本實(shí)用新型涉及無人機(jī)彈射器，特別涉及一種無人機(jī)氣動(dòng)彈射器。

背景技術(shù)：

近年來，隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)在各個(gè)領(lǐng)域發(fā)揮著越來越重要的作用，各種型號(hào)的無人機(jī)被開發(fā)出來。

無人機(jī)起飛時(shí)需要較高的速度，因其自身推進(jìn)能力有限，無法獲得有效的初始的起飛速度，因此在起飛前采用無人機(jī)彈射器進(jìn)行推送，使其具有一定的起飛速度。

無人機(jī)彈射器一共有兩類，一類是無人機(jī)機(jī)械彈射器，另一類是無人機(jī)氣動(dòng)彈射器，因?yàn)闊o人機(jī)氣動(dòng)彈射器具有響應(yīng)速度快的優(yōu)點(diǎn)，因此被廣泛采用。

現(xiàn)有的無人機(jī)氣動(dòng)彈射器，包括氣體壓力罐，連接氣體壓力罐的導(dǎo)管，穿設(shè)于導(dǎo)管內(nèi)部的活塞桿，臺(tái)架、機(jī)翼托舉組件以及連接于導(dǎo)管下方的支架組成。臺(tái)架用于承載無人機(jī)機(jī)身，機(jī)翼托舉組件用于托舉無人機(jī)的機(jī)翼，支架用于支撐臺(tái)架、導(dǎo)管并使臺(tái)架、導(dǎo)管具有合適的傾角，進(jìn)而使得無人機(jī)具有合適的起飛角度?；钊麠U由金屬材料制成，為了減輕重量其內(nèi)部一般為中空結(jié)構(gòu)。

當(dāng)氣體壓力罐釋放氣體時(shí)，氣體會(huì)推動(dòng)活塞桿飛出導(dǎo)管，活塞桿推動(dòng)無人機(jī)飛至空中，使其具有初始速度，活塞桿動(dòng)能耗盡后，掉落至地面?，F(xiàn)有的無人機(jī)氣動(dòng)彈射器響應(yīng)速度快，能使無人機(jī)獲得較高的初始動(dòng)能。

但是現(xiàn)有的無人機(jī)氣動(dòng)彈射器在使用過程中存在一個(gè)問題，無人機(jī)氣動(dòng)彈射器中的活塞桿長(zhǎng)度較長(zhǎng)，從高空掉落時(shí)，如果其中部受到撞擊，其兩端會(huì)有小幅度的翹起，導(dǎo)致活塞桿和導(dǎo)管的配合精度降低，活塞桿與導(dǎo)管的磨擦阻力增大，進(jìn)而影響無人機(jī)氣動(dòng)彈射器輸出的動(dòng)能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的在于提供一種無人機(jī)氣動(dòng)彈射器，它具有降低活塞桿受損程度的特點(diǎn)。

本實(shí)用新型的上述目的是通過以下技術(shù)方案得以實(shí)現(xiàn)的：一種無人機(jī)氣動(dòng)彈射器，包括氣體壓力罐、一端連接氣體壓力罐出氣口的導(dǎo)管組件，穿設(shè)于導(dǎo)管組件內(nèi)的活塞桿組件，用于支撐無人機(jī)機(jī)身的臺(tái)架組件，用于托舉無人機(jī)機(jī)翼的機(jī)翼托舉組件以及用于使導(dǎo)管組件、臺(tái)架組件保持傾斜向上的支架，活塞桿組件的長(zhǎng)度與導(dǎo)管組件的長(zhǎng)度相同，活塞桿組件包括至少三節(jié)活塞桿，相鄰活塞桿通過連接件插接，活塞桿組件遠(yuǎn)離氣體壓力罐的一端連接有卡塊，活塞桿組件接近氣體壓力罐的一端連接有活塞，活塞為實(shí)心體其外徑與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同，卡塊抵設(shè)于飛機(jī)起落架，活塞桿組件在撞擊地面時(shí)，相鄰活塞桿會(huì)從連接件處分離。

