CN109539901B - 一种大展弦比的舱体外折叠翼系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，包括安装底座、转轴支架、转轴、轴端顶盖、弹簧支架、弹翼、锁定销组件、轴向压缩弹簧、驱动拉伸弹簧、钢丝绳组件。初始状态时使弹翼处于收拢折叠状态，解除约束后，在驱动拉伸弹簧和轴向压缩弹簧作用下实现弹翼的展开功能，通过锁定销组件实现弹翼展开状态的锁定。本发明所述大展弦比的舱体外折叠翼系统克服了现有技术的不足，设计过程参数化，可根据不同武器系统要求进行快速移植，并具备机构简单、锁定可靠、折叠状态的外包络尺寸小、展开状态具有良好的气动外形、机构占用舱体内部空间少、工作过程顺滑无冲击的特点，可以作为机载和地面筒装发射导弹的大展弦比折叠翼组件使用。

Description

一种大展弦比的舱体外折叠翼系统

技术领域

本发明涉及一种新型的大展弦比的舱体外折叠翼系统，特别涉及一种有效降低存储空间和大幅增加武器射程的弹体外弹翼展开系统，可应用于各种采用大展弦比弹翼布局的机载和地面筒装发射的导弹以及相近气动外形的巡飞器、无人机等飞行器使用。

背景技术

为满足现代战争的防区外打击和低附带损伤的作战要求，飞航式导弹的射程和航程要求不断提高，同时武器在载机上挂装时或地面发射时应具有尽量紧凑的结构外形。远射程与小体积的要求，使作战武器越来越多的采用折叠翼的布局形式。

传统折叠翼系统通常采用横向折叠和纵向折叠两种形式。横向折叠方式外包络尺寸受弹翼展长影响，不适用于大展弦比气动布局。纵向折叠方式的结构布置受弹翼弦长影响较大，在舱体上所开的纵向一字型槽或舱体外的扭簧安装座会对结构强度和气动外形产生很大影响，收入舱体的弹翼还大大挤压了舱体内部空间。因此需要研究一种适用于大展弦比的舱体外折叠翼系统。

发明内容

本发明所解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种能够在舱体外展开的大展弦比折叠翼系统，机构组成简单、功能可靠，有效降低了折叠机构对全弹外包络尺寸、气动外形等方面的影响，满足了较小的空间内实现弹翼的紧固安装与大范围瞬时展开运动的灵活性要求。

本发明的技术方案是：一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，包括：安装底座1、转轴支架2、转轴3、轴端顶盖4、前弹簧支架5、后弹簧支架6、弹翼7、舱体8、锁定销组件9、轴向压缩弹簧10、驱动拉伸弹簧11、钢丝绳组件12；

安装底座1固定于舱体8上，转轴支架2固定于安装底座1上；

弹翼7固定于转轴3上；

转轴3安装在转轴支架2上，转轴3能够在转轴支架2上绕轴线旋转，当旋转到一定角度时，转轴3能沿转轴支架2轴向滑动；

转轴3一侧(优选非斜面一侧)安装有轴端顶盖4，轴端顶盖4与转轴支架2间安装有轴向压缩弹簧10；

轴端顶盖4外缘设置有槽，槽内安装有钢丝绳组件12，钢丝绳组件12穿过前弹簧支架5与驱动拉伸弹簧11的一端相连，驱动拉伸弹簧11的另一端固定在后弹簧支架6上，前弹簧支架5与后弹簧支架6均固定于舱体8上；

转轴支架2上安装有锁定销组件9，弹翼7展开到位后，转轴3上设有锥孔用于锁定，锁定销组件9插入转轴3的锥孔内，限制弹翼7运动。

安装底座1为一个三角形带圆弧面的楔形块，用于固定转轴支架2，安装底座1通过螺纹或者焊接可固定于舱体8上。

转轴支架2上设有轴孔，转轴3能够绕轴孔旋转；转轴支架2的轴孔一侧设有轴键滑动面，轴孔内壁设有导向槽，在轴向压缩弹簧10作用下转轴3的轴键紧贴在转轴支架2的轴键滑动面上；导向槽与轴键滑动面交界处设有斜坡，转轴支架2上斜坡的设置使弹翼7展开过程中，轴键能够通过斜坡顺利滑入导向槽，避免弹翼7因转速过快而无法滑入导向槽；导向槽的设置使弹翼7在旋转过程中与舱体8保持一定距离，在旋转到位后再滑入最终位置，避免弹翼7与舱体8发生干涉；转轴支架2轴孔侧壁上设有螺纹孔，用于安装有锁定销组件9。

