CN104477400A - 无人机液压弹射起飞系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提出的一种无人机液压弹射起飞系统，旨在提供一种结构紧凑、响应时间短、缓冲吸能系统集成于液压能源系统中的液压弹射起飞系统。本发明通过下述技术方案予以实现：在液压能源系统中，双联泵组泵出的高压液压油分为两路，一路通过液压管路与蓄能器连接，另一路通过电磁溢流阀与油箱连接，蓄能器通过液压管路和安装有电磁换向阀的插装阀与液压马达的进油口连接；滑行小车在液压能源系统输出的动力作用下加速滑跑，达到无人机的起飞速度后，电磁铁2DT、3DT同时断电，插装阀关闭，滑行小车在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带带动液压马达反向旋转，向蓄能器充液压油，消耗滑行小车的动能，减速至停车，实现缓冲吸能功能。
Description
技术领域
本发明涉及一种无人机液压弹射起飞系统，特别涉及一种集成了缓冲吸能系统的液压能源系统。
背景技术
近年来，随着科技和军事装备技术的发展，无人机在军事领域正在成为现代高科技战争中不可或缺的武器，越来越多地装备各国陆、海、空三军，用于执行攻击、侦察等作战任务及靶机的训练任务等。在民用领域，无人机的应用也日渐增多，如：国土资源调查、应急救灾、深林防火监测、环境监测等。
发射与回收系统是无人机的一个重要功能系统，是满足无人机机动灵活、重复使用以及高生存能力等多种需求的必要技术保障。目前，无人机的发射方式众多，如：火箭助推发射、弹射起飞、地面滑跑起飞等。火箭助推发射是以助推火箭作动力，被广泛用于无人机的发射，无人机在1台或多台(通常为2台)助推火箭的推力作用下飞离发射装置，具有发射技术成熟、助推火箭推力范围大、成本低、已系列化等优点和存在安全隐蔽性差、消耗性器材及支援保障的费用较高等缺点。常用的无人机弹射方式有弹力弹射、气液压弹射和燃气弹射。弹力弹射是将弹性元件(如橡皮筋、弹簧)的弹力转换成机械动能作动力，提供无人机起飞所需的加速度，具有原理简单、机构轻便等优点，仅适用于轻(小)型无人机的发射；燃气弹射是指直接利用火药气体来发射无人机，通常借助现役火炮实现通用发射。
无人机气液压弹射起飞方式是20世纪90年代国际上发展起来的一种先进的导轨动能弹射起飞方式，主要采用气液压能源作为无人机弹射动力。与常规的火箭助推起飞方式相比，它具有安全隐蔽性好、经济性好、适应性好等优点，不会产生光、声、热、烟雾等信号，不存在火控器材的存储、运输和管理问题，且每次进行无人机发射时消耗性器材及支援保障的费用较低，另外在一定范围内通过调节蓄能器充气压力和充油压力便可满足不同无人机对起飞质量和起飞速度使用要求；与地面滑跑起飞方式相比，无需机场跑道，具有良好的机动灵活性，可连续进行无人机弹射起飞。目前，国际上仅有美国、英国和瑞士等少数国家掌握此项技术并大量应用到了无人机装备中。
现有的无人机液压弹射起飞系统一般由气液压能源系统29、增速器、缓冲吸能装置、滑行小车31、发射架30、锁闭释放机构32、卸荷控制机构、电气控制系统33及运载平台34等组成，其工作原理是：蓄能器气囊内高压气体膨胀排出的高压液压油，流入液压缸，驱动液压缸的活塞杆做收缩运动，将液压能转换成机械动能；活塞杆通过增速器上的牵引钢丝绳，牵引滑行小车31运载无人机沿发射架30上的导轨滑跑加速到无人机的起飞速度，将机械动能转换弹射无人机的动能；滑行小车31达到起飞速度后，碰撞缓冲吸能装置的拦阻钢丝绳，缓冲吸能装置吸收滑行小车31的动能，使滑行小车31快速减速直至停止运动；无人机则在发动机推力和自身惯性共同作用下，与滑行小车31分离，继续向前运动起飞。气液压能源系统29作为无人机液压弹射起飞系统的核心部件之一，是为液压弹射起飞系统提供能源动力，其常用的液压能转换为机械能的配置形式为蓄能器和高速液压缸。