一种弹载无人机投送系统结构的制作方法

航空航天装置制造技术1.本发明涉及无人机投送系统结构领域，特别涉及一种弹载无人机投送系统结构。背景技术：2.多旋翼无人飞行器具有起飞方便、可悬停作业等特点在许多都得到较为广泛的运用，在民用领域多旋翼无人飞行器能够出色完成森林防火、抗震救灾、地质勘察、线路巡逻、地貌测绘、航拍等任务。3.但多旋翼无人飞行器由于体积空间限制和现有电池技术短时间难以有较大技术突破，造成多旋翼无人飞行器航程较短、航时不长、航速较慢等缺点，难以进行快速、远程投放作业需求。现有解决方案主要为通过运输机进行投送，但战时运输机存在诸多限制，如需要机场起飞，较难满足近距离作战等，而导弹型运输平台装填好后直接点火激发，满足快速性要求；根据目标远近选择不同装药和发射角度，能够满足不同作战任务距离要求；导弹型运输平台同时还具有目标特征小、突防能力强、飞行速度快等优势，是多旋翼无人飞行器较为理想的运输平台。4.但目前弹载无人机投送系统难点为弹道末端导弹减速与无人机展开工作之间匹配问题，导弹飞行速度较高，而无人机开机并稳定需要较小的速度，两者速度差距较大，如何将导弹速度在到达目标区域后减速，为无人机正常工作提供良好展开时机尤为重要。现阶段主要解决方案主要有两种。其一为选择固定翼无人机，该种无人机比较适合于筒形折叠，但固定翼无人机无法进行悬停作业；其二为选择弹道末端发动机关机并利用减速伞减速，但减速伞在发动机与无人机分离后飞行轨迹具有不可预测性，无法保证是否会影响无人机旋翼正常工作。故在尽量少多余物的前体有效解决减速问题成为弹载无人机投送系统难点。技术实现要素：5.本发明的目的是克服现有技术缺陷，提供一种弹载无人机投送系统结构，能够有效解决弹载无人机投送系统在弹道末端减速问题，并不会代入多余物干扰无人机旋翼正常工作。分离过程除发动机整体结构外不会产生多余物，结构分离快速且分离部件整体性强。6.本发明的目的是这样实现的：一种弹载无人机投送系统结构，包括无人机组件、发动机组件和导弹结构组件；所述导弹结构组件罩设在无人机组件和发动机组件的外侧，所述无人机组件通过爆炸螺栓与发动机组件相连接，通过发动机组件提供投送动力，所述爆炸螺栓通过分离控制器控制断裂，使发动机组件与无人机组件分离，完成无人机组件的投送。7.本发明工作时，将推进发动机与反推发动机结合组成弹载无人机投送系统发动机组件，通过点火时序控制器控制推进发动机与推进发动机开机工作时机，在弹载无人机投送系统弹道末端能够有效对投送系统进行减速，并且减速完成后没有多余物产生；整体发动机组件在工作完毕后，发动机组件与无人机组件连接的爆炸螺栓断裂，促使发动机组件与无人机组件分离，完成无人机组件的有效投送。8.为了弹载无人机投送系统有效运送载荷，所述无人机组件包括桨毂、主旋翼、电机、飞控舱、电源、稳定系统和载荷；所述主旋翼通过销连接到桨毂上，所述桨毂通过中心轴花键与电机相连接，所述电机、飞控舱、电源、稳定系统和载荷均通过螺栓固定连接在无人机舱预置的部件舱加强框上。9.为了使无人机组件处于稳定飞行状态，所述稳定系统包括旋翼动力臂、旋翼电机和副旋翼；所述副旋翼通过销连接在旋翼电机上，所述旋翼电机通过螺栓固连在翼动力臂上。10.为了给弹载无人机投送系统提供运送动力，所述发动机组件包括爆炸螺栓、法兰、支撑杆、反推喷管、反推发动机、推进发动机和主喷管；所述爆炸螺栓通过螺纹连接法兰；所述法兰与无人机组件的外壳底座对齐压紧，通过爆炸螺栓将无人机组件与发动机组件连接；所述支撑杆一端与法兰相连接，另外一端固接在反推发动机上，所述反推发动机、推进发动机和主喷管的壳体为一体成型。11.为了保证弹载无人机投送系统的无人机组件和发动机组件结构稳定和密封性，所述导弹结构组件包括无人机头罩、密封圈、发动机外罩和尾翼部件；所述无人机头罩可分离的罩设在无人机组件的外侧，并通过销与法兰相连接，所述密封圈设置在无人机头罩和发动机外罩之间，所述发动机外罩通过螺栓固连在反推发动机上，尾翼部件固连在推进发动机的壳体上。12.进一步的，所述尾翼部件包括扭簧、尾翼和尾翼基座；所述尾翼通过扭簧和销连接在尾翼基座上；所述尾翼部件通过与发动机壳体一体成型的尾翼基座固连在推进发动机的壳体上。13.