一种飞行器察打控制发射系统专利检索-角接触球轴承滚动轴承轴承类专利检索查询-专利查询网

一种 飞行器察打控制发射系统

阅读：450发布：2022-08-29

专利汇可以提供一种飞行器察打控制发射系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本实用新型提供了一种飞行器察打控制发射系统，包括飞行器本体，所述本体上安装有挂载装置，所述挂载装置用于安装发射载荷，所述发射载荷对应设有火控单元、以及火控单元连接的伺服控制单元；所述伺服控制单元用于调节发射载荷的俯仰和方位角度；所述火控单元通过通讯接口连接飞控单元，所述飞控单元通过无线通讯模块连接地面站。本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统设置有发射载荷姿态调整装置，即伺服控制单元，能实现对发射载荷俯仰、方位的姿态调整，在一定范围内无需调整多旋翼姿态即可对目标进行打击，执行任务灵活性高，可实现全方位、多角度的打击。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利，下面是一种飞行器察打控制发射系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种飞行器察打控制发射系统，其特征在于：包括飞行器本体(1)，所述本体(1)上安装有挂载装置，所述挂载装置用于安装发射载荷(5)，所述发射载荷(5)对应设有火控单元、以及火控单元连接的伺服控制单元；
所述伺服控制单元用于调节发射载荷(5)的俯仰和方位角度；
所述火控单元通过通讯接口连接飞控单元，所述飞控单元通过无线通讯模块连接地面站。
2.根据权利要求1所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述挂载装置包括支架框(2)和装载板(23)，所述支架框(2)呈U型，所述装载板(23)安装在支架框(2)上；
所述伺服控制单元包括俯仰角度调节装置，所述俯仰角度调节装置安装在支架框(2)上，用于调节装载板(23)的俯仰角度。
3.根据权利要求2所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述支架框(2)包括安装在无人机机身下方的第一边框(21)和第二边框(22)，所述第一边框(21)和第二边框(22)之间设有装载板(23)，所述装载板(23)用于挂载发射载荷(5)；
所述装载板(23)与第一边框(21)和第二边框(22)之间转动连接；
所述俯仰角度调节装置设置在第一边框(21)上，所述俯仰角度调节装置用于调节装载板(23)的俯仰角度。
4.根据权利要求3所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述第一边框(21)和第二边框(22)竖向平行设置；
所述第一边框(21)的上半部为长方形，下半部为倒三角形；所述俯仰角度调节装置包括俯仰伺服电机(211)，所述俯仰伺服电机(211)设置在第一边框(21)的外侧，所述俯仰伺服电机(211)通过驱动电路连接火控单元；所述俯仰伺服电机(211)设置在第一边框(21)的下半部一侧；所述第一边框(21)的下半部的靠近底部的中间位置设有俯仰轴孔，所述俯仰轴孔中设有主动俯仰组件(212)；
所述俯仰伺服电机(211)用于驱动主动俯仰组件(212)；
所述第二边框(22)的上半部为长方形，下半部为倒三角形；第二边框(22)的下半部也设有对应的俯仰轴孔，并设有从动俯仰组件(221)。
5.根据权利要求4所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述主动俯仰组件(212)包括设置在俯仰轴孔中的俯仰转轴，所述俯仰转轴的外侧设有一对啮合的渐开线圆柱齿轮，所述俯仰伺服电机(211)通过驱动渐开线圆柱齿轮驱动俯仰转轴；所述俯仰转轴的内侧端部设有俯仰支撑装置(2121)；
所述从动俯仰组件(221)包括设置在第二边框(22)的俯仰轴孔中的俯仰转轴，以及设置在俯仰转轴内侧的俯仰支撑装置(2121)。
6.根据权利要求5所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述装载板(23)的两侧各开设一条条形限位槽，每个条形限位槽中都设有四个螺钉孔，所述装载板(23)的两侧通过固定螺栓固定在俯仰支撑装置(2121)上；
所述第一边框(21)的俯仰伺服电机(211)安装位的一侧还设有限位钉安装孔，所述限位钉安装孔用于安装限位钉，所述限位钉用于对装载板(23)俯仰角度的限位。