转轴3侧壁设有突出轴键和锁定孔，用于在弹翼展开过程中对转轴3的限位与锁定；转轴3上的轴键贴在转轴支架2的轴键滑动面上转动；当转轴3上的轴键与转轴支架2的接触面从轴键滑动面过渡到斜坡时，弹翼7在轴向压缩弹簧10的作用下开始沿转轴3的轴向方向运动；转轴3上设有锥孔用于锁定，锁定销组件9插入转轴3的锥孔内，限制弹翼7运动。

轴端顶盖4为一个扇形顶盖，顶盖一侧设有方形键和螺纹孔，通过与转轴3一侧的方形键槽和螺纹配合，使得轴端顶盖4与转轴3固连；轴端顶盖4外侧设有导向槽，使得钢丝绳嵌入导向槽中，以达到限位的作用。

前弹簧支架5、后弹簧支架6固定于舱体8上；前弹簧支架5用于对钢丝绳组件12中的钢丝起限位作用；后弹簧支架6用于固定驱动拉伸弹簧11一端。

弹翼7为对称翼型或非对称翼型，根据具体的升阻特性选择合适的翼型，包括NACA系列。

轴向压缩弹簧10为冷卷压缩弹簧，两端圈并紧并磨平；驱动拉伸弹簧11为半圆钩环LI型冷卷拉伸弹簧。

钢丝绳组件12由钢丝绳和8字型钢丝绳夹头组成，钢丝绳的两端均固定8字型钢丝绳夹头。

锁定销组件9包括锁定销13、锁定销弹簧14、锁定销座15、拔销拉杆16；锁定销13为带有锥度的销钉，销钉非锥度一端设有螺纹孔，拔销拉杆16穿过锁定销座15的内腔与锁定销13的螺纹连接；锁定销弹簧14为冷卷压缩弹簧，锁定销弹簧14置于锁定销座15内腔中，锁定销弹簧14位于锁定销13和拔销拉杆16之间；转轴支架2上开有螺纹孔，锁定销座15通过外螺纹安装在转轴支架2上。

初始状态时，导弹存储于发射筒内，弹翼7收拢折叠处于初始位置并依靠筒壁进行约束，转轴3位于转轴支架2上的初始位置，在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3的导向键顶在转轴支架2的轴键滑动面上，轴向压缩弹簧10处于压缩状态；钢丝绳组件12一端固定于轴端顶盖4上，另一端穿过前弹簧支架5将驱动拉伸弹簧11拉紧。

导弹出筒后，弹翼展开过程中，发射筒对弹翼7的约束解除，驱动拉伸弹簧11通过钢丝绳组件12牵拉轴端顶盖4，带动转轴3转动，转动过程中在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3上的导向键始终顶在转轴支架2轴键滑动面上；当转轴3转过一定角度后，转轴3上的导向键滑入转轴支架2的导向槽内，在轴向压缩弹簧10的作用下导向键滑至导向槽的底部，完成弹翼的展开运动。

末位锁定状态时，在弹翼7展开过程中，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶在转轴3表面，当转轴3旋转并滑动到位后，转轴3上的锁定孔对准锁定销组件9安装位置，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶入转轴3的锁定孔内，实现转轴3的末位锁定。

通过拔销拉杆16能够将锁定销13从锁定孔中拉出，即能够将转轴3解除锁定，重新将弹翼7折叠。

本发明与现有技术相比的技术效果是：

(1)本发明通过选取某一空间向量作为转轴方向，实现了弹翼从纵向折叠状态(相对于传统纵向折叠状态绕纵轴旋转90度)到展开状态的姿态变换，并通过设置一平动副解决了旋转过程中弹翼根部与舱体干涉的问题；

(2)本发明的折叠机构全部设置于舱体内部，机构的转轴直接与翼根相连，舱体上除转轴处和结构安装孔外不用开任何槽或孔，使得展开后的导弹具有良好的气动外形，折叠机构对气动外形几乎无影响；

