一种火箭助推器用脱落限位装置及方法

1.本发明属于无人机发射技术领域，具体涉及一种火箭助推器用脱落限位装置及方法。


背景技术：

2.采用火箭助推发射方式的无人机，起飞前将火箭助推器与机体对接结构贴合，无人机起飞过程中在助推器推力作用下两者紧紧连为一体。火箭助推器工作完毕后可从机体抛弃亦可不抛弃，若不抛弃则火箭助推器与飞机采用固连的方式，工作结束后随无人机继续执行飞行任务，如“猎人”、“哈洛普”等无人机；若抛弃则需控制火箭助推器与机体分离后的脱落路线，防止助推器与机体或旋转的螺旋桨发生碰撞，造成螺旋桨断裂或机体损伤，影响无人机飞行安全，甚至使其失去动力而造成损伤，不能完成预定任务。
3.目前常见的控制火箭助推器脱落路线的方式一般为钢丝固定或使用脱落架引导的方式，在专利《一种后置式动力布局的无人机火箭脱落机构》(申请公布号cn 109703772a)一文中，介绍了后置式动力布局无人机采用的火箭助推器脱落机构，该脱落机构可控制火箭绕控制点转动，并在预定位置脱落。该方案适应性较差，由于火箭助推器与不同无人机对接状态不同，脱落机构安装后可能存在与火箭结构干涉的情况(这时需要修理脱落机构)，也有可能出现脱落机构与火箭间隙过大的情况，此时不能有效控制火箭脱落路线，并无法通过修理脱落机构的方式来调整间隙。
4.目前控制装置采用的技术方案普遍存在零部件多、成本高，拆装过程需要工具，安装适应性差，需现场调整或挫修，操作繁琐等问题。


技术实现要素：

5.要解决的技术问题：
6.为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种火箭助推器用脱落限位装置及方法，通过调节万向调节脚的螺母与星形螺母，可使万向调节脚与火箭助推器之间的间隙保持在合理值，可适应不同的无人机。
7.本发明的技术方案是：一种火箭助推器用脱落限位装置，包括火箭助推器，其特征在于：还包括导向装置、脱落装置和火箭助推器转接环，所述导向装置一端固定于无人机机身腹部，另一端与脱落装置的一端铰接，脱落装置的另一端通过火箭助推器转接环与火箭助推器连接；
8.所述导向装置包括基座、扭簧和t形接头，基座与机身腹部连接；t形接头的竖直杆底端通过销子与基座铰接，其头部横杆轴向垂直于竖直杆的中心轴；两个扭簧分别套装于销子的两端，通过回弹力控制t形接头在火箭助推器脱落后向上弹回；
9.所述脱落装置包括脱落架组件、星形螺母和万向调节脚，脱落架组件的两端均平行设置有两个凸耳，一端的两个凸耳上同轴设置带有缺口的连接孔，t形接头的横杆与一端的凸耳通过带有缺口的连接孔铰接，并通过缺口实现两者的分离；脱落架组件另一端的两
个凸耳上设置有限位组件，与所述火箭助推器转接环连接；万向调节脚的螺纹杆穿过脱落架组件上的通孔，并通过星形螺母拧紧固定；万向调节脚的脚座位于脱落架组件上方，与火箭助推器前端的周面压紧贴合，随火箭助推器的位置变化转动；
10.所述火箭助推器转接环为圆环结构，套装于火箭助推器前端上；火箭助推器转接环的外周面上对称设置有两个径向耳片，与脱落架组件另一端的两个凸耳上的限位组件连接。
11.本发明的进一步技术方案是：所述导向装置还包括固定于机身腹部的橡胶垫，与t形接头的竖直杆位置相对，当t形接头弹回时，橡胶垫能够避免打伤机体。
12.本发明的进一步技术方案是：所述t形接头的横杆径向截面为圆形，横杆两端头处设置有平行与轴向的切面，便于从缺口滑出。
13.本发明的进一步技术方案是：所述脱落架组件包括前接头、后接头和板件；所述板件为矩形结构，前接头和后接头分别固定于板件的两端，其外端均设置有凸耳，作为与t形接头的横杆、火箭助推器转接环的连接部件。
14.本发明的进一步技术方案是：所述脱落架组件的限位组件包括限位块、弹簧片、限位块螺钉和紧固螺钉；所述脱落架组件另一端的两个凸耳端头处开有矩形缺口，限位块一端通过限位块螺钉铰接于矩形缺口底部；所述弹簧片上端通过紧固螺钉固定于矩形缺口的上端，下端带有折弯结构；所述限位块的自由端转动至弹簧片的下端后，通过弹簧片的折弯结构将其定位，并形成闭合连接孔，用于与火箭助推器转接环两端的径向耳片连接。