7.根据权利要求2所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述伺服控制单元还包括方位角度调节装置，所述方位角度调节装置设置在装载板(23)上，所述方位角度调节装置包括方位伺服电机(231)和方位组件(232)，所述方位伺服电机(231)通过驱动电路连接火控单元；
所述方位组件(232)包括方位转轴，所述装载板(23)上设有方位轴孔，所述方位转轴设置在方位轴孔中，所述方位转轴的上端外侧安装两个角接触球轴承，实现方位轴绕Z轴的转动自由度；
所述装载板(23)上设有方位伺服电机(231)安装位，所述方位伺服电机(231)垂直安装在装载板(23)上，所述方位伺服电机(231)通过驱动一对啮合的渐开线圆柱齿轮驱动方位转轴转动。
8.根据权利要求7所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述方位转轴下端与连接轴(32)连接；所述连接轴(32)固定在挂载板(31)上，所述挂载板(31)通过悬挂装置挂载发射载荷(5)；
所述悬挂装置包括第一导向块(34)和第二导向块(35)，所述第一导向块(34)和第二导向块(35)都包括一块竖板(341)和一个垂直于竖板(341)的横板(342)，所述第一导向块(34)和第二导向块(35)的竖板(341)设置在相邻侧，且竖板(341)之间设有缝隙；
所述第一导向块(34)和第二导向块(35)的横板(342)的安装高度都相同，所述横板(342)上都设有贯穿横板(342)的导向孔(343)，两个横板(342)的导向孔(343)的轴线在同一条直线上，所述导向孔(343)对应设有钢销，吊耳挂置在第一导向块(34)和第二导向块(35)竖板(341)之间的钢销上；所述钢销对应设有旋转舵机，所述旋转舵机通过传动装置驱动钢销移动，所述旋转舵机通过驱动电路连接火控单元。
9.根据权利要求8所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述发射载荷(5)还对应设有限位支架(33)，每个所述载荷对应设有前后两个限位支架(33)，所述限位支架(33)呈倒置的Y字型，所述限位支架(33)的上端固定在挂载板(31)下端面，所述限位支架(33)的下端向外侧延伸出两条限位板(331)，两条限位板(331)之间用于设置发射载荷(5)；
所述限位支架(33)的两条限位板(331)，一条限位板(331)上设有调节螺栓(332)，另一条设有限位螺栓(333)，调节螺栓(332)和限位螺栓(333)的安装方向都垂直于所在的限位板(331)；
所述调节螺栓(332)的外侧面设有手拧螺母，通过手拧螺母设置调节螺栓(332)的安装深度；
所述限位支架(33)的上端面还设有状态销(334)安装孔，所述状态销(334)安装孔用于安装状态销(334)，所述状态销(334)贯穿限位支架(33)的上端，下端伸出状态销(334)安装孔，垂直设置在两个限位板(331)之间；
所述状态销(334)的上端还设有弹簧，所述弹簧的上端设有位置传感器，所述弹簧和位置传感器都设置在状态销(334)安装孔中，所述位置传感器连接无人机的火控单元，所述位置传感器用于检测发射载荷(5)的在位状态。
10.根据权利要求1所述的飞行器察打控制发射系统，其特征在于：所述本体(1)下方还设有目标跟踪锁定装置(4)，所述目标跟踪锁定装置(4)包括挂板(43)、减震装置(42)、方位结构(41)、连接臂(45)、吊舱；
所述挂板(43)通过连接柱安装在机身下方，所述挂板(43)的中间位置开设圆孔，所述挂板(43)上方圆孔的周向位置设有多个减震装置(42)，所述方位结构(41)与所述减震装置(42)固定连接，所述方位结构(41)设置在圆孔的正上方，所述方位结构(41)设有竖向伺服电机；
所述连接臂(45)设置在挂板(43)下方，所述连接臂(45)为两个，两个连接臂(45)的上端通过连接装置与方位结构(41)转动连接，所述吊舱设置在两个连接臂(45)之间，所述吊舱两侧与连接臂(45)转动连接，并设置横向伺服电机(44)，所述跟踪锁定装置(4)对应设有控制单元，所述控制单元通过驱动电路连接横向伺服电机(44)和竖向伺服电机，通过横向伺服电机(44)调节吊舱的俯仰角度，通过竖向伺服电机调节吊舱的方位角度；
所述吊舱内设有可见光传感器(46)、红外热像仪(47)、激光测距仪(48)、图像跟踪模块，所述可见光传感器(46)、红外热像仪(47)、激光测距仪(48)的信号输出端都连接图像跟踪模块的信号输入端，所述图像跟踪模块与控制单元双向通信；所述图像跟踪模块的信号输出端连接火控单元的信号输入端。