(3)本发明通过驱动拉伸弹簧实现转轴的转动，通过轴向压缩实现转轴的平动，整个运动过程顺滑平稳，弹簧作动元件加工简单，成本低，可靠性高，可重复使用；

(4)本发明采用导向键-导向槽和锁定销-锁定孔的双重限位锁定方式，使得弹翼展开后具有较好的定位精度和承载性能；

(5)本发明采用的舱体外折叠展开形式，有效减小了武器的外包络的同时增加了舱体内可用空间，能够有效提升武器的装载量和利用效率。

附图说明：

图1为弹翼折叠和展开状态装配图，其中a为弹翼折叠状态装配图，b为弹翼展开状态装配图，c为分解示意图；

图2为展开状态弹翼和折叠状态弹翼姿态示意图，其中a为展开状态弹翼姿态示意图，b为折叠状态弹翼姿态示意图；

图3为本发明转轴安装结构示意图；

图4为弹翼转轴外形和转轴支架外形示意图；其中a为本发明弹翼转轴外形示意图；b为本发明转轴支架外形示意图；

图5为本发明运动机构示意图；

图6为本发明锁定销组件结构剖视图；

图7为本发明应用状态示意图。

具体实施方式

本发明公开了一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，包括安装底座、转轴支架、转轴、轴端顶盖、弹簧支架、弹翼、锁定销组件、轴向压缩弹簧、驱动拉伸弹簧、钢丝绳组件。初始状态时使弹翼处于收拢折叠状态，解除约束后，在驱动拉伸弹簧和轴向压缩弹簧作用下实现弹翼的展开功能，通过锁定销组件实现弹翼展开状态的锁定。本发明所述大展弦比的舱体外折叠翼系统克服了现有技术的不足，设计过程参数化，可根据不同武器系统要求进行快速移植，并具备机构简单、锁定可靠、折叠状态的外包络尺寸小、展开状态具有良好的气动外形、机构占用舱体内部空间少、工作过程顺滑无冲击的特点，可以作为机载和地面筒装发射导弹的大展弦比折叠翼组件使用。

本发明涉及一种新型的大展弦比的舱体外折叠翼系统，特别涉及一种有效降低存储空间和大幅增加武器射程的弹体外弹翼展开系统，可应用于各种采用大展弦比弹翼布局的机载和地面筒装发射的导弹以及相近气动外形的巡飞器、无人机等飞行器使用。

本发明一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，包括：安装底座1、转轴支架2、转轴3、轴端顶盖4、前弹簧支架5、后弹簧支架6、弹翼7、舱体8、锁定销组件9、轴向压缩弹簧10、驱动拉伸弹簧11、钢丝绳组件12；

安装底座1固定于舱体8上，转轴支架2固定于安装底座1上；

弹翼7固定于转轴3上；

转轴3安装在转轴支架2上，转轴3能够在转轴支架2上绕轴线旋转，当旋转到一定角度时，转轴3能沿转轴支架2轴向滑动；

转轴3非斜面一侧安装有轴端顶盖4，轴端顶盖4与转轴支架2间安装有轴向压缩弹簧10；

轴端顶盖4外缘设置有槽，槽内安装有钢丝绳组件12，钢丝绳组件12穿过前弹簧支架5与驱动拉伸弹簧11的一端相连，驱动拉伸弹簧11的另一端固定在后弹簧支架6上，前弹簧支架5与后弹簧支架6均固定于舱体8上；

转轴支架2上安装有锁定销组件9，弹翼7展开到位后，转轴3上设有锥孔用于锁定，锁定销组件9插入转轴3的锥孔内，限制弹翼7运动。

安装底座1用于固定转轴支架2，安装底座1通过螺纹或者焊接可固定于舱体8上。转轴支架2上设有轴孔，转轴3侧壁设有突出轴键和锁定孔，转轴3可绕轴孔旋转；转轴支架2的轴孔一侧设有轴键滑动面，轴孔内壁设有导向槽，在轴向压缩弹簧10作用下转轴3的轴键紧贴在转轴支架2的轴键滑动面上；导向槽与轴键滑动面交界处设有斜坡，斜坡的设置保证了弹翼7展开过程中，轴键可通过斜坡顺利滑入导向槽，避免弹翼7因转速过快而无法滑入导向槽的问题；导向槽的设置使弹翼7在旋转过程中与舱体8保持一定距离，在旋转到位后再滑入最终位置，避免弹翼7与舱体8发生干涉。

