[发明专利]一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架

说明书

本发明涉及飞行物的发射，特别涉及一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架，无人飞行物助推结构，包括助推杆，助推杆的一端用于与助推无人飞行物的火箭前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；助推杆为中空的管状结构，助推杆的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆与无人飞行物推开分离。通过采用本无人飞行物助推结构，轻松且巧妙的快速实现火箭与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭飞行，防止了火箭及助推杆对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

技术领域

本发明涉及飞行物的发射，特别涉及一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架。

背景技术

目前飞行物发射方式主要包括:手抛式发射方式、火箭助推发射方式、弹射起飞发射方式、机载投放发射、车载发射等。

火箭助推发射方式在中小型飞行物的起飞发射中应用广泛，是一种常见的飞行物发射方式,飞行物通过火箭助推发射起飞升空后，助推火箭会被扔掉，然后飞行物在发动机的作用下完成飞行任务。火箭助推起飞发射方式推力范围比较大，能够适应飞行物发射要求，此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了飞行物的使用范围,而且其成本比较低，有较好的经济性。

在火箭助推起飞后，火箭依然会助推飞行物一段时间，但是在传统的助推方式中，当火箭燃料耗尽时，火箭连带支撑飞行物的部件不会立刻与飞行物脱离，而是会连着飞行物一同飞行一段时间，但是因为火箭和支撑飞行物的部件的本身并不是用于飞行而设计，火箭连带着飞行物的状态会给飞行物的飞行造成不确定、不稳定的因素，对飞行物的飞行状态造成不利影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能方便且巧妙的实现火箭及附带部件与无人飞行物快速分离的无人飞行物助推结构。

为了实现上述目的，本申请采用的技术方案是一种无人飞行物助推结构，用于设置在无人飞行物发射装置上，包括助推杆，上述助推杆的一端用于与助推无人飞行物的火箭前端连接，另一端用于与无人飞行物抵接；

所述助推杆为中空的管状结构，助推杆的内腔设置有弹性机构，该弹性机构用于在火箭助推无人飞行物起飞前、起飞时或飞行中处于压缩状态，并且所述弹性机构在无人飞行物飞行中开始恢复，使弹性机构恢复后或恢复过程中将助推杆与无人飞行物推开分离。

通过采用本无人飞行物助推结构，在起飞前通过发送装置的机架将飞行物固定并且使弹性机构处于压缩状态，使火箭助推飞行物飞行时，火箭可以通过施加推力依然使弹性机构处于压缩状态，当飞行一段时间火箭燃料耗尽后，弹性机构做功，弹性机构恢复松弛状态只需较小的力便可将火箭、助推杆与无人飞行物推开，轻松且巧妙的快速实现火箭与飞行物的分离，避免无人飞行物连带火箭飞行，防止了火箭及助推杆对无人飞行物的过长时间飞行的干涉。

进一步地是，上述弹性机构包括弹性件和顶杆；上述顶杆一端与无人飞行物抵接，另一端通过弹性件连接于上述助推杆内。

这样使助推杆作为一个内部可伸缩的同时外部作为刚性支撑的组件，较好的实现在飞行物飞行过程中让助推杆和飞行物分离。

进一步地是，上述弹性件为弹簧、海绵条、胶条、气缸中的任意一种或任意多种的组合。这里的弹性件回复力根据实际需要，如无人飞行物的质量、尺寸等进行选用、调节。

进一步地是，上述顶杆包括用于与弹性件连接或抵接的连接部、用于与无人飞行物抵接的抵接部；上述抵接部用于伸出助推杆与无人飞行物抵接。

进一步地是，上述助推杆上的内腔包括后腔和穿孔，上述连接部限位于上述后腔内，上述顶杆穿设于上述穿孔中，用于根据弹性件的伸缩使顶杆在该穿孔中滑动。这样设置对连接部进行限位的后腔，以对顶杆的移动行程进行限制，设置时即可将后腔设置的径向尺寸大于穿孔孔径，将顶杆制为钉状结构。