本发明涉及一种可应用于弹道发射的分布式无人飞行平台及发射方法，属于航空技术领域。
背景技术：
尾坐式无人机水平飞行状态下，以常规固定翼飞行器方式飞行，操控容易。过渡飞行状态下，推力相对于机体同步换向，转换过程简化为固定翼飞行器的机动动作，操纵简便、易于实现，然而由于尾坐式无人机起飞时机尾坐地，起飞时整个机体作为迎风面，操纵性及稳定性较差。目前成熟的弹道发射无人机的型号如美国弹簧刀(switchblade)、战鹰(battlehawk)单兵巡飞弹，以色列英雄30单兵巡飞弹，土耳其阿帕谷-ii单兵巡飞弹以及斯洛伐克掠夺者ax-1单兵巡飞弹，旋翼类型的包括以色列研制的萤火虫单兵巡飞弹，roteml四旋翼巡飞弹以及加州理工大学提出的具有可折叠旋翼系统及自主展开能力的弹道发射souid无人机均为功能较为单一的固定翼和旋翼类型，在未来的复杂战争环境下具有一定的局限性。
现有技术中，公开号cn110127067a的专利文件公开了组合式垂直起降高速固定翼无人飞行平台，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，输油管两端分别连接加油机和任务机的油箱。加油机采用尾坐式垂直起降无人机，任务机采用隐身高速无人机，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，然后加油机与任务机分离返回并垂直降落，任务机完成任务后返航，加油机垂直起飞并转入平飞状态接近任务机，加油机和任务机通过连接机构对接，加油机与任务机返回并垂直降落，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，实现了隐身高速无人机的垂直发射和回收，但是尾座式无人机起飞性能差的问题并没有得到解决。
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。
因此亟需研究出一种新型的飞行平台，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分布式无人飞行平台及发射方法，适用于大型的无人机，可靠性强，运载能力佳，且航程远。
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分布式无人飞行平台，包括护送机，在护送机周围对称布设两架结构相同的任务机，每架任务机均通过连接机构与护送机连接形成飞行平台本体；
所述任务机包括任务机机身本体，在任务机机身本体相对护送机的部分安装两个第一动力系统，两个第一动力系统分布在连接机构的两侧，任务机机身本体的两端对称安装机翼，每个机翼的端部安装第二动力系统；任务机机身本体安装第一动力系统的一侧安装两根支撑杆，且两根支撑杆通过支撑杆驱动装置对称分布在连接机构两侧；
任务机机身本体的另一侧对称安装尾撑杆，且每根尾撑杆的一端均通过尾撑杆驱动装置与任务机机身本体连接，尾撑杆的另一端安装尾撑垂直尾翼，两个尾撑垂直尾翼之间通过尾撑水平尾翼连接；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；十字结构相对布设的径向部分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，第一动力系统通过第一动力系统连接件与任务机机身本体连接；
第二动力系统通过第二动力系统连接件与机翼连接；
作为本发明的进一步优选，所述尾撑杆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任务机机身本体；
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任务机机身本体铰接；
作为本发明的进一步优选，当飞行平台本体由发射装置分离，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、支撑杆向任务机机身本体方向闭合；
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，发射筒的外壁上安装发射筒把手；
作为本发明的进一步优选，相对布设的两个任务机之间的距离与每个任务机机翼展开后的长度相同；
一种基于所述的可应用于弹道发射的分布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、本发明在护送机两侧对称布设任务机，组合形成矩形状无人飞行平台，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与鲁棒性；
2、本发明提供的分布式结构，适用于大型的无人机，其动力源多，可靠性强，使得运载能力得到显著提高；
3、本发明将任务机与护送机组合形成飞行平台，在空中进行资源传输分离后，可以有效提升整个任务机的飞行速度以及航程，降低对能源动力系统性能指标的要求；
4、本发明提供的飞行平台采用弹道发射的方式，降低了平台起飞的难度及成本，提高了气动安全性以及可靠性。
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立体图；
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护送机结构示意图；
图4是本发明提供的优选实施例的发射装置的立体图；
图5是本发明提供的优选实施例的发射装置的剖视图。
