一种火箭发射无人机推力线的自适应匹配重心装置及方法与流程

本发明属于航空火箭发射无人机领域，具体地说，涉及一种火箭发射无人机推力线的自适应匹配重心装置及方法。

背景技术：

目前无人机在各领域得到广泛的应用，如军事侦察、环境监测、环境执法、气象监测、国土调查执法、森林防火监测等领域。无人机的火箭发射方式是无人机最常见的起飞方式，是指无人机利用发射架通过火箭助推发射，助推火箭燃烧完后自动脱离，由其主发动机完成飞行任务。助推火箭与无人机发射连接接口的轴线为推力线，是使无人机以满足一定角度发射的推力所在的直线，必须满足推力线延长线过无人机的实际重心才能保证发射安全，因此在发射前需要测量无人机实际重心与推力线之间距离并进行调整。

传统的无人机推力线测量和调整，通常采用腹部多次吊挂测量、加垫片调节等方式，以使推力线尽量与飞机实际重心重合。申请号为cn201711309677.3的发明专利《无人机两点式火箭助推发射装置及其方法》，采用两条推力杆沿着两个球窝转动，推力线调整到位后，用挂钩限位并紧固的方式来调节火箭安装位置。申请号为cn201410705710.4的发明专利《自调式无人机推力线测量调整方法》，采用球关节可在一定范围灵活转动来调节推力线。

传统方法是通过调整推力锥（飞机上承载火箭推力的结构）以适应无人机重心，需要多次吊挂和测量，角度或位置调整相对困难，操作费时费力；发明专利《无人机两点式火箭助推发射装置及其方法》，所述装置占用空间大，球关节点接触难以承受火箭巨大的推力，对球窝的制造装配精度要求高，难以实现；发明专利《自调式无人机推力线测量调整方法》，所述球关节也是点接触，承受压力性能差，球关节的制造装配精度要求很高，难以实现，且所述的紧固方式无法实现。

技术实现要素：

本发明针对现有技术的上述问题，提出了一种火箭发射无人机推力线自适应匹配重心装置及方法，通过改变推力线的位置，使推力线自适应匹配无人机的实际重心，具体地通过改变推力锥与无人机之间的连接方式，推力锥与无人机上连接角片通过推力轴连接，在起吊过程中，推力锥沿着推力轴相对于无人机转动，推力线位置随之改变，调整到位时，通过分布在推力锥和无人机连接角片上不同部位最接近的孔位，插入销钉定位，最后用螺钉拧紧固定推力锥位置的方式完成推力线的自适应匹配重心任务。本发明通过上述方法实现更方便快捷、准确地自适应调整推力线以匹配无人机的重心。

本发明具体实现内容如下：

本发明提出了一种火箭发射无人机推力线的自适应匹配重心装置，与无人机上的腹部安装槽连接，包括钢丝绳、吊挂、推力锥、连接角片；

所述钢丝绳依次与吊挂、推力锥、连接角片、腹部安装槽连接；

所述推力锥包括推力锥锥体和推力锥安装座；所述推力锥锥体为圆锥台形结构，圆锥台形顶部与吊挂连接，圆锥台形底部与推力锥安装座一体固定连接；

所述推力锥安装座为没有下底板和前侧板的矩形壳体，所述推力锥锥体与推力锥安装座的前侧面固定一体安装；

所述自适应匹配重心装置还包括推力锥、螺钉；所述连接角片包括与腹部安装槽连接的底板及安装在底板左右两侧的连接板；所述推力锥安装座活动安装在底板上；所述连接板的前端宽度小于后端宽度；

所述推力锥安装座左右两侧的前端设置位置对应的推力锥安装孔，在连接角片的左右两侧的连接板前端上同样设置与推力锥安装孔对应的推力锥安装孔；所述推力锥穿过推力锥安装座和连接角片上的推力锥安装孔；

所述推力锥安装座左右两侧的后端各设置一个螺钉，所述螺钉的端部固定拧入推力锥安装座中；在连接角片左右两侧的连接板后端设置螺钉避让孔；所述螺钉避让孔的直径大于螺钉的公称直径；所述螺钉不与推力锥安装座连接的一端穿过螺钉避让孔；

所述连接角片左右两侧的连接板上还设置有若干定位孔ⅰ，所述连接角片左右两侧的连接板上设置若干定位孔ⅱ；所述定位孔ⅱ与同侧的定位孔ⅰ错位设置。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述推力锥锥体的顶端设置吊挂接头转动锥孔；所述吊挂的底端设置吊挂接头，所述吊挂接头包括吊挂杆和吊挂球；所述吊挂杆穿过吊挂接头转动锥孔进入推力锥锥体内部空间，所述吊挂球直径大于吊挂接头转动锥孔的直径，设置在推力锥锥体内吊挂杆的底端。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述推力锥锥体的上段前后两侧面设置吊挂转接头避让槽，左右两侧设置吊挂转轴安装槽；所述吊挂包括吊挂接头、吊挂转轴，所述吊挂接头通过吊挂转接头避让槽设置在推力锥锥体内部空间中，且吊挂接头底端两侧设置吊挂接头孔，所述吊挂接头通过穿过吊挂转接头避让槽、吊挂接头孔的吊挂转轴与推力锥锥体连接。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述连接角片左右两侧的连接板与所述推力锥安装座左右两侧间设置有一定连接间隙。

