基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装置

1.本发明属于无人机发射试验领域，具体涉及一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装置。


背景技术：

2.对于折叠翼无人机的发射，多采用火箭助推或弹射的方式。火箭助推发射是利用无人机携带的火箭助推器实现起飞，具有良好的机动性和灵活性，但发射时会产生光、声等信号，隐蔽性差、成本高，同时推进剂的使用受到限制，难以普及。
3.弹射是指将其他形式能转化为无人机起飞所需的动能。按照利用能量的不同进行分类，弹射可以分为弹性元件弹射、电磁弹射、燃气弹射、气/液压弹射、炮射。弹性元件弹射利用橡皮筋、弹簧等弹性元件的弹性势能，将元件压缩或拉伸时储存的能量转化为无人机的动能。这种发射方式下无人机结构简单、操纵方便、可重复使用、不会产生高温高压等恶劣发射环境，但受限于弹性元件的弹性极限，只适合小型无人机的发射。气/液压弹射利用气/液压缸沿发射轨将无人机弹射出去，与弹性元件弹射相比，其装置更加复杂，但推力更大，适合较大质量的无人机发射。电磁弹射基本原理与直线电机类似：将磁极布置成长直轨道的形式，无人机本身或某一部分作为电枢，利用其受到的电磁力来推动无人机加速前进直至发射。这种发射方式具有发射负载小、成本较低、隐蔽性好、便于存储和运输等优点。与由储气/液瓶储能、阀门控制并带有复杂管路设备的气/液弹射方式相比，这种发射方式直接由开关控制，快速性较好、控制效率及控制的准确性较高。但由于目前电磁轨道炮领域的高功率脉冲电源技术、脉冲直线电机技术、网络控制技术、抗烧蚀技术等发展不是特别完善，只可以将几十至几百克量级的负载加速到几千米每秒的速度，适用于质量较小的无人机发射。
4.燃气弹射利用燃气发生器产生的大量高温高压气体推动无人机在发射筒内加速运动，最终无人机像弹丸一样发射出去。炮射实际也是燃气弹射的一种。当前，无人机燃气弹射发射主要有两种形式：第一种是高压燃气直接作用于无人机，将其弹射出去；第二种是将无人机作为战斗部由火箭弹或炮弹携带至弹道最高点，再将其释放。燃气弹射结构简单、操作轻便，但发射过程产生的高温高压气体对无人机的冲击、损伤大；同时利用发射药等火工品产生高压燃气，火工品使用受到限制，此外，火工品保存要求较高，可靠性、安全性不足。若采用气体燃料，同时与高低压室结构相配合，在保留燃气弹射装置优点的基础上，可以有效避免发射药等火工品的限制，降低高温高压燃气对无人机结构的冲击、损伤。
5.综上所述，当前折叠翼无人机发射多采用火箭助推、弹性元件弹射、气/液压弹射等发射方式，各种发射方式或多或少的存在装置结构复杂、难以重复利用、发射火工品受限制、使用范围有限等弊端。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装
置。
7.实现本发明目的的技术解决方案为：一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装置，包括发射筒外筒，发射筒端盖，高压室，发射载荷组件，气动组件，点火组件，气膜组件，测试组件和固定定位组件；
8.所述发射筒端盖上设有内、外连接圈，通过外连接圈和发射筒外筒连接，通过内连接圈和高压室一端连接，高压室另一端为喉部，喉部端口设有气膜组件，发射筒外筒内壁设有用于对发射载荷组件的弹托进行限位的挡块，高压室外、发射筒外筒内与弹托之间形成低压室；
9.所述气动组件用于向高压室内装填燃气，所述点火组件用于高压室内燃气的点火，测试组件用于对高压室、低压室以及发射载荷的速度和加速度的测试，所述固定定位组件用于试验装置的固定和定位。
