一种无人机同轴发射连接及分离装置的制作方法

1.本技术涉及无人机技术领域，具体涉及一种无人机同轴发射连接及分离装置。


背景技术：

2.目前主流的固定翼无人机火箭助推零长发射方式主要采用助推火箭斜交式发射，该方式技术方案成熟可靠，但也存在结构不紧凑、空间占用率较大、准备时间长等缺点，不利于无人机实现高密度集群发射。
3.研究表明，采用无人机箱式发射是实现无人机高密度集群快速发射的有效途径之一，但箱式发射的无人机要求发射箱体积尽可能小，才能加大发射箱密度，而老式的斜交式助推火箭发射方式不利于缩小发射箱的尺寸，采用同轴发射可以有效实现缩小发射箱尺寸的目标。
4.近年来，国内外一些单位对同轴发射也展开过不少研究和试验验证工作，取得了不少的成果，同时也发现在发射助推及分离过程中因助推火箭重力等原因普遍存在推力线扰动问题，发射过程稳定性不够好，严重时甚至可能导致发射失败。


技术实现要素：

5.本技术提供一种无人机同轴发射连接及分离装置，以解决现有技术中箱式发射无人机过程中稳定性不够好的问题。
6.本技术提供一种无人机同轴发射连接及分离装置，包括推力框组件、连接分离机构以及助推火箭调节平衡系统；
7.所述推力框组件、连接分离机构以及助推火箭调节平衡系统同轴连接；
8.其中所述推力框组件一端用于与无人机连接，所述推力框组件另一端用于与所述连接分离机构连接；
9.所述连接分离机构用于在无人机发射起飞过程中将推力框组件与所述助推火箭调节平衡系统安全分离脱落；
10.所述助推火箭调节平衡系统用于调整助推火箭的姿态。
11.进一步地，所述推力框组件包括前框、传力梁、中框以及后框；
12.所述中框的直径小于所述前框的直径、所述中框的直径大于所述后框的直径；
13.所述传力梁至少设置有三根，且等间距的固定在所述前框、中框以及后框上；
14.所述前框与无人机机身用紧固件连接，所述后框与所述连接分离机构连接。
15.进一步地，所述连接分离机构包括卡箍、安装座以及爆炸螺栓；
16.所述卡箍的数量为一对，在所述卡箍两端接合面使用二个所述爆炸螺栓连接；
17.所述卡箍内缘的v型卡槽结构将所述后框与所述安装座连接，所述安装座为所述助推火箭调节平衡系统提供安装及调节接口；
18.所述爆炸螺栓爆炸后用于驱动所述卡箍分离，实现所述安装座与所述后框脱离。
19.进一步地，所述卡箍的一端为光孔，所述卡箍另一端为螺纹孔；
20.且所述螺纹孔在所述卡箍结合面一侧设置有沉头孔，且一对所述卡箍在连接时光孔与螺纹孔配对使用，从而确保所述爆炸螺栓爆炸时的燃气定向驱动所述卡箍的分离。
21.进一步地，所述安装座通过一对球头销与所述后框连接和定位，防止所述安装座相对所述后框的转动。
22.进一步地，所述助推火箭调节平衡系统包括从左至右依次连接的球板、调节座、锥座、调节筒以及平衡翼组件；
23.所述球板与所述安装座采用紧固件进行连接；
24.所述调节筒前端与所述安装座采用螺纹紧固件连接，所述调节筒后端与助推火箭采用螺纹紧固件连接；
25.所述平衡翼组件的一对平板翼面安装在助推火箭后端，平板翼面的平板与助推火箭轴线呈一定的夹角安装。
26.由以上技术方案可知，本技术具有以下有益效果：
27.1.减小箱式发射无人机的发射箱体积，加大发射箱密度，缩短发射准备时间，实现无人机集群快速发射；
28.2.通过设计助推火箭调节平衡系统提高了发射助推及分离过程的稳定性，从而提高了同轴发射的成功率；
29.3.本装置兼容性好，简单变换即能够适应于多种类型无人机的同轴发射。
附图说明
30.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
31.图1为本实用新型所述同轴发射连接及分离装置的整体结构组成示意图。
32.图2为本实用新型所述推力框组件的结构组成示意图。
33.图3为本实用新型所述连接及分离机构的结构组成示意图。
34.图4为本实用新型所述的卡箍结构特征图。
35.图5为本实用新型所述的安装座限位装置的结构剖面示意图。
36.图6为本实用新型所述的助推火箭调节平衡系统结构组成示意图。
37.其中，附图中的标记所对应的名称为：1-推力框组件，1.1-前框，1.2-传力梁，1.3
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中框，1.4-后框，2-连接及分离机构，2.1-卡箍，2.2-安装座，2.3-爆炸螺栓，3-助推火箭调节平衡系统，3.1-球板，3.2-调节座，3.3-锥座，3.4-调节筒，3.5-平衡翼组件。
