一种无人机发射装置用锁制器的制作方法

本发明涉及一种无人机发射装置用锁制器，属于无人机发射装置技术领域。

背景技术：

目前，在国内无人机导弹发射装置中，大多采用机械结构锁制器对导弹进行锁制，当导弹点火发射时，需要通过导弹自身推力解开锁制。这种通过导弹自身推力解锁的方式，通常会引起锁制器前挡件和导弹前滑块接触面之间的磨损，在一段时间的磨损之后，会导致两接触面之间的摩擦系数急剧增大，进而可能会引起前挡件与前滑块之间卡滞，导致导弹点火之后，导弹自身推力不足以解开锁制，无法发射离轨。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种无人机发射装置用锁制器，，防止导弹前滑块与锁制器因磨损而发生卡滞。当导弹需要点火发射时，在发射装置收到发射指令1s后，锁制器动力系统在0.5s内将压弹块向上收起10mm，同时两个微动开关闭合，导弹发动机点火线路接通，导弹锁制解除。当需要锁制导弹时，锁制器动力系统在0.5s内带动压弹块向下运动，锁制导弹，并提供导弹前滑块600n压弹力。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种无人机发射装置用锁制器，包括：锁制器外壳组合、伺服电机、联轴器、滚珠丝杠、支撑板、导向杆、压弹块、微动开关；

所述伺服电机、联轴器、滚珠丝杠均安装在锁制器外壳组合内；所述伺服电机提供驱动力，并通过联轴器带动滚珠丝杠移动；滚珠丝杠进而带动所述压弹块移动；所述支撑板的一端安装在锁制器外壳组合上，另一端与导向杆滑动连接，导向杆安装在锁制器外壳组合上；所述压弹块能够沿导向杆滑动，用于锁制或释放导弹的前滑块；所述微动开关安装在支撑板上，当导弹发射时，压弹块使微动开关闭合，用于接通导弹的点火电路。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述滚珠丝杠的螺杆与联轴器连接，滚珠丝杠的螺母与所述压弹块连接。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，当导弹在轨未发射时，所述压弹块向下压住导弹前滑块，并提供垂直向下的压弹力为600n，且所述压弹块与导弹前滑块航向方向前后间隙各为0.3mm。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，当导弹发射时，所述压弹块收起，释放导弹的前滑块，导弹离轨；所述压弹块移动到位后，伺服电机锁保持锁定状态。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述导向杆对所述压弹块起导向作用，防止所述压弹块在移动过程中发生旋转。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，采用所述滚珠丝杠连接所述联轴器和所述压弹块，将旋转运动变为直线运动。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述微动开关包括左微动开关、右微动开关，左微动开关和右微动开关互为备份。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述导向杆包括左导向杆、右导向杆，左导向杆和右导向杆共同对所述压弹块导向。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述伺服电机采用直流伺服电机。

上述无人机发射装置用锁制器，优选的，所述联轴器采用刚性联轴器。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

1、现有技术中的锁制器解锁是导弹点火后靠导弹的推力解锁，而本发明锁制器是导弹点火后，锁制器自身解除对导弹的锁制力，不需要靠导弹推力推开锁制器前挡件解锁，防止因磨损而发生卡滞；

2、本发明锁制器采用直流伺服电机作为动力源，可以根据实际需要调整直流伺服电机输出，对于不同弹型，采用不同的压弹力；

3、本发明锁制器发射导弹过程对载机无冲击，适用于小型无人机发射导弹；

4、本发明锁制器既可以沿航向锁制导弹，又可以提供压弹力，减少导弹垂向振动；

5、本发明锁制器将两个微动开关并入导弹发动机点火电路，在锁制导弹时，发动机点火电路处于断开状态，提高了导弹挂飞的安全性和可靠性；

6、本发明锁制器外场无需测试锁制力，维护简单。

附图说明

图1为本发明锁制器结构锁定状态示意图；

图2为本发明锁制器结构解锁状态示意图；

图3为本发明锁制器中压弹块锁制前滑块示意图；

图4为本发明锁制器中压弹块结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种无人机发射装置用锁制器，包括：锁制器外壳组合、伺服电机、联轴器、滚珠丝杠5、支撑板、导向杆、压弹块9、微动开关；所述伺服电机、联轴器、滚珠丝杠5均安装在锁制器外壳组合内；所述伺服电机提供驱动力，并通过联轴器带动滚珠丝杠5移动；滚珠丝杠5进而带动所述压弹块9移动；所述支撑板的一端安装在锁制器外壳组合上，另一端与导向杆滑动连接，导向杆安装在锁制器外壳组合上；所述压弹块9能够沿导向杆滑动，用于锁制或释放导弹的前滑块13；所述微动开关安装在支撑板上，当导弹发射时，压弹块9使微动开关闭合，用于接通导弹的点火电路。