说明书全文

一种飞行器察打控制发射系统

技术领域

[0001] 本实用新型属于飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器察打控制发射系统。

背景技术

[0002] 随着国内外无人机技术水平的迅猛发展，无人机的种类和用途日趋繁多，尤为发展迅速的是多旋翼，它具有可垂直起降、定点悬停、机械结构简单、安全性高、成本低等优
点，可搭载可见光、红外热像仪等多用途设备，广泛的应用在电力巡线、测绘、消防、反恐、航空航天等各个领域。

[0003] 在反恐领域，多旋翼可应用于侦察、打击任务中，应用主要集中在侦察任务上，极少应用在打击任务上，且打击范围有限。因此设计一种小型察打多旋翼发射系统，将多旋翼
与发射载荷有机结合，为反恐、消防提供一种便于携带、运输的空中火力支援系统。

[0004] 目前，极少有将多旋翼与发射载荷相结合的方案，现有技术方案中，多旋翼与发射载荷通过刚性连接，发射载荷多选用小载荷的榴弹、灭火弹等，通过图像侦察目标相对载机
的位置，通过调整多旋翼的姿态实现对目标的小范围打击。

[0005] 现有的飞行器和发射载荷一般采用刚性连接方式，需通过调整多旋翼的姿态实现发射载荷的姿态调整，实现对目标小范围的打击，采用此种方式执行任务，任务执行不够灵
活；并且在追踪过程中根据图像对目标进行侦察并获取目标相对载机的位置，通过手动调
整图像的姿态和焦距实现对目标的实时跟踪，易丢失目标，尤其针对动目标。
发明内容

[0006] 有鉴于此，本实用新型旨在提出一种飞行器察打控制发射系统，以解决现有的飞行器在执行侦查打击过程中，对发射载荷控制不灵活，需要人工手动进行追踪目标，容易丢
失目标的情况。

[0007] 为达到上述目的，本实用新型的技术方案是这样实现的：

[0008] 一种飞行器察打控制发射系统，包括飞行器本体，所述本体上安装有挂载装置，所述挂载装置用于安装发射载荷，所述发射载荷对应设有火控单元、以及火控单元连接的伺
服控制单元；

[0009] 所述伺服控制单元用于调节发射载荷的俯仰和方位角度；

[0010] 所述火控单元通过通讯接口连接飞控单元，所述飞控单元通过无线通讯模块连接地面站。

[0011] 进一步的，所述挂载装置包括支架框和装载板，所述支架框呈U型，所述装载板安装在支架框上；

[0012] 所述伺服控制单元包括俯仰角度调节装置，所述俯仰角度调节装置安装在支架框上，用于调节装载板的俯仰角度。

[0013] 进一步的，所述支架框包括安装在无人机机身下方的第一边框和第二边框，所述第一边框和第二边框之间设有装载板，所述装载板用于挂载发射载荷；

[0014] 所述装载板与第一边框和第二边框之间转动连接；

[0015] 所述俯仰角度调节装置设置在第一边框上，所述俯仰角度调节装置用于调节装载板的俯仰角度。

[0016] 进一步的，所述第一边框和第二边框竖向平行设置；

[0017] 所述第一边框的上半部为长方形，下半部为倒三角形；所述俯仰角度调节装置包括俯仰伺服电机，所述俯仰伺服电机设置在第一边框的外侧，所述俯仰伺服电机通过驱动
电路连接火控单元；所述俯仰伺服电机设置在第一边框的下半部一侧；所述第一边框的下
半部的靠近底部的中间位置设有俯仰轴孔，所述俯仰轴孔中设有主动俯仰组件；

[0018] 所述俯仰伺服电机用于驱动主动俯仰组件；

[0019] 所述第二边框的上半部为长方形，下半部为倒三角形；第二边框的下半部也设有对应的俯仰轴孔，并设有从动俯仰组件。

[0020] 进一步的，所述主动俯仰组件包括设置在俯仰轴孔中的俯仰转轴，所述俯仰转轴的外侧设有一对啮合的渐开线圆柱齿轮，所述俯仰伺服电机通过驱动渐开线圆柱齿轮驱动
俯仰转轴；所述俯仰转轴的内侧端部设有俯仰支撑装置；

[0021] 所述从动俯仰组件包括设置在第二边框的俯仰轴孔中的俯仰转轴，以及设置在俯仰转轴内侧的俯仰支撑装置。

[0022] 进一步的，所述装载板的两侧各开设一条条形限位槽，每个条形限位槽中都设有四个螺钉孔，所述装载板的两侧通过固定螺栓固定在俯仰支撑装置上；

[0023] 所述第一边框的俯仰伺服电机安装位的一侧还设有限位钉安装孔，所述限位钉安装孔用于安装限位钉，所述限位钉用于对装载板俯仰角度的限位。

[0024] 进一步的，所述伺服控制单元还包括方位角度调节装置，所述方位角度调节装置设置在装载板上，所述方位角度调节装置包括方位伺服电机和方位组件，所述方位伺服电
机通过驱动电路连接火控单元；

[0025] 所述方位组件包括方位转轴，所述装载板上设有方位轴孔，所述方位转轴设置在方位轴孔中，所述方位转轴的上端外侧安装两个角接触球轴承，实现方位轴绕Z轴的转动自
由度；

