中輕型航空器的起飛裝置的制作方法

本發明涉及航空器的起飛裝置的技術領域，尤其涉及一種中輕型航空器的起飛裝置。

背景技術：

中輕型航空器是指總重量在01.噸-28噸之間的航空器，包括無人駕駛飛機(簡稱″無人機″)以及各種中輕型載人飛機等。以無人駕駛飛機為例，無人駕駛飛機是一種以無線電遙控或由自身程序控制為主的中輕型航空器。與載人飛機相比，無人駕駛飛機具有體積小、造價低、使用方便，對作戰環境要求低，戰場生存能力較強的優點，其備受世界各國軍隊的青睞。無人機上無駕駛艙，但安裝有自動駕駛儀、程序控制裝置等設備；地面、艦艇上或母機遙控站人員通過雷達設備，對其進行遙控、跟蹤、定位、遙測和數字傳輸，利用無線電遙控設備和自備的程序來控制無人機。無人機已廣泛用于空中偵察、環境監測、通信、反潛、電子干擾等。

現有無人機發射系統已經成為無人機作戰過程中的重要環節，逐步發展為既能執行緊急任務，又具有良好適應性的先進武器裝備。無人機在地面起飛時，主要采用發射車上起飛和發射架彈射起飛兩種方式，發射車上起飛是將無人機安裝在發射車上，在機上發動機推力作用下，使無人機與發射車組合體沿著普通滑道發射，當加速到無人機起飛速度時，釋放無人機，這種發射方式存在著結構復雜，制造成本高，保養維護困難、占用場地大的問題。彈射起飛是將無人機裝在彈射架上，借助固體火箭助推器的動力、高壓氣體或橡皮筋彈射器，實現彈射起飛的方法。其中，固體火箭助推起飛方法是適用較多的一種啟動發射起飛方法，但運輸的安全性要求較極高，為其適用帶來了很大的不便；以彈力橡皮筋為動力源，發射動力較弱，彈力橡皮筋有老化現象，多次使用后橡皮筋彈力降低，需要定期更換。

專利CN202593863U中公開了″一種小型無人機氣動彈射裝 置″，包括架體、彈射機構、緩沖機構、鎖緊機構、彈射小車、掛鉤和釋放裝置，采用鋁合金板材為主體，高壓氣體作為動力源，釋放裝置可拆卸的安裝方式，這種彈射裝置運輸體積小，展開撤收迅速，相比普通彈射架大大縮小了尺寸，方便在小型無人機系統中使用，而且具有重量輕、體積小、結構簡單、攜帶方便的特點。但存在如下不足之處，其僅靠三角形支架進行調節發射角度，調節程度有限，并且主要調節俯仰角度，對于左右偏轉角度調節不便；僅僅靠一個定滑輪和氣缸完成彈射器推進，沒有采用滑輪組對氣缸牽引速度進行放大，使得無人機獲得的速度有限，同時增加了滑軌的長度；另外，裝置結構剛度不好，發射振動較大。

因而，現有無人機等中輕型航空器的起飛裝置都需要較大占地面積，不利于中輕型航空器的及時出動。

技術實現要素：

本發明的實施例提供一種中輕型航空器的起飛裝置，能夠使中輕型航空器零場地起飛。

為達到上述目的，第一方面，本發明的實施例提供了一種中輕型航空器的起飛裝置，包括加速器以及動力組件，所述加速器呈圓盤狀，所述中輕型航空器可滑動連接于所述加速器的中心處；所述動力組件可驅動所述加速器繞所述加速器的中心軸線自轉，當所述加速器遠離所述中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器起飛的預設速度時，所述中輕型航空器沿所述加速器滑動至所述加速器的第一端后被拋飛。

相較于現有技術，本發明實施例提供的一種中輕型航空器的起飛裝置，在中輕型航空器需要起飛時，可在任意場地(如樓頂等面積較小且空間狹窄的場地)設置該起飛裝置，然后將中輕型航空器安裝于加速器上，啟動加速器后，動力組件驅動加速器轉動，待加速器遠離其中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器起飛的預設速度時，中輕型航空器在加速器轉動產生的離心力的作用下滑動至加速器遠離中心軸線的第一端并被拋飛，從而實現中輕型航空器的起飛。

在第一種可能實現的方式中，結合第一方面，所述加速器包括轉 動盤，以及可滑動連接于所述轉動盤的上表面中心處的托盤，所述中輕型航空器可脫開連接于所述托盤上，所述轉動盤與所述動力組件連接；當所述動力組件驅動所述轉動盤遠離所述中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器起飛的預設速度時，所述托盤沿所述轉動盤的上表面滑動至所述第一端后拋飛所述中輕型航空器。當中輕型航空器為無人駕駛的航空器時，可采用轉動盤與托盤同步轉動的方式來實現中輕型航空器的起飛，且該裝置結構簡單。

