CN107289822A - 一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，包括支臂、外翼、后盖、中空状主动轴、中空状从动轴以及扭杆，从动轴按线性阵列布置于外翼上，主动轴和从动轴上均设有齿轮，主动轴与支臂连接，从动轴外侧面与外翼连接，相邻两个齿轮互相啮合，扭杆分别套装于主动轴、从动轴内，扭杆的一端分别与主动轴、从动轴连接，扭杆的另一端与后盖连接，后盖安装于外翼上；使用本发明的导弹翼面折叠机构，当导弹放置于发射筒或发射架上，由于导弹受约束产生的约束力转换为弹性势能，并分配于多条扭杆中储存，当导弹翼面折叠机构展开时，扭杆内储存的弹性势能再集中释放，增大了导弹翼面折叠机构整体的展开扭矩，使弹翼可靠展开，确保导弹以高速正常飞行。

Description

一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构

技术领域

本发明涉及军事装备技术领域，尤其涉及一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构。

背景技术

导弹是依靠自身动力装置推进，由制导系统引导、控制其飞行弹道，将战斗部导向并摧毁目标的武器，属于精确制导武器，具有射程远、速度快、精度高、威力大等特点，目前，世界各国均非常重视发展导弹技术，导弹的质量和外形尺寸反映了导弹的制造技术水平，随着导弹技术的发展，为了减小导弹外形尺寸，折叠弹翼在导弹中广泛应用，这种折叠弹翼能够缩小导弹发射筒的横向尺寸，为发射筒和导弹朝着一体化的方向发展创造了条件，折叠弹翼的工作原理是当导弹处于发射筒内或发射架上时，使弹翼的一部分或全部进行折叠，并加以约束，而当导弹飞离发射筒或发射架后，弹翼的折叠部分即迅速接触约束，自动展开到预定位置上，并要求具有承受足够动、静载荷的能力，以确保导弹的正常飞行，现有技术中，导弹折叠弹翼常应用于地对空导弹、空对空导弹等多种类型的导弹上，一般使用单根扭杆作为扭转弹性部件，当导弹约束在发射筒或发射架上时，扭杆将导弹的约束力转换为扭转弹性势能储存于扭杆内，待导弹飞离发射筒或发射架时，弹性势能释放，从而使弹翼自动展开，以地对空导弹为例，由于弹体出筒速度较小，折叠弹翼随着导弹飞行出筒后的展开过程中所受的气动阻力较小，折叠弹翼一般使用单根扭杆即可保证弹翼在规定的时间内展开，然而，若是将这种折叠弹翼用于空对空导弹时，由于空对空导弹的飞行速度很高，导弹发射后所受到的气流阻力很大，仅仅依靠一根扭杆储存的弹性势能无法克服气流阻力使弹翼可靠地展开，若要增大扭杆所能储存的弹性势能的容量，则需要增大扭杆的直径和长度，体积的增大不利于扭杆的安装，并使扭杆的刚度降低，当扭杆扭转达到或超过极限角度时，则会造成扭杆的破坏断裂。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构。

本发明提供了一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，包括支臂、外翼、后盖、中空状主动轴、中空状从动轴以及扭杆，所述从动轴按线性阵列布置于所述外翼上，所述主动轴和从动轴上均设有齿轮，所述主动轴与所述支臂连接，所述从动轴外侧面与所述外翼连接，相邻两个齿轮互相啮合，所述扭杆分别套装于主动轴、从动轴内，扭杆的一端分别与主动轴、从动轴连接，扭杆的另一端与后盖连接，后盖安装于所述外翼上。

所述扭杆两端分别设有矩形夹持头。

所述夹持头使用紧定螺钉将所述夹持头固定于所述主动轴或从动轴的外周面上。

所述齿轮套装于所述主动轴或从动轴上，所述齿轮使用紧定螺钉将所述齿轮固定于所述主动轴或从动轴的外周面上。

所述齿轮与所述主动轴或从动轴是一体结构。

所述导弹翼面折叠机构还包括锁定装置。

所述锁定装置包括套筒、限位销、弹簧、限位筒，套筒固定安装于所述支臂内，限位筒安装于所述支臂的侧面，限位销套装于限位筒内，弹簧的一端与套筒连接，弹簧的另一端与限位销连接。