15.本发明的进一步技术方案是：所述万向调节脚的脚座能够绕其螺纹杆端部的球头万向转动，并通过调节螺纹杆上的螺母实现万向调节脚的轴向位置调整。
16.本发明的进一步技术方案是：所述万向调节脚位于板件上靠近后接头一端。
17.本发明的进一步技术方案是：所述前接头、后接头与板件之间均通过螺钉固定连接。
18.一种火箭助推器用脱落限位装置的安装方法，其特征在于具体步骤如下：
19.步骤一：将火箭助推器与机身对接，并固定火箭助推器；
20.步骤二：手动掰开所述脱落架组件的弹簧片，将限位块置于打开位置；
21.步骤三：将所述导向装置的t形接头下压，同时脱落装置的前端两侧带有缺口的连接孔套装于t形接头的横杆两端，并能够旋转；
22.步骤四：将所述脱落装置后端两侧的限位组件套装于火箭助推器转接环的径向耳片上，然后向上转动限位块并与弹簧片闭合，使脱落装置与火箭助推器转接环连接；
23.步骤五：旋转所述万向调节脚螺纹杆上的螺母和星形螺母，使万向调节脚的脚座接触火箭助推器前端周面，然后固定万向调节脚。
24.一种火箭助推器用脱落限位装置的脱落方法，其特征在于：首先火箭助推器与机身对接，当火箭助推器工作结束后，在其自身重力作用下与机身自动分离并向下坠落；然后由所述脱落装置牵动，同时绕t形接头的横杆转动，逐渐坠落远离机身；最后当转动至脱落装置前端缺口位于上方，t形接头横杆的两端从前端缺口滑出后，火箭助推器随同脱落装置与无人机完全分离。
25.有益效果
26.本发明的有益效果在于：本发明公开的脱落限位装置能够可靠固定火箭助推器，
使之与机体的夹角不变，避免助推器尾喷口上翘，保证螺旋桨和无人机机体的结构完好，保证飞行安全。通过调节万向调节脚的螺母与星形螺母，可使万向调节脚与火箭助推器之间的间隙保持在合理值，可适应不同的无人机。零部件选用工业常用材料，结构简单，可通过线切割、钣金等工艺快速大量生产。标准件选用国标件或航标件。部分零件选用货架产品，采购成本低。因此，脱落限位装置整体加工使用成本低。本发明公开的脱落限位装置在操作中采用手动安装和调节的方式，无需任何工具，操作便捷，可快速拆装。通过调节螺纹可调整脱落限位装置和火箭助推器的夹角，适应于由于制造偏差带来的无人机个体差异。
附图说明
27.图1是本实施例的系统组成左视图；
28.图2是本实施例导向装置和脱落装置连接示意图；
29.图3是本实施例脱落装置和火箭助推器转接环连接示意图；
30.图4是本实施例的系统工作原理图；
31.图5是本实施例的脱落装置左视图；
32.图6是本实施例的脱落装置俯视图；
33.图7是本实施例的火箭助推器转接环左视图；
34.图8是本实施例的火箭助推器转接环俯视图；
35.图9是本实施例的导向装置左视图；
36.图10是本实施例的导向装置俯视图；
37.附图标记说明：1，脱落装置；2，火箭助推器转接环；3，导向装置；4，机身；5，火箭助推器；6，重心；7，螺旋桨；8，螺旋桨轴线；11，脱落架组件；12，星形螺母；13，万向调节脚；31，基座；32，扭簧；33，t形接头；34，销子；35，橡胶垫；111，前接头；112，后接头；113，板件；114，限位块；115，弹簧片；116，限位块螺钉；117，紧固螺钉；131，脚座；132，螺母；133，螺纹杆。
具体实施方式
38.下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
39.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
40.参照图1所示，本发明一种火箭助推器用脱落限位装置，包括火箭助推器、导向装置、脱落装置和火箭助推器转接环，所述导向装置一端固定于无人机机身腹部，另一端与脱落装置的一端铰接，脱落装置的另一端通过火箭助推器转接环与火箭助推器连接；可对火箭助推器进行限位，防止尾部向上移动。