通過采用上述技術(shù)方案，如果是一體式的活塞桿組件，當(dāng)其中部受到撞擊時(shí)，其兩端會(huì)以較大的慣性向使活塞桿組件彎曲的方向運(yùn)動(dòng)，最終使得活塞桿組件兩端產(chǎn)生小幅度的翹起。將活塞桿組件設(shè)置成至少三節(jié)活塞桿，當(dāng)活塞桿組件的中部撞擊地面時(shí)，其兩端的活塞桿會(huì)快速?gòu)倪B接件處脫離，減少活塞桿組件兩端的慣性沖擊，這樣即使活塞桿組件的中部受到撞擊，其兩端翹起的程度也極小，從而使得活塞桿組件能與導(dǎo)管組件完好配合，進(jìn)而保證無人機(jī)氣動(dòng)彈射器輸出的動(dòng)能。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：所述活塞桿組件包括依次連接的第一活塞桿、第二活塞桿、第三活塞桿、第四活塞桿，第一活塞桿接近氣體壓力罐。

通過采用上述技術(shù)方案，活塞桿組件一共有四根，當(dāng)活塞桿組件中部撞擊地面時(shí)，其兩端的第一活塞桿、第四活塞桿會(huì)快速分離，減少活塞桿組件兩端的慣性沖擊，較少活塞桿組件的變形程度，使得活塞桿組件能與導(dǎo)管組件完好配合。如果活塞桿組件拆分成的活塞桿數(shù)量較多時(shí)，在撞擊地面分離后，容易丟失，所以將活塞桿組件拆分成四根較為合適。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：所述第一活塞桿、第二活塞桿、第三活塞桿、第四活塞桿的外徑略小于導(dǎo)管的內(nèi)徑。

通過采用上述技術(shù)方案，第一活塞桿、第二活塞桿、第三活塞桿、第四活塞桿在飛出導(dǎo)管組件時(shí)不會(huì)和導(dǎo)管組件發(fā)生磨擦，減少動(dòng)能的損失。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：所述第四活塞桿背離氣體壓力罐的一端設(shè)置有套管c，套管c的外徑與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同，卡塊連接在套管c上。

通過采用上述技術(shù)方案，當(dāng)?shù)谒幕钊麠U上不設(shè)置套管c時(shí)，活塞桿組件的中心線和導(dǎo)管組件的中心線不平行，進(jìn)而影響活塞組件傳遞動(dòng)能的角度。當(dāng)?shù)谒幕钊麠U上設(shè)置套管c后，套管c的外徑與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同，活塞的外徑也與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同，從而使得活塞桿組件的中心線和導(dǎo)管組件的中心線相平行，保證活塞組件能以合適的角度傳遞動(dòng)能。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：所述活塞桿組件為中空結(jié)構(gòu)，所述連接件為連接管，所述連接管一端的外徑和活塞桿的內(nèi)徑相適配，另一端的外徑小于活塞桿的內(nèi)徑。

通過采用上述技術(shù)方案，降低活塞桿組件的重量，進(jìn)而降低活塞桿組件對(duì)動(dòng)能的損耗，進(jìn)而使無人機(jī)能獲得更大的初始動(dòng)能。連接管兩端各連接有一個(gè)活塞桿，其一端的外徑小于活塞桿的內(nèi)徑，能使活塞桿組件較為容易的從連接管處分離。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：機(jī)翼托舉組件包括支撐桿、豎桿、平衡桿、連接件a和連接件b，支撐桿一端通過連接件a與豎桿連接，豎桿通過連接件b與平衡桿連接，豎桿處于豎直狀態(tài)，平衡桿處于水平狀態(tài)。

通過采用上述技術(shù)方案，機(jī)翼托舉組件相比原來的整體式結(jié)構(gòu)，能拆分成支撐桿、豎桿、平衡桿，將機(jī)翼托舉組件拆分后能夠進(jìn)一步減少無人機(jī)氣動(dòng)彈射器的占地面積，使得整個(gè)無人機(jī)氣動(dòng)彈射器運(yùn)輸、轉(zhuǎn)移更為方便。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：連接件a包括套環(huán)，套環(huán)一端套在支撐桿上，另一端開設(shè)有套孔，套孔和套環(huán)的開口方向相垂直，在套環(huán)的側(cè)壁上還開設(shè)有讓位槽，套環(huán)側(cè)壁上還設(shè)置有緊固螺栓，擰緊緊固螺栓時(shí)，緊固螺栓能向讓位槽的方向擠壓套環(huán)的側(cè)壁。

