一种飞行器发射系统的制作方法

1.本发明涉及飞行器发射技术，具体涉及一种机动灵活的飞行器发射系统。


背景技术：

2.在航空航天领域，传统的飞行器发射台通常采用固定工位安装，并设置配套的发射塔、导流槽等固定设施，以便进行加注管路和供电线缆铺设以及燃气流排导。这种固定工位安装的方式限制了飞行器发射的具体位置，机动性和灵活性较差。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种飞行器发射系统，其具有结构简单、拆装方便、机动性好、实用性强的优点。
4.为解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供的一种飞行器发射系统，包括地基框架以及设置在地基框架上的发射台单元和摆杆单元，所述地基框架由多个框架单体拼接构成，地基框架通过压板和预埋的螺纹柱固定在地面上，所述发射台单元包括通过多个升降支腿安装在地基框架上的台体，台体设有导流孔，台体在导流孔的外围安装有与飞行器支撑点对应的多个支承臂，台体的下侧与导流孔对应的位置设有安装在地基框架上的导流器，所述摆杆单元包括通过两个轴承座安装在地基框架上的转轴，转轴上固定有桁架式的摆杆，转轴的一端设有旋转驱动装置。
5.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述支承臂包括支臂体和作动筒，支臂体的下端通过第一销轴与固定在台体上的第一支座铰接，作动筒包括筒体，筒体的下端通过第二销轴与固定在台体上的第二支座铰接，筒体中设有活塞，活塞同轴固定有伸出筒体上端的活塞杆，活塞杆通过第三销轴与固定在支臂体上的第三支座铰接，筒体中在活塞的下侧设有橡胶减震器，橡胶减震器设有通气孔，通气孔连接有充放气通道，活塞上侧的筒体中设有套在活塞杆上的复位弹簧。
6.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述橡胶减震器包括橡胶体，橡胶体的外壁上设有上下间隔分布的环形凹槽，环形凹槽的槽口宽度大于槽底宽度，橡胶体中设有在上下方向上与环形凹槽交替分布的支撑环，支撑环的外缘厚度小于内缘厚度。
7.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述活塞杆上设有与其滑动配合的套管，套管的外壁上设有挡环，所述复位弹簧设有两个，上侧复位弹簧的上下端对应顶压在筒体和挡环上，下侧复位弹簧的上下端对应顶压在挡环和活塞上。
8.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述支臂体的下半部为贯通的空腔结构，空腔中设有与两侧壁固定连接的限位挡板，所述第一支座设有与限位挡板配合的限位挡块，支臂体竖起到位后，所述限位挡板与限位挡块相抵；支臂体的顶部设有支承台，支承台上通过螺栓固定有支承板，支承板上通过螺纹孔旋转有支承飞行器的拉杆垫，拉杆垫设有安装防风拉杆的光孔。
9.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述筒体包括缸筒以及通过螺纹对
应旋装在缸筒上下端的上筒帽和下筒帽，下筒帽与缸筒之间设有密封圈，下筒帽的底部设有与第二支座铰接的下支耳，所述活塞杆穿过上筒帽并使两者滑动配合，活塞杆的端部设有与第三支座铰接的上支耳。
10.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述下支耳上设有安装第二销轴的轴孔，轴孔的内壁上设有与通气孔连通的第一气道，第二销轴在与第一气道对应的位置沿周向设有环形气槽，环形气槽两侧的第二销轴上分别通过密封槽安装有密封圈，第二销轴的一端安装有充气头，充气头通过设置在第二销轴中的第二气道与环形气槽连通，所述充放气通道是指由第一气道、环形气槽、第二气道和充气头依次连通构成的通道。
