【技术实现步骤摘要】
本申请涉及无人机火箭助推，尤其涉及一种无人机火箭助推装置及无人机发射系统。
技术介绍
1、火箭助推弹射是利用火箭助推器的能量，在几秒内将无人机加速到起飞所需的速度和高度，火箭随后脱落，无人机靠自身动力继续完成起飞的一种发射方式。火箭助推弹射方式的优点是机动灵活、通用性好、应用范围广，几乎使用所有类型的无人机，是常用的无人机发射方式之一。
2、按弹射时有无导轨，火箭助推弹射可分为零长弹射和短轨弹射；按火箭助推器的使用数量和在无人机上的连接形式，火箭助推又可分为单发共轴式、单发夹角式、双发夹角式和箱式自动连续弹射几种。单发共轴式弹射的缺点是助推火箭安装在无人机正后方，推力座设置复杂，特别是与后置式动力装置协调困难。单发夹角式弹射的缺点是对助推火箭安装位置和夹角的精度要求较高，推力线要尽量靠近重心，重心与推力线协调过程复杂。双发夹角式弹射的缺点是发射准备过程复杂，两枚火箭的一致性和同步性要求较严；箱式自动连续弹射主要是一些需要高密度发射起飞的小型无人机。
3、目前火箭助推器在工作结束后存在电爆控制机构实现火箭与机体的分离，该分离方式成本高，对机构的可靠性要求较高；自由连接投放机构存在脱落不顺利影响无人机飞行安全的情况。
技术实现思路
1、本申请实施例通过提供一种无人机火箭助推装置及无人机发射系统，解决了现有技术中采用电爆控制机构在火箭助推器工作结束后将火箭助推器与机体分离，使得该分离方式成本高，且对机构的可靠性要求高，采用自由连接投放机构存在脱落不顺利影响无人机飞
2、第一方面，本专利技术实施例提供了一种无人机火箭助推装置，包括滑座、滑块、火箭助推器、第一机体连接件、搭接块、第二机体连接件、抵接杆和脱落机构；所述火箭助推器固定连接于所述滑座，所述滑块滑动连接于所述滑座，所述滑块能够沿着所述火箭助推器的助推方向滑动；所述搭接块固定连接于所述火箭助推器的前端外侧，且所述搭接块靠近所述火箭助推器的前端的一侧开设有搭接槽；所述第一机体连接件的一端固定连接于无人机的机身，所述第一机体连接件的另一端插接至所述搭接槽中，能够在所述火箭助推器失去动力后与所述搭接槽顺利分离；所述抵接杆固定连接于所述火箭助推器的后端外侧；所述第二机体连接件的一端固定连接于所述无人机的机身，所述第二机体连接件的另一端抵接于所述抵接杆的外侧，在所述火箭助推器失去动力后，能够在所述火箭助推器自身重力的作用下首先与所述抵接杆顺利分离；所述脱落机构的一端连接于所述火箭助推器的前端，所述脱落机构的另一端连接于所述无人机的机身，在所述火箭助推器失去动力后，所述脱落机构一端与所述脱落机构的另一端实现脱落。
3、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述火箭助推器的轴心线与所述无人机的机体轴心线的方向一致；所述火箭助推器的尾喷管斜向设置，且所述尾喷管的轴心线的延长线经过所述第一机体连接件和所述第二机体连接件之间的连线。
4、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述无人机重心位于所述第一机体连接件和所述第二机体连接件之间的机体中。
5、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述第一机体连接件包括第一连接板和t形杆；所述第一连接板固定连接于所述无人机的机身，并与所述t形杆固定连接；所述t形杆远离所述第一连接板的端部插接至所述搭接槽中。
6、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述第二机体连接件包括第二连接板和肋板；所述第二连接板固定连接于所述无人机的机身，并与所述肋板固定连接；所述肋板斜向设置，且所述肋板远离所述第二连接板的端部开设有抵接槽，所述抵接槽斜向抵接于所述抵接杆的外侧。
7、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，还包括两个固定座；两个所述固定座分别套设于所述火箭助推器的两端外侧，且均固定连接于所述滑块，能够将所述火箭助推器固定于所述滑块上；所述搭接块和所述抵接杆分别固定连接于两个所述固定座上。
8、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述脱落机构包括助推器摇臂、机体连接摇臂、第三机体连接件和弹性件；所述助推器摇臂的一端与所述火箭助推器的前端连接，所述助推器摇臂的另一端设置有开口，并与所述机体连接摇臂的端部活动连接，能够在助推过程中相对于所述机体连接摇臂的端部转动，能够在助推结束后与所述机体连接摇臂的端部顺利分离；所述第三机体连接件固定连接于所述无人机的机身，所述第三机体连接件与所述机体连接摇臂远离所述开口的端部转动连接，且所述第三机体连接件与所述机体连接摇臂的端部之间设置有所述弹性件。
9、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述滑座包括支撑座和滑轨；所述滑轨固定连接于所述支撑座上，且所述滑块滑动连接于所述滑轨。
