无人机低冲击弹射装置气液压系统的制作方法
【专利摘要】本实用新型涉及一种无人机低冲击弹射装置气液压系统，它是由主油泵电磁卸荷溢流阀、主油泵、主油泵电机、补油泵电磁卸荷溢流阀、补油泵、补油泵电机、插装阀、第一单向阀、安全阀、马达、电液比例插装阀、第二单向阀、安全与截止阀块、第三单向阀、蓄能器、减压阀、调速阀、电磁换向阀、比例溢流阀、减速液压缸、油箱以及连通各个原件的油管构成。本实用新型采用液压马达驱动卷筒机构，克服了传统气液压系统采用高速液压缸，工艺复杂，加工难度大的缺点；本实用新型采用比例阀控液压马达，对液压马达转速进行闭环控制,可实现启动阶段的高可靠低冲击弹射，克服了传统气液压系统冲击大，可靠性差的缺点。
【专利说明】无人机低冲击弹射装置气液压系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种无人机弹射装置，特别涉及一种无人机低冲击弹射装置气液压系统。
【背景技术】
[0002]弹射机构在军事领域内应用非常广泛，例如导弹和火箭的发射，舰载飞机的发射，无人机的弹射，救生座椅的弹射，以及从空间站、航天飞机或者其他飞行器上弹射发射卫星
坐寸o
[0003]无人机的发射方式众多，如手抛、机载投放、车载发射、弹射、火箭助推等。常用的无人机弹射方式有弹カ弹射、燃气弹射、电磁弹射和气液压弹射。弹カ弹射利用伸縮性很强的弹性元件(如橡皮筋、弹簧)的弾力做动力，提供起飞所需的加速度，适用于轻(小)型无人机；燃气弹射是指直接利用火药气体来发射无人机，通常借助现役火炮实现通用发射，要考虑抗过载性能，以及总体结构尺寸与武器的兼容性；电磁弹射是利用电磁力推动物体，使物体在短距离内加速到一定速度后发射出去的装置，由于直线直流电机具有很好的可控性，可以方便且精确地通过调节输出电流的大小来改变弹射能的大小，使电磁弹射器具有精确弹射从轻型到重型无人机的能力。但电磁弹射在中小型无人机领域经济性较差，因此仅适应于大型无人机及舰载机；气液压弹射是利用液压执行元件(液压缸)与蓄能器配合使用，蓄能器中的压缩气体瞬时将液压油压入液压缸中实现，与常用的火箭助推起飞方式相比，它具有安全隐蔽性好、经济性好、适应性好等优点，不会产生光、声、热、烟雾等信号，不存在火控器材的存储、运输和管理问题等优点，且每次进行无人机发射时消耗性器材及支援保障的费用较低，另外在一定范围内通过调节蓄能器充气压力和充油压力便可满足不同无人机对起飞质量和起飞速度的使用要求；与轮式起飞方式相比较，前者起飞无需机场跑道，具有很好的机动灵活性，可连续进行无人机弹射起飞，使用方便，车载、舰载都很适用。
[0004]但是，传统无人机气液压弹射技术依然存在不足之处，首先是启动阶段冲击较大，难以实现无级调速；其次，加速过程中多采用高速液压缸，加工难度大，エ艺复杂。
【发明内容】
[0005]针对上述现有技术中存在的缺陷，本发明所要解决的技术问题是提供一种无人机低冲击弹射装置气液压系统，该系统具备传统无人机气液压弹射技术隐蔽性好、经济性好、适应性好等优点，同时避免了其启动压力冲击大、高速液压缸难以加工等缺点。
[0006]为实现上述目的，本发明是这样实现的:
[0007]—种无人机低冲击弹射装置气液压系统，它是由主油泵电磁卸荷溢流阀1、主油泵
