一种无人机与运载体缓冲分离装置的制作方法

1.本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人机与运载体缓冲分离装置。


背景技术：

2.近年来，无人机在各个行业和领域都得到了广泛的应用，无人机技术也日臻成熟，在军事领域的应用发展尤为迅猛，带有无人机的载机运载体的使用也越来越普遍。
3.载机运载体中的无人机与常规的无人机有所不同。和常规的无人机相比，载机运载体中的无人机有诸多优势，比如：其体积小，重量轻，便于运输携带，发射平台多样，尤其是筒式运载体中的无人机。但是，为取得这些技术优势，对载机运载体整体结构要求非常高，尤其是其中的缓冲分离结构。载机运载体除了要求无人机在运载体内稳固安装、能一体安全、稳定地飞行到目标区域，更需要分离机构在严苛的力学环境下能将分离的作用力缓冲传递，避免分离作用力造成无人机在运载体内产生较大的变形，导致卡锁，不便甚至无法分离。
4.现有技术中无人机与伞舱的连接多采用在无人机尾部外壁安装连接座与伞舱相连，为了对抗开伞时带来的巨大冲击力，连接座都需要加固处理，造成飞机重量的显著增加，且飞机外壁的连接座在机翼展开过程中容易造成碰撞，发生危险。
5.要达成安全、稳定地在预定时间迅速完成无人机与运载体分离、并且回收的无人机能直接再利用，需要对目前的载机运载体中缓冲和分离结构进行重新设计。


技术实现要素：

6.鉴于上述的分析，本发明旨在提供无人机与运载体缓冲分离装置，用以解决目前的载机运载体中无人机无法实施安全、迅速、稳定地与运载体分离、回收的无人机无法直接再利用的技术问题。
7.本发明通过如下技术方案实现：一种无人机与运载体缓冲分离装置，用于将无人机与运载体缓冲连接，以及将无人机与运载体分离。无人机与运载体缓冲分离装置包括载荷舱内层、伞舱、缓冲组件和分离组件；所述无人机包括无人机尾框和电机；所述电机带有中心孔；所述缓冲组件用于将所述无人机连接在所述运载体中，所述缓冲组件包括径向固定单元、柔性适配器和中空轴；所述中空轴穿过所述电机的中心孔，所述中空轴（12）连接在所述无人机尾框和伞舱的第一端之间；所述分离组件包括伞舱盖分离单元、运载体分离单元和伞舱分离单元；所述伞舱盖分离单元、运载体分离单元和伞舱分离单元均包括爆炸紧固件。
8.进一步的，所述径向固定单元包括径向固定部和径向贴合部；所述径向固定部连接在载荷舱上，所述径向贴合部连接在所述载荷舱内层外壁上；多个所述径向固定单元成组设置，成组的多个所述径向固定单元均布在所述载荷舱上，沿所述载荷舱轴向均布有多组所述径向固定单元。进一步的，所述径向固定单元还包括径向柔性体；所述径向柔性体粘附在径向固定部的内表面和/或径向贴合部的外表面。
9.进一步的，所述载荷舱内层内侧设置有前框，所述前框内侧设置前框槽，所述前框槽靠近所述载荷舱头部的一端为盲端。
10.进一步的，所述载荷舱内层内侧的轴向水平中分面处对称设置有1对前框，所述前框内侧设置前框槽，所述前框槽靠近所述载荷舱头部的一端为盲端。
11.进一步的，所述无人机外侧设置有限位块；所述限位块限位在所述前框槽内。
12.进一步的，所述无人机两侧对称设置有1对限位块；所述限位块分别限位在所述前框槽内。
13.进一步的，所述柔性适配器粘附在所述前框槽的内表面和/或所述限位块的外表面。
14.进一步的，所述伞舱第二端外部设置有伞舱盖分离单元和伞舱盖固定钩；所述伞舱盖分离单元包括第一爆炸紧固件。
15.进一步的，所述伞舱的第二端连接有伞舱盖；所述伞舱盖通过所述伞舱盖分离单元和伞舱盖固定钩连接所述伞舱第二端。
