一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构制造技术

本发明专利技术公开了一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，包括基座、转接部、火箭助推部；基座部包括本体、设置在本体上的转轴；转接部包括转接筒、弹性部、连接部；所述转接筒前端通过挂槽挂接在转轴上；转接筒轴向与本体上端安装面呈一定夹角；连接部上端设置在转接筒内，下端与火箭助推部固连；连接部与转接筒之间设有弹性部和锁死机构；连接部与基座之间设有卡合机构；非工作状态，弹性部使连接部与基座之间的卡合机构处于卡合状态，同时锁死机构处于非工作状态；工作状态，当火箭发动助推过程，连接部向上运动，弹性部被压缩，卡合机构处于分离状态，触发锁死机构将连接部与转接筒锁死。本发明专利技术安装便捷、分离的安全性高。

A fast installation and safe separation rocket booster mechanism of UAV

【技术实现步骤摘要】
一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构
本专利技术属于无人机助推领域，特别是一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构。
技术介绍
在目前的无人机的起飞方式中，普遍采用火箭助推的起飞方式。火箭助推的起飞方式，是在无人机起飞前安装助推火箭，让助推火箭的推力辅助无人机起飞，弥补无人机螺旋桨的动力不足问题，使无人机可以达到平稳飞行所需要的飞行高度和飞行速度，随后，助推火箭脱落。在安装方式上，现有的火箭助推机构是先将助推机构前支点安装在无人机机底，再将装置尾部用绳索缠绕在无人机上。安装完成后，放置在发射架上的无人机在助推火箭的作用下起飞。助推火箭的工作完成后，无人机上的发动机工作产生的尾焰将缠绕无人机的绳索烧断，助推机构脱落，无人机平稳飞行。现有的无人机火箭助推机构在安装上需要战士人工操作若干步骤，不仅操作时间上没有优势，而且绳索缠绕的安装方式需要操作人员有一定的操作经验，对操作人员的要求较高。同时，分离方式安全性不足。在分离时需要由无人机上的发动机点火后，靠其尾焰烧断绳索。一是容易发射绳索未完全烧断导致脱落失败。二是存在由于无人机速度在分离时大于助推机构速度导致助推机构在分离时靠近螺旋桨与无人机螺旋桨发生干涉的风险。所以，需要简化安装过程和提高分离过程的安全性。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，以实现快速的安装助推机构，同时提高装置分离的安全性。实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，包括基座、转接部、火箭助推部；所述基座部包括本体、设置在本体上的转轴；所述转接部包括转接筒、弹性部、连接部；所述转接筒前端设有开口向下的挂槽，转接筒通过挂槽挂接在转轴上，可相对转轴转动；所述转接筒轴向与本体上端安装面呈一定夹角；所述连接部上端设置在转接筒内，下端与火箭助推部固连；所述连接部与转接筒之间设有弹性部和锁死机构；所述连接部与基座之间设有卡合机构；非工作状态，所述弹性部处于预压缩状态，具有弹性力使连接部与基座之间的卡合机构处于卡合状态，同时锁死机构处于非工作状态；工作状态，当火箭发动助推过程，连接部沿转接筒向上运动，弹性部被压缩，卡合机构处于分离状态，同时触发锁死机构，将连接部与转接筒锁死。本专利技术与现有技术相比，其显著优点是：(1)本专利技术的无人机火箭助推机构，设有卡合机构和锁死机构，非工作状态，使得火箭助推部通过转接部始终与基座卡合，助推过程自动与基座分离，同时通过锁死机构使火箭助推部与转接部锁死，助推完成可与转接部一同与基座分离。(2)助推机构可快速安装，直接挂接在基座下端，操作方便，采用了旋转分离的分离方法，助推结束自动分离，提高了装置分离的安全性。附图说明图1为本专利技术的总体结构示意图。图2为图1中A—A剖视图。图3为图2中B处局部放大图。图4为本专利技术与无人机的安装示意图。图5为本专利技术的助推过程原理图。具体实施方式下面结合附图及具体实施例对本专利技术做进一步的介绍。结合图1-图3，本专利技术的一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，包括基座3、转接部4、火箭助推部5；所述基座3部包括本体3-1、设置在本体3-1上的转轴3-2；所述本体3-1通过螺钉固定在无人机机身1底部；所述转接部4包括转接筒4-3、弹性部4-4、连接部4-2；所述转接筒4-3前端设有开口向下的挂槽，转接筒4-3通过挂槽挂接在转轴3-2上，可相对转轴3-2转动；所述转接筒4-3轴向与本体3-1上端安装面呈一定夹角；所述连接部4-2上端设置在转接筒4-3内，下端与火箭助推部5固连；所述连接部4-2与转接筒4-3之间设有弹性部4-4和锁死机构；所述连接部4-2与基座3之间设有卡合机构；非工作状态，所述弹性部4-4处于预压缩状态，具有弹性力使连接部4-2与基座3之间的卡合机构处于卡合状态，同时锁死机构处于非工作状态；工作状态，当火箭发动助推过程，连接部4-2沿转接筒4-3向上运动，弹性部4-4被压缩，连接部4-2与基座3之间的卡合机构处于分离状态，同时触发锁死机构，将连接部4-2与转接筒4-3锁死。火箭助推部5助推完成后，转接部4失去火箭助推部5的向上推力，在重力作用下向下旋转，上端挂槽与转轴3-2分离，转接部4与火箭助推部5一起与基座分离。作为一种实施方式，所述卡合机构包括固定在基座3上的挂钩3-3、固定在连接部4-2上的锁舌4-1；所述转接筒4-3上端设有避位槽4-7；所述锁舌4-1穿过避位槽4-7与挂钩3-3卡合；所述锁舌4-1可在避位槽4-7内沿平行于转接筒4-3轴线的方向滑动。非工作状态，所述弹性部4-4处于预压缩状态，弹性部4-4对连接部4-2具有向下的作用力，锁舌4-1与挂钩3-3卡合。工作状态，当火箭发动助推过程，连接部4-2沿转接筒4-3向上运行，弹性部4-4被压缩，连接部4-2沿转接筒4-3向上运动，弹性部4-4被压缩，锁舌4-1沿避位槽4-7向上运动，并与挂钩3-3分离。作为一种实施方式，结合图3，所述锁死机构包括固定筒4-9、插销4-6、插销弹性部4-5；所述固定筒4-9固定在转接筒4-3外壁，且与转接筒4-3连通，固定筒4-9轴向垂直于转接筒4-3轴向；所述连接部4-2设有滑动槽4-10和锁死槽4-8，滑动槽4-10滑动方向平行于转接筒4-3轴线，锁死槽4-8连接在滑动槽4-10下端，且深度大于滑动槽4-10深度；所述插销4-6一端位于固定筒4-9内，另一端位于滑动槽4-10内；所述插销4-6与固定筒4-9之间设有插销弹性部4-5，所述插销弹性部4-5处于预压缩状态，使得插销4-6始终卡入连接部4-2的滑动槽4-10内，且在弹性部4-4作用下，插销4-6位于滑动槽4-10的上端；在火箭助推下，连接部4-2沿转接筒4-3向上运动，弹性部4-4被压缩，插销4-6相对滑动槽4-10向下滑动，落入锁死槽4-8内，使得连接部4-2与转接筒4-3锁死。作为一种实施方式，所述弹性部4-4、插销弹性部4-5均可采用弹簧或弹性橡胶。本专利技术的火箭助推机构的使用方法包括三个过程，分别为安装过程、工作过程和分离过程。包括下面这些步骤：首先是安装过程。步骤1、将无人机安置至发射架上，完成起飞的准备工作。步骤2、将助推机构安装到基座3上。结合图4，将转接部4、火箭助推部5与基座3连接在一起时，先将助推机构转接筒4-3前端插槽处；将转轴3-2插入基座3-1插槽处，使转轴3-2与转接筒4-3连接；助推连接部4-2将锁舌4-1与挂钩3-3相连。安装准备工作完成。下面是助推装置工作过程和分离过程。步骤3、火箭助推部5点火。随着火箭助推部5点火，火箭助推部5开始给助推机构和无人机提供推力。步骤4、助推机构解锁。在火箭助推部5推力的作用下，火箭助推部5推动连接部4-2和锁舌4-1沿着转接筒4-3轴向运动，弹性部4-4被压缩，锁舌4-1与挂钩3-3解锁。连接部4-2移动一定距离本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，其特征在于，包括基座(3)、转接部(4)、火箭助推部(5)；所述基座(3)部包括本体(3-1)、设置在本体(3-1)上的转轴(3-2)；所述转接部(4)包括转接筒(4-3)、弹性部(4-4)、连接部(4-2)；所述转接筒(4-3)前端设有开口向下的挂槽，转接筒(4-3)通过挂槽挂接在转轴(3-2)上，可相对转轴(3-2)转动；所述转接筒(4-3)轴向与本体(3-1)上端安装面呈一定夹角；所述连接部(4-2)上端设置在转接筒(4-3)内，下端与火箭助推部(5)固连；所述连接部(4-2)与转接筒(4-3)之间设有弹性部(4-4)和锁死机构；所述连接部(4-2)与基座(3)之间设有卡合机构；非工作状态，所述弹性部(4-4)处于预压缩状态，具有弹性力使连接部(4-2)与基座(3)之间的卡合机构处于卡合状态，同时锁死机构处于非工作状态；工作状态，当火箭发动助推过程，连接部(4-2)沿转接筒(4-3)向上运动，弹性部(4-4)被压缩，卡合机构处于分离状态，同时触发锁死机构，将连接部(4-2)与转接筒(4-3)锁死。/n