2、主油泵电机3、补油泵电磁卸荷溢流阀4、补油泵5、补油泵电机6、插装阀7、第一单向阀8及其安全阀9、液压马达10、电液比例插装阀11、第二单向阀12、安全与截止阀块13、第三单向阀14、蓄能器15、减压阀16、调速阀17、电磁换向阀18、比例溢流阀19、减速液压缸20、油箱21以及连通于各个原件之间的油管构成；主油泵电机3驱动主油泵2，主油泵2吸油ロ与油箱21连接，主油泵2压油ロ通过第二单向阀12和安全与截止阀块13连接蓄能器15，主油泵电磁卸荷溢流阀I跨接在主油泵2的压油口和油箱21之间；蓄能器15通过电液比例插装阀11连接液压马达10进油ロ，液压马达10回油ロ通过插装阀7与油箱21连接；安全与截止阀块13同时与第三单向阀14连接，并顺序连接减压阀16、调速阀17、电磁换向阀18 ；电磁换向阀18进油ロ连接减速液压缸20，其回油ロ连接油箱21，比例溢流阀19跨接在減速液压缸20有杆腔与无杆腔之间；补油泵电机6驱动补油泵5，补油泵5吸油ロ与油箱21连接，补油泵5压油ロ通过第一单向阀8与液压马达10进油ロ连接，补油泵电磁卸荷溢流阀4跨接在补油泵5的压油口和油箱21之间。
[0008]无人机低冲击弹射装置气液压系统的硬件包括速度控制系统、动滑轮系统、滑行小车系统；速度控制系统通过动滑轮系统借助滑行小车系统进行速度控制，滑行小车承载无人机，最后实现无人机的低冲击弹射。
[0009]所述的速度控制系统，主要实现方法为:在电液比例插装阀11中，由位移传感器反馈信号，实现对阀芯位移的闭环控制；液压马达卷筒机构的转速反馈与给定信号做比较，实现对无人机速度的闭环或开环控制，进而实现无人机的快速加速及低冲击控制。
[0010]进ー步，所述的动滑轮系统，包括动滑轮调速结构和定滑轮换向机构；动滑轮调速结构，用于加速无人机到起飞速度，以及滑行小车的减速制动；定滑轮换向机构，用于通过柔性绳索采取换向处理将动カ传输到滑轨下方。
[0011]进ー步，所述的滑行小车系统作为无人机的弹射载体，在弹射架上与无人机一起加速至无人机安全起飞速度，保证无人机加速阶段可靠。
[0012]由于采用上述技术方案，本发明提供的一种低冲击无人机弹射装置气液压系统，与现有技术相比具有这样的有益效果:
[0013]I)采用液压马达驱动卷筒机构，克服了传动气液压系统采用高速液压缸，エ艺复杂，加工难度大的缺点；
[0014]2)采用比例阀控液压马达，对马达转速进行闭环控制，可实现启动阶段的高可靠低冲击弹射，克服了传统气液压系统冲击大，可靠性差的缺点。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是本发明无人机低冲击弹射装置气液压系统的原理图；
[0016]图2是本发明无人机低冲击弹射装置气液压系统的硬件各部分关系框图；
[0017]图3是本发明无人机低冲击弹射装置工作流程图；
[0018]图4是本发明无人机低冲击弹射装置气液压系统的机械结构示意图；
[0019]图5是本发明无人机低冲击弹射装置速度控制闭环框图。
【具体实施方式】
[0020]下面结合附图与【具体实施方式】对本发明作进ー步详细描述:
[0021]一种无人机低冲击弹射装置气液压系统，如图1所示，它是由主油泵电磁卸荷溢流阀1、主油泵2、主油泵电机3、补油泵电磁卸荷溢流阀4、补油泵5、补油泵电机6、插装阀
7、第一单向阀8及其安全阀9、液压马达10、电液比例插装阀11、第二单向阀12、安全与截止阀块13、第三单向阀14、蓄能器15、减压阀16、调速阀17、电磁换向阀18、比例溢流阀19、減速液压缸20、油箱21以及连通于各个原件之间的油管构成；主油泵电机3驱动主油泵2，主油泵2吸油ロ与油箱21连接，主油泵2压油ロ通过第二单向阀12和安全与截止阀块13连接蓄能器15，主油泵电磁卸荷溢流阀I跨接在主油泵2的压油口和油箱21之间；蓄能器15通过电液比例插装阀11连接液压马达10进油ロ，液压马达10回油ロ通过插装阀7与油箱21连接；安全与截止阀块13同时与第三单向阀14连接，并顺序连接减压阀16、调速阀17、电磁换向阀18 ;电磁换向阀18进油ロ连接减速液压缸20，其回油ロ连接油箱21，t匕例溢流阀19跨接在減速液压缸20有杆腔与无杆腔之间。补油泵电机6驱动补油泵5，补油泵5吸油ロ与油箱21连接，补油泵5压油ロ通过第一单向阀8与液压马达10进油ロ连接，补油泵电磁卸荷溢流阀4跨接在补油泵5的压油口和油箱21之间。