所述导弹翼面折叠机构还包括衬套，该衬套分别套装于所述主动轴或从动轴上，并分别使用紧定螺钉将衬套固定于与所述齿轮相接近的位置。

所述扭杆数量是4条。

本发明的有益效果在于：

采用本发明所提供的具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，包括支臂、外翼、后盖、中空状主动轴、中空状从动轴以及扭杆，所述从动轴按线性阵列布置于所述外翼上，所述主动轴和从动轴上均设有齿轮，所述主动轴与所述支臂连接，所述从动轴外侧面与所述外翼连接，相邻两个齿轮互相啮合，所述扭杆分别套装于主动轴、从动轴内，扭杆的一端分别与主动轴、从动轴连接，扭杆的另一端与后盖连接，后盖安装于所述外翼上；使用本发明的技术方案，在保持导弹翼面折叠机构外形尺寸有限的情况下，增加了导弹翼面折叠机构内部的极限扭矩，当导弹放置于发射筒或发射架上，由于导弹受约束产生的约束力转换为弹性势能，并分配于多条扭杆中储存，当导弹翼面折叠机构展开时，扭杆内储存的弹性势能再集中释放，增大了导弹翼面折叠机构整体的展开扭矩，使弹翼足以克服导弹发射后所承受的气流阻力而可靠地展开，确保导弹以高速正常飞行，而本发明结构紧凑，安装简单，成本低廉，可靠性高。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明主视图的剖面视图；

图3是本发明锁定装置的结构示意图；

图4是本发明沿扭杆径向剖切的结构示意图；

图5是本发明扭杆的结构示意图。

图中：1-支臂，2-外翼，3-后盖，4-主动轴，5-从动轴，6-扭杆，7-齿轮，8-锁定装置，9-套筒，10-限位销，11-弹簧，12-限位筒，13-传动轴，61-夹持头。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的技术方案作进一步说明，但所要求的保护范围并不局限于所述；

本发明提供了一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，如图1、图2、图4所示，包括支臂1、外翼2、后盖3、中空状主动轴4、中空状从动轴5以及扭杆6，从动轴5按线性阵列布置于外翼2上，主动轴4和从动轴5上均设有齿轮7，主动轴4与支臂1连接，从动轴5外侧面与外翼2连接，相邻两个齿轮7互相啮合，扭杆6分别套装于主动轴4、从动轴5内，扭杆6的一端分别与主动轴4、从动轴5连接，扭杆6的另一端与后盖3连接，后盖3安装于外翼2上。使用本发明的技术方案，支臂1安装于导弹弹体上，扭杆优选使用弹簧钢材料制造，具有较好的韧性，能够储存较多的弹性势能，在保持导弹翼面折叠机构外形尺寸有限的情况下，增加了导弹翼面折叠机构内部的极限扭矩，当导弹放置于发射筒或发射架上，由于导弹受约束产生的约束力转换为弹性势能，并分配于多条扭杆中储存，当导弹翼面折叠机构展开时，扭杆内储存的弹性势能再集中释放，增大了导弹翼面折叠机构整体的展开扭矩，使弹翼足以克服导弹发射后所承受的气流阻力而可靠地展开，确保导弹以高速正常飞行，而本发明结构紧凑，安装简单，成本低廉，可靠性高。

如图5所示，扭杆6两端分别设有矩形夹持头61。使用本发明的技术方案，优选扭杆6安装在折叠翼内部，其中一个夹持头61使用圆柱销与主动轴或从动轴固定连接，另一个夹持头61可随外翼的转动而扭转，夹持头61优选为矩形，尤其是正方形时，有利于加工制造，方便安装，并使扭杆扭转时，扭杆的外周面所承受的扭力较为均匀地分布在扭杆的圆周面上，延长了扭杆的使用寿命。

夹持头61使用紧定螺钉将夹持头61固定于主动轴4或从动轴5的外周面上。使用本发明的技术方案，夹持头61优选为矩形，尤其是正方形时，有利于加工制造，方便安装，并使扭杆扭转时，扭杆的外周面所承受的扭力较为均匀地分布在扭杆的圆周面上，延长了扭杆的使用寿命，另一方面，使用紧定螺钉将夹持头61固定于主动轴4或从动轴5的外周面上，当弹体翼面展开时，紧定螺钉对夹持头61的紧固力有限，使储存在扭杆中的弹性势能能够充分而完全地释放出来，以克服弹体外翼展开时所遇到的气流阻力。

齿轮7套装于主动轴4或从动轴5上，齿轮7使用紧定螺钉将齿轮7固定于主动轴4或从动轴5的外周面上。使用本发明的技术方案，当支臂相对外翼转动时，主动轴随之转动，主动轴的转动通过齿轮传动副传递至从动轴上，齿轮传动副的传动比优选为1，由于扭杆的一端分别与主动轴和从动轴固定连接，扭杆的另一端与后盖连接，后盖上的矩形孔迫使扭杆无法转动，这样，主动轴和从动轴的转动迫使扭杆扭转，扭杆本身具有弹性，因而迫使主动轴上的扭力转换为弹性势能并通过齿轮传递至各个扭杆上储存，此外，齿轮7也可使用弹性材料制造，齿轮7可配置为多对，使一部分扭转弹性势能储存于齿轮中，齿轮7中的弹性势能释放时，由于齿轮7的分度圆直径大于扭杆的外径，其所释放出的弹性势能在相同条件下力矩更大，有利于使弹体外翼展开时克服所遇到的气流阻力。

