CN110806151A - 一种导弹易碎前盖及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明用于改进现有导弹易碎前盖安全性欠佳的技术问题，提供一种导弹易碎前盖及其制备方法；其中结构包括：设置有削弱槽的前盖本体，和系留机构；削弱槽延前盖本体的径向和/或纬向设置，将前盖本体被削弱槽分割成多个待破裂区；系留机构为两端分别设置有固定端的绳线。所述方法包括如下步骤：制作上法兰环及下法兰环；制造增强层及前盖本体；前盖本体的径向和/或纬向设置有削弱槽；将前盖本体的上端面打磨后喷涂或刷涂防热涂料；制作外形与上法兰环及下法兰环间压合面外形相适配的密封垫；制作下法兰环与导弹发射筒发射口外壁间密封所需的密封条。本发明能够同时满足兼顾顶破及胀破的使用需求，以及在前盖破裂时不易造成碎片飞溅。

Description

一种导弹易碎前盖及其制备方法
技术领域
本发明涉及导弹贮运技术领域，具体涉及一种导弹易碎前盖及其制备方法。
背景技术
箱式热发射是常用的战术导弹发射方式，当导弹发射时，为了降低设备复杂度、简化发射流程，其发射箱前、后盖往往采用易碎盖。箱盖后盖的动力源来自导弹点火时产生的封闭憋压，前盖则在导弹弹头或者起始冲击波作用下断裂成数瓣分离，向四周抛出，为导弹发射打开通道。前盖的分离方式在设计之初一直是本领域的研究难点，选择采用导弹弹头顶破还是在起始冲击波下胀破，会对导弹的弹头结构设计造成不同的影响。导弹发射过程中，导弹弹头运动一定的位移并具有一定的速度，要求顶破时前盖在较小的顶破载荷下以预定的形式破坏，且不会对弹头部引信造成影响。同时，在导弹运行过程中，起始冲击波从后向前传播，对前盖产生一定的压力。前盖在起始冲击波下的开盖指标与发动机建压速率及后盖开启的时间与压力有关。发动机建压速率高低与发动机点火药性能偏差、主装药燃速偏差、发动机堵盖偏差等诸多因素有关，加之易碎盖本身有一定的离散性，所以前盖的开盖指标有待进一步深入的研究。此外，现有技术中的箱式热发射前盖在顶破或胀破的过程中，分瓣分离产生的碎片抛出区范围较大、抛出方向不确定，对周边设施会造成潜在的影响。
因此，提出一种可系留多瓣分离式导弹易碎前盖及其制备方法，用于保证导弹安全出箱时，前盖同时满足顶破及胀破的使用需求成为一种必需。
发明内容
本发明解决的技术问题在于现有技术中导弹易碎前盖不能同时满足兼顾顶破及胀破的使用需求，以及在前盖破裂时易造成碎片飞溅的技术问题，进而提供一种导弹易碎前盖及其制备方法。
为了解决上述问题，一方面本发明提供了一种导弹易碎前盖，包括：设置有削弱槽的前盖本体，和用于约束所述前盖本体飞溅的系留机构；所述削弱槽延所述前盖本体的径向和/或纬向设置，将所述前盖本体被所述削弱槽分割成多个待破裂区；所述系留机构为两端分别设置有固定端的绳线；所述系留机构的一端用于与导弹发射筒的筒壁固定连接；所述系留机构的另一端用于与所述待破裂区的上端面固定连接。
优选地，所述削弱槽延所述前盖本体的径向设置，所述系留机构与所述待破裂区固定连接的一端位于所述待破裂区的对称轴线上，且固定位置靠近所述前盖本体的边缘。
优选地，所述绳线为金属丝线。
优选地，所述绳线为钢丝绳。
优选地，所述系留机构的两端与被连接部位间所采用的连接方式为螺栓连接或粘接。
优选地，还包括：上法兰环和下法兰环；所述下法兰环用于与导弹发射筒的筒沿固定密封连接；所述前盖本体的盖沿设置有与所述上法兰环外沿或下法兰环外沿螺栓孔位相适配的通孔，并通过所述上法兰环与下法兰环间的紧固压合与所述导弹发射筒固定连接。
优选地，所述绳线在断裂时所需的拉力大于所述前盖本体沿所述削弱槽破裂后飞溅对所述绳线产生的冲击性拉力。
优选地，所述前盖本体的下端面设置有增强层；所述增强层由树脂胶液和玻璃纤维布混合凝固而成。
