一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构的制作方法

本实用新型涉及飞行物的发射，特别涉及一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构。

背景技术：

现在军用、民用飞行物繁多，最为广泛使用的为社会所称的飞行物。飞行物发射方式主要由:手抛式发射方式、火箭助推发射方式、弹射起飞发射方式、机载投放发射、车载发射等。火箭助推发射方式在中小型飞行物的起飞发射中应用广泛，是一种常见的飞行物发射方式,飞行物通过火箭助推发射起飞升空后，助推火箭会被扔掉，然后飞行物在发动机的作用下完成飞行任务。火箭助推起飞发射方式推力范围比较大，能够适应飞行物发射要求，此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了飞行物的使用范围,而且其成本比较低，有较好的经济性。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种能更好的对飞行物进行固定同时方便发射的飞行物固定结构。

为了实现上述目的，本申请采用的技术方案是一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构，包括：

机架，上述机架设置于飞行物发射装置的底座上，该机架用于支撑和固定飞行物；

前端支架，上述前端支架设置于机架前端并与机架铰接使前端支架在前后方向上可转动；

磁铁件，上述磁铁件设置于机架上，上述前端支架上一部分与磁铁件吸附，用于使前端支架保持支撑和固定飞行物的状态。

通过设置上述的磁铁件，在待发射状态下，可以有较好的吸附力，保持前端支架对飞行物的支撑，同时发射时，克服上述吸附力后，也不会造成其余的部件损耗，可以反复使用，操作方便、可靠。

进一步地是，上述磁铁件设置于机架前端用于对前端支架转动进行限位的位置上；上述前端支架上端为支撑飞行物的支撑部，该前端支架下端为用于与上述磁铁件吸附的、位于磁铁件后方的吸合部，上述前端支架在机架上的铰接位置位于支撑部和吸合部之间前端支架上。

这样使磁铁件不仅可以作为对前端支架向一侧转动的有条件限位(该条件即未克服磁铁的吸引力)，也相对的对前端支架向另一侧转动的绝对限位，防止前端支架向另一侧翻转，保障前端支架对飞行物的可靠支撑。

进一步地是，上述的飞行物固定结构还包括用于套装在飞行物上的定位环，上述定位环与上述前端支架的支撑部适配。

进一步地是，上述支撑部为凹槽，该凹槽包括沿前挡条和后挡条，上述前挡条的长度＞后挡条的长度。

进一步地是，上述定位环两侧设置有与凹槽适配的凸起，用于限位在上述凹槽中待飞行物发送时脱离该凹槽。

进一步地是，上述机架包括左梁与右梁，上述左梁和右梁之间设置有横梁，上述前端支架的吸合部与横梁之间通过拉簧连接。

进一步地是，上述前端支架上包括支杆和销轴，上述支杆上设置有沿该支杆长度方向分布的孔，上述机架上设置有通孔与支杆上分布的孔对应，上述支杆通过贯穿机架上的通孔和支杆上分布的孔的销轴铰接在机架上。

进一步地是，上述机架前端设置有固定板，上述磁铁件固定于该固定板的后侧。

进一步地是，上述磁铁件为永久磁铁。

进一步地是，上述磁铁件为电磁铁。

本实用新型还提供了一种飞行物发射装置的角度调节机构，用于对飞行物发射角度进行调节，该角度调节机构包括：

控制部，上述控制部设置活动件，上述活动件用于设置在飞行物发射装置的底座上并与飞行物发射装置的底座滑动连接；

调节杆，上述调节杆底端与活动件铰接，该调节杆为伸缩杆；

机架，上述机架的前端与调节杆铰接，该机架的后端用于与飞行物发射装置的底座铰接。

通过设置上述的控制部、调节杆，使机架相对于飞行物发射装置的底座具有两档的角度调节，即通过控制部的前后滑动对机架的仰角进行调节，在此基础上，通过对调节杆的长度进行变化、伸缩，进一步进行调节，即在此基础上可以实现对机架仰角的进行大幅调节后还可以进行微调，使机架角度调节方便、精确。