【技术特征摘要】
1.一种快速安装和安全分离的无人机火箭助推机构，其特征在于，包括基座(3)、转接部(4)、火箭助推部(5)；所述基座(3)部包括本体(3-1)、设置在本体(3-1)上的转轴(3-2)；所述转接部(4)包括转接筒(4-3)、弹性部(4-4)、连接部(4-2)；所述转接筒(4-3)前端设有开口向下的挂槽，转接筒(4-3)通过挂槽挂接在转轴(3-2)上，可相对转轴(3-2)转动；所述转接筒(4-3)轴向与本体(3-1)上端安装面呈一定夹角；所述连接部(4-2)上端设置在转接筒(4-3)内，下端与火箭助推部(5)固连；所述连接部(4-2)与转接筒(4-3)之间设有弹性部(4-4)和锁死机构；所述连接部(4-2)与基座(3)之间设有卡合机构；非工作状态，所述弹性部(4-4)处于预压缩状态，具有弹性力使连接部(4-2)与基座(3)之间的卡合机构处于卡合状态，同时锁死机构处于非工作状态；工作状态，当火箭发动助推过程，连接部(4-2)沿转接筒(4-3)向上运动，弹性部(4-4)被压缩，卡合机构处于分离状态，同时触发锁死机构，将连接部(4-2)与转接筒(4-3)锁死。


2.根据权利要求1所述的助推机构，其特征在于，所述卡合机构包括固定在基座(3)上的挂钩(3-3)、固定在连接部(4-2)上的锁舌(4-...

【专利技术属性】
技术研发人员：周悦，郑然舜，李军，郭着雨，李壮壮，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32