彈射的一致性並非太好，每次彈射狀態均有所區別；備飛人員較多，彈射架較重，需要多個人員進行搬運，且在搬運後需要相關人員將彈射架安裝好，安裝過程中需要注意各活動部件之間不發生碰撞，一般備飛人員需要5個以上。

技術實現要素：

本實用新型提供一種牽引型飛行器發射系統及其發射裝置，能夠解決現有的彈射發射設備中存在的飛行器獲得的初速度低、彈射結構笨重複雜以及需要的備飛人員多等技術問題。

為解決上述問題，本實用新型提供一種牽引型飛行器發射裝置，所述發射裝置包括：飛行器連接機構、俯仰角度調整機構、支撐杆機構以及固定機構；其中，所述飛行器連接機構包括飛行器連接件以及支架，所述飛行器連接件的頂端用於與飛行器連接，底端通過銷軸與所述支架連接，所述支架與所述俯仰角度調整機構連接，所述俯仰角度調整機構連接通過所述支撐杆機構與所述固定機構連接，所述固定機構用於將發射裝置固定於牽引設備上。

根據本實用新型一優選實施例，所述飛行器連接件的頂部呈圓弧板狀結構，底部為錐面結構；所述支架的頂部設有錐形槽，所述飛行器連接件與所述支架之間通過錐面配合。

根據本實用新型一優選實施例，所述飛行器連接機構還包括拉繩導向組件，所述拉繩導向組件包括導向連杆以及與所述導向連杆轉動連接的導向輪。

根據本實用新型一優選實施例，所述俯仰角度調整機構包括調整件以及承載件；所述調整件的頂端與所述支架的底端連接，所述調整件的底端與所述承載件鉸接，所述承載件上設有調整螺栓，所述調整螺栓頂持於所述調整件底端的端面，通過調節所述調整螺栓與所述調整件的配合位置來調整飛行器的俯仰角度。

根據本實用新型一優選實施例，所述調整螺栓為兩個，並於所述調整件和所述承載件鉸接位置的兩側頂持所述調整件的底端端面，所述俯仰角度調整機構進一步包括定位螺釘，所述定位螺釘用於從側面定位鎖緊所述調整螺栓的位置。

根據本實用新型一優選實施例，支撐杆機構包括支撐杆體以及設於所述支撐杆體外側的安裝法蘭，所述安裝法蘭上設有牽引連接孔。

根據本實用新型一優選實施例，所述發射裝置進一步包括航向角度調整機構，所述航向角度調整機構的頂端與所述支撐杆機構連接，所述航向角度調整機構的中部設有連接法蘭，所述固定機構的頂部設有配合法蘭，所述連接法蘭和所述配合法蘭中的至少一側設有環狀連接槽，所述連接法蘭與所述配合法蘭通過所述環狀連接槽改變配合角度位置，實現航向角度的調整。

根據本實用新型一優選實施例，所述固定機構包括固定連接在一起的安裝座以及支撐柱，所述支撐柱的外側面與所述安裝座之間還設有多條筋板。

為解決上述技術問題，本實用新型還提供一種牽引型飛行器發射系統，所述發射系統包括牽引設備以及與所述牽引設備固定連接的上述實施例中任一項所述的發射裝置。

根據本實用新型一優選實施例，所述牽引設備包括汽車、軌道車輛或者專用型牽引車。

相對於現有技術，本實用新型提供的牽引型飛行器發射系統及其發射裝置，其結構簡單可靠，需要的備飛人員少，適應的翼型飛行器種類多，且可以使飛行器獲得較大初速度。

附圖說明

為了更清楚地說明本實用新型實施例中的技術方案，下面將對實施例描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實用新型的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是本實用新型牽引型飛行器發射系統一優選實施例的結構示意圖；

圖2是圖1實施例中發射裝置的整體結構示意圖；

圖3是飛行器連接機構的示意圖；

圖4是俯仰角度調整機構第一視角的結構示意圖；

圖5是俯仰角度調整機構第二視角的結構示意圖；以及

圖6是航向角度調整機構以及固定機構的結構示意圖。

具體實施方式

下面將結合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅是本實用新型的一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本實用新型中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本實用新型保護的範圍。

請參閱圖1，圖1是本實用新型牽引型飛行器發射系統一優選實施例的結構示意圖。該發射系統包括牽引設備100以及與牽引設備100固定連接的發射裝置200。其中，該牽引設備100包括但不限於汽車、軌道車輛或者專用型牽引車等，其作用是帶動發射裝置200高速移動，以使架設於發射裝置200上的飛行器獲得較高的初速度。而關於牽引設備的具體技術特徵在本領域的理解範圍內，此處不再做詳細描述。

請參閱圖2，圖2是圖1實施例中發射裝置的整體結構示意圖，該發射裝置主要包括以下結構單元：飛行器連接機構210、俯仰角度調整機構220、支撐杆機構230、航向角度調整機構240以及固定機構250。

具體而言，請參閱圖3，圖3是飛行器連接機構的示意圖，該飛行器連接機構210包括飛行器連接件211、支架212以及拉繩導向組件213；飛行器連接件211與飛行器的連接位置最好位於飛行器升力中心附近，在釋放時可以保證最小的偏轉轉矩，保證飛行器不失衡。

飛行器連接件211的頂部可根據機腹形狀進行相應改變，保證連接強度。飛行器連接件211下方為錐面，可以保證在脫離時不會與支架212卡在一起，優選地，所有稜角均做圓角處理，保證了順利脫離。飛行器連接件211為主要承力件，因此優選採用高強度合金鋼材料，並採用一體式加工而成。