进一步地是，上述调节杆包括外杆和内杆，上述内杆和外杆上均排布有对应的通孔，上述内杆套装于外杆内。

进一步地是，本火箭固定结构还包括用于插入上述通孔的销键，上述销键上设置有用于销钉穿设的穿孔，用于销键插入通孔后使销钉穿设在穿孔内锁住销键；上述内杆和外杆超外的端头均设置上述通孔；上述内杆通过上述销键与活动件铰接，上述外杆通过上述销键与机架铰接；或者，上述外杆通过上述销键与活动件铰接，上述内杆通过上述销键与机架铰接。

进一步地是，上述控制部设置有丝杆，上述丝杆两端通过轴承可转动的设置于飞行物发射装置的底座上，上述活动件套装于丝杆上并与该丝杆螺纹配合，用于使活动件在丝杆转动时沿丝杆轴向移动。这样通过采用丝杠传动的方式对活动件进行控制，方便、可靠，实现接近于无极调节的功能。

进一步地是，上述活动件两侧沿丝杆径向方向延伸有滑动件，该滑动件用于支撑于飞行物发射装置的底座上并与该底座滑动连接。

进一步地是，上述丝杆的端头设置有手轮，上述手轮轴心与丝杆同轴，该手轮与丝杆传动连接，用于转动上述丝杆。

进一步地是，上述手轮上沿周向方向排布有手轮定位孔，上述手轮定位孔可拆卸式的穿设有手柄。

进一步地是，上述飞行物发射装置的底座上设置有与上述手轮定位孔对应的底座定位孔，用于使插销或螺栓贯穿手轮定位孔和底座定位孔使手轮固定。

本实用新型还提供了一种用于飞行物发射装置的火箭固定结构，用于设置在飞行物发射装置上固定火箭助推装置，上述火箭固定结构包括：

后端支撑座，上述后端支撑座连接于飞行物发射装置的机架上，该后端支撑座用于支撑火箭尾部和飞行物的舱段；

拔叉机构，上述拔叉机构设置于飞行物发射装置的机架上，该拔叉机构包括支撑杆和用于连接在飞行物发射装置的机架上的基座；上述支撑杆的一端与基座活动连接，另一端用于支撑火箭中段或首端；

顶杆组件，上述顶杆组件包括连接座，上述连接座的一端与火箭首段连接，上述连接座的另一端可拆卸式的连接有顶杆，上述顶杆用于与飞行物抵接，这里的抵接可以是在飞行物上设置对应的凹槽，顶杆顶在凹槽内即可。

将火箭定位在后端支撑座上，再将拔叉机构调节至适当位置使其支撑杆顶住火箭中段或首端，这样后端拖住火箭，前端或中段通过支撑杆支撑火箭并与基座活动连接，增强火箭支架对火箭支撑的稳定性。

进一步地是，上述拔叉机构的基座上设置有连接支撑杆的拉簧，用于火箭发射时收缩使支撑杆从支撑火箭的拉伸状态转为不干涉火箭的收缩状态。

进一步地是，上述支撑杆用于支撑火箭中段或首端的端头为弧形槽，该弧形槽用于与火箭中段或首端底侧抵接，并且对火箭进行限位，即限制火箭的径向方向的移动。

进一步地是，上述基座上设置有支架，上述支架与基座铰接用于使支架可在前后方向上进行摆动，上述支撑杆下端与支架固定连接，上述支撑杆上端用于与飞行物抵接。

进一步地是，上述支架上设置有螺纹套管，上述支撑杆为与螺纹套管适配的螺杆，上述支撑杆套装与该螺纹套管内。这样以方便对支撑杆进行伸缩，调节对火箭支撑的长度，锁紧支撑杆可以采用在支撑杆外套装锁紧螺母，同时再支撑杆的上端设置于火箭中段或首端适配的弧形槽，也对支撑杆的转动进行了限位。

进一步地是，上述后端支撑座包括支撑部和设置于支撑部两侧的安装部，上述安装部用于与飞行物发射装置的机架连接，上述支撑部包括用于支撑火箭尾部的下部和用于支撑飞行物的舱段的上部。