[0026] 所述装载板上设有方位伺服电机安装位，所述方位伺服电机垂直安装在装载板上，所述方位伺服电机通过驱动一对啮合的渐开线圆柱齿轮驱动方位转轴转动。

[0027] 进一步的，所述方位转轴下端与连接轴连接；所述连接轴固定在挂载板上，所述挂载板通过悬挂装置挂载发射载荷；

[0028] 所述悬挂装置包括第一导向块和第二导向块，所述第一导向块和第二导向块都包括一块竖板和一个垂直于竖板的横板，所述第一导向块和第二导向块的竖板设置在相邻
侧，且竖板之间设有缝隙；

[0029] 所述第一导向块和第二导向块的横板的安装高度都相同，所述横板上都设有贯穿横板的导向孔，两个横板的导向孔的轴线在同一条直线上，所述导向孔对应设有钢销，所述
吊耳挂置在第一导向块和第二导向块竖板之间的钢销上；所述钢销对应设有旋转舵机，所
述旋转舵机通过传动装置驱动钢销移动，所述旋转舵机通过驱动电路连接火控单元。

[0030] 进一步的，所述发射载荷还对应设有限位支架，每个所述载荷对应设有前后两个限位支架，所述限位支架呈倒置的Y字型，所述限位支架的上端固定在挂载板下端面，所述
限位支架的下端向外侧延伸出两条限位板，两条限位板之间用于设置发射载荷；

[0031] 所述限位支架的两条限位板，一条限位板上设有调节螺栓，另一条设有限位螺栓，调节螺栓和限位螺栓的安装方向都垂直于所在的限位板；

[0032] 所述调节螺栓的外侧面设有手拧螺母，通过手拧螺母设置调节螺栓的安装深度；

[0033] 所述限位支架的上端面还设有状态销安装孔，所述状态销安装孔用于安装状态销，所述状态销贯穿限位支架的上端，下端伸出状态销安装孔，垂直设置在两个限位板之
间；

[0034] 所述状态销的上端还是设有弹簧，所述弹簧的上端设有位置传感器，所述弹簧和位置传感器都设置在状态销安装孔中，所述位置传感器连接无人机的火控单元，所述位置
传感器用于检测发射载荷的在位状态。

[0035] 进一步的，所述本体下方还设有目标跟踪锁定装置，所述目标跟踪锁定装置包括挂板、减震装置、方位结构、连接臂、吊舱；

[0036] 所述挂板通过连接柱安装在机身下方，所述挂板的中间位置开设圆孔，所述挂板上方圆孔的周向位置设有多个减震装置，所述方位结构与所述减震装置固定连接，所述方
位结构设置在圆孔的正上方，所述方位结构设有竖向伺服电机；

[0037] 所述连接臂设置在挂板下方，所述连接臂为两个，两个连接臂的上端通过连接装置与方位结构转动连接，所述吊舱设置在两个连接臂之间，所述吊舱两侧与连接臂转动连
接，并设置横向伺服电机，所述跟踪锁定装置对应设有控制单元，所述控制单元通过驱动电
路连接横向伺服电机和竖向伺服电机，通过横向伺服电机调节吊舱的俯仰角度，通过竖向
伺服电机调节吊舱的方位角度；

[0038] 所述吊舱内设有可见光传感器、红外热像仪、激光测距仪、图像跟踪模块，所述可见光传感器、红外热像仪、激光测距仪的信号输出端都连接图像跟踪模块的信号输入端，所
述图像跟踪模块与控制单元双向通信；所述图像跟踪模块的信号输出端连接火控单元的信
号输入端。

[0039] 相对于现有技术，本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统具有以下优势：

[0040] (1)本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统设置有发射载荷姿态调整装置，即伺服控制单元，能实现对发射载荷俯仰、方位的姿态调整，在一定范围内无需调整多旋翼
姿态即可对目标进行打击，执行任务灵活性高，可实现全方位、多角度的打击。

[0041] (2)本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统的挂载装置采用U型支框架结构，能够大幅度的调节发射载荷的俯仰姿态和水平方位的角度，降低了对飞行器的飞行姿态要
求，有效的提高了追踪、打击效率。

[0042] (3)本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统设置有悬挂装置，巧妙的结构设计可实现发射载荷的快速装载和卸载，可根据地面发送的抛放指令空中抛放，消除载弹返
航的安全隐患。

[0043] (4)本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统设置有目标跟踪、锁定装置，装置内的可见光、红外可对目标进行实时侦察及效果评估，图像跟踪模块可自动对目标进行实
时跟踪、锁定，激光测距仪可自动测定目标相对载机的距离，可作为弹道解算的输入参数，
通过目标跟踪、锁定装置能有效、可靠的寻找最佳发射窗口，确保目标的打击精度。