10.进一步的，高压室一端通过螺纹与发射筒端盖的内连接圈连接，另一端使用螺钉与膜片组件连接，根据试验容积要求更换不同的高压室。
11.进一步的，所述气膜组件包括膜片压件和膜片，膜片一侧有预制十字刻槽，根据发射需求压力选择厚度、刻槽深度不同的膜片。
12.进一步的，发射筒端盖上开设四个螺纹孔
13.所述气动组件包括两个高压气瓶，高压气瓶分别通过铜管以及导管卡套向高压室内填充燃气，每一个铜管上依次设置减压阀，电磁阀和手动球阀；发射筒端盖其中一个螺纹孔连接导管卡套。
14.进一步的，还包括泄压电磁阀，泄压电磁阀通过高压软管与发射筒端盖上的一个螺纹孔连接。
15.进一步的，所述点火组件包括点火针、点火器、继电器、电池和遥控开关；
16.电池通过继电器与点火器连接，通过遥控开关控制继电器；电路接通时，点火器将电池电压从几伏，通过振荡电路，升压到上千伏，进行尖端放电，产生电火花，实现点火。
17.进一步的，发射载荷组件还包括通过螺纹连接的载荷主体和载荷头部；
18.载荷主体为中空结构，内部装填配重块。
19.进一步的，所述测试组件包括装配在发射筒端盖上的用于测试高压室压力和或温度的高压室传感器，装配在发射筒外筒低压室对应侧壁上的用于测试低压室压力和或温度的低压室传感器，装配在载荷主体中空结构内的加速度传感器，还包括装配在发射筒筒口的速度传感器。
20.进一步的，固定定位组件包括力热耦合试验台和支撑架；
21.力热耦合试验台，通过卡盘螺杆和卡盘基座实现对发射筒外壁的三点夹持，；通过锥齿轮、丝杠螺旋副实现卡盘的移动；
22.所述支撑架，一端与发射筒端盖连接，另一端在工作时抵住墙壁，通过螺旋导杆机构，增大支撑架与端盖间预紧力，防止发射时燃气反作用力造成的发射装置移动。
23.进一步的，弹托底部设有裙边，在高压气体作用下，裙边被压在发射筒筒壁上，实现密封；弹托周边装有氟橡胶o型圈；
24.加速度传感器采用压电式，且通过磁吸的方式安装在发射载荷主体上；所述速度传感器通过红外信号测算发射载荷组件的速度。
25.本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
26.本发明的实验装置搭建完成后，旋下发射筒端盖和高压室，在高压室端面使用螺钉安装需求爆破压力的膜片；随后，将端盖与高压室旋回；依次将弹托与等效发射载荷装入发射筒内，安装到指定位置；依次打开高压气瓶、减压阀、电磁阀手动球阀，进行气体装填，通过高压室压力传感器的信号观察装填压力，到达指定压力时，关闭气动管道，换用另一种气体装填；对于氢气/空气、甲烷/空气等工况，为降低氢气等易燃气体泄露等可能存在的风险，先装填高压空气到指定压力，再装填氢气、甲烷等气体燃料；气体燃料装填完毕后，通过遥控开关控制继电器，电路导通，点火器通过振荡电路放大电池电压，升压到上千伏，进行尖端放电，产生电火花，实现点火；气体混合物发生定容爆炸，高压室压力不断升高，到达指定爆破压力时，膜片毁坏，高压气体冲入低压室，推动弹托沿发射筒加速运动，到达发射筒末端时，等效发射载荷已具有要求发射速度；弹托随发射载荷飞出筒外，实现发射筒内部高压气体的泄放。
27.本发明考虑到对不同发射载荷不同发射指标的通用性，将高压室设计成模块化零件，通过改变高压室体积、喷口喉部面积，实现对不同载荷质量、不同出口速度、不同最大过载的调节；同时，发射等效载荷内部为中空结构，可以通过增加配重块，实现对不同质量无人机的模拟。
28.考虑到发射装置存在点火不成功、点火后破膜不成功等问题，发射筒端盖上通过高压软管与泄压电磁阀连接，电磁阀常闭，通电后电磁阀打开，实现高压室压力泄放。
29.考虑到高压气体在发射筒低压室内密封，弹托底部设计有裙边，在高压气体作用下，裙边被压在筒壁上，实现密封；同时弹托周边装有氟橡胶o型圈，进一步阻挡燃气泄露。