具体实施方式
38.本技术提供一种无人机同轴发射连接及分离装置，其结构可参阅图1所示的示意图，具体结构包括推力框组件1、连接分离机构2以及助推火箭调节平衡系统3，为了保证无人机发射的稳定性，所述推力框组件1、连接分离机构2以及助推火箭调节平衡系统3同轴连接；其中所述推力框组件1一端用于与无人机连接，所述推力框组件1另一端用于与所述连接分离机构2连接；所述连接分离机构2用于在无人机发射起飞过程中将推力框组件1与所
述助推火箭调节平衡系统3安全分离脱落；所述助推火箭调节平衡系统3用于调整助推火箭的姿态。
39.具体而言，所述推力框组件1的结构可参阅图2所示的示意图，具体结构包括前框1.1、传力梁1.2、中框1.3以及后框1.4；所述中框1.3的直径小于所述前框1.1的直径、所述中框1.3的直径大于所述后框1.4的直径，即所述前框1.1的直径大于所述中框1.3的直径大于所述后框1.4的直径，所述前框1.1、中框1.3以及后框1.4均为圆环形。所述传力梁1.2 至少设置有三根，优选的为四根，设置太多会增加装置的重量，太少会影响装置的刚性，所述传力梁1.2等间距的固定在所述前框1.1、中框1.3以及后框1.4上，所述推力框组件1 的正面投影靠着所述前框1.1的部分为正四边形，其他部位可分为若干个梯形。所述前框1.1 与无人机机身用紧固件连接，所述后框1.4与所述连接分离机构2连接。
40.所述连接分离机构2的结构可参阅图3所示的示意图，具体结构包括卡箍2.1、安装座 2.2以及爆炸螺栓2.3；所述卡箍2.1的数量为一对，在所述卡箍2.1两端接合面使用二个所述爆炸螺栓2.3连接；所述卡箍2.1内缘的v型卡槽结构将所述后框1.4与所述安装座2.2连接，所述安装座2.2为所述助推火箭调节平衡系统3提供安装及调节接口；无人机在发射助推完成后，爆炸螺栓2.3爆炸，所述爆炸螺栓2.3爆炸后用于驱动所述卡箍2.1 分离，使得一对所述卡箍2.1分离开，实现助推火箭的安全分离脱落。
41.具体的所述卡箍2.1的结构可参阅图4所示的示意图，所述卡箍2.1具体结构为一端为光孔，另一端为螺纹孔；且所述螺纹孔在所述卡箍2.1结合面一侧设置有沉头孔，且一对所述卡箍2.1在连接时光孔与螺纹孔配对使用，从而确保所述爆炸螺栓2.3爆炸时的燃气定向驱动所述卡箍2.1的分离。
42.所述安装座2.2的结构可参阅图5所示的示意图，所述安装座2.2通过一对球头销与所述后框1.4连接和定位，防止所述安装座2.2相对所述后框1.4的转动。提高了连接的可靠性，并有利于发射助推过程的增稳。
43.所述助推火箭调节平衡系统3的结构可参阅图6所示的示意图，其具体结构包括从左至右依次连接的球板3.1、调节座3.2、锥座3.3、调节筒3.4以及平衡翼组件3.5；所述球板球板3.1与所述安装座2.2采用紧固件进行连接；所述调节筒3.2前端与所述安装座2.2采用螺纹紧固件连接，所述调节筒3.2后端与助推火箭采用螺纹紧固件连接，发射前通过调节前后端的螺纹紧固件可以调整助推火箭的姿态。所述平衡翼组件3.5的一对平板翼面安装在助推火箭后端适当位置处，平板翼面的平板与助推火箭轴线呈一定的夹角安装，平板与助推火箭轴线呈一定的夹角安装作为平板的迎角，可以在发射助推阶段产生一定的升力，消除了助推火箭因重力等因素导致的推力线扰动问题，增加了火箭同轴发射助推及分离过程的稳定性。
44.综上所述:本技术无人机同轴发射连接及分离装置减小箱式发射无人机的发射箱体积，加大发射箱密度，缩短发射准备时间，实现无人机集群快速发射；通过设计助推火箭调节平衡系统提高了发射助推及分离过程的稳定性，从而提高了同轴发射的成功率；本装置兼容性好，简单变换即能够适应于多种类型无人机的同轴发射。
45.以上结合具体实施方式和范例性实例对本技术进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本技术的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本技术精神和范围的情况下，可以对本技术技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本技术
的范围内。本技术的保护范围以所附权利要求为准。