无人机气动弹射器的制作方法

本实用新型涉及无人机弹射器，特别涉及一种无人机气动弹射器。

背景技术：

近年来，随着科学技术的发展，无人机在各个领域发挥着越来越重要的作用，各种型号的无人机被开发出来。

无人机起飞时需要较高的速度，因其自身推进能力有限，无法获得有效的初始的起飞速度，因此在起飞前采用无人机弹射器进行推送，使其具有一定的起飞速度。

无人机弹射器一共有两类，一类是无人机机械弹射器，另一类是无人机气动弹射器，因为无人机气动弹射器具有响应速度快的优点，因此被广泛采用。

现有的无人机气动弹射器，包括气体压力罐，连接气体压力罐的导管，穿设于导管内部的活塞，台架、机翼托举组件以及连接于导管下方的支架组成。台架用于承载无人机机身，机翼托举组件用于托举无人机的机翼，支架用于支撑台架、导管并使台架、导管具有合适的倾角，进而使得无人机具有合适的起飞角度。

当气体压力罐释放气体时，气体会推动活塞飞出导管，活塞推动无人机飞至空中，使其具有初始速度，活塞动能耗尽后，掉落至地面。

现有的无人机气动弹射器响应速度快，能使无人机获得较高的初始动能。但是现有无人机气动弹射器的机翼托举组件的幅度较宽且为一体结构，在运输、转移时较为不便。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种无人机气动弹射器，它的机翼托举组件拆、装较为方便。

本实用新型的上述目的是通过以下技术方案得以实现的：一种无人机气动弹射器，包括气体压力罐、一端连接气体压力罐出气口的导管组件，穿设于导管组件内的活塞杆组件，用于支撑无人机机身的台架组件，用于托举无人机机翼的机翼托举组件以及用于使导管组件、台架组件保持倾斜向上的支架，机翼托举组件包括支撑杆、竖杆、平衡杆、连接件a和连接件b，支撑杆一端通过连接件a与竖杆连接且另一端与台架组件插接，竖杆通过连接件b与平衡杆连接，竖杆处于竖直状态，平衡杆处于水平状态。

通过采用上述技术方案，机翼托举组件相比原来的整体式结构，能拆分成支撑杆、竖杆、平衡杆，将机翼托举组件拆分后能够进一步减少无人机气动弹射器的占地面积，使得整个无人机气动弹射器运输、转移更为方便。

本实用新型进一步设置为：连接件a包括套环，套环一端套在支撑杆上，另一端开设有套孔，套孔和套环的开口方向相垂直，在套环的侧壁上还开设有让位槽，套环侧壁上还设置有紧固螺栓，拧紧紧固螺栓时，紧固螺栓能向让位槽的方向挤压套环的侧壁。

通过采用上述技术方案，拧紧紧固螺栓时，紧固螺栓向让位槽的方向挤压套环两侧的侧壁，使得套环的侧壁同时夹紧竖杆和支撑杆，进而将竖杆和支撑杆连接起来；松开紧固螺栓时，套环的侧壁向远离让位槽的方向复位，进而失去对竖杆和支撑杆的夹紧作用。通过拧紧或者松动紧固螺栓就能实现竖杆和支撑杆的安装或拆开，安装、拆开较为方便。

本实用新型进一步设置为：连接件b包括一端开口的套帽，套帽远离开口的一端开设有连通孔，套帽套设在竖杆上，平衡杆穿设于连通孔中，套帽的侧壁上还设置有顶丝，用于防止平衡杆滑移。

通过采用上述技术方案，套帽套装在竖杆顶端，向上施力可以将套帽和竖杆拆离，平衡杆和竖杆的拆、装较为方便。同时松开顶丝后，平衡杆就能从连通孔中抽出或穿入，平衡杆和竖杆的拆、装较为方便。

本实用新型进一步设置为：平衡杆的两端套设有两个软套管。

通过采用上述技术方案，软套管可以避免无人机脱离气动弹射架时在平衡杆上划伤机翼。

本实用新型进一步设置为：台架组件包括两块或两块以上相互拼接的固定平台，固定平台下方连接有两个固定环，导管组件穿设于固定环中，固定环的侧壁上连接有顶丝用于定位导管组件。

