一种导弹抱箍释放机构及无人机的制作方法

1.本发明涉及导弹释放机构技术领域，特别是涉及一种导弹抱箍释放机构及无人机。


背景技术：

2.目前，固定翼无人机发展已经相当成熟，具有使用方便，经济性较高，使用要求低等特点，使得其被大量广泛应用。在实际应用中，经常以固定翼无人机为平台进行小型导弹的搭载，在一定高度和速度的情况下进行投弹释放。
3.目前已有的导弹大部分搭载在飞机上，其释放装置存在结构复杂、制造成本高、维护费用高等问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于：提供一种基于无人机平台的小型导弹释放机构，解决了释放机构结构复杂的问题。
5.本发明采用的技术方案如下：
6.一种导弹抱箍释放机构,包括：底座、抱箍组件、驱动件、限位组件以及驱动组件；
7.所述抱箍组件包括左抱箍与右抱箍，所述左抱箍与所述右抱箍分别通过铰接组件铰接在所述底座的两侧；
8.所述驱动件转动连接在所述底座上；
9.所述抱箍组件具有抱紧状态与释放状态：
10.当所述抱箍组件处于抱紧状态时，所述驱动件的两端分别与所述左抱箍、所述右抱箍相抵靠时，用于限制所述左抱箍、所述右抱箍的转动以抱紧导弹；
11.当所述抱箍组件处于释放状态时，所述驱动件与所述左抱箍、所述右抱箍相分离时，以用于释放导弹；
12.所述限位组件设置在所述抱箍组件上，以用于在所述限位组件有效时限制所述驱动件，使所述抱箍组件处于抱紧状态；
13.所述驱动组件与所述驱动件传动连接，以用于在所述限位组件失效时驱动所述驱动件转动，进而使所述抱箍组件处于释放状态。
14.优选地，所述限位组件包括电磁铁，所述电磁铁固定连接在所述抱箍组件或者所述底座上，所述驱动件与所述电磁铁吸附相连。
15.优选地，所述驱动组件包括第一连接件、第二连接件以及第一弹簧；
16.所述第一连接件固定连接在所述底座上，所述第二连接件固定连接在所述驱动件上，所述第一弹簧固定连接在所述第一连接件与所述第二连接件之间；
17.所述第一弹簧具有预紧力，使所述驱动件具有往所述第一连接件方向转动的趋势。
18.优选地，所述底座上端固定连接有顶板，所述顶板与所述左抱箍与以及所述右抱
箍之间设有第二弹簧；
19.所述第二弹簧具有预紧力，当所述抱箍组件处于释放状态时，第二弹簧驱动所述左抱箍与以及所述右抱箍转动，使所述左抱箍与所述右抱箍之间的间距最大。
20.优选地，所述左抱箍与以及所述右抱箍结构一致，包括驱动板以及紧固板，所述驱动板为直板，所述紧固板为弧形板，所述驱动板固定连接在所述紧固板上端，所述驱动件与所述驱动板相抵靠，所述弧形板用于抱紧与释放导弹。
21.一种无人机，包括机身、机翼以及一种导弹抱箍释放机构，所述导弹抱箍释放机构固定连接在所述机翼的下方。
22.综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是:
23.当限位组件处于失效状态时，通过驱动组件驱动驱动件转动，从而使驱动件解除对抱箍组件的限制，此时抱箍组件受到导弹重力的作用转动，使抱箍组件处于释放状态，进而释放导弹；当限位组件有效时，驱动件的两端分别与抱箍组件相抵靠，使抱箍组件处于抱紧状态。该装置通过简单的机械结构完成导弹的释放，具有可靠性高，维护成本低，使用方便简单等优点。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
25.图1为本发明导弹抱箍释放机构的第一轴测图；
26.图2为本发明导弹抱箍释放机构的第二轴测图；
27.图3为本发明导弹抱箍释放机构夹持导弹时的结构示意图；
28.图4为本发明导弹抱箍释放机构释放导弹时的结构示意图；
29.图5为本发明底座的结构示意图；
30.图6为本发明无人机的结构示意图。
31.图中标记：1
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底座，101
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凸起部，2
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抱箍组件，201
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左抱箍，202
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右抱箍，3
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导弹，4