通過采用上述技術(shù)方案，擰緊緊固螺栓時(shí)，緊固螺栓向讓位槽的方向擠壓套環(huán)兩側(cè)的側(cè)壁，使得套環(huán)的側(cè)壁同時(shí)夾緊豎桿和支撐桿，進(jìn)而將豎桿和支撐桿連接起來；松開緊固螺栓時(shí)，套環(huán)的側(cè)壁向遠(yuǎn)離讓位槽的方向復(fù)位，進(jìn)而失去對(duì)豎桿和支撐桿的夾緊作用。通過擰緊或者松動(dòng)緊固螺栓就能實(shí)現(xiàn)豎桿和支撐桿的安裝或拆開，安裝、拆開較為方便。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：連接件b包括一端開口的套帽，套帽遠(yuǎn)離開口的一端開設(shè)有連通孔，套帽套設(shè)在豎桿上，平衡桿穿設(shè)于連通孔中，套帽的側(cè)壁上還設(shè)置有頂絲，用于防止平衡桿滑移。

通過采用上述技術(shù)方案，套帽套裝在豎桿頂端，向上施力可以將套帽和豎桿拆離，平衡桿和豎桿的拆、裝較為方便。同時(shí)松開頂絲后，平衡桿就能從連通孔中抽出或穿入，平衡桿和豎桿的拆、裝較為方便。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：平衡桿的兩端套設(shè)有兩個(gè)軟套管。

通過采用上述技術(shù)方案，軟套管可以避免無人機(jī)脫離氣動(dòng)彈射架時(shí)在平衡桿上劃傷機(jī)翼。

本實(shí)用新型進(jìn)一步設(shè)置為：臺(tái)架組件包括兩塊或兩塊以上相互拼接的固定平臺(tái)，固定平臺(tái)下方連接有兩個(gè)固定環(huán)，導(dǎo)管組件穿設(shè)于固定環(huán)中，固定環(huán)的側(cè)壁上連接有頂絲用于定位導(dǎo)管組件。

通過采用上述技術(shù)方案，固定平臺(tái)套裝在套管組件上，拆裝較為方便，同時(shí)根據(jù)無人機(jī)機(jī)體的大小可以調(diào)節(jié)安裝在套管上固定平臺(tái)的數(shù)量，使用較為方便。

綜上所述，本實(shí)用新型具有以下有益效果：如果是一體式的活塞桿組件，當(dāng)其中部受到撞擊時(shí)，其兩端會(huì)以較大的慣性向使活塞桿組件彎曲的方向運(yùn)動(dòng)，最終使得活塞桿組件兩端產(chǎn)生小幅度的翹起。將活塞桿組件設(shè)置成至少三節(jié)活塞桿，當(dāng)活塞桿組件的中部撞擊地面時(shí)，其兩端的活塞桿會(huì)快速?gòu)倪B接件處脫離，減少活塞桿組件兩端的慣性沖擊，這樣即使活塞桿組件的中部受到撞擊，其兩端翹起的程度也極小，從而使得活塞桿組件能與導(dǎo)管組件完好配合，進(jìn)而保證無人機(jī)氣動(dòng)彈射器輸出的動(dòng)能。

附圖說明

圖1是氣動(dòng)彈射器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是為了示意活塞桿組件中卡塊的結(jié)構(gòu)所做的圖1的A部放大圖；

圖3是導(dǎo)管組件和活塞桿組件配合的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是導(dǎo)管組件的爆炸圖；

圖5是為了示意a型端和b型端的配合結(jié)構(gòu)所做的圖4的B部放大圖；

圖6是為了示意第四導(dǎo)管的結(jié)構(gòu)所做的圖4的C部放大圖；

圖7是卡箍的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖8是活塞桿組件的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖9是活塞桿組件的爆炸圖；

