火箭助推无人机推力线调整装置

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1.本实用新型涉及无人机技术领域，具体地涉及一种火箭助推无人机推力线调整装置。

背景技术：

2.近年来无人机相关技术飞速发展，无人机系统种类繁多、用途广特点鲜明，致使其在尺寸、质量、航程、航时、飞行高度、飞行速度，任务等多方面都有较大差异。目前无人机的起飞方式多种多样，主要有火箭助推起飞、地面滑跑起飞、空中投放起飞和手抛起飞等，能够满足了灵活性、便利性、机动性和适应性等无人机使用要求。
3214776644u公开了一种无人机火箭助推调节装置，属于无人机技术领域，无人机本体、钢缆本体、调节底座和锥形连接座，所述调节底座的顶部安装有主承力螺柱，所述主承力螺柱的底端贯穿调节底座下方，所述调节底座的底部开设有活动槽，所述调节底座的表面和内部设置有定位机构。
4.目前的助推火箭推力线调整装置体积较大，小型无人机使用不方便。而且助推火箭推力线调整装置的调节步骤繁杂，操作不够简便。

技术实现要素：

5.本实用新型的目的在于提供一种火箭助推无人机推力线调整装置，该实用新型能够解决现有技术中存在的助推火箭推力线调整装置体积较大，且调节步骤繁杂，操作不够简便的问题。
6.为了实现上述目的，本实用新型提供一种火箭助推无人机推力线调整装置，包括：
7.固定座，设置在无人机头部上；
8.安装部，其一端与所述固定座可拆卸连接；
9.驱动部，能够推动所述安装部移动；
10.连接部，设置在所述安装部与所述驱动部之间，能够调节驱动部与所述安装部之间的距离和/或角度。
11.本实用新型结构小巧，可通过安装部直接与设置在无人机上的固定座连接，并通过调节连接部即可改变驱动部与安装部之间的距离和/或角度，从而实现助推火箭推力线的调整，操作简单便捷。
12.进一步地，所述固定座上具有安装槽，所述安装部的一端能够进入或退出所述安装槽。
13.进一步地，所述安装部通过螺栓与所述固定座可拆卸连接，其中，所述安装部与所述固定座上皆具有贯通其两侧壁的螺纹孔，所述螺栓穿设于所述螺纹孔中。
14.进一步地，所述安装部通过螺纹与所述固定座可拆卸连接。
15.进一步地，所述安装部包括：
16.安装柱，包括圆柱形结构；
17.安装座，与所述安装柱远离所述安装槽的一端连接。
18.进一步地，所述驱动部包括：
19.壳体，包括壳壁和由所述壳壁限定形成的能够存储燃料的容纳腔体；
20.通道/开口，与所述容纳腔体连通且设置在所述壳体的侧壁上。
21.进一步地，所述壳体包括圆柱形结构，且其周向侧壁上设有环形板。
22.进一步地，所述连接部包括：
23.连接杆，设置在所述安装座上，且所述连接杆为中空结构，其内壁上具有内丝；
24.丝杠，与所述内丝相适配，且所述丝杠的一端穿设于所述连接杆内；
25.球铰链，设置在所述丝杠的另一端上且与所述环形板连接。
26.进一步地，所述安装部与所述驱动部之间设有三组所述连接部，三组所述连接部沿所述安装部的径向方向等距分布排列设置。
27.本实用新型的其它特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
28.图1为本实用新型的一种实施方式的结构示意图；
29.图2为本实用新型的火箭助推无人机推力线调整装置的结构示意图；
30.图3为图2的主视图。
31.附图标记说明
32.1固定座；2安装部；21安装柱；22安装座；3驱动部；31壳体；32环形板；4连接部；41连接杆；42丝杠；43球铰链。
具体实施方式
33.以下对本实用新型的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本实用新型，并不用于限制本实用新型。
34.在本实用新型中，在未作相反说明的情况下，使用的方位词如“上、下”通常是指在装配使用状态下的方位。“内、外”是指相对于各部件本身轮廓的内、外。
35.本实用新型中提供了一种火箭助推无人机推力线调整装置，如图1-图3所示，包括：固定座1、安装部2、驱动部3以及连接部4。其中，所述固定座1设置在无人机头部上。所述安装部2的一端与所述固定座1可拆卸连接。所述驱动部3能够推动所述安装部2移动。所述连接部4设置在所述安装部2与所述驱动部3之间，能够调节驱动部3与所述安装部2之间的距离和/或角度。
36.本实用新型结构小巧，可通过安装部2直接与设置在无人机上的固定座1连接，并通过调节连接部4即可改变驱动部3与安装部2之间的距离和/或角度，从而实现助推火箭推力线的调整，操作简单便捷。
37.具体而言，所述安装部2包括：圆柱形的安装柱21和安装座22，所述安装座22与所述安装柱21远离所述安装槽的一端连接。所述驱动部3包括：圆柱形的壳体31，包括壳壁和由所述壳壁限定形成的能够存储燃料的容纳腔体，所述燃料包括火药。所述壳体31的侧壁上具有与所述容纳腔体连通的通道/开口，且所述壳体31的周向侧壁上设有环形板32。所述连接部4包括：连接杆41、丝杠42以及球铰链43，其中，所述连接杆41设置在所述安装座22
上，且所述连接杆41为中空结构，其内壁上具有内丝。所述丝杠42与所述内丝相适配，且所述丝杠42的一端穿设于所述连接杆41内。所述球铰链43设置在所述丝杠42的另一端上且与所述环形板32连接。
38.通过上述设置在使用时将安装柱21插入固定座1内将整体装置与无人机进行连接，并通过内丝与丝杠42的配合调节丝杠42的长度，球铰链43在丝杠42的长度发生变化的同时能够使火药的固定面角度发生改变，在一种可选的实施方式中，所述安装部2与所述驱动部3之间设有三组所述连接部4，三组所述连接部4沿所述安装部2的径向方向等距分布排列设置。3根丝杠42与内丝配合产生的角度变化在-15
°‑
15
°
之间。通过上述操作即可完成对火药推力线的调节，操作简单便捷。
39.在一种可选的实施方式中，所述固定座1上具有安装槽，所述安装部2的一端能够进入或退出所述安装槽，即通过安装柱21与安装槽内壁的摩擦力实现两者的可拆卸连接。
40.为了进一步提高装置的稳定性，在一种可选的实施方式中，所述安装部2通过螺栓与所述固定座1可拆卸连接，其中，所述安装部2与所述固定座1上皆具有贯通其两侧壁的螺纹孔，所述螺栓穿设于所述螺纹孔中。或，所述安装部2通过螺纹与所述固定座1可拆卸连接。
41.通过上述设置可将插入安装槽内的安装柱21通过螺栓或螺纹进行进一步的固定效果，避免在使用过程中发生脱落，提高装置的稳定性。
42.以上详细描述了本实用新型的优选实施方式，但是，本实用新型并不限于上述实施方式中的具体细节，在本实用新型的技术构思范围内，可以对本实用新型的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本实用新型的保护范围。
43.另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本实用新型对各种可能的组合方式不再另行说明。
44.此外，本实用新型的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本实用新型的思想，其同样应当视为本实用新型所公开的内容。