按此原理设计的气液压能源系统29的工作过程主要包括充液蓄能过程、发射过程和卸荷过程3部分，即：无人机发射前，通过液压泵向已充装有额定压力氮气的蓄能器充入高压液压油，直至达到无人机发射所需要的压力，完成充液过程；发射时，蓄能器气腔内高压气体膨胀排出的高压液压油，流入液压缸，驱动液压缸的活塞做收缩运动，活塞杆通过增速器上的牵引钢丝绳，牵引滑行小车31运载无人机沿发射架30上的导轨滑跑加速到无人机的起飞速度，完成发射过程；当活塞的速度达到要求值时(即：无人机达到起飞速度)，卸荷控制机构工作，使蓄能器停止向液压缸供油的同时打开液压缸的卸荷阀排油，完成卸荷过程。气液压能源系统29通过高速液压缸将液压能转换成机械动能时，因高速液压缸活塞的运动速度一般不可能在自身的运动距离内将无人机直接加速至起飞速度，必需通过一套高增速比的增速器使滑行小车31在导轨上滑跑过到无人机的起飞速度。目前，常用的高增速比增速器为滑轮增速器。缓冲吸能装置作为无人机液压弹射起飞系统的另一核心部件，用于吸收滑行小车31的动能，使其快速减速直至停车，以保证无人机与滑行小车31在短时间内安全分离。目前，常用的缓冲吸能装置为水涡轮吸能装置。
但是，采用以上现有技术的无人机液压弹射起飞系统存在以下不足：
1)加速过程多采用高速液压缸，其活塞杆的运动速度需要达到5m/s～8m/s，流入缸体液压油的流量可达1500L/min～3000L/min。因此，必须根据流入缸体的流量设计或改进缸体内流道，存在工艺复杂、加工难度大等缺点；
2)增速器多采用滑轮增速器，其存在结构复杂、牵引绳易磨损等缺点；
3)缓冲吸能装置多采用水涡轮吸能装置或油气缓冲吸能装置，存在设计计算难度大、体积大等缺点。
发明内容
本发明针对上述现有技术中存在的不足之处，提供一种组成简单、结构紧凑、加工难度小、响应时间短、将缓冲吸能系统集成于液压能源系统中的无人机液压弹射起飞系统。
为实现上述目的，本发明是这样实现的：一种无人机液压弹射起飞系统，包括液压能源系统29、缓冲吸能系统、发射架30、滑行小车31、锁闭释放机构32、电气控制系统33和运载平台34，其特征在于：在液压能源系统29中，油箱1通过液压管路连接双联泵组2的吸油口，经高压出油口单向阀5分为两路，一路通过液压管路连接蓄能器9和设定蓄能器9充液蓄能压力的压力传感器10，另一路则通过跨接在双联泵组2高压出油口和油箱1之间设定液压能源系统29的工作压力的电磁溢流阀6连接油箱1，并联后跨接在蓄能器9与油箱1之间的截止阀8和限制蓄能器9充液蓄能压力的安全阀7通过液压管路连接油箱1，蓄能器9通过液压管路和并联安装有电磁换向阀12的插装阀11连接液压马达15的进油口，液压马达15回油口通过充液阀16连接油箱1，安装在蓄能器9与充液阀16之间液压管路上的电磁阀换向阀13-2控制充液阀16的开关；在电气控制系统33的控制下，安装在两个液压马达15之间的卷筒机构14通过牵引带21上不同位置的定滑轮22导向后，与安装在发射架30中导轨24上的滑行小车31相连接，滑行小车31载无人机在液压能源系统29输出的动力作用下，沿发射架30中的导轨24加速滑跑，运动至V0点达到无人机的起飞速度后，电磁换向阀12的电磁铁2DT、3DT同时断电，插装阀11关闭，液压能源系统29停止动力输出，滑行小车31在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带21带动液压马达15反向旋转，向蓄能器9充液压油，消耗滑行小车31的动能，使其减速至停车，实现缓冲吸能功能。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果。
本发明采用蓄能器9和液压马达15的组合方式将液压能转换为弹射动力，当液压能源系统29中插装阀11关闭后，插装阀11至油箱1之间的管路中没有剩余压力，减少了传统气液压能源系统中所需的液压缸卸荷机构；同时，本发明采用液压马达15驱动卷筒机构14直接实现滑行小车31的增速，减少了传统无人机弹射起飞系统中所需的大增速比滑轮增速器，降低了系统组成的复杂程度。
