一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩。
【背景技術(shù)】
[0002]火箭助推器脫落機(jī)構(gòu)作為無人機(jī)發(fā)射系統(tǒng)的關(guān)鍵，主要作用是:一是保證助推器在發(fā)射過程中不晃動；二是發(fā)射結(jié)束時使助推器自行脫落。
[0003]現(xiàn)有技術(shù)中普通無人機(jī)目前應(yīng)用的各類火箭助推器脫落機(jī)構(gòu)均未進(jìn)行高隱身設(shè)計，這樣，在應(yīng)用到高隱身無人機(jī)上面時，嚴(yán)重的影響了無人機(jī)的隱身性能，因此不易在高隱身無人機(jī)上使用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是提供一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，以解決【背景技術(shù)】中不易將現(xiàn)有脫落機(jī)構(gòu)應(yīng)用在高隱身無人機(jī)上的問題。
[0005]本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是:提供一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，包含第一頂面、第二頂面、第一側(cè)面、第二側(cè)面及機(jī)身面，其中，所述第一頂面與第二頂面相交形成頂邊，所述第一頂面與機(jī)身面相交形成第一側(cè)頂邊，且第一側(cè)頂邊與第一前緣邊平行；所述第二頂面與機(jī)身面形成第二頂邊，且第二頂邊與第二前緣邊平行；所述第一側(cè)面分別與所述第一頂面及機(jī)身面相交；所述第二側(cè)面分別與所述第二頂面及機(jī)身面相交。
[0006]優(yōu)選地，所述第一側(cè)面與機(jī)身面相交形成第一側(cè)邊，所述第二側(cè)面與機(jī)身面相交形成第二側(cè)邊，所述第一側(cè)邊與第二側(cè)邊相互平行。
[0007]優(yōu)選地，所述第一頂面、第二頂面、第一側(cè)面及第二側(cè)面均與機(jī)身面垂直。
[0008]優(yōu)選地，所述機(jī)身面上具有尾邊，所述頂窩的深度自尾邊至頂邊的方向逐漸加深。
[0009]優(yōu)選地，所述尾邊到飛行器機(jī)身圓滑過渡。
[0010]本發(fā)明的有益效果:所述第一頂面與第二頂面相交形成頂邊，所述第一頂面與機(jī)身面相交形成第一側(cè)頂邊，且第一側(cè)頂邊與第一前緣邊平行；所述第二頂面與機(jī)身面形成第二頂邊，且第二頂邊與第二前緣邊平行；頂窩對探測雷達(dá)的反射角度與飛行器的反射角度一直，不易被雷達(dá)探測，增強了飛行器的隱身性能。
【附圖說明】
[0011]圖1是本發(fā)明的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩的立體示意圖；
[0012]圖2是圖1所示的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩在飛行器上的俯視圖。
[0013]其中，1-飛行器，2-脫落頂窩，4-第一頂面，5-第一側(cè)面，6-機(jī)身面，7_第二頂面，8-第二側(cè)面，11-第一前緣邊，12-第二前緣邊，46-第一側(cè)頂邊，47-頂邊，56-第一側(cè)邊，61-尾邊，76-第二頂邊，86-第二側(cè)邊。
【具體實施方式】
[0014]為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0015]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底” “內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)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(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。
[0016]如圖1、圖2所示，一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，包含第一頂面4、第二頂面7、第一側(cè)面5、第二側(cè)面8及機(jī)身面6，其中，第一頂面4與第二頂面7相交形成頂邊47，第一頂面4與機(jī)身面6相交形成第一側(cè)頂邊46，且第一側(cè)頂邊46與第一前緣邊11平行；第二頂面7與機(jī)身面6形成第二頂邊76，且第二頂邊76與第二前緣邊12平行；第一側(cè)面5分別與第一頂面4及機(jī)身面6相交；第二側(cè)面8分別與所述第二頂面7及機(jī)身面6相交。