圖10是為了示意臺(tái)架組件和支架的連接結(jié)構(gòu)所做的視圖；

圖11是為了示意臺(tái)架組件和機(jī)翼托舉組件的連接結(jié)構(gòu)所做的示意圖；

圖12是為了示意機(jī)翼托舉組件的結(jié)構(gòu)所做的圖11的D部的放大圖；

圖13是為了示意機(jī)翼托舉組件、臺(tái)架組件通過固定組件連接的連接結(jié)構(gòu)所做的示意圖；

圖14是機(jī)翼托舉組件的爆炸圖；

圖15是為了顯示固定組件所做的視圖；

圖16是圖15的F部的放大圖；

圖17是固定組件的爆炸圖；

圖18是固定組件中套蓋和導(dǎo)管組件為45°夾角時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖19是固定組件中套蓋和導(dǎo)管組件平行時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中:1、氣體壓力罐；2、導(dǎo)管組件；200、第一導(dǎo)管；201、第二導(dǎo)管；202、第三導(dǎo)管；203、第四導(dǎo)管；3、活塞桿組件；300、卡塊；301、第一活塞桿；302、第二活塞桿；303、第三活塞桿；304、第四活塞桿；305、連接管；306、活塞；307、套管c；4、臺(tái)架組件；400、固定平臺(tái)；401、固定環(huán)；5、機(jī)翼托舉組件；500、支撐桿；501、豎桿；502、平衡桿；503、連接件a；5030、套環(huán)；5031、套孔；5032、讓位槽；5033、緊固螺栓；504、連接件b；5040、套帽；5041、連通孔；505、軟套管；6、支架；600、支桿；601、支腳；602、連接板；7、a型端；700、套管a，701、環(huán)形凸緣a；8、b型端；800、套管b；801、環(huán)形凸緣b；9、卡箍；900、凹槽；10、固定組件；100、殼體；101、條形孔；102、擋桿；103、滑孔；104、頂桿；105、彈簧；106、轉(zhuǎn)軸；107、圓弧形連板；108、套蓋；109、扇形板；11、卡箍；1100、凹槽；12、卡口。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步詳細(xì)說明。

一種無人機(jī)氣動(dòng)彈射器，根據(jù)附圖1所示，包括氣體壓力罐1，一端連接氣體壓力罐1出氣口的導(dǎo)管組件2，穿設(shè)于導(dǎo)管組件2內(nèi)部的活塞桿組件3，臺(tái)架組件4、機(jī)翼托舉組件5以及連接于導(dǎo)管組件2下方的支架6。臺(tái)架組件4用于承載無人機(jī)機(jī)身并固定設(shè)置在導(dǎo)管組件2背離氣體壓力罐1的一端，機(jī)翼托舉組件5用于托舉無人機(jī)的機(jī)翼并與臺(tái)架組件4固定連接，支架6連接臺(tái)架組件4并設(shè)置在導(dǎo)管組件2的自由端，以使導(dǎo)管組件2具有合適的傾角，進(jìn)而使得無人機(jī)具有合適的起飛角度。

結(jié)合附圖2，在活塞桿組件3遠(yuǎn)離氣體壓力罐1的一端連接有卡塊300，卡塊300可卡接在飛機(jī)起落架上，當(dāng)氣體壓力罐1釋放氣壓時(shí)，氣壓推動(dòng)活塞桿組件3飛出導(dǎo)管組件2，卡塊300將動(dòng)能傳遞至無人機(jī)，使無人機(jī)飛至空中具有初始速度，活塞桿組件3的動(dòng)能耗盡后，在重力作用下掉落至地面。

如附圖3所示，導(dǎo)管組件2由三根或三根以上的導(dǎo)管線性拼接而成，此處優(yōu)選為四根導(dǎo)管，相鄰兩個(gè)導(dǎo)管通過卡箍11固定。將四根導(dǎo)管從接近氣體壓力罐1的一端開始分別命名為第一導(dǎo)管200、第二導(dǎo)管201、第三導(dǎo)管202、第四導(dǎo)管203，除第四導(dǎo)管203外，其余三根導(dǎo)管的結(jié)構(gòu)相同。

