一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构的制作方法

本实用新型属于无人机技术领域，特别是一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构。

背景技术：

无人机以其结构简单、造价低廉、生存能力强、机动性好等先天优势，适用于恶劣、危险环境，能够完成有人驾驶飞机不能完成的任务，并已经广泛应用于军用、民用等各个领域。按照起飞重量，无人机可以分为大型、中小型、微型等类型；按照升力部件构型，可以分为固定翼、旋翼、扑翼等类型。中小型固定翼无人机结构紧凑，重量轻，适用于无机场保障的复杂地形条件使用；为了摆脱对机场跑道的依赖，中小型固定翼无人机通常采用火箭助推的方式起飞。无人机火箭助推起飞过程中，无人机在助推火箭推力作用下，迅速加速至飞行速度和安全高度，此时助推火箭停止工作并与无人机分离，无人机在发动机推力作用下进行巡航飞行阶段。

目前，中小型无人机助推火箭通常采用锥形推力座，其与无人机机身上的锥形凸台配合实现助推火箭固定，为了避免起飞前助推火箭在重力作用下脱落，通常在发射架上设计U型托架。该种方式存在以下以下不足：1)锥形推力座与机身锥形凸台配合公差过大会出现晃动现象，公差过小易出现助推火箭无法脱落的现象；2)助推火箭需通过固定于发射架上的U型托架支撑，造成发射架机构复杂、重量重、无法折叠等不足；3)现有锥形推力座无导向机构，助推火箭分离后存在向后翻转与高速旋转螺旋桨发生磕碰，进而影响飞行安全。

技术实现要素：

本实用新型所解决的技术问题在于提供一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构，以解决现有助推火箭安装方式普遍存在的助推火箭与无人机不易脱落的问题。

实现本实用新型目的的技术解决方案为：

一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构，其特征在于，包括牵引绳、安装座、推力杆、支撑杆、销轴；

所述安装座固定在助推火箭的前端；所述推力杆的后端与安装座相连；推力杆的前端设有槽口；所述支撑杆的上端固定在机身下端，支撑杆下端设有凹槽；推力杆的前端位于支撑杆的凹槽内；所述销轴穿过凹槽固定，销轴顶住推力杆的槽口，对推力杆起支撑作用；所述牵引绳一端连接在助推火箭的尾喷口处，另一端从机身尾部与机身内部固定。

本实用新型与现有技术相比，其显著优点：

(1)本实用新型的无人机用助推火箭固定与导向分离机构，在基本不改变无人机机体结构和增加结构重量的前提下，有效解决了中小型无人机起飞过程中助推火箭与无人机的连接与分离问题，具有结构简单可靠、重量轻、可重复使用的特点。

(2)助推火箭分离过程中再重力作用下沿销轴向前翻转，不存在助推火箭磕碰螺旋桨而造成飞行事故的风险。

(3)助推火箭的固定方式与发射架无交联，发射架仅起到支撑无人机作用，固本实用新型的无人机用助推火箭固定与导向分离机构可折叠、易拆卸和安装，有利于机动运输。

(4)助推火箭工作时，通过弹性件将牵引绳拉入机身尾舱内，可有效的避免残余的牵引绳与螺旋桨发生缠绕。

(5)撑杆与支座之间设有扭簧，扭簧17对支撑杆具有向后摆动的转动力，助推火箭工作结束后，支撑杆向后摆动，翻转90°后实现与机身腹部的完全贴合。

下面结合附图对本实用新型作进一步详细描述。

附图说明

图1为本实用新型无人机用助推火箭固定与导向分离机构安装状态结构示意图。

图2为牵引绳与助推火箭连接状态示意图。

图3为残余牵引绳收缩至机身尾舱内部状态示意图。

图4为支座、安装座、推力杆、支撑杆、助推火箭连接结构示意图。

图5为图4中部分爆炸示意图。

图6为本实用新型无人机用助推火箭固定与导向分离机构分离工作过程示意图。

具体实施方式

为了说明本实用新型的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本实用新型做进一步的介绍。

结合图1，本实用新型的一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构，包括牵引绳5、安装座2、推力杆3、支撑杆4、销轴20；

