应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置
阅读说明：本技术 应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置 (Unmanned aerial vehicle locking device applied to large-scale unmanned aerial vehicle rocket boosting launching ) 是由 张安平 展凤江 邓春燕 于 2021-06-11 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置,包括主支架组件、前支撑组件、限位锁组件以及拉杆限位组件,主支架组件包括支架主体、阻挡机构、锁闭机构以及后支撑组件；前支撑组件与支架主体前部旋转连接,包括镜像对称的左支撑架、右支撑架以及位于两者之间的支撑板,左支撑架和右支撑架远离支撑板的一侧均设有与阻挡机构配合固定无人机的限位顶杆机构；限位锁组件设于支架主体前部；拉杆限位组件设于支架主体底部。本发明取代了现有技术中所使用的剪切销或拉断销,通过限位顶杆机构与阻挡机构配合即可稳定锁闭发射前的无人机,在发射时能通过锁闭机构快速分离拉杆限位组件使无人机正常发射。(The invention discloses an unmanned aerial vehicle locking device applied to large-scale unmanned aerial vehicle rocket boosting launching, which comprises a main support assembly, a front support assembly, a limiting lock assembly and a pull rod limiting assembly, wherein the main support assembly comprises a support main body, a blocking mechanism, a locking mechanism and a rear support assembly; the front support assembly is rotatably connected with the front part of the support main body and comprises a left support frame, a right support frame and a support plate positioned between the left support frame and the right support frame, wherein the left support frame and the right support frame are in mirror symmetry, and one sides of the left support frame and the right support frame, which are far away from the support plate, are respectively provided with a limiting ejector rod mechanism which is matched with the blocking mechanism to fix the unmanned aerial vehicle; the limit lock assembly is arranged at the front part of the bracket main body; the pull rod limiting assembly is arranged at the bottom of the support main body. The invention replaces a shear pin or a breaking pin used in the prior art, can stably lock the unmanned aerial vehicle before launching by matching the limiting ejector rod mechanism with the blocking mechanism, and can quickly separate the pull rod limiting component by the locking mechanism during launching to ensure that the unmanned aerial vehicle launches normally.)