进一步地是，上述支撑部为环状结构，上述下部为环状结构的内环底侧，上述上部为环状结构的外环上侧。

进一步地是，上述连接座上设置有插槽，上述顶杆插入该插槽内与该插槽适配。

进一步地是，上述顶杆上设置有外螺纹，上述插槽内设置有内螺纹，上述顶杆与插槽螺纹连接。

进一步地是，上述顶杆组件的顶杆与飞行物抵接的一端为球缺体或半球体。

本实用新型还提供了一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构，包括：

机架，上述机架设置于飞行物发射装置的底座上，该机架用于支撑和固定飞行物；

前端支架，上述前端支架设置于机架前端并与机架铰接使前端支架在前后方向上可转动；

其中，在上述前端支架上，位于前端支架与机架铰接处下方的前端支架部分设置有第一销孔，上述机架对应该第一销孔的位置设置有第二销孔；

上述飞行物固定结构还包括剪切销，上述剪切销贯穿设在第一销孔和第二销孔内。

通过采用剪切销，这样只需要通过在前端支架与机架上通过剪切销的连接，就能保障飞行物能在可靠的推力下发射，结构简单、操作方便。

进一步地是，上述剪切销为中间直径细，两端粗的轴体。

进一步地是，上述机架前端固定的设置有相对的左支撑板和右支撑板，上述前端支架通过销轴可转动的设置于左支撑板和右支撑板之间，实现前端支架与机架的铰接。

进一步地是，上述前端支架的上端为支撑部，上述飞行物固定结构还包括用于套装在飞行物上的定位环，上述定位环与上述前端支架的支撑部适配；上述前端支架的下端为剪切部，上述第一销孔设置于该剪切部上。

进一步地是，上述定位环为开环结构。

进一步地是，上述支撑部为凹槽，该凹槽包括沿前挡条和后挡条，上述前挡条的长度＞后挡条的长度。

进一步地是，上述定位环两侧设置有与凹槽适配的凸起，用于限位在上述凹槽中待飞行物发送时脱离该凹槽。

进一步地是，上述机架包括左梁与右梁，上述左梁和右梁之间设置有横梁，上述前端支架的剪切部与横梁之间通过拉簧连接。

进一步地是，上述前端支架上包括支杆和销轴，上述支杆上设置有沿该支杆长度方向分布的孔，上述机架上设置有通孔与支杆上分布的孔对应，上述支杆通过贯穿机架上的通孔和支杆上分布的孔的销轴铰接在机架上。

进一步地是，上述机架的后端上设置有尾端支撑板，该尾端支撑板朝向飞行物的一侧设置有用于对飞行物尾部进行限位和支撑的卡槽。

本实用新型提供了一种用于飞行物的火箭助推发射架，包括底座和机架；

上述机架设置于飞行物发射装置的底座上，该机架用于支撑和固定飞行物；

上述底座上设置有支撑该底座的、竖向设置的支脚组件；

上述支脚组件包括：

轴套，该轴套与底座固定连接；

丝杆，该丝杆套装于轴套内并与轴套螺纹连接形成丝杠传动。

通过设置上述的底座，通过上述丝杆的转动，对飞行物发射装置先进行整体的高度调整，然后安装就位，采用丝杠传动调节高度，操作方便，结构简单可靠。

进一步地是，上述火箭助推发射架包括至少三个支脚组件，上述丝杆下端设置有用于支撑丝杆的支撑盘，上述支撑盘与丝杆固定连接或丝杆与支撑盘为一体结构。

通过上述的支撑盘，在对丝杆调节完毕后，将飞行物发射装置整体安放到位，因为支撑盘与地面的摩擦作用，使不用在丝杆上设置专门的锁紧部件即可对丝杆的转动进行锁紧，防止底座在安装就位后下降。

进一步的是，上述支撑盘上开设有地脚螺栓安装孔，用于通过打入地脚螺栓或加设配重使底座固定。

进一步地是，上述支撑盘下侧板面设置有防滑纹。

进一步地是，上述支撑板上排布有通孔；或者，上述支撑板下侧板面排布有盲孔。

进一步地是，上述丝杆上端设置有手轮。

进一步地是，上述机架后端与底座铰接，上述底座前端通过角度调节机构支撑上述机架，用于调节机架相对于底座夹角。

进一步地是，上述底座为矩形框架结构，上述轴套分别设置于矩形框架结构的四个对角位置内侧。

进一步地是，上述底座下侧设置有滚轮。

进一步地是，上述滚轮远离底座中心的一侧最外端与底座边沿平齐，用于使上述火箭助推发射架能以侧向为底的放置于水平面。

进一步地是，上述底座下侧设置有滚轮安装板，上述滚轮上端与该安装板下侧固定连接；上述安装板外侧边沿与滚轮外侧最外端平齐。

这样是为了方便对火箭助推发射架整体进行侧放，使其能侧向的平稳的放置在水平面上，方便对丝杆进行调节。

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型做进一步的说明。本实用新型附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显。或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