作为本发明的一种优选方案，所述滚珠丝杠5的螺杆与联轴器连接，滚珠丝杠5的螺母与所述压弹块9连接。

作为本发明的一种优选方案，当导弹在轨未发射时，所述压弹块9向下压住导弹前滑块13，并提供垂直向下的压弹力为600n，且所述压弹块9与导弹前滑块13航向方向前后间隙各为0.3mm。当导弹发射时，所述压弹块9收起，释放导弹的前滑块13，导弹离轨；所述压弹块9移动到位后，伺服电机锁保持锁定状态。

作为本发明的一种优选方案，所述导向杆对所述压弹块9起导向作用，防止所述压弹块9在移动过程中发生旋转。

作为本发明的一种优选方案，采用所述滚珠丝杠5连接所述联轴器和所述压弹块9，将旋转运动变为直线运动。

作为本发明的一种优选方案，所述微动开关包括左微动开关11、右微动开关7，左微动开关11和右微动开关7互为备份。

作为本发明的一种优选方案，所述导向杆包括左导向杆10、右导向杆8，左导向杆10和右导向杆8共同对所述压弹块9导向。

实施例：

一种无人机发射装置用锁制器，包括动力系统、导向系统、压弹系统和锁制器外壳组合；其特征在于：所述动力系统包括直流伺服电机3、刚性联轴器4和滚珠丝杠5，所述直流伺服电机3安装于所述锁制器上壳2顶部，所述刚性联轴器4一端与所述直流伺服电机3轴连接，另一端与所述滚珠丝杠5螺杆连接，所述滚珠丝杠5螺母与所述压弹块9上部固连；所述导向系统包括右支撑板6、右导向杆8、左支撑板12和左导向杆10，所述右支撑板6右端安装于所述锁制器上壳2侧壁，左端与所述右导向杆8滑动连接，所述右导向杆8下端固定于所述锁制器底板1，所述左支撑板12左端安装于所述锁制器上壳2侧壁，右端与所述左导向杆8滑动连接，所述左导向杆8下端固定于所述锁制器底板1；所述压弹系统包括右微动开关7、压弹块9和左微动开关11，所述压弹块9上部与所述滚珠丝杠5连接，左右两端可分别沿所述左导向杆10和右导向杆8滑动，所述右微动开关7安装于所述右支撑板6下部，所述左微动开关11安装于所述左支撑板12下部；所述锁制器外壳组合包括所述锁制器底板1和所述锁制器上壳2，所述锁制器上壳2安装于锁制器底板1。如图1所示。

所述动力系统，在接到发射指令1s后，可实现在0.5s内将所述压弹块9收起10mm，释放所述前滑块13，导弹离轨，如图2所示。即当需要发射导弹时，所述压弹器9向上运动10mm，同时闭合所述左微动开关11和所述右微动开关7，发动机点火电路接通。

所述直流伺服电机3通过所述刚性联轴器4和所述滚珠丝杠5使所述压弹块9向下运动锁制所述前滑块13，然后所述直流伺服电机3保持锁定状态。如图3和4所示。所述直流伺服电机3通过所述刚性联轴器4和所述滚珠丝杠5使所述压弹块9向上运动释放所述前滑块13，然后所述直流伺服电机3保持锁定状态。

所述右微动开关7和所述左微动开关11为冗余设计。

所述左导向杆10和所述右导向杆8对所述压弹块9起导向作用，防止所述压弹块9在上下过程中发生旋转。

采用所述直流伺服电机3提供驱动力，可以根据实际需要调整压弹力大小。

采用所述刚性联轴器4连接所述直流伺服电机3轴和所述滚珠丝杠5螺杆。采用所述滚珠丝杠5连接所述刚性联轴器4和所述压弹块9，将旋转运动变为直线运动。

所述压弹块9施加至所述前滑块13压力为600n，可减少导弹垂向振动，同时所述压弹块9可从航向前后锁制导弹。

一种安全可靠的导弹锁制方法，防止导弹前滑块与锁制器因磨损而发生卡滞。当导弹需要点火发射时，在发射装置收到发射指令1s后，锁制器动力系统在0.5s内将压弹块向上收起10mm，同时两个微动开关闭合，导弹发动机点火线路接通，导弹锁制解除。当需要锁制导弹时，锁制器动力系统在0.5s内带动压弹块向下运动，锁制导弹，并提供导弹前滑块600n压弹力。具体的：

当锁制导弹时，将导弹沿发射装置导轨航向由后向前装弹至锁制器锁弹位置，然后给锁制器上电，直流伺服电机3通过刚性联轴器4带动滚珠丝杠5螺杆旋转，滚珠丝杠5将旋转运动转化为直线运动，带动压弹块9向下运动，压住导弹前滑块，导弹锁制，直流伺服电机3保持该状态锁定。压弹块9向下运动后，左微动开关11和右微动开关7断开，导弹发动机点火电路断开。

当需要发射导弹时，直流伺服电机3通过刚性联轴器4带动滚珠丝杠5螺杆旋转，滚珠丝杠5将旋转运动转化为直线运动，带动压弹块9向上运动，释放导弹前滑块，直流伺服电机3保持该状态锁定。压弹块9向上运动至与左微动开关11和右微动开关7接触，导弹发动机点火电路接通。锁制器解锁状态的示意图如图2所示。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。