41.所述导向装置包括基座、扭簧、t形接头、橡胶垫，基座与机身腹部连接；t形接头的竖直杆底端通过销子与基座铰接，其头部横杆轴向垂直于竖直杆的中心轴；两个扭簧分别套装于销子的两端，通过回弹力控制t形接头在火箭助推器脱落后向上弹回；橡胶垫固定于
机身腹部，与t形接头的竖直杆位置相对，当t形接头弹回时，橡胶垫能够避免打伤机体。
42.所述脱落装置包括脱落架组件、星形螺母和万向调节脚，所述脱落架组件包括前接头、后接头和板件；所述板件为矩形结构，前接头和后接头分别固定于板件的两端，其外端均设置有凸耳，作为与t形接头的横杆、火箭助推器转接环铰接的部件。前接头的两个凸耳上同轴设置带有缺口的连接孔，t形接头的横杆与一端的凸耳通过带有缺口的连接孔铰接，并通过缺口实现两者的分离；后接头的两个凸耳上设置有限位组件，与所述火箭助推器转接环铰接；万向调节脚的螺纹杆穿过脱落架组件上的通孔，并通过星形螺母拧紧固定；万向调节脚的脚座位于脱落架组件上方、靠近后接头一端，与火箭助推器前端的周面压紧贴合，随火箭助推器的位置变化转动；
43.所述脱落架组件的限位组件包括限位块、弹簧片、限位块螺钉和紧固螺钉；所述脱落架组件另一端的两个凸耳端头处开有矩形缺口，限位块一端通过限位块螺钉铰接于矩形缺口底部；所述弹簧片上端通过紧固螺钉固定于矩形缺口的上端，下端带有折弯结构；所述限位块的自由端转动至弹簧片的下端后，通过弹簧片的折弯结构将其定位，并形成闭合连接孔，用于与火箭助推器转接环两端的径向耳片铰接。
44.所述火箭助推器转接环为圆环结构，套装于火箭助推器前端上；火箭助推器转接环的外周面上对称设置有两个径向耳片，与脱落架组件另一端的两个凸耳上的限位组件铰接。
45.所述火箭助推器用脱落限位装置的脱落方法为：首先火箭助推器与机身对接，当火箭助推器工作结束后，在其自身重力作用下与机身自动分离并向下坠落；然后由所述脱落装置牵动，同时绕t形接头的横杆转动，逐渐坠落远离机身；最后当转动至脱落装置前端缺口位于上方，t形接头横杆的两端从前端缺口滑出后，火箭助推器随同脱落装置与无人机完全分离。
46.在火箭助推器脱落后，所述导向装置的t形接头在扭簧作用下向上弹回，紧贴机身腹部，减少对飞机气动特性的影响。t形接头弹回时，橡胶垫可避免打伤机体。
47.本发明工作原理为：如图1所示，火箭助推器5与机身4对接，助推器工作结束后，在其自身重力作用下会与机身自动分离并向下坠落。此时，在气流的影响下，助推器可能出现尾端向上移动的现象，或者机体在突风影响下产生姿态的变化，造成机体与助推器间距缩小，最终造成助推器与螺旋桨发生碰撞、螺旋桨产生损伤的故障。在无人机实际的飞行过程中，已出现该故障。本发明技术方案通过将火箭助推器5前端固定，避免其尾部上翘，使其与脱落装置1一起向下绕设定点定轴转动，逐渐坠落远离机身，并在转动到预定角度后与无人机完全分离，避免火箭助推器5撞击螺旋桨7，保证无人机安全发射。
48.本发明示意图1和4左向为航向。
49.本发明实施例脱落装置1由脱落架组件11、星形螺母12、万向调节脚13组成。万向调节脚13的脚座131可以绕螺纹杆133端部的球头万向转动，螺纹杆133穿过脱落架组件11的孔后，可旋入星形螺母12，螺母132可绕螺纹杆133旋转而上下移动。螺母132和星形螺母12配合使用可将万向调节脚13与脱落装置1固定。
50.本发明实施例限位块螺钉116将限位块114固定在脱落架组件11上，限位块114可绕螺钉116轴线转动。弹簧片115顶端带弯边，限位块114向上转动闭合后，弹簧片115可固定其位置。手动掰开弹簧片115，限位块114即可向下转动。紧固螺钉117将弹簧片115固定在脱
落架组件11的后接头112端部。
51.本发明实施例火箭助推器转接环2结构如图7和8所示，它套在火箭助推器5上，是其一部分。转接环和火箭助推器5采用间隙配合，可以绕火箭助推器的轴线进行转动。