本发明通过滑行小车31载无人机在液压能源系统29输出的动力作用下，沿发射架30中的导轨24加速滑跑，运动至V0点达到无人机的起飞速度后，液压能源系统29中的插装阀11关闭，液压能源系统29停止动力输出，滑行小车31则在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带21使液压马达15反向旋转向蓄能器9充液压油(即：液压马达15由马达功能转换为泵功能向蓄能器9充液压油)，消耗滑行小车31的动能，使其减速至停车，巧妙地利用液压能源系统29中的蓄能器9、插装阀11、卷筒机构14、液压马达15等液压元件及机构，组成缓冲吸能系统，实现缓冲吸能功能。与采用水涡轮或油气缓冲吸能装置等常规缓冲吸能装置相比，具有结构紧凑、体积小等优点。
本发明采用液压马达15驱动卷筒机构14直接增速取代传统气液压能源系统采用高速液压缸和滑轮增速器增速，克服了高速液压缸和滑轮增速器所存在的工艺复杂、加工难度大等缺点。
本发明采用电磁换向阀12控制插装阀11直接打开和关闭蓄能器9与液压马达15之间的油路，提高了液压能源系统29释放能量和停止提供能量的快速响应能力，缩短了响应时间。
附图说明
图1是本发明无人机液压弹射起飞系统结构原理示意图。
图2是图1中液压能源系统29和缓冲吸能系统的液压原理示意图。
图3是图1中缓冲吸能系统通过安装在发射架30上的定滑轮22实现缓冲吸能功能的结构示意图。
图4是图1中发射架30的结构示意图。
图5是本发明无人机液压弹射起飞系统的工作流程示意图。
图中：1油箱，2双联泵组，3电机(或汽车取力器)，4单向阀，5单向阀，6电磁溢流阀，7安全阀，8截止阀，9蓄能器，10压力传感器，11插装阀，12电磁阀换向阀，13电磁换向阀，14卷筒机构，15液压马达，16充液阀，17溢流阀，18电磁换向阀，19液控单向阀，20单向节流阀，21牵引带，22定滑轮，23架体，24导轨，25折叠接头，26俯仰装置，27后支承，28可调后支腿，29液压能源系统，30发射架，31滑行小车，32锁闭释放机构，33电气控制系统，34运载平台，35前折叠段，36固定段，37后折叠段。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
参阅图1。在以下描述的实施例中，无人机液压弹射起飞系统，包括液压能源系统29、发射架30、滑行小车31、锁闭释放机构32、电气控制系统33、运载平台34和缓冲吸能系统，其中，液压能源系统29采用蓄能器9和液压马达15的组合方式将液压能转换为无人机的弹射动力，电气控制系统33通过液压能源系统29控制俯仰装置26和锁闭释放机构32中液压缸活塞杆作伸缩运动，分别实现发射架30的发射角调节和滑行小车的锁闭与释放。运载平台34作为无人机液压弹射起飞系统转场运输的工具，是液压能源系统29、发射架30、电气控制系统33等到分系统的安装基础。滑行小车31作为无人机弹射时的载体，安装在发射架30的导轨24上，通过车轮与导轨24的接触表面进行上下、左右运动方向限位，使滑行小车31在沿发射架30中的导轨24加速滑跑过程中不会脱离导轨。锁闭释放机构32主要由安装座、锁块、连杆、锁紧油缸、解锁油缸等组成，安装在发射架30的尾部，其作用是：无人机液压弹射起飞系统弹射无人机前，将滑行小车31(含无人机)可靠锁闭在发射架30的导轨24上，在液压能源系统29输出的动力达到最大值后，释放滑行小车31，使其获得最大的加速度沿发射架30的导轨24加速滑跑；电气控制系统33由供电系统和控制系统组成，安装在运载平台34上，用于系统供电、发射架30的发射角调节、滑行小车31的锁闭与释放控制、液压能源系统29的充液蓄能控制和液压能源释放控制等。