10、结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述滑座还包括限位肋；所述限位肋固定连接于所述支撑座的一端，并与所述滑块抵接。
11、第二方面，本专利技术实施例提供了一种无人机发射系统，包括军用平板车和多个蜂群发射装置；所述蜂群发射装置包括倾斜叠加设置的多个所述的无人机火箭助推装置。
12、本专利技术实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
13、本专利技术实施例通过采用第一机体连接件、搭接块、第二机体连接件、抵接杆，将搭接块和抵接杆分别固定连接于火箭助推器的前端外侧和后端外侧，在搭接块靠近火箭助推器的前端的一侧开设有搭接槽，将第一机体连接件的另一端插接至搭接槽中，将第二机体连接件的另一端抵接于抵接杆的外侧，在火箭助推器失去动力后，能够在火箭助推器自身重力和飞行过程中的气动力的作用下首先与抵接杆顺利分离，进而第一机体连接件的另一端随后从搭接槽中脱出，实现火箭助推器与无人机机身的自动顺利分离；不需要采用电爆控制机构，降低了成本；
14、有效解决了现有技术中采用电爆控制机构在火箭助推器工作结束后将火箭助推器与机体分离，使得该分离方式成本高，且对机构的可靠性要求高，采用自由连接投放机构存在脱落不顺利影响无人机飞行安全的技术问题，实现了能够使火箭助推器在完成助推发射工作后，依靠自身的重力及飞行过程中的气动力完成自动脱落，不影响无人机的飞行安全。
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1.一种无人机火箭助推装置，其特征在于，包括滑座（1）、滑块（2）、火箭助推器（3）、第一机体连接件（4）、搭接块（5）、第二机体连接件（6）、抵接杆（7）和脱落机构（8）；
2.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述火箭助推器（3）的轴心线与所述无人机的机体轴心线的方向一致；
3.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述无人机重心位于所述第一机体连接件（4）和所述第二机体连接件（6）之间的机体中。
4.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述第一机体连接件（4）包括第一连接板（41）和T形杆（42）；
5.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述第二机体连接件（6）包括第二连接板（61）和肋板（62）；
6.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，还包括两个固定座（9）；
7.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述脱落机构（8）包括助推器摇臂（81）、机体连接摇臂（82）、第三机体连接件（83）和弹性件（84）；
8.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述滑座（1）包括支撑座（11）和滑轨（12）；
9.根据权利要求8所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述滑座（1）还包括限位肋（13）；
10.一种无人机发射系统，其特征在于，包括军用平板车（10）和多个蜂群发射装置；
...【技术特征摘要】
1.一种无人机火箭助推装置，其特征在于，包括滑座（1）、滑块（2）、火箭助推器（3）、第一机体连接件（4）、搭接块（5）、第二机体连接件（6）、抵接杆（7）和脱落机构（8）；
2.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述火箭助推器（3）的轴心线与所述无人机的机体轴心线的方向一致；
3.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述无人机重心位于所述第一机体连接件（4）和所述第二机体连接件（6）之间的机体中。
4.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特征在于，所述第一机体连接件（4）包括第一连接板（41）和t形杆（42）；
5.根据权利要求1所述的无人机火箭助推装置，其特...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨旭，刘耿，吕昌，陈阡，段江峰，李星辉，李梅，
申请(专利权)人：西安羚控电子科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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