[0044] (5)本实用新型所述的飞行器察打控制发射系统可利用外部传感器的测量数据，作为弹道解算的输入参数，实时解算弹道，并将弹着点实时回传至地面端显示，若目标在打
击范围内，可根据火控单元指令自动调整伺服控制单元，完成自主打击，若目标超出打击范
围，可根据火控单元控制指令自动调整飞行器，一旦目标进入打击范围，可自主完成打击任
务，大大降低了延时，提高了目标打击的精度。
附图说明

[0045] 构成本实用新型的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在
附图中：

[0046] 图1为本实用新型实施例所述的飞行器整体结构图；

[0047] 图2为本实用新型实施例所述的挂载装置整体结构图；

[0048] 图3为本实用新型实施例所述的挂载装置正视图；

[0049] 图4为本实用新型实施例所述的挂载板整体结构图；

[0050] 图5为本实用新型实施例所述的限位支架结构图；

[0051] 图6为本实用新型实施例所述的导向块结构图；

[0052] 图7为本实用新型实施例所述的跟踪锁定装置结构图；

[0053] 图8为本实用新型实施例所述的执行任务流程图。

[0054] 附图标记说明：

[0055] 1-本体；2-支框架；21-第一边框；211-俯仰伺服电机；212-主动俯仰组件；2121-俯仰支撑装置；22-第二边框；221-从动俯仰组件；23-装载板；231-方位伺服电机；232-方位组
件；24-连接板；31-挂载板；32-连接轴；33-限位支架；331-限位板；332-调节螺栓；333-限位螺栓；334-状态销；335-螺栓孔；336-角板；34-第一导向块；341-竖板；342-横板；343-导向孔；344-减震块；35-第二导向块；4-跟踪锁定装置；41-方位结构；42-减震装置；43-挂板；
44-横向伺服电机；45-连接臂；46-可见光传感器；47-红外热像仪；48-激光测距仪；5-发射
载荷。

具体实施方式

[0056] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本实用新型中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

[0057] 在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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
为对本实用新型的限制。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。在本实用新型的描述中，除非另
有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

[0058] 在本实用新型的描述中，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
述术语在本实用新型中的具体含义。

[0059] 下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。

[0060] 如图1所示，一种飞行器察打控制发射系统，包括飞行器本体1，本体1包括上板和下板，上板和下板之间通过加强筋连接固定；本体1上开设U型槽，所述本体1上安装有挂载
装置，所述挂载装置用于安装发射载荷5，通过本体1上的U型槽和支框架可以大角度调节发
射载荷5的俯仰角度，所述发射载荷5对应设有火控单元、以及火控单元连接的伺服控制单
元；

[0061] 所述伺服控制单元用于调节发射载荷5的俯仰和方位角度；

[0062] 所述火控单元通过通讯接口连接飞控单元，所述飞控单元通过无线通讯模块连接地面站，火控单元和飞控单元都是采用的现有的微控制器。火控单元可以接收飞控单元传
输的飞行器的状态信息，包括获取飞行器的位置、姿态、速度、加速度、导航等信息；也可以
接管飞控单元。

[0063] 如图1至图3所示，所述挂载装置包括支架框2和装载板23，飞行器本体1上也设有U型槽，支架框2设置在U型槽中，支架框2的第一边框21和装载板23和第二边框22之间采用U
型结构设计，这样可以增加装载板23的俯仰角度，所述装载板23安装在支架框2上；

[0064] 所述伺服控制单元包括俯仰角度调节装置，所述俯仰角度调节装置安装在支架框2上，用于调节装载板23的俯仰角度。

[0065] 所述支架框2包括安装在无人机机身下方的第一边框21和第二边框22，所述第一边框21和第二边框22之间设有装载板23，所述装载板23用于挂载发射载荷5；

[0066] 所述装载板23与第一边框21和第二边框22之间转动连接；

[0067] 所述俯仰角度调节装置设置在第一边框21上，所述俯仰角度调节装置用于调节装载板23的俯仰角度。

[0068] 所述第一边框21和第二边框22竖向平行设置；

[0069] 所述第一边框21的上半部为长方形，下半部为倒三角形；所述俯仰角度调节装置包括俯仰伺服电机211，所述俯仰伺服电机211设置在第一边框21的外侧，所述俯仰伺服电
机211通过驱动电路连接火控单元；所述俯仰伺服电机211设置在第一边框21的下半部一
侧；所述第一边框21的下半部的靠近底部的中间位置设有俯仰轴孔，所述俯仰轴孔中设有
主动俯仰组件212；

[0070] 所述俯仰伺服电机211用于驱动主动俯仰组件212；

[0071] 所述第二边框22的上半部为长方形，下半部为倒三角形；第二边框22的下半部也设有对应的俯仰轴孔，并设有从动俯仰组件221。

[0072] 所述主动俯仰组件212包括设置在俯仰轴孔中的俯仰转轴，所述俯仰转轴的外侧设有一对啮合的渐开线圆柱齿轮，所述俯仰伺服电机211通过驱动渐开线圆柱齿轮驱动俯
仰转轴；所述俯仰转轴的内侧端部设有俯仰支撑装置2121；

