[發明專利]一種自對正無人機火箭推力傳遞結構

在審

• 申請號: 201811623643.6
• 申請日: 2018-12-28
• 公開（公告）號: CN109703773A
• 公開（公告）日: 2019-05-03
• 發明（設計）人: 石磊;劉斌;王力;閔榮;介蘇朋
• 申請（專利權）人: 西北工業大學;西安愛生技術集團公司
• 主分類號: B64F1/04
• 分類號: B64F1/04
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 陳星

本發明提出的一種自對正無人機火箭推力傳遞結構，由火箭錐座、火箭承力筒、火箭助推器、機身承力短梁和框板組成；火箭錐座上設有與框板進行連接的連接孔，并設有為無人機測量調整火箭推力線的螺孔。框板與機身承力短梁之間采用螺栓連接。機身承力短梁與無人機機身板件為一體成型結構，用于為擴散火箭助推器燃燒時產生的推力，防止框板發生塑性變形；火箭助推器通過火箭承力筒與火箭錐座之間的面接觸，配合面間隙工作量小，通過在火箭錐座與框板之間加墊即可進行推力線的調節，實現火箭推力傳遞。火箭推力傳遞結構具有結構簡單、火箭發射可靠性高，操作便捷的特點，可有效地減少發射前火箭推力線地面調節工作量。

技術領域

本發明涉及無人機技術領域，具體地說，涉及一種自對正無人機火箭推力傳遞結構。

背景技術

未來戰爭是信息化戰爭，偵察情報信息實時獲取是奪取戰爭勝利的關鍵要素，無人機作為作戰體系中的偵察節點具備戰場態勢感知、地面、空中火力指引、目標跟蹤等能力，可為作戰部隊提供重要信息。由于無人機成本低，突防能力好的特點及其在實戰中的突出表現，如何設計出安全性高、可靠性好、使用成本低和適應能力強的無人機是無人機設計的最大挑戰。

現有中小型無人機中，火箭助推零長發射方式應用最廣。無人機發射時，無人機在火箭助推器推力和自身動力的綜合作用下發射升空，火箭助推器分離后，無人機在自身動力作用下進入航線飛行。目前，火箭助推零長發射無人機通過兩種方式實現火箭推力的傳遞:一種是通過滑槽結構實現火箭推力的傳遞；另一種方法是通過球面接觸以及推力輔助調節桿實現火箭推力的傳遞。前者要求滑槽加工精度高，在突發故障時發生無人機發射失敗的概率高。后者在無人機地面調整火箭推力方向時操作復雜，自動化程度低；同時，地面調整火箭推力方向只能實現推力方向與無人機幾何重心重合，而不能與物理重心重合，極易造成發射失敗。

發明內容

為了避免現有技術存在的不足，本發明提出一種自對正無人機火箭推力傳遞結構，該推力傳遞結構具有結構簡單、發射可靠性高，操作便捷、可減少發射前火箭推力線地面調整工作量。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是:包括火箭錐座、火箭承力筒、火箭助推器、安裝螺栓、機身承力短梁和框板；所述火箭錐座前端設有連接孔，并設有為無人機測量調節火箭推力線的螺孔，火箭錐座與框板通過安裝螺栓連接，火箭錐座與火箭承力筒配合連接，火箭錐座與火箭承力筒位于框板和火箭助推器之間；

所述框板與機身承力短梁之間通過安裝螺栓連接；

所述機身承力短梁與無人機機身板件為一體成型結構，用于為擴散火箭助推器工作時產生的推力，防止框板發生塑性變形，火箭助推器通過火箭承力筒與火箭錐座之間的面接觸實現火箭推力傳遞。

所述火箭承力筒前端部為圓錐凹槽結構,后端部為空腔體并與火箭助推器固連。

有益效果

本發明提出的一種自對正無人機火箭推力傳遞結構，由火箭錐座、火箭承力筒、火箭助推器、機身承力短梁和框板組成；火箭錐座上設有與框板進行連接的連接孔，并設有為無人機測量調整火箭推力線的螺孔。框板與機身承力短梁之間采用螺栓連接。機身承力短梁與無人機機身板件為一體成型結構，用于為擴散火箭助推器燃燒時產生的推力，防止框板發生塑性變形；火箭助推器通過火箭承力筒與火箭錐座之間的面接觸，配合面間隙工作量小，通過在火箭錐座與框板之間加墊即可進行推力線的調整，實現火箭推力傳遞。無人機在發射架上做發射前準備工作時，先將火箭承力筒安裝至火箭助推器，再將火箭助推器與火箭承力筒一起安裝至無人機，并對火箭承力筒與火箭錐座之間的配合進行粗調；火箭助推器點火工作時，在火箭推力的作用下火箭承力筒與火箭錐座之間將自動對正并緊密配合，無人機將在火箭助推器推力和自身動力的作用下飛行，當火箭助推器工作結束后，此時無人機已經具有安全的高度和速度。火箭助推器脫落，與無人機分離。

本發明自對正無人機火箭推力傳遞結構具有結構簡單、發射可靠性高，操作便捷的特點，可有效地減少發射前火箭推力線地面調整工作量。