一種基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置的制作方法

本發明涉及無人飛行器技術領域，特別是一種基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置。

背景技術：

中小無人機發射主要可分為滑跑起飛、火箭發射起飛和短距彈射起飛方式。滑跑起飛需要在機體上增加起落架附件，增加了結構設計難度，提高了飛機負載，此外對地形要求相對較高。火箭發射不可重復使用，前期準備時間長，火工品保護難度大。因此短距彈射起飛是一種被廣泛應用的，且適用于多地形的中小無人機發射方式。但是，現有的短距彈射起飛多為直線型彈射方式，該種彈射方式不僅占地面積大，而且展開折疊復雜。

技術實現要素：

本發明的目的在于提供一種能夠提高無人機的使用壽命的基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置，并且能夠減小占地面積、方便運輸與移動。

本發明與現有技術相比，其顯著優點為：一種基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置，包括支撐架、支撐桿、緩沖氣缸、動力氣缸、滑輪增速器，其中：

所述支撐架用于固定無人機滑塊，安裝在機翼下方的無人機滑塊被限制在支撐架的導軌中，導軌用于限制無人機滑塊向后運動自由度和上下運動自由度，無人機滑塊的向前運動自由度由鎖銷控制，鎖銷設置于導軌的端部，無人機滑塊通過克服鎖銷內部預緊彈簧的預緊力實現上下運動，從而實現上鎖與解鎖；

所述支撐桿包括聯動橫桿、過渡件、緩沖鼓輪、動力鼓輪、離合器、電機、連接件，其中聯動橫桿用于傳遞旋轉動力至過渡件，過渡件用于聯接支撐架和聯動橫桿；緩沖鼓輪與支撐桿主體同軸，緩沖鼓輪內部的緩沖繩索纏繞方向與旋轉發射方向相反，緩沖繩索初始端套在緩沖鎖銷上、另一端與緩沖氣缸的活塞相連；動力鼓輪同樣與支撐桿主體同軸，動力鼓輪內部的動力繩索纏繞方向與旋轉發射方向一致，動力繩索初始端套在動力鎖銷上、另一端通過滑輪增速器與動力氣缸的活塞撐桿相連；支撐桿底部的電機通過離合器與支撐桿主體相連。

進一步地，所述鎖銷用于限制無人機滑塊的一端為斜面，當無人機在慣性作用下向前滑動時，無人機滑塊與鎖銷斜面接觸，通過克服預緊彈簧的預緊力將鎖銷按下解鎖，隨后無人機滑塊沿導軌滑出，完成無人機釋放。

進一步地，所述離合器只在電機的儲能旋轉時閉合，在電機旋轉方向傳遞彎矩，而在發射旋轉時離合器將脫開，將電機與支撐桿的作用力隔離；在儲能階段，根據發射無人機的重量和速度對動力氣缸氣壓進行調整，離合器閉合，然后電機帶動動力鼓輪旋轉，動力繩索在動力鼓輪進行纏繞運動，進而通過滑輪增速器拉伸活塞撐桿，壓縮動力氣缸內部氣體，在達到設定旋轉圈數后完成儲能過程。

進一步地，所述緩沖繩索初始處于放松狀態，緩沖繩索松弛長度與動力繩索待收攏長度相同，通過調整動力氣缸氣壓，使得發射時支撐桿預定的旋轉圈數能夠達到設計發射速度；發射時，離合器脫開，支撐桿將在動力繩索拉拽下進行旋轉運動，當發射旋轉圈數到達預定值時，動力氣缸活塞回到氣體壓縮前的初始位置，動力繩索開始松弛，緩沖繩索開始被拉緊，進而拉動緩沖氣缸的活塞，壓縮內部氣體，使得支撐桿緩沖減速，此時無人機在慣性作用下將從支撐架導軌滑出，進而完成發射。

