本发明涉及一种可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台及发射方法，属于航空技术领域。
背景技术：
尾坐式无人机的推力方向固定在机身纵轴上，采用机尾坐地式起飞，达到一定高度后转入平飞，降落时先爬升并机头向上，随后减小推力垂直降落。在实现推力换向时，推力和机身同步转动。弹道发射无人机作为目前的热点军事技术之一，有一定数量成熟的弹道发射无人机已经投入使用，但多为采用固定翼和旋翼类型的巡飞弹，导致类似构型的无人机均具有一定的功能局限性。
现有技术中，公开号cn110040256a的专利文件公开了组合式垂直起降无人飞行平台，由加油机、任务机、连接机构、输油管组成。连接机构两端分别与加油机和任务机的机身或机翼连接，可以传递力、力矩，使得加油机和任务机相对位置、姿态保持不变。输油管从连接机构中穿过，两端分别连接加油机和任务机的油箱，用于传输燃油。加油机和任务机均为尾坐式垂直起降飞机，组合垂直起飞，然后协同转入平飞，加油机通过输油管把燃油输送给任务机，完成加油任务后，加油机与任务机分离返回并垂直降落，任务机完成飞行任务后，返航并垂直降落。虽然该发明提升了无人机的有效任务载荷、航程、巡航速度等性能指标，但是为保证起飞的稳定性，其单机需采用四旋翼动力系统，结构复杂、控制困难。
公开号cn208484842u的专利文件公开了一种折叠翼无人机发射装置，包括：底座、控制阀、储气筒、发射筒及托块。底座设有第一腔体、第二腔体及设于底座内部的通道，第一腔体及第二腔体通过通道相通；控制阀安装于第一腔体内，控制阀设有进气口及出气口，进气口定位于通道并与第二腔体相通；储气筒的一端固定于底座，储气筒的腔体与第二腔体相通；发射筒的一端固定于底座，发射筒的腔体与出气口相通；托块内置于发射筒的腔体内；控制阀断电时，储气筒与发射筒封闭，控制阀通电时，储气筒与发射筒相通。虽然该发明提供了一种折叠翼无人机发射装置，但该折叠翼无人机类型为旋翼飞行器，发射后在高速、大范围巡航功能上有所欠缺。
因此亟需研发一种新型的无人飞行平台，可以解决现有技术的难点。
技术实现要素：
本发明提供一种可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台及发射方法，不仅方便操控，而且巡航速度快、航程远。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台，包括护送机，在护送机四周对称环设至少四架任务机，且任务机的架数为偶数，每架任务机通过连接机构与护送机连接形成飞行平台本体；
每个所述任务机包括任务机机身本体，任务机机身本体上对称安装机翼，在任务机机身本体的顶端安装动力系统，每个机翼相对护送机的一侧均铰接支撑杆，机翼的另一侧铰接尾撑杆的一端，每根尾撑杆的另一端均固定尾撑垂直尾翼，两个尾撑垂直尾翼之间固定尾撑水平尾翼；机翼靠近尾撑水平尾翼的位置安装任务机升降舵；
所述的护送机包括护送机机身本体，其呈十字结构布设，在护送机机身本体的顶端安装动力装置，在十字结构的每个径向部分均安装方向舵以及升降舵，十字结构内部为连通的镂空部分，镂空部分形成物资存放处；护送机机身本体与连接机构的传输端口连接实现传输功能；
还包括发射装置，飞行平台本体在发射前布设在发射装置内；
作为本发明的进一步优选，在机翼上安装尾撑杆驱动装置和支撑杆驱动装置，尾撑杆驱动装置匹配尾撑杆，支撑杆驱动装置匹配支撑杆；
当飞行平台本体由发射装置处分离，尾撑杆驱动装置驱动尾撑杆，支撑杆驱动装置驱动支撑杆，以使尾撑杆、支撑杆向机翼方向闭合；
作为本发明的进一步优选，所述的尾撑杆以及支撑杆均包括连接部分和铰接部分，尾撑杆的连接部分用于连接匹配的尾撑水平尾翼，尾撑杆的铰接部分用于铰接机翼；
