CN107121030B - 尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法，该装置包括壳体等，壳体的顶部与连杆的一端连接，连接装置与连杆的另一端连接，密封盒套在连杆上，钢丝螺栓位于密封盒的下方，壳体的底部与螺纹杆的一端之间通过第一连接销连接，第二连接销、四象限夹紧件都位于螺纹杆上，螺纹杆的另一端与锁紧筒连接，夹紧件位于锁紧筒的一侧。本发明能够实现了尾推式弹射器与导弹的连接，而且在发射阶段能够单级瞬间解锁。

Description

尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法

技术领域

本发明涉及一种固弹与解锁装置及方法，具体地，涉及一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法。

背景技术

发射筒内的固弹与解锁装置，又称固弹机构，是导弹发射筒的一个重要组成部分。在导弹运输过程中，固弹机构要保证导弹与发射筒牢牢固定，而在导弹发射过程中，又需要及时解锁，保证导弹的发射分离。目前，固弹机构多采用爆炸螺栓、电信号解锁与回告等传统方式进行固弹，而地空导弹尾推式弹射器(发射筒)具有体积小、弹射过载小、弹射速度高，弹射器本身结构简洁，单车载弹量高，对导弹冲击小，是未来型号中推广的新技术。

这种传统的固弹机构直接运用在尾推式弹射技术存在以下难以克服的缺点与风险：

一、安放空间受限；

由于尾推式弹射器侧壁需要作为弹射过程的导轨使用，空间被尾座行程所覆盖，因此弹射器侧壁不允许安装固弹与解锁装置，只能将固弹机构安装在尾座底部，且需要对尾座与发射筒筒体、导弹与尾座两级进行固定和解锁。

二、结构破坏风险；

由于导弹在弹射器内使用适配器进行弹性支撑，适配器表层的海绵板具有一定压缩量，因此运输过程中导弹在弹射器内能够浮动，固弹与解锁装置需要对其轴向的自由度进行约束，而其他五个自由度不能约束。传统的固弹机构会完全固死六个自由度，当导弹有微小横向位移时，导弹根部处的固弹机构将会产生巨大的局部应力，易于发生破坏，从而失去固弹作用。

因此，给尾推式弹射器对应的固弹机构的设计带来了巨大挑战，必须研发新型的导弹固弹与解锁装置。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法，其能够实现了尾推式弹射器与导弹的连接，而且在发射阶段能够单级瞬间解锁。

根据本发明的一个方面，提供一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，包括壳体、第三连接销、第二匹配板、垫板、第一匹配板、连杆、螺纹杆、锁紧筒、夹紧件、四象限夹紧件、镁带、第一连接销、第二连接销、密封盒、钢丝螺栓、连接装置，壳体的顶部与连杆的一端连接，连接装置与连杆的另一端连接，密封盒套在连杆上，钢丝螺栓位于密封盒的下方，壳体的底部与螺纹杆的一端之间通过第一连接销连接，第二连接销、四象限夹紧件都位于螺纹杆上，螺纹杆的另一端与锁紧筒连接，夹紧件位于锁紧筒的一侧，镁带与夹紧件之间通过第三连接销连接，垫板位于密封盒的底部，第二匹配板、第一匹配板都位于密封盒的侧面。

优选地，所述连接装置的顶部设有螺纹，与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接。

优选地，所述密封盒、第二匹配板、垫板、第一匹配板形成一体化结构。

优选地，所述壳体、第三连接销、连杆、螺纹杆、锁紧筒、夹紧件、四象限夹紧件、镁带、第一连接销、第二连接销都位于一个导弹与发射筒的下腔体。

优选地，所述壳体采用限位面设计。

优选地，所述连杆采用杠杆原理将轴向载荷等比缩小成为横向载荷，并在一根钢丝绳脱落点处进行曲线设计。

优选地，所述镁带的位置处于非中心对称，使镁带中心正对一个燃气发生器任一喷口。

优选地，所述钢丝螺栓由无接头钢丝绳圈和锁紧螺栓组成。

本发明还提供一种推式弹射器单级柔性固弹与解锁方法，其特征在于，包括以下两部分：

第一部分，固弹作用，包括如下步骤：

步骤一，本发明上腔体内的连接装置16与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接，并用销钉固定；

