[发明专利]一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法

说明书

本发明提供了一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，结构包括推力线左调整支座、主推力支座、推力线上调整支座、推力线右调整支座、推力线转接接头、火箭助推销锥座、和三套具有长度可调节功能的螺纹调整连杆组件；推力线调整杆支座和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接，火箭助推销锥座的后端通过推力线转接接头与主推力支座连接，前端通过三套螺纹调整连杆组件分别与推力线左调整杆支座、推力线上调整支座和推力线右调整支座连接。通过推力线调整支座、主推力支座、推力线转接接头及螺纹调整连杆组件的设计，能够在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。

技术领域

本发明属于航空结构设计领域，特别涉及一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法。

背景技术

火箭助推发射型无人机，在助推火箭的作用下，可在很短的时间内获得起飞速度和一定的飞行高度，然后火箭自行脱落，无人机在发动机的作用下继续飞行。根据火箭助推器推力线与机身纵轴的相对位置，可分为夹角式和共轴式两种。对于采用夹角式助推方式的无人机，通过传统的火箭助推结构安装助推火箭，由于火箭助推结构为一体式结构等不可调结构，夹角式助推方式推力线控制与调整比较复杂，导致助推火箭调整效率低，增加装配周期。

因此，有必要提供一种适用于无人机的可调节火箭助推结构，在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的基础上，实现推力线的微调。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对夹角式助推方式推力线调整需求，提出一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，该方案在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。

本发明提供的技术方案如下：

第一方面，一种适用于无人机的可调节火箭助推结构，包括推力线左调整支座、主推力支座、推力线上调整支座、推力线右调整支座、推力线转接接头、火箭助推销锥座、和三套具有长度可调节功能的螺纹调整连杆组件；

所述推力线调整杆支座、、和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接，火箭助推销锥座的后端通过推力线转接接头与主推力支座连接，前端通过三套螺纹调整连杆组件分别与推力线左调整杆支座、推力线上调整支座和推力线右调整支座连接。

第二方面，一种适用于无人机的可调节火箭助推方法，采用第一方面所述的可调节火箭助推结构，包括如下步骤：

将可调节火箭助推结构的推力线调整杆支座和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接；

测量火箭助推器推力线的角度，

若不满足要求，旋转螺纹调整杆，调整螺纹调整连杆组件的长度，直至火箭助推器推力线的角度满足要求；优选火箭助推器推力线的角度满足要求后，通过穿设保险丝实施状态固定。

根据本发明提供的一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，具有以下有益效果：

本发明是一种适用于无人机的可调节火箭助推结构方案，该方案通过推力线调整支座、主推力支座、推力线转接接头及螺纹调整连杆组件的设计，与现有的火箭助推连接结构方案相比，能够在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。

附图说明

图1为本发明提供的一种适用于无人机的可调节火箭助推结构示意图。

附图标号说明

1-推力线左调整支座；2-主推力支座；3-推力线上调整支座；4-推力线右调整支座；5-推力线转接接头；6-火箭助推销锥座；7-衬套；8-轴承；9-左旋杆端关节轴承连杆；10-螺纹调整杆；11-右旋杆端关节轴承连杆。

具体实施方式