支撑杆的连接部分用于将任务机支撑于地面，支撑杆的铰接部分与机翼铰接；
作为本发明的进一步优选，所述的发射装置包括发射筒，其靠近筒口位置安装发射筒前支架连接支耳，发射筒前支架的一端与发射筒前支架连接支耳铰接，发射筒前支架的另一端与发射筒前固定座铰接；
在发射筒的底部固定发射筒后支架的一端，发射筒后支架的另一端与发射筒后固定座铰接；
发射筒前支架以及发射筒后支架配合将发射筒的筒口固定朝向天空，且发射筒的中轴线与地面之间形成夹角；
作为本发明的进一步优选，在发射筒内靠近筒底的位置嵌设发射筒浮动活塞，在发射筒浮动活塞上安装发射筒弹射控制阀，发射筒内筒壁上对称安装发射筒随型夹具，发射筒内筒口处安装制动装置，发射筒随型夹具位于制动装置与发射筒浮动活塞之间；
发射筒的底部通过输气管与储能罐连通；
作为本发明的进一步优选，在护送机四周对称环设四架任务机，将整个飞行平台本体形成矩形状；
每架任务机的任务机机身本体通过连接机构与护送机机身本体十字结构的径向部分连接；
对称护送机布设的两个任务机之间的距离与任务机机翼展开后的长度相同；
作为本发明的进一步优选，发射筒的外壁上安装发射筒把手；
一种基于所述的可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台的发射方法，具体包括以下步骤：
第一步，飞行平台本体发射前，将整个结构嵌设在发射筒内，且飞行平台本体的底部抵住发射筒浮动活塞，飞行平台本体的顶部通过发射筒随型夹具实现定位；
第二步，加压阶段，储能罐通过输气管向发射筒内释放大体积的压缩液或者压缩气体，以使发射筒内瞬间加压；
第三步，发射阶段，压缩液或者压缩气体膨胀，推动发射筒内的发射浮动活塞抵住飞行平台本体实现加速运动，飞行平台本体推动发射筒随型夹具向筒口方向移动，直至飞行平台本体由发射筒筒口抛飞，此时发射筒随型夹具撞击制动装置；
第四步，泄压阶段，飞行平台本体脱离发射筒后，启动发射筒弹射控制阀，将发射筒内进行泄压；
第五步，飞行平台本体抵达预设高度后，转为平飞，护送机将携带资源传输至任务机后，连接机构解锁，飞行平台本体获得分离，护送机返回并垂直降落，任务机完成任务后，返航并垂直降落。
通过以上技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：
1、本发明提供的飞行平台中，将任务机对称布设在护送机的四周，且组合成了矩形排布的四旋翼无人飞行平台，降低了与发射装置内筒形状的随型难度，提高了无人飞行平台发射后的稳定性以及鲁棒性；
2、本发明提供的飞行平台，将任务机与护送机组合起飞，达到预设位置进行空中资源传输后即发生分离，有效提升任务机整体的性能指标，降低了对动力系统的要求；
3、本发明提供的飞行平台，采用弹道发射模式，降低了无人机飞行平台起飞的难度以及成本，提高了飞行气动的安全性以及可靠性。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是本发明提供的优选实施例的整体结构示意图；
图2是本发明提供的优选实施例的任务机结构示意图；
图3是本发明提供的优选实施例的尾撑杆或者支撑杆结构示意图；
图4是本发明提供的优选实施例的护送机结构示意图；
图5是本发明提供的优选实施例的发射装置结构立体图；
图6是本发明提供的优选实施例的发射装置结构侧视图。
图中：1为第一任务机，11为动力系统，12为任务机机身本体，13为机翼，14为尾撑杆驱动装置，15为任务机升降舵，16为支撑杆驱动装置，17为支撑杆，18为尾撑杆，181为铰接部分，182为连接部分，19为尾撑水平尾翼，110为尾撑垂直尾翼，2为护送机，21为动力装置，22为护送机机身本体，23为物资存放处，24为方向舵，25为升降舵，3为第二任务机，4为第三任务，5为第四任务机，6为发射装置，61为发射筒，62为发射筒前支架连接支耳，63为发射筒前支架，64为发射筒前固定座，65为发射筒后支架，66为发射筒后固定座，67为输气管，68为储能罐，69为制动装置，610为发射筒把手，611为发射筒随型夹具，612为发射筒浮动活塞，613为发射筒弹射控制阀，7为传输端口，8为连接机构。