为了在弹载无人机投送系统弹道末端能够有效对投送系统进行减速，所述飞控舱内设置有弹载无人机投送系统飞控硬件、无人机组件的飞控硬件、发动机组件的点火时序控制器以及分离控制器。14.本发明采用以上技术方案，与现有技术相比，有益效果为：该弹载无人机投送系统结构包括无人机组件、发动机组件（包含推进与减速两部分功能）和导弹结构组件，导弹结构组件中一部分在发动机与无人机分离前抛弃，剩下部分与发动机结构固连，一起与无人机组件分离；分离过程除发动机整体结构外不会产生多余物，结构分离快速且分离部件整体性强，解决了弹载无人机投送系统在弹道末端减速问题，并尽量少代入多余物，减少干扰无人机旋翼正常工作的风险，具有较高的实际运用价值。附图说明15.图1为本发明的外形结构示意图。16.图2为本发明的对称面结构剖视图。17.图3为本发明的无人机组件结构示意图。18.图4为本发明的无人机组件的稳定系统结构示意图。19.图5为本发明的发动机组件结构示意图。20.图6为本发明的导弹结构组件结构示意图。21.图7为本发明的导弹结构组件的尾翼部件剖面图。22.图8为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例a。23.图9为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例b。24.图10为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例c。25.图11为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例d。26.图12为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例e。27.图13为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例f。28.图14为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例g。29.图15为本发明弹载无人机投送系统作业动作实例h。30.其中，1无人机组件，11桨毂，12主旋翼，13电机，14飞控舱，15电源，16稳定系统，161旋翼动力臂，162旋翼电机，163副旋翼，17载荷；2发动机组件，21爆炸螺栓，22法兰，23支撑杆，24反推喷管，25反推发动机，26推进发动机，27主喷管；3导弹结构组件，31无人机头罩，32密封圈，33发动机外罩，34尾翼部件，341扭簧，342尾翼，343尾翼基座。具体实施方式31.如图1-2所示的一种弹载无人机投送系统结构，包括无人机组件1、发动机组件2和导弹结构组件3；导弹结构组件3罩设在无人机组件1和发动机组件2的外侧，无人机组件1通过爆炸螺栓21与发动机组件2相连接，通过发动机组件2提供投送动力，爆炸螺栓21通过分离控制器控制断裂，使发动机组件2与无人机组件1分离，完成无人机组件1的投送。32.无人机组件1为弹载无人机投送系统有效运送载荷，发动机组件2为弹载无人机投送系统提供运送动力，导弹结构组件3为无人机投送系统提供无人机组件1和发动机组件2结构稳定和密封性保证。33.如图3所示，无人机组件1包括桨毂11、主旋翼12、电机13、飞控舱14、电源15、稳定系统16和载荷17；主旋翼12通过销连接到桨毂11上，所述桨毂11通过中心轴花键与电机13相连接，所述电机13、飞控舱14、电源15、稳定系统16和载荷17均通过螺栓固定连接在无人机舱预置的部件舱加强框上；飞控舱14内设置有弹载无人机投送系统飞控硬件、无人机组件1的飞控硬件、发动机组件2的点火时序控制器以及分离控制器。34.如图4所示，稳定系统16包括旋翼动力臂161、旋翼电机162和副旋翼163；副旋翼163通过销连接在旋翼电机162上，旋翼电机162通过螺栓固连在翼动力臂161上。35.如图5所示，发动机组件2包括爆炸螺栓21、法兰22、支撑杆23、反推喷管24、反推发动机25、推进发动机26和主喷管27；爆炸螺栓21通过螺纹连接法兰22；法兰22与无人机组件1的外壳底座对齐压紧，通过爆炸螺栓21将无人机组件1与发动机组件2连接；支撑杆23一端与法兰22相连接，另外一端固接在反推发动机25上，反推发动机25、推进发动机26和主喷管27的壳体为一体成型。