進一步地，所述滑輪增速器包括4個固定滑輪和1個動滑輪，動滑輪與活塞撐桿相連；通過滑輪增速器將發射時活塞撐桿運動速度降至原速度的1/3。

本發明與現有技術相比，其顯著優點為：(1)不僅有效地增加了彈射行程，降低無人機彈射過載，提高了無人機與任務設備的使用壽命，而且極大地降低了占地面積，方便運輸和移動；(2)通過調整緩沖拉繩的長度可以實現旋轉平面內任意方向的彈射要求，通過調整動力氣缸內部氣體氣壓可以控制無人機的彈射起飛速度，適用于不同重量和速度的無人機彈射要求。

附圖說明

圖1是本發明基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置的結構示意圖。

圖2是本發明基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置的部分俯視圖。

圖3是無人機支撐架與無人機安裝關系示意圖。

圖4是無人機支撐鎖閉結構局部示意圖。

具體實施方式

結合圖1～4，本發明基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置，包括支撐架1、支撐桿2、緩沖氣缸12、動力氣缸14、滑輪增速器13，其中：

所述支撐架1用于固定無人機滑塊19，安裝在機翼24下方的無人機滑塊19被限制在支撐架1的導軌23中，導軌23用于限制無人機滑塊19向后運動自由度和上下運動自由度，無人機滑塊19的向前運動自由度由鎖銷4控制，鎖銷4設置于導軌23的端部，無人機滑塊19通過克服鎖銷4內部預緊彈簧18的預緊力實現上下運動，從而實現上鎖與解鎖；

所述支撐桿2包括聯動橫桿3、過渡件5、緩沖鼓輪6、動力鼓輪7、離合器10、電機11、連接件20，其中聯動橫桿3用于傳遞旋轉動力至過渡件5，過渡件5用于聯接支撐架1和聯動橫桿3；緩沖鼓輪6與支撐桿2主體同軸，緩沖鼓輪6內部的緩沖繩索21纏繞方向與旋轉發射方向相反，緩沖繩索21初始端套在緩沖鎖銷8上、另一端與緩沖氣缸12的活塞相連；動力鼓輪7同樣與支撐桿2主體同軸，動力鼓輪7內部的動力繩索22纏繞方向與旋轉發射方向一致，動力繩索22初始端套在動力鎖銷9上、另一端通過滑輪增速器13與動力氣缸14的活塞撐桿15相連；支撐桿2底部的電機11通過離合器10與支撐桿2主體相連。

作為一種具體示例，所述鎖銷4用于限制無人機滑塊19的一端為斜面，當無人機在慣性作用下向前滑動時，無人機滑塊19與鎖銷4斜面接觸，通過克服預緊彈簧18的預緊力將鎖銷4按下解鎖，隨后無人機滑塊19沿導軌23滑出，完成無人機釋放。

作為一種具體示例，所述離合器10只在電機11的儲能旋轉方向傳遞彎矩，而在發射旋轉時離合器10將脫開，將電機11與支撐桿2的作用力隔離；在儲能階段，根據發射無人機的重量和速度對動力氣缸14氣壓進行調整。離合器10閉合，然后電機11帶動動力鼓輪7旋轉，動力繩索22在動力鼓輪7進行纏繞運動，進而通過滑輪增速器13拉伸活塞撐桿15，壓縮動力氣缸14內部氣體16，在達到設定旋轉圈數后完成儲能過程。

作為一種具體示例，所述緩沖繩索21初始處于放松狀態，緩沖繩索21松弛長度與動力繩索22待收攏長度相同，通過調整動力氣缸14氣壓，使得發射時支撐桿2預定的旋轉圈數能夠達到設計發射速度。發射時，離合器10脫開，支撐桿2將在動力繩索22拉拽下進行旋轉運動，當發射旋轉圈數到達預定值時，動力氣缸14活塞回到氣體壓縮前的初始位置，動力繩索22開始松弛，緩沖繩索21開始被拉緊，進而拉動緩沖氣缸12的活塞，壓縮內部氣體，使得支撐桿2緩沖減速，此時無人機在慣性作用下將從支撐架1導軌滑出，進而完成發射。