构成本实用新型的一部分的附图用来辅助对本实用新型的理解，附图中所提供的内容及其在本实用新型中有关的说明可用于解释本实用新型，但不构成对本实用新型的不当限定。

在附图中：

图1为用于说明本用于飞行物的火箭助推发射架的前斜视示意图；

图2为用于说明图1中a处的局部放大示意图；

图3为用于说明图1中b处的局部放大示意图；

图4为用于说明本用于飞行物的火箭助推发射架的侧视示意图；

图5为用于说明图4中c处的局部放大示意图；

图6为用于说明本用于飞行物的火箭助推发射架的后斜视示意图；

图7为用于说明本用于飞行物的火箭助推发射架的采用剪切销时的机架示意图；

图8为用于说明本用于飞行物的火箭助推发射架的安装无人机后的示意图；

图中标记：火箭100、后端支撑座110、支撑座主体111、支撑部的下部111a、支撑部的上部111b、安装部112、拔叉机构120、支撑杆121、基座122、弧形槽123、支架124、螺纹套管125、顶杆组件130、连接座131、顶杆132、连接在飞行物下侧的连接板140、控制部210、活动件211、第一丝杆212、手轮定位孔213、手柄214、调节杆220、外杆221、内杆222、销键223、销钉224、机架300、左梁301、右梁302、横梁303、固定板304、左支撑板305a、右支撑板305b、前端支架310、支撑部311、前挡条311a、后挡条311b、吸合部312、支杆313、销轴314、剪切部315、磁铁件320、定位环330、凸起331、剪切销340、尾端支撑板350、底座400、底座定位孔401、轴套410、第二丝杆420、支撑盘430、地脚螺栓安装孔431。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型进行清楚、完整的说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本实用新型。在结合附图对本实用新型进行说明前，需要特别指出的是：

本实用新型中在包括下述说明在内的各部分中所提供的技术方案和技术特征，在不冲突的情况下，这些技术方案和技术特征可以相互组合。

此外，下述说明中涉及到的本实用新型的实施例通常仅是本实用新型一分部的实施例，而不是全部的实施例。因此，基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本实用新型保护的范围。

关于本实用新型中术语和单位。本实用新型的说明书和权利要求书及有关的部分中的术语“包括”以及它的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

如图1-8，一种用于飞行物发射装置的火箭固定结构，用于设置在飞行物发射装置上固定火箭助推装置，上述飞行物可以为火箭、无人机等，下述所称的飞行物在本实施方式中均为无人机。本火箭固定结构包括：

后端支撑座110，上述后端支撑座110连接于飞行物发射装置的机架300上，该后端支撑座110用于支撑火箭尾部和飞行物的舱段；

拔叉机构120，上述拔叉机构120设置于飞行物发射装置的机架300上，该拔叉机构120包括支撑杆121和用于连接在飞行物发射装置的机架300上的基座122；上述支撑杆121的一端与基座122活动连接，另一端用于支撑火箭中段或首端；

顶杆组件130，上述顶杆132组件包括连接座131，上述连接座131的一端与火箭首端连接，上述连接座131的另一端可拆卸式的连接有顶杆132，上述顶杆132用于与飞行物抵接。

上述拔叉机构120的基座122上设置有连接支撑杆121的拉簧，用于火箭发射时收缩使支撑杆121从支撑火箭的拉伸状态转为不干涉火箭的收缩状态。通过拉簧给火箭支架124一个轴向的推力，减小涵道启动后飞行物振动对飞行物与火箭之间夹角的影响。这里的支撑杆121与火箭下侧之间形成一个夹角(钝角或直角，基座122与支撑杆121之间形成直角或锐角，该两个夹角互为补角)，该夹角使拉簧处于拉伸状态，即通过设置拉簧，使支撑杆121一直受到拉簧的拉力，在振动的时候，保持支撑杆121一直处于与火箭的接触状态，而不发生过大的跳动。设置拉簧后，实现上述的方式的支撑杆121支撑火箭，可以在火箭上设置凸出的轴肩，支撑杆121抵接在该火箭的轴肩上。

