一种飞行器动力助推装置

1.本发明涉及飞行器技术领域，具体为一种飞行器动力助推装置。


背景技术：

2.飞行器在起飞阶段，一般需要进行长距离的滑行，以便于达到起飞抬升的速度需求，该距离会占用大量的地面区域，为了节省占地空间会选择使用助推装置加速飞行器的起飞过程，节省起飞占用面积，但是常规的助推装置一般通过绳索牵引飞行器进行启动，该过程中由于缺少对绳索的有效限制，导致稳定性不足，安全性较差，且其它轨道式弹射结构也仅具有单阶段的助推过程，其启动加速度过高，但助推施力时间较短，而过高的加速度对飞行器本体具有一定的损坏风险，且助推效果较差，仅适用于较轻的飞行器进行使用，适用范围受到了限制。


技术实现要素：

3.针对现有技术存在的不足，本发明目的是提供一种飞行器动力助推装置，以解决上述背景技术中提出的问题,本发明安全性更高，减小了加速度且增加了助推的施力时间。
4.为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：一种飞行器动力助推装置，包括助推装置本体，所述助推装置本体包括推进轨道、对接组件、第一推进组件和第二推进组件，所述推进轨道的顶部开设有滑槽，所述推进轨道设置有两组，且两个推进轨道之间保持并列，所述推进轨道的内部开设有移动通道，所述移动通道的内部安装有第一推进组件和第二推进组件，所述移动通道的一端设置有燃料仓，所述燃料仓的外侧设置有第一燃烧室，所述第一推进组件的前端与第一燃烧室相接触，所述第二推进组件安装在第一推进组件的后端，所述第二推进组件的顶部安装有对接组件，所述推进轨道的外侧安装有第一点火塞和第二点火塞，且第一点火塞与移动通道中的第一燃烧室相对齐，所述第二点火塞安装在推进轨道的中间位置。
5.进一步的，所述第一推进组件主体部分由第一滑块组成，所述第一滑块的前端开设有凹槽，且第一推进组件通过该凹槽结构与前端的回程缓冲机构相连接。
6.进一步的，所述第一滑块的后端开设有空腔，所述第二推进组件的前端嵌入到空腔的内部，所述空腔的一侧设置有外侧开口。
7.进一步的，所述回程缓冲机构包括缓冲弹簧和顶块，所述推进轨道的内壁上开设有缓冲通道，所述缓冲弹簧嵌入到缓冲通道的内部，所述顶块的后端与缓冲弹簧部分固定连接。
8.进一步的，所述缓冲弹簧的另一端与缓冲通道的最深处固定连接，所述回程缓冲机构与凹槽均设置有四组，且每个顶块均从推进轨道的内壁处向外凸起，且每个顶块均嵌入到凹槽的内部。
9.进一步的，所述第二推进组件包括第二滑块和第二燃烧室，所述第二燃烧室的一侧设置有内侧开口，所述第二燃烧室的后端焊接安装有多个定位柱，所述对接组件安装在
第二滑块的顶部。
10.进一步的，所述第二滑块的前端开设有多个定位孔，所述第二燃烧室通过定位柱嵌入到定位孔的内部后与第二滑块部分进行连接。
11.进一步的，所述内侧开口与外侧开口相对齐，所述第二燃烧室的内部预先注入有推进燃料，所述第二燃烧室整体均嵌入到空腔的内部。
12.进一步的，所述对接组件包括连接件和隐藏卡槽，所述隐藏卡槽的一侧设置有转动基座，所述转动基座的中间安装有连接件，所述连接件的底端设置有转动块，所述连接件的顶部设置有弧形对接槽。
13.进一步的，所述转动基座和隐藏卡槽之间焊接安装有挡板，所述挡板和隐藏卡槽之间开设有弹簧孔，所述弹簧孔的内部安装有拉伸弹簧，所述拉伸弹簧的顶端与连接件的内侧固定连接。
14.本发明的有益效果：本发明的一种飞行器动力助推装置，包括助推装置本体，所述助推装置本体包括推进轨道、滑槽、第一点火塞、第二点火塞、对接组件、第一推进组件、第二推进组件、燃料仓、第一燃烧室、回程缓冲机构、第二燃烧室、移动通道、第一滑块、空腔、外侧开口、凹槽、缓冲弹簧、顶块、缓冲通道、第二滑块、定位孔、拉伸弹簧、内侧开口、定位柱、转动基座、挡板、弹簧孔、隐藏卡槽、转动块、连接件、弧形对接槽。