11.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述升降支腿包括固定连接的立柱和蜗轮蜗杆升降机，立柱的下端通过球头与固定在地基框架上的球窝连接，蜗轮蜗杆升降机与设置在台体上的支架固定连接；所述导流器包括屋顶状的导流主体，导流主体的两端设有导流档板，导流主体和导流档板的底部设有与地基框架固定连接的安装座。
12.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述台体上安装有起飞触点支架，起飞触点支架包括下端固定在台体上的套管，套管中设有支撑杆，套管上通过螺纹孔旋装有锁紧支撑杆的手柄，支撑杆的上端固定有支撑板，支撑板上通过两个螺钉固定有调节板，螺钉处于调节板的长圆孔中，调节板上固定有托盘。
13.进一步的，本发明一种飞行器发射系统，其中，所述旋转驱动装置包括同轴固定在转轴上的齿轮，齿轮的下侧啮合有齿条，齿条与固定在地基框架上的驱动油缸铰接，齿条的下侧设有安装在地基框架上的滚筒；转轴上还固定有限位板，限位板上设有正转到位限位孔和反转到位限位孔，限位板处于固定在地基框架上的两个支架板之间，支架板上安装有与正转到位限位孔和反转到位限位孔配合的旋钮柱塞；所述摆杆的上半部连接有两条牵拉钢丝绳，牵拉钢丝绳的下端与地基框架固定连接。
14.本发明一种飞行器发射系统与现有技术相比，具有以下优点：本发明通设置地基框架以及安装在地基框架上的发射台单元和摆杆单元，使地基框架采用由多个框架单体拼接构成的结构形式，并让地基框架通过压板和预埋的螺纹柱固定在地面上，使发射台单元设置通过多个升降支腿安装在地基框架上的台体，在台体上设置导流孔，在台体上且处于导流孔的外围安装与飞行器支撑点对应的多个支承臂，在台体的下侧与导流孔对应的位置设置安装在地基框架上的导流器，使摆杆单元设置通过两个轴承座安装在地基框架上的转轴，在转轴上固定桁架式的摆杆，并在转轴的一端设置旋转驱动装置。由此就构成了一种结构简单、拆装方便、机动性好、实用性强的飞行器发射系统。在实际应用中，将飞行器置于多个支承臂上，并在摆杆上铺设加注管路和供电线缆后，即可进行推进剂加注、点火发射等测发流程。本发明通过使地基框架、发射台单元和摆杆单元采用模块化结构，提高了拆装和运输的便利性，可根据需要在非固定工位安装，提高了飞行器发射的机动灵活性；通过设置地基框架保证了发射区域的地基稳定性，通过设置升降支腿提高了调平台体的便利性，通过设置支承臂提高了支撑飞行器的安全可靠性，通过设置导流孔和导流器可对燃气流进行顺利排导，通过设置转轴和摆杆提高了铺设加注管路和供电线缆的便捷性，其中，加注管路和供电线缆对应设有加注连接器和电缆插头以便与飞行器进行对接，并在点火起飞前，通过摆杆向远离飞行器的方向摆动，以通过拉拽使加注连接器和电缆插头快速从飞行器上脱落。
15.下面结合附图所示具体实施方式对本发明一种飞行器发射系统作进一步详细说明。
附图说明
16.图1为本发明一种飞行器发射系统的结构示意图；
17.图2为本发明一种飞行器发射系统中发射台单元的正视图；
18.图3为本发明一种飞行器发射系统中发射台单元的俯视图；
19.图4为本发明一种飞行器发射系统中发射台单元的左视图；
20.图5为本发明一种飞行器发射系统中发射台单元的轴测图；
21.图6为本发明一种飞行器发射系统中支承臂的正视图；
22.图7为本发明一种飞行器发射系统中支承臂的左视图；
23.图8为本发明一种飞行器发射系统中支承臂的轴测图；
24.图9为图6中的a-a向视图；
25.图10为图7中的b-b向视图；