优选地，所述增强层内还设置有屏蔽层；所述屏蔽层为金属网；所述金属网设置在两层所述玻璃纤维布之间。
优选地，所述前盖本体的上端面设置有防热层；所述防热层由喷涂或刷涂的防热涂料经凝固后形成。
另一方面，本发明还提供一种导弹易碎前盖的制备方法，包括如下步骤：采用机械加工工艺制作外形与导弹发射筒发射口相适配的上法兰环及下法兰环；所述上法兰环及下法兰环上分别加工有螺栓孔；
采用压模注塑工艺制造增强层；
采用发泡工艺在所述增强层的上端面制作前盖本体；所述前盖本体的边缘设置有用于与法兰环压合密封连接所需的盖沿；所述前盖本体的径向和/或纬向设置有削弱槽；
将所述前盖本体的上端面打磨后喷涂或刷涂防热涂料；
制作外形与所述上法兰环及下法兰环间压合面外形相适配的密封垫；
制作所述下法兰环与所述导弹发射筒发射口外壁间密封所需的密封条。
优选地，采用压模注塑工艺制造增强层的方法包括如下步骤：
在清洁后的模具中涂抹脱模剂；所述模具包括阳模和阴模；
剪裁玻璃纤维布和金属屏蔽网；所述玻璃纤维布和金属屏蔽网的外形分别与所述前盖本体下端面用于有效罩扣部位的外形相适配；
在所述阳模内注入树脂胶液，并按玻璃纤维布、金属屏蔽网、玻璃纤维布的铺层顺序，逐层铺设；
将所述阳模和阴模紧密压合后锁紧，经常温固化后成型所述增强层；
采用打磨的方式将开模后获得的增强层上的注胶嘴及合模缝清除干净，直至获得的增强层外形光滑平整。
优选地，所述阳模内涂抹的脱模剂为55NC；所述阴模内涂抹的脱模剂为聚氨酯用脱模剂。
与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：
1、采用本发明所述的导弹易碎前盖后，可同时兼顾满足导弹箱式热发射时的顶破及胀破需求，设置在前盖本体上的削弱槽不仅能够引导前盖的碎裂方向，还能促使前盖本体在受到导弹点火发射瞬间在发射筒内形成的气流冲击，或导弹前端直接冲击时能够快速破裂，且对导弹引信不造成任何影响。改进后的导弹易碎前盖，大幅降低碎裂所需的冲击力，发射通道打开更为容易，能够更进一步保障导弹的安全出箱。
2、削弱槽的设置使前盖破碎形成的碎片外形更为整齐规律，前盖破碎时仅会沿削弱槽破碎成多块预设好外形的碎片，由于每块待破裂区均分别连接设置有一个系留机构，因此能够有效约束破碎后的前盖碎片向四周肆意飞溅，受绳线牵引，前盖碎片会留存在导弹发射筒的外壁周边，进而彻底消除了上述上盖碎片对导弹发射筒周边的外围环境所造成的安全隐患。此外，改进后的导弹易碎前盖即使因绳线意外拉断而产生轻微的碎片飞溅，由于绳线在被拉断过程中已消耗掉前盖碎片的大部分动能，亦能大幅降低碎片飞溅对周边环境所能造成的危害。
3、采用延前盖本体径向设置削弱槽，能够获得前盖均匀碎裂为若干片扇形的技术效果，将系留机构与待破裂区固定连接的一端位于待破裂区的对称轴线上，且固定位置靠近所述前盖本体的边缘，能够在前盖碎片飞溅时有效的牵引碎片，防止相邻前盖碎片在飞溅时因受牵引产生交叉性碰撞，致使产生额外的飞溅碎片，对外围环境造成不良影响。
4、采用由上法兰环和下法兰环组成的连接结构能够方便将导弹易碎前盖与导弹发射筒的筒口固定密封连接，能够对位于导弹发射筒内的导弹形成有效的水密性及气密性防护。
5、将系留机构的绳线的断裂拉力设置为大于前盖本体沿削弱槽破裂后飞溅对绳线产生的冲击性拉力，用于防止前盖本体破碎飞溅提供充分的安全保障。
6、采用发泡材料制作前盖本体虽能大幅减轻导弹易碎前盖的整体重量，但却会损失其应有的结构强度，增强层的设置能够在发泡材料的下端面提升前盖本体的结构强度，进而符合导弹易碎前盖制作所需的强度要求。此外，采用上述结构改进后的导弹易碎前盖其质量更轻，形成的前盖碎片的飞溅动能更弱，致使导弹易碎前盖的使用安全性得到更进一步的提升。