在第二種可能實現的方式中，結合第一方面，所述加速器包括圓環狀結構的轉動盤，以及與所述轉動盤同心設置的圓盤狀的托盤，且所述托盤的直徑小于所述轉動盤的內徑，所述轉動盤與所述托盤之間設置有連接件，所述中輕型航空器可滑動連接于所述托盤上，所述轉動盤與所述動力組件連接；當所述轉動盤遠離所述中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器起飛的預設速度時，所述連接件將所述加速器和所述托盤固連，以使所述中輕型航空器沿所述加速器滑動至所述加速器的第一端后被拋飛。當中輕型航空器為有人駕駛的航空器時，該結構的起飛裝置中，在轉動盤的第一端的線速度未達到中輕型航空器起飛的預設速度時，該中輕型航空器不隨轉動盤轉動，從而避免駕駛員出現暈眩。

在第三種可能實現的方式中，結合第一方面的第二種可能實現的方式，所述托盤上設置有第一滑軌，所述轉動盤上設置有第二滑軌，所述托盤和所述轉動盤通過所述連接件固連時，所述第一滑軌和所述第二滑軌對接形成加速滑軌。

在第四種可能實現的方式中，結合第一方面的第三種可能實現的方式，所述加速滑軌上滑動設置有鎖定裝置，所述托盤靜止時，所述鎖定裝置將所述中輕型航空器鎖止于第一滑軌上；所述第一滑軌和所述第二滑軌對接后，所述鎖定裝置帶動所述中輕型航空器沿所述加速滑軌滑動至所述轉動盤的第一端后解鎖。

在第五種可能實現的方式中，結合第一方面，所述動力組件包括驅動結構及傳動結構，所述驅動結構的輸出軸與所述加速器通過傳動結構傳動連接，以驅動所述加速器轉動。

在第六種可能實現的方式中，結合第一方面的第五種可能實現的 方式，所述傳動結構為錐齒輪組傳動結構，所述驅動結構的輸出軸上設置有第一錐齒輪，所述加速器上固定設置有中間軸，所述中間軸上設置有可與所述第一錐齒輪嚙合的第二錐齒輪。

在第七種可能實現的方式中，結合第一方面，還包括支撐座，所述動力組件設置于所述支撐座上。

附圖說明

為了更清楚地說明本發明實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發明實施例提供的一種中輕型航空器的起飛裝置的第一種實施方式的結構示意圖；

圖2為本發明實施例提供的一種中輕型航空器的起飛裝置的第二種實施方式的加速器的仰視示意圖。

具體實施方式

下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。

在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。

本發明的實施例提供了一種中輕型航空器的起飛裝置，如圖1 和圖2所示，包括加速器1以及動力組件2，加速器1呈圓盤狀，中輕型航空器3可滑動連接于加速器1的中心處；動力組件2可驅動加速器1繞加速器1的中心軸線自轉，當加速器1遠離中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器3起飛的預設速度時，中輕型航空器3沿加速器1滑動至加速器1的第一端后被拋飛。

相較于現有技術，本發明實施例提供的一種中輕型航空器的起飛裝置，在中輕型航空器3需要起飛時，可在任意場地(如樓頂等面積較小且空間狹窄的場地)設置該起飛裝置，然后將中輕型航空器3安裝于加速器1上，啟動加速器1后，動力組件2驅動加速器1轉動，待加速器1遠離其中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器3起飛的預設速度時，中輕型航空器3在加速器1轉動產生的離心力的作用下滑動至加速器1遠離中心軸線的第一端并被拋飛，從而實現中輕型航空器3的起飛。

可選地，如圖1所示，當中輕型航空器3為無人駕駛的航空器(例如無人機等)時，加速器1包括轉動盤11，以及可滑動連接于轉動盤11的上表面中心處的托盤12，中輕型航空器3可脫開連接于托盤12上，轉動盤11與動力組件2連接；當動力組件2驅動轉動盤11轉動并使轉動盤11遠離其中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器3起飛的預設速度時，托盤12沿轉動盤11的上表面滑動至第一端后拋飛中輕型航空器3。采用轉動盤11與托盤12同步轉動的方式來實現中輕型航空器3的起飛，該裝置結構簡單。

可選地，為避免中輕型航空器3隨加速器1同步轉動，如圖2所示，該中輕型航空器的起飛裝置的加速器1包括圓環狀結構的轉動盤101，以及與轉動盤101同心設置的圓盤狀的托盤102，且托盤102的直徑小于轉動盤101的內徑，轉動盤101與托盤102之間設置有連接件103，中輕型航空器3可滑動連接于托盤102上(圖中未示出)，轉動盤101與動力組件2連接；當轉動盤101遠離中心軸線的第一端的線速度達到可使中輕型航空器3起飛的預設速度時，連接件103將轉動盤101和托盤102固連，以使中輕型航空器3沿轉動盤101滑動至轉動盤101的第一端后被拋飛。當中輕型航空器為有人駕駛的航空器時，該結構的起飛裝置中，在轉動盤101的第一端的線速度未達到中輕型航空器3起飛的預設速度時，該有人駕駛的中輕型航空器不隨 轉動盤101轉動，從而避免駕駛員出現暈眩。此時中輕型航空器3在加速過程中的路徑即為托盤102的圓心到轉動盤101的第一端之間的距離，加速路徑可控，便于設計人員進行計算。若托盤102與轉動盤101偏心設置，則中輕型航空器在加速過程中容易出現加速不到位或位置出現偏移，導致中輕型航空器的起飛失敗。需要說明的是，該結構的起飛裝置也可用于無人駕駛的中輕型航空器。