16.进一步的，还包括板簧；所述板簧为带有弯钩的弹性体；多个所述板簧沿无人机的轴向和周向均布连接在无人机的外侧面所述板簧的弯钩部的最大实体外圆部以弹性张力接触所述载荷舱内层内壁。
17.进一步的，还包括法兰盘；所述中空轴第一端在所述无人机内部连接所述无人机尾框；所述法兰盘设置在所述中空轴第二端和伞舱的第一端之间。
18.进一步的，所述伞舱的第一端通过所述伞舱分离单元连接所述法兰盘；所述伞舱分离单元包括第二爆炸紧固件。
19.进一步的，所述伞舱的第一端的圆周外圈处通过运载体分离单元连接控制舱；所述运载体分离单元包括第三爆炸紧固件。
20.与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：1.本发明的载荷舱与载荷舱内层之间设置有径向固定单元，可实现载荷舱内层在运载体内整体限位；从外部安装环境上保证了无人机位置的稳定，减少了运载体分离单元对环境的依赖性，使得无人机缓冲分离结构简单化成为可能。
21.2.柔性适配器由复合柔性材料制成，其材料可大幅吸收冲击能量。在冲击荷载作用下，柔性适配器在变形（压实）过程中吸收和耗散大量的冲击波能量，减小了外部力量对于无人机的冲击，达到保护无人机、防止无人机变形的目的。
22.3.安装在无人机尾框上的中空轴结构简单可靠、易于装配；中空轴两端分别连接无人机和伞舱；中空轴本身可在包括无人机机伞打开瞬间时刻的大冲击工况下产生变形，从而实现冲击力的缓冲传导和耗散，避免了无人机产生过大的变形。
23.4.多种形式的爆炸螺栓的使用，可以实现顺畅的伞舱盖分离、运载体分离和伞舱分离，分离组件结构简单，性能稳定可控，无人机和运载体分离过程安全可靠。
24.5.整个无人机与运载体缓冲分离装置的集成度高，结构简单、体积小、易于装配；载机运载体一体稳定、无人机和运载体分离顺畅；同时，可以保证无人机变形小，能回收后直接利用。
25.本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而
易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
26.附图仅用于揭示具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件；图1为本发明无人机与运载体缓冲分离装置结构的透视示意图；图2为图1中a部的局部放大示意图；图3为图2中轴面剖视示意图；图4为图1的b-b向截面剖切局部示意图；图5为本发明伞舱结构示意图；图6为本发明伞舱盖安装在伞舱上的安装结构示意图；图7为本发明载荷舱内层与无人机安装结构示意图；图8为本发明载荷舱内层结构局部示意图；图9为本发明径向固定单元安装结构示意图；图10为本发明中空轴与法兰盘安装结构示意图；图11为本发明中空轴结构示意图；图12为本发明板簧安装结构轴向截面示意图；图13为本发明板簧安装结构示意图；图14为本发明板簧与无人机安装结构示意图。
27.附图标记：1.运载体头部；2.载荷舱；3.控制舱；4.无人机；5.板簧；6.载荷舱内层；7.径向固定单元；71.径向固定部；72.径向贴合部；73.径向柔性体；8.电机；91.第一爆炸紧固件；92.第二爆炸紧固件；93.第三爆炸紧固件；10.伞舱；11.法兰盘；12.中空轴；13.无人机尾框；14.前框；141.前框槽；15.柔性适配器；16.限位块；17.伞舱盖；18.伞舱盖固定钩；19.伞舱槽。
具体实施方式
28.下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