26.图11为本发明一种飞行器发射系统中支承臂外倒时的状态图；
27.图12为本发明一种飞行器发射系统中作动筒的正视图；
28.图13为图12中的c-c向视图；
29.图14为本发明一种飞行器发射系统中橡胶减震器的剖视图；
30.图15为本发明一种飞行器发射系统中升降支腿的正视图；
31.图16为本发明一种飞行器发射系统中升降支腿的轴测图；
32.图17为本发明一种飞行器发射系统中导流器的正视图；
33.图18为本发明一种飞行器发射系统中导流器的轴测图；
34.图19为本发明一种飞行器发射系统中起飞触点支架的轴测图；
35.图20为本发明一种飞行器发射系统中摆杆单元的正视图；
36.图21为本发明一种飞行器发射系统中摆杆单元的轴测图。
具体实施方式
37.首先需要说明的，本发明中所述的上、下、左、右、前、后等方位词只是根据附图进行的描述，以便于理解，并非对本发明的技术方案及请求保护范围进行的限制。
38.如图1至图21所示本发明一种飞行器发射系统的具体实施方式，包括地基框架以及设置在地基框架上的发射台单元和摆杆单元。使地基框架采用由多个框架单体1拼接构成的结构形式，以便于拆装和运输，并使地基框架通过压板和预埋的螺纹柱固定在地面上。使发射台单元设置通过多个升降支腿2安装在地基框架上的台体3，在台体3上设置导流孔31，在台体3且处于导流孔31的外围安装与飞行器支撑点对应的多个支承臂4，并在台体3的下侧与导流孔31对应的位置设置安装在地基框架上的导流器5。使摆杆单元设置通过两个轴承座6安装在地基框架上的转轴7，在转轴7上固定桁架式的摆杆8，以便铺设加注管路和供电线缆，并在转轴7的一端设置旋转驱动装置，以便驱动转轴7旋转进而使摆杆8摆动。
39.通过以上结构设置就构成了一种结构简单、拆装方便、机动性好、实用性强的飞行器发射系统。在实际应用中，将飞行器置于多个支承臂4上，并在摆杆8上铺设加注管路和供
电线缆后，即可进行推进剂加注、点火发射等测发流程。本发明通过使地基框架、发射台单元和摆杆单元采用模块化结构，提高了拆装和运输的便利性，可根据需要在非固定工位安装，提高了飞行器发射的机动灵活性；通过设置地基框架保证了发射区域的地基稳定性，并可避免对地面造成烧蚀，通过设置升降支腿2提高了调平台体3的便利性，通过设置支承臂4提高了支撑飞行器的安全可靠性，通过设置导流孔31和导流器5可对燃气流进行顺利排导，通过设置转轴7和摆杆8提高了铺设加注管路和供电线缆的便捷性，其中，加注管路和供电线缆对应设有加注连接器和电缆插头以便与飞行器进行对接，并在点火起飞前，通过摆杆8向远离飞行器的方向摆动，以通过拉拽使加注连接器和电缆插头快速从飞行器上脱落。需要说明的是，加注连接器和电缆插头的结构以及与飞行器的连接方式为本领域技术人员所熟知，在此不再赘述。实际应用中，框架单体1为钢制框架，以保证结构强度和支撑稳定性。在拼装地基框架时，相邻的框架单体1通过双头螺栓及配套的螺母进行固定，拼装完成后，通过在地基框架上设置压板并使压板与预埋的螺纹柱固定，即可将地基框架固定在地面上。压板和预埋螺纹柱的结构及连接固定方式为本领域常规技术手段。
40.作为优化方案，本具体实施方式使支承臂4采用了如下结构：设置支臂体41和作动筒42，让支臂体41的下端通过第一销轴43与固定在台体3上的第一支座44铰接；使作动筒42设置筒体421，让筒体421的下端通过第二销轴45与固定在台体3上的第二支座46铰接，在筒体421中设置活塞422，使活塞422同轴固定伸出筒体421上端的活塞杆423，让活塞杆423通过第三销轴47与固定在支臂体41上的第三支座48铰接；并在筒体421中且处于活塞422的下侧位置设置橡胶减震器424，在橡胶减震器424上设置通气孔4241，让通气孔4241连接充放气通道，且在活塞422上侧的筒体421中设置套在活塞杆423上的复位弹簧425。