参阅图2。液压能源系统29主要由油箱1、双联泵组2、电机或汽车取力器3、单向阀5、电磁溢流阀6、安全阀7、截止阀8、蓄能器9、压力传感器10、插装阀11、电磁阀换向阀12、电磁换向阀13、卷筒机构14、液压马达15、充液阀16和连接各个元件间的液压管路构成，其中：电机(或汽车取力器)3通过联轴器驱动双联泵组2，双联泵组2的吸油口通过液压管路与油箱1连接，双联泵组2的高压出油口通过单向阀5和液压管路连接蓄能器9；电磁溢流阀6跨接在双联泵组2的高压出油口和油箱1之间，用于设定液压能源系统29的工作压力；压力传感器10连接在单向阀5与蓄能器9之间的管路上，用于设定蓄能器9的充液蓄能压力；截止阀8和安全阀7并列跨接在蓄能器9与油箱1之间，安全阀7用于限制蓄能器9的最高充液压蓄能压力，确保蓄能器9的安全，截止阀8用于操作人员手动释放蓄能器9发射后剩余压力的液压油；蓄能器9通过插装阀11和液压管路与液压马达15的进油口连接，液压马达15的回油口通过充液阀16和液压管路与油箱1连接，液压马达15的泄油口通过液压管路直接与油箱1连接；电磁换向阀12安装在插装阀11上，用于控制插装阀11的开启和关闭；电磁阀换向阀13-2安装在蓄能器9与充液阀16之间的液压管路上，用于控制充液阀16的开启和关闭；卷筒机构14中的牵引带21通过安装在发射架30上不同位置的定滑轮22导向后与滑行小车31连接。缓冲吸能系统由液压能源系统29中的蓄能器9、插装阀11、卷筒机构14、液压马达15、充液阀16、连接各元件间的液压管路和安装在发射架30上不同位置的定滑轮22构成，其中：蓄能器9通过插装阀11和液压管路与液压马达15的进油口连接，液压马达15的回油口通过充液阀16和液压管路与油箱1连接；卷筒机构14中的牵引带21通过安装在发射架30上不同位置的定滑轮22导向后与滑行小车31连接。
进一步，液压能源系统29的工作过程主要包括充液蓄能过程和液压能源释放过程2部分，即：无人机发射前，电气控制系统33向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀6停止溢流卸荷。安装在运载平台34中的电机或汽车取力器3通过联轴器驱动双联泵组2工作，双联泵组2泵出的高压液压油经单向阀5，进入气囊中已充装有额定压力氮气的蓄能器9中，通过压缩蓄能器9气囊中的氮气蓄能。当压力传感器10检测到蓄能器9的充液压力达到设定值后，电气控制系统33停止向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀6溢流卸荷，完成充液蓄能过程；液压能源释放时(即：发射时)，电气控制系统33首先向电磁铁4DT、5DT供电使电磁换向阀13-1、13-2换向工作，蓄能器9中的液压油打开充液阀16，接通液压马达15的回油口与油箱1。接着，电气控制系统33向电磁铁2DT、3DT供电使电磁换向阀12-1、12-2换向打开插装阀11，蓄能器9气囊内的高压气体膨胀排出的高压液压油，经插装阀11进入液压马达15的进油口，从液压马达15的回油口排出后经充液阀16回到油箱1中，液压马达15驱动卷筒机构14高速旋转回收牵引带21，牵引带21牵引滑行小车31运载无人机沿发射架30上的导轨24滑跑加速到无人机的起飞速度，完成发射过程。
参阅图3。缓冲吸能系统包括：串联在安全阀7、截止阀8与插装阀11之间液压管路上的蓄能器9、串联在蓄能器9与液压马达15-2之间液压管路上的插装阀11-1、串联在蓄能器9与液压马达15-1之间液压管路上的插装阀11-2、串联在插装阀11-2与充液压阀16之间液压管路上的液压马达15-1、串联在插装阀11-1与充液压阀16之间液压管路上的液压马达15-2、串联在液压马达15-1、液压马达15-2之间的卷筒机构14、以及连接在液压马达15-1、液压马达15-2并联接点管路上的充液阀16和安装在发射架30上不同位置、通过定滑轮22导向牵引滑行小车31运动的牵引带21，其中：蓄能器9通过插装阀11和液压管路连接液压马达15的进油口，液压马达15回油口连接充液阀16，并通过液压管路连接油箱1。卷筒机构14中的牵引带21通过安装在发射架30上不同位置的定滑轮22导向后与滑行小车31连接。
缓冲吸能系统实现缓冲吸能的方法为：滑行小车31载无人机在液压能源系统29输出的动力作用下，沿发射架30中的导轨24加速滑跑，运动至V0点达到无人机的起飞速度后，液压能源系统29中电磁换向阀12的电磁铁2DT、3DT同时断电，插装阀11关闭，液压能源系统29停止动力输出，滑行小车31则在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带21使液压马达15反向旋转向蓄能器9充液压油(即：液压马达15由马达功能转换为泵功能向蓄能器9充液压油)，消耗滑行小车31的动能，使其减速至停车，实现缓冲吸能功能。