[0073] 所述从动俯仰组件221包括设置在第二边框22的俯仰轴孔中的俯仰转轴，以及设置在俯仰转轴内侧的俯仰支撑装置2121。

[0074] 所述装载板23的两侧各开设一条条形限位槽，每个条形限位槽中都设有四个螺钉孔，所述装载板23的两侧通过固定螺栓固定在俯仰支撑装置2121上；

[0075] 所述第一边框21的俯仰伺服电机211安装位的一侧还设有限位钉安装孔，所述限位钉安装孔用于安装限位钉，所述限位钉用于对装载板23俯仰角度的限位。

[0076] 所述第一边框21的上半部设有三个方形减重槽，下半部的俯仰电机安装位的一侧设有两个异形减重槽；

[0077] 所述第二边框22的上半部设有与所述第一边框21相同的三个方形减重槽；所述第二边框22的下半部设有三个异形减重槽。在关键受力点位置保留筋板造型，通过力学仿真
满足使用要求，经过实测该结构整体刚度和强度符合使用要求。

[0078] 所述第一边框21和第二边框22的上方竖向设有多个机身上板安装孔，所述第一边框21和第二边框22的顶部通过固定螺栓固定在机身上板上；

[0079] 所述第一边框21和第二边框22的中间位置横向开设一条条形滑槽，所述条形滑槽用于嵌入安装机身的下板；

[0080] 所述条形滑槽上设有多个凸台，所述条形滑槽贯穿凸台，所述凸台上设有下板安装孔，所述凸台通过螺栓固定在机身下板上。

[0081] 所述支架框2还包括连接板24，第一边框21和第二边框22的上部和连接板24都安装在本体1上的U型槽中，所述连接板24设置在所述第一边框21和第二边框22之间，所述连
接板24设置在第一边框21和第二边框22靠近机身的一端的端部；

[0082] 所述连接板24的两侧设有凹台，所述凹台上设有连接孔，所述第一边框21和第二边框22通过螺栓固定在连接板24的凹台中，所述第一边框21和第二边框22都垂直于连接板
24；

[0083] 所述连接板24的上方通过螺栓固定在机身的上板上，下方通过螺栓固定在机身的下板上。

[0084] 所述连接板24为长方形框架，所述长方形框架支架内设有三条竖向的连接筋，长方形框架内左右空间均匀布置；三条竖向连接筋通过两条斜拉筋加固连接，筋板交汇处使
用R3圆角圆滑过渡。

[0085] 所述伺服控制单元还包括方位角度调节装置，所述方位角度调节装置设置在装载板23上，所述方位角度调节装置包括方位伺服电机231和方位组件232，所述方位伺服电机
231通过驱动电路连接火控单元；

[0086] 所述方位组件232包括方位转轴，所述装载板23上设有方位轴孔，所述方位转轴设置在方位轴孔中，所述方位转轴的上端外侧安装两个角接触球轴承，实现方位轴绕Z轴的转
动自由度；

[0087] 如图1，图4所示，所述挂载板31的上端面为光滑面，所述挂载板31的下端面设有多路加强筋，通过所述加强筋用于增加挂载板31强度。各路加强筋大致呈三角形或大六边形，
经仿真核算满足挂载强度要求。

[0088] 所述装载板23上设有方位伺服电机231安装位，所述方位伺服电机231垂直安装在装载板23上，所述方位伺服电机231通过驱动一对啮合的渐开线圆柱齿轮驱动方位转轴转
动。

[0089] 所述方位转轴下端与连接轴32连接；所述连接轴32固定在挂载板31上，所述挂载板31通过悬挂装置挂载发射载荷5；

[0090] 如图4，图5所示，所述悬挂装置包括第一导向块34和第二导向块35，所述第一导向块34和第二导向块35都包括一块竖板341和一个垂直于竖板341的横板342，所述第一导向
块34和第二导向块35的竖板341设置在相邻侧，且竖板341之间设有缝隙；

[0091] 所述第一导向块34和第二导向块35的横板342的安装高度都相同，所述横板342上都设有贯穿横板342的导向孔343，两个横板342的导向孔343的轴线在同一条直线上，所述
导向孔343对应设有钢销，所述吊耳挂置在第一导向块34和第二导向块35竖板341之间的钢
销上；所述钢销对应设有旋转舵机，所述旋转舵机通过传动装置驱动钢销移动，当钢销脱离
第一导向块34的导向孔343，进入到第二导向块35的导向孔343时，吊耳就会脱落，所述旋转
舵机通过驱动电路连接火控单元。所述钢销还设有拉杆，所述拉杆垂直与钢销，钢销除了通
过伺服舵机电动拉动外，还可以人工通过拉动拉杆进行拉动，实现发射载荷的人工安装。