附图说明
30.图1是本发明的折叠翼无人机弹射试验装置结构示意图。
31.图2是本发明的弹射试验装置主体部分。
32.图3是发射筒端盖局部示意图。
33.图4是高低压室局部剖视图。
34.图5是装填折叠翼无人机的发射筒剖视图。
35.附图标记说明：
36.1-力热耦合试验台，2-支撑架，3-高压气瓶，4-减压阀，5-电磁阀，6-手动球阀，7-泄压电磁阀，8-铜管，9-传感器，10-点火针，11-防回火阀，12-发射筒端盖，13-高压室，14-发射筒外筒，15-膜片压件，16-膜片，17-等效发射载荷盖，18-等效发射载荷主体，19-弹托。
具体实施方式
37.下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
38.如图1-5所示，一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射实验装置，包括发射装置、点火组件、气动组件、测试组件、发射载荷组件、固定定位组件，其特征在于所述发射装置由发射筒外筒14、高压室13、发射筒端盖12、膜片组件四部分组成。所述高压室13左端通过螺纹与发射筒端盖12连接，右端使用螺钉与膜片组件连接，可根据设计容积要求更换不同的高压室13。发射前高压室13用于装填燃气混合物；点火后，燃气混合物发生爆燃反
应，高压室压力到达设定压力时，膜片被冲破，高压气体进入低压室。所述膜片组件包括膜片压件15、膜片16、o型圈、螺钉。高压室13与膜片组件按照高压室、o型圈、膜片、膜片压件的顺序通过螺钉紧密装配。所述膜片16一侧有预制十字刻槽，可根据发射需求压力选择厚度、刻槽深度不同的膜片。所述发射筒端盖12，分别通过螺纹与高压室13、发射筒外筒14连接，将发射装置连接成一体。发射筒端盖12上开有四个螺纹孔，分别用于连接点火针、导管卡套、泄压电磁阀软管、高压室传感器。所述发射筒外筒14，是无人机发射装置的主要组件。发射筒外筒14内壁有挡块，限制弹托的运动，挡块左侧发射筒部分组成弹射低压室；右侧紧邻弹托与无人机。同时发射筒外筒14的低压室部分开有螺纹孔，用于安装低压室传感器。
39.点火组件，包括点火针、点火器、继电器、电池、遥控开关五部分组成。电池通过继电器与点火器连接；通过遥控开关控制继电器。点火组件的设计思路：电路接通时，点火器将电池电压从几伏，通过振荡电路，升压到上千伏，进行尖端放电，产生电火花，实现点火。所述遥控开关，实现远程点火，避免燃气压力过高炸毁发射筒、燃气泄漏等意外对实验人员造成的伤害。
40.气动组件包括高压气瓶3、减压阀4、电磁阀5、手动球阀6、防回火阀、泄压电磁阀7、铜管8。所述高压气瓶3，装有氢气、空气、氧气等高压气体，用于向高压室装填气体混合物。所述减压阀4，连接气瓶出气口，控制出气压力。所述电磁阀5，控制各进气管路。燃气反应时，防止球阀未闭紧等造成的燃气泄露引发爆炸。所述手动球阀6，负责控制装填气体管道，装填完毕后关闭；同时与电磁阀5形成双层保险。所述防回火阀11，可以防止气体倒流，及气体反应时高温高压气体点燃管道内气体，引燃高压气瓶，发生爆炸。所述泄压电磁阀7，通过高压软管在端盖上与高压室13相连，若膜片不能正常破膜，可通过电磁阀5将高压室气体排出。除泄压电磁阀7外，其余气动组件通过铜管连接，铜管密封性好，结实可靠。
