一种飞行装置助推火箭推力线调整装置及调整方法

技术领域

本申请涉及飞行装置助推技术领域，尤其涉及一种飞行装置助推火箭推力线调整装置及调整方法。

背景技术

无人机的火箭发射方式是无人机最常见的起飞方式，是指无人机利用发射架通过火箭助推发射，助推火箭燃烧完后自动脱离，由其主发动机完成飞行任务。助推火箭与无人机发射连接接口的轴线为推力线，是使无人机以满足一定角度发射的推力所在的直线，必须满足推力线延长线过无人机的实际重心才能保证发射安全，因此在发射前需要测量无人机实际重心与推力线之间距离并进行调整。

传统的无人机推力线测量和调整，通常采用腹部多次吊挂测量、加垫片调节等方式，以使推力线尽量与无人机实际重心重合。但传统的采用吊挂的方式对无人机推力线进行调整时，由于无人机处于吊挂时油箱的重心与处于发射架上时油箱的重心存在较大偏差，导致实际推力线的调整并不准确，而且现有技术中在将推力锥与机腹连接时，采用加垫片的方式进行调整，使得推力锥与机腹之间的连接不紧密从而进一步导致推力锥连接时存在较大的安装误差，最终进一步影响推力线调整的准确性，而且加垫片的方式使得整体的操作变得繁琐，使得整体的工作效率低下。

发明内容

本申请通过提供一种飞行装置助推火箭推力线调整装置及调整方法，解决了现有技术中采用吊挂的方式对无人机推力线进行调整时，由于无人机处于吊挂时油箱的重心与处于发射架上时油箱的重心存在较大偏差，导致实际推力线的调整并不准确，而且在将推力锥与机腹连接时，采用加垫片的方式进行调整，使得推力锥与机腹之间的连接不紧密从而进一步导致推力锥连接时存在较大的安装误差，最终进一步影响推力线调整的准确性，而且加垫片的方式使得整体的操作变得繁琐，使得整体的工作效率低下的技术问题，实现了将无人机放置在发射架上对推力线进行调整，避免采用吊挂的方式对无人机实际重心产生的影响，在对推力锥调整的过程中推力锥端部的弧形块始终与安装座上的弧形滑槽紧密配合，使得推力锥在安装固定后与机腹之间的连接始终保持紧密，避免推力锥在连接时进一步出现较大的安装误差，保证推力线调整的准确性，同时提高了整体的工作效率。

第一方面，本申请提供的一种飞行装置助推火箭推力线调整装置，包括支撑架、支撑轴、推力锥、弧形块、安装座、激光发射器、标记板、两个安装侧板和两个紧固件；所述支撑架设置于发射架的斜面上，且能够沿着所述发射架斜面的宽度方向滑动；所述支撑轴固定连接于所述支撑架的顶端，且沿着所述推力锥的径向方向贯通或至少部分插入所述推力锥，并与所述推力锥之间转动连接；所述安装座固定连接于无人机的机腹处，且所述安装座靠近所述推力锥的一侧开设有弧形滑槽；所述弧形块固定连接于所述推力锥的大口端，且所述弧形块的弧形面与所述弧形滑槽相适配，能够绕着所述支撑轴的轴心线在所述弧形滑槽中转动；两个所述安装侧板分别固定连接于所述安装座的两侧，且与所述弧形块的两端接触；所述紧固件可拆卸连接于所述安装侧板和所述弧形块的端部之间，能够在所述弧形块调整到位后进行固定；所述激光发射器可拆卸连接于所述推力锥的小口端，能够沿着所述推力锥的轴心线发射激光；所述标记板固定连接于所述发射架的斜面，能够接收所述激光发射器发射的激光，所述标记板上设有至少一个标记点。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述推力锥沿径向方向开设有通孔，所述支撑轴穿过所述通孔并与所述通孔转动连接。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述安装侧板上开设有弧形通槽，所述弧形通槽的圆心点处于所述支撑轴的轴心线上；所述弧形块的端部开设有安装孔，所述安装孔处于所述弧形通槽中；所述紧固件可拆卸连接于所述弧形通槽与所述安装孔中。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述支撑架包括两个支撑柱，所述支撑轴包括两个支撑短轴；所述发射架的斜面沿自身宽度方向固定连接有滑轨；两个所述支撑柱的底端与所述滑轨滑动连接；两个所述支撑短轴分别固定连接于两个所述支撑柱相靠近的顶端内侧，且两个所述支撑短轴相靠近的端部均伸入到所述推力锥的内部并与所述推力锥转动连接。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，本申请提供的一种飞行装置助推火箭推力线调整装置还包括驱动组件，所述驱动组件包括丝杆和两个固定板；两个所述固定板分别处于两个所述支撑柱的外侧，且固定连接于所述发射架的斜面；所述丝杆的中心向所述丝杆的两端的杆体上分别开设有反向螺纹；所述丝杆贯通两个所述支撑柱和两个所述固定板，且所述丝杆与两个所述支撑柱之间螺纹连接，所述丝杆与两个所述固定板之间转动连接。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述弧形块的端部开设有多个安装孔，多个所述安装孔所在弧面对应的圆心点处于所述支撑轴的轴心线上。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述标记板上设有多个标记点，分别对应无人机发动机不同的工作时段。