29.下面结合图1-图14，更具体地描述本发明的技术方案：如图1所示，本发明具体涉及一种无人机与运载体缓冲分离装置，无人机与运载体缓冲分离装置设置在运载体中。运载体包括运载体头部1、载荷舱2和控制舱3。无人机与运载体缓冲分离装置用于将无人机4可分离地连接在载荷舱2内。无人机与运载体缓冲分离装置包括载荷舱内层6、伞舱10、缓冲组件和分离组件；缓冲组件包括径向固定单元7、柔性适配器15和中空轴12；分离组件包括伞舱盖分离单元、运载体分离单元和伞舱分离单元；载荷舱内层6通过径向固定单元7与载荷舱2连接；无人机4通过柔性适配器15与载荷舱内层6连接，伞舱10第一端中部通过中空轴12与无人机4连接，伞舱10第一端通过运载体分离单元与控制舱3连接。具体的，运载体分离单元为多个第三爆炸紧固件93，第三爆炸紧固件93用于
无人机4与运载体的分离。其中，伞舱10第一端圆周外圈处通过均布的3个第三爆炸紧固件93与控制舱3的框体连接伞舱10第二端连接有伞舱盖17。
30.伞舱盖分离单元、运载体分离单元和伞舱分离单元分别包括爆炸紧固件，其中伞舱盖分离单元的爆炸紧固件为第一爆炸紧固件91；运载体分离单元的爆炸紧固件为第三爆炸紧固件93，伞舱分离单元的爆炸紧固件为第二爆炸紧固件92。其中，伞舱10第一端通过第二爆炸紧固件92与法兰盘11连接，第二爆炸紧固件92用于无人机4与伞舱10分离。其中，第三爆炸紧固件93用于无人机4与运载体分离。
31.如图9所示，径向固定单元7包括径向固定部71和径向贴合部72；径向固定部71连接在载荷舱2上，径向贴合部72连接在载荷舱内层6外壁上。在安装状态下，径向固定部71和径向贴合部72位置匹配；多个径向固定单元7成组设置，成组的多个径向固定单元7周向均布在载荷舱2上，沿载荷舱2轴向均布有多组径向固定单元7。
32.本实施例中，径向固定单元7还包括径向柔性体73；径向柔性体73由复合柔性体制成，粘附在径向固定部71的内表面或径向贴合部72的外表面，或是两面均粘附径向柔性体73。
33.如图1所示，优选的，本发明在载荷舱2和载荷舱内层6上选取圆周45
°
和135
°
的4条母线位置处、于均布的3个横截面上安装径向固定单元7，共布设12个。
34.进一步优选的，如图9所示，载荷舱2上设置有局部贯通的载荷舱沉槽结构，载荷舱沉槽中贯通部位的周边设置有沉槽固定螺纹孔，径向固定部71匹配定位设置在载荷舱沉槽结构中。优选的，径向固定部71为阶梯块结构，径向固定部71的大端尺寸与载荷舱沉槽匹配，且设置有多个与沉槽固定螺纹孔对应的固定沉孔，径向固定部71的小端穿过载荷舱沉槽中贯通部位。径向固定部71的中心位置设置有贯通的径向固定部安装孔。固定沉孔和载荷舱沉槽结构都是为了径向固定单元7的安装不对外部产生结构影响，避免飞行过程的不必要力学影响。
35.如图9所示，本实施例优选的，径向贴合部72内表面赋形连接载荷舱内层6外壁，径向贴合部72外表面设置凸台结构的径向贴合加强部，径向贴合加强部的中心位置设置径向插接螺纹孔，径向插接螺纹孔与径向固定部安装孔在安装时位置对应。
36.载荷舱2和载荷舱内层6通过带有定位销的载荷舱螺栓稳定连接，载荷舱螺栓也同时紧固了径向固定部71和径向贴合部72；其中，载荷舱螺栓的定位部安装后位于径向固定部安装孔，载荷舱螺栓的螺纹部螺接径向插接螺纹孔。
37.进一步优选的，径向固定单元7还包括径向柔性体73。径向柔性体73优选一种能存储或耗散冲击能量的复合柔性材料，通过粘性胶粘贴在径向贴合部72的外表面，中间设置通孔，便于通过紧固件将径向固定部71和径向贴合部72连接在一起。