通过采用上述技术方案，固定平台套装在套管组件上，拆装较为方便，同时根据无人机机体的大小可以调节安装在套管上固定平台的数量，使用较为方便。

本实用新型进一步设置为：支架包括两根支杆，支杆的下端连接有支脚，支架的上端设置有连接板，连接板上开设有两个通孔，支杆的上端连接有直径小于支杆的螺纹杆，螺纹杆穿出通孔并且连接有螺母。

通过采用上述技术方案，两根支杆和连接板能形成一个三角形结构，同时两根支杆和导管组件能形成两个三角形结构，使得无人机气动弹射器具有较好的稳定性。

综上所述，本实用新型具有以下有益效果：机翼托举组件相比原来的整体式结构，能拆分成支撑杆、竖杆、平衡杆，将机翼托举组件拆分后能够进一步减少无人机气动弹射器的占地面积，使得整个无人机气动弹射器运输、转移更为方便。

附图说明

图1是气动弹射器的结构示意图；

图2是为了示意活塞杆组件中卡块的结构所做的图1的A部放大图；

图3是导管组件和活塞杆组件配合的结构示意图；

图4是导管组件的爆炸图；

图5是为了示意a型端和b型端的配合结构所做的图4的B部放大图；

图6是为了示意第四导管的结构所做的图4的C部放大图；

图7是卡箍的结构示意图；

图8是活塞杆组件的结构示意图；

图9是活塞杆组件的爆炸图；

图10是为了示意台架组件和支架的连接结构所做的视图；

图11是为了示意台架组件和机翼托举组件的连接结构所做的示意图；

图12是为了示意机翼托举组件的结构所做的图11的D部的放大图；

图13是为了示意机翼托举组件、台架组件通过固定组件连接的连接结构所做的示意图；

图14是机翼托举组件的爆炸图；

图15是为了显示固定组件所做的视图；

图16是图15的F部的放大图；

图17是固定组件的爆炸图；

图18是固定组件中套盖和导管组件为45°夹角时的结构示意图；

图19是固定组件中套盖和导管组件平行时的结构示意图。

图中:1、气体压力罐；2、导管组件；200、第一导管；201、第二导管；202、第三导管；203、第四导管；3、活塞杆组件；300、卡块；301、第一活塞杆；302、第二活塞杆；303、第三活塞杆；304、第四活塞杆；305、连接管；306、活塞；307、套管c；4、台架组件；400、固定平台；401、固定环；5、机翼托举组件；500、支撑杆；501、竖杆；502、平衡杆；503、连接件a；5030、套环；5031、套孔；5032、让位槽；5033、紧固螺栓；504、连接件b；5040、套帽；5041、连通孔；505、软套管；6、支架；600、支杆；601、支脚；602、连接板；7、a型端；700、套管a，701、环形凸缘a；8、b型端；800、套管b；801、环形凸缘b；9、卡箍；900、凹槽；10、固定组件；100、壳体；101、条形孔；102、挡杆；103、滑孔；104、顶杆；105、弹簧；106、转轴；107、圆弧形连板；108、套盖；109、扇形板；11、卡箍；1100、凹槽；12、卡口。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型作进一步详细说明。

一种无人机气动弹射器，根据附图1所示，包括气体压力罐1，一端连接气体压力罐1出气口的导管组件2，穿设于导管组件2内部的活塞杆组件3，台架组件4、机翼托举组件5以及连接于导管组件2下方的支架6。台架组件4用于承载无人机机身并固定设置在导管组件2背离气体压力罐1的一端，机翼托举组件5用于托举无人机的机翼并与台架组件4固定连接，支架6连接台架组件4并设置在导管组件2的自由端，以使导管组件2具有合适的倾角，进而使得无人机具有合适的起飞角度。

结合附图2，在活塞杆组件3远离气体压力罐1的一端连接有卡块300，卡块300可卡接在飞机起落架上，当气体压力罐1释放气压时，气压推动活塞杆组件3飞出导管组件2，卡块300将动能传递至无人机，使无人机飞至空中具有初始速度，活塞杆组件3的动能耗尽后，在重力作用下掉落至地面。

如附图3所示，导管组件2由三根或三根以上的导管线性拼接而成，此处优选为四根导管，相邻两个导管通过卡箍11固定。将四根导管从接近气体压力罐1的一端开始分别命名为第一导管200、第二导管201、第三导管202、第四导管203，除第四导管203外，其余三根导管的结构相同。

