[发明专利]电动无人航空载具发射器

说明书

本发明的实施例提供了对UAV发射系统的改进。所公开的发射系统通过提供使梭子沿着发射器导轨移动的电动马达驱动的卷带，消除了对液压流体和压缩氮或者空气的使用。所述梭子可与所述马达驱动的卷带脱离，从而使所述卷带的停止可以与所述梭子的停止分开。实施例还提供了一种辅阻拦条带。另一些实施例提供了一种防回滚锁定系统。

技术领域

本公开的实施例总体上涉及一种被设计用来发射无人航空载具(unmannedaerial vehicle，UAV)的电动发射器系统。所提供的该电动发射系统的实施例总体上比当前液气发射系统更轻。在发射过程中，它们还不使用用于发动机的液压流体和燃料。因为可以消除烟气和泄漏，所以这使系统对环保有益。通过使用被系到驱动马达中的基于反馈的控制器，可以对发射加速度分布图进行编程，并且可以减轻潜在的g-载荷峰值。

背景技术

用于无人航空载具(UAV)的发射系统被设计用来产生足够的力和速度，以使UAV可以被射到空中。UAV发射系统之后的总体构思是在不向无人航空载具施加破坏力的情况下在最小的距离内使载具从静止加速到所需的飞行速度。重量为三十磅或更大的载具使用的UAV发射器系统通常使用气动或者气动/液压系统作为主推进系统。

许多UAV采用的传统起飞方法(包括滑行、加速、升空和爬升)往往要求200英尺或更大的距离。这种传统的起飞使载具上的加速度(g-载荷)最小化，因为其在更长的距离内被加速。然而，需要设计出可以在小于50英尺的一定距离内获得所需发射速度的系统。例如，在舰船应用和其他情况下，空间可能是受限的。另外，与跑道起飞和着陆操作有关联的起落架增加了重量，因此要求更多的动力和燃料来维持飞行操作。

然而，使用在更短距离内实现飞行的发射器(因为加速度更快)通常意味着更高的g-载荷。UAV上往往存在昂贵的电子设备，这些电子设备无法承受这种高g-载荷。发射参数的其他限制包括最小发射速度或者最大发射空间。因此，发射器的设计和优化变成发射冲程长度、载具加速度、待发射的载具重量和发射角度的一种平衡。

最新设计出来的UAV发射器的动力源通常已经是自备电源，采用闭环液压/气动系统的形式，其在通过泵入液压流体将干氮压缩到蓄能器中时存储能量。液压泵通常由电动马达、汽油发动机或者多种燃料发动机驱动。

历史上，闭环液压/气动系统已经被证明是最广环境条件范围内最可靠的且可重复的。为了防止在极高温度下冷凝，使用干氮(GN₂)，而不使用空气，来装填活塞式蓄能器的“气动”侧。氮被预充到预定压力。液压泵然后对蓄能器活塞的液压侧加压，这压缩了氮并且提高了发射压力。一旦达到最佳发射压力，系统便会经由止回阀保持住压力直到启动发射。在启动发射之后，阀门打开，氮膨胀，推动流体流出蓄能器进入气缸。这加速了气缸活塞、穿索、梭子和载具。

然而，针对气动发射器，存在一些局限性和问题。例如，通常存在与系统相关联的蓄能器(accumulator)，该蓄能器必须被预充到具体的压力以在给定UAV重量下完成所需的发射速度。如果要求不同的速度或者如果UAV的重量发生了变化(由于燃料载荷或者法规)，必须相应地调节预充压力。这通常要求经由单独的气瓶从系统抽出或者向系统添加气体(通常是空气或者干氮)。改变压力的需要向系统增加了复杂度，并且有可能会增加整个系统重量(例如，如果使用要被定位在发射器上的气瓶)。

利用气动发射器，当在发射周期启动时压力被释放到机械驱动部件时，被施加至UAV的g-载荷也可能难以控制。在发射周期开始时，这些g-载荷峰值有可能对于UAV以及机载的电子设备和其他系统都具有灾难性的影响。可以通过控制阀来减轻这些初始g-载荷峰值，这些控制阀按照可控的方式将液压流体从蓄能器释放到驱动汽缸。然而，这些阀往往比较昂贵，并且会增加整个系统的重量。