图中：1为第一任务机，11为任务机机身本体，12为机翼，13为第一动力系统，14为第一动力系统连接件，15为第二动力系统连接件，16为第二动力系统，17为支撑杆，18为任务机升降舵，19为尾撑杆驱动装置，110为支撑杆驱动装置，111为尾撑杆，112为尾撑水平尾翼，113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为传输端口，5为连接机构，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。
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。
现在技术中，无人飞行平台大都是单机四旋翼，或者双机八旋翼且不对称，导致组合后的四旋翼控制困难，尤其是在大型无人机上，若坚持采用旋翼飞行器，由于其没有机翼，必然导致巡航速度弱，影响运载能力。
本申请旨在提供一种飞行平台，是适用于大型无人机的，在排布上，护送机2周围对称布设两架结构相同的任务机，每架任务机均通过连接机构5与护送机连接形成飞行平台本体，飞行平台本体呈矩形状对称设置，提升可控成效；由于本申请重点应用在大型无人机上，那么由于飞机提交较大，重量上升，因此任务机仅需设置两架即可；具体的如图1所示，为了方便阐述具体结构，这里将对称布设的两个任务机分别定义为第一任务机1以及第二任务机3，由于第一任务机和第二任务机结构相同，因此仅描述一个即可，图2所示包括任务机机身本体11，在任务机机身本体相对护送机的部分安装两个第一动力系统13，两个第一动力系统通过第一动力系统连接件14连接分布在连接机构的两侧，任务机机身本体的两端对称安装机翼，每个机翼12的端部通过第二动力系统连接件15安装第二动力系统16，由于机身自带机翼，在巡航时类似于固定翼飞行器，可以显著提高巡航速度，延长巡航路程，同时，每个任务机包括四个动力源，可以提高可靠性以及运载能力。
任务机机身本体安装第一动力系统的一侧安装两根支撑杆17，且两根支撑杆通过支撑杆驱动装置110对称分布在连接机构两侧；任务机机身本体的另一侧对称安装尾撑杆111，且每根尾撑杆的一端均通过尾撑杆驱动装置19与任务机机身本体连接，尾撑杆的另一端安装尾撑垂直尾翼113，两个尾撑垂直尾翼之间通过尾撑水平尾翼112连接；机翼靠近尾撑水平尾翼的位置安装任务机升降舵18；尾撑杆以及支撑杆的设置，当两者分别向任务机机身本体相反方向开合时，可以维持对应任务机的平衡；而当飞行平台本体由发射装置6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、支撑杆向任务机机身本体方向闭合。
这里要实现尾撑杆或者支撑杆的开合以及闭合，将尾撑杆及支撑杆设置成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任务机机身本体；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任务机机身本体铰接。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，向任务机机身本体方向收缩；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，向任务机机身本体方向收缩；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3所示是本申请给出的护送机结构示意图，包括护送机机身本体22，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25，十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；十字结构相对布设的径向部分与连接机构的传输端口4连接实现传输功能；连接机构是飞行器领域较为常见的部件，这里不赘述；为了达到较佳的飞行效果，相对布设的两个任务机之间的距离与每个任务机机翼展开后的长度相同。当整个飞行平台本体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，飞行平台本体自动分离，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。
接着本申请还提供了发射装置，即将飞行平台采用弹道发射的方式，降低了平台起飞的难度及成本，提高了气动安全性以及可靠性；具体的图4为图5所示，发射装置包括发射筒61，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；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，整个飞行平台本体整体嵌入发射筒内，飞行平台本体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；飞行平台本体嵌入发射筒内时，飞行平台本体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。为了便于移位，发射筒的外壁上安装发射筒把手610。
最后本申请还给出了关于前述飞行平台本体的发射方法，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，发射筒的底部通过输气管67与储能罐68连通，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，本申请实现了弹道发射尾座式无人机的储运发一体化，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。
