1.本发明属于航空结构设计领域，特别涉及一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法。
背景技术：
2.火箭助推发射型无人机，在助推火箭的作用下，可在很短的时间内获得起飞速度和一定的飞行高度，然后火箭自行脱落，无人机在发动机的作用下继续飞行。根据火箭助推器推力线与机身纵轴的相对位置，可分为夹角式和共轴式两种。对于采用夹角式助推方式的无人机，通过传统的火箭助推结构安装助推火箭，由于火箭助推结构为一体式结构等不可调结构，夹角式助推方式推力线控制与调整比较复杂，导致助推火箭调整效率低，增加装配周期。
3.因此，有必要提供一种适用于无人机的可调节火箭助推结构，在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的基础上，实现推力线的微调。
技术实现要素：
4.本发明的技术解决问题是：针对夹角式助推方式推力线调整需求，提出一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，该方案在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。
5.本发明提供的技术方案如下：
6.第一方面，一种适用于无人机的可调节火箭助推结构，包括推力线左调整支座、主推力支座、推力线上调整支座、推力线右调整支座、推力线转接接头、火箭助推销锥座、和三套具有长度可调节功能的螺纹调整连杆组件；
7.所述推力线调整杆支座、、和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接，火箭助推销锥座的后端通过推力线转接接头与主推力支座连接，前端通过三套螺纹调整连杆组件分别与推力线左调整杆支座、推力线上调整支座和推力线右调整支座连接。
8.第二方面，一种适用于无人机的可调节火箭助推方法，采用第一方面所述的可调节火箭助推结构，包括如下步骤：
9.将可调节火箭助推结构的推力线调整杆支座和主推力支座与机身框连接，火箭助推销锥座与助推火箭连接；
10.测量火箭助推器推力线的角度，
11.若不满足要求，旋转螺纹调整杆，调整螺纹调整连杆组件的长度，直至火箭助推器推力线的角度满足要求；优选火箭助推器推力线的角度满足要求后，通过穿设保险丝实施状态固定。
12.根据本发明提供的一种适用于无人机的可调节火箭助推结构及方法，具有以下有益效果：
13.本发明是一种适用于无人机的可调节火箭助推结构方案，该方案通过推力线调整支座、主推力支座、推力线转接接头及螺纹调整连杆组件的设计，与现有的火箭助推连接结构方案相比，能够在满足强度和刚度要求的基础上，具有装配可调节功能，在考虑成型装配误差的条件下，实现推力线的微调。
附图说明
14.图1为本发明提供的一种适用于无人机的可调节火箭助推结构示意图。
15.附图标号说明
16.1-推力线左调整支座；2-主推力支座；3-推力线上调整支座；4-推力线右调整支座；5-推力线转接接头；6-火箭助推销锥座；7-衬套；8-轴承；9-左旋杆端关节轴承连杆；10-螺纹调整杆；11-右旋杆端关节轴承连杆。
具体实施方式
17.下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
18.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
19.本发明提供了一种适用于无人机的可调节火箭助推结构，如图1所述，包括推力线左调整支座1、主推力支座2、推力线上调整支座3、推力线右调整支座4、推力线转接接头5、火箭助推销锥座6和三套具有长度可调节功能的螺纹调整连杆组件；所述推力线调整杆支座(1、3、4)和主推力支座2与机身框连接；所述火箭助推销锥座6的后端与助推火箭连接，前端通过推力线转接接头5与主推力支座2连接，通过三套螺纹调整连杆组件分别与推力线左调整杆支座1、推力线上调整支座3和推力线右调整支座4连接。
20.在一种优选的实施方式中，所述推力线上调整支座3位于主推力支座2的正上方，所述推力线左调整支座1和推力线右调整支座4分别位于主推力支座2的两侧。优选地，所述推力线上调整支座3和推力线左调整支座1和推力线右调整支座4的分布形成等腰三角形。
21.在一种优选的实施方式中，所述螺纹调整连杆组件包括左旋杆端关节轴承连杆9、中空螺纹调整杆10、右旋杆端关节轴承连杆11，所述左旋杆端关节轴承连杆9的一端与推力线调整杆支座(1、3、4)连接，另一端与螺纹调整杆10螺纹连接；所述右旋杆端关节轴承连杆11一端与火箭助推销锥座6连接，另一端与螺纹调整杆10螺纹连接，通过旋转螺纹调整杆10可以调整螺纹调整连杆组件的长度，实现推力线的微调。
22.在一种优选的实施方式中，所述推力线转接接头5的一端为单耳结构，主推力支座2上加工有双耳结构，通过穿过单耳和双耳的紧固件实现推力线转接接头5与主推力支座2的连接；推力线转接接头5的另一端插入火箭助推销锥座6中，通过紧固件与火箭助推销锥座6固定连接。
23.所述左旋杆端关节轴承连杆9的非螺纹端为单耳结构，所述推力线调整杆支座(1、3、4)上加工有双耳结构，通过穿过单耳和双耳的紧固件实现连接；所述右旋杆端关节轴承连杆11的非螺纹端为单耳结构，所述火箭助推销锥座6上加工有双耳结构，通过穿过单耳和
双耳的紧固件实现连接。
24.在一种优选的实施方式中，所述左旋杆端关节轴承连杆9、右旋杆端关节轴承连杆11和推力线转接接头5的单耳结构内安装有轴承8，轴承8与单耳结构过盈配合。
25.在一种优选的实施方式中，螺纹调整连杆组件的一端通过保险丝固定左旋杆端关节轴承连杆9和螺纹调整杆10实现防松，另一端通过保险丝固定螺纹调整杆10和右旋杆端关节轴承连杆11实现防松。
26.在一种优选的实施方式中，推力线左调整杆支座1、推力支座2、推力线上调整支座3、推力线右调整支座4、火箭助推销锥座6的耳片内均镶嵌衬套7，所述衬套与螺纹调整连杆组件以及推力线转接接头5上的关节轴承配合，用于适应成型装配带来方向误差。
27.本发明提供了一种适用于无人机的可调节火箭助推方法，其特征在于，采用第一方面所述的可调节火箭助推结构，包括如下步骤：
28.将可调节火箭助推结构的推力线调整杆支座(1、3、4)和主推力支座2与机身框连接，火箭助推销锥座6与助推火箭连接；
29.测量火箭助推器推力线的角度，
30.若不满足要求，旋转螺纹调整杆10，调整螺纹调整连杆组件的长度，直至火箭助推器推力线的角度满足要求；优选火箭助推器推力线的角度满足要求后，通过穿设保险丝实施状态固定。
31.以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
32.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。