当转轴3上的轴键与转轴支架2的接触面从轴键滑动面过渡到斜坡时，弹翼7在轴向压缩弹簧10的作用下开始沿转轴3的轴向方向运动；转轴3上设有锥孔用于锁定，当锁定销组件9插入转轴3的锥孔内，限制弹翼7运动。

轴端顶盖4为一个扇形顶盖，轴端顶盖4外侧设有导向槽，使得钢丝绳嵌入导向槽中，以达到限位的作用。前弹簧支架5、后弹簧支架6固定于舱体8上；前弹簧支架5用于对钢丝绳组件12中的钢丝起限位作用；后弹簧支架6用于固定驱动拉伸弹簧11一端。

锁定销组件9包括锁定销13、锁定销弹簧14、锁定销座15、拔销拉杆16；锁定销13为带有锥度的销钉，销钉非锥度一端设有螺纹孔，拔销拉杆16穿过锁定销座15的内腔与锁定销13的螺纹连接；锁定销弹簧14为冷卷压缩弹簧，锁定销弹簧14置于锁定销座15内腔中位于锁定销13和拔销拉杆16之间。

初始状态时，导弹存储于发射筒内，弹翼7收拢折叠处于初始位置并靠发射筒筒壁进行约束，转轴3位于转轴支架2上的初始位置，在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3的导向键顶在转轴支架2轴键滑动面上，轴向压缩弹簧10处于压缩状态。钢丝绳组件12一端固定于轴端顶盖4上，另一端穿过前弹簧支架5将驱动拉伸弹簧11拉紧。

导弹出筒后，弹翼展开过程中，发射筒对弹翼7的约束解除，驱动拉伸弹簧11通过钢丝绳组件12牵拉轴端顶盖4，带动转轴3转动，转动过程中在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3上的导向键始终顶在转轴支架2的平面上；当转轴3转过一定角度后，转轴3上的导向键滑入转轴支架2的导向槽内，在轴向压缩弹簧10的作用下导向键滑至导向槽的底部，完成弹翼的展开运动。

末位锁定状态时，在弹翼7展开过程中，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶在转轴3表面，当转轴3旋转并滑动到位后，转轴3上的锁定孔对准锁定销组件9安装位置，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶入转轴3的锁定孔内，实现转轴3的末位锁定。通过拔销拉杆16可将锁定销13从锁定孔中拉出，即可将转轴3解除锁定，重新将弹翼7折叠。

如图1的a、b、c所示，本发明提供了一种大展弦比舱体外折叠翼系统，在弹翼展开状态为导弹飞行提供气动升力，折叠状态时具有较小的体积便于实现机载或地面筒装发射。本发明包括安装底座1、转轴支架2、转轴3、轴端顶盖4、前弹簧支架5、后弹簧支架6、弹翼7、舱体8、锁定销组件9、轴向压缩弹簧10、驱动拉伸弹簧11、钢丝绳组件12；

如图2的a、b所示，坐标系中y轴为舱体的轴向，x轴、z轴分别为舱体8的侧向和法向。弹翼10展开状态时后掠角为，即弹翼7的前缘与y轴夹角为，弹翼7的翼面与yoz面重合。弹翼7折叠状态时弹翼前缘平行于y轴，弹翼7的翼面平行于xoy面。弹翼7从折叠状态到展开状态的坐标变换矩阵优选为

则转轴3的方向优选为：

此即为转轴支架2上的轴孔相对于舱体8的方向向量。

如图3所示，安装底座1固定于舱体8上，转轴支架2固定于安装底座1上，转轴3安装在转轴支架2上，转轴3可在转轴支架2上绕轴线旋转；

如图4的a、b所示，转轴3上加工有轴键和锁定孔，转轴支架2上加工有轴孔，在轴孔的侧面特定部位加工有沿轴线方向的导向槽，转轴支架2上转轴3的轴键接触的面为轴键滑动面，轴键滑动面与导向槽之间加工有过渡的斜坡。折叠状态下，转轴3被轴向压缩弹簧10压在转轴支架2上，转轴3的轴键紧贴转轴支架2的轴键滑动面。