本发明还提出了一种火箭发射无人机推力线的自适应匹配重心方法，包括以下步骤：

步骤1：先将连接角片与无人机固定连接，然后用推力轴将推力锥与连接角片相连，推力轴一端靠台阶限位，另外一端插入开口销，以限制轴向位移，使得推力锥与推力轴之间只剩转动自由度；

步骤2：将推力锥转动至合适位置，通过螺钉避让孔拧入螺钉，螺钉暂不拧紧，因螺钉头部与连接角片之间贴合面有间隙，及螺杆与连接角片上螺钉避让孔之间也存在间隙，使得推力锥沿着推力轴可以在一定范围内上下转动；

步骤3：将吊挂与推力锥安装连接；

步骤4：用吊车或桁吊通过吊挂上的钢丝绳将无人机吊至竖直状态，在重力作用下，无人机沿着推力轴相对推力锥转动，无人机静止状态时，推力锥的轴线也就是推力线过无人机1实际重心；

步骤5：步骤4中推力锥相对连接角片转动至一定位置，观察连接角片上的定位孔ⅰ和推力锥上的定位孔ⅱ，找出两排孔中孔位最接近的对应孔，此时推力线与无人机重心之间稍有偏差，但在容许的误差范围内，对对应孔进行标记并插入销钉定位，然后拧紧螺钉，拆除吊挂，完成了推力线自适应匹配重心的工作。

为了更好地实现本发明，进一步地，当为所述推力锥锥体的顶端设置吊挂接头转动锥孔的情况时，所述步骤3具体为：通过连接角片区域，在推力锥内部装入吊挂接头，用工具卡住吊挂接头，将推力锥与吊挂连接；或者松开螺钉将推力锥向外转动一定角度，将吊挂接头从推力锥底部开口区域装入，然后卡住吊挂接头并与吊挂连接，再恢复螺钉。

为了更好地实现本发明，进一步地，当为所述推力锥锥体的上段前后两侧面设置吊挂转接头避让槽的情况时，所述步骤3具体为：通过连接角片区域，在推力锥内部装入吊挂转接头，安装吊挂转轴，将推力锥用销钉限位，在无人机竖直吊起过程中，吊挂转轴分别与推力锥和吊挂转接头转动。

本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：

（1）本发明通过推力线自适应匹配重心，改变了传统方式先测量无人机重心位置，然后通过推力锥加垫或移动位置，简化了操作步骤，提高了推力线调整效率；

（2）本发明推力锥与连接角片之间采用轴连接，轴结构承力好，受力均匀，结构简单紧凑占用空间小；

（3）本发明通过设置两侧定位孔，分级调整推力线位置，操作方便，具备较好的可实施性。

附图说明

图1为本发明装置安装在无人机上的示意图；

图2为本发明装置安装在无人机上的侧面剖视图；

图3为本发明吊挂通过吊挂接头转动锥孔安装在推力锥上的立体图；

图4为本发明吊挂通过吊挂接头转动锥孔安装在推力锥上的左侧剖视图；

图5为本发明设置吊挂接头转动锥孔时的推力锥结构侧面立体示意图；

图6为本发明设置吊挂接头转动锥孔时的推力锥结构仰视立体示意图；

图7为本发明设置吊挂转接头避让槽时的推力锥结构背面立体示意图；

图8为本发明设置吊挂转接头避让槽时对应的吊挂结构示意图。

其中：1，无人机，2、腹部安装槽，3、钢丝绳，4、吊挂，5、推力锥，6、连接角片，7、推力轴，8、定位孔ⅰ，9、螺钉，10、吊挂接头，11、推力轴安装孔，12、螺钉避让孔，13、吊挂接头转动锥孔，14、定位孔ⅱ，15、吊挂转接头避让槽，16、吊挂转轴，17、吊挂转接头，18、推力锥锥体，19、推力锥安装座。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例提供了一种火箭发射无人机推力线自适应匹配重心装置，如图1、图2、图3、图4、图5、图6所示，包括钢丝绳3、吊挂4、推力锥5、连接角片6、推力轴7、定位孔ⅰ8、螺钉9、吊挂接头10、推力轴安装孔11、螺钉避让孔12、吊挂接头转动锥孔13、定位孔ⅱ14；