所述安装座2固定在助推火箭1的前端；所述推力杆3的后端与安装座2相连；推力杆3的前端设有槽口；所述支撑杆4的上端固定在机身下端，支撑杆4下端设有凹槽；推力杆3的前端位于支撑杆4的凹槽内；所述销轴20穿过凹槽固定，销轴20顶住推力杆3的槽口，对推力杆3起支撑作用；所述牵引绳5一端连接在助推火箭1的尾喷口处，另一端从机身尾部与机身内部固定。

结合图6，整个无人机用助推火箭固定与导向分离机构的工作过程为：

在牵引绳5的牵引力下，助推火箭1受到向前的分力，使得安装座2顶端与机身底部接触，在推力杆3的同时作用下，使得助推火箭1的前端高于尾喷管端；推力杆3的前端凹槽与销轴20顶住而不会松弛；无人机发射后助推火箭1工作时，尾喷口喷出高温火焰，瞬间将牵引绳5熔化；尾喷管喷射过程中，推力使得推力杆3的前端凹槽与销轴20保持顶住状态而不会松弛；助推火箭1工作结束后，推力杆3不再受喷射推力作用，助推火箭1、安装座2、推力杆3均受重力作用向下滑落，推力杆3前端凹槽与销轴20脱离，实现整个机构与助推火箭1的分离。

结合图2，进一步的，为了避免熔化后残余的牵引绳5可能与螺旋桨9发生缠绕，所述牵引绳5的另一端通过弹性件7固定在机身的尾舱内，弹性件7处于张紧状态，牵引绳5与助推火箭1相连端熔化后，弹性件7拉动残余的牵引绳5收入机身尾舱内，如图3所示，可有效的避免残余的牵引绳5与螺旋桨9发生缠绕。

进一步的，所述弹性件7为橡筋绳或弹簧。

优选的实施方式中，橡筋绳7一端固定在机身内，另一端与锦丝绳连接，锦丝绳与固定绳相连，锦丝绳与固定绳构成牵引绳5，固定绳将助推火箭1尾喷管与锦丝绳连接，拉紧后用卡箍紧固，最终实现助推火箭1的固定；

进一步的，所述支撑杆4上端通过支座14固定在机身下部，支撑杆4与支座14之间通过销钉连接，支撑杆4与支座14之间可相对转动；支撑杆4与支座14之间设有扭簧17，扭簧17对支撑杆4具有向后摆动的转动力。在助推火箭1固定及工作过程中，推力杆3对支撑杆4具有向前的推力，使得支撑杆4无法向后摆动；在助推火箭1工作结束后，助推火箭1、安装座2、推力杆3下落后，支撑杆4在扭簧17作用下向后摆动，翻转90°后与机身腹部完全贴合，实现支撑杆4的收缩。

结合图4，优选的，所述安装座5下端为圆筒结构，圆筒套在助推火箭1前端的圆轴上；安装座5上端为平板结构，平板结构可与机身底部更好的贴合。

结合图5，进一步，所述推力杆3后端通过销钉固定在第一夹板12、第二夹板13之间，第一夹板12与第二夹板13通过固定销钉21与安装座2的圆筒固定。

在一些实施方式中，如图5所示，所述支撑杆4主体由两个夹板组成，包括第三夹板15、第四夹板16；第三夹板15、第四夹板16下部和上部之间分别设有第一垫块18、第二垫块19，使得第三夹板15、第四夹板16上端和下端均形成凹槽结构。上端凹槽通过销钉与支座14相连，下端凹槽通过销轴20与推力杆3相连。通过加班结构也可减轻、支撑杆4的整体重量。

在另外一些实施方式中，所述支撑杆为一体结构，上端和下端直接加工有凹槽结构。

如图6所示，①～④分别显示了本实用新型的无人机用助推火箭固定与导向分离机构分离工作过程四种状态；①为整个无人机用助推火箭固定与导向分离机构安装状态，②～③为无人机发射后，助推火箭工作时，无人机用助推火箭固定与导向分离机构逐渐向下滑落状态的工作状态；④为助推火箭与无人机完全分离状态。