CN112033238B - 火箭弹动不平衡测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭弹动不平衡测试方法，其包括步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试。

Description

火箭弹动不平衡测试方法

技术领域

本发明涉及火箭弹动不平衡测试装置及方法。

背景技术

动不平衡，指作旋转运动的零、部件，由于形状误差(比方说内外圆不同轴，圆柱不圆、母线不直，端面与轴线不垂直等)、内部组织不均匀等原因造成在机器、机构旋转时产生振动，产生不良影响的现象。动不平衡是围绕旋转轴的质量不均匀分布。当质心(惯性轴)与旋转中心(几何轴)不对齐时，旋转质量块或转子被称为不平衡体。不平衡导致转子给旋转结构振动的摆动运动特性。

勤务状态下，火箭弹通过固弹片与发射筒连接固定，在发射过程火箭弹在发动机火药气体作用下克服固弹结构的强度，解脱固弹片的束缚，飞出筒外，在此过程中需消耗能量，产生动不平衡。对于单兵武器，火箭弹在发射过程中产生的动不平衡直接作用在射手肩部，影响射手的安全性。因此，火箭弹设计过程中将动不平衡冲量值作为一个重要性能指标。在设计和批量试制过程中需进行动不平衡冲量试验。

随着弹药技术的发展，单兵系列产品逐渐增多，动不平衡冲量试验数量也随之增大。原先使用的固定式动不平衡冲量装置受产品种类、试验场地限制，出现无法满足多品种弹药、移动和周转劳动强度大等问题，为了解决该问题，需设计一种火箭弹动不平衡测试装置及方法，满足不同单兵武器的试验要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题总的来说是提供一种火箭弹动不平衡测试装置及方法。

为解决上述问题，本发明所采取的技术方案是：

一种火箭弹动不平衡测试方法，该方法步骤如下，

步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；

步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；

步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试；首先，根据火箭弹体调整试验支架的位置，通过支架顶尖抵接后锥度孔，通过调整支架纵向滑块，使得支架前内锥套顶接前端尖部；然后，支架升降尾座与支架升降头座带动火箭弹体与分度卡口侧壁分离，试验驱动齿轮轴通过斜齿轮带动火箭弹体旋转，通过；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体测试动不平衡参数；

步骤四，在标记工位，打标机在火箭弹体标记测试参数；

步骤五，在输出工位，首先，输出内六方套筒机械臂旋拧位于输出工位处的径向螺杆件端头，通过外顶弹簧使得前铰接臂与后铰接臂由折合状态变为展开状态，从而分度卡口开口变大；然后，输出导向板承接从分度卡口滚出的火箭弹体。本发明适用于对单兵火箭弹的动不平衡冲量参数进行测试。使用时推动斜筋利用脚轮组的滚动实现摆架的移动；到达试验场地后,调整地脚组件的螺杆使地脚组件与地面接触，脚轮组上升悬空，保证摆架平稳固定；在该摆架上端安装具体产品结构的摆杆、固弹架等装置，即可进行不同产品的动不平衡冲量参数测试。

本发明使用角铁、槽钢等常用材料组合焊接成下框、上框，利用斜筋、斜梁等将其连接组焊在一起，作为基本框架，配以不同的摆杆、固弹架等装置，可以满足不同产品的试验要求。

本发明的优点具有结构简单、操作方便，适用野外作业或者车辆无法进入场地情况下冲量摆架的移动、周转。

在框架下端安装脚轮组，实现了冲量摆架的方便移动、周转。

在框架下端安装地脚组件，通过螺杆进行升降，运输过程中升至脚轮上方离开地面，到达试验场地后降至脚轮下方与地面接触，实现了冲量摆框架使用过程的可靠固定。本发明设计合理、成本低廉、结实耐用、安全可靠、操作简单、省时省力、节约资金、结构紧凑且使用方便。

附图说明

图1是本发明冲量摆框架的使用结构示意图。

图2是本发明下框的结构示意图。

图3是本发明脚轮组件的结构示意图。

图4是本发明地脚组件的结构示意图。

图5是本发明火箭弹的使用结构示意图。

图6是本发明的支撑部结构示意图。

图7是本发明的分度旋转盘结构示意图。

图8是本发明的测试整体使用结构示意图。

图9是本发明的测试部件结构示意图。

其中：1、下框；2、脚轮组件；3、斜筋；4、斜梁；5、上框；6、地脚组件；7、支撑板；8、脚轮连接板；9、活动脚轮；10、固定脚