7、屏蔽层的设置能够有效防护外界电磁信号对弹筒内的导弹电控部件形成信号干扰，大幅提高导弹发射的成功率。
8、防热层的设置能够满足导弹在弹筒内贮存期间外界高温环境对导弹正常工作形成的干扰，能够大幅提高导弹发射的成功率。
9、本发明提供的导弹易碎前盖的制备方法能够获得质轻，且结构强度同时满足顶破及胀破的使用需求的导弹前盖；同时，该导弹易碎前盖在破碎时受系留机构约束，不会造成大块碎片飞溅，进而大幅降低导弹发射对周边的环境安全造成的不良影响。
附图说明
图1为本申请实施例1中导弹易碎前盖的结构示意图；
图2为本申请实施例2中导弹易碎前盖的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1：
参见图1：本申请提供一种导弹易碎前盖，包括：设置有削弱槽110的前盖本体100，和用于约束所述前盖本体飞溅的系留机构200；所述削弱槽110延所述前盖本体100的径向和/或纬向设置，将所述前盖本体100被所述削弱槽分割成多个待破裂区120；所述系留机构200为两端分别设置有固定端201的绳线210；所述系留机构200的一端用于与导弹发射筒的筒壁B固定连接；所述系留机构的另一端用于与所述待破裂区120的上端面固定连接。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，所述削弱槽延所述前盖本体的径向设置，所述系留机构与所述待破裂区固定连接的一端位于所述待破裂区的对称轴线上，且固定位置靠近所述前盖本体的边缘。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，所述绳线在断裂时所需的拉力大于所述前盖本体沿所述削弱槽破裂后飞溅对所述绳线产生的冲击性拉力。
本实施例中导弹易碎前盖可同时满足顶破分瓣分离与胀破分瓣分离需求，同时设置系留机构，避免对周边设施造成影响，进而达到获得一款可系留多瓣分离式导弹易碎前盖的技术效果。具体的，在导弹发射时，图1所示的前盖本体100优先沿削弱槽110形成破裂，进而会破碎成4块外形与待破裂区120相当的碎片，受系留机构约束，破裂后的碎片会因绳线牵引力作用而滞留在导弹发射口周边，不会对周边环境的安全造成不良影响，能够更大幅度的保障导弹发射场地周边的环境安全。
实施例2：
如图2所示，该导弹易碎前盖由前盖本体100、上法兰环300、下法兰环400、密封圈500及系留机构200组成，其中前盖本体100与上法兰环300、下法兰环400通过螺栓连接，系留机构200与前盖本体100及上法兰环300连接。
具体的，在上述结构中，下法兰环用于与导弹发射筒的筒沿固定密封连接；前盖本体的盖沿设置有与所述上法兰环外沿或下法兰环外沿螺栓孔位相适配的通孔，并通过所述上法兰环与下法兰环间的紧固压合与所述导弹发射筒固定连接。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，导弹易碎前盖结构包括：本体层101、增强层102、屏蔽层(因设置在本体层内故图中未进一步示出)及防热层103，防热层103设置在本体层101的上端面，增强层102设置在本体层101的下端面。其中，本体层101采用硬质聚氨酯泡沫塑料；增强层102采用环氧树脂或乙烯基酯树脂，增强材料采用碳纤维布、玻璃纤维布或尼龙纤维布的一种或两种以上的混合物；屏蔽层采用碳纤维布、电磁屏蔽布与金属铝箔的一种或两种混合物；防热层103采用硅橡胶类防热材料。盖体内部径向和/或纬向设置有一定数量的削弱槽110(具体结构如图1所示)，径向交汇于图1所示的顶破点P；优选的，上述削弱槽110为V型结构，在受力时易于产生破裂。