41.测试组件包括高压室压力、温度传感器，低压室压力、温度传感器，加速度传感器，速度传感器。所述高压室传感器，安装在发射筒端盖螺纹孔上。一方面，高压室传感器作为静态压力测量设备，主要用于控制燃料和氧化剂装填。装填时，向发射筒中冲入气体，观察传感器信号，到达装填压力时关闭阀门，装填完毕。另一方面，可以用于输出高压室压力变化情况。所述低压室传感器，径向安装在发射筒外筒低压室螺纹孔上，保证试验时压力传感器可以测量在发射载荷整个运动过程中低压室压强的变化，同时压力传感器又能与高压气体直接接触，将高频压力信号准确表达。所述加速度传感器，采用压电式传感器，通过磁吸的方式安装在发射载荷上，信号线从筒口引出，防止发射载荷对信号线的影响。所述速度传感器，安装在发射筒筒口，通过红外信号测算无人机速度。
42.所述发射载荷组件，包括弹托、等效发射载荷两部分。所述弹托，主体采用硬质聚氨酯弹性体，弹托低部设计可利用燃气的高压，将弹托底部紧贴发射筒壁，防止燃气泄露；同时为满足内弹道计算的指标，弹托底部预留空间，弥补高压室壁厚占据的低压室空间。考虑到在承压状态下燃气的动密封，弹托装填时使用氟橡胶o型圈实现弹托与外筒的密封。所述等效发射载荷，由载荷主体、载荷头部两部分组成，通过螺纹连接。所述载荷主体，为中空结构，可以装填配重块、加速度传感器。所述载荷头部，端部为扁平结构，降低撞击对等效发射载荷的损坏；四周开有通孔，方便加速度传感器电缆连接。
43.所述固定定位机构，包括力热耦合试验台和支撑架。所述力热耦合试验台，通过卡盘螺杆、卡盘基座等机构实现对发射筒外壁的三点加持，加持稳定性高；通过锥齿轮、丝杠
螺旋副，实现卡盘的移动，调整发射装置的位置。所述支撑架，一端与发射筒端盖连接，一端与墙壁连接，通过螺旋导杆机构，增大支撑架与端盖间预紧力，防止发射时燃气反作用力造成的发射装置移动。
44.实施例
45.以无人机质量12kg、出口速度30m/s、最大过载不超过85g、气体燃料采用氢气/空气混合物为例。实验准备阶段，在力热耦合试验台上依次安装发射筒外筒、发射筒端盖、高压室，随后，将气动管道(高压气瓶、减压阀、电磁阀、手动球阀、防回火阀)依次通过高压软管或铜管连接，通过卡套接头与发射筒端盖连接；泄压电磁阀通过高压软管直街与端盖连接；点火线路(电池、继电器、点火器、点火针)中点火针通过螺纹与端盖连接，通过遥控开关控制继电器，实现电路通断；然后，在发射筒螺纹孔处安装高低压室传感器，实验系统搭建完成。准备发射阶段，旋下发射筒端盖和高压室，在高压室端面使用螺钉安装需求爆破压力的膜片；随后，将端盖与高压室旋回；依次将弹托与等效发射载荷装入发射筒内，安装到指定位置，等效发射载荷内部装有加速度传感器，用于测量无人机最大过载，电缆通过载荷盖上开口与外部连接；装填气体时时，依次打开高压气瓶、减压阀、电磁阀、手动球阀，进行气体装填，通过高压室压力传感器的信号观察装填压力，到达指定压力时，关闭气动管道，换用另一种气体装填；对于氢气/空气工况，为降低氢气泄露等可能存在的风险，先装填高压空气到2.27mpa，再装填氢气到3.23mpa。发射阶段，气体燃料装填完毕后，通过遥控开关控制继电器，电路导通，点火器通过振荡电路放大电池电压，升压到上千伏，进行尖端放电，产生电火花，实现点火；氢气混合物发生定容爆炸，高压室压力不断升高，到达指定爆破压力25mpa时，膜片毁坏，高压气体冲入低压室，推动弹托沿发射筒加速运动；红外测速装置安装在发射筒出口处，测量无人机出口速度；无人机到达发射筒末端时，等效发射载荷已具有要求发射速度32m/s，弹托随发射载荷飞出筒外，实现发射筒内部高压气体的泄放。同时，通过发射载荷内部加速度传感器可测量载荷最大过载，不超过80g。

技术特征：