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基座，5
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螺纹杆，6
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驱动件，7
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支柱，8
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顶板，9
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第二弹簧，10
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连接柱，11
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第一连接件，12
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第二连接件，13
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第一弹簧，14
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电磁铁座，15
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失电型电磁铁，16
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机身，17
‑
机翼。
具体实施方式
32.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，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
33.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
34.另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为
指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
35.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
36.实施例一
37.如图1
‑
5所示为本实施例公开的一种导弹抱箍释放机构,包括：底座1、抱箍组件2、驱动件6、限位组件以及驱动组件；所述抱箍组件2包括左抱箍201与右抱箍202，所述左抱箍201与所述右抱箍202分别通过铰接组件铰接在所述底座1的两侧；所述驱动件6转动连接在所述底座1上；所述抱箍组件2具有抱紧状态与释放状态：当所述抱箍组件2处于抱紧状态时，所述驱动件6的两端分别与所述左抱箍201、所述右抱箍202相抵靠时，用于限制所述左抱箍201、所述右抱箍202的转动以抱紧导弹3；当所述抱箍组件2处于释放状态时，所述驱动件6与所述左抱箍201、所述右抱箍202相分离时，以用于释放导弹3；所述限位组件设置在所述抱箍组件2上，以用于在所述限位组件有效时限制所述驱动件6固定，使所述抱箍组件2处于抱紧状态；所述驱动组件与所述驱动件6传动连接，以用于在所述限位组件失效时驱动所述驱动件6转动，进而使所述抱箍组件2处于释放状态。
38.在本实施例中，铰接组件包括固定连接在抱箍组件2上的两个基座4、设置在底座1上的凸起部101，以及螺纹杆5，凸起部101插入至两个基座4之间，然后通过螺栓杆依次插入至基座4、凸起部101以及另一个基座4，最后拧入螺帽固定，此时抱箍组件2可以通过基座4绕螺纹杆5转动。当然还可以采用其他的铰接组件，只要使抱箍组件2转动时不会与底座1发生干涉即可。
39.在本实施例中，底座1上固定连接有支柱7，支柱7垂直于底座1设置，驱动件6转动连接在支柱7上，驱动件6可绕支柱7进行转动，并且支柱7位于驱动件6的中心处。
40.在本实施例中，在抱箍组件2处于释放状态下将导弹3放置至抱箍组件2之间，然后驱动抱箍转动，使抱箍组件2处于抱紧状态紧抱导弹3，然后驱动驱动件6转动，使驱动件6的两端与抱箍组件2相抵靠，限制所述抱箍组件2的转动，然后再通过限位组件限制驱动件6的转动，此时完成导弹3的安装。当需要释放导弹3的时候，首先使限位组件处于失效状态，然后通过驱动组件驱动驱动件6转动，从而使驱动件6解除对抱箍组件2的限制，此时抱箍组件2受到导弹3重力的作用转动，使抱箍组件2处于释放状态，进而释放导弹3。