步骤二，本发明下腔体内的结构通过壳体1与发射筒固定在一起；

步骤三，本发明的钢丝螺栓的锁紧螺栓固定在发射筒支撑环结构上，钢丝绳一端预先镶套在锁紧螺栓上，另一端穿过打通的活塞尾座，同时穿过连接装置，挂在连杆上，与连杆、镁带、螺纹杆及螺纹筒共同作用将导弹、活塞尾座、发射筒三者同时固定；

步骤四，通过钢丝绳将发射筒筒体与尾座、导弹与活塞尾座两级变为一级；

步骤五，在导弹运输过程中，若导弹受到自由横向振动时，由于钢丝绳的柔性特点，并不会出现局部应力较大产生破坏的情况，满足导弹小浮动的需求；若导弹受到轴向正向过载时，通过钢丝绳拉紧导弹；若导弹收到轴向负向过载时，发射筒尾部中的活塞尾座使导弹牢牢固弹在尾座上；

第二部分，解锁作用，包括如下步骤：

步骤十一，导弹发射时，下腔体中的燃气发生器将会点火，喷射出高温、高速燃气，导弹收到燃气推力向上运动，经过固弹机构使镁带同时受到一定的拉力作用；

步骤十二，燃气发生器射出的喷流有高压射流，直接将冲刷里作用在镁带上；

步骤十三，下腔体的温度瞬时增加，镁带的力学性能陡然降低；

步骤十四，导弹拉、燃气吹、高温烧三种作用下使镁带瞬间断裂；

步骤十五，钢丝绳的预紧力使连杆转动，钢丝绳立刻脱离连杆，钢丝绳上的力立即为零；

步骤十六，活塞尾座带着导弹向上运动，在发射瞬间本发明完成了解锁。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明能够作为弹射过程的导轨使用，空间被尾座行程所覆盖，因此弹射器侧壁不允许安装本发明，只能将本发明安装在尾座底部；同时，由于导弹在弹射器内使用适配器进行弹性支撑，适配器表层的海绵板具有一定压缩量，运输过程中导弹在弹射器内能够较大位移浮动；最后，可利用尾推式弹射器的燃气发生器对镁带进行快速解锁；因此，本发明非常适用于尾推式弹射器，解决了刚性固弹局部应力过大的难题；本发明将导弹、活塞尾座、发射筒三合一进行连接，消除了弯矩，避免了运输过程中出现的巨大局部应力；本发明采用纯机械方式，无其他外力解锁，不使用爆炸螺栓、电信号解锁与回告等传统方式，节约了爆炸螺栓、解锁回告机构、多组接插件组合、电缆网等部套，整机成本很低。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置的结构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置包括壳体1、第三连接销2、第二匹配板3、垫板4、第一匹配板5、连杆6、螺纹杆7、锁紧筒8、夹紧件9、四象限夹紧件10、镁带11、第一连接销12、第二连接销13、密封盒14、钢丝螺栓15、连接装置16，壳体1的顶部与连杆6的一端连接，连接装置16与连杆6的另一端连接，密封盒14套在连杆6上，钢丝螺栓15位于密封盒14的下方，壳体1的底部与螺纹杆7的一端之间通过第一连接销12连接，第二连接销13、四象限夹紧件10都位于螺纹杆7上，螺纹杆7的另一端与锁紧筒8连接，夹紧件9位于锁紧筒8的一侧，镁带11与夹紧件9之间通过第三连接销2连接，垫板4位于密封盒14的底部，第二匹配板3、第一匹配板5都位于密封盒14的侧面。

为了实现活塞尾座与发射筒筒体、导弹与活塞尾座两级变为一级，进行单级解锁，打通活塞尾座，通过钢丝绳穿过活塞尾座，穿过固弹机构上的连接装置16，与连杆6、镁带11、螺纹杆7及螺纹筒8共同作用将导弹、活塞尾座、发射筒三者同时固定。

发射筒通过活塞尾座分为上腔体与下腔体。首先，连接装置16、密封盒14、第二匹配板3、垫板4、第一匹配板5都位于导弹与发射筒的上腔体。

连接装置16的顶部设有螺纹，这样与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接，并用销钉固定。作用在于提供一种类似定滑轮的装置，使固弹机构的钢丝螺栓15能够作用于导弹上。

