一种无人机助推火箭自动填装装置

技术领域

本发明属于无人机系统发射技术领域，尤其是涉及一种无人机助推火箭自动填装装置。

背景技术

近年来，国内无人机技术发展不断成熟，行业发展迅速，无人机在军事领域和民用领域正发挥着越来越重要的作用。火箭助推发射型无人机，在助推火箭的作用下，可以在很短的时间内获得起飞速度和一定的飞行高度，这种起飞方式机动性好，不受场地限制，可以在地面或者车辆上进行发射，是一种常用的无人机发射方式；

目前，已应用在无人机上火箭填装结构存在以下缺陷：

（1）现有的无人机助推火箭安装装置均为手动调节的形式，耗时耗力，增加了整个填装过程人力资源的浪费，不能实现全自动填装，且助推火箭的重量相对较重，手动调节装置，对操作人员来说存在安全隐患；

（2）现有的无人机助推火箭安装装置结构单一，缺乏模块化的功能划分，精准度欠缺，需要不断的调整，加长了填装的操作时间；

为实现火箭助推发射的无人机安全平稳的升空，需要一套结构设计模块化、安装操作方便且安全可靠的火箭填装装置，本发明针对上述问题设计了一种无人机助推火箭自动填装装置。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种无人机助推火箭自动填装装置，以解决现有助推火箭手动填装结构单一、精准度欠缺操作时间长、耗费人力等问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种无人机助推火箭自动填装装置，包括支撑托架，支撑托架上固定安装有用于调节助推火箭上下运动的升降模块，升降模块上固定安装有用于调节助推火箭俯仰角度的俯仰模块，俯仰模块上固定安装有用于调节助推火箭前后移动的横推模块，横推模块上固定安装有用于调节助推火箭左右位移的微调模块；

还包括控制模块，控制模块固定安装在支撑托架上，控制模块分别与升降模块、俯仰模块、横推模块电性连接。

进一步的，支撑托架包括支撑底板，支撑底板上固定安装有两组固定支架，两组固定支架平行设置，每组固定支架包括两组竖板，两组竖板的顶端通过连接板固定连接；

支撑底板上还固定设置有用于支撑竖板的加强筋。

进一步的，升降模块包括两组升降组件，两组升降组件对称设置在支撑底板上，每组升降组件上安装有安装板，俯仰模块固定安装在安装板上，两组升降组件通过传动组件连接；

还包括驱动组件，驱动组件固定安装在支撑底板上，驱动组件与传动组件固定连接，用于驱动安装板沿升降组件上下移动。

进一步的，两组升降组件结构相同，每组升降组件包括两组对称设置的换向底座，两组换向底座固定安装在支撑底板上，每组换向底座上均安装有丝杠一，丝杠一的顶端通过轴承支座固定安装在连接板上，两组丝杠一上均安装有丝杠螺母一，安装板固定安装在两组丝杠螺母一上；

传动组件位于两组升降组件之间，传动组件包括固定安装在支撑底板上的两组换向器，每组换向器均通过连接轴分别连接两侧位置的换向底座，两组换向器也通过连接轴连接，其中一组换向器连接驱动组件；

驱动组件包括升降减速器，升降减速器通过安装支架固定安装在支撑底板上，升降减速器的输出轴端与换向器固定连接，升降减速器的输入轴端连接伺服电机一，伺服电机一上还设有编码器一。

进一步的，俯仰模块包括两组俯仰组件，两组俯仰组件对称设置，两组俯仰组件对应固定安装在两组安装板上；

两组俯仰组件结构相同，每组俯仰组件包括转接架，转接架通过螺栓固定安装在安装板的底端，转接架上固定安装有蜗轮蜗杆减速机，蜗轮蜗杆减速机的输入端固定连接有伺服电机二，伺服电机二上还设有编码器二；

蜗轮蜗杆减速机的输出轴端固定安装有俯仰轴承座，俯仰轴承座通过轴承装配安装有俯仰支座，俯仰支座固定安装在转接架上，俯仰轴承座底端固定安装有俯仰底托，俯仰底托上固定安装有滑轨安装板，俯仰轴承座上还固定设置有用于支撑滑轨安装板的加固托架，滑轨安装板上固定安装有滑轨，滑轨上滑动设置有多组滑块，滑轨的两端均固定设置有防止滑块脱离滑轨的限位块；