第二方面，本申请提供了一种飞行装置助推火箭推力线的调整方法，包括：

将无人机安装放置于发射架上，使得无人机处于待飞状态；

提前将安装座和安装侧板固定连接在无人机的机腹处；

将推力锥转动连接在支撑轴的外侧，将支撑架沿着发射架斜面的宽度方向滑动，使得连接在推力锥大口端的弧形块能够通过转动进入到弧形滑槽中；

在标记板上绘制出横纵坐标系；

获取无人机的重心G点和支撑轴的轴心线的中点O点，然后将G点与O点的连线延伸至标记板上，从而能够在标记板上的横纵坐标系中标记出标准点B点；

通过拨动推力锥的一端使得推力锥绕着支撑轴转动，同时使得弧形块在弧形滑槽中同步滑动，安装在推力锥小口端的激光发射器会在标记板上标记出标记点M点，将M点移动至与B点重合，此时推力锥的轴心线就已经与无人机的实际重心G点重合，此时保持推力锥在该处停止，最后通过紧固件将弧形块与安装座固定连接在一起，从而完成对推力线的调整工作；

在推力锥和弧形块被安装固定后，将支撑架沿着发射架斜面的宽度方向移动，最终将支撑轴与推力锥分离。

结合第二方面，在一种可能的实现方式中，获取无人机发动机不同工作时段对应的重心G点，分别将重心G点与O点的连线延伸至标记板上，获得对应不同工作时段的标准点B点；

基于无人机发动机的工作时段，确定对应的标准点B点，用于推力锥的调整。

本申请中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本申请通过采用支撑架、支撑轴和推力锥，并将支撑轴沿推力锥的径向方向贯通或至少部分插入推力锥并与推力锥转动连接，使得推力锥能够绕着支撑轴转动，从而能够调整推力锥的轴心线（即推力线），进一步通过获取无人机的实际重心和支撑轴的轴心线的中心，使得无人机的实际重心和支撑轴的轴心线的中心连线延伸至标记板上，从而能够在标记板上作出标准点；

通过设置的安装座、安装侧板、弧形块，并且在安装座上开设弧形滑槽，弧形滑槽的圆心点和弧形块的圆心点重合并处于支撑轴的轴心线上，通过拨动推力锥的一端，使得推力锥和弧形块整体绕着支撑轴转动，并使得弧形块在弧形滑槽中同步转动，通过设置在推力锥小口端的激光发射器，使得推力锥在转动调整的过程中，将激光发射器照射在标记板上的标记点逐渐移动至与标准点重合，从而使得推力锥的轴心线能够经过无人机的重心，此时，通过设置的紧固件，将弧形块与安装侧板固定连接在一起，从而完成对推力锥的安装，即完成对推力线的调整工作；

有效解决了现有技术中采用吊挂的方式对无人机推力线进行调整时，由于无人机处于吊挂时油箱的重心与处于发射架上时油箱的重心存在较大偏差，导致实际推力线的调整并不准确，而且在将推力锥与机腹连接时，采用加垫片的方式进行调整，使得推力锥与机腹之间的连接不紧密从而进一步导致推力锥连接时存在较大的安装误差，最终进一步影响推力线调整的准确性，而且加垫片的方式使得整体的操作变得繁琐，使得整体的工作效率低下的技术问题，实现了将无人机放置在发射架上对推力线进行调整，避免了采用吊挂的方式对无人机实际重心产生的影响，在对推力锥调整的过程中推力锥端部的弧形块始终与安装座上的弧形滑槽紧密配合，使得推力锥在安装固定后与机腹之间的连接始终保持紧密，避免推力锥在连接时进一步出现较大的安装误差，保证推力线调整的准确性，简化了整体的操作步骤，同时提高了整体的工作效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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的附图。

图1为本申请实施例提供的一种飞行装置助推火箭推力线调整装置的轴测图；

图2为图1中A区域的局部放大图；

图3为本申请实施例提供的推力锥、弧形块、安装座、安装侧板和紧固件的装配结构示意图；

图4为本申请实施例提供的将推力锥调整到位并固定在安装座上后，将两个支撑短轴与推力锥分离时的轴测图；

图5为本申请实施例中通过计算机模拟出无人机的实际重心G点、支撑轴的轴心线的中心点O点、标准点B点以及激光发射器标记出的标记点M点的结构示意图。

附图标记：1-支撑架；2-支撑轴；21-支撑短轴；3-推力锥；31-通孔；4-弧形块；41-安装孔；5-安装座；51-弧形滑槽；6-激光发射器；7-标记板；8-安装侧板；81-弧形通槽；9-紧固件；10-发射架；101-滑轨；11-无人机；12-支撑柱；13-驱动组件；131-丝杆；132-固定板。