15.1.该飞行器动力助推装置在内部设置有两个燃烧室，可以适当降低每次冲击产生的加速度，而延长助推的时间，从而起到相同的助推效果的同时，提高了对飞行器的保护效果。
16.2.该飞行器动力助推装置在第一推进组件的后端设置有回程缓冲机构，从而在触发第二阶段的冲击后，将第一推进组件能够通过该回程缓冲机构移动到原位，对第一推进组件提供了保护。
17.3.该飞行器动力助推装置在顶部通过对接组件与飞行器部分进行连接，该结构具备了快速脱离的功能，且在脱离后通过自带的拉伸弹簧结构，能够快速将整个对接组件进行翻折隐藏，扩大了适用范围。
附图说明
18.图1为本发明一种飞行器动力助推装置的外形的结构示意图；
19.图2为本发明一种飞行器动力助推装置的侧面剖视图；
20.图3为本发明一种飞行器动力助推装置第一推进组件部分的结构示意图；
21.图4为本发明一种飞行器动力助推装置第二推进组件部分的结构示意图；
22.图5为本发明一种飞行器动力助推装置对接组件部分的结构示意图；
23.图中：1、推进轨道；2、滑槽；3、第一点火塞；4、第二点火塞；5、对接组件；6、第一推进组件；7、第二推进组件；8、燃料仓；9、第一燃烧室；10、回程缓冲机构；11、第二燃烧室；12、移动通道；13、第一滑块；14、空腔；15、外侧开口；16、凹槽；17、缓冲弹簧；18、顶块；19、缓冲通道；20、第二滑块；21、定位孔；22、拉伸弹簧；23、内侧开口；24、定位柱；25、转动基座；26、挡板；27、弹簧孔；28、隐藏卡槽；29、转动块；30、连接件；31、弧形对接槽。
具体实施方式
24.为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
25.请参阅图1至图5，本发明提供一种技术方案：一种飞行器动力助推装置，包括助推装置本体，所述助推装置本体包括推进轨道1、对接组件5、第一推进组件6和第二推进组件7，所述推进轨道1的顶部开设有滑槽2，所述推进轨道1设置有两组，且两个推进轨道1之间保持并列，所述推进轨道1的内部开设有移动通道12，所述移动通道12的内部安装有第一推进组件6和第二推进组件7，所述移动通道12的一端设置有燃料仓8，所述燃料仓8的外侧设置有第一燃烧室9，所述第一推进组件6的前端与第一燃烧室9相接触，所述第二推进组件7安装在第一推进组件6的后端，所述第二推进组件7的顶部安装有对接组件5，所述推进轨道1的外侧安装有第一点火塞3和第二点火塞4，且第一点火塞3与移动通道12中的第一燃烧室9相对齐，所述第二点火塞4安装在推进轨道1的中间位置，该飞行器动力助推装置通过两端的固定板安装在地面上，在飞行器的底端设置相应的对接结构，并顶靠在对接组件5的前端，即可向该装置内侧的第一燃烧室9和第二燃烧室11内部注入推进用燃料，启动时，直接控制两个点火塞进行启动，利用第一点火塞3触发第一燃烧时内的燃料，产生爆炸和冲击，将第一推进组件6和第二推进组件7向后移动，由于对接组件5安装在第二推进组件7的顶部，因此即可通过该冲击同时带动顶部的飞行器进行前进，实现助推的效果，并在后续的移动过程中，通过第二点火塞4触发二阶段的点火启动流程，实现两段式助推效果，并利用回程缓冲机构10对二段冲击触发后对第一推进组件6的复位过程提供足够的缓冲效果，直至顶部连接的飞行时实现了速度提升后与对接组件5脱离，即可完成全部的助推过程。