[0022]其控制方法是:首先绳索预紧，使滑行小车与和绳索处于准备加速状态；然后无人机加速，达到无人机弹射速度；接着滑行小车减速，使无人机与滑行小车分离；最后完成发射工作后，滑行小车开始回程。
[0023]如图2所示，ー种新型无人机低冲击机弹射装置气液压系统的硬件包括:
[0024]速度控制系统，用于无人机的快速加速及低冲击控制；
[0025]动滑轮系统，用于无人机加速及滑行小车的减速制动；
[0026]滑行小车系统，作为无人机弹射载体，保证无人机加速阶段可靠。
[0027]图3所示为无人机低冲击弹射装置工作流程图，首先液压系统中蓄能器组蓄能，动滑轮系统绳索预紧，然后滑行小车拖动无人机加速，加速到起飞速度后，滑行小车在缓冲块作用下減速，无人机脱离滑行小车起飞，最后滑行小车依靠重力作用回程，进入下ー个エ作循环。
[0028]本发明实施例的具体工作过程如下:
[0029]I)绳索预紧过程
[0030]主油泵电机3工作驱动主油泵2，高压油通过第二单向阀12进入到蓄能器15，当压カ达到设定的压カ时(不同的设定值可以完成不同机型的弹射)，主油泵电磁卸荷溢流阀I自动卸荷，同时主油泵电机3断电，主油泵2停转，停止向蓄能器15供油。同时，蓄能器15的油液经过电液比例插装阀11作用在液压马达10上，使液压马达10所固连的卷筒将绳索预紧，使滑行小车与绳索均处在准备加速的状态。
[0031]2)无人机加速过程
[0032]加速阶段主油泵2处于停车状态。蓄能器15中的高压油通过电液比例插装阀11进入到液压马达10中，同吋，插装阀7打开，加速液压马达10内部的油液经过插装阀7快速的回到油箱，而快速旋转过程中，补油泵电机6驱动补油泵5经单向阀8向液压马达10低压腔补油。其中，电液比例插装阀11通过比例调节可以实现液压马达10转速的控制。
[0033]3)滑行小车减速过程
[0034]在绳索预紧阶段，电磁换向阀18的电磁铁2DT得电，油液经过第三单向阀14、减压阀16、调速阀17向减速液压缸20的有杆腔供油，使减速液压缸缸杆收回，做好滑行小车减速准备。
[0035]当滑行小车运动到缓冲块位置吋，減速液压缸的活塞杆被拉出，有杆腔的液压油通过比例溢流阀19对小车減速的加速度进行控制，同时对无杆腔进行补油。[0036]4)滑行小车回程过程
[0037]完成无人机的发射工作后，滑行小车通过重力作用回程。
[0038]本发明无人机低冲击弹射装置气液压系统的机械结构，如图4所示，现详细说明如下:
[0039]I)液压马达卷筒结构
[0040]无人机弹射装置的液压执行机构使用液压马达，两台液压马达与一个绳索卷筒固连，通过液压马达的旋转，带动卷筒收缩绳索，使滑行小车与无人机加速。
[0041]2)动滑轮增速结构
[0042]动滑轮增速系统的作用是使无人机随滑行小车在有限长度的弹射架上加速至安全起飞速度。动滑轮增速系统本身运动速度即为液压马达转动速度，由于液压马达自身的结构、性能等条件的限制，使液压马达输出的转速与扭矩不具备大型无人机发射的条件，因此，必须増加一套增速系统。由于动滑轮组所具有的特性完全满足该增速系统的要求，并且结构简单，故采用动滑轮组作为增速装置。