钢丝绳3连接吊挂4，通过吊挂4能将无人机1吊起；吊挂4连接钢丝绳3和推力锥5，吊挂接头10底端的吊挂球与推力锥5上端的吊挂接头转动锥孔13接触，在重力作用下，两者可自适应转动将推力锥5调整至竖直；推力锥5通过与火箭锥面贴合将推力传递到无人机1上，推力锥5的轴线为推力线，推力锥5与无人机腹部的连接角片6通过推力轴7连接，推力锥5可沿着推力轴7自由转动，底面设计推力轴安装孔11及定位孔ⅱ14；连接角片6为推力锥5与无人机1均匀传递推力的连接载体，推力锥5通过推力轴7和螺钉9与连接角片6连接，连接角片6与推力锥5侧面设计间隙防止推力锥5转动时卡死，侧面设计与推力锥5匹配的定位孔ⅰ8及螺钉避让孔12；推力轴7是推力锥5与无人机1的主要传力结构件，阶梯轴形状，末端开限位销孔，在推力轴7上及推力轴安装孔11上涂固体润滑层或润滑脂，减小推力轴转动摩擦力；定位孔区分为连接角片6上的定位孔ⅰ8和推力锥上的定位孔ⅱ14，同侧定位孔ⅰ8与定位孔ⅱ14之间错位，当推力锥5沿着推力轴7向某个方向转动一定角度时，在对应的定位孔中插入销钉，不同的孔对应不同的转动角度，从而实现有级调整，另外一侧设计定位孔对应推力锥5不同的转动方向，当推力锥5定位后孔内插入销钉；螺钉9端部拧入推力锥5，在连接角片6上设计螺钉避让孔12，所述螺钉避让孔6是比螺钉公称直径大的孔，使推力锥5沿着推力轴7转动时不干涉，在连接角片6上的定位孔ⅰ8和推力锥上的定位孔ⅱ14插入销钉后，将螺钉拧紧，可靠连接推力锥5和连接角片6。

推力轴安装孔11轴线与推力锥5锥面轴线垂直相交，且推力锥5锥面轴线与吊挂接头转动锥孔13轴线重合，推力锥5的轴线即为推力线，推力锥5的轴线延伸线过吊挂接头10的球心，推力线在无人机对称面内。

推力锥5安装在无人机腹部安装槽2内，适用于有隐身要求的无人机，否则可以露在机腹外侧。

实施例2：

本实施例提出基于上述实施例1装置的一种火箭发射无人机推力线自适应匹配重心方法，实施步骤如下：

步骤1：先将连接角片6与无人机1固定连接，然后用推力轴7将推力锥5与连接角片6相连，推力轴7一端靠台阶限位，另外一端插入开口销，以限制轴向位移，使得推力锥5与推力轴7之间只剩转动自由度；

步骤2：将推力锥5转动至合适位置，通过螺钉避让孔12拧入螺钉9，螺钉9暂不拧紧，因螺钉头部与连接角片6之间贴合面有间隙，及螺杆与连接角片6上螺钉避让孔12之间也存在间隙，使得推力锥5沿着推力轴7可以在一定范围内上下转动；

步骤3：通过连接角片6区域，在推力锥5内部装入吊挂接头10，用工具卡住吊挂接头10，将其与吊挂4连接，或松开螺钉9将推力锥5向外转动一定角度，将吊挂接头10从推力锥5底部开口区域装入，然后卡住吊挂接头10并与吊挂4连接，再恢复螺钉9；

步骤4：用吊车或桁吊通过吊挂4上的钢丝绳3将无人机1吊至竖直状态，在重力作用下，无人机1沿着推力轴7相对推力锥5转动，无人机1静止状态时，推力锥5的轴线（推力线）过无人机1实际重心；

步骤5：步骤4中推力锥5相对连接角片6转动至一定位置，观察连接角片6上的定位孔ⅰ8和推力锥5上的定位孔ⅱ14，找出两排孔中孔位最接近的对应孔，此时推力线与无人机重心之间稍有偏差，但在容许的误差范围内，标记并插入销钉定位，然后拧紧螺钉9，拆除吊挂4，完成了推力线自适应匹配重心的工作。

实施例3：

本实施例在上述实施例1的基础上，进一步地，对实施例1中吊挂4与推力锥5的连接方式进行改动：如图7和图8所示，吊挂转接头17通过吊挂转轴16与推力锥5连接，将吊挂转接头17通过吊挂转接头避让槽15安装在推力锥5中，插入吊挂转轴16，并在吊挂转轴16两端用销钉限位，吊挂转接头17或推力锥5与吊挂转轴16之间能自由转动。吊挂转轴16的轴线与推力轴安装孔11的轴线平行，两轴线分别与推力线垂直相交。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例基于上述实施例3的装置，在上述实施例2的方法的基础上，对步骤3进行适应性的调整，步骤3在使用实施例3所改进的推力锥5盒吊挂4时：通过连接角片6区域，在推力锥5内部装入吊挂转接头17，安装吊挂转轴16，将其用销钉限位，无人机1竖直吊起过程中，吊挂转轴16分别与推力锥5和吊挂转接头17转动。

本实施例的其他部分与上述实施例2相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是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，均落入本发明的保护范围之内。