[0092] 述挂载板31上设有与所述第一导向块34和第二导向块35相对应的导向块安装孔，所述导向块安装孔的前后两侧设有横板342安装孔，所述第一导向块34的横板342和第二导
向块35的横板342通过螺栓固定在挂载板31上端面；

[0093] 所述第一导向块34的竖板341长度大于第二导向块35的竖板341长度，所述第二导向块35的下方靠近第一导向块34的一侧为圆角面；所述第一导向块34和第二导向块35相邻
的一侧还都设有减震层。方便吊耳挂入到第一导向块34和第二导向块35之间的钢销上。

[0094] 如图4，图6所示，发射载荷5的发射和抛投属于一次性使用，挂架固定在机载平台需要重复使用，发射载荷5使用完之后需要装载下一枚同型号发射载荷5，如何实现发射载
荷5的快速便捷装配，且保证连接定位可靠是本实用新型要解决的一项技术问题。所述发射
载荷5还对应设有限位支架33，每个所述载荷对应设有前后两个限位支架33，所述限位支架
33呈倒置的Y字型，所述限位支架33的上端固定在挂载板31下端面，所述限位支架33的下端
向外侧延伸出两条限位板331，两条限位板331之间用于设置发射载荷5；

[0095] 所述限位支架33的两条限位板331，一条限位板331上设有调节螺栓332，另一条设有限位螺栓333，调节螺栓332和限位螺栓333的安装方向都垂直于所在的限位板331；

[0096] 所述调节螺栓332的外侧面设有手拧螺母，通过手拧螺母设置调节螺栓332的安装深度；为了减少发射载荷5的晃动，需要尽量缩小发射载荷5与限位板331之间的间隙，通过
调节螺栓332可以有效的调节与侧板之间的间隙，并且操作方便。

[0097] 所述限位支架33的上端面还设有状态销334安装孔，所述状态销334安装孔用于安装状态销334，所述状态销334贯穿限位支架33的上端，下端伸出状态销334安装孔，垂直设
置在两个限位板331之间；

[0098] 所述状态销334的上端还设有弹簧，所述弹簧的上端设有位置传感器，所述弹簧和位置传感器都设置在状态销334安装孔中，所述位置传感器连接无人机的火控单元，所述位
置传感器用于检测发射载荷5的在位状态。当有发射载荷5时，发射载荷5会顶住状态销334，
进而压缩弹簧，向位置传感器施加压力；当没有发射载荷5时，状态销334处于最底部，弹簧
向位置传感器施加的压力较小，根据信号的不同，地面站可以清楚的知道发射载荷5的状态
信息。状态销334不同位置的状态信号通过数据链可想地面站发送载荷是否在位信息，继而
遥测载荷位于限位支架或者进行了可靠分离。

[0099] 所述挂载板31的下端面设有与所述限位支架33上端相对应的安装槽，所述限位支架33的上端对应安装在安装槽中；限位支架33的上端还设有螺栓孔335，所述限位支架33和
挂载板31之间通过螺栓固定；

[0100] 所述挂载板31的下方设有四个限位支架33，通过四个限位支架33安装两个发射载荷5。所述限位支架33的两个限位板331之间的夹角为90°，两个限位板331内侧上方通过圆
弧连接；

[0101] 相邻的两个限位支架33之间通过角板336连接固定；所述角板336设置在两个相邻的限位板331之间，所述角板336通过限位螺栓333固定。

[0102] 限位支架33通过安装槽固定后，限位支架33内侧限位板331还未连接，此时限位支架33的限位板331相互独立，结构整体水平方向刚度偏低，通过引入角板336后，实现限位支
架33的限位板331的连接，同时与挂载板31构成局部三角形，如此增强限位支架33在水平方
向的刚度，进一步削弱单枚发射载荷5在在无人机飞行挂载中水平方向的不利振动，该设计
方式在实际应用中得到了有效的实验验证。

[0103] 挂载板31上还设有走线孔，该走线孔位属于复用孔位，不仅实现发射载荷5中线路的排布，而且可复用制动器安装空间，极大优化挂架在无人机系统中的挂载功能。

[0104] 如图1，图7所示，所述本体1下方还设有目标跟踪锁定装置4，所述目标跟踪锁定装置4包括挂板43、减震装置42、方位结构41、连接臂45、吊舱；所述减振装置用于隔离飞行器
振动，降低飞行器振动对目标跟踪、锁定装置的姿态影响；

[0105] 所述挂板43通过连接柱安装在机身下方，所述挂板43的中间位置开设圆孔，所述挂板43上方圆孔的周向位置设有多个减震装置42，所述方位结构41与所述减震装置42固定
连接，所述方位结构41设置在圆孔的正上方，所述方位结构41设有竖向伺服电机；