41.优选地，所述限位组件包括电磁铁，所述电磁铁固定连接在所述抱箍组件2或者所述底座1上，所述驱动件6与所述电磁铁吸附相连。
42.在本实施例中，所述电磁铁通过电磁铁座14固定连接在抱箍组件2上。
43.在本实施例中，所述电磁铁为失电型电磁铁15，当所述失电型电磁铁15在未通电的情况下，所述失电型电磁铁15具有磁性吸附所述驱动件6；当所述失电型电磁铁15在通电的情况下，所述失电型电磁铁15失去磁性，停止吸附所述驱动件6。
44.优选地，所述驱动组件包括第一连接件11、第二连接件12以及第一弹簧13；所述第
一连接件11固定连接在所述底座1上，所述第二连接件12固定连接在所述驱动件6上，所述第一弹簧13固定连接在所述第一连接件11与所述第二连接件12之间；所述第一弹簧13具有预紧力，使所述驱动件6具有往所述第一连接件11方向转动的趋势，且所述第一弹簧13的预紧力小于所述失电型电磁铁15的磁力。
45.在本实施例中，由于第一弹簧13的预紧力小于失电型电磁铁15的磁力，因此当失电型电磁铁15吸附驱动件6的时候，驱动件6不会被第一弹簧13驱动。当失电型电磁铁15通电后，失电型电磁铁15失去磁力，此时第一弹簧13将驱动驱动件6转动。
46.在本实施例中，失电型电磁铁15与第一弹簧13设置在驱动件6的同一侧，并且失电型电磁铁15与第一弹簧13分别位于支柱7的两端。因此驱动件6在转动的时候不会与失电型电磁铁15发生干涉。
47.在其他实施例中，失电型电磁铁15与第一弹簧13分别设置在驱动件6的两侧，并且失电型电磁铁15与第一弹簧13分别位于支柱7的同一侧。这种布局方式，驱动件6在转动的时候同样不会与失电型电磁铁15发生干涉。
48.优选地，所述底座1上端固定连接有顶板8，所述顶板8与所述左抱箍201与以及所述右抱箍202之间设有第二弹簧9；所述第二弹簧9具有预紧力，当所述抱箍组件2处于释放状态时，第二弹簧9驱动所述左抱箍201与以及所述右抱箍202转动，使所述左抱箍201与所述右抱箍202之间的间距最大。
49.在本实施例中，顶板8通过至少一根连接柱10固定连接在底座1上，这里需要特别说明的是支柱7也可以作为其中一根连接柱10与顶板8固定连接，并且支柱7与顶板8固定连接后还能加强支柱7的稳定性。
50.在本实施例中，当抱箍组件2脱离了驱动件6的限制后，通过第二弹簧9的弹性力将抱箍组件2打开从而释放导弹3。在这里需要特别说明的是，第二弹簧9打开抱箍组件2只是起到辅助的作用，上文也有提到导弹3本身也能通过自身的重力将抱箍组件2打开，但是通过第二弹簧9的辅助打开时，能够保证导弹3释放时候的姿态，并且能够防止导弹3自身打开抱箍组件2时，造成能量的损耗，影响导弹3释放后飞行的距离。
51.优选地，所述左抱箍201与以及所述右抱箍202结构一致，包括驱动板以及紧固板，所述驱动板为直板，所述紧固板为弧形板，所述驱动板固定连接在所述紧固板上端，所述驱动件6与所述驱动板相抵靠，所述弧形板用于抱紧与释放导弹3。
52.实施例二
53.如图6所示为本实施例公开的一种无人机，包括机身16、机翼17以及一种导弹抱箍释放机构，导弹抱箍释放机构固定连接在机翼17的下方。
54.在本实施例中，导弹抱箍释放机构通过顶板8与机翼17固定连接。
55.工作原理：
56.第一步，安装导弹3：首先将失电型电磁铁15通电，失电型电磁铁15失去磁性，通过第一弹簧13带动驱动件6转动，抱箍组件2脱离了驱动件6的限制后，通过第二弹簧9带动抱箍组件2转动打开，然后将导弹3放入至抱箍组件2内，驱动抱箍组件2转动，使抱箍组件2处于抱紧状态紧抱导弹3，与此同时，然后停止对失电型电磁铁15通电，失电型电磁铁15对驱动件6施加一个吸力，带动驱动件6转动，当驱动件6与失电型电磁铁15相抵靠后，驱动件6的两端与抱箍组件2相抵靠，限制抱箍组件2的转动。然后将整个释放机构固定在无人机的机
翼17上，当然，也可以先将整个释放机构固定在机翼17上，然后再安装导弹3。
57.第二步，释放导弹3：安装完导弹3之后，无人机起飞，计算出无人机所需要飞行的高度以及速度，当到达所需释放导弹3的位置后，将失电型电磁铁15通电，失电型电磁铁15失去磁性，通过第一弹簧13带动驱动件6转动，抱箍组件2脱离了驱动件6的限制后，在第二弹簧9的辅助作用下带动抱箍组件2转动打开，然后将导弹3释放，此时导弹3呈抛物线发射出去。
58.以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。
59.另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。