023]本发明实施的具体工作过程如下:
1)栗站启动
液压栗2的电机通电，同时液压栗卸荷阀4得电，液压油通过从液压栗卸荷阀4卸荷，从而实现栗站启动。
[0024]2)蓄能器储能
液压栗卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9失电，液压马达进油口插装阀10失电，二位二通换向阀12失电，三位四通换向阀20处于中位，高压油经过第一单向阀5和第二单向阀6压入蓄能器中，压力达到指定值后液压栗卸荷阀4得电，储能工作完成。液压栗安全阀3与蓄能器安全阀8可以实现系统压力安全，同时起到冗余作用。
[0025]3)绳索预张紧
液压栗卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9失电，液压马达进油口插装阀10失电，二位二通换向阀12得电，三位四通换向阀20处于中位，液压马达回油口插装阀11得电，此工作流程中高压油通过第一单向阀5，二位二通阀12和减压阀13进入液压马达进油口，驱动液压马达缓慢转动，通过液压马达回油口插装阀11，此时滑行小车固定在导轨末端，绳索在卷筒驱动下缓慢张紧，检测液压马达进油口油压，达到预定压力时直接转入无人机弹射工作流程。
[0026]4)无人机弹射
完成工作流程3后，开启液压马达进油口插装阀10，液压栗卸荷阀4得电卸荷。同时打开滑行小车解锁装置，滑行小车在轨道上加速运动。到达转向滑轮时，液压马达反转，实现滑行小车的减速缓冲，无人机弹射至空中。此过程中，蓄能器7中的高压油通过液压马达进油口插装阀10驱动液压马达快速转动，通过液压马达出油口 11回油至油箱，到达转向滑轮位置时，液压马达反向转动，滑行小车减速缓冲，同时液压马达制动。
[0027]5)滑行小车复位
液压栗卸荷阀4失电，蓄能器卸荷阀9失电，液压马达进油口插装阀10失电，二位二通换向阀12失电，三位四通换向阀20处于右位，液压马达回油口插装阀11失电。此时液压栗出口处的高压油通过第一单向阀5，经过三位四通换向阀20驱动液压马达反转。此时可以完成放绳的过程，在重力的作用下，滑行小车沿导轨向下滑动，滑动到导轨末端，锁闭释放机构锁定，液压栗卸荷阀4得电卸荷，三位四通换向阀20处于中位。以此完成滑行小车的复位。
[0028]6)停止工作
蓄能器卸荷阀9得电卸荷，完成卸荷。液压栗2驱动电机断电，所有电磁阀断电，完成停止工作。
[0029]以上所述仅为本发明较佳实施例的详细说明与图式，并非用来限制本发明，凡依本发明的创作精神作的类似变化的实施或近似结构，皆应包含于本发明之中。
【主权项】
1.一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述气液压系统采用单一液压回路。2.根据权利要求1所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述气液压系统包括油箱、液压栗、单向阀组件、蓄能器及马达组件，所述油箱、液压栗、单向阀组件、蓄能器及马达组件依次连接，并所述马达组件还回连接至油箱，构成回路。3.根据权利要求2所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述气液压系统还包括两个液压支路，所述单向阀组件通过所述两个液压支路连接单向阀组件。4.根据权利要求3所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述单向阀组件包括第一单向阀及第二单向阀，所述液压栗、第一单向阀、第二单向阀及蓄能器依次连接； 所述马达组件包括第一液压马达及第二液压马达，所述第一液压马达及第二液压马达的进油口同时通过液压马达进油口插装阀连接蓄能器，所述第一液压马达及第二液压马达的回油口同时通过液压马达回油口插装阀回连至油箱。5.根据权利要求4所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述的两个液压支路分别为第一液压支路及第二液压支路，均连接在第一单向阀及第二单向阀之间； 所述第一液压支路包括二位二通换向阀及减压阀，所述二位二通换向阀一端连接在第一单向阀及第二单向阀之间，另一端通过减压阀连接马达组件的进油口 ； 所述第二液压支路包括一三位四通换向阀，所述三位四通换向阀的P 口连接在第一单向阀及第二单向阀之间，所述三位四通换向阀A 口与马达组件的进油口连接，所述三位四通换向阀的B 口与马达组件的回油口连接，所述三位四通换向阀的T 口接入油箱。6.根据权利要求2所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述液压栗的排油口上装有液压栗安全阀及液压栗卸荷阀；所述蓄能器的排油口装有蓄能器安全阀及蓄能器卸荷阀。7.根据权利要求5所述的一种无人机发射装置动力控制的气液压系统，其特征在于，所述马达组件还包括液压马达回油口安全阀、液压马达进油口安全阀、液压马达进油口补油阀及液压马达回油口补油阀； 所述液压马达回油口安全阀及液压马达进油口安全阀的两端分别连接马达组件的进油口及回油口； 所述液压马达进油口补油阀一端连接马达组件的进油口，另一端通过液压马达回油口补油阀连接马达组件的回油口。8.一种无人机发射装置，应用上述权利要求1-7之一所述的气液压系统，其特征在于，所述无人机发射装置还包括滑行小车、绳索、滑轮组、直驱式滚筒和发射架。9.根据权利要求8所述的一种无人机发射装置，其特征在于，所述滑行小车及滑轮组均被设置在发射架上，所述气液压系统通过直驱式滚筒连接绳索的一端，所述绳索的另一端连接滑行小车，所述绳索架设在滑轮组上。
【专利摘要】本发明属于航空工程技术领域，具体涉及一种无人机发射装置动力控制的气液压系统。所述气液压系统包括油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件，所述油箱、液压泵、单向阀组件、蓄能器及马达组件依次连接，并所述马达组件还回连接至油箱，构成回路；本发明的气液压系统采用直驱滚筒结构形式增强了弹射装置的动态响应性，具有动力足，速度快的特点。相比目前的无人机气液压发射装置，未采用滑轮增速系统，使发射装置机械结构部分简单。同时气液压系统采用单一液压回路，关键控制元件实行冗余设计，气液压系统有效集成，提高气液压系统的可靠性。
【IPC分类】F15B1/02, F15B11/16, B64F1/06
【公开号】CN105346729
【申请号】CN201510785273
【发明人】余敏, 马祥森, 胡琦, 杨东伟, 韩世东, 郭茜
【申请人】中国航天时代电子公司
【公开日】2016年2月24日
【申请日】2015年11月16日