結(jié)合附圖4、附圖5所示，將第一導(dǎo)管200、第二導(dǎo)管201、第三導(dǎo)管202的兩端分別命名為a型端7和b型端8。a型端7結(jié)構(gòu)為：在靠近導(dǎo)管端口處一體設(shè)置有套管a700，套管a700接近導(dǎo)管端口的一側(cè)設(shè)置有環(huán)形凸緣a701，環(huán)形凸緣a701的橫截面呈直角三角形，且直角邊朝向?qū)Ч芏丝?。b型端8結(jié)構(gòu)為：在導(dǎo)管端口處設(shè)置有套管b800，套管b800的內(nèi)徑等于導(dǎo)管的外徑，其與套管a700壁厚相同且端口處設(shè)置有環(huán)形凸緣b801，環(huán)形凸緣b801的橫截面呈直角三角形，且直角邊朝向?qū)Ч芏丝凇Ｌ坠躡800上環(huán)形凸緣b801與相應(yīng)的導(dǎo)管端口之間的距離與套管a700上環(huán)形凸緣a701與相應(yīng)的導(dǎo)管端口之間的距離相等。

除第四導(dǎo)管203以外，相鄰兩根導(dǎo)管通過b型端8與a型端7插接，環(huán)形凸緣a701與環(huán)形凸緣b801緊貼在一起形成一圈棱形凸起。

結(jié)合附圖7，卡箍11的箍圈上設(shè)置有凹槽1100，使用卡箍11連接兩根導(dǎo)管時(shí)，凹槽1100卡在棱形凸起上，隨著卡箍11不斷拉緊，凹槽1100的兩側(cè)側(cè)壁以導(dǎo)管徑向方向擠壓環(huán)形凸緣斜面的壓力不斷增大，從而使環(huán)形凸緣a701、環(huán)形凸緣b801的直角面越貼越緊，使得導(dǎo)管的密封性越來越好。

結(jié)合附圖6，第四導(dǎo)管203的一端連接有b型端8，可與其它導(dǎo)管的b型端8連接，另一端開設(shè)有卡口12。

氣體壓力罐1的出氣口設(shè)置罐體中部且有一個(gè)向上的傾角，將出氣口設(shè)置為b型端8，第一導(dǎo)管200的a型端7與氣體壓力罐1的出氣口插接并通過卡箍11連接。

如附圖8所示，活塞桿組件3由三根或三根以上的活塞桿拼接而成，此處優(yōu)選為四根活塞桿。將四根活塞桿從接近氣體壓力罐1的一端開始分別命名為第一活塞桿301、第二活塞桿302、第三活塞桿303、第四活塞桿304，第一活塞桿301、第二活塞桿302、第三活塞桿303、第四活塞桿304的外徑略小于導(dǎo)管的內(nèi)徑，以減少與導(dǎo)管的磨擦，減少動(dòng)能的損耗?；钊麠U組件3的長(zhǎng)度與導(dǎo)管的長(zhǎng)度相同。

結(jié)合附圖9，除第四活塞桿304之外，其余活塞桿一端連接有連接管305，連接管305背離活塞桿一端的外徑略小于活塞桿的內(nèi)徑，相鄰兩個(gè)活塞桿通過連接管305插接。使用時(shí)，兩個(gè)活塞桿中有一個(gè)活塞桿能從連接管305滑移脫離。第一活塞桿301接近氣體壓力罐1的一端連接有活塞306，活塞306為實(shí)心體其外徑與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同。第四活塞桿304背離氣體壓力罐1的一端設(shè)置有套管c307，套管c307的外徑與導(dǎo)管的內(nèi)徑相同，卡塊300連接在套管?；钊?06和套管配合能使第一活塞桿301、第二活塞桿302、第三活塞桿303、第四活塞桿304的軸線和導(dǎo)管組件2的軸線平行，保證活塞桿組件3和導(dǎo)管組件2配合的精度。

結(jié)合附圖2，活塞桿組件3完全插入導(dǎo)管組件2中時(shí)，卡塊300卡在第四導(dǎo)管203的卡口12處，并且活塞306也抵在氣體壓力罐1的出氣口處。