上述支撑杆121用于支撑火箭中段或首端的端头为弧形槽123，该弧形槽123用于与火箭中段或首端底侧抵接，并且对火箭进行限位，即限制火箭的径向方向的移动。

上述基座122上设置有支架124，上述支架124与基座122铰接用于使支架124可在前后方向上进行摆动，上述支撑杆121下端与支架124固定连接，上述支撑杆121上端用于与飞行物抵接。这里的支架124即作为支撑杆121在基座122上的转轴，通过转动该支架124，使支撑杆121进行摆动。

上述支架124上设置有螺纹套管125，上述支撑杆121为与螺纹套管125适配的螺杆，上述支撑杆121套装与该螺纹套管125内。这样以方便对支撑杆121进行伸缩，调节对火箭支撑的长度，锁紧支撑杆121可以采用在支撑杆121外套装锁紧螺母，同时再支撑杆121的上端设置于火箭中段或首端适配的弧形槽123，也对支撑杆121的转动进行了限位。

上述后端支撑座110包括支撑座主体111和设置于支撑座主体111两侧的安装部112，上述安装部112用于与飞行物发射装置的机架300连接，上述支撑座主体111包括用于支撑火箭尾部的下部111a和用于支撑飞行物的舱段的上部111b。通过设置一个部件即后端支撑座110对火箭和飞行物进行支撑，以使结构更加紧凑。

上述支撑座主体111为环状结构，上述下部111a为环状结构的内环底侧，上述上部111b为环状结构的外环上侧，上述上侧为与飞行物的舱段下侧适配的弧形结构。

上述连接座131上设置有插槽，上述顶杆132插入该插槽内与该插槽适配。上述顶杆132上设置有外螺纹，上述插槽内设置有内螺纹，上述顶杆132与插槽螺纹连接。这样也是为了方便对顶杆132可进行长度调节，进行伸缩，锁紧采用锁紧螺母锁紧即可。

上述顶杆132组件的顶杆132与飞行物抵接的一端为球缺体或半球体。飞行物下侧设置一连接板140，连接板140上侧与飞行物连接，下侧上设置一个圆台形凹槽。顶杆132与飞行物抵接的一端就顶在该圆台形凹槽内。

具体设置时，后端支撑座110支撑火箭尾部和飞行物舱段，顶杆132端部顶在飞行物上的圆台形凹槽内，拔叉机构120可以局部调节长度以适应火箭的位置，为火箭提供一定的支撑力。后端支撑座110与顶杆132端部可限定飞行物及火箭安装位置，保证飞行物轴线与火箭轴线满足所需的夹角。

装配火箭时，火箭卡在后端支撑座110的凹槽内，然后将拔叉机构120调节至适当位置使其卡在火箭的轴肩上，拔叉机构120和先将火箭后端支撑座110可暂时将火箭支撑住，待飞行物安装限定位置上后，转动顶杆132，直至顶杆132端部完全定在飞行物上的圆台形凹槽内，然后拧紧六角螺母将顶杆132锁住。再调节拔叉机构120的支撑杆121长度，使支撑杆121卡在火箭的轴肩上，通过拉簧给支撑杆121一个轴向的推力。设置上述的拔叉机构120，增强支撑杆121对火箭支撑的稳定性，减小涵道启动后飞行物振动对飞行物与火箭之间夹角的影响。火箭点火后向前推转支撑杆121，支撑杆121连接的支架124与基座122之间连有拉簧，保证起飞时支撑杆121顺利向前推倒，避免支撑杆121与运动的火箭发生干涉。支架124到达极限位置时，设置限位螺栓进行限位。此时弹簧依然处于拉伸状态，能够将支架124拉在极限位置处。这里的限位螺栓即设置在基座122上，对支架124的摆动幅度进行限位。

本火箭固定结构结构简单，容易加工，整体重量轻。根据火箭形状，将火箭头部、尾端和中部均进行限制，自由度为零，可靠性高。火箭发射出后，支撑杆121被弹簧牢牢拉住，避免与火箭发生干涉。