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，具体涉及应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置。
背景技术
目前大型无人机在应用火箭助推发射方式发射起飞前，通常使用剪切销或拉断销锁闭机构将无人机固定在发射装置上。当火箭助推器点火启动后，锁闭机构中的剪切销或拉断销在无人机发动机推力和火箭助推器推力的共同作用下被剪断或被拉断，从而实现无人机与发射装置的分离。由于无人机的发射过程要求具有高可靠性，因此作为关键部件的剪切销或拉断销的加工制造要求非常高，然而在每次无人机的发射过程中剪切销或拉断销都为一次性装配使用消耗件，导致锁闭机构的操作不方便且增加了多次发射无人机的成本。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置。
为实现上述目的，本发明的技术方案为：
应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置，包括：
主支架组件，包括支架主体、阻挡机构、锁闭机构以及后支撑组件，所述阻挡机构设于支架主体前部的两侧，所述锁闭机构设于支架主体的底部，所述后支撑组件设于支架主体的后部；
前支撑组件，与支架主体前部旋转连接，包括镜像对称的左支撑架、右支撑架以及位于两者之间的支撑板，所述左支撑架和右支撑架远离支撑板的一侧均设有与阻挡机构配合固定无人机的限位顶杆机构，所述前支撑组件被配置为与所述后支撑组件配合支撑并固定发射前的无人机；
限位锁组件，设于支架主体前部，被配置为与前支撑组件底部的支架限位件配合限制所述前支撑组件在无人机发射后的旋转；
拉杆限位组件，设于支架主体底部，一端与前支撑组件铰接，另一端与锁闭机构活动连接，被配置为阻碍所述前支撑组件在无人机发射前绕支架主体旋转。
进一步的，所述阻挡机构包括套筒、顶杆顶块、滑动顶块、顶块连杆以及调节螺钉，所述套筒设于支架主体前部，其轴线与所述支架主体垂直；所述顶杆顶块的下部伸入套筒内部并沿套筒轴向移动，所述顶杆顶块的上部伸出套筒并与所述顶块连杆的一端铰接，所述顶块连杆的另一端与所述滑动顶块铰接；所述滑动顶块的底部伸入所述支架主体上的顶块凹槽，并沿顶块凹槽延伸的方向移动；所述调节螺钉通过螺钉调节板活动安装于滑动顶块远离套筒的一侧，当所述调节螺钉向滑动顶块移动时，所述滑动顶块被调节螺钉推动向套筒移动，同时所述顶杆顶块被顶块连杆带动向推动限位顶杆机构的方向移动。
进一步的，所述顶杆顶块靠近限位顶杆机构的部分具有半圆形弧面。
进一步的，所述限位顶杆机构包括滑销挡钩、挡钩顶杆、导向板以及顶杆压缩弹簧，所述滑销挡钩与所述左支撑架和右支撑架分别铰接，所述挡钩顶杆位于滑销挡钩的下方，被所述阻挡机构带动以迫使滑销挡钩向固定无人机的方向旋转；所述挡钩顶杆一侧通过弹簧挡块连接有导向杆，所述导向杆与挡钩顶杆平行；所述导向板沿挡钩顶杆移动的方向设置，所述导向杆贯穿导向板并沿导向板延伸方向移动，所述顶杆压缩弹簧套设在导向杆位于导向板内的部分，并与弹簧挡块配合限制所述导向杆的移动；当所述挡钩顶杆向滑销挡钩移动时，所述弹簧挡块压缩顶杆压缩弹簧；所述前支撑组件上设有第一导向件，所述挡钩顶杆穿过第一导向件向靠近或远离滑销挡钩的方向移动。
进一步的，所述挡钩顶杆的顶部具有第一斜面，所述第一斜面与滑销挡钩底部的第二斜面位置以及形状匹配。
进一步的，所述前支撑组件端部靠近滑销挡钩的一侧设有挡钩限位件，被配置为限制所述滑销挡钩的旋转。
进一步的，所述前支撑组件顶部设有挡板凹槽，所述挡板凹槽内容置有滑销挡板，所述滑销挡板与滑销挡钩配合形成固定无人机前滑销的限位结构；所述前支撑组件端部设有一伸入挡板凹槽的第一通孔，所述滑销挡板上设有与第一通孔位置对应的第二通孔；当滑销挡板插入挡板凹槽后，所述滑销挡板通过将限位杆依次伸入第一通孔与第二通孔固定。
进一步的，所述限位锁组件包括锁盒、锁体以及锁体压簧，所述锁盒两端设有供锁体贯穿的通孔，所述锁体压簧套设在锁体位于锁盒内部的部分，所述锁体伸出锁盒的其中一端具有锁舌，所述锁舌端部一侧具有第三斜面，所述锁体在靠近锁舌处设有压簧挡板，所述压簧挡板与所述锁体压簧抵触连接；当所述支架限位件旋转至限位锁组件处时，所述锁舌的第三斜面被支架限位件推动，使所述锁舌向锁盒内部移动，同时所述锁体压簧被压簧挡板带动进行收缩；所述支架限位件上设有限位通孔，当所述限位通孔移动至锁舌端部时，所述锁舌在锁体压簧的作用下伸入限位通孔，限制所述支架限位件旋转的方向。
进一步的，所述拉杆限位组件包括挂钩连杆和挂钩拉杆，所述挂钩连杆一端与前支撑组件连接，另一端与挂钩拉杆的一端连接，所述挂钩拉杆的另一端穿过支架主体底部的第二导向件与锁闭机构活动连接。
更进一步的，所述主支架组件还包括火焰挡板，所述火焰挡板位于锁闭机构与无人机之间，所述锁闭机构为电磁挂钩。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
本发明所提供的应用于大型无人机火箭助推发射的无人机锁闭装置取代了现有技术中所使用的剪切销或拉断销，通过限位顶杆机构与阻挡机构配合即可稳定锁闭发射前的无人机，在发射时能通过锁闭机构快速分离拉杆限位组件使无人机正常发射。