26.本实施例，所述第一推进组件6主体部分由第一滑块13组成，所述第一滑块13的前端开设有凹槽16，且第一推进组件6通过该凹槽16结构与前端的回程缓冲机构10相连接，所述第一滑块13的后端开设有空腔14，所述第二推进组件7的前端嵌入到空腔14的内部，所述空腔14的一侧设置有外侧开口15，第一推进组件6触发时，通过第一燃烧室9内产生的冲击力，对第一滑块13的前端产生冲击，将第一滑块13向后移动，由于第二推进组件7直接顶靠在第一推进组件6的前端，因此能够同时带动两个推进组件同步移动。
27.本实施例，所述回程缓冲机构10包括缓冲弹簧17和顶块18，所述推进轨道1的内壁上开设有缓冲通道19，所述缓冲弹簧17嵌入到缓冲通道19的内部，所述顶块18的后端与缓冲弹簧17部分固定连接，所述缓冲弹簧17的另一端与缓冲通道19的最深处固定连接，所述回程缓冲机构10与凹槽16均设置有四组，且每个顶块18均从推进轨道1的内壁处向外凸起，且每个顶块18均嵌入到凹槽16的内部，在第一推进组件6的后端设置有回程缓冲机构10，从而在触发第二阶段的冲击后，将第一推进组件6能够通过该回程缓冲机构10移动到原位，且不会由于失去负载后产生的超高速返程产生剧烈撞击的情况，对第一推进组件6提供了保护，延长了使用寿命，进而第二阶段的冲击后，由于第二燃烧室11设置在第一推进组件6和第二推进组件7的中间位置，因此能够反向施加给第一推进组件6向后的推力，受到该冲击力后第一推进组件6后移直至撞击到四组回程缓冲机构10，从而完成缓冲复位效果。
28.本实施例，所述第二推进组件7包括第二滑块20和第二燃烧室11，所述第二燃烧室11的一侧设置有内侧开口23，所述第二燃烧室11的后端焊接安装有多个定位柱24，所述对接组件5安装在第二滑块20的顶部，所述第二滑块20的前端开设有多个定位孔21，所述第二
燃烧室11通过定位柱24嵌入到定位孔21的内部后与第二滑块20部分进行连接，所述内侧开口23与外侧开口15相对齐，所述第二燃烧室11的内部预先注入有推进燃料，所述第二燃烧室11整体均嵌入到空腔14的内部，在内部设置有两个燃烧室，分别对第一推进组件6和第二推进组件7提供动力，形成两阶段的冲击作用，利用双段式的推进施加到飞行器的底部，可以适当降低每次冲击产生的加速度，而延长助推的时间，从而起到相同的助推效果的同时，提高了对飞行器的保护效果，第二点火塞4安装在中部，因此当触发一阶段的冲击后，第二燃烧室11向后移动，直至第一开口和第二开口移动到第二点火塞4处，即可通过第二点火塞4引燃第二燃烧室11的内部，触发第二阶段的爆炸，形成二段冲击的作用，通过该过程再次推动第二推进组件7，最终施加给顶部飞行器向后的推进效果。
29.本实施例，所述对接组件5包括连接件30和隐藏卡槽28，所述隐藏卡槽28的一侧设置有转动基座25，所述转动基座25的中间安装有连接件30，所述连接件30的底端设置有转动块29，所述连接件30的顶部设置有弧形对接槽31，所述转动基座25和隐藏卡槽28之间焊接安装有挡板26，所述挡板26和隐藏卡槽28之间开设有弹簧孔27，所述弹簧孔27的内部安装有拉伸弹簧22，所述拉伸弹簧22的顶端与连接件30的内侧固定连接，在顶部通过对接组件5与飞行器部分进行连接，该结构具备了快速脱离的功能，且在脱离后通过自带的拉伸弹簧22结构，能够快速将整个对接组件5进行翻折隐藏，解除凸起状态，从而在应用于不同类型的飞行器时均不会由于凸起导致对飞行器后方结构产生影响，扩大了适用范围，对接组件5通过顶部的弧形对接槽31与飞行器接触，当飞行器脱离后，即可通过弹簧将连接件30翻折隐藏。
30.以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
31.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。