本实施方式中还提供了一种飞行物发射装置的角度调节机构，用于对飞行物发射角度进行调节，该角度调节机构包括：

控制部210，上述控制部210设置活动件211，上述活动件211用于设置在飞行物发射装置的底座400上并与飞行物发射装置的底座400滑动连接；

调节杆220，上述调节杆220底端与活动件211铰接，该调节杆220为伸缩杆；

机架300，上述机架300的前端与调节杆220铰接，该机架300的后端用于与飞行物发射装置的底座400铰接。

通过设置上述的控制部210、调节杆220，使机架300相对于飞行物发射装置的底座400具有两档的角度调节，即通过控制部210的前后滑动对机架300的仰角进行调节，在此基础上，通过对调节杆220的长度进行变化、伸缩，进一步进行调节，即在此基础上可以实现对机架300仰角的进行大幅调节后还可以进行微调，使机架300角度调节方便、精确。

上述调节杆220包括外杆221和内杆222，上述内杆222和外杆221上均排布有对应的通孔，上述内杆222套装于外杆221内。本火箭固定结构还包括用于插入上述通孔的销键223，上述销键223上设置有用于销钉224穿设的穿孔，用于销键223插入通孔后使销钉224穿设在穿孔内锁住销键223；上述内杆222和外杆221超外的端头均设置上述通孔；上述内杆222通过上述销键223与活动件211铰接，上述外杆221通过上述销键223与机架300铰接；或者，上述外杆221通过上述销键223与活动件211铰接，上述内杆222通过上述销键223与机架300铰接。通过外杆221、内杆222上排布通孔，对调节杆220的长度实现简洁、方便的长度调节。

上述控制部210设置有第一丝杆212，上述第一丝杆212两端通过轴承可转动的设置于飞行物发射装置的底座400上，上述活动件211套装于第一丝杆212上并与该第一丝杆212螺纹配合，用于使活动件211在第一丝杆212转动时沿第一丝杆212轴向移动。这样通过采用丝杠传动的方式对活动件211进行控制，方便、可靠，实现接近于无极调节的功能。上述活动件211两侧沿第一丝杆212径向方向延伸有滑动件，该滑动件用于支撑于飞行物发射装置的底座400上并与该底座400滑动连接。这样也使得对活动件211进行周向限位。

上述第一丝杆212的端头设置有手轮，上述手轮轴心与第一丝杆212同轴，该手轮与第一丝杆212传动连接，用于转动上述第一丝杆212。上述手轮上沿周向方向排布有手轮定位孔213，上述手轮定位孔213可拆卸式的穿设有手柄214。手柄214通过螺栓与手轮定位孔213连接。上述飞行物发射装置的底座400上设置有与上述手轮定位孔213对应的底座定位孔401，用于使插销或螺栓贯穿手轮定位孔213和底座定位孔401使手轮固定。

即本角度调节机构包括二级调节部分，第一部分为连接在底座400上的主要由第一丝杆212和活动件211组成的丝杠螺母机构，通过手轮转动第一丝杆212，可以改变活动件211及调节杆220在底座400上的前后位置，手轮与底座400上含有定位孔，以限定撑杆的位置。第二部分为方形套筒的伸缩杆机构即主要由外杆221和内杆222组成的调节杆220，调节杆220可通过两个定位销进行长度固定。整个调节结构可满足发射角5°～35°，分辨率≤1°的要求。这样的角度调节机构结构简单，丝杠有成熟的货架产品,容易加工，整体重量轻。可根据发射角度的要求进行精细调节。

本实施方式中还提供了一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构，包括：

机架300，上述机架300设置于飞行物发射装置的底座400上，该机架300用于支撑和固定飞行物；

前端支架310，上述前端支架310设置于机架300前端并与机架300铰接使前端支架310在前后方向上可转动；

磁铁件320，上述磁铁件320设置于机架300上，上述前端支架310上一部分与磁铁件320吸附，用于使前端支架310保持支撑和固定飞行物的状态。

这样设置上述的磁铁件320，在待发射状态下，可以有较好的吸附力，保持前端支架310对飞行物的支撑，同时发射时，克服上述吸附力后，也不会造成其余的部件损耗，可以反复使用，操作方便、可靠。

上述磁铁件320设置于机架300前端用于对前端支架310转动进行限位的位置上；上述前端支架310上端为支撑飞行物的支撑部311，该前端支架310下端为用于与上述磁铁件320吸附的、位于磁铁件320后方的吸合部312，上述前端支架310在机架300上的铰接位置位于支撑部311和吸合部312之间前端支架310上。这样使磁铁件320不仅可以作为对前端支架310向一侧转动的有条件限位(该条件即未克服磁铁的吸引力)，也相对的对前端支架310向另一侧转动的绝对限位，防止前端支架310向另一侧翻转，保障前端支架310对飞行物的可靠支撑。