[0043]3)定滑轮换向结构
[0044]无人机弹射装置的液压马达与滑行小车之间是通过柔性的绳索连接，并且由于液压马达位于滑轨的下方，要使动カ传输到滑行小车就必须对绳索采取换向处理。
[0045]4)滑行小车结构
[0046]滑行小车系统作为无人机的弹射载体，在弹射架上与无人机一起加速至无人机安全起飞速度。整个高速运动的全过程(包括加速段和減速段)时间很短，先由静止加速至无人机起飞速度，然后减速至静止。因此在滑行小车自身的设计方面必须考虑加速及減速过程中复杂的受カ状态。
[0047]滑行小车结构设计的另ー个重要的方面就是必须与无人机进行协调设计，需根据无人机的布局形式来进行滑行小车与无人机全过程协调运动的技术研究。
[0048]5)减速结构
[0049]无人机气液压弹射系统中的減速系统其功能是:当无人机加速到安全起飞速度时，滑行小车的动能由減速系统吸收，而无人机则和滑行小车分离并起飞。減速系统是完成每次发射后滑行小车减速工作的主要机构，主要由液压缸、动滑轮组、定滑轮组、缓冲块等组成。
[0050]图5所示为无人机低冲击弹射装置速度控制闭环框图，电液比例插装阀通过内部位移传感器反馈信号，与阀芯位移给定信号作比较，并经放大器将信号放大，再经过控制器输出相应的控制信号，通过电流传递到比例阀的比例电磁铁推动阀芯产生位移，控制液压马达的转动；整个速度控制系统中，马达卷筒机构通过转速传感器，将转速反馈并与给定信号做比较，再通过电液比例插装阀对无人机速度实现闭环控制，进而实现无人机的快速及低冲击加速控制。
[0051]本发明的保护范围由权利要求书限定。本领域技术人员可以在本发明的实质和保护范围内，对本发明做出各种修改或等同替换，这种修改或等同替换也应视为落在本发明的保护范围内。
【权利要求】
1.一种无人机低冲击弹射装置气液压系统，其特征在于:它是由主油泵电磁卸荷溢流阀(I)、主油泵(2)、主油泵电机(3)、补油泵电磁卸荷溢流阀(4)、补油泵(5)、补油泵电机(6)、插装阀(7)、第一单向阀(8)及其安全阀(9)、液压马达(10)、电液比例插装阀(11)、第ニ单向阀(12)、安全与截止阀块(13)、第三单向阀(14)、蓄能器(15)、减压阀(16)、调速阀(17)、电磁换向阀(18)、比例溢流阀(19)、減速液压缸(20)、油箱(21)以及连通于各个元件之间的油管构成；主油泵电机(3)驱动主油泵(2)，主油泵(2)吸油ロ与油箱(21)连接，主油泵(2)压油ロ通过第二单向阀(12)和安全与截止阀块(13)连接蓄能器(15)，主油泵电磁卸荷溢流阀(I)跨接在主油泵(2)的压油口和油箱(21)之间；蓄能器(15)通过电液比例插装阀(11)连接液压马达(10)进油ロ，液压马达(10)回油ロ通过插装阀(7)与油箱(21)连接；安全与截止阀块(13)同时与第三单向阀(14)连接，并顺序连接减压阀(16)、调速阀(17 )、电磁换向阀(18 );电磁换向阀(18 )进油ロ连接减速液压缸(20 )，其回油ロ连接油箱(21)，比例溢流阀(19)跨接在減速液压缸(20)有杆腔与无杆腔之间；补油泵电机(6)驱动补油泵(5)，补油泵(5)吸油ロ与油箱(21)连接，补油泵(5)压油ロ通过第一单向阀(8)与液压马达(10)进油ロ连接，补油泵电磁卸荷溢流阀(4)跨接在补油泵(5)的压油口和油箱(21)之间。
【文档编号】B64F1/08GK203453160SQ201320247045
【公开日】2014年2月26日 申请日期:2013年5月8日 优先权日:2013年5月8日
【发明者】权凌霄, 孔祥东, 宋豫, 俞滨, 闫桂山 申请人:燕山大学