俯仰轴承座的侧壁固定设置有用于安装横推模块的丝杠螺母转接座。

进一步的，横推模块的数量为两组，两组横推模块结构相同，每组横推模块包括转接板，转接板固定安装在多组滑块上，转接板的尾端固定安装有支撑块，支撑块上设有用于搭接助推火箭尾部的放置位；

转接板上固定安装有步进电机，步进电机的输出轴端通过联轴器固定连接有丝杠二，丝杠二通过轴承支座固定安装在转接板上，丝杠二上安装有丝杠螺母二，丝杠螺母二固定安装在丝杠螺母转接座上；

微调模块固定安装在转接板的首端。

进一步的，微调模块包括火箭卡箍，火箭卡箍的中间位置为弧形结构，火箭卡箍的两端分别固定设置有滑台转接件，每个滑台转接件的底端均固定安装有滑台，滑台上设置有手动调节旋钮。

控制模块包括控制箱和按键器，控制箱通过螺钉固定安装在支撑底板上，控制箱内设有控制器，控制器分别与升降模块、俯仰模块、横推模块电性连接；

控制器与按键器电连接，按键器固定安装在升降模块的加强筋上。

进一步的，支撑底板上固定安装有用于防护传动组件和驱动组件的底板防护罩，支撑底板上还固定安装有两组用于防护升降组件的侧面防护罩；

滑轨安装板上固定安装有用于防护滑轨和滑块的滑轨防护罩；

转接板上固定安装有用于防护横推模块的横推防护罩；

底板防护罩、侧面防护罩、滑轨防护罩和横推防护罩的外表面均涂有耐高温漆。

进一步的，底板防护罩上还固定设置有两组用于支撑助推火箭的支撑座，两组支撑座平行设置，两组支撑座的上端面均设置为弧形结构。

相对于现有技术，本发明所述的一种无人机助推火箭自动填装装置具有以下有益效果：

（1）本发明所述的一种无人机助推火箭自动填装装置采用模块化设计，结构集成度高，具体包含升降模块、俯仰模块、横推模块、微调模块和控制模块，通过控制模块发送控制指令，控制各模块动作实现助推火箭上下高度的调整、俯仰角度的调整、前后位置的调整和左右位置的微调，保证助推火箭能够快速精准的对接无人机安装接口，有效提升助推火箭与无人机的对准精度；与传统的助推火箭手动填装设备相比，结构高度集成，填装过程省时省力，安全可靠；

（2）本发明所述的一种无人机助推火箭自动填装装置可以实现自动填装，可通过按键器上的按钮，单步控制各执行模块进行相应方向的位置调整，也可通过按键器上的一键就位/复位按钮实现各执行模块有序联动操作，使助推火箭快速到达指定位置；与传统的手动填装装置相比，可以有效的节省人力，保证操作人员安全，缩短填装时间，增加填装操作便利性；

（3）本发明所述的一种无人机助推火箭自动填装装置通过在升降模块和俯仰模块上设置带有键槽的手动输入轴，在横移模块的丝杠端部设置外六角结构，可利用扳手对外六角丝杠进行手动操作，即便在电动执行组件出现问题的情况下，仍能通过手动操作，来实现助推火箭的填装，确保助推火箭填装过程稳定进行。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例所述的支撑托架、升降模块、俯仰模块、横推模块微调模块和控制模块结构示意图；

图2为本发明实施例所述的支撑托架和升降模块结构示意图；

图3为本发明实施例所述的俯仰模块结构示意图；

图4为本发明实施例所述的俯仰模块部分细节剖析图；

图5为本发明实施例所述的俯仰模块部分细节结构示意图；

图6为本发明实施例所述的横推模块结构示意图；

图7为本发明实施例所述的微调模块结构示意图；

图8为本发明实施例所述的一种无人机助推火箭自动填装装置整体结构示意图。

附图标记说明：

1-支撑托架；101-支撑底板；102-竖板；103-连接板；104-加强筋；2-升降模块；201-换向底座；202-丝杠一；203-丝杠螺母一；204-安装板；205-换向器；206-连接轴；207-升降减速器；208-伺服电机一；3-俯仰模块；301-转接架；302-蜗轮蜗杆减速机；303-伺服电机二；304-俯仰支座；305-俯仰轴承座；306-俯仰底托；307-加固托架；308-滑轨安装板；309-滑轨；3010-滑块；3011-限位块；3012-丝杠螺母转接座；4-横推模块；401-转接板；402-支撑块；403-步进电机；404-丝杠二；405-轴承支座；406-丝杠螺母二；5-微调模块；501-火箭卡箍；502-滑台转接件；503-滑台；504-手动调节旋钮；6-控制模块；601-控制箱；602-按键器；7-底板防护罩；8-侧面防护罩；9-滑轨防护罩；10-横推防护罩；11-支撑座。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

请参阅图1所示，一种无人机助推火箭自动填装装置，包括支撑托架1，支撑托架1上固定安装有用于调节助推火箭上下运动的升降模块2，升降模块2上固定安装有用于调节助推火箭俯仰角度的俯仰模块3，俯仰模块3上固定安装有用于调节助推火箭前后移动的横推模块4，横推模块4上固定安装有用于调节助推火箭左右位移的微调模块5；

还包括控制模块6，控制模块6固定安装在支撑托架1上，控制模块6分别与升降模块2、俯仰模块3、横推模块4电性连接。

如图2所示，支撑托架1包括支撑底板101，支撑底板101上固定安装有两组固定支架，两组固定支架平行设置，每组固定支架包括两组竖板102，两组竖板102的顶端通过连接板103固定连接；

支撑底板101上还固定设置有用于支撑竖板102的加强筋104。

升降模块2包括两组升降组件，两组升降组件对称设置在支撑底板101上，每组升降组件上安装有安装板204，俯仰模块3固定安装在安装板204上，两组升降组件通过传动组件连接；

还包括驱动组件，驱动组件固定安装在支撑底板101上，驱动组件与传动组件固定连接，用于驱动安装板204沿升降组件上下移动。

如图2所示，两组升降组件结构相同，每组升降组件包括两组对称设置的换向底座201，两组换向底座201固定安装在支撑底板101上，每组换向底座201上均安装有丝杠一202，丝杠一202的顶端通过轴承支座405固定安装在连接板103上，两组丝杠一202上均安装有丝杠螺母一203，安装板204固定安装在两组丝杠螺母一203上；换向底座201上还预留有带键槽的手动备份轴，当电动运动模式出现故障时，可以进行手动操作，使升降模块2完成上升或下降动作；

传动组件位于两组升降组件之间，传动组件包括固定安装在支撑底板101上的两组换向器205，每组换向器205均通过连接轴206分别连接两侧位置的换向底座201，两组换向器205也通过连接轴206连接，其中一组换向器205连接驱动组件；

驱动组件包括升降减速器207，升降减速器207通过安装支架固定安装在支撑底板101上，升降减速器207的输出轴端与换向器205固定连接，升降减速器207的输入轴端连接伺服电机一208，伺服电机一208还连接有绝对式编码器，伺服电机一208与绝对式编码器为一体安装结构；

升降模块2的工作原理为当伺服电机一208接收到控制模块6发来的上升或者下降指令时，伺服电机一208进行正转或者反转，通过升降减速器207带动升降组件中的四根丝杠一202同时转动，安装在丝杠螺母一203上的两块安装板204同时上升或者下降，从而实现安装在装置上的助推火箭的上升或下降运动。

如图3至图5所示，俯仰模块3包括两组俯仰组件，两组俯仰组件对称设置，两组俯仰组件对应固定安装在两组安装板204上；

两组俯仰组件结构相同，每组俯仰组件包括转接架301，转接架301通过螺栓固定安装在安装板204的底端，转接架301上固定安装有蜗轮蜗杆减速机302，蜗轮蜗杆减速机302的输入端固定连接有伺服电机二303，伺服电机二303上还设有编码器，伺服电机二303与绝对式编码器为一体安装结构；

蜗轮蜗杆减速机302的输出轴端固定安装有俯仰轴承座305，俯仰轴承座305通过双轴承装配安装有俯仰支座304，俯仰支座304固定安装在转接架301上，左右两侧蜗轮蜗杆减速机302的输出轴端均采用双轴承安装在俯仰轴承座305内部，结构形式更可靠，俯仰轴承座305底端固定安装有俯仰底托306，俯仰底托306上固定安装有滑轨安装板308，俯仰轴承座305上还固定设置有用于支撑滑轨安装板308的加固托架307，滑轨安装板308上固定安装有滑轨309，滑轨309上滑动设置有多组滑块3010，滑轨309的两端均固定设置有防止滑块3010脱离滑轨309的限位块3011；俯仰模块3两侧的两个蜗轮蜗杆减速机302上均预留了带键槽的手动输入轴（即手动备份轴），当电动运动模式出现故障时，可以手动操作完成角度调节功能；