上述的飞行物固定结构还包括用于套装在飞行物上的定位环330，上述定位环330与上述前端支架310的支撑部311适配，以方便飞行物与前端支架310的可拆卸式连接。

上述支撑部311为凹槽，该凹槽包括沿前挡条311a和后挡条311b，上述前挡条311a的长度＞后挡条311b的长度，保障飞行物在发射时能充分的推动前端支架310翻转。上述定位环330两侧设置有与凹槽适配的凸起331，用于限位在上述凹槽中待飞行物发送时脱离该凹槽。

上述机架300包括左梁301与右梁302，上述左梁301和右梁302之间设置有横梁303，上述前端支架310的吸合部312与横梁303之间通过拉簧连接，这样以保障前端支架310在被飞行物推动后，不会恢复到待发射状态位置而干涉飞行物及火箭。

上述前端支架310上包括支杆313和销轴314，上述支杆313上设置有沿该支杆313长度方向分布的孔，上述机架300上设置有通孔与支杆313上分布的孔对应，上述支杆313通过贯穿机架300上的通孔和支杆313上分布的孔的销轴314铰接在机架300上。上述机架300前端设置有固定板304，上述磁铁件320固定于该固定板304的后侧。

这里从操作的方便上、经济成本上考虑，优选的将磁铁建设置为永久磁铁，尽量简化结构。当然，还有一种方式，可以将磁铁件320设置为电磁铁，采用电磁铁，通过操作可以在火箭启动后断电，保证断开，使对火箭的启动发射更可靠。上述机架300的后端上设置有尾端支撑板350，该尾端支撑板350朝向飞行物的一侧设置有用于对飞行物尾部进行限位和支撑的卡槽。

这样飞行物前端由前端支架310上的两个凹槽双点支撑，后端舱段由后端支撑座110支撑，尾端可设置尾端支撑板350限位。后端支撑座110和尾端支撑板350分别用螺栓固定在机架300上，磁铁件320在火箭推力作用下会与前端支架310的吸合部312快速分离，从而使销轴314转动，飞行物飞出。

整个飞行物前后位置被限定，在启动涵道后，飞行物前端由凹槽进行限位，避免飞行物向前窜动。飞行物起飞时向前，火箭点火后推转前端支架310，前端支架310与发射架之间连有拉簧，避免磁铁将前端支架310重新吸回，保证起飞时前端支架310顺利向前推倒，避免前端支架310与运动的飞行物发生干涉。

除了上述的采用磁铁件320作为对前端支架310进行有限限位的部件外，还有一种实施方式，即另一种用于飞行物发射装置的飞行物固定结构，包括：

机架300，上述机架300设置于飞行物发射装置的底座400上，该机架300用于支撑和固定飞行物；

前端支架310，上述前端支架310设置于机架300前端并与机架300铰接使前端支架310在前后方向上可转动；

其中，在上述前端支架310上，位于前端支架310与机架300铰接处下方的前端支架310部分设置有第一销孔，上述机架300对应该第一销孔的位置设置有第二销孔；

上述飞行物固定结构还包括剪切销340，上述剪切销340贯穿设在第一销孔和第二销孔内。

通过采用剪切销340，这样只需要通过在前端支架310与机架300上通过剪切销340的连接，就能保障飞行物能在可靠的推力下发射，结构简单、操作方便。剪切销340在火箭推力作用下会被冲断(从中间薄弱处断裂)，从而使销轴314转动，飞行物飞出。

上述剪切销340为中间直径细，两端粗的轴体。上述机架300前端固定的设置有相对的左支撑板305a和右支撑板305b，上述前端支架310通过销轴314可转动的设置于左支撑板305a和右支撑板305b之间，实现前端支架310与机架300的铰接，通过左支撑板305a和右支撑板305b的设置，提高剪切销340的布置位置范围。

上述前端支架310的上端为支撑部311，上述飞行物固定结构还包括用于套装在飞行物上的定位环330，上述定位环330与上述前端支架310的支撑部311适配；上述前端支架310的下端为剪切部315，上述第一销孔设置于该剪切部315上。本实施方式中的定位环330可以为开环结构，也可以设置为上述的环形结构。