这一结构设置在布置支承臂4时，让作动筒42处于支臂体41远离飞行器的一侧，即以飞行器为中心的外侧，放置飞行器前，先通过充放气通道和橡胶减震器424的通气孔4241向作动筒42中充气，以通过活塞422压缩复位弹簧425使活塞杆423伸出并将支臂体41竖起，然后将飞行器置于多个支臂体41上，点火临射前，使作动筒42通过充放气通道和橡胶减震器424的通气孔4241进行放气，点火起飞时，在复位弹簧425的作用下活塞杆423会快速回收，并带动支臂体41外倒，即倒向远离飞行器的一侧，可避免因飞行器受风力产生横向飘移与支臂体41产生干涉、碰撞，提高了安全性。本发明通过使作动筒42在活塞422的下侧设置橡胶减震器424，一方面实现了缓冲功能，可防止冲击对作动筒42造成损坏，另一方面可减小回弹量，保证了支臂体41外倒的有效性和可靠性。在实际应用中，为保证作动筒42放气后支臂体41仍可对飞行器进行支撑，本发明在支臂体41的下半部设置了贯通的空腔结构，并在空腔中设置了与两侧壁固定连接的限位挡板411，同时，在第一支座44上设置了与限位挡板411配合的限位挡块441，当支臂体41竖起到位后，让限位挡板411与限位挡块441相抵。这一设置在作动筒42放气后，通过限位挡块441对限位挡板411的阻挡并配合飞行器的重力作用，就使支臂体41依然可对飞行器起到稳定的支撑作用。同时，本具体实施方式在支臂体41的顶部设置了支承台412，在支承台412上通过螺栓固定了支承板413，在支承板413上通过螺纹孔安装了支承飞行器的拉杆垫49，并在拉杆垫49上设置了安装防风拉杆的光孔491。通过支承台412保证了支撑的稳定性，通过支承板413可使支臂体41尽可能远离飞行器，通过拉杆垫49减小了与飞行器的接触面积并可旋转调整高度，通过光孔491安装防风拉杆与飞行器连接固定，可有效避免因风力致使飞行器倾覆。需要指出的是，防风拉杆为螺纹杆，在点火临射前，应拆除
飞行器和拉杆垫49之间的防风拉杆；为保证支臂体41顺利翻转外倒，应使第一销轴43、第二销轴45和第三销轴47相互平行。
41.作为具体实施方式，本发明使橡胶减震器424采用了如下结构：设置橡胶体4242，在橡胶体4242的外壁上设置上下间隔分布的环形凹槽4243，并使环形凹槽4243的槽口宽度大于槽底宽度；同时，在橡胶体4242中设置支撑环4244，并使支撑环4244和环形凹槽4243在上下方向上交替分布，且使支撑环4244的外缘厚度小于内缘厚度。这一结构通过环形凹槽4243提高了橡胶减震器424的缓冲性能，通过支撑环4244提高了橡胶减震器424的强度，通过环形凹槽4243和支撑环4244的交替配合，增强了橡胶减震器424的缓冲效果，降低了橡胶减震器424的回弹力，进一步保证了支臂体41外倒的有效性，增强了安全可靠性。作为具体实施方式，本发明在活塞杆423上设置了与其滑动配合的套管4231，在套管4231的外壁上设置了挡环4232，并设置了两个复位弹簧425，其中，上侧复位弹簧425的上下端对应顶压在筒体421和挡环4232上，下侧复位弹簧425的上下端对应顶压在挡环4232和活塞422上。这一结构设置相比于单弹簧结构，不但降低了制备难度，提高了复位能力和动作灵敏度，且通过套管4231的滑动可使两个复位弹簧425同步动作，提高了适应性。