俯仰轴承座305的侧壁固定设置有用于安装横推模块4的丝杠螺母转接座3012。

俯仰模块3工作原理是当伺服电机二303接收到控制模块6发出的调整俯仰角度的指令时，左右两侧的伺服电机二303同步转动，同时带动两侧的俯仰轴承座305绕俯仰轴做旋转运动，实现整个俯仰模块3绕旋转轴的转动，从而实现安装在装置上的助推火箭的角度调节。

如图6所示，横推模块4的数量为两组，两组横推模块4结构相同，每组横推模块4包括转接板401，转接板401固定安装在多组滑块3010上，转接板401的尾端固定安装有支撑块402，支撑块402上设有用于搭接助推火箭尾部的放置位；

转接板401上固定安装有步进电机403，步进电机403还连接绝对式编码器，步进电机403的输出轴端通过联轴器固定连接有丝杠二404，丝杠二404通过轴承支座405固定安装在转接板401上，丝杠二404上安装有丝杠螺母二406，丝杠螺母二406固定安装在丝杠螺母转接座3012上，丝杠二404延伸至丝杠螺母的外端为外六角设置，可通过扳手手动操作，即便在电动执行组件出现问题的情况下，仍能通过手动操作，来实现助推火箭的填装，该项功能的设计相当于在自动功能的基础上又将传统的手动填装形式整合到装置中，实现了手动填装备份功能；

横推模块4的工作原理是当两侧步进电机403接收向前移动或向后移动的指令时，两个步进电机403同时正转或者反转，带动两侧丝杠二404同时旋转，丝杠二404在丝杠螺母二406中移动，安装在转接板401底部的滑块3010在滑轨309上滑动，从而带动整个转接板401的移动，实现放置在横移模块上方的助推火箭做前进或后退运动；

微调模块5固定安装在转接板401的首端。

如图7所示，微调模块5包括火箭卡箍501，火箭卡箍501的中间位置为弧形结构，火箭卡箍501的两端分别固定设置有滑台转接件502，每个滑台转接件502的底端均固定安装有滑台503，滑台503上设置有手动调节旋钮504；微调模块5为手动微小调节结构，工作时，在有必要的情况下，操纵手动调节旋钮504，使助推火箭沿左右方向进行微小的位移调节，对准无人机安装接口；

助推火箭直接接触的结构为横推模块4中的两个后尾支撑块402和微调模块5中的火箭卡箍501，当助推火箭与无人机接口对接完成，具备发射状态时，释放微调模块5中的紧固螺丝，从而释放半圆形火箭卡箍501，确保火箭发射时，火箭底部无任何部件产生干涉。

控制模块6是无人机助推火箭自动填装装置的控制核心，它主要功能是发送和接收控制指令，根据要求控制各模块中的电机转动，进而实现火箭填装的各项运动需求，控制模块6包括控制箱601和按键器602，控制箱601通过螺钉固定安装在支撑底板101上，控制箱601内设有控制器，控制器分别与伺服电机一208、伺服电机二303、步进电机403电性连接；

控制器与按键器602电连接，通过控制按键器602上的控制按钮，将控制指令发送给控制器，按键器602固定安装在升降模块2的加强筋104上；

按键器602的一键就位指令信息传输给控制器内的控制板，控制器根据控制指令控制各模块机构完成预定运动；同时，控制器可以接收按键器602上的单步控制指令信息，控制器根据接收到的控制指令信息，能够单步完成升降、俯仰、进退等高精度位置控制，控制器在设备运动过程中，与按键器602内的信息采集板进行数据交互，完成指令控制，按键信息采集板通过采集按键的控制信息发送至控制器，同时对控制器发送的位置信息等进行指示；

本技术方案中采用的控制器能够利用现有的成熟技术解决，例如现有的PLC控制器，本专利申请并未对其进行改进，因此，不再作进一步赘述。

如图8所示，支撑底板101上固定安装有用于防护传动组件和驱动组件的底板防护罩7，支撑底板101上还固定安装有两组用于防护升降组件的侧面防护罩8，侧面防护罩8上预留有放置手动备份轴的缺口；

滑轨安装板308上固定安装有用于防护滑轨309和滑块3010的滑轨防护罩9；

转接板401上固定安装有用于防护横推模块4的横推防护罩10；

底板防护罩7、侧面防护罩8、滑轨防护罩9和横推防护罩10的外表面均涂有耐高温漆，保证无人机助推火箭自动填装装置在高温下安全可靠运行。

底板防护罩7上还固定设置有两组用于支撑助推火箭的支撑座11，两组支撑座11平行设置，两组支撑座11的上端面均设置为弧形结构。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。