CN103389010A - 尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹 - Google Patents

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Abstract

一种尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹，其尾段包括耳座套筒(1)、翼片(2)、压扭弹簧(3)、耳销轴(5)、尾喷管(6)、弹簧挡板(8)、挡风板(9)、翼片箍环(10)，在耳座套筒(1)的前耳和翼片(2)的前耳处设置有一个锲形块(4)，锲形块(4)装在耳销轴(5)上，锲形块(4)在压弹簧(7)弹簧压力作用下将翼片(2)的前根耳锲紧在耳座套筒(1)的前耳座中，使翼片(2)的前根耳得到独立固定；翼片(2)在展开状态时，翼片(2)的前根耳和后根耳的一侧都有一个小平台分别与耳座套筒(1)的前后耳座同侧的小平台相贴合；本发明有效地解决了122增程火箭弹掉弹的问题。

Description

尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹
技术领域
本发明属于火箭弹技术领域，特别涉及一种尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹。
背景技术
火箭弹在飞行过程中常发生中途掉弹事故，尤其是122增程火箭弹，经过分析，尾段上出现的问题最大，火箭弹增程后，尾段上的翼片风载荷增大，原有的结构原理已经不适应大增程速度的飞行，主要出现在两方面不足。
通常情况，翼片展开后在尾架体的槽中固定，翼片有载荷时，是由耳销轴和耳槽共同承载，由于尾架体结构空间的限制，翼片展开的转轴大小受到限制，火箭弹提高飞行速度后，翼片载荷增大，耳销轴是受力的薄弱环节，耳销轴由于强度不够而失效，导致掉弹，使得同规格火箭弹的增程受到限制。
通常的情况，翼片展开后在尾架体上固定采用过定位的方式，零件在加工过程中总是有误差的，这样翼片难以无间隙固定，总是存在间隙的，误差小的小间隙，误差大的大间隙，翼片在高速飞行中会在这种间隙中出现颤抖，这种颤抖达到了翼片连接系统的固有频率时，翼片出现共振而失效，导致掉弹。
发明内容
本发明的目的就是为了克服上述背景技术的不足，解决由于耳销轴强度不够而失效，导致掉弹，以及翼片在高速飞行中出现颤抖，这种颤抖达到了翼片的达到翼片连接系统固有频率时，翼片出现共振而失效，导致掉弹的问题，从而提供一种尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹。
本发明所涉及的一种尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹，其尾段包括耳座套筒1、翼片2、压扭弹簧3、耳销轴5、尾喷管6、弹簧挡板8、挡风板9、翼片箍环10，在耳座套筒1的前耳和翼片2的前耳处设置有一个锲形块4，锲形块4装在耳销轴5上，锲形块4在耳销轴5可滑动，锲形块4在压弹簧7弹簧压力作用下将翼片2的前根耳锲紧在耳座套筒1的前耳座中，使其翼片2的前根耳得到独立固定；翼片2的前根耳和后根耳在耳座套筒1的前后耳座中独立地被锲紧；翼片2在展开状态时，翼片2的前根耳和后根耳的一侧都有一个小平台分别与耳座套筒1的前后耳座同侧的小平台相贴合。
本发明所涉及的尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹，有效地解决了由于耳销轴强度不够而失效，导致掉弹，和翼片在高速飞行中出现颤抖达到翼片连接系统固有频率时，翼片出现共振而失效，导致掉弹的问题。
附图说明
图1本发明实施例的尾段展开状态结构示意图
图2图1的A-A剖面图
图3本发明实施例的尾段折叠状态结构示意图
图4图3的B-B剖面图
图5翼片与耳座套筒连接示意图
图6图5的立体示意图；
上述图中：1耳座套筒 2翼片 3压扭弹簧 4锲形块 5耳销轴 6尾喷管 7压弹簧 8弹簧挡板 9挡风板 10翼片箍环。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明如下：
实施例
本实施例为本发明的尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的122增程火箭弹在某基地的试验实例。
图1至图6为本实施例所涉及的尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹的实施例的结构示意图，耳座套筒1套装在尾喷管6上，耳座套筒1前后端均与尾喷管6固定连接；耳座套筒1沿周向平均分布有N组耳座，本实施例为6组，每组耳座由前耳座和后耳座组成，每组耳座在套筒的轴向方向有一个同心孔，该孔与套筒轴线成一个斜置角，该角度不大于1度，耳座成锲形状，便于翼片根耳在其中能紧固；翼片2可以是直翼片和弧形翼片，本实施例是直翼片，翼片2有两个根耳，根耳也是锲形状，与耳座套筒1的耳座相匹配。
耳销轴5穿过耳座套筒1的耳座和翼片2的根耳，将翼片2和耳座套筒1连接，耳销轴5与翼片2的前耳是螺纹固定连接，耳销轴5在耳座套筒1的前耳座和后耳座孔中可转动和前后滑动，压扭弹簧3穿在耳销轴5上，前端顶在耳座套筒1的前耳座上，后端顶在翼片2的后耳根上，靠弹簧的压力将翼片2压在耳座套筒1的后耳中，将翼片2的后根耳锲紧固定。压扭弹簧3的中间U形靠在翼片2上，两端伸出的弹簧丝靠在耳座套筒1外圆上，这样使翼片2有张开的扭力矩。
锲形块4和压弹簧7装在耳销轴5上，锲形块4在耳销轴5可滑动，弹簧挡板8与耳销轴5螺纹连接，挡在压弹簧7的端面，压弹簧7顶在锲形块4的端面，锲形块4在弹簧压力作用下将翼片2的前根耳锲紧在耳座套筒1的前耳座中，使其翼片2的前根耳得到固定。翼片2的前根耳和后根耳在耳座套筒1的前后耳座中独立地被锲紧，没有因为相关零件的加工误差而影响固定的问题，因此翼片2固定后，加工误差存在不会造成翼片2固定后有左右晃动间隙，这样就解决了火箭弹在高速飞行中，左右交替风载荷使翼片在耳座中颤抖运动问题，从而避免了该问题激发翼片共振而使飞行失败。
翼片2在展开状态时，如图2，翼片2的前根耳和后根耳的一侧都有一个小平台分别与耳座套筒1的前后耳座同侧的小平台相贴合。正是由于这个小平台的作用，使得翼片上风载荷不论是左或右，都只能传到耳座套筒1耳座上，翼片2的力传不到耳销轴5上，这样就解决了火箭弹在飞行过程中耳销轴5常被折弯而使飞行失败的事故。
翼片2要折叠时，用工具将锲形块4钩着，克服压弹簧7的压力，从耳座套筒1前耳座中拔出，拔到翼片2前根耳的端面，同时用手向前耳方向推动翼片2，压缩压扭弹簧3，直到翼片2移出耳座套筒1的前后耳座，此时翼片2可绕耳座套筒1的前后耳座孔转动，将翼片2转到靠近耳座套筒1的外圆上，套上翼片箍环10，这样翼片2就成折叠状态。
解脱翼片箍环10时，翼片2在压扭弹簧3的扭力作用下张开，同时翼片2后根耳在扭弹簧3的推力下锲入耳座套筒1的后耳座中，锲形块4在压弹簧7的作用下锲入耳座套筒1的前耳座中，这样翼片2就成展开状态。
挡风板9点焊在耳座套筒1上，在弹簧的一侧，目的是尽量减少翼片与翼片之间的风漏，翼片在展开时有摩擦力带动锲形块4向挡风板侧9有翻转的趋势，因此在锲形块4边上的挡风板9可阻挡锲形块4向挡风板侧的翻转，防止锲形块4因翻转而不能锲入槽中。
上述实施例的火箭弹经过2012年4月在某基地发射试验，试验结果证明，射程接近50公里均未出现中途掉弹事故。本发明有效地解决了现有122增程由于耳销轴强度不够而失效，导致掉弹，和翼片在高速飞行中出现颤抖达到翼片连接系统固有频率时，翼片出现共振而失效，导致掉弹的问题。

