一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝 |
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| 申请号 | CN201510835968.0 | 申请日 | 2015-11-25 | 公开(公告)号 | CN105366052A | 公开(公告)日 | 2016-03-02 |
| 申请人 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所; | 发明人 | 孟令赛; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开了一种隐身 飞行器 的火箭助推脱落顶窝，涉及航空技术领域。所述隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝包含第一顶面(4)、第二顶面(7)、第一侧面(5)、第二侧面(8)及 机身 面(6)，其中，所述第一顶面(4)与第二顶面(7)相交形成顶边(47)，所述第一顶面(4)与机身面(6)相交形成第一侧顶边(46)，第一侧顶边(46)与第一前缘边(11)平行；所述第二顶面(7)与机身面(6)形成第二顶边(76)，第二顶边(76)与第二前缘边(12)平行；所述第一侧面(5)分别与第一顶面(4)及机身面(6)相交；所述第二侧面(8)分别与第二顶面(7)及机身面(6)相交。本发明的优点在于：增强了飞行器的隐身性能。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝，其特征在于：包含第一顶面(4)、第二顶面(7)、第一侧面(5)、第二侧面(8)及机身面(6)，其中， |
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| 说明书全文 | 一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝技术领域[0001] 本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝。 背景技术[0002] 火箭助推器脱落机构作为无人机发射系统的关键，主要作用是：一是保证助推器在发射过程中不晃动；二是发射结束时使助推器自行脱落。 发明内容[0004] 本发明的目的是提供一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝，以解决背景技术中不易将现有脱落机构应用在高隐身无人机上的问题。 [0005] 本发明所采用的技术方案是：提供一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝，包含第一顶面、第二顶面、第一侧面、第二侧面及机身面，其中，所述第一顶面与第二顶面相交形成顶边，所述第一顶面与机身面相交形成第一侧顶边，且第一侧顶边与第一前缘边平行；所述第二顶面与机身面形成第二顶边，且第二顶边与第二前缘边平行；所述第一侧面分别与所述第一顶面及机身面相交；所述第二侧面分别与所述第二顶面及机身面相交。 [0006] 优选地，所述第一侧面与机身面相交形成第一侧边，所述第二侧面与机身面相交形成第二侧边，所述第一侧边与第二侧边相互平行。 [0007] 优选地，所述第一顶面、第二顶面、第一侧面及第二侧面均与机身面垂直。 [0008] 优选地，所述机身面上具有尾边，所述顶窝的深度自尾边至顶边的方向逐渐加深。 [0009] 优选地，所述尾边到飞行器机身圆滑过渡。 [0010] 本发明的有益效果：所述第一顶面与第二顶面相交形成顶边，所述第一顶面与机身面相交形成第一侧顶边，且第一侧顶边与第一前缘边平行；所述第二顶面与机身面形成第二顶边，且第二顶边与第二前缘边平行；顶窝对探测雷达的反射角度与飞行器的反射角度一直，不易被雷达探测，增强了飞行器的隐身性能。附图说明 [0011] 图1是本发明的隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝的立体示意图； [0012] 图2是图1所示的隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝在飞行器上的俯视图。 [0013] 其中，1-飞行器，2-脱落顶窝，4-第一顶面，5-第一侧面，6-机身面，7-第二顶面，8-第二侧面，11-第一前缘边，12-第二前缘边，46-第一侧顶边，47-顶边，56-第一侧边， 61-尾边，76-第二顶边，86-第二侧边。 具体实施方式[0014] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。 [0015] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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保护范围的限制。 [0016] 如图1、图2所示，一种隐身飞行器的火箭助推脱落顶窝，包含第一顶面4、第二顶面7、第一侧面5、第二侧面8及机身面6，其中，第一顶面4与第二顶面7相交形成顶边47，第一顶面4与机身面6相交形成第一侧顶边46，且第一侧顶边46与第一前缘边11平行；第二顶面7与机身面6形成第二顶边76，且第二顶边76与第二前缘边12平行；第一侧面5 分别与第一顶面4及机身面6相交；第二侧面8分别与所述第二顶面7及机身面6相交。 [0017] 在本实施例中，第一侧面5与机身面6相交形成第一侧边56，第二侧面8与机身面6相交形成第二侧边86，第一侧边56与第二侧边86相互平行，且平行于航行方向。 [0018] 第一顶面4、第二顶面7、第一侧面5及第二侧面8均与机身面6垂直。助推器可以通过第一顶面4与第二顶面7向飞行器传递前行方向的顶力，第一侧面5及第二侧面8 可以限制助推器前端顶杆不会出现摆动，同时，助推器可以通过机身面6向飞行器传递向上飞起的顶力。 [0019] 机身面6上具有尾边61，顶窝的深度自尾边61至顶边47的方向逐渐加深。其优点在于：即可以将助推器前端顶杆牢牢固定，又方便助推器顶杆的脱落。 [0020] 尾边61到飞行器机身圆滑过渡。有利于提高飞行器的隐身性能。 [0021] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分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发明各实施例技术方案的精神和范围。 |
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