[0106] 所述连接臂45设置在挂板43下方，所述连接臂45为两个，两个连接臂45的上端通过连接装置与方位结构41转动连接，所述吊舱设置在两个连接臂45之间，所述吊舱两侧与
连接臂45转动连接，并设置横向伺服电机44，所述跟踪锁定装置4对应设有控制单元，所述
控制单元通过驱动电路连接横向伺服电机44和竖向伺服电机，通过横向伺服电机44调节吊
舱的俯仰角度，通过竖向伺服电机调节吊舱的方位角度；

[0107] 所述吊舱内设有可见光传感器46、红外热像仪47、激光测距仪48、图像跟踪模块，所述可见光传感器46、红外热像仪47、激光测距仪48的信号输出端都连接图像跟踪模块的
信号输入端，所述图像跟踪模块与控制单元双向通信；控制单元为微控制器；所述图像跟踪
模块的信号输出端连接火控单元的信号输入端。

[0108] 所述可见光传感器46、红外热像仪47、激光测距仪48，呈“品”字形平行轴线方式排列在吊舱结构内部，可对目标进行实时侦察及距离测定；

[0109] 所述图像跟踪模块用于测量目标与载机的相对位置，并将相对位置信息实时反馈给控制单元，保持目标处于图像中心处，可对目标进行实时跟踪、锁定。

[0110] 所述火控单元接收目标跟踪锁定装置4的姿态、相对位置和测距等信息，接收飞控系统位置、姿态、速度、加速度、导航等信息，接收伺服控制单元姿态、角速度、角加速度等信息；

[0111] 根据上述数据并结合发射载荷5弹道特性进行弹道解算，并预估弹着点，实时显示在地面站上；

[0112] 自主判断目标是否在打击范围内；

[0113] 若目标在打击范围内，可根据火控单元的控制指令自动调整伺服控制单元，伺服控制单元将当前角度信息反馈至火控单元，构成闭环控制回路，完成自主打击；

[0114] 目标超出打击范围，可根据火控单元的控制指令自动调整飞行器姿态，一旦目标进入打击范围，可自主完成打击任务。

[0115] 如图8所示，飞行器执行打击任务的流程如下：

[0116] (1)根据任务，将发射系统运送至任务执行区域，系统展开并检查，确保系统工作正常；

[0117] (2)任务执行人员将发射系统飞临至目标区域上空；

[0118] (3)通过数据链将采集的图像信息回传至地面上，任务执行人员根据图像信息辨识目标，并确认打击目标；

[0119] (4)地面框选打击目标，并将其特征数据通过数据链上传至目标跟踪、锁定装置的图像跟踪模块上，对目标进行锁定、跟踪；

[0120] (5)火控单元通过数据接口与目标跟踪、锁定装置通信，实时获取目标跟踪、锁定装置的姿态、相对位置、测距等信息；

[0121] (6)火控单元通过数据接口与伺服控制单元通信，实时获取俯仰伺服电机和方位伺服电机的姿态、角速度、角加速度等信息；

[0122] (7)火控单元通过数据接口与飞行器飞控单元通信，实时获取多旋翼的位置、姿态、速度、加速度、导航等信息；

[0123] (8)火控单元融合目标跟踪、锁定装置、伺服装置、多旋翼的数据信息，结合发射载荷特性实时解算弹道，并将预估弹着点实时回传至地面站上；

[0124] (9)任务执行人员择机启动击发准备，火控单元接管飞控单元，结合目标跟踪、锁定装置、伺服装置、发射载荷特性等数据信息，控制发射系统进行瞄准，使发射系统满足击
发时的状态；

[0125] (10)任务执行人员择机启动击发按钮，击发指令通过数据链上传至机载端火控单元，火控单元择机自主击发；

[0126] (11)通过数据链将目标跟踪、锁定装置采集的目标效果情况回传至地面站上，用于评估打击效果；

[0127] (12)发射系统返航，执行下一次任务。

[0128] 以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型
的保护范围之内。

标题	发布/更新时间	阅读量
角接触球轴承组件	2020-05-12	36
非对称角接触球轴承	2020-05-13	904
角接触球轴承	2020-05-11	809
一种角接触球轴承	2020-05-13	185
一种双列角接触球轴承	2020-05-13	363
角接触球轴承	2020-05-11	945
角接触球轴承保持架	2020-05-14	839
角接触球轴承	2020-05-12	863
角接触球轴承	2020-05-11	494
自润滑角接触球轴承	2020-05-13	266

一种飞行器察打控制发射系统

一种飞行器察打控制发射系统

技术领域

背景技术

具体实施方式

该功能需要专业版企业版VIP权限，您可以：