参阅图4。发射架30主要包括架体23、导轨24、折叠接头25、俯仰装置26、后支承27和可调后支腿28，其中，安装在运载平台34上为滑行小车31滑跑提供轨道的发射架30分为前折叠段35、固定段36和后折叠段37，前折叠段35和后折叠段37分别通过折叠接头25连接固定段36，可在水平面上分别沿左侧或右侧展开或折叠；安装在架体23上的导轨24作为滑行小车31加速滑跑的轨道，滑行小车31运行在架体23的导轨24上；俯仰装置26活动连接在固定段36的前部，用于调节无人机的发射角；后支承27活动连接在固定段36的尾部，作为无人机发射角调整的转点；可调后支腿28活动连接在后折叠段37的尾部，用于支撑发射架30的尾部。
参阅图5。本发明实施例的具体工作过程如下：
a)发射角调节过程
采用电气控制系统33通过控制电磁换向阀电磁铁通电换向的方法，利用液压系统提供的动力改变俯仰装置26中液压缸活塞杆的伸出长度，使发射架30的固定段36绕后支承27中的转轴转动，实现发射角的调节。
b)发射架30的展开、折叠过程
采用电气控制系统33通过控制电磁换向阀电磁铁通电换向的方法，利用液压摆动缸输出的动力，驱动折叠接头25转动改变架体23的前折叠段35和后折叠段37的位置，实现发射架30的展开和折叠过程。
c)滑行小车31的发射锁紧过程
采用电气控制系统33通过控制电磁换向阀电磁铁通电换向的方法，利用液压系统提供的动力，使锁闭释放机构32中锁紧液压缸的活塞杆完成伸出，将滑行小车31锁闭在发射架30的末端。
d)牵引带21预张紧过程
安装在运载平台34上的电机(或汽车取力器)3通过联轴器驱动双联泵组2工作，电气控制系统33同时向电磁换向阀13-1的电磁铁4DT和电磁换向阀18的电磁铁6DT通电，双联泵组2泵出的低压油经单向阀4、电磁换向阀18、液控单向阀19、单向节流阀20进入液压马达15的进油口，使液压马达15驱动卷筒机构14正向旋转将与滑行小车31连接的牵引带21预张紧。
e)蓄能器9充液蓄能过程
无人机发射前，电气控制系统33向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀6停止溢流卸荷，安装在运载平台34中的电机(或汽车取力器)3通过联轴器驱动双联泵组2工作，双联泵组2泵出的高压液压油经单向阀5，进入气囊中已充装有额定压力氮气的蓄能器9中，通过压缩蓄能器9气囊中的氮气蓄能，当压力传感器10检测到蓄能器9的充液压力达到设定值后(不同的设定值可为不同机型的弹射提供动力)，电气控制系统33停止向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀6溢流卸荷，双联泵组2泵出的高压液压油经电磁溢流阀6回到油箱1，完成蓄能器9完成充液蓄能过程。
f)无人机发射过程
发射时，电气控制系统33首先向电磁铁4DT、5DT同时供电使电磁换向阀13-1、13-2换向工作，蓄能器9中的液压油打开充液阀16，接通液压马达15的回油口与油箱1；接着，电气控制系统33向电磁铁2DT、3DT同时供电使电磁换向阀12-1、12-2换向，蓄能器9中的液压油经液压管路进入并打开插装阀11，蓄能器9气囊内的高压气体膨胀排出的高压液压油，经插装阀11进入液压马达15的进油口，从液压马达15的回油口排出后经充液阀16回到油箱1中，液压马达15驱动卷筒机构14张紧牵引带21，使滑行小车31处于预加速状态；最后，电气控制系统33控制锁闭释放机构32释放滑行小车31，蓄能器9中排出的高压液压油经插装阀11、液压马达15和充液阀16快速回到油箱1中，高速旋转的液压马达15驱动卷筒机构14正向旋转快速缠绕牵引带21，牵引滑行小车31运载无人机沿发射架30上的导轨24滑跑加速到无人机的起飞速度，完成发射过程。
f)滑行小车31缓冲减速过程