技术特征：

1.一种火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，包括：固定座（1），设置在无人机头部上；安装部（2），其一端与所述固定座（1）可拆卸连接；驱动部（3），能够推动所述安装部（2）移动；连接部（4），设置在所述安装部（2）与所述驱动部（3）之间，能够调节驱动部（3）与所述安装部（2）之间的距离和/或角度。2.根据权利要求1所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述固定座（1）上具有安装槽，所述安装部（2）的一端能够进入或退出所述安装槽。3.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）通过螺栓与所述固定座（1）可拆卸连接，其中，所述安装部（2）与所述固定座（1）上皆具有贯通其两侧壁的螺纹孔，所述螺栓穿设于所述螺纹孔中。4.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）通过螺纹与所述固定座（1）可拆卸连接。5.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）包括：安装柱（21），包括圆柱形结构；安装座（22），与所述安装柱（21）远离所述安装槽的一端连接。6.根据权利要求5所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述驱动部（3）包括：壳体（31），包括壳壁和由所述壳壁限定形成的能够存储燃料的容纳腔体；通道/开口，与所述容纳腔体连通且设置在所述壳体（31）的侧壁上。7.根据权利要求6所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述壳体（31）包括圆柱形结构，且其周向侧壁上设有环形板（32）。8.根据权利要求7所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述连接部（4）包括：连接杆（41），设置在所述安装座（22）上，且所述连接杆（41）为中空结构，其内壁上具有内丝；丝杠（42），与所述内丝相适配，且所述丝杠（42）的一端穿设于所述连接杆（41）内；球铰链（43），设置在所述丝杠（42）的另一端上且与所述环形板（32）连接。9.根据权利要求8所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）与所述驱动部（3）之间设有三组所述连接部（4），三组所述连接部（4）沿所述安装部（2）的径向方向等距分布排列设置。

技术总结

本实用新型涉及无人机技术领域，公开了一种火箭助推无人机推力线调整装置，包括：固定座，设置在无人机头部上。安装部，其一端与所述固定座可拆卸连接。驱动部，能够推动所述安装部移动。连接部，设置在所述安装部与所述驱动部之间，能够调节驱动部与所述安装部之间的距离和/或角度。本实用新型结构小巧，可通过安装部直接与设置在无人机上的固定座连接，并通过调节连接部即可改变驱动部与安装部之间的距离和/或角度，从而实现助推火箭推力线的调整，操作简单便捷。操作简单便捷。操作简单便捷。