本发明操作便捷，使用可靠，能够重复使用。
附图说明
图1为本发明实施例中无人机锁闭装置的结构示意图；
图2为本发明实施例中无人机锁闭装置在无人机发射前的结构示意图；
图3为本发明实施例中无人机锁闭装置在无人机发射后的结构示意图；
图4为本发明实施例中阻挡机构的结构示意图；
图5为本发明实施例中前支撑组件的结构示意图；
图6为本发明实施例中前支撑组件顶部的结构示意图；
图7为本发明实施例中阻挡机构与限位顶杆机构的装配示意图；
图8为本发明实施例中限位顶杆机构在锁闭无人机时的结构示意图；
图9为本发明实施例中拉杆限位组件与前支撑组件的装配示意图；
图10为本发明实施例中拉杆限位组件与前支撑组件在无人机发射时的装配示意图；
图11为本发明实施例中限位锁组件的结构示意图；
图12为本发明实施例中限位锁组件与支架限位件的装配示意图；
图13为本发明实施例中后滑块处于后支撑组件时的结构示意图；
图14为本发明实施例中锁闭机构的结构示意图；
图15为本发明实施例中无人机的结构示意图；
图中：100、主支架组件；110、支架主体； 111、火焰挡板；
120、阻挡机构；121、套筒；122、顶杆顶块；123、滑动顶块；124、顶块连杆；125、调节螺钉；126、螺钉调节板；127、顶块凹槽；128、顶块卡槽；
130、锁闭机构；
140、后支撑组件；141、凹形滑槽；
200、前支撑组件；201、左支撑架；202、右支撑架；203、支撑板；204、支架限位件；
210、限位顶杆机构；211、滑销挡钩；212、挡钩顶杆；213、导向板；214、顶杆压缩弹簧；215、弹簧挡块；216、导向杆；217、第一导向件；218、挡钩限位件；
220、挡板凹槽；221、滑销挡板；222、滑销支座；
300、限位锁组件；310、锁盒；320、锁体；321、锁舌；330、锁体压簧；331、压簧挡板；
400、拉杆限位组件；401、挂钩连杆；402、挂钩拉杆；403、第二导向件；
500、无人机；501、前滑销；502、后滑块。
具体实施方式
下面通过对实施例的描述，本发明的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理等，作进一步详细的说明，以帮助本领域技术人员对本发明的发明构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解。
请参阅图1-15，本发明实施例公开了应用于大型无人机500火箭助推发射的无人机500锁闭装置，包括主支架组件100、前支撑组件200、限位锁组件300以及拉杆限位组件400，其中，
主支架组件100包括支架主体110、阻挡机构120、锁闭机构130以及后支撑组件140，阻挡机构120设于支架主体110前部的两侧，锁闭机构130设于支架主体110的底部，后支撑组件140设于支架主体110的后部；
前支撑组件200与支架主体110前部旋转连接，包括镜像对称的左支撑架201、右支撑架202以及位于两者之间的支撑板203，左支撑架201和右支撑架202远离支撑板203的一侧均设有与阻挡机构120配合固定无人机500的限位顶杆机构210，前支撑组件200被配置为与后支撑组件140配合支撑并固定发射前的无人机500；
限位锁组件300设于支架主体110前部，被配置为与前支撑组件200底部的支架限位件204配合限制前支撑组件200在无人机500发射后的旋转；
拉杆限位组件400设于支架主体110底部，一端与前支撑组件200铰接，另一端与锁闭机构130活动连接，被配置为阻碍前支撑组件200在无人机500发射前绕支架主体110旋转。
其中，后支撑组件140的底部设有凹形滑槽141，凹形滑槽141的一侧设有后挡板。
为本发明实施例所优选的是，阻挡机构120包括套筒121、顶杆顶块122、滑动顶块123、顶块连杆124以及调节螺钉125，套筒121设于支架主体110前部，其轴线与支架主体110垂直；顶杆顶块122的下部伸入套筒121内部并沿套筒121轴向移动，顶杆顶块122的上部伸出套筒121并与顶块连杆124的一端铰接，顶块连杆124的另一端与滑动顶块123铰接；滑动顶块123的底部伸入支架主体110上的顶块凹槽127，并沿顶块凹槽127延伸的方向移动；调节螺钉125通过螺钉调节板126活动安装于滑动顶块123远离套筒121的一侧，当调节螺钉125向滑动顶块123移动时，滑动顶块123被调节螺钉125推动向套筒121移动，同时顶杆顶块122被顶块连杆124带动向推动限位顶杆机构210的方向移动。
其中，滑动顶块123一侧设有顶块卡槽128，顶块卡槽128沿滑动顶块123移动方向延伸并限制滑动顶块123脱离顶块凹槽127。
为本发明实施例所优选的是，顶杆顶块122靠近限位顶杆机构210的部分具有半圆形弧面。