滑行小车31载无人机在液压能源系统29输出的动力作用下，沿发射架30中的导轨24加速滑跑，运动至V0点达到无人机的起飞速度后，电气控制系统33同时停止向液压能源系统29中电磁换向阀12的电磁铁2DT、3DT供电，插装阀11关闭，液压能源系统29停止动力输出，滑行小车31则在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带21使液压马达15反向旋转，通过连接蓄能器9与液压马达15之间的液压管路向蓄能器9充液压油(即：液压马达15由马达功能转换为泵功能向蓄能器9充液压油)，消耗滑行小车31的动能，使其减速至停车，实现缓冲吸能功能。
g)滑行小车31回程过程
安装在运载平台34上的电机(或汽车取力器)3通过联轴器驱动双联泵组2工作，电气控制控制系统同时向电磁铁4DT和电磁铁7DT供电，使电磁换向阀13-1和电磁换向阀18换向工作，双联泵组2排出的低压油经单向阀4、电磁换向阀18、液控单向阀19、单向节流阀20进入液压马达15的进油口，通过液压马达15驱动卷筒机构14反向旋转，将缠绕在卷筒机构14中的牵引带21放出，滑行小车31则在自身重力作用下沿发射架30中导轨24回到发射架30末端，准备下次弹射。
本发明的上述实施方式不能认为是对本发明权利要求所作的限制，如果本领域的技术人员通过本发明的启发不需要创造性的劳动对本发明做出各种修改或等同替换，都应落入本发明权利要求的保护范围。
Claims (10)
1.一种无人机液压弹射起飞系统，包括液压能源系统、缓冲吸能系统、滑行小车、发射架、锁闭释放机构、电气控制系统和运载平台，其特征在于：在液压能源系统(29)中，油箱(1)通过液压管路连接双联泵组(2)的吸油口，经高压出油口单向阀(5)分为两路，一路通过液压管路连接蓄能器(9)和设定蓄能器(9)充液蓄能压力的压力传感器(10)，另一路则通过跨接在双联泵组(2)高压出油口和油箱(1)之间设定液压能源系统(29)的工作压力的电磁溢流阀(6)连接油箱(1)，并联后跨接在蓄能器(9)与油箱(1)之间的截止阀(8)和限制蓄能器(9)充液蓄能压力的安全阀(7)通过液压管路连接油箱(1)，蓄能器(9)通过液压管路和并联安装有电磁换向阀(12)的插装阀(11)连接液压马达(15)的进油口，液压马达(15)回油口通过充液阀(16)连接油箱(1)，安装在蓄能器(9)与充液阀(16)之间液压管路上的电磁阀换向阀13-2控制充液阀(16)的开关；在电气控制系统(33)的控制下，安装在两个液压马达(15)之间的卷筒机构(14)通过牵引带(21)上不同位置的定滑轮(22)导向后，与安装在发射架(30)中导轨(24)上的滑行小车(31)相连接，滑行小车(31)载无人机在液压能源系统(29)输出的动力作用下，沿发射架(30)中的导轨(24)加速滑跑，运动至V0点达到无人机的起飞速度后，电磁换向阀(12)的电磁铁2DT、3DT同时断电，插装阀(11)关闭，液压能源系统(29)停止动力输出，滑行小车(31)在自身惯性作用下继续向前运动，通过牵引带(21)带动液压马达(15)反向旋转，向蓄能器(9)充液压油，消耗滑行小车(31)的动能，使其减速至停车，实现缓冲吸能功能。
2.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：无人机发射前，电气控制系统(33)向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀(6)停止溢流卸荷。
3.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：安装在运载平台(34)中的电机或汽车取力器(3)通过联轴器驱动双联泵组(2)工作，双联泵组(2)泵出的高压液压油经单向阀(5)，进入气囊中已充装有额定压力氮气的蓄能器(9)中，通过压缩蓄能器气囊中的氮气蓄能。
4.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：当压力传感器(10)检测到蓄能器(9)的充液压力达到设定值后，电气控制系统(33)停止向电磁铁1DT供电使电磁溢流阀(6)溢流卸荷，完成充液蓄能过程。