结合附图4、附图5所示，将第一导管200、第二导管201、第三导管202的两端分别命名为a型端7和b型端8。a型端7结构为：在靠近导管端口处一体设置有套管a700，套管a700接近导管端口的一侧设置有环形凸缘a701，环形凸缘a701的横截面呈直角三角形，且直角边朝向导管端口。b型端8结构为：在导管端口处设置有套管b800，套管b800的内径等于导管的外径，其与套管a700壁厚相同且端口处设置有环形凸缘b801，环形凸缘b801的横截面呈直角三角形，且直角边朝向导管端口。套管b800上环形凸缘b801与相应的导管端口之间的距离与套管a700上环形凸缘a701与相应的导管端口之间的距离相等。

除第四导管203以外，相邻两根导管通过b型端8与a型端7插接，环形凸缘a701与环形凸缘b801紧贴在一起形成一圈棱形凸起。

结合附图7，卡箍11的箍圈上设置有凹槽1100，使用卡箍11连接两根导管时，凹槽1100卡在棱形凸起上，随着卡箍11不断拉紧，凹槽1100的两侧侧壁以导管径向方向挤压环形凸缘斜面的压力不断增大，从而使环形凸缘a701、环形凸缘b801的直角面越贴越紧，使得导管的密封性越来越好。

结合附图6，第四导管203的一端连接有b型端8，可与其它导管的b型端8连接，另一端开设有卡口12。

气体压力罐1的出气口设置罐体中部且有一个向上的倾角，将出气口设置为b型端8，第一导管200的a型端7与气体压力罐1的出气口插接并通过卡箍11连接。

如附图8所示，活塞杆组件3由三根或三根以上的活塞杆拼接而成，此处优选为四根活塞杆。将四根活塞杆从接近气体压力罐1的一端开始分别命名为第一活塞杆301、第二活塞杆302、第三活塞杆303、第四活塞杆304，第一活塞杆301、第二活塞杆302、第三活塞杆303、第四活塞杆304的外径略小于导管的内径，以减少与导管的磨擦，减少动能的损耗。活塞杆组件3的长度与导管的长度相同。

结合附图9，除第四活塞杆304之外，其余活塞杆一端连接有连接管305，连接管305的外径与活塞杆的内径相同，相邻两个活塞杆通过连接管305插接。第一活塞杆301接近气体压力罐1的一端连接有活塞306，活塞306为实心体其外径与导管的内径相同。第四活塞杆304背离气体压力罐1的一端设置有套管c307，套管c307的外径与导管的内径相同，卡块300连接在套管。活塞306和套管配合能使第一活塞杆301、第二活塞杆302、第三活塞杆303、第四活塞杆304的轴线和导管组件2的轴线平行，保证活塞杆组件3和导管组件2配合的精度。

结合附图2，活塞杆组件3完全插入导管组件2中时，卡块300卡在第四导管203的卡口12处，并且活塞306也抵在气体压力罐1的出气口处。

当气体压力罐1输送气压时，气体推动活塞306向导管外部喷射，进而使得活塞杆组件3以较高的速度飞出导管组件2，卡块300将动能传递至无人机，使飞机飞至空中具有初始速度，活塞杆组件3动能耗尽时在重力作用下掉落至地面，第四活塞杆304、第三活塞杆303、第二活塞杆302、第一活塞杆301从连接管305处断开，相比一体的活塞杆组件3，分成四段的活塞杆组件3变形能力更强，在撞击地面时更不容易损坏。

如附图10所示，台架组件4包括两块或两块以上的固定平台400组成，此处优选为两块固定平台400，两块固定平台400相互拼接。固定平台400下方连接有两个固定环401，导管穿设于固定环401中，固定环401的侧壁上连接有顶丝用于防止固定平台400围绕导管转动。

支架6包括两根支杆600，支杆600的下端连接有支脚601，支架6的上端设置有连接板602，连接板602上开设有两个通孔，支杆600的上端连接有直径小于支杆600的螺纹杆，螺纹杆穿出通孔并且连接有螺母。

如附图11所示，台架组件4背离气体压力罐1一侧的下方设置有两个机翼托举组件5。

结合附图12所示，机翼托举组件5包括支撑杆500、竖杆501、平衡杆502、连接件a503和连接件b504。支撑杆500一端通过连接件a503与竖杆501连接，竖杆501通过连接件b504与平衡杆502连接。使用时，竖杆501处于竖直状态，平衡杆502处于水平状态。