具体实施方式

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做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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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实施例和简化描述，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。术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

参照图1-4，本申请实施例提供的一种飞行装置助推火箭推力线调整装置，包括支撑架1、支撑轴2、推力锥3、弧形块4、安装座5、激光发射器6、标记板7、两个安装侧板8和两个紧固件9；支撑架1设置于发射架10的斜面上，且能够沿着发射架10斜面的宽度方向滑动；支撑轴2固定连接于支撑架1的顶端，且沿着推力锥3的径向方向贯通或至少部分插入推力锥3，并与推力锥3之间转动连接；安装座5固定连接于无人机11的机腹处，且安装座5靠近推力锥3的一侧开设有弧形滑槽51；弧形块4固定连接于推力锥3的大口端，且弧形块4的弧形面与弧形滑槽51相适配，能够绕着支撑轴2的轴心线在弧形滑槽51中转动；两个安装侧板8分别固定连接于安装座5的两侧，且与弧形块4的两端接触；紧固件9可拆卸连接于安装侧板8和弧形块4的端部之间，能够在弧形块4调整到位后进行固定；激光发射器6可拆卸连接于推力锥3的小口端，能够沿着推力锥3的轴心线发射激光；标记板7固定连接于发射架10的斜面，能够接收激光发射器6发射的激光，标记板7上设有至少一个标记点。本申请实施例中发射架10为无人机11常规使用的发射架10，通过发射架10对无人机11的重量进行有效支撑，安装座5需要提前固定连接在无人机11的机腹处，可以与无人机11的机腹一体成型，也可以通过螺栓与无人机11的机腹固定连接，安装侧板8与安装座5一体成型，弧形块4与推力锥3的大口端焊接在一起，弧形滑槽51的圆心点和弧形块4的圆心点重合并处于支撑轴2的轴心线上，弧形块4能够在弧形滑槽51中转动并始终与弧形滑槽51紧密配合，紧固件9选用紧固螺栓，紧固件9能够穿过安装侧板8并与弧形块4的端部之间螺纹连接，在弧形块4转动使得推力锥3调整到位时，紧固件9与弧形块4的端部螺纹连接，通过紧固件9使得安装侧板8与弧形块4固定连接为一体，实现对推力锥3的安装和固定。

参照图2-4，推力锥3沿径向方向开设有通孔31，支撑轴2穿过通孔31并与通孔31转动连接。本申请实施例中具体地在推力锥3上沿径向方向开设通孔31，使得支撑轴2能够穿过通孔31并与通孔31转动连接，从而能够使得推力锥3能够绕着支撑轴2的外侧转动，方便对推力锥3的轴心线进行转动调整。

参照图3，安装侧板8上开设有弧形通槽81，弧形通槽81的圆心点处于支撑轴2的轴心线上；弧形块4的端部开设有安装孔41，安装孔41处于弧形通槽81中；紧固件9可拆卸连接于弧形通槽81与安装孔41中。本申请实施例中具体地弧形通槽81的圆心点、弧形滑槽51的圆心点和弧形块4的圆心点均重合为一点，并且在支撑轴2的轴心线上，本申请实施例中安装孔41的数量选用两个，且两个安装孔41呈环形阵列的方式设置在弧形通槽81中，紧固件9选用紧固螺栓，紧固件9穿过弧形通槽81并且螺纹连接在安装孔41中，在对推力锥3进行转动调整时，紧固螺栓在安装孔41中处于松动的状态，此时紧固螺栓的螺帽不会对安装侧板8产生挤压力，在推力锥3转动的过程中，弧形块4在弧形滑槽51中转动，并带动紧固螺栓在弧形通槽81中同步移动，在推力锥3调整到位后，将紧固螺栓拧紧，并将紧固螺栓的螺帽拧紧在安装侧板8上，从而将弧形块4与安装侧板8之间固定连接，实现对推力锥3调整到位后的固定和安装工作。

参照图2、4，支撑架1包括两个支撑柱12，支撑轴2包括两个支撑短轴21；发射架10的斜面沿自身宽度方向固定连接有滑轨101；两个支撑柱12的底端与滑轨101滑动连接；两个支撑短轴21分别固定连接于两个支撑柱12相靠近的顶端内侧，且两个支撑短轴21相靠近的端部均伸入到推力锥3的内部并与推力锥3转动连接。本申请实施例中具体地支撑架1包括两个支撑柱12，支撑轴2包括两个支撑短轴21，在对推力锥3进行调整前，通过两个支撑柱12相向运动并将两个支撑短轴21插入到推力锥3沿径向方向开设的通孔31中，从而实现对推力锥3的转动支撑，方便后续对推力锥3进行转动调整，在推力锥3调整到位并将推力锥3通过紧固件9固定在安装座5上后，将两个支撑柱12相离运动，就能够将两个支撑短轴21逐渐从推力锥3的通孔31中分离出来，不影响后续火箭筒与推力锥3之间的安装。