上述支撑部311为凹槽，该凹槽包括沿前挡条311a和后挡条311b，上述前挡条311a的长度＞后挡条311b的长度。上述定位环330两侧设置有与凹槽适配的凸起331，用于限位在上述凹槽中待飞行物发送时脱离该凹槽。

上述机架300包括左梁301与右梁302，上述左梁301和右梁302之间设置有横梁303，上述前端支架310的剪切部315与横梁303之间通过拉簧连接。上述前端支架310上包括支杆313和销轴314，上述支杆313上设置有沿该支杆313长度方向分布的孔，上述机架300上设置有通孔与支杆313上分布的孔对应，上述支杆313通过贯穿机架300上的通孔和支杆313上分布的孔的销轴314铰接在机架300上。上述机架300的后端上设置有尾端支撑板350，该尾端支撑板350朝向飞行物的一侧设置有用于对飞行物尾部进行限位和支撑的卡槽。

综上实施方式，不仅可以得到一种飞行物的火箭助推发射架，在本实施方式中，还提供了一种可以调整高度的用于飞行物的火箭助推发射架，包括底座400和机架300；

上述机架300设置于飞行物发射装置的底座400上，该机架300用于支撑和固定飞行物；

上述底座400上设置有支撑该底座400的、竖向设置的支脚组件；

上述支脚组件包括：

轴套410，该轴套410与底座400固定连接；

第二丝杆420，该第二丝杆420套装于轴套410内并与轴套410螺纹连接形成丝杠传动。

通过设置上述的底座400，通过上述第二丝杆420的转动，对飞行物发射装置先进行整体的高度调整，然后安装就位，采用丝杠传动调节高度，操作方便，结构简单可靠。

上述火箭助推发射架包括四个支脚组件，本实施方式的底座400采用矩形框架，即上述轴套410分别设置于矩形框架结构的四个对角位置内侧。

上述第二丝杆420下端设置有用于支撑第二丝杆420的支撑盘430，上述支撑盘430与第二丝杆420固定连接或第二丝杆420与支撑盘430为一体结构。通过上述的支撑盘430，在对第二丝杆420调节完毕后，将飞行物发射装置整体安放到位，因为支撑盘430与地面的摩擦作用，使不用在第二丝杆420上设置专门的锁紧部件即可对第二丝杆420的转动进行锁紧，防止底座400在安装就位后下降。

上述支撑盘430上开设有地脚螺栓安装孔431。优选的，上述支撑盘430下侧板面设置有防滑纹。除了设置防滑纹以外，上述支撑板上还可以排布有通孔；或者，上述支撑板下侧板面排布有盲孔，以提高对地面的摩擦力。

上述第二丝杆420上端设置有手轮，方便对第二丝杆420在火箭助推发射架前进行转动，以调整底座400高度。上述机架300后端与底座400铰接，上述底座400前端通过角度调节机构支撑上述机架300，用于调节机架300相对于底座400夹角。

上述底座400下侧设置有滚轮。上述滚轮远离底座400中心的一侧最外端与底座400边沿平齐，用于使上述火箭助推发射架能以侧向为底的放置于水平面。上述底座400下侧设置有滚轮安装板，优选的为可拆卸式连接，如螺栓连接、卡槽嵌入式连接等，上述滚轮上端与该安装板下侧固定连接；上述安装板外侧边沿与滚轮外侧最外端平齐。这样是为了方便对火箭助推发射架整体进行侧放，使其能侧向的平稳的放置在水平面上，方便对第二丝杆420进行调节。

底座400形成为矩形框架结构，四角设置有丝杠和可拆卸滚轮。底座400离地高度可通过在100～500mm内调节，通过手轮可分别转动四角的丝杠，以达到调平功能。丝杠的底部均设置有支撑盘430，每个支撑盘430上开设有四个地脚螺栓安装孔431，可通过打地脚螺栓或加设配重来增强底座400的稳定性。

本用于飞行物的火箭助推发射架结构简单，容易加工，整体重量轻，大部分为金属件，可靠性高。带滚轮、具有调平功能；具有地脚螺栓安装孔431；发射角：5°～35°，分辨率≤1°。

以上对本实用新型的有关内容进行了说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本实用新型。基于本实用新型的上述内容，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本实用新型保护的范围。

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