當(dāng)氣體壓力罐1輸送氣壓時(shí)，氣體推動(dòng)活塞306向?qū)Ч芡獠繃娚?，進(jìn)而使得活塞桿組件3以較高的速度飛出導(dǎo)管組件2，卡塊300將動(dòng)能傳遞至無人機(jī)，使飛機(jī)飛至空中具有初始速度，活塞桿組件3動(dòng)能耗盡時(shí)在重力作用下掉落至地面，第四活塞桿304、第三活塞桿303、第二活塞桿302、第一活塞桿301從連接管305處斷開，相比一體的活塞桿組件3，分成四段的活塞桿組件3變形能力更強(qiáng)，在撞擊地面時(shí)更不容易損壞。

如附圖10所示，臺(tái)架組件4包括兩塊或兩塊以上的固定平臺(tái)400組成，此處優(yōu)選為兩塊固定平臺(tái)400，兩塊固定平臺(tái)400相互拼接。固定平臺(tái)400下方連接有兩個(gè)固定環(huán)401，導(dǎo)管穿設(shè)于固定環(huán)401中，固定環(huán)401的側(cè)壁上連接有頂絲用于防止固定平臺(tái)400圍繞導(dǎo)管轉(zhuǎn)動(dòng)。

支架6包括兩根支桿600，支桿600的下端連接有支腳601，支架6的上端設(shè)置有連接板602，連接板602上開設(shè)有兩個(gè)通孔，支桿600的上端連接有直徑小于支桿600的螺紋桿，螺紋桿穿出通孔并且連接有螺母。

如附圖11所示，臺(tái)架組件4背離氣體壓力罐1一側(cè)的下方設(shè)置有兩個(gè)機(jī)翼托舉組件5。

結(jié)合附圖12所示，機(jī)翼托舉組件5包括支撐桿500、豎桿501、平衡桿502、連接件a503和連接件b504。支撐桿500一端通過連接件a503與豎桿501連接，豎桿501通過連接件b504與平衡桿502連接。使用時(shí)，豎桿501處于豎直狀態(tài)，平衡桿502處于水平狀態(tài)。

結(jié)合附圖14所示，連接件a503包括套環(huán)5030，套環(huán)5030一端套在支撐桿500，另一端開設(shè)有套孔5031，套孔5031和套環(huán)5030的開口方向相垂直，在套環(huán)5030的側(cè)壁上還開設(shè)有讓位槽5032，套環(huán)5030側(cè)壁上還設(shè)置有緊固螺栓5033，擰緊緊固螺栓5033時(shí)，緊固螺栓5033能向讓位槽5032的方向擠壓套環(huán)5030的側(cè)壁，進(jìn)而使得套環(huán)5030夾緊支撐桿500和豎桿501，阻止支撐桿500和豎桿501滑移。平衡桿502的兩端套設(shè)有兩個(gè)軟套管505，軟套管505防止無人機(jī)脫離彈射架的過程中劃傷機(jī)翼。連接件b504包括一個(gè)一端開口的套帽5040，套帽5040遠(yuǎn)離開口的一端開設(shè)有連通孔5041。套帽5040套設(shè)在豎桿501上，平衡桿502穿設(shè)于連通孔5041中，套帽5040的側(cè)壁上還設(shè)置有頂絲，用于防止平衡桿502滑移。

如附圖11、附圖13所示，機(jī)翼托舉組件5和臺(tái)架組件4通過兩個(gè)固定組件10連接，固定組件10能使機(jī)翼托舉組件5折疊至導(dǎo)管組件2的兩側(cè)或者在垂直于導(dǎo)管組件2的方向上展開。兩個(gè)固定組件10以導(dǎo)管組件2的軸線為對(duì)稱中心對(duì)稱設(shè)置。