密封盒14、第二匹配板3、垫板4、第一匹配板5形成一体化结构，隔绝导弹上下两腔体，作用在于当导弹点火时，避免下腔体的热气通过活塞中间的通孔进入上腔体，影响导弹发射。

其次，壳体1、第三连接销2、连杆6、螺纹杆7、锁紧筒8、夹紧件9、四象限夹紧件10、镁带11、第一连接销12、第二连接销13都位于一个导弹与发射筒的下腔体，这样节约空间。

壳体1为该固弹机构提供支撑结构，并采用限位面设计，作用在于壳体1直接连接在发射筒上，固弹机构全部载荷作用于壳体1，进而固定在发射筒上；并且，限位面的设计可在装配时限定固弹机构连杆6的旋转角度，便于装配。

连杆6采用杠杆原理将轴向载荷等比缩小成为横向载荷，并在一根钢丝绳脱落点处进行曲线设计，作用在于使导弹纵向方向的力转化为横向方向并减小至镁带11可承受可控制的力；并且，落点处的曲线设计可以防止振动环境下钢丝绳掉落，利用预紧力在脱落点拉紧钢丝绳。

镁带11的位置处于非中心对称，使镁带中心正对一个燃气发生器任一喷口。作用在于当燃气发生器点火时，燃气能够第一时间接触镁带，高温燃气使镁带力学性能急速降低，在燃气吹、高温烧、导弹拉共同作用下断裂，使固弹机构能够快速解锁。

螺纹杆7、螺纹筒8和夹紧件9作为固弹机构最底部的结构，用于调节固弹机构横向长度。其中螺纹筒8内部两侧各采用左右螺纹，螺纹杆7与夹紧件9采用普通的右螺纹，作用在于旋转螺纹筒可收紧或放长固弹机构的横向长度，中和钢丝螺栓15的钢丝绳公差及误差。

最后，钢丝螺栓15由无接头钢丝绳圈和锁紧螺栓组成，穿过活塞尾座连接导弹与发射筒的上下腔体。

采用无接头编制的钢丝绳圈，其作用在于使在导弹发射时钢丝绳能够顺利穿过连接装置16。

锁紧螺栓有螺纹，其作用在于，可调节配套的螺母，与锁紧筒作用一样，共同中和钢丝绳长度的公差及误差。

钢丝绳圈生产时直接与锁紧螺栓套环在一起，其作用在于将导弹、活塞尾座柔性收紧在一起，去除弯矩，使其在运输过程中导弹可横向浮动。因此，该柔性固弹机构能够满足导弹小浮动的需求。

本发明推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置安装在导弹与发射筒的尾部，本发明推式弹射器单级柔性固弹与解锁方法包括以下两部分：

第一部分，固弹作用，包括如下步骤：

步骤一，本发明上腔体内的连接装置16与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接，并用销钉固定。

步骤二，本发明下腔体内的结构通过壳体1与发射筒固定在一起。

步骤三，本发明的钢丝螺栓的锁紧螺栓固定在发射筒支撑环结构上，钢丝绳一端预先镶套在锁紧螺栓上，另一端穿过打通的活塞尾座，同时穿过连接装置，挂在连杆上，与连杆、镁带、螺纹杆及螺纹筒共同作用将导弹、活塞尾座、发射筒三者同时固定。

步骤四，通过钢丝绳将发射筒筒体与尾座、导弹与活塞尾座两级变为一级。

步骤五，在导弹运输过程中，若导弹受到自由横向振动时，由于钢丝绳的柔性特点，并不会出现局部应力较大产生破坏的情况，满足导弹小浮动的需求；若导弹受到轴向正向过载时，通过钢丝绳拉紧导弹；若导弹收到轴向负向过载时，发射筒尾部中的活塞尾座使导弹牢牢固弹在尾座上。