42.作为具体实施方式，本发明使筒体421采用了如下的分体结构：包括缸筒4211以及通过螺纹对应旋装在缸筒4211上下端的上筒帽4212和下筒帽4213，在下筒帽4213与缸筒4211之间设置密封圈，在下筒帽4213的底部设置与第二支座46铰接的下支耳4214，让活塞杆423穿过上筒帽4212并使两者滑动配合，并在活塞杆423的端部设置与第三支座48铰接的上支耳4233。这一设置的筒体421具有结构简单、拆装维护方便的特点。作为具体实施方式，本发明在下支耳4214上设置了安装第二销轴45的轴孔4215，在轴孔4215的内壁上设置了与通气孔4241连通的第一气道4216，并使第二销轴45在与第一气道4216对应的位置沿周向设置环形气槽451，在环形气槽451两侧的第二销轴45上分别通过密封槽452安装密封圈，且在第二销轴45的一端安装充气头453，让充气头453通过设置在第二销轴45中的第二气道454与环形气槽451连通，其中，上述充放气通道是指由第一气道4216、环形气槽451、第二气道454和充气头453依次连通构成的通道。这一设置通过在充气头453上连接充气管路和气源即可对作动筒42进行充放气，可实现远控操作，保证了人员的安全性。
43.作为具体实施方式，本发明使升降支腿2采用了以下结构：设置相互固定连接的立柱21和蜗轮蜗杆升降机22，让立柱21的下端通过球头与固定在地基框架上的球窝23连接，让蜗轮蜗杆升降机22与设置在台体3上的转接架32固定连接。这一设置的升降支腿2具有结构简单、操控方便、适应性强的特点。作为具体实施方式，本发明使导流器5设置了屋顶状的导流主体51，在导流主体51的两端设置了导流档板52，并在导流主体51和导流档板52的底部设有与地基框架固定连接的安装座53。这一设置的导流器5可使燃气流通过导流主体51的两个弧形斜面快速流向两侧，具有结构简单、拆装方便、导流效率好的特点。为便于检测和控制，本具体实施方式还在台体3上安装了起飞触点支架9，起飞触点支架9的结构如下：包括下端固定在台体3上的套管91，套管91中设有支撑杆92，套管91上通过螺纹孔旋装有锁紧支撑杆92的手柄911，支撑杆92的上端固定有支撑板93，支撑板93上通过两个螺钉固定有调节板94，螺钉处于调节板94的长圆孔941中，调节板94上固定有托盘95。这一设置的起飞触点支架9通过套管91和支撑杆92的配合可进行旋转和高度调节，通过支撑板93和调节板94的配合可进行横向距离调节，具有结构简单、调节方便、适应性强的特点。在实际应用中，
让托盘95与飞行器底部的起飞检测传感器接触，当飞行器起飞时，起飞检测传感器就会离开托盘95并触发信号。
44.作为具体实施方式，本发明使摆杆单元的旋转驱动装置采用了如下结构：在转轴7上同轴固定齿轮71，在齿轮71的下侧设置与其啮合的齿条72，让齿条72与固定在地基框架上的驱动油缸73铰接，并在齿条72的下侧设置安装在地基框架上的滚筒74。这一设置通过驱动油缸73使齿条72沿直线运动，即可驱动转轴7旋转并带动摆杆8翻转，具有结构简单、适应性强的特点，且可实现远程控制，提高了安全性。为精确控制摆杆8的翻转角度和位置，本具体实施方式在转轴7上固定了限位板75，在限位板75上设置了正转到位限位孔和反转到位限位孔，并使限位板75处于固定在地基框架上的两个支架板76之间，且在支架板76上安装了与正转到位限位孔和反转到位限位孔配合的旋钮柱塞77。当摆杆8正反转到位后，通过旋钮柱塞77对应插入限位板75上的正转到位限位孔和反转到位限位孔中，不但增强了结构的稳定性，且可有效降低驱动油缸73的负荷。同时，本具体实施方式还在摆杆8的上半部连接了两条牵拉钢丝绳81，并使牵拉钢丝绳81的下端与地基框架固定连接，以便正转到位后通过牵拉钢丝绳81对摆杆8进行限位，以进一步增强结构稳定性和安全性。正转是指摆杆8向靠近飞行器的一侧翻转，反转指摆杆8向远离飞行器的一侧翻转。