38.如图4和图7所示，在载荷舱2头部位置，载荷舱内层6内侧的轴向水平中分面处对称设置有前框14，前框14内侧设置前框槽141，前框槽141靠近载荷舱2头部的一端为盲端。
39.如图4和图7所示，无人机4机头两侧对称设置有限位块16；在安装状态下，2个限位块16分别限位在前框槽141内。本实施例优选的，限位块16设置在无人机4外壁的长桁（轴向桁架）上，以增加限位块16在无人机4上的位置稳定性。
40.柔性适配器15通过粘结剂粘附在限位块16的外表面，或通过粘结剂粘附在前框槽141内表面。本实施例优选的，前框槽141内表面通过粘结剂连接有柔性适配器15。具体的，
柔性适配器15与径向柔性体73一样，由复合柔性材料制成，具有吸能和耗散冲击力的作用。
41.如图8所示，前框槽141靠近载荷舱内层6头部的一端设置为盲端，可以限制无人机4在载荷舱内层6内沿轴向，向运载体头部1的方向窜动；限位块16限位在前框槽141的各个侧壁内，可以稳定无人机4在载荷舱内层6内的周向位置；柔性适配器15覆盖前框槽141内壁，可存储或耗散飞行过程中产生的冲击能量，减小冲击力传递到无人机4上的冲击脉冲幅值，使无人机4上的动应力小于其失效极限值和材料的强度极限，达到对无人机4的抗高过载保护的目的。柔性适配器15的材料特点为吸收冲击能量能力强，冲击荷载作用下，能在变形压实过程中吸收耗散大量的冲击波能量，减小对于无人机4的冲击，达到进一步保护无人机4的目的。当冲击强度相对较小时，柔性适配器15的柔性材料能起到减缓冲击力作用；当冲击强度相对较大时，依靠柔性适配器15所使用柔性材料的大幅塑性变形，耗散冲击能量。另外，整个无人机与运载体缓冲分离装置中，载机运载体一体飞行的安装状况下，仅在前框14一处对无人机4进行限位，一方面在无人机尾框13处限位的配合下，较少的限位可使无人机4轴向和周向位置稳定，不易变形；另一方面，在无人机4和运载体分离的过程中，由于限位少，无人机4没有多余的限位干扰，能迅速脱出。
42.如图1、图5所示，伞舱10第二端的外部连接有伞舱盖分离单元和伞舱盖固定钩18。具体的，与伞舱盖分离单元径向相对的伞舱10外部连接有伞舱盖固定钩18，伞舱盖固定钩18插接在伞舱10上设置的伞舱槽19内。本实施例优选的，设置对称与伞舱盖分离单元的2个伞舱盖固定钩18。
43.如图5和图6所示，本实施例优选的，伞舱盖分离单元是固定安装在伞舱10第二端端口侧壁上的第一爆炸紧固件91，2个伞舱盖固定钩18通过伞舱10上的伞舱槽19搭接在伞舱10上。伞舱10第二端连接有伞舱盖17。具体的，伞舱盖17通过紧固件与伞舱盖分离单元和伞舱盖固定钩18的连接，而实现与伞舱10连接。进一步优选的，第一爆炸紧固件91为顶爆螺栓。伞舱盖17通过螺钉紧固该顶爆螺栓连接到伞舱10上。
44.当控制舱3发出开伞指令后，第一爆炸紧固件91的顶爆螺栓爆炸，向螺钉方向产生爆炸推力，将螺钉推出，伞舱盖17在一侧被推动，引发伞舱盖17以伞舱盖固定钩18为铰接点旋转，伞舱盖固定钩18随即旋转，从伞舱槽19脱出，伞舱盖固定钩18脱落，伞舱盖17的另一侧也脱离限位，从而使得整个伞舱盖17与伞舱10分离，无人机机伞脱出，打开，达到了开伞的目的。
45.开伞后，载机运载体飞行降速，打开的无人机机伞产生拖拽无人机4的力。此时，无人机尾框13还固定在运载体的控制舱3的框架上，无人机4还限位在载荷舱内层6内。
46.如图1所示，无人机与运载体缓冲分离装置还包括电机8和中空轴12。