結(jié)合附圖15、附圖16、附圖17所示，固定組件10包括殼體100，殼體100上方和固定平臺(tái)400固定連接，殼體100背離導(dǎo)管組件2的一側(cè)呈敞口設(shè)置，殼體100接近導(dǎo)管組件2自由端一側(cè)的上、下側(cè)壁上開設(shè)有條形孔101、條形孔101中滑移連接有擋桿102、擋桿102的中部開設(shè)有滑孔103、滑孔103中穿設(shè)有頂桿104且頂桿104的一端與殼體100接近導(dǎo)管組件2一側(cè)的側(cè)壁固定連接、頂桿104上位于擋桿102和殼體100側(cè)壁之間套設(shè)有彈簧105、殼體100上相對(duì)擋桿102的一側(cè)設(shè)置有轉(zhuǎn)軸106、轉(zhuǎn)軸106上轉(zhuǎn)動(dòng)連接有圓弧形連板107、圓弧形連板107背離轉(zhuǎn)軸106的一側(cè)一體設(shè)置有柱形套蓋108，套蓋108背離轉(zhuǎn)軸106的一側(cè)設(shè)置有開口，套蓋108接近轉(zhuǎn)軸106的一側(cè)抵設(shè)于頂桿104上、套蓋108接近轉(zhuǎn)軸106的一側(cè)還連接有扇形板109，扇形板109有兩個(gè)直角邊，其一個(gè)直角邊連接于套蓋108上且另一個(gè)直角邊依靠在擋桿102上，扇形板109和圓弧形連板107圓弧形過渡形成有一個(gè)卡槽，卡槽與擋桿102配合使用，套蓋108連接機(jī)翼托舉組件5。

結(jié)合附圖18、附圖19所示，固定組件10中，支撐桿500的端部穿設(shè)于套蓋108的開口中，當(dāng)要折疊機(jī)翼托舉組件5時(shí)，用手將擋桿102向?qū)Ч芙M件2的方向推動(dòng)，這時(shí)擋桿102失去對(duì)扇形板109的阻擋作用，套蓋108可以圍繞轉(zhuǎn)軸106向平行于導(dǎo)管組件2的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，這樣機(jī)翼托舉組件5就可以折疊到了導(dǎo)管組件2的側(cè)邊。當(dāng)要伸展開機(jī)翼托舉組件5時(shí)，向接近轉(zhuǎn)軸106的方向轉(zhuǎn)動(dòng)套蓋108，這時(shí)擋桿102在卡槽弧形邊的作用下向接近導(dǎo)管組件2的方向運(yùn)動(dòng)，當(dāng)運(yùn)動(dòng)到極限位置時(shí)，擋桿102脫離卡槽的弧形邊，并在在彈簧105作用下推動(dòng)到條形槽遠(yuǎn)離導(dǎo)管組件2的一端，依靠在扇形板109的直角邊，阻止套蓋108向平行導(dǎo)管組件2的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)頂桿104頂在套蓋108上，阻止套蓋108向增大與導(dǎo)管組件2夾角的方向轉(zhuǎn)動(dòng)。頂桿104和擋桿102共同作用，使得套蓋108保持在當(dāng)前位置，進(jìn)而使得機(jī)翼托舉組件5保持在與導(dǎo)管組件2垂直的位置。

使用時(shí)，先安置好氣動(dòng)彈射器，展開機(jī)翼托舉組件5，將無人機(jī)平放在臺(tái)架組件4上，并將其起落架抵設(shè)在第四活塞桿304上的卡塊300上，機(jī)翼放置在機(jī)翼托舉組件5上，然后調(diào)節(jié)豎桿501的高低，使得兩個(gè)平衡桿502位于相同的高度，使得無人機(jī)保持水平。打開氣體壓力罐1出氣口的開關(guān)，使高壓氣體推動(dòng)活塞桿組件3高速滑出導(dǎo)管組件2，卡塊300將動(dòng)能傳遞至無人機(jī)，使無人機(jī)達(dá)到飛行所需的初始速度，當(dāng)活塞桿組件3上的動(dòng)能用盡時(shí)它會(huì)向地面掉落，在撞擊地面時(shí)，第一活塞桿301、第二活塞桿302、第三活塞桿303、第四活塞桿304從連接處分離，適應(yīng)撞擊地面時(shí)的變形，減少撞擊地面受到的損傷。

本具體實(shí)施例僅僅是對(duì)本實(shí)用新型的解釋，其并不是對(duì)本實(shí)用新型的限制，本領(lǐng)域技術(shù)人員在閱讀完本說明書后可以根據(jù)需要對(duì)本實(shí)施例做出沒有創(chuàng)造性貢獻(xiàn)的修改，但只要在本實(shí)用新型的權(quán)利要求范圍內(nèi)都受到專利法的保護(hù)。