[0017]在本實施例中，第一側(cè)面5與機(jī)身面6相交形成第一側(cè)邊56，第二側(cè)面8與機(jī)身面6相交形成第二側(cè)邊86，第一側(cè)邊56與第二側(cè)邊86相互平行，且平行于航行方向。
[0018]第一頂面4、第二頂面7、第一側(cè)面5及第二側(cè)面8均與機(jī)身面6垂直。助推器可以通過第一頂面4與第二頂面7向飛行器傳遞前行方向的頂力，第一側(cè)面5及第二側(cè)面8可以限制助推器前端頂桿不會出現(xiàn)擺動，同時，助推器可以通過機(jī)身面6向飛行器傳遞向上飛起的頂力。
[0019]機(jī)身面6上具有尾邊61，頂窩的深度自尾邊61至頂邊47的方向逐漸加深。其優(yōu)點在于:即可以將助推器前端頂桿牢牢固定，又方便助推器頂桿的脫落。
[0020]尾邊61到飛行器機(jī)身圓滑過渡。有利于提高飛行器的隱身性能。
[0021]最后需要指出的是:以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。
【主權(quán)項】
1.一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，其特征在于:包含第一頂面(4)、第二頂面(7)、第一側(cè)面(5)、第二側(cè)面(8)及機(jī)身面(6)，其中， 所述第一頂面(4)與第二頂面(7)相交形成頂邊(47)，所述第一頂面(4)與機(jī)身面(6)相交形成第一側(cè)頂邊(46)，且第一側(cè)頂邊(46)與第一前緣邊(11)平行；所述第二頂面(7)與機(jī)身面(6)形成第二頂邊(76)，且第二頂邊(76)與第二前緣邊(12)平行； 所述第一側(cè)面(5)分別與所述第一頂面(4)及機(jī)身面(6)相交； 所述第二側(cè)面(8)分別與所述第二頂面(7)及機(jī)身面(6)相交。2.如權(quán)利要求1所述的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，其特征在于:所述第一側(cè)面(5)與機(jī)身面(6)相交形成第一側(cè)邊(56)，所述第二側(cè)面(8)與機(jī)身面(6)相交形成第二側(cè)邊(86)，所述第一側(cè)邊(56)與第二側(cè)邊(86)相互平行。3.如權(quán)利要求1所述的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，其特征在于:所述第一頂面(4)、第二頂面(7)、第一側(cè)面(5)及第二側(cè)面(8)均與機(jī)身面(6)垂直。4.如權(quán)利要求1所述的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，其特征在于:所述機(jī)身面(6)上具有尾邊(61)，所述頂窩的深度自尾邊￠1)至頂邊(47)的方向逐漸加深。5.如權(quán)利要求4所述的隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，其特征在于:所述尾邊(61)到飛行器機(jī)身圓滑過渡。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩，涉及航空技術(shù)領(lǐng)域。所述隱身飛行器的火箭助推脫落頂窩包含第一頂面(4)、第二頂面(7)、第一側(cè)面(5)、第二側(cè)面(8)及機(jī)身面(6)，其中，所述第一頂面(4)與第二頂面(7)相交形成頂邊(47)，所述第一頂面(4)與機(jī)身面(6)相交形成第一側(cè)頂邊(46)，第一側(cè)頂邊(46)與第一前緣邊(11)平行；所述第二頂面(7)與機(jī)身面(6)形成第二頂邊(76)，第二頂邊(76)與第二前緣邊(12)平行；所述第一側(cè)面(5)分別與第一頂面(4)及機(jī)身面(6)相交；所述第二側(cè)面(8)分別與第二頂面(7)及機(jī)身面(6)相交。本發(fā)明的優(yōu)點在于：增強了飛行器的隱身性能。
【IPC分類】B64C39/00, B64F1/04
【公開號】CN105366052
【申請?zhí)枴緾N201510835968
【發(fā)明人】孟令賽
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所
【公開日】2016年3月2日
【申請日】2015年11月25日