具体实施方式
现在结合附图对本发明作进一步详细的说明。本申请的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”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，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
现有技术的无人飞行平台，大多采用单机四旋翼、双机八旋翼且不对称布设，导致组合后四旋翼控制困难；有些无人机采用折叠翼，也就是说旋翼飞行器未带机翼，导致巡航速度较弱；基于前述问题，本申请提供了一种可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台，将飞行平台结合弹道发射，在保证较好控制的前提下，提高了巡航速度，拉长了巡航路程。
在本申请中，为了克服控制困难的难题，我们采用在护送机四周对称环设任务机的做法，而任务机的架数为至少四架，且采用架数为偶数，每架任务机通过连接机构8与护送机2连接形成飞行平台本体，由于整个结构采用对称式排布，可以提高控制成效；接着，本申请将任务机与护送机组合，每个所述任务机包括任务机机身本体12，任务机机身本体上对称安装机翼13，由于机身自带机翼，在巡航时类似于固定翼飞行器，提高了巡航速度以及巡航路程。
具体的，如图1所示，是本申请给出的一个优选实施例，在护送机四周对称环设四架任务机，将整个飞行平台本体形成矩形状，四架任务机分别定义为第一任务机1、第二任务机3、第三任务4机以及第四任务机5；由于四架任务机结构均相同，因此实施例中对任一一架阐述均可以，图2所示，任务机机身本体的顶端安装动力系统11，每个机翼相对护送机的一侧均铰接支撑杆17，机翼的另一侧铰接尾撑杆18的一端，每根尾撑杆的另一端均固定尾撑垂直尾翼110，两个尾撑垂直尾翼之间固定尾撑水平尾翼19；尾撑水平尾翼以及尾撑垂直尾翼的设置维持机翼另一侧的支撑平衡，支撑杆维持机翼一侧的平衡，可以平衡在发射筒61内，或者降落后平衡在地面上；机翼靠近尾撑水平尾翼的位置安装任务机升降舵15；在机翼上安装尾撑杆驱动装置14和支撑杆驱动装置16，尾撑杆驱动装置匹配尾撑杆，支撑杆驱动装置匹配支撑杆；当飞行平台本体由发射装置6处分离，尾撑杆驱动装置驱动尾撑杆，支撑杆驱动装置驱动支撑杆，以使尾撑杆、支撑杆向机翼方向闭合。
这里要实现尾撑杆或者支撑杆向机翼方向闭合，需要单独阐述这个结构，具体的如图3所示，尾撑杆以及支撑杆均包括连接部分182和铰接部分181，尾撑杆的连接部分用于连接匹配的尾撑水平尾翼，尾撑杆的铰接部分用于铰接机翼；支撑杆的连接部分用于将任务机支撑于地面，支撑杆的铰接部分与机翼铰接；支撑杆驱动装置驱动支撑杆的铰接部分，支撑杆的连接部分相对铰接部分发生转动，向机翼方向收缩；尾撑杆驱动装置驱动尾撑杆的铰接部分，尾撑杆的连接部分发生转动，向机翼方向收缩；同时通过铰接装置的位置变化，还可以实现尾撑杆或者支撑杆角度的改变，从而实现起落架姿态的调整。