52.本发明实施例的火箭助推器5与机体采用平面对接的方式，在其他实施例中，也可采用不同方案，比如导向锥座。
53.本发明实施例导向装置3的基座31与机体通过螺钉固定。销子34将基座31、扭簧32和t形接头33连接为一体。t形接头33可绕销子34向下转动并扭转扭簧32，如图9所示。在其他实施例中，可采用其他方式实现导向装置3的功能。
54.本发明实施例橡胶垫35粘接在机身腹部，防止弹回的t形接头33损伤无人机腹部。在其他实施例中，可采用其他弹性材料取代橡胶垫。
55.本发明实施例脱落装置1和火箭助推器转接环2为消耗品，每个架次消耗1件。
56.本发明实施例导向装置3的t形接头33两端截面为圆形并进行切面，如图9所示，相应的脱落装置1的前接头111为圆孔，并在局部开槽，如图5所示。
57.本发明实施例组合体(包含火箭助推器5、转接环2和脱落装置1)重心6和脱落装置1、导向装置3之间的铰接点如图4所示。火箭助推器5工作结束后在自身重力作用下向下移动，同时带动转接环2和脱落装置1绕铰接点转动。当组合体转动至图4所示位置时，与机体分离。
58.本发明实施例操作中不需使用任何工具，采用手动调节的方式，操作方便，具备免工具快速拆装的便捷性。
59.无人机火箭助推器安全发射的关键在于助推器5推力线应通过飞机重心，或者推力线与重心的偏离量在要求的范围内。由于制造偏差，每架无人机重心存在差异，助推器5的推力线角度也不尽相同，因此火箭助推器5与每架机体4的夹角存在差异，导致脱落装置1与火箭助推器5的夹角不同。
60.本发明实施例具备适应性强的特点。由图3可知，万向调节脚13通过螺母可调节与脱落架组件11的相对位置，使调节脚底部牢固顶住火箭助推器5侧面，保证脱落装置1与火箭助推器5的夹角保持不变，防止助推器尾喷口上翘。
61.本发明实施例技术方案安装过程为：
62.①
将火箭助推器5与机身4对接，固定火箭助推器5；
63.②
手动掰开脱落架组件11的弹簧片115，将限位块114置于打开位置；
64.③
压下导向装置3的t形接头33，将脱落装置1前端套上t形接头并旋转；
65.④
将脱落装置2后端套上火箭助推器转接环2上的耳片，向上转动关闭限位块114，使脱落装置2与转接环2连接；
66.⑤
旋转螺母132和星形螺母12，使万向调节脚13的脚座131接触火箭助推器侧面，并固定万向调节脚12。
67.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种火箭助推器用脱落限位装置，包括火箭助推器，其特征在于：还包括导向装置、脱落装置和火箭助推器转接环，所述导向装置一端固定于无人机机身腹部，另一端与脱落装置的一端铰接，脱落装置的另一端通过火箭助推器转接环与火箭助推器连接；所述导向装置包括基座、扭簧和t形接头，基座与机身腹部连接；t形接头的竖直杆底端通过销子与基座铰接，其头部横杆轴向垂直于竖直杆的中心轴；两个扭簧分别套装于销子的两端，通过回弹力控制t形接头在火箭助推器脱落后向上弹回；所述脱落装置包括脱落架组件、星形螺母和万向调节脚，脱落架组件的两端均平行设置有两个凸耳，一端的两个凸耳上同轴设置带有缺口的连接孔，t形接头的横杆与一端的凸耳通过带有缺口的连接孔铰接，并通过缺口实现两者的分离；脱落架组件另一端的两个凸耳上设置有限位组件，与所述火箭助推器转接环连接；万向调节脚的螺纹杆穿过脱落架组件上的通孔，并通过星形螺母拧紧固定；万向调节脚的脚座位于脱落架组件上方，与火箭助推器前端的周面压紧贴合，随火箭助推器的位置变化转动；所述火箭助推器转接环为圆环结构，套装于火箭助推器前端上；火箭助推器转接环的外周面上对称设置有两个径向耳片，与脱落架组件另一端的两个凸耳上的限位组件连接。2.