第二部分，解锁作用，包括如下步骤：

步骤十一，导弹发射时，下腔体中的燃气发生器将会点火，喷射出高温、高速燃气，导弹收到燃气推力向上运动，经过固弹机构使镁带同时受到一定的拉力作用。

步骤十二，燃气发生器射出的喷流有高压射流，直接将冲刷里作用在镁带上。

步骤十三，下腔体的温度瞬时增加，镁带的力学性能陡然降低。

步骤十四，导弹拉、燃气吹、高温烧三种作用下使镁带瞬间断裂。

步骤十五，钢丝绳的预紧力使连杆转动，钢丝绳立刻脱离连杆，钢丝绳上的力立即为零。

步骤十六，活塞尾座带着导弹向上运动，除了连接装置以外的本发明所有的部件全部留在了发射筒尾部，这样在发射瞬间本发明完成了解锁。

综上所述，该柔性连接方式将导弹、活塞尾座、发射筒三合一进行连接，消除了弯矩，避免了运输过程中出现的巨大局部应力。同时利用镁带的特性对固弹机构进行解锁，发射瞬间导弹、活塞尾座、发射筒瞬间一分三，实现了导弹、活塞尾座、发射筒相互分离。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，包括壳体、第三连接销、第二匹配板、垫板、第一匹配板、连杆、螺纹杆、锁紧筒、夹紧件、四象限夹紧件、镁带、第一连接销、第二连接销、密封盒、钢丝螺栓、连接装置，壳体的顶部与连杆的一端连接，连接装置与连杆的另一端连接，密封盒套在连杆上，钢丝螺栓位于密封盒的下方，壳体的底部与螺纹杆的一端之间通过第一连接销连接，第二连接销、四象限夹紧件都位于螺纹杆上，螺纹杆的另一端与锁紧筒连接，夹紧件位于锁紧筒的一侧，镁带与夹紧件之间通过第三连接销连接，垫板位于密封盒的底部，第二匹配板、第一匹配板都位于密封盒的侧面。

2.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述连接装置的顶部设有螺纹，与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接。

3.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述密封盒、第二匹配板、垫板、第一匹配板形成一体化结构。

4.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述壳体、第三连接销、连杆、螺纹杆、锁紧筒、夹紧件、四象限夹紧件、镁带、第一连接销、第二连接销都位于一个导弹与发射筒的下腔体。

5.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述壳体采用限位面设计。

6.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述连杆采用杠杆原理将轴向载荷等比缩小成为横向载荷，并在一根钢丝绳脱落点处进行曲线设计。

7.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述镁带的位置处于非中心对称位置，使镁带中心正对一个燃气发生器任一喷口。

8.根据权利要求1所述的尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置，其特征在于，所述钢丝螺栓由无接头钢丝绳圈和锁紧螺栓组成。

9.一种尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁方法，其特征在于，包括以下两部分：

第一部分，固弹作用，包括如下步骤：

步骤一，本发明上腔体内的连接装置与一个导弹尾部的螺纹孔进行螺纹连接，并用销钉固定；

步骤二，本发明下腔体内的结构通过壳体与发射筒固定在一起；

步骤三，本发明的钢丝螺栓的锁紧螺栓固定在发射筒支撑环结构上，钢丝绳一端预先镶套在锁紧螺栓上，另一端穿过打通的活塞尾座，同时穿过连接装置，挂在连杆上，与连杆、镁带、螺纹杆及锁紧筒共同作用将导弹、活塞尾座、发射筒三者同时固定；

步骤四，通过钢丝绳将发射筒筒体与活塞尾座、导弹与活塞尾座两级变为一级；

步骤五，在导弹运输过程中，若导弹受到自由横向振动时，由于钢丝绳的柔性特点，并不会出现局部应力较大产生破坏的情况，满足导弹小浮动的需求；若导弹受到轴向正向过载时，通过钢丝绳拉紧导弹；若导弹受到 轴向负向过载时，发射筒尾部中的活塞尾座使导弹牢牢固弹在活塞尾座上；

第二部分，解锁作用，包括如下步骤：

步骤十一，导弹发射时，下腔体中的燃气发生器将会点火，喷射出高温、高速燃气，导弹受到 燃气推力向上运动，经过固弹机构使镁带同时受到一定的拉力作用；

步骤十二，燃气发生器射出的喷流有高压射流，直接将冲刷力作用在镁带上；

步骤十三，下腔体的温度瞬时增加，镁带的力学性能陡然降低；

步骤十四，导弹拉、燃气吹、高温烧三种作用下使镁带瞬间断裂；

步骤十五，钢丝绳的预紧力使连杆转动，钢丝绳立刻脱离连杆，钢丝绳上的力立即为零；

步骤十六，活塞尾座带着导弹向上运动，在发射瞬间本发明完成了解锁。