優選地，為避免中輕型航空器3在加速過程中出現偏移，托盤上設置有第一滑軌，轉動盤上設置有第二滑軌，托盤和轉動盤通過連接件固連時，第一滑軌和第二滑軌對接形成加速滑軌。當托盤與轉動盤同步轉動時，中輕型航空器沿加速滑軌加速滑動至轉動盤的第一端并飛出。中輕型航空器在加速過程中出現偏移會導致中輕型航空器的起飛方向發生改變，不利于中輕型航空器的正常工作，同時，偏移有可能導致中輕型航空器的加速效果，使中輕型航空器飛出時的速度不能達到預設速度，導致起飛失敗。

進一步地，為避免中輕型航空器在加速過程中出現傾倒等問題，加速滑軌上滑動設置有鎖定裝置，托盤靜止時，鎖定裝置將中輕型航空器鎖止于第一滑軌上；第一滑軌和第二滑軌對接后，鎖定裝置帶動中輕型航空器沿加速滑軌滑動至轉動盤的第一端后解鎖。

具體地，如圖1所示，動力組件2包括驅動結構21及傳動結構22，驅動結構21的輸出軸211與加速器1通過傳動結構22傳動連接，以驅動加速器1轉動。驅動結構21可以是電機或馬達或內燃機等。使用傳動結構22來加速器轉動，相較于使用電機等驅動結構直接驅動的方式，使用傳動結構22來驅動的方式耗能相對較小，且噪音更低。傳動結構22可以為渦輪傳動結構、鏈傳動結構、帶傳動結構或者齒輪傳動結構。

其中，采用渦輪傳動結構能夠獲得更高的傳動精度，且結構尺寸緊湊。但渦輪傳動結構的軸向力大、易發熱且傳動效率低，同時渦輪傳動結構對工作環境的要求較高，設備易損壞。

采用鏈傳動結構具有安裝精度低和傳動結構簡單的優勢，但鏈傳動結構的傳動平穩性差，傳動鏈的抗沖擊、振動能力差，極易損壞。

采用帶傳動結構具有結構簡單、成本低廉的優勢，且帶傳動結構自身 具有緩和振動、吸收沖擊的功能，能夠防止其他構件發生損壞，但帶傳動結構中，帶的壽命較短，需經常更換，且帶傳動結構的帶極易打滑，使得傳動比經常發生變化，不能保證機構的穩定運轉。

傳動結構為錐齒輪組傳動結構，如圖1所示，驅動結構21的輸出軸211上設置有第一錐齒輪221，加速器1上固定設置有中間軸222，中間軸222上設置有可與第一錐齒輪22I嚙合的第二錐齒輪223。第一錐齒輪221與第二錐齒輪223時，第一錐齒輪221的軸線和第二錐齒輪223的軸線之間存在一定夾角，將該夾角選擇為直角時，也即驅動結構21的輸出軸211的軸線與中間軸222的軸線相互垂直，此時，驅動結構21無需承載加速器1等結構的重力，減小了驅動結構21的負載，確保了該起飛裝置的使用壽命。同時，錐齒輪自身使用壽命長，能夠承載負荷較大，這也在一定程度上保障了傳動結構的穩定運轉。

可選地，解鎖方式為機械式解鎖，當中輕型航空器滑動至加速器的第一端后，鎖定裝置與設置于加速器第一端的擋片產生碰撞，使鎖定裝置打開。鎖定裝置可以為卡扣式鎖定裝置等。

可選地，解鎖方式也可以為程控式解鎖，當系統檢測到中輕型航空器滑動至加速器的第一端后，中控系統發出解鎖信號將鎖定裝置解鎖。例如，在加速器的第一端設置位置傳感器，當中輕型航空器滑動至加速器的第一端時，位置傳感器感應到中輕型航空器后向中控系統發出信號，中控系統收到信號后發出解鎖信號，從而使中輕型航空器可與加速滑軌脫開。

可選地，解鎖方式也可以為機械式解鎖與程控式解鎖的組合結構，當中輕型航空器滑動至加速器的第一端后，鎖定裝置與設置于加速器第一端的擋片產生碰撞，碰撞產生信號后傳遞至中控系統，由中控系統控制鎖定裝置解鎖。

還包括支撐座4，動力組件2設置于支撐座4上。支撐座用以緩沖加速器轉動時產生的震動，以使中輕型航空器起飛時的起飛方向及起飛速度更為穩定，同時，還能減小該起飛裝置運轉過程中產生的噪音。

示例地，如圖1所示，支撐座4為支架，支架具有較好的可移動 性，便于選定地點。同時，支架還可設計為可收縮型支架，便于運輸及收納。

示例地，支撐座還可以為平臺，平臺穩固性較好，加速器轉動時產生的震動較小，但平臺搬運較為困難，且體積和質量較大。

以上所述，僅為本發明的具體實施方式，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。