47.如图2和图3所示，电机8安装在无人机尾框13外侧的第一侧面上。本实施例优选电机8为中心带孔的伺服电机，通过伺服控制器控制。电机8为载机运载体一体飞行提供动力，为载机运载体和分离后的无人机飞行提供动力，电机8的中心孔供中空轴12通过。
48.如图11所示，中空轴12第一端带有中空轴大法兰，中空轴12在接近第二端处设置有中空轴小法兰，在中空轴小法兰的外侧设置有径向贯通的中空轴销孔。
49.如图3和图11所示，中空轴大法兰以带轴的一侧在无人机4内连接无人机尾框13内侧面，即无人机尾框13的第二侧面，并穿出无人机尾框13，进一步穿过电机8中心孔，中空轴12第二端处通过其自身的中空轴小法兰定位在法兰盘11中心设置的轴台上，并通过销轴在
中空轴销轴孔处连接法兰盘11。法兰盘11通过分离组件的伞舱分离单元连接伞舱10，伞舱分离单元包括第二爆炸紧固件92。第二爆炸紧固件92圆周均布在法兰盘11的外圈处。
50.具体的，无人机尾框13上的中空轴12属于缓冲组件。中空轴12通过法兰盘11将无人机尾框13与伞舱10连接，可使无人机机伞的阻尼力通过伞舱10、法兰盘11缓冲传递到中空轴12、无人机尾框13、机身长桁、蒙皮，从而通过中空轴12的变形实现了在大冲击工况下的力的缓冲传输，避免无人机4产生大的、破坏性变形。
51.具体的，本实施例优选第二爆炸紧固件92和第三爆炸紧固件93为断裂型的爆炸螺栓。伞舱10第一端中部与法兰盘11通过3个第二爆炸紧固件92连接，法兰盘11通过中空轴12与无人机4连接，可实现无人机4与伞舱10的连接。
52.本发明将中空轴12第一端穿过带有中心孔的电机8，中空轴12第一端连接无人机尾框13，中空轴12第二端和伞舱10的第一端连接，实现了无人机4与伞舱10的连接，结构简单，降低了运载体重量，且中空轴12在电机8内部穿入的方式对无人机4机翼的展开不会造成任何影响。此外，中空轴12与电机8内壁设有空隙，即使在开伞和切伞过程中受到冲击导致中空轴12弯曲变形，也不会影响电机8的正常运转。如图2所示，伞舱10第一端端面的圆周外圈处通过均布的3个第三爆炸紧固件93与控制舱3的框体连接，无人机4通过连接的伞舱10由第三爆炸紧固件93轴向定位在控制舱3上，实现无人机4与运载体的轴向定位。当控制舱3发出运载体分离指令后，第三爆炸紧固件93起爆断裂，无人机4仅有的在无人机尾框13处的轴向定位解除，在无人机4外壁上安装的板簧5的保护下，无人机机伞的拖拽力将无人机4迅速拉出载荷舱内层6，实现了带伞无人机4与运载体的分离。
53.如图12和图13所示，板簧5为带有弯钩的弹性体。多个板簧5沿无人机4的轴向和周向均布连接在无人机4的外侧面。安装后，板簧5弯钩部的最大实体外圆处以弹性张力接触到载荷舱内层6内壁。
54.如图14所示，优选的，在无人机4的两侧和/或中垂面的长桁上均布有至少3个横截面上分别布置有2/4个板簧5，3个截面均布置在限位块16远离无人机4头部的一侧。板簧5在无人机4退出运载体的过程中起到了柔性隔离无人机4和载荷舱内层6的作用，使得无人机4始终不与载荷舱内层6接触，保护了无人机4整体结构的完好，使得无人机4可直接再利用。
55.当控制舱3发出脱伞指令后，第二爆炸紧固件92起爆断裂，将伞舱10与法兰盘11分离，伞舱10带着无人机机伞脱离，实现了带有无人机机伞的伞舱10与无人机4的分离。完成无人机4切伞指令后，无人机4进入巡航飞行状态。
56.以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。同时，凡搭载了本装置的设备，以扩大应用领域并产生复合的技术效果，都属于本方法发明保护的范围。