参照图1，本申请实施例提供的一种飞行装置助推火箭推力线调整装置还包括驱动组件13，驱动组件13包括丝杆131和两个固定板132；两个固定板132分别处于两个支撑柱12的外侧，且固定连接于发射架10的斜面；丝杆131的中心向丝杆131的两端的杆体上分别开设有反向螺纹；丝杆131贯通两个支撑柱12和两个固定板132，且丝杆131与两个支撑柱12之间螺纹连接，丝杆131与两个固定板132之间转动连接。本申请实施例中具体地设置了驱动组件13，即通过在丝杆131上设置反向螺纹，进而通过转动丝杆131就能够带动两个支撑柱12相向或相离运动，从而方便地实现在调整前对推力锥3进行转动支撑，并且在调整到位后能够快速地将支撑短轴21与推力锥3分离。

参照图5，本申请实施例提供了一种飞行装置助推火箭推力线的调整方法，包括：

将无人机11安装放置于发射架10上，使得无人机11处于待飞状态；通过直接将无人机11放置在发射架10上，就能够准确地模拟出无人机11发射前的实际重心，避免了现有技术中采用吊挂方式时的重心与实际发射时的重心不一致的问题，能够提高推力线调整的准确性；

提前将安装座5和安装侧板8固定连接在无人机11的机腹处；将推力锥3转动连接在支撑轴2的外侧，将支撑架1沿着发射架10斜面的宽度方向滑动，使得连接在推力锥3大口端的弧形块4能够通过转动进入到弧形滑槽51中；

在标记板7上绘制出横纵坐标系；获取无人机11的重心G点和支撑轴2的轴心线的中点O点，重心G点的获取可以通过相应的检测手段获取，而重心G点和支撑轴2的轴心线的中点O点连线的延长线与标记板7的交点可以通过包括但不限于计算机模拟等现有技术方式获得，从而能够在标记板7上的横纵坐标系中标记出标准点B点；通过计算机的模拟能够准确地将G点和O点的连线模拟出来，并且将该连线能够延伸到模拟的标记板7上对应的横纵坐标系中，并得出在模拟的标记板7上的实际坐标值，进而能够通过该实际坐标值在实际的标记板7上标记出标准点B点；

通过拨动推力锥3的一端使得推力锥3绕着支撑轴2转动，同时使得弧形块4在弧形滑槽51中同步滑动，安装在推力锥3小口端的激光发射器6会在标记板7上标记出标记点M点，将M点移动至与B点重合，此时推力锥3的轴心线就已经与无人机11的实际重心G点重合，此时保持推力锥3在该处停止，最后通过紧固件9将弧形块4与安装座5固定连接在一起，从而完成对推力线的调整工作；

在推力锥3和弧形块4被安装固定后，将支撑架1沿着发射架10斜面的宽度方向移动，最终将支撑轴2与推力锥3分离，不影响后续火箭筒与推力锥3之间的安装工作。

获取无人机11发动机不同工作时段对应的重心G点，分别将重心G点与O点的连线延伸至标记板7上，获得对应不同工作时段的标准点B点；基于无人机11发动机的工作时段，确定对应的标准点B点，用于推力锥3的调整。本申请实施例中无人机11在发射前，无人机11的发动机已经启动，需要经过慢车阶段和大车阶段的两个工作时段，在发动机调整至大车阶段后，点火发射起飞，然而在慢车和大车阶段中油箱一直在耗油，导致在大车阶段发射前，无人机11的实际重心与满油状态时的重心存在偏差，因而为了保证在发射时的推力线调整的准确性，需要在大车阶段发射前，通过计算机等现有的技术手段获取到当前的无人机11的实际重心，并快速判断出当前在标记板7上的准确的标准点，从而方便快速对推力锥3进行微调（对处于满油状态时的已经调整过的推力锥3进行微调），进而能够进一步保证推力线调整的准确性。本申请实施例中也可以通过计算机从慢车阶段、大车阶段对无人机11的实际重心进行动态模拟，从而能够预判出大车阶段发射前无人机11的实际重心，能够根据该预判的实际重心推测出标记板7上的预测标准点，从而方便对推力锥3进行预判调整，以尽量提高推力线调整后与无人机11实际发射时的重心重合。

本说明书中的各个实施方式采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。

以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对本申请限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请技术方案的范围。