作為一種具體示例，所述滑輪增速器13包括4個固定滑輪和1個動滑輪17，動滑輪17與活塞撐桿15相連；通過滑輪增速器13將發射時活塞撐桿15運動速度降至原速度的1/3。

下面結合附圖1～4和具體實施例對本發明作進一步詳細說明。

實施例1

結合圖1，本實施例中基于氣壓的旋轉式無人機彈射裝置，主要包括支撐架1、支撐桿2、緩沖氣缸12、滑輪增速器13、動力氣缸14部分組成。

如圖2所示，支撐架1用于固定無人機滑塊19，安裝在機翼24下方的無人機滑塊19被限制在支撐架1的導軌23中，導軌23用于限制無人機滑塊19向后運動自由度和上下運動自由度，無人機滑塊19的向前自由度由鎖銷4控制，鎖銷4安裝于導軌23的端部，通過克服鎖銷4內部穿有的預緊彈簧18的預緊力可以實現上下運動，從而實現上鎖與解鎖，如圖3所示。由于鎖銷4限制無人機滑塊19一端為斜面，當無人機在慣性作用下向前滑動時，無人機滑塊19與鎖銷4斜面接觸，通過克服預緊彈簧18預緊力將鎖銷4按下解鎖，隨后無人機滑塊19沿導軌23滑出，完成無人機釋放，如圖4所示。

支撐桿2由聯動橫桿3、過渡件5、緩沖鼓輪6、動力鼓輪7、離合器10、離合器10、電機11、連接件20組成。聯動橫桿3用于傳遞旋轉動力至過渡件5，過渡件5用于聯接無人機支撐架1和聯動橫桿3。緩沖鼓輪6與支撐桿2主體同軸，緩沖鼓輪6內部的緩沖繩索21纏繞方向與旋轉發射方向相反，緩沖繩索21初始端套在緩沖鎖銷8上，緩沖繩索21初始處于放松狀態，緩沖繩索21松弛長度與動力繩索22待收攏長度相同，通過調整動力氣缸氣壓14，使得發射時支撐桿2預定的旋轉圈數能夠達到設計發射速度，當發射旋轉圈數到達預定值時，動力氣缸14活塞回到氣體壓縮前的初始位置，動力繩索22開始松弛，緩沖繩索21開始被拉緊，進而拉動緩沖氣缸12活塞，壓縮內部氣體，使得支撐桿2緩沖減速，此時無人機在慣性作用下將從無人機支撐架1導軌滑出，進而完成發射。

動力鼓輪7同樣與支撐桿2主體同軸，動力繩索22初始端套在動力鎖銷9上，動力鼓輪7內部的動力繩索22纏繞方向與旋轉發射方向一致，動力繩索22的一端通過滑輪增速器13與動力氣缸14的活塞撐桿15相連。支撐桿2底部的電機11通過離合器10與支撐桿2主體相連，離合器10只在電機11的儲能時開啟，并在蓄能旋轉方向傳遞彎矩，而在發射旋轉時離合器10將脫開，將電機11與支撐桿2的作用力隔離。在儲能階段，根據發射無人機的重量和速度對動力氣缸14氣壓進行調整。離合器10閉合，然后電機11帶動動力鼓輪7旋轉，動力繩索22在動力鼓輪7進行纏繞運動，進而通過滑輪增速器13拉伸活塞撐桿15，壓縮氣缸內部氣體16，在達到一定旋轉圈數后完成儲能過程。

滑輪增速器13一共由五個滑輪組成，其中4個位固定滑輪，另1個動滑輪17與活塞撐桿15相連，通過滑輪增速器13可以將發射時活塞撐桿15運動速度降至原速度的1/3，這樣可極大的降低活塞與氣缸內壁板的摩擦力，提高發射性能。

綜上，本發明相比傳統直線型彈射裝置不僅可以有效增加彈射行程，降低無人機彈射過載，提高無人機與任務設備的使用壽命，而且可以極大降低傳統直線型彈射裝置存在的占地面積大、運輸和移動不方便等問題。