图4所示，是本申请提供的护送机的结构示意图，包括护送机机身本体22，其呈十字结构布设，每架任务机的任务机机身本体通过连接机构与护送机机身本体22十字结构的径向部分连接，连接机构在飞行器领域是比较常见的部件，这里无需赘述；对称护送机布设的两个任务机之间的距离与任务机机翼展开后的长度相同，以图1中为例，第一任务机与第四任务机、第二任务机与第三任务机的距离与任务机机翼展开后大小近似；在护送机机身本体的顶端安装动力装置21，在十字结构的每个径向部分均安装方向舵24以及升降舵25，从图4中可以看出，方向舵位于护送机机身本体径向部分的外缘，升降舵位于护送机机身本体的底部；十字结构内部为连通的镂空部分，镂空部分形成物资存放处23；护送机机身本体与连接机构的传输端口7连接实现传输功能；当整个飞行平台射出后达到预定高度后，平台进行平飞，护送机将置于物资存放处内的携带资源传输至任务机后，连接机构解锁，飞行平台自动分离，护送机先行返回并以垂直降落方向运行，当任务机完成相应任务后，同样的以垂直降落的方式返航。
本申请在初始就指出，具有另一个优势，就是采用弹道发射模式，降低了无人机飞行平台起飞的难度以及成本；图5-图6给出了本申请的发射装置，初始阶段，整个飞行平台是置于发射装置内的；具体的，发射装置包括发射筒，其靠近筒口位置安装发射筒前支架连接支耳62，发射筒前支架63的一端与发射筒前支架连接支耳铰接，发射筒前支架的另一端与发射筒前固定座64铰接；在发射筒的底部固定发射筒后支架65的一端，发射筒后支架的另一端与发射筒后固定座66铰接；为了便于移动发射筒，发射筒的外壁上安装发射筒把手610；发射筒前支架以及发射筒后支架配合将发射筒的筒口固定朝向天空，且发射筒的中轴线与地面之间形成夹角；发射前，将飞行平台整个嵌设在发射筒内，飞行平台的大小与发射筒筒径匹配，无需折叠。
在发射筒内靠近筒底的位置嵌设发射筒浮动活塞612，在发射筒浮动活塞上安装发射筒弹射控制阀613，发射筒内筒壁上对称安装发射筒随型夹具611，发射筒内筒口处安装制动装置69，发射筒随型夹具位于制动装置与发射筒浮动活塞之间；发射筒的底部通过输气管67与储能罐68连通；当飞行平台嵌设在发射筒内时，飞行平台的底端抵住发射筒浮动活塞，飞行平台的顶端通过发射筒随型夹具限位。
接着，本申请还给出了基于所述的可应用于弹道发射的尾座式无人飞行平台的发射方法，此发射方法中其实有三个阶段，分别为加压阶段、发射阶段以及泄压阶段，其中加压阶段，储能罐瞬时放出大量压缩液/气体，通过发射筒弹射控制阀将液/气体分配给发射筒实现瞬时加压；高压液/气体膨胀推动发射筒内发射筒浮动活塞抵住无人飞行平台实现加速运动，无人飞行平台离筒抛飞，无人飞行平台发射之后，发射筒内泄压；具体步骤如下：
第一步，飞行平台本体发射前，将整个结构嵌设在发射筒内，且飞行平台本体的底部抵住发射筒浮动活塞，飞行平台本体的顶部通过发射筒随型夹具实现定位；
第二步，加压阶段，储能罐通过输气管向发射筒内释放大体积的压缩液或者压缩气体，以使发射筒内瞬间加压；
第三步，发射阶段，压缩液或者压缩气体膨胀，推动发射筒内的发射浮动活塞抵住飞行平台本体实现加速运动，飞行平台本体推动发射筒随型夹具向筒口方向移动，直至飞行平台本体由发射筒筒口抛飞，此时发射筒随型夹具撞击制动装置；
第四步，泄压阶段，飞行平台本体脱离发射筒后，启动发射筒弹射控制阀，将发射筒内进行泄压；
第五步，飞行平台本体抵达预设高度后，转为平飞，护送机将携带资源传输至任务机后，连接机构解锁，飞行平台本体获得分离，护送机返回并垂直降落，任务机完成任务后，返航并垂直降落。
综上可知，本申请实现了尾座式无人机与发射装置的储运发一体化，组合式的飞行平台提升了有效任务载荷、航程及起飞的稳定性。
本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
本申请中所述的“和/或”的含义指的是各自单独存在或两者同时存在的情况均包括在内。
本申请中所述的“连接”的含义可以是部件之间的直接连接也可以是部件间通过其它部件的间接连接。
以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。