如图5所示，转轴3末端安装有轴端顶盖4，轴端顶盖4与转轴支架2间安装有轴向压缩弹簧10；轴端顶盖4外缘的槽内安装有钢丝绳组件12，钢丝绳组件12穿过前弹簧支架5与驱动拉伸弹簧11相连，驱动拉伸弹簧11另一端固定在后弹簧支架6上，前弹簧支架5与后弹簧支架6均固定于舱体8上；转轴支架2上安装有锁定销组件9；

如图6所示，锁定销组件包括锁定销13、锁定销弹簧14、锁定销座15、拔销拉杆16；转轴3上开有锁定孔；转轴支架2上开有螺纹孔；锁定销弹簧14和锁定销13安装在锁定销座的内腔中，锁定销座15通过外螺纹安装在转轴支架2上，拔销拉杆16穿过锁定销座15内腔与锁定销13连接；

如图7所示，为本发明折叠翼系统应用示意图。

本发明的工作过程为：

初始状态时：导弹存储于发射筒内，弹翼7收拢折叠处于初始位置并靠发射筒筒壁进行约束，转轴3位于转轴支架2上的初始位置，在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3的导向键顶在转轴支架2的平面上，轴向压缩弹簧10处于压缩状态。钢丝绳组件12一端固定于轴端顶盖4上，另一端穿过前弹簧支架5将驱动拉伸弹簧11拉紧。

弹翼展开过程：导弹出筒后，发射筒对弹翼7的约束解除，驱动拉伸弹簧11通过钢丝绳组件12牵拉轴端顶盖4，带动转轴3转动，转动过程中在轴向压缩弹簧10的作用下，转轴3上的导向键始终顶在转轴支架2的平面上；当转轴3转过一定角度后，转轴3上的导向键滑入转轴支架2的导向槽内，在轴向压缩弹簧10的作用下导向键滑至导向槽的底部，完成弹翼的展开运动；

末位锁定状态：在弹翼7展开过程中，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶在转轴3表面，当转轴3旋转并滑动到位后，转轴3上的锁定孔对准锁定销组件9安装位置，锁定销13在锁定销弹簧14推力作用下顶入转轴3的锁定孔内，实现转轴3的末位锁定；

该机构通过选取特定空间向量做转轴，实现了弹翼从纵向折叠状态(相对于传统纵向折叠状态绕纵轴旋转90度)到展开状态的姿态变换，并通过设置一滑动副解决了旋转过程中弹翼根部与舱体干涉的问题；

本发明通过选取某一空间向量作为转轴方向，实现了弹翼从纵向折叠状态 (相对于传统纵向折叠状态绕纵轴旋转90度)到展开状态的姿态变换，并通过设置一平动副解决了旋转过程中弹翼根部与舱体干涉的问题；本发明的折叠机构全部设置于舱体内部，机构的转轴直接与翼根相连，舱体上除转轴处和结构安装孔外不用开任何槽或孔，使得展开后的导弹具有良好的气动外形，折叠机构对气动外形几乎无影响；

本发明通过驱动拉伸弹簧实现转轴的转动，通过轴向压缩实现转轴的平动，整个运动过程顺滑平稳，弹簧作动元件加工简单，成本低，可靠性高，可重复使用；采用导向键-导向槽和锁定销-锁定孔的双重限位锁定方式，使得弹翼展开后具有较好的定位精度和承载性能；采用的舱体外折叠展开形式，有效减小了武器的外包络的同时增加了舱体内可用空间，能够有效提升武器的装载量和利用效率。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，简单的推演或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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。

Claims (9)

1.一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于包括：安装底座(1)、转轴支架(2)、转轴(3)、轴端顶盖(4)、前弹簧支架(5)、后弹簧支架(6)、弹翼(7)、舱体(8)、锁定销组件(9)、轴向压缩弹簧(10)、驱动拉伸弹簧(11)、钢丝绳组件(12)；