飛行器連接件211的底端通過銷軸214與所述支架212連接，銷軸214約束飛行器連接件211和支架212的兩個方向的平移自由度，配合錐面約束飛行器連接件211的6個方向的平移自由度和3軸的旋轉自由度。銷軸214通過拉繩(圖中未標示)(可採用鋼絲繩等)來控制銷軸214的位置。

拉繩未給銷軸214軸向拉力時，銷軸214由右方鋼珠保持在其位置，不脫離。當拉繩時，鋼珠解除約束，銷軸214可以從定位孔中脫離，使飛行器連接件211和支架212解除約束。

拉繩導向組件213包括導向連杆2131以及與導向連杆2131轉動連接的導向輪2132，導向輪2132主要使拉繩施加的力與銷軸214同軸，以減小拔銷阻力。導向輪2132旋轉，使拉繩受力方向改變，並減小拉繩時的摩擦力，以及減少拉繩的磨損。

支架212的頂面設有錐形槽，飛行器連接件211與支架212之間通過錐面配合。進一步地，錐形槽下方還可以設有貯油槽215，在使用時用於貯存潤滑脂，減少脫離時的摩擦力。

請一併參閱圖4和圖5，圖4是俯仰角度調整機構第一視角的結構示意圖，圖5是俯仰角度調整機構第二視角的結構示意圖；該俯仰角度調整機構220包括調整件221以及承載件222；調整件221的頂端與支架212的底端連接，優選地，調整件221的頂端可以設有連接孔2210，支架212的底端插入到連接孔2210內，然後通過螺栓緊固連接。

調整件221的底端與承載件222鉸接，具體可以為設置一轉動軸201的結構。承載件222上設有調整螺栓223，調整螺栓223頂持於調整件221底端的端面2211，優選地，該端面2211可以為凹槽狀，調整螺栓223的頂端頂持在凹槽內。通過調節調整螺栓223與調整件221的配合位置來調整飛行器的俯仰角度。

具體而言，俯仰角調整機構220通過兩個調整螺栓223的配合，兩個調整螺栓223於調整件221和承載件222鉸接位置的兩側頂持調整件221的底端端面(即一個松另一個緊)獲得一定的俯仰角，目前可實現±13°的角度調整，完全可以滿足飛行器起飛時的需求。

進一步地，該俯仰角度調整機構220還包括定位螺釘(圖中未示)，定位螺釘用於從側面定位鎖緊調整螺栓223的位置，保證在複雜工況(振動、衝擊等)的情況下可以保持角度恆定。

請繼續參閱圖2，該支撐杆機構230則包括支撐杆體231以及設於支撐杆體231外側的安裝法蘭232，安裝法蘭232上設有牽引連接孔(圖中未標示)。具體而言，該支撐杆體231可以為一空心鋼管，加焊接一安裝法蘭232，安裝法蘭232上設有4個腰子槽孔(即牽引連接孔)，可以直接用四組鋼絲繩收緊，保證了支撐杆體231的剛度，減少了飛行器的振動和擺動，使飛行器以較穩定狀態釋放。鋼絲繩可直接同牽引設備連接，通過花籃螺釘收緊鋼絲繩。

請參閱圖6，圖6是航向角度調整機構以及固定機構的結構示意圖。該航向角度調整機構240的頂端與支撐杆體231通過螺栓403連接，航向角度調整機構240的中部設有連接法蘭241，固定機構250的頂部設有配合法蘭251，連接法蘭241和配合法蘭251中的至少一側設有環狀連接槽101，連接法蘭241與配合法蘭251通過環狀連接槽101改變配合角度位置，實現航向角度的調整。固定機構250包括固定連接的安裝座252以及支撐柱253，支撐柱253的外側面與安裝座252之間還設有多條筋板254。安裝座252可以為焊接的平板，還可根據實際需求改變結構形式。也可通過安裝在型材上以加長或加寬安裝座252，或者通過壓沙袋的方式將安裝座252固定於牽引設備上，而不需要另行安裝其他結構，關於安裝座252的結構變形，本領域技術人員可以根據使用情況的需求自行選取，此處不再一一列舉。

具體而言，航向角度調整機構240上方通過螺釘403與支撐杆機構230連接固定，下方通過套管242的方式同安裝座252配合。連接法蘭上設有四個60°的腰子槽(即環狀連接槽101)，下方安裝座252的配合法蘭251為8個圓周均布的螺釘孔2511，二者配合可以實現360°無間隙旋轉。調整完航向角度後，通過4個螺釘405緊固連接法蘭241和配合法蘭251，使在發射過程中保持角度的固定。

相較於現有技術，本實用新型提供的飛行器發射系統，通過牽引設備獲得初速度，最大起飛速度取決於牽引設備的速度，理論可以達到40m/s或以上，因此適用起飛速度範圍很廣。其次由於發射裝置與牽引設備最高點相距較遠(1.5m以上)，且在支杆安裝座處沒有多餘結構，空間充裕，可以適用於不同翼型飛行器。飛行器連接件與支架接口強度高，可以多次重複使用，易耗品為約束用的銷軸，銷軸成本較低，更換容易，可維護性較強。還可通過接口對功能進行擴展，如可變換起飛時的仰角，可改變飛機航向角度，擴展容易，擴展功能較多，可根據實際需求進行擴展，適用性較強。該發射系統結構簡單，飛行前準備時間較短，需要配合人員少，一般只需要2-3人即可完成飛行試驗，有很高的市場推廣價值。

以上所述僅為本實用新型的部分實施例，並非因此限制本實用新型的保護範圍，凡是利用本實用新型說明書及附圖內容所作的等效裝置或等效流程變換，或直接或間接運用在其他相關的技術領域，均同理包括在本實用新型的專利保護範圍內。