Claims (1)

1.一种尾段为翼片无间隙固定及耳销轴不受力的火箭弹，其尾段包括耳座套筒(1)、翼片(2)、压扭弹簧(3)、耳销轴(5)、尾喷管(6)、弹簧挡板(8)、挡风板(9)、翼片箍环(10)，其特征是：在耳座套筒(1)的前耳和翼片(2)的前耳处设置有一个锲形块(4)，锲形块(4)装在耳销轴(5)上，锲形块(4)在耳销轴(5)中可滑动，锲形块(4)在压弹簧(7)弹簧压力作用下将翼片(2)的前根耳锲紧在耳座套筒(1)的前耳座中，使翼片(2)的前根耳得到独立固定；翼片(2)的前根耳和后根耳在耳座套筒(1)的前后耳座中独立地被锲紧；翼片(2)在展开状态时，翼片(2)的前根耳和后根耳的一侧都有一个小平台分别与耳座套筒(1)的前后耳座同侧的小平台相贴合。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104897009A (zh) * 2015-05-04 2015-09-09 晋西工业集团有限责任公司 一种耐烧蚀夹层复结构尾翼
CN107270780A (zh) * 2017-06-29 2017-10-20 中国工程物理研究院电子工程研究所 一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB742841A (en) * 1953-04-17 1956-01-04 Hans Otto Donner Improvements in or relating to mortar projectiles provided with glide fins
GB1213505A (en) * 1967-09-11 1970-11-25 Oerlikon Buehrle Ag Missile with brake flaps
US3946969A (en) * 1974-07-30 1976-03-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Folding tail fins
US6880780B1 (en) * 2003-03-17 2005-04-19 General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. Cover ejection and fin deployment system for a gun-launched projectile
CN201895770U (zh) * 2010-09-29 2011-07-13 贵州航天控制技术有限公司 一种用于飞行器翼面的制锁解锁机构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB742841A (en) * 1953-04-17 1956-01-04 Hans Otto Donner Improvements in or relating to mortar projectiles provided with glide fins
GB1213505A (en) * 1967-09-11 1970-11-25 Oerlikon Buehrle Ag Missile with brake flaps
US3588004A (en) * 1967-09-11 1971-06-28 Oerlikon Buehrle Ag Missile with brake flaps
US3946969A (en) * 1974-07-30 1976-03-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Folding tail fins
US6880780B1 (en) * 2003-03-17 2005-04-19 General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. Cover ejection and fin deployment system for a gun-launched projectile
CN201895770U (zh) * 2010-09-29 2011-07-13 贵州航天控制技术有限公司 一种用于飞行器翼面的制锁解锁机构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104897009A (zh) * 2015-05-04 2015-09-09 晋西工业集团有限责任公司 一种耐烧蚀夹层复结构尾翼
CN107270780A (zh) * 2017-06-29 2017-10-20 中国工程物理研究院电子工程研究所 一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置

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