45.以上实施例仅是对本发明的优选实施方式进行的描述，并非对本发明请求保护范围进行限定，在不脱离本发明设计构思的前提下，本领域技术人员依据本发明的技术方案做出的各种变形，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种飞行器发射系统，其特征在于，包括地基框架以及设置在地基框架上的发射台单元和摆杆单元，所述地基框架由多个框架单体(1)拼接构成，地基框架通过压板和预埋的螺纹柱固定在地面上，所述发射台单元包括通过多个升降支腿(2)安装在地基框架上的台体(3)，台体(3)设有导流孔(31)，台体(3)在导流孔(31)的外围安装有与飞行器支撑点对应的多个支承臂(4)，台体(3)的下侧与导流孔(31)对应的位置设有安装在地基框架上的导流器(5)，所述摆杆单元包括通过两个轴承座(6)安装在地基框架上的转轴(7)，转轴(7)上固定有桁架式的摆杆(8)，转轴(7)的一端设有旋转驱动装置。2.根据权利要求1所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述支承臂(4)包括支臂体(41)和作动筒(42)，支臂体(41)的下端通过第一销轴(43)与固定在台体(3)上的第一支座(44)铰接，作动筒(42)包括筒体(421)，筒体(421)的下端通过第二销轴(45)与固定在台体(3)上的第二支座(46)铰接，筒体(421)中设有活塞(422)，活塞(422)同轴固定有伸出筒体(421)上端的活塞杆(423)，活塞杆(423)通过第三销轴(47)与固定在支臂体(41)上的第三支座(48)铰接，筒体(421)中在活塞(422)的下侧设有橡胶减震器(424)，橡胶减震器(424)设有通气孔(4241)，通气孔(4241)连接有充放气通道，活塞(422)上侧的筒体(421)中设有套在活塞杆(423)上的复位弹簧(425)。3.根据权利要求2所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述橡胶减震器(424)包括橡胶体(4242)，橡胶体(4242)的外壁上设有上下间隔分布的环形凹槽(4243)，环形凹槽(4243)的槽口宽度大于槽底宽度，橡胶体(4242)中设有在上下方向上与环形凹槽(4243)交替分布的支撑环(4244)，支撑环(4244)的外缘厚度小于内缘厚度。4.根据权利要求3所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述活塞杆(423)上设有与其滑动配合的套管(4231)，套管(4231)的外壁上设有挡环(4232)，所述复位弹簧(425)设有两个，上侧复位弹簧(425)的上下端对应顶压在筒体(421)和挡环(4232)上，下侧复位弹簧(425)的上下端对应顶压在挡环(4232)和活塞(422)上。5.根据权利要求4所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述支臂体(41)的下半部为贯通的空腔结构，空腔中设有与两侧壁固定连接的限位挡板(411)，所述第一支座(44)设有与限位挡板(411)配合的限位挡块(441)，支臂体(41)竖起到位后，所述限位挡板(411)与限位挡块(441)相抵；支臂体(41)的顶部设有支承台(412)，支承台(412)上通过螺栓固定有支承板(413)，支承板(413)上通过螺纹孔旋转有支承飞行器的拉杆垫(49)，拉杆垫(49)设有安装防风拉杆的光孔(491)。6.根据权利要求5所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述筒体(421)包括缸筒(4211)以及通过螺纹对应旋装在缸筒(4211)上下端的上筒帽(4212)和下筒帽(4213)，下筒帽(4213)与缸筒(4211)之间设有密封圈，下筒帽(4213)的底部设有与第二支座(46)铰接的下支耳(4214)，所述活塞杆(423)穿过上筒帽(4212)并使两者滑动配合，活塞杆(423)的端部设有与第三支座(48)铰接的上支耳(4233)。