断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件的制作方法

1.本发明涉及武器装备系统的无人飞行器轴向锁紧与释放技术领域，具体地，涉及一种断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件。


背景技术：

2.目前无人飞行器在存储、转运及发射时多采用锁紧释放组件进行固定与解锁，而剪切销、拉断销等因结构形式简单而在无人飞行器锁紧与释放技术领域得到广泛应用。但现有技术往往会在无人飞行器发射完成后因剪切销、拉断销断裂而产生高速运动的自由态多余物，对周围产品及人员具有一定的危害，轻则损伤产品，重则造成人员伤亡，其发射安全性无法保证。
3.因此，业界需要一种断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件，能够满足无人飞行器存储、转运及发射工况需求，确保无人飞行器锁紧可靠、释放便捷，且组件释放断裂后不会脱落，无多余物产生，提升发射安全性。
4.如专利文献cn204279987u公开了一种飞行器用助推器分离机构，包括拉锁机构、拉杆、剪切销及旗状板，旗状板设置在助推器喷管出口处，并通过剪切销与拉杆一端连接，拉杆另一端与设置在无人机腹部的拉锁机构连接，以形成互锁，从而可靠地连接无人机与助推器；而拉锁机构包括固定锁、制动块及制动拉杆，制动块设置在固定锁内，制动拉杆安装在制动块上，但该设计在剪切销断裂后仍然存在多余物的产生，存在不安全因素。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件。
6.根据本发明提供的一种断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件，包括：
7.平动杆，用于定位无人飞行器，两端分别通过第一摆杆、第二摆杆可转动的安装在摆杆座上且靠近第二摆杆的一端具有连接板；
8.安装架，固定安装在所述第二摆杆上或者安装在所述摆杆座上；
9.承载销，将所述连接板固定在所述安装架上，具有锁紧和解锁两种状态，在锁紧状态下，不允许平动杆相对于摆杆座运动；当无人飞行器实施发射时，在无人飞行器的发射推力作用下进而能够拉断所述承载销并进入解锁状态，此时所述承载销的两端分别停留在安装架、连接板上。
10.优选地，所述承载销包括依次连接的端部螺纹段、中部螺纹段、光杆段、支撑段，所述端部螺纹段和中部螺纹段之间设置有薄弱段；其中，所述承载销从锁紧状态到解锁状态的过程中，所述薄弱段被拉断。
11.优选地，所述安装架上具有第一螺纹孔，所述连接板上具有第二螺纹孔以及容纳空间，所述中部螺纹段的外径大于端部螺纹段的外径且小于支撑段的外径，所述容纳空间的内径大于中部螺纹段的外径；
12.所述端部螺纹段与所述第一螺纹孔相匹配，所述中部螺纹段与所述第二螺纹孔相匹配，所述承载销处于锁紧状态时，所述端部螺纹段匹配安装在第一螺纹孔中，所述中部螺纹段位于容纳空间中，所述支撑段内侧面与所述连接板的外侧面接触相抵。
13.优选地，所述连接板与安装架接触的面均为平面。
14.优选地，所述平动杆具有平动杆主体，所述平动杆主体与连接板可拆卸连接或一体连接。
15.优选地，当无人飞行器发射，自身所具有的滑块在匹配的滑轨上滑动进而保持在脱离发射装置前所具有的高度。
16.优选地，所述平动杆上具有定位结构，在解锁状态下，无人飞行器推动所述定位结构驱使平动杆主体运动进而能够使定位结构运动到所述无人飞行器的下方从而能够使无人飞行器底端面的高度高于所述定位结构顶端面的高度。
17.优选地，所述支撑段上具有头部凹槽。
18.优选地，所述第一摆杆、第二摆杆的下端均通过第一转轴与摆杆座转动配合，所述第一摆杆、第二摆杆的上端均通过第二转轴与平动杆的两端转动配合。
19.优选地，所述第一摆杆、第二摆杆与摆杆座、第一摆杆、第二摆杆与平动杆相连的部位均具有转动的阻尼进而在自然状态下所述平动杆通过第一摆杆、第二摆杆能够静止保持在所述摆杆座上并能够在有外力驱使时进入可转动的状态。
20.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
21.1、本发明有效解决了无人飞行器发射过程中形成高速飞出的脱落物问题，在有效满足无人飞行器存储、转运及发射工况需求的前提下，克服了发射过程脱落物对周围产品及人员形成的危害，大幅提升发射安全性。
22.2、本发明结构简单，操作方便，通用性好。
23.3、本发明利用多次地面转运试验和发射试验对本发明进行了考核，证实其能够满足实际需求，可在无人飞行器轴向锁紧与释放技术领域广泛使用。
附图说明
24.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
25.图1是本发明承载销在锁紧状态下的结构示意图；
26.图2是本发明承载销在锁紧状态下的局部放大图；
27.图3是承载销完整状态下结构示意图；
28.图4是本发明承载销在解锁状态下的结构示意图，其中，锁紧释放组件断裂后不脱落；
29.图5是本发明承载销在解锁状态下的局部放大图。
30.图中示出：
31.承载销1
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薄弱段12
32.安装架2
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端部螺纹段13
33.平动杆3
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光杆段14
34.第一摆杆4
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头部凹槽15
35.第一转轴5
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支撑段16
36.摆杆座6
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第二摆杆17
37.无人飞行器7
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连接板18
38.滑块8
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定位结构19
39.滑轨9
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第一螺纹孔21
40.第二转轴10
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第二螺纹孔31
41.中部螺纹段11
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容纳空间32
具体实施方式
42.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
43.本发明提供了一种断裂不脱落型无人飞行器轴向锁紧释放组件，如图1、图2、图3、图4、图5所示，包括承载销1、安装架2以及平动杆3。
44.具体地，平动杆3的两端分别通过第一摆杆4、第二摆杆17可转动的安装在摆杆座6上且靠近第二摆杆17的一端具有连接板18，平动杆3上具有定位结构19，定位结构19用于定位无人飞行器7。
45.安装架2，安装在第二摆杆17上或者安装在所述摆杆座6上，当安装架2安装在摆杆座6上时，相当于安装架2的位置被固定。
46.承载销1，将连接板18固定在安装架2上，具有锁紧和解锁两种状态，在锁紧状态下，不允许平动杆3相对于摆杆座6运动；当无人飞行器7实施发射时，在无人飞行器7的发射推力作用下进而能够拉断承载销1并进入解锁状态，此时承载销1的两端分别停留在安装架2、连接板18上。
47.具体地，在解锁状态下，无人飞行器7推动定位结构19驱使平动杆主体运动，进而能够使定位结构19运动到无人飞行器7的下方从而能够使无人飞行器7底端面的高度高于定位结构19顶端面的高度，此时，定位结构19不再能阻止无人飞行器7的发射。
48.具体地，承载销1包括依次连接的端部螺纹段13、中部螺纹段11、光杆段14、支撑段16，端部螺纹段13和中部螺纹段11之间设置有薄弱段12；承载销1从锁紧状态到解锁状态的过程中，薄弱段12被拉断，薄弱段12相比其他隔断强度低，当承载销1受到外部拉力时最先断裂的部位，薄弱段12优选为承载销1上外径最小的部位，承载销1优选采用铝合金制作。
49.安装架2上具有第一螺纹孔21，连接板18上具有第二螺纹孔31以及容纳空间32，中部螺纹段11的外径大于端部螺纹段13的外径且小于支撑段16的外径，容纳空间32的内径大于中部螺纹段11的外径。端部螺纹段13与第一螺纹孔21相匹配，中部螺纹段11与第二螺纹孔31相匹配，承载销1处于锁紧状态时，端部螺纹段13匹配安装在第一螺纹孔21中，中部螺纹段11位于容纳空间32中，支撑段16内侧面与连接板18的外侧面接触相抵。
50.承载销1在安装时，首先将端部螺纹段13穿过第二螺纹孔31，当中部螺纹段11接触第二螺纹孔31时将中部螺纹段11螺纹旋转的方式通过第二螺纹孔31进而中部螺纹段11进入到容纳空间32中，当端部螺纹段13接触到第一螺纹孔21时，通过工具操作支撑段16上具
有头部凹槽15进而使端部螺纹段13旋拧到第一螺纹孔21中直至支撑段16与连接板18接触相抵此时连接板18和安装架2通过承载销1紧固连接在一起，其中，连接板18与安装架2接触的面均优选为平面。
51.当无人飞行器7发射时，自身所具有的滑块8在匹配的滑轨9上滑动进而保持在脱离发射装置前所具有的高度，脱离发射装置后滑块8离开滑轨9，滑轨9安装在发射装置上，其中，承载销1、安装架2、平动杆3、摆杆座6都是发射装置的一部分。
52.具体地，平动杆3具有平动杆主体，平动杆主体与连接板18可拆卸连接或一体连接，第一摆杆4、第二摆杆17的下端均通过第一转轴5与摆杆座6转动配合，第一摆杆4、第二摆杆17的上端均通过第二转轴10与平动杆3的两端转动配合。
53.在实际应用中，第一摆杆4、第二摆杆17与摆杆座6、第一摆杆4、第二摆杆17与平动杆3相连的部位均具有转动的阻尼进而在自然状态下平动杆3通过第一摆杆4、第二摆杆17能够静止保持在摆杆座6上并能够在有外力驱使时进入可转动的状态。
54.需要说明的是，安装架2安装在第二摆杆17上或者安装在所述摆杆座6上，在平动杆3被推动时都能够实现本发明中的效果。
55.本发明的工作原理如下：
56.如图1、图2、图3所示，图中箭头表示航向，其中平动杆3、第一摆杆4、第二摆杆17、第一转轴5、第二转轴10、摆杆座6构成平行四边形机构，当无人飞行器7沿着导轨9并利用无人飞行器7的自身滑块8逆航向装填到位后，平动杆3上的定位结构19与无人飞行器7的尾端面贴合，利用工具将承载销1安装到位并施加预紧力，实现无人飞行器7在存储、转运过程中的可靠轴向锁紧。
57.如图4、图5所示，图中箭头表示航向，当无人飞行器7实施发射时，在无人飞行器7的发射推力作用下，无人飞行器7沿着航向开始运动，推动平行四边形机构向右向下翻倒，翻倒过程中平动杆3将推力作用在承载销1上的支撑段16上，最终实现承载销1上的薄弱段12位置发生断裂，解除无人飞行器7的轴向约束。承载销1断裂后，承载销1上的端部螺纹段13残留在支撑架2上的第一螺纹孔21内，承载销1上的其余组成(含中部螺纹段11、支撑段16、光杆段14及头部凹槽15)残留在平动杆3上的连接板18上，并且在承载销1上的中部螺纹段11和平动杆3上的第二螺纹孔31共同作用下实现承载销1发生断裂后不脱落。
58.经本发明在地面开展转运试验，试验过程中承载销1可靠锁紧；在地面开展发射试验，无人飞行器7发射分离过程中，承载销1上的薄弱段12位置可靠断裂，且承载销1断裂后均残留在本组件上，无高速飞出的脱落物产生，不对周围产品及人员形成危害，提升了发射安全性，满足设计要求及使用需求。
59.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
60.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。