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，所述增强层内还设置有屏蔽层；所述屏蔽层为金属网；所述金属网设置在两层所述玻璃纤维布之间。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，所述防热层由喷涂或刷涂的防热涂料经凝固后形成。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，下法兰环400与导弹发射筒间采用分体式固定连接，采用螺栓或铆钉依现有技术将下法兰环400固定在导弹发射筒筒沿部位，并进一步采用图2所示的密封件600实现连接部位间的气密及水密性连接，用于对导弹发射筒内的弹体形成有效防护。
通过本发明以上技术方案，能达到以下技术效果：
1、在内表面沿经向和纬向特定分布的削弱槽结构有利于易碎盖在较小冲击载荷下的顶破，并多瓣分离，盖体上设置系留机构，可使多瓣分离的碎片沿一定方向抛出，降低对设备及人身的安全隐患。
2、在内表面沿经向和纬向特定分布的应力槽结构有利于易碎盖在一定的冲破压力下胀破，并多瓣分离，盖体上设置系留机构，可使多瓣分离的碎片沿一定方向抛出，降低对设备及人身的安全隐患。
3、盖体内部设置的增强层，具有一定的刚度及承载能力，在对易碎盖内压破坏强度影响较小的情况下，实现了反向承压能力的提高；且顶破及胀破时，增强层有利于碎片沿特定分布的应力槽结构分瓣分离，不产生多余碎片。
4、盖体内部设置屏蔽层，通过将金属屏蔽网与增强层一体成型，解决了本体成型时，屏蔽层移位或重叠的现象。
实施例3：
本实施例提供一种导弹易碎前盖的制备方法，所述方法包括如下步骤：
采用机械加工工艺制作外形与导弹发射筒发射口相适配的上法兰环及下法兰环；所述上法兰环及下法兰环上分别加工有螺栓孔；
采用压模注塑工艺制造增强层；
采用发泡工艺在所述增强层的上端面制作前盖本体；所述前盖本体的边缘设置有用于与法兰环压合密封连接所需的盖沿；所述前盖本体的径向和/或纬向设置有削弱槽；
将所述前盖本体的上端面打磨后喷涂或刷涂防热涂料；
制作外形与所述上法兰环及下法兰环间压合面外形相适配的密封垫；
制作所述下法兰环与所述导弹发射筒发射口外壁间密封所需的密封条。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，采用压模注塑工艺制造增强层的方法包括如下步骤：
在清洁后的模具中涂抹脱模剂；所述模具包括阳模和阴模；
剪裁玻璃纤维布和金属屏蔽网；所述玻璃纤维布和金属屏蔽网的外形分别与所述前盖本体下端面用于有效罩扣部位的外形相适配；
在所述阳模内注入树脂胶液，并按玻璃纤维布、金属屏蔽网、玻璃纤维布的铺层顺序，逐层铺设；
将所述阳模和阴模紧密压合后锁紧，经常温固化后成型所述增强层；
采用打磨的方式将开模后获得的增强层上的注胶嘴及合模缝清除干净，直至获得的增强层外形光滑平整。
优选地，在本实施例的其中一个优选技术方案中，所述阳模内涂抹的脱模剂为55NC；所述阴模内涂抹的脱模剂为聚氨酯用脱模剂。
与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：
采用本发明所述的导弹易碎前盖后，可同时兼顾满足导弹箱式热发射时的顶破及胀破需求，设置在前盖本体上的削弱槽不仅能够引导前盖的碎裂方向，还能促使前盖本体在受到导弹点火发射瞬间在发射筒内形成的气流冲击，或导弹前端直接冲击时能够快速破裂，且对导弹引信不造成任何影响。改进后的导弹易碎前盖，大幅降低碎裂所需的冲击力，发射通道打开更为容易，能够更进一步保障导弹的安全出箱。