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述导向装置还包括固定于机身腹部的橡胶垫，与t形接头的竖直杆位置相对，当t形接头弹回时，橡胶垫能够避免打伤机体。3.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述t形接头的横杆径向截面为圆形，横杆两端头处设置有平行与轴向的切面。4.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述脱落架组件包括前接头、后接头和板件；所述板件为矩形结构，前接头和后接头分别固定于板件的两端，其外端均设置有凸耳，作为与t形接头的横杆、火箭助推器转接环的连接部件。5.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述脱落架组件的限位组件包括限位块、弹簧片、限位块螺钉和紧固螺钉；所述脱落架组件另一端的两个凸耳端头处开有矩形缺口，限位块一端通过限位块螺钉铰接于矩形缺口底部；所述弹簧片上端通过紧固螺钉固定于矩形缺口的上端，下端带有折弯结构；所述限位块的自由端转动至弹簧片的下端后，通过弹簧片的折弯结构将其定位，并形成闭合连接孔，用于与火箭助推器转接环两端的径向耳片连接。6.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述万向调节脚的脚座能够绕其螺纹杆端部的球头万向转动，并通过调节螺纹杆上的螺母实现万向调节脚的轴向位置调整。7.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述万向调节脚位于板件上靠近后接头一端。8.根据权利要求1所述火箭助推器用脱落限位装置，其特征在于：所述前接头、后接头与板件之间均通过螺钉固定连接。9.一种权利要求1-8任一项所述火箭助推器用脱落限位装置的安装方法，其特征在于具体步骤如下：步骤一：将火箭助推器与机身对接，并固定火箭助推器；步骤二：手动掰开所述脱落架组件的弹簧片，将限位块置于打开位置；
步骤三：将所述导向装置的t形接头下压，同时脱落装置的前端两侧带有缺口的连接孔套装于t形接头的横杆两端，并能够旋转；步骤四：将所述脱落装置后端两侧的限位组件套装于火箭助推器转接环的径向耳片上，然后向上转动限位块并与弹簧片闭合，使脱落装置与火箭助推器转接环连接；步骤五：旋转所述万向调节脚螺纹杆上的螺母和星形螺母，使万向调节脚的脚座接触火箭助推器前端周面，然后固定万向调节脚。10.一种权利要求1-8任一项所述火箭助推器用脱落限位装置的脱落方法，其特征在于：首先火箭助推器与机身对接，当火箭助推器工作结束后，在其自身重力作用下与机身自动分离并向下坠落；然后由所述脱落装置牵动，同时绕t形接头的横杆转动，逐渐坠落远离机身；最后当转动至脱落装置前端缺口位于上方，t形接头横杆的两端从前端缺口滑出后，火箭助推器随同脱落装置与无人机完全分离。

技术总结
本发明一种火箭助推器用脱落限位装置及方法，属于无人机发射技术领域；脱落限位装置包括火箭助推器、导向装置、脱落装置和火箭助推器转接环，导向装置一端固定于无人机机身腹部，导向装置的T形接头横杆与脱落装置前端带有缺口的连接孔铰接，脱落装置后端通过限位组件与火箭助推器转接环的两个径向凸耳连接，火箭助推器转接环套装于火箭助推器前端；当火箭助推器工作结束后，在其自身重力作用下与机身自动分离并向下坠落；由脱落装置牵动绕T形接头的横杆转动到一定角度，T形接头横杆从前端缺口滑出后，火箭助推器随同脱落装置与无人机完全分离。本发明能够可靠固定火箭助推器，使之与机体的夹角不变，避免助推器尾喷口上翘，保证无人机不受损。保证无人机不受损。保证无人机不受损。


技术研发人员：张晓辉 何昱霖 张吉 杨晨 朱文博 闵荣
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2021.12.31
技术公布日：2023/4/18