为本发明实施例所优选的是，限位顶杆机构210包括滑销挡钩211、挡钩顶杆212、导向板213以及顶杆压缩弹簧214，滑销挡钩211与左支撑架201和右支撑架202分别铰接，挡钩顶杆212位于滑销挡钩211的下方，被阻挡机构120带动以迫使滑销挡钩211向固定无人机500的方向旋转；挡钩顶杆212一侧通过弹簧挡块215连接有导向杆216，导向杆216与挡钩顶杆212平行；导向板213沿挡钩顶杆212移动的方向设置，导向杆216贯穿导向板213并沿导向板213延伸方向移动，顶杆压缩弹簧214套设在导向杆216位于导向板213内的部分，并与弹簧挡块215配合限制导向杆216的移动；当挡钩顶杆212向滑销挡钩211移动时，弹簧挡块215压缩顶杆压缩弹簧214；前支撑组件200上设有第一导向件217，挡钩顶杆212穿过第一导向件217向靠近或远离滑销挡钩211的方向移动。
进一步的，前支撑组件200端部设有沿无人机500发射方向延伸的滑销支座222，以提高前支撑组件200端部的接触面积，便于无人机500的前滑销501放置于前支撑组件200上。
为本发明实施例所优选的是，挡钩顶杆212的顶部具有第一斜面，第一斜面与滑销挡钩211底部的第二斜面位置以及形状匹配。
为本发明实施例所优选的是，前支撑组件200端部靠近滑销挡钩211的一侧设有挡钩限位件218，被配置为限制滑销挡钩211的旋转。
为本发明实施例所优选的是，前支撑组件200顶部设有挡板凹槽220，挡板凹槽220内容置有滑销挡板221，滑销挡板221与滑销挡钩211配合形成固定无人机500前滑销501的限位结构；前支撑组件200端部设有一伸入挡板凹槽220的第一通孔，滑销挡板221上设有与第一通孔位置对应的第二通孔；当滑销挡板221插入挡板凹槽220后，滑销挡板221通过将限位杆依次伸入第一通孔与第二通孔固定。
为本发明实施例所优选的是，限位锁组件300包括锁盒310、锁体320以及锁体压簧330，锁盒310两端设有供锁体320贯穿的通孔，锁体压簧330套设在锁体320位于锁盒310内部的部分，锁体320伸出锁盒310的其中一端具有锁舌321，锁舌321端部一侧具有第三斜面，锁体320在靠近锁舌321处设有压簧挡板331，压簧挡板331与锁体压簧330抵触连接；当支架限位件204旋转至限位锁组件300处时，锁舌321的第三斜面被支架限位件204推动，使锁舌321向锁盒310内部移动，同时锁体压簧330被压簧挡板331带动进行收缩；支架限位件204上设有限位通孔，当限位通孔移动至锁舌321端部时，锁舌321在锁体压簧330的作用下伸入限位通孔，限制支架限位件204旋转的方向。
为本发明实施例所优选的是，拉杆限位组件400包括挂钩连杆401和挂钩拉杆402，挂钩连杆401一端与前支撑组件200连接，另一端与挂钩拉杆402的一端连接，挂钩拉杆402的另一端穿过支架主体110底部的第二导向件403与锁闭机构130活动连接。
为本发明实施例所优选的是，主支架组件100还包括火焰挡板111，火焰挡板111位于锁闭机构130与无人机500之间，锁闭机构130为电磁挂钩。
本发明的工作原理在于：
先用电磁挂钩钩挂住挂钩拉杆402，将前支撑组件200垂直于支架主体110固定；再旋转调节螺钉125顶住滑动顶块123滑动；滑动顶块123向前滑动时，通过顶块连杆124的作用，使顶杆顶块122的半圆形弧面顶住挡钩顶杆212的底部，挡钩顶杆212上移，顶杆压缩弹簧214受压变短，直至挡钩顶杆212上端的第一斜面与滑销挡钩211下端的第二斜面贴合；同时通过挡钩限位件218防止滑销挡钩211进一步转动。
吊装无人机500至前支撑组件200与后支撑组件140配合形成的支撑固定位上，当无人机500的前滑销501被滑销挡钩211钩住，无人机500的后滑块502滑入后支撑组件140的凹形滑槽141内后，用滑销挡板221插入前支撑组件200顶部的挡板凹槽220内挡住前滑销501，从而实现无人机500在发射起飞前的锁闭。
当装载在无人机500上的火箭助推器与电磁挂钩同时通电工作时，电磁挂钩旋转打开，挂钩拉杆402解锁，在无人机500发动机推力和火箭助推器推力的共同作用下，无人机500前滑销501冲撞前支撑组件200，前支撑组件200绕支架主体110转动，挡钩顶杆212沿其底部的倒角圆弧面脱离顶杆顶块122，挡钩顶杆212在顶杆压缩弹簧214恢复力的作用下向下移动，使得滑销挡钩211下端的第二斜面脱离挡钩顶杆212的第一斜面，滑销挡钩211被前滑销501顶开，无人机500后滑块502沿后支撑组件140凹形滑槽141滑出，从而实现大型无人机500的解锁起飞。
火箭助推器扫过支架主体110时，火焰挡板111挡住火箭助推器的高温火焰，阻止电磁挂钩被烧坏；当前支撑组件200旋转倒下时，支架限位件204碰撞到限位锁组件300锁舌321的第三斜面，锁舌321受力缩进锁盒310，直至支架限位件204上的限位通孔露出，锁舌321在锁体压簧330恢复力作用下迅速伸出插入支架限位件204上的限位通孔内，从而将前支撑组件200锁住。
以上所述仅为本发明根据限定的实施例和附图进行的说明，但本发明并非限定于此。本发明所属技术领域中的技术人员，在不脱离本发明的技术思想和所述的权利要求的范围内进行多种变形，应视为属于本发明保护范围。