削弱槽的设置使前盖破碎形成的碎片外形更为整齐规律，前盖破碎时仅会沿削弱槽破碎成多块预设好外形的碎片，由于每块待破裂区均分别连接设置有一个系留机构，因此能够有效约束破碎后的前盖碎片向四周肆意飞溅，受绳线牵引，前盖碎片会留存在导弹发射筒的外壁周边，进而彻底消除了上述上盖碎片对导弹发射筒周边的外围环境所造成的安全隐患。此外，改进后的导弹易碎前盖即使因绳线意外拉断而产生轻微的碎片飞溅，由于绳线在被拉断过程中已消耗掉前盖碎片的大部分动能，亦能大幅降低碎片飞溅对周边环境所能造成的危害。
采用延前盖本体径向设置削弱槽，能够获得前盖均匀碎裂为若干片扇形的技术效果，将系留机构与待破裂区固定连接的一端位于待破裂区的对称轴线上，且固定位置靠近所述前盖本体的边缘，能够在前盖碎片飞溅时有效的牵引碎片，防止相邻前盖碎片在飞溅时因受牵引产生交叉性碰撞，致使产生额外的飞溅碎片，对外围环境造成不良影响。
采用由上法兰环和下法兰环组成的连接结构能够方便将导弹易碎前盖与导弹发射筒的筒口固定密封连接，能够对位于导弹发射筒内的导弹形成有效的水密性及气密性防护。
将系留机构的绳线的断裂拉力设置为大于前盖本体沿削弱槽破裂后飞溅对绳线产生的冲击性拉力，用于防止前盖本体破碎飞溅提供充分的安全保障。
采用发泡材料制作前盖本体虽能大幅减轻导弹易碎前盖的整体重量，但却会损失其应有的结构强度，增强层的设置能够在发泡材料的下端面提升前盖本体的结构强度，进而符合导弹易碎前盖制作所需的强度要求。此外，采用上述结构改进后的导弹易碎前盖其质量更轻，形成的前盖碎片的飞溅动能更弱，致使导弹易碎前盖的使用安全性得到更进一步的提升。
屏蔽层的设置能够有效防护外界电磁信号对弹筒内的导弹电控部件形成信号干扰，大幅提高导弹发射的成功率。
防热层的设置能够满足导弹在弹筒内贮存期间外界高温环境对导弹正常工作形成的干扰，能够大幅提高导弹发射的成功率。
本发明提供的导弹易碎前盖的制备方法能够获得质轻，且结构强度同时满足顶破及胀破的使用需求的导弹前盖；同时，该导弹易碎前盖在破碎时受系留机构约束，不会造成大块碎片飞溅，进而大幅降低导弹发射对周边的环境安全造成的不良影响。
由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。

Claims (10)

1.一种导弹易碎前盖，其特征在于，包括：设置有削弱槽的前盖本体，和用于约束所述前盖本体飞溅的系留机构；所述削弱槽延所述前盖本体的径向和/或纬向设置，将所述前盖本体被所述削弱槽分割成多个待破裂区；所述系留机构为两端分别设置有固定端的绳线；所述系留机构的一端用于与导弹发射筒的筒壁固定连接；所述系留机构的另一端用于与所述待破裂区的上端面固定连接。
2.根据权利要求1所述的导弹易碎前盖，其特征在于，所述削弱槽延所述前盖本体的径向设置，所述系留机构与所述待破裂区固定连接的一端位于所述待破裂区的对称轴线上，且固定位置靠近所述前盖本体的边缘。
3.根据权利要求1所述的导弹易碎前盖，其特征在于，还包括：上法兰环和下法兰环；所述下法兰环用于与导弹发射筒的筒沿固定密封连接；所述前盖本体的盖沿设置有与所述上法兰环外沿或下法兰环外沿螺栓孔位相适配的通孔，并通过所述上法兰环与下法兰环间的紧固压合与所述导弹发射筒固定连接。
4.根据权利要求1所述的导弹易碎前盖，其特征在于，所述绳线在断裂时所需的拉力大于所述前盖本体沿所述削弱槽破裂后飞溅对所述绳线产生的冲击性拉力。
5.根据权利要求1所述的导弹易碎前盖，其特征在于，所述前盖本体的下端面设置有增强层；所述增强层由树脂胶液和玻璃纤维布混合凝固而成。
6.根据权利要求2所述的导弹易碎前盖，其特征在于，所述增强层内还设置有屏蔽层；所述屏蔽层为金属网；所述金属网设置在两层所述玻璃纤维布之间。
7.根据权利要求1所述的导弹易碎前盖，其特征在于，所述前盖本体的上端面设置有防热层；所述防热层由喷涂或刷涂的防热涂料经凝固后形成。
8.一种导弹易碎前盖的制备方法，所述方法包括如下步骤：