齿轮7与主动轴4或从动轴5是一体结构。使用本发明的技术方案，齿轮7与主动轴4或从动轴5可以是一体结构，便于制造，降低了生产成本，另一方面，也使齿轮7中储存一部分扭转弹性势能，此外，主动轴与从动轴之间还可根据需要设置传动轴18，传动轴18上也设有齿轮，该齿轮分别与主动轴、从动轴上的齿轮相啮合，增加了主动轴与从动轴之间的间距，避免了从动轴与支臂之间的干涉，传动轴18起到传动作用，避免了扭杆安装时暴露出折叠翼面，结构更紧凑，而齿轮传动的效率一般为97％，提高了本装置的机械效率。

进一步地，由于扭杆和齿轮7均使用弹性材料制造，当扭杆或齿轮7在扭转运动时，扭杆和齿轮7均能吸收部分噪音，使导弹发射时具有较好的隐蔽性。

导弹翼面折叠机构还包括锁定装置8。使用本发明提供的技术方案，当外翼转动到位时，即会在锁定装置8的作用下被锁定，从而达到储存扭转弹性势能的目的。

锁定装置8包括套筒9、限位销10、弹簧11、限位筒12，套筒9固定安装于支臂1内，限位筒12安装于支臂1的侧面，限位销10套装于限位筒12内，弹簧11的一端与套筒9连接，弹簧11的另一端与限位销10连接。使用本发明提供的技术方案，锁定装置8可设置为一个至多个，优选锁定装置8设置为两个，分别设置在支臂的两侧，如图3所示，当锁定装置8设置为两个时，既可以设置为独立的两个锁定装置8，也可以设置为如图3所示的结构形式，限位销10分为两个，并以公母头的形式互相配合，即共用一个限位筒12，当外翼转动到位时，弹簧将限位销分别从支臂的两侧面顶出，从而锁定外翼，达到储存扭转弹性势能的目的，限位销10的端面设有导向倒角，使限位销10便于被弹簧顶出或缩回。

导弹翼面折叠机构还包括衬套，该衬套分别套装于主动轴4或从动轴5上，并分别使用紧定螺钉将衬套固定于与齿轮7相接近的位置。使用本发明的技术方案，衬套可根据实际情况选用，衬套的主要作用是使安装拆卸更加方便，以及使主动轴、从动轴的安装更方便，避免在装配过程中产生干涉。

扭杆6数量是4条。使用本发明的技术方案，当导弹放置于发射筒或发射架上，由于导弹受约束产生的约束力转换为弹性势能，并分配于多条扭杆中储存，若扭杆数量较多，则增加了本装置的结构外形，不利于安装，并增加了导弹弹体质量，不利于导弹高速飞行，因此，优选扭杆6数量是4条，既安装轻便，使导弹受约束产生的约束力能够较为均匀地转换为弹性势能，并使本装置的结构紧凑，避免体积过大而影响导弹弹体高速飞行。

Claims (9)

1.一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：包括支臂(1)、外翼(2)、后盖(3)、中空状主动轴(4)、中空状从动轴(5)以及扭杆(6)，所述从动轴(5)按线性阵列布置于所述外翼(2)上，所述主动轴(4)和从动轴(5)上均设有齿轮(7)，所述主动轴(4)与所述支臂(1)连接，所述从动轴(5)外侧面与所述外翼(2)连接，相邻两个齿轮(7)互相啮合，所述扭杆(6)分别套装于主动轴(4)、从动轴(5)内，扭杆(6)的一端分别与主动轴(4)、从动轴(5)连接，扭杆(6)的另一端与后盖(3)连接，后盖(3)安装于所述外翼(2)上。

2.如权利要求1所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述扭杆(6)两端分别设有矩形夹持头(61)。

3.如权利要求2所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述夹持头(61)使用紧定螺钉将所述夹持头(61)固定于所述主动轴(4)或从动轴(5)的外周面上。

4.如权利要求1所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述齿轮(7)套装于所述主动轴(4)或从动轴(5)上，所述齿轮(7)使用紧定螺钉将所述齿轮(7)固定于所述主动轴(4)或从动轴(5)的外周面上。

5.如权利要求1所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述齿轮(7)与所述主动轴(4)或从动轴(5)是一体结构。

6.如权利要求1所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述导弹翼面折叠机构还包括锁定装置(8)。

7.如权利要求6所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述锁定装置(8)包括套筒(9)、限位销(10)、弹簧(11)、限位筒(12)，套筒(9)固定安装于所述支臂(1)内，限位筒(12)安装于所述支臂(1)的侧面，限位销(10)套装于限位筒(12)内，弹簧(11)的一端与套筒(9)连接，弹簧(11)的另一端与限位销(10)连接。

8.如权利要求1所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述导弹翼面折叠机构还包括衬套，该衬套分别套装于所述主动轴(4)或从动轴(5)上，并分别使用紧定螺钉将衬套固定于与所述齿轮(7)相接近的位置。

9.如权利要求1至9任一项所述的一种具有多排扭杆的导弹翼面折叠机构，其特征在于：所述扭杆(6)数量是4条。