一种助推器支架的制作方法

本实用新型涉及无人机发射领域，尤其涉及一种助推器支架。

背景技术：

无人机的起飞方式一般有滑跑起飞、弹射起飞、火箭助推起飞等方式，众多的小型无人机采用在发射架上用火箭助推的方式起飞。起飞前，无人机和火箭助推器连接后架在发射架上，火箭助推器点火助推，无人机离架，飞行到一定高度后火箭助推器脱离，无人机依靠主发动机推力和气动力继续飞行。文献“授权公告号为cn205837229u”公开了一种飞行器发射架，其助推器支架的结构见图1。图1中，弧形挡板601位于助推器支架的旋转轴(即主轴605的轴线)中心后方，弧形挡板601的运动趋势为先上升后下降，存在与火箭助推器201尾喷管干涉的风险，示意图见图2，导致无人机姿态不稳甚至失控，进而影响无人机的发射安全。

技术实现要素：

为了消除原助推器支架与火箭助推器干涉的风险，本实用新型提供了一种助推器支架。

本实用新型采用的技术方案如下：一种助推器支架，包括安装在发射架底座上的主轴，同轴套设在主轴上的轴套，固定在轴套上的方柱，与所述方柱平行安装的调节杆，以及固定在调节杆顶端、用于支撑助推器的支撑块；

所述调节杆通过一t型转接件安装在方柱上，其中t型转接件的顶梁与方柱连接，t型转接件的尾部与调节杆相连；支撑块与调节杆整体位于所述主轴的同一侧。

进一步地，支撑块其上有5mm接触刻线、8mm接触刻线，分别距离其顶端面5mm和8mm。

进一步地，还设有弹射装置；所述弹射装置包括弹射架和两个扭簧；所述弹射架由左右两个安装在所述轴套上的夹板，以及架设在两个夹板上的横梁组成；左右两个夹板分别位于方柱两侧，横梁与方柱上端固定连接；所述弹射装置还包括两个扭簧，所述扭簧套着在轴套上，一端与夹板相连，另一端固定于发射架底座。

进一步地，所述t型转接件的尾部与调节杆活动连接。

进一步地，所述支撑块与调节杆活动连接。

本实用新型的有益效果是：本实用新型通过合理设计，使得支撑块上的最高点与旋转轴的连线与水平面的夹角(沿航向)成锐角，确保助推器随无人机沿航向运动时，助推器支架与助推器之间的距离越来越大，从而消除二者干涉的风险，保证无人机安全起飞。

附图说明

图1文献中的助推器支架结构图；

图2原助推器支架与火箭助推器尾喷管干涉示意图；

图3本实用新型设计的改进型无人机发射架结构图；

图4本实用新型设计的助推器支架；

图5支撑块上的最高点与旋转轴的连线与水平面的夹角(沿航向)示意图；

其中：火箭助推器201、改进型助推器支架1、底座2、支撑块401、调节杆402、主轴403、扭簧404、t型转接件405、弹射装置406、轴套407、方柱408、夹板409、横梁410、三角板411、8mm接触刻线412、5mm接触刻线413、弧形挡板601、主轴605。

具体实施方式

下面，结合附图及具体实施方式对本实用新型作进一步的说明。

本实用新型涉及一种助推器支架，该助推器支架可以安装在现有的无人机发射架上，例如专利cn205837229u所述的发射架，安装后的结构如图3所示。

所述的助推器支架结构如图4所示，包括安装在发射架底座2上的主轴403(主轴403卡进发射架底座2的条形槽孔内，具有沿条形槽孔移动的自由度)，同轴套设在主轴403上的轴套407，固定在轴套407上的方柱408，与所述方柱408平行安装的调节杆402，以及固定在调节杆402顶端、用于支撑助推器的支撑块401。

所述调节杆402通过一t型转接件405安装在方柱408上，其中t型转接件405的顶梁与方柱408连接，t型转接件405的尾部与调节杆402相连；支撑块401与调节杆402整体位于所述主轴403的同一侧，保证支撑块401上的最高点与主轴403的连线与水平面的夹角(沿航向)不大于90°，如图5所示。

通过t型转接件405可实现调节杆402及固定在调节杆402顶端的支撑块401的上下移动，灵活调节支撑块401的位置，从而保证支撑块401上的最高点与主轴403的连线与水平面的夹角(沿航向)不大于90°，从而在无人机发射后，支撑块401仅跟随火箭助推器201向前运动，支撑块401上的最高点的运动趋势为向前下方运动(即其高度始终是降低的)，与火箭助推器201的间隙越来越大，从而消除二者干涉的风险，保证了无人机发射的安全性。

另外，支撑块401其上还可以设置5mm接触刻线413、8mm接触刻线412，分别距离其顶端面5mm和8mm，支撑块401用于托住火箭助推器201，并将火箭助推器201与支撑块401的接触位置限定在5mm接触刻线413和8mm接触刻线412之间，进一步保证无人机离架过程中，改进型助推器支架1与火箭助推器201之间始终无干涉。

进一步地，助推器支架还设有弹射装置406；所述弹射装置406包括弹射架和两个扭簧404，所述弹射架由左右两个安装在所述轴套407上的夹板409，以及架设在两个夹板409上的横梁410组成；左右两个夹板409分别位于方柱408两侧，横梁410与方柱408上端固定连接。所述扭簧404套在轴套上，一端与夹板409相连，另一端固定于发射架底座2。扭簧404用于提供改进型助推器支架1跟随火箭助推器201向前运动的力。保证靶机离架瞬间，改进型助推器支架1实时跟随火箭助推器201向前运动。而弹射架则用于承载扭簧扭转变形后的回复力，以便有足够大的力量托住火箭助推器201。

所述t型转接件405的尾部与调节杆402活动连接。作为优选，调节杆402上设有螺纹，t型转接件405的尾部上设有多个与调节杆402上螺纹相匹配的螺纹孔，这样既可以调节调节杆402沿平面平移的位置，也可以调节调节杆402在t型转接件尾部的深度，从而改变调节支撑块401的位置，以满足支撑块401上的最高点与主轴403的连线与水平面的夹角(沿航向)不大于90°的要求，保证支撑块401与火箭助推器201不干涉。

所述支撑块401与调节杆402活动连接。所述支撑块401可绕调节杆402自由转动，可随火箭助推器201的姿态对应调节支撑块401的角度，且在无人机离架瞬间姿态有微小倾斜导致火箭助推器201与支撑块碰撞时，无巨大的碰撞力产生。

以上实施方式仅用来解释说明本实用新型，而不是对本实用新型进行限制，在本实用新型的精神和权利要求的保护范围内，对本实用新型作出的任何修改和改变，都落入本实用新型的保护范围。