采用机械加工工艺制作外形与导弹发射筒发射口相适配的上法兰环及下法兰环；所述上法兰环及下法兰环上分别加工有螺栓孔；
采用压模注塑工艺制造增强层；
采用发泡工艺在所述增强层的上端面制作前盖本体；所述前盖本体的边缘设置有用于与法兰环压合密封连接所需的盖沿；所述前盖本体的径向和/或纬向设置有削弱槽；
将所述前盖本体的上端面打磨后喷涂或刷涂防热涂料；
制作外形与所述上法兰环及下法兰环间压合面外形相适配的密封垫；
制作所述下法兰环与所述导弹发射筒发射口外壁间密封所需的密封条。
9.根据权利要求8所述的制备方法，其特征在于，采用压模注塑工艺制造增强层的方法包括如下步骤：
在清洁后的模具中涂抹脱模剂；所述模具包括阳模和阴模；
剪裁玻璃纤维布和金属屏蔽网；所述玻璃纤维布和金属屏蔽网的外形分别与所述前盖本体下端面用于有效罩扣部位的外形相适配；
在所述阳模内注入树脂胶液，并按玻璃纤维布、金属屏蔽网、玻璃纤维布的铺层顺序，逐层铺设；
将所述阳模和阴模紧密压合后锁紧，经常温固化后成型所述增强层；
采用打磨的方式将开模后获得的增强层上的注胶嘴及合模缝清除干净，直至获得的增强层外形光滑平整。
10.根据权利要求9所述的制备方法，其特征在于，所述阳模内涂抹的脱模剂为55NC；所述阴模内涂抹的脱模剂为聚氨酯用脱模剂。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111981904A (zh) * 2020-08-26 2020-11-24 北京理工大学 一种侧向运动翻转的压强扰动波开启发射箱前盖
CN112066797A (zh) * 2020-08-31 2020-12-11 湖北三江航天万峰科技发展有限公司 一种易碎盖及其成型方法
CN112644111A (zh) * 2020-12-09 2021-04-13 南京航空航天大学 一种有系留功能的复合材料平面易碎盖及其制备方法
CN113701557A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 贵州航天天马机电科技有限公司 一种大外压低冲击力易碎盖

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060096449A1 (en) * 2004-10-28 2006-05-11 Williams Robert B Article comprising a composite cover
CN106342150B (zh) * 2004-09-15 2009-12-16 上海航天设备制造总厂 易碎式发射箱箱盖
KR20100068579A (ko) * 2008-12-15 2010-06-24 두산디에스티주식회사 유도탄 발사관의 파열 덮개
US20100282055A1 (en) * 2007-11-14 2010-11-11 Saab Ab Launch tube protective cover
CN201653274U (zh) * 2010-03-25 2010-11-24 中国兵器工业第五九研究所 一种筒/箱式弹箭武器易碎穿通盖
RU2460960C1 (ru) * 2011-04-13 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Разрушаемая крышка пусковой трубы
CN103542769A (zh) * 2013-11-04 2014-01-29 上海燕兴科技实业有限公司 一种武器系统发射筒易碎后盖的制造方法
CN203595451U (zh) * 2013-11-04 2014-05-14 上海燕兴科技实业有限公司 武器系统的发射筒易碎后盖