5.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：液压能源释放时，电气控制系统(33)首先向电磁铁4DT、5DT供电，使电磁换向阀13-1、电磁换向阀3-21换向工作，蓄能器(9)中的液压油打开充液阀(16)，接通液压马达(15)的回油口与油箱(1)。
6.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：电气控制系统(33)向电磁铁2DT、电磁铁3DT同时供电使电磁换向阀12-1、电磁换向阀12-2换向打开插装阀(11)，蓄能器(9)气囊内的高压气体膨胀排出的高压液压油，经插装阀(11)进入液压马达(15)的进油口，从液压马达(15)的回油口排出后经充液阀(16)回到油箱(1)中，液压马达(15)驱动卷筒机构(14)高速旋转回收牵引带(21)，牵引带(21)牵引滑行小车(31)运载无人机沿发射架(30)上的导轨(24)滑跑加速到无人机的起飞速度，完成发射过程。
7.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：缓冲吸能系统包括：串联在安全阀(7)、截止阀(8)与插装阀(11)之间液压管路上的蓄能器(9)、串联在蓄能器(9)与液压马达15-2之间液压管路上的插装阀11-1、串联在蓄能器(9)与液压马达15-1之间液压管路上的插装阀11-2、串联在插装阀11-2与充液压阀(16)之间液压管路上的液压马达15-1、串联在插装阀11-1与充液压阀(16)之间液压管路上的液压马达15-2、串联在液压马达15-1、液压马达15-2之间的卷筒机构(14)、以及连接在液压马达15-1、液压马达15-2并联接点管路上的充液阀(16)和安装在发射架(30)上不同位置、通过定滑轮(22)导向牵引滑行小车(31)运动的牵引带(21)。
8.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：发射架(30)主要包括架体(23)、导轨(24)、折叠接头(25)、俯仰装置(26)、后支承(27)和可调后支腿(28)，其中，安装在运载平台(34)上为滑行小车(31)滑跑提供轨道的发射架(30)分为前折叠段(35)、固定段(36)和后折叠段(37)，前折叠段(35)和后折叠段(37)分别通过折叠接头(25)连接固定段(36)，可在水平面上分别沿左侧或右侧展开或折叠；安装在架体(23)上的导轨(24)作为滑行小车(31)加速滑跑的轨道，滑行小车(31)运行在架体(23)的导轨(24)上；俯仰装置(26)活动连接在固定段(36)的前部，用于调节无人机的发射角；后支承(27)活动连接在固定段(36)的尾部，作为无人机发射角调整的转点；可调后支腿(28)活动连接在后折叠段(37)的尾部，用于支撑发射架(30)的尾部。
9.如权利要求8所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：电气控制系统(33)通过控制电磁换向阀电磁铁通电换向，利用液压系统提供的动力改变俯仰装置(26)中液压缸活塞杆的伸出长度，使发射架(30)的固定段(36)绕后支承(27)中的转轴转动，实现发射角的调节。
10.如权利要求1所述的无人机液压弹射起飞系统，其特征在于：安装在运载平台上的电机(或汽车取力器)(3)通过联轴器驱动双联泵组(2)工作，电气控制系统(33)同时向电磁换向阀13-1的电磁铁4DT和电磁换向阀(18)的电磁铁6DT通电，双联泵组(2)泵出的低压油经单向阀(4)、电磁换向阀(18)、液控单向阀(19)、单向节流阀(20)进入液压马达(15)的进油口，液压马达(15)驱动卷筒机构(14)正向旋转将与滑行小车(31)连接的牵引带(21)预张紧。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20150401 |
|
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |