一种适用于小型无人机的冷发射系统

1.本发明涉及飞机空中弹射技术领域，具体涉及一种适用于小型无人机的冷发射系统。


背景技术：

2.当前无人机发射的灭火弹或驱逐弹一般需要采用火药发射，且使用过程中易出现二次火源，导致出现安全隐患问题，尤其是在危险物资库区，二次火源会产生较大的财产损失，甚至人员伤亡现象。此外，火药发射还具有安全性差、环境污染、很难实现快速响应与现场部署等高速高效的处置方式等缺点，因此，本方案研发35mm冷发射防暴系统，就是为了解决35mm灭火弹、驱逐弹等非致命弹药的安全发射问题，且适合挂载于小型旋翼无人机平台。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种适用于小型无人机的冷发射系统，解决了如何获得一种可远近距离有效打击、非火药能源的安全性发射系统这一技术问题，同时设置有缓冲结构，保证了打击的准确性。
4.一种适用于小型无人机的冷发射系统，包括设置在无人机下方的冷发射系统一，所述冷发射系统一包括发射管一、设置在所述发射管一侧部的图像传输模块一和弹夹一、设置在所述发射管一后端的反后坐结构一；还包括通过电磁阀一与所述发射管一连接的储气室一、通过恒压阀一与所述储气室一连接的高压气瓶一；还包括设置在所述发射管一侧部的外壳一，所述外壳一内部设置有击发模块、信号收发模块、角度回传系统、测距系统。
5.所述无人机下方且所述冷发射系统一背向设置有冷发射系统二，所述冷发射系统一和所述冷发射系统二均连接在支架上，所述支架上设置有用于缓冲所述冷发射系统一后坐力的缓冲结构，且所述缓冲结构与所述冷发射系统二可分离式的接触；所述支架与所述无人机下方的支腿连接。
6.所述冷发射系统二包括发射管二、设置在所述发射管二后端的反后坐结构二、设置在所述发射管二上的发电结构；还包括通过电磁阀二与所述发射管二连接的储气室二、通过恒压阀二与所述储气室二连接的高压气瓶二。
7.所述缓冲结构包括与所述支架连接的上支撑杆和下支撑杆、两端分别与所述上支撑杆和所述下支撑杆连接的立轴、分别垂直设置在所述立轴两侧的转板一和转板二、一端与所述转板一外侧铰接的铰接杆一、一端通过伸缩组件与所述铰接杆一另一端连接的铰接杆二，所述铰接杆二的另一端与竖直设置的滑板铰接，所述滑板中垂直穿设有导柱，所述导柱与所述支架连接，所述滑板竖直设置在反后坐结构一和反后坐结构二之间；所述转板一靠近在所述发射管二的发射口位置设置。
8.所述缓冲结构具有两个，且分别设置在所述冷发射系统二的两侧，两个所述转板二可分离式的封闭在所述发射管二的发射口位置。
9.所述伸缩组件包括定位筒、设置在所述定位筒内的弹簧一、可伸缩的设置在所述定位筒内的伸缩杆，所述伸缩杆的内端与所述弹簧一连接，且其外端与所述铰接杆一连接，所述定位筒与所述铰接杆二连接。
10.所述滑板的两端分别设置有固定筒，所述固定筒内设置有弹簧二，所述弹簧二与伸缩柱连接。
11.所述发电结构包括设置在所述发射管二侧部的外罩、竖直设置在所述外罩内部的转板、呈圆周阵列设置在所述转板外侧面的受力筒、垂直穿过所述转板中心的驱动轴、与所述驱动轴连接的发电机，所述驱动轴的两端分别穿过所述外罩并与所述支架连接；所述外罩与所述发射管二连通。
12.所述弹簧二的弹性系数小于所述弹簧一的弹性系数。
13.本发明达成以下显著效果：（1）针对弹药库、油库周围及其他易燃易爆区域内存在处置手段少、效率低等问题，采用反后坐技术，研发了后坐力小、适用于无人机机载的35mm防暴系统，为弹药库周围及其他易燃易爆区域内提供了有效的处置手段；本方案中的反后坐结构，通过反后坐结构中泄出一部分发射时的气压，达到了发射系统5米-30米有效射程的要求；（2）本方案中将冷发射系统与无人机结合，实现了无人机机载灭火弹、驱逐弹等弹药的发射，消除了弹药库、油库周围及其他易燃易爆区域内使用火工品的二次危害；（3）本方案中设置有冷发射系统二，在实际工作时，将这两个冷发射系统同时启动，冷发射系统一工作，将灭火弹或者驱逐弹发射出去，而冷发射系统二中不需要发射灭火弹或者驱逐弹，在高压气瓶二的作用下，仅仅进行高压气体的释放，释放的高压气体作用在反后坐结构二上，从而将两个冷发射系统产生的后坐力相抵消掉，这样缓冲了弹体在发射筒内击发所产生的反作用力，减轻了对无人机飞行姿态造成的冲击，有利于提高灭火弹或者驱逐弹发射的精确度；（4）本方案中设置有缓冲结构，利用从发射管二中喷出的高压气体，喷射到两个转板二上，此时，转板二在高压的冲击作用下打开，此时转板一通过铰接杆一、伸缩组件和铰接杆二驱动滑板水平滑动，滑板与反后坐结构一可分离式的接触，起到缓冲冷发射系统一的作用；其中，设置有伸缩组件和弹簧二，且弹簧二的弹性系数小于弹簧一的弹性系数，是为了防止冷发射系统一的后坐力过大，而对缓冲结构带来破坏；（5）本方案中设置有发电结构，在转板的外侧等间距设置有若干的受力筒，当高压气体冲击受力筒后，则会促进转板的高速旋转，于是带动驱动轴转动，驱动轴带动发电机工作，发电机可以与蓄电池连接，蓄电池对无人机进行供电，实现了能量的充分利用。
附图说明
14.图1为本发明实施例中冷发射系统一的结构示意图。
15.图2为本发明实施例中冷发射系统的主视图。
16.图3为本发明实施例中冷发射系统的立体图。
17.图4为本发明实施例中冷发射系统的立体图。
18.图5为本发明实施例中缓冲结构的结构示意图。
19.图6为本发明实施例中旋转结构的结构示意图。
20.图7为本发明实施例中冷发射系统一和冷发射系统二的位置结构图。
21.图8为本发明实施例中冷发射系统工作流程框图。
22.其中，附图标记为：1、发射管一；2、图像传输模块一；3、弹夹一；4、反后坐结构一；5、电磁阀一；6、储气室一；7、恒压阀一；8、高压气瓶一；9、外壳一；10、定位板；11、立板；12、导柱；13、滑板；131、固定筒；132、伸缩柱；14、螺栓；15、外罩；151、驱动轴；152、转板；153、受力筒；154、发电机；16、缓冲结构；161、上支撑杆；162、转板一；163、下支撑杆；164、立轴；165、转板二；166、铰接杆一；167、伸缩组件；168、铰接杆二；169、限位板；17、冷发射系统二；171、发射管二。
具体实施方式
23.为了能更加清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，对本方案进行阐述。
24.参见图1-图8，一种适用于小型无人机的冷发射系统，包括设置在无人机下方的冷发射系统一，冷发射系统一包括发射管一1、设置在发射管一1侧部的图像传输模块一2和弹夹一3、设置在发射管一1后端的反后坐结构一4；还包括通过电磁阀一5与发射管一1连接的储气室一6、通过恒压阀一7与储气室一6连接的高压气瓶一8；还包括设置在发射管一1侧部的外壳一9，外壳一9内部设置有信号收发模块、击发模块、角度回传系统、测距系统。
25.其中，高压气动弹射、图像传输模块、击发模块、信号收发模块、角度回传系统、测距系统均为本领域容易实现的现有技术，在此不再详述。
26.其中，支架包括水平设置的定位板10、分别设置在定位板10两侧的立板11、设置在定位板10端部的螺栓14，螺栓14与无人机的支腿连接。
27.无人机下方且冷发射系统一背向设置有冷发射系统二17，冷发射系统一和冷发射系统二17均连接在支架上，支架上设置有用于缓冲冷发射系统一后坐力的缓冲结构16，且缓冲结构16与冷发射系统二17可分离式的接触；支架与无人机下方的支腿连接。
28.冷发射系统二17包括发射管二171、设置在发射管二171后端的反后坐结构二、设置在发射管二171上的发电结构；还包括通过电磁阀二与发射管二171连接的储气室二、通过恒压阀二与储气室二连接的高压气瓶二。
29.缓冲结构16包括与支架连接的上支撑杆161和下支撑杆163、两端分别与上支撑杆161和下支撑杆163连接的立轴164、分别垂直设置在立轴164两侧的转板一162和转板二165、一端与转板一162外侧铰接的铰接杆一166、一端通过伸缩组件167与铰接杆一166另一端连接的铰接杆二168，铰接杆二168的另一端与竖直设置的滑板13铰接，滑板13中垂直穿设有导柱12，导柱12与支架连接，滑板13竖直设置在反后坐结构一4和反后坐结构二之间；
转板一162靠近在发射管二171的发射口位置设置。
30.更优地，铰接杆一166可滑动的穿过限位板169，对铰接杆一166的位置进行支撑和限定。
31.缓冲结构16具有两个，且分别设置在冷发射系统二17的两侧，两个转板二165可分离式的封闭在发射管二171的发射口位置。
32.为了节省能源和总重，当设置有缓冲结构16时，可以在两个冷发射系统中取消对反后坐结构的设置，特此说明。
33.伸缩组件167包括定位筒、设置在定位筒内的弹簧一、可伸缩的设置在定位筒内的伸缩杆，伸缩杆的内端与弹簧一连接，且其外端与铰接杆一166连接，定位筒与铰接杆二168连接。
34.滑板13的两端分别设置有固定筒131，固定筒131内设置有弹簧二，弹簧二与伸缩柱132连接。
35.发电结构包括设置在发射管二171侧部的外罩15、竖直设置在外罩15内部的转板152、呈圆周阵列设置在转板152外侧面的受力筒153、垂直穿过转板152中心的驱动轴151、与驱动轴151连接的发电机154，驱动轴151的两端分别穿过外罩15并与支架连接；外罩15与发射管二171连通。
36.弹簧二的弹性系数小于弹簧一的弹性系数。
37.本发明具体工作过程：第一步：发射系统与支架连接并与无人机对接后，将无人机静止放在地面上，发射系统处于悬空状态，操控支架对发射系统进行俯仰偏航旋转，观察无人机是否平稳；第二步：发射系统与支架连接并与无人机对接后，将无人机上升1m，操控支架对发射系统进行俯仰偏航旋转，观察无人机飞行是否平稳；第三步：发射系统与支架连接并与无人机对接后，在无人机飞行高度范围内，随机选择3-5个高度由低到高依次飞行，观察系统飞行是否平稳；第四步：操控支架对发射系统进行俯仰偏航旋转，观察飞行是否平稳；第五步：发射系统进行试验弹发射，验证系统承受发射过载能力。
38.第五步中，具体来说，调节恒压阀一7至需求压强，打开高压气瓶一8，气体储存于储气室一6中，同时弹夹一3中的驱逐弹进入发射管中，处于待发状态；图像传输模块一2搜索目标并进行瞄准，画面经过信号收发模块传输至控制终端的显示屏上，测距系统自动测量目标距发射点的距离，角度回传模块一测量发射角，通过信号收发模块传送至控制终端的距离和角度显示器中，通过控制终端无线传输给击发模块打开电磁阀一5，储气室一6内气体泄出，电磁阀一5关闭，发射管一1内第一发驱逐弹被高压弹射而出，同时，尾部反后坐结构也喷射相同压强的气体，抵消产生的后坐力；弹夹内第二发驱逐弹通过弹簧推入定向管中，等待下一个发射指令。
39.备注：（1）发射管在系统中起到定向和瞄准的功能，发射管要求既不能产生漏气，也要有一定的长度，才能保证系统发射稳定性，子弹弹道稳定性。
40.（2）电磁阀控制储气室气压的开关，对于35mm冷发射系统，电磁阀要体积小、质量轻，开关方便，且能在高压状态下自由开关，还要能保证气体整体流量，使子弹顺利发射。
41.（3）储气室为储存发射子弹时所需的气体，与气源经过恒压阀的压强一致。在压强
一定的情况下，储气室的大小及形状就决定了子弹发射时的初速和射程。
42.（4）反后坐结构为消除系统发射时产生的后坐力，其应向后坐力反向做功，可以是弹簧滑动，由动能转为弹性势能从而消除后坐力，也可以是通过气流反向喷射，通过向前的力抵消后坐力。
43.（5）弹夹为发射系统的供弹机构，可以装填两发驱逐弹或灭火弹，弹夹应具有使子弹自动进入发射管的功能，且在管中不易滑动，并达到逐发发射的效果。
44.（6）为保证储气室内气流量一致，子弹出管状态一致，在气源处需加装恒压阀，保证气源气体以一定的压强流入储气室中；恒压阀要具有调节气源压强和作为气源开关的功能。高压气瓶应满足承受压强高，质量轻，体积小，充放气便捷的要求。
45.（7）测距系统是采用波长905nm的红外激光测距机，用于测量目标距离。
46.（8）采用分辨率为720p的图像采集模块，用于将采集图像信息经接收机回传到地面控制站。
47.（9）角度回传系统采用倾斜度传感器，用于检测发射系统俯仰方向的发射角度。
48.（10）击发模块用于接收发射指令，发射35mm驱逐弹和灭火弹。
49.（11）通讯模块用于将角度信息及距离信息经无线模块传输至地面接收。
50.本发明未经描述的技术特征可以通过或采用现有技术实现，在此不再赘述，当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例，本技术领域的普通技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。