结合附图14所示，连接件a503包括套环5030，套环5030一端套在支撑杆500，另一端开设有套孔5031，套孔5031和套环5030的开口方向相垂直，在套环5030的侧壁上还开设有让位槽5032，套环5030侧壁上还设置有紧固螺栓5033，拧紧紧固螺栓5033时，紧固螺栓5033能向让位槽5032的方向挤压套环5030的侧壁，进而使得套环5030夹紧支撑杆500和竖杆501，阻止支撑杆500和竖杆501滑移。平衡杆502的两端套设有两个软套管505，软套管505防止无人机脱离弹射架的过程中划伤机翼。连接件b504包括一个一端开口的套帽5040，套帽5040远离开口的一端开设有连通孔5041。套帽5040套设在竖杆501上，平衡杆502穿设于连通孔5041中，套帽5040的侧壁上还设置有顶丝，用于防止平衡杆502滑移。

如附图11、附图13所示，机翼托举组件5和台架组件4通过两个固定组件10连接，固定组件10能使机翼托举组件5折叠至导管组件2的两侧或者在垂直于导管组件2的方向上展开。两个固定组件10以导管组件2的轴线为对称中心对称设置。

结合附图15、附图16、附图17所示，固定组件10包括壳体100，壳体100上方和固定平台400固定连接，壳体100背离导管组件2的一侧呈敞口设置，壳体100接近导管组件2自由端一侧的上、下侧壁上开设有条形孔101、条形孔101中滑移连接有挡杆102、挡杆102的中部开设有滑孔103、滑孔103中穿设有顶杆104且顶杆104的一端与壳体100接近导管组件2一侧的侧壁固定连接、顶杆104上位于挡杆102和壳体100侧壁之间套设有弹簧105、壳体100上相对挡杆102的一侧设置有转轴106、转轴106上转动连接有圆弧形连板107、圆弧形连板107背离转轴106的一侧一体设置有柱形套盖108，套盖108背离转轴106的一侧设置有开口，套盖108接近转轴106的一侧抵设于顶杆104上、套盖108接近转轴106的一侧还连接有扇形板109，扇形板109有两个直角边，其一个直角边连接于套盖108上且另一个直角边依靠在挡杆102上，扇形板109和圆弧形连板107圆弧形过渡形成有一个卡槽，卡槽与挡杆102配合使用，套盖108连接机翼托举组件5。

结合附图18、附图19所示，固定组件10中，支撑杆500的端部穿设于套盖108的开口中，当要折叠机翼托举组件5时，用手将挡杆102向导管组件2的方向推动，这时挡杆102失去对扇形板109的阻挡作用，套盖108可以围绕转轴106向平行于导管组件2的方向转动，这样机翼托举组件5就可以折叠到了导管组件2的侧边。当要伸展开机翼托举组件5时，向接近转轴106的方向转动套盖108，这时挡杆102在卡槽弧形边的作用下向接近导管组件2的方向运动，当运动到极限位置时，挡杆102脱离卡槽的弧形边，并在在弹簧105作用下推动到条形槽远离导管组件2的一端，依靠在扇形板109的直角边，阻止套盖108向平行导管组件2的方向转动，同时顶杆104顶在套盖108上，阻止套盖108向增大与导管组件2夹角的方向转动。顶杆104和挡杆102共同作用，使得套盖108保持在当前位置，进而使得机翼托举组件5保持在与导管组件2垂直的位置。

使用时，先安置好气动弹射器，展开机翼托举组件5，将无人机平放在台架组件4上，并将其起落架抵设在第四活塞杆304上的卡块300上，机翼放置在机翼托举组件5上，然后调节竖杆501的高低，使得两个平衡杆502位于相同的高度，使得无人机保持水平。打开气体压力罐1出气口的开关，使高压气体推动活塞杆组件3高速滑出导管组件2，卡块300将动能传递至无人机，使无人机达到飞行所需的初始速度，当活塞杆组件3上的动能用尽时它会向地面掉落，在撞击地面时，第一活塞杆301、第二活塞杆302、第三活塞杆303、第四活塞杆304从连接处分离，适应撞击地面时的变形，减少撞击地面受到的损伤。

本具体实施例仅仅是对本实用新型的解释，其并不是对本实用新型的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本实用新型的权利要求范围内都受到专利法的保护。