1.一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装置，其特征在于，包括发射筒外筒(14)，发射筒端盖(12)，高压室(13)，发射载荷组件，气动组件，点火组件，气膜组件，测试组件和固定定位组件；所述发射筒端盖(12)上设有内、外连接圈，通过外连接圈和发射筒外筒(14)连接，通过内连接圈和高压室(13)一端连接，高压室另一端为喉部，喉部端口设有气膜组件，发射筒外筒内壁设有用于对发射载荷组件的弹托进行限位的挡块，高压室(13)外、发射筒外筒(14)内与弹托之间形成低压室；所述气动组件用于向高压室内装填燃气，所述点火组件用于高压室内燃气的点火，测试组件用于对高压室、低压室以及发射载荷的速度和加速度的测试，所述固定定位组件用于试验装置的固定和定位。2.根据权利要求1所述的试验装置，其特征在于，高压室(13)一端通过螺纹与发射筒端盖(12)的内连接圈连接，另一端使用螺钉与膜片组件连接，根据试验容积要求更换不同的高压室(13)。3.根据权利要求2所述的试验装置，其特征在于，所述气膜组件包括膜片压件(15)和膜片(16)，膜片(16)一侧有预制十字刻槽，根据发射需求压力选择厚度、刻槽深度不同的膜片。4.根据权利要求3所述的试验装置，其特征在于，发射筒端盖(12)上开设四个螺纹孔所述气动组件包括两个高压气瓶(3)，高压气瓶(3)分别通过铜管(8)以及导管卡套向高压室(13)内填充燃气，每一个铜管(8)上依次设置减压阀(4)，电磁阀(5)和手动球阀(6)；发射筒端盖(12)其中一个螺纹孔连接导管卡套。5.根据权利要求4所述的试验装置，其特征在于，还包括泄压电磁阀(7)，泄压电磁阀(7)通过高压软管与发射筒端盖上的一个螺纹孔连接。6.根据权利要求5所述的试验装置，其特征在于，所述点火组件包括点火针、点火器、继电器、电池和遥控开关；电池通过继电器与点火器连接，通过遥控开关控制继电器；电路接通时，点火器将电池电压从几伏，通过振荡电路，升压到上千伏，进行尖端放电，产生电火花，实现点火。7.根据权利要求6所述的试验装置，其特征在于，发射载荷组件还包括通过螺纹连接的载荷主体和载荷头部；载荷主体为中空结构，内部装填配重块。8.根据权利要求7所述的试验装置，其特征在于，所述测试组件包括装配在发射筒端盖(12)上的用于测试高压室压力和或温度的高压室传感器，装配在发射筒外筒(14)低压室对应侧壁上的用于测试低压室压力和或温度的低压室传感器，装配在载荷主体中空结构内的加速度传感器，还包括装配在发射筒筒口的速度传感器。9.根据权利要求8所述的试验装置，其特征在于，固定定位组件包括力热耦合试验台和支撑架；力热耦合试验台，通过卡盘螺杆和卡盘基座实现对发射筒外壁的三点夹持，；通过锥齿轮、丝杠螺旋副实现卡盘的移动；所述支撑架，一端与发射筒端盖连接，另一端在工作时抵住墙壁，通过螺旋导杆机构，增大支撑架与端盖间预紧力，防止发射时燃气反作用力造成的发射装置移动。
10.根据权利要求9所述的试验装置，其特征在于，弹托底部设有裙边，在高压气体作用下，裙边被压在发射筒筒壁上，实现密封；弹托周边装有氟橡胶o型圈；加速度传感器采用压电式，且通过磁吸的方式安装在发射载荷主体上；所述速度传感器通过红外信号测算发射载荷组件的速度。

技术总结
本发明为一种基于气体燃料的高低压室折叠翼无人机弹射试验装置。包括发射筒外筒，发射筒端盖，高压室，发射载荷组件，气动组件，点火组件，气膜组件，测试组件和固定定位组件；发射筒端盖上设有内、外连接圈，通过外连接圈和发射筒外筒连接，通过内连接圈和高压室一端连接，高压室另一端为喉部，喉部端口设有气膜组件，发射筒外筒内壁设有用于对弹托进行限位的挡块，高压室外、发射筒外筒内与弹托之间形成低压室。本发明通过气体燃料代替发射药等火工品，适用范围更广；通过高、低压室降低高温、高压气体对无人机的大过载、冲击损伤、高温损伤。高温损伤。高温损伤。


技术研发人员：荆希泽 任杰 刘志鹏
受保护的技术使用者：南京理工大学
技术研发日：2023.05.15
技术公布日：2023/8/13