安装底座(1)固定于舱体(8)上，转轴支架(2)固定于安装底座(1)上；

弹翼(7)固定于转轴(3)上；

转轴(3)安装在转轴支架(2)上，转轴(3)能够在转轴支架(2)上绕轴线旋转，当旋转到一定角度时，转轴(3)能沿转轴支架(2)轴向滑动；

转轴(3)一侧安装有轴端顶盖(4)，轴端顶盖(4)与转轴支架(2)间安装有轴向压缩弹簧(10)；

轴端顶盖(4)外缘设置有槽，槽内安装有钢丝绳组件(12)，钢丝绳组件(12)穿过前弹簧支架(5)与驱动拉伸弹簧(11)的一端相连，驱动拉伸弹簧(11)的另一端固定在后弹簧支架(6)上，前弹簧支架(5)与后弹簧支架(6)均固定于舱体(8)上；

转轴支架(2)上安装有锁定销组件(9)，弹翼(7)展开到位后，转轴(3)上设有锥孔用于锁定，锁定销组件(9)插入转轴(3)的锥孔内，限制弹翼(7)运动；

转轴支架(2)上设有轴孔，转轴(3)能够绕轴孔旋转；转轴支架(2)的轴孔一侧设有轴键滑动面，轴孔内壁设有导向槽，在轴向压缩弹簧(10)作用下转轴(3)的轴键紧贴在转轴支架(2)的轴键滑动面上；导向槽与轴键滑动面交界处设有斜坡，转轴支架(2)上斜坡的设置使弹翼(7)展开过程中，轴键能够通过斜坡顺利滑入导向槽，避免弹翼(7)因转速过快而无法滑入导向槽；导向槽的设置使弹翼(7)在旋转过程中与舱体(8)保持一定距离，在旋转到位后再滑入最终位置，避免弹翼(7)与舱体(8)发生干涉；转轴支架(2)轴孔侧壁上设有螺纹孔，用于安装有锁定销组件(9)。

2.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：安装底座(1)为一个三角形带圆弧面的楔形块，用于固定转轴支架(2)，安装底座(1)通过螺纹或者焊接固定于舱体(8)上。

3.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：转轴(3)侧壁设有突出轴键和锁定孔，用于在弹翼展开过程中对转轴(3)的限位与锁定；转轴(3)上的轴键贴在转轴支架(2)的轴键滑动面上转动；当转轴(3)上的轴键与转轴支架(2)的接触面从轴键滑动面过渡到斜坡时，弹翼(7)在轴向压缩弹簧(10)的作用下开始沿转轴(3)的轴向方向运动；转轴(3)上设有锥孔用于锁定，锁定销组件(9)插入转轴(3)的锥孔内，限制弹翼(7)运动。

4.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：轴端顶盖(4)为一个扇形顶盖，顶盖一侧设有方形键和螺纹孔，通过与转轴(3)一侧的方形键槽和螺纹配合，使得轴端顶盖(4)与转轴(3)固连；轴端顶盖(4)外侧设有导向槽，使得钢丝绳嵌入导向槽中，以达到限位的作用。

5.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：前弹簧支架(5)、后弹簧支架(6)固定于舱体(8)上；前弹簧支架(5)用于对钢丝绳组件(12)中的钢丝起限位作用；后弹簧支架(6)用于固定驱动拉伸弹簧(11)一端。

6.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：弹翼(7)为对称翼型或非对称翼型，根据具体的升阻特性选择合适的翼型，包括NACA系列。

7.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：轴向压缩弹簧(10)为冷卷压缩弹簧，两端圈并紧并磨平；驱动拉伸弹簧(11)为半圆钩环LI型冷卷拉伸弹簧。

8.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：钢丝绳组件(12)由钢丝绳和8字型钢丝绳夹头组成，钢丝绳的两端均固定8字型钢丝绳夹头。

9.根据权利要求1所述的一种大展弦比的舱体外折叠翼系统，其特征在于：锁定销组件(9)包括锁定销(13)、锁定销弹簧(14)、锁定销座(15)、拔销拉杆(16)；锁定销(13)为带有锥度的销钉，销钉非锥度一端设有螺纹孔，拔销拉杆(16)穿过锁定销座(15)的内腔与锁定销(13)的螺纹连接；锁定销弹簧(14)为冷卷压缩弹簧，锁定销弹簧(14)置于锁定销座(15)内腔中，锁定销弹簧(14)位于锁定销(13)和拔销拉杆(16)之间；转轴支架(2)上开有螺纹孔，锁定销座(15)通过外螺纹安装在转轴支架(2)上。

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