发动机传递的推进过载主要由法兰22自身结构传递到无人机外壳底座上，爆炸螺栓21自身不承受过载；爆炸螺栓21能在适当时机通过分离控制器控制断裂，保证发动机组件2与无人机组件1正常分离。36.爆炸螺栓21内部有空心腔，腔内装有炸药，在分离控制器控制下炸药爆炸迫使爆炸螺栓21断裂；推进发动机26与反推发动机25能在点火时序控制器的控制下，在合适的时机和正确的时需下进行开机与停机。37.如图6所示，导弹结构组件3包括无人机头罩31、密封圈32、发动机外罩33和尾翼部件34；无人机头罩31可分离的罩设在无人机组件1的外侧，并通过销与法兰22相连接，销能够在接受头罩分离信号后自动弹开，确保无人机头罩31的正常分离；密封圈32设置在无人机头罩31和发动机外罩33之间，为了确保无人机头罩31与法兰22的密封性；发动机外罩33通过螺栓固连在反推发动机25上，尾翼部件34固连在推进发动机26的壳体上。38.如图7所示，尾翼部件34包括扭簧341、尾翼342和尾翼基座343；尾翼342通过扭簧341和销连接在尾翼基座343上；所述尾翼部件34通过与发动机壳体一体成型的尾翼基座343固连在推进发动机26的壳体上。39.本发明工作时，弹载无人机投送系统结构在储存于运输过程中，都维持a状态（如图8）储存在储存箱中。运送至发射区域时，本发明弹载无人机投送系统开始以下工作流程：1）弹载无人机投送系统结构以a状态装填入发射管，工作人员进行发射前目标区域信息等战斗诸元装填，发射系统对电源15进行预热激活，飞控舱14飞控系统激活并开始工作；2）工作人员下达发射命令，弹载无人机投送系统结构推进发动机26点火工作，将弹载无人机投送系统结构从发射管推出，尾翼部件34限位装置失效，尾翼342在扭簧341作用下回弹并在尾翼基座343和扭簧341共同作用下限位，弹载无人机投送系统结构状态变成b状态，如图9所示；推进发动机26持续为弹载无人机投送系统结构飞行提供动力；3）飞控舱14飞控系统通过传感器判断到达目标区域，推进发动机停机，点火时需控制器控制反推发动机点火工作，高温高压气体从反推喷管24喷出，迫使弹载无人机投送系统减速。待反推发动机停车后，无人机头罩31向两边分离，弹载无人机投送系统结构状态如c状态（图10）所示；4）无人机头罩31分离后，本发明弹载无人机投送系统状态变成d状态，如图11所示；5）分离控制器发出分离命令，爆炸螺栓21腔内炸药爆炸迫使爆炸螺栓21断裂，爆炸瞬时为无人机组件1和发动机组件2提供足够分离力，迫使无人机组件1和发动机组件2分离，弹载无人机投送系统状态变为e状态，如图12所示；6）无人机组件1和发动机组件2完全分离后变成f状态，如图13所示；7）无人机组件1电机13开始工作，带动桨毂11旋转，主旋翼12在离心力作用下自然展开到位。主旋翼12正常工作后，飞控系统控制无人机组件1处于悬停状态，到达g状态，如图14所示；8）稳定系统16开始工作，旋翼动力臂161限位状态解锁，在扭簧作用下回弹展开到位，在凹槽和扭簧工作作用下限位，旋翼电机162通电工作，副旋翼163在离心力作用下自然展开到位，飞控系统控制无人机组件1处于稳定飞行状态，即h状态，如图15所示；9）至此，本发明弹载无人机投送系统完成所有预设动作，无人机组件1将带着载荷17开始预设工作任务。40.本发明包含无人机组件、发动机组件（包含推进与减速两部分功能）和导弹结构组件，通过点火时序控制器控制推进发动机与反推发动机开机工作时机，在弹载无人机投送系统弹道末端能够有效对投送系统进行减速，并且减速完成后没有多余物产生。整体发动机组件在工作完毕后，发动机组件与无人机组件连接的爆炸螺栓断裂，促使发动机组件与无人机组件分离，完成无人机组件的有效投送。41.本发明并不局限于上述实施例，在本发明公开的技术方案的基础上，本领域的技术人员根据所公开的技术内容，不需要创造性的劳动就可以对其中的一些技术特征作出一些替换和变形，这些替换和变形均在本发明的保护范围内。









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