CN107932817A (zh) * 2017-11-29 2018-04-20 上海航天设备制造总厂 一种顶破式环氧泡沫塑料易碎盖及其制备方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106342150C (zh) * 2004-09-15 2009-12-16 上海航天设备制造总厂 易碎式发射箱箱盖

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106342150B (zh) * 2004-09-15 2009-12-16 上海航天设备制造总厂 易碎式发射箱箱盖
US20060096449A1 (en) * 2004-10-28 2006-05-11 Williams Robert B Article comprising a composite cover
US20100282055A1 (en) * 2007-11-14 2010-11-11 Saab Ab Launch tube protective cover
KR20100068579A (ko) * 2008-12-15 2010-06-24 두산디에스티주식회사 유도탄 발사관의 파열 덮개
CN201653274U (zh) * 2010-03-25 2010-11-24 中国兵器工业第五九研究所 一种筒/箱式弹箭武器易碎穿通盖
RU2460960C1 (ru) * 2011-04-13 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Разрушаемая крышка пусковой трубы
CN103542769A (zh) * 2013-11-04 2014-01-29 上海燕兴科技实业有限公司 一种武器系统发射筒易碎后盖的制造方法
CN203595451U (zh) * 2013-11-04 2014-05-14 上海燕兴科技实业有限公司 武器系统的发射筒易碎后盖
CN107932817A (zh) * 2017-11-29 2018-04-20 上海航天设备制造总厂 一种顶破式环氧泡沫塑料易碎盖及其制备方法

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111981904A (zh) * 2020-08-26 2020-11-24 北京理工大学 一种侧向运动翻转的压强扰动波开启发射箱前盖
CN111981904B (zh) * 2020-08-26 2022-06-28 北京理工大学 一种侧向运动翻转的压强扰动波开启发射箱前盖
CN112066797A (zh) * 2020-08-31 2020-12-11 湖北三江航天万峰科技发展有限公司 一种易碎盖及其成型方法
CN112066797B (zh) * 2020-08-31 2022-11-25 湖北三江航天万峰科技发展有限公司 一种易碎盖及其成型方法
CN112644111A (zh) * 2020-12-09 2021-04-13 南京航空航天大学 一种有系留功能的复合材料平面易碎盖及其制备方法
CN112644111B (zh) * 2020-12-09 2021-10-15 南京航空航天大学 一种有系留功能的复合材料平面易碎盖及其制备方法
CN113701557A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 贵州航天天马机电科技有限公司 一种大外压低冲击力易碎盖

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