7.根据权利要求6所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述下支耳(4214)上设有安装第二销轴(45)的轴孔(4215)，轴孔(4215)的内壁上设有与通气孔(4241)连通的第一气道(4216)，第二销轴(45)在与第一气道(4216)对应的位置沿周向设有环形气槽(451)，环形气槽(451)两侧的第二销轴(45)上分别通过密封槽(452)安装有密封圈，第二销轴(45)的一端安装有充气头(453)，充气头(453)通过设置在第二销轴(45)中的第二气道(454)与环形
气槽(451)连通，所述充放气通道是指由第一气道(4216)、环形气槽(451)、第二气道(454)和充气头(453)依次连通构成的通道。8.根据权利要求1所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述升降支腿(2)包括固定连接的立柱(21)和蜗轮蜗杆升降机(22)，立柱(21)的下端通过球头与固定在地基框架上的球窝(23)连接，蜗轮蜗杆升降机(22)与设置在台体(3)上的转接架(32)固定连接；所述导流器(5)包括屋顶状的导流主体(51)，导流主体(51)的两端设有导流档板(52)，导流主体(51)和导流档板(52)的底部设有与地基框架固定连接的安装座(53)。9.根据权利要求1所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述台体(3)上安装有起飞触点支架(9)，起飞触点支架(9)包括下端固定在台体(3)上的套管(91)，套管(91)中设有支撑杆(92)，套管(91)上通过螺纹孔旋装有锁紧支撑杆(92)的手柄(911)，支撑杆(92)的上端固定有支撑板(93)，支撑板(93)上通过两个螺钉固定有调节板(94)，螺钉处于调节板(94)的长圆孔(941)中，调节板(94)上固定有托盘(95)。10.根据权利要求1所述的一种飞行器发射系统，其特征在于，所述旋转驱动装置包括同轴固定在转轴(7)上的齿轮(71)，齿轮(71)的下侧啮合有齿条(72)，齿条(72)与固定在地基框架上的驱动油缸(73)铰接，齿条(72)的下侧设有安装在地基框架上的滚筒(74)；转轴(7)上还固定有限位板(75)，限位板(75)上设有正转到位限位孔和反转到位限位孔，限位板(75)处于固定在地基框架上的两个支架板(76)之间，支架板(76)上安装有与正转到位限位孔和反转到位限位孔配合的旋钮柱塞(77)；所述摆杆(8)的上半部连接有两条牵拉钢丝绳(81)，牵拉钢丝绳(81)的下端与地基框架固定连接。

技术总结
本发明涉及一种飞行器发射系统，包括地基框架以及设置在地基框架上的发射台单元和摆杆单元，地基框架由多个框架单体拼接构成，地基框架通过压板和预埋的螺纹柱固定在地面上，发射台单元包括通过多个升降支腿安装在地基框架上的台体，台体设有导流孔，台体在导流孔的外围安装有与飞行器支撑点对应的多个支承臂，台体的下侧与导流孔对应的位置设有安装在地基框架上的导流器，摆杆单元包括通过两个轴承座安装在地基框架上的转轴，转轴上固定有桁架式的摆杆，转轴的一端设有旋转驱动装置。其具有结构简单、拆装方便、机动性好、实用性强的优点。优点。优点。


技术研发人员：冯超 连青林 吴梦强 任晓伟 徐铮 张国栋 王飞 张波 刘海波
受保护的技术使用者：北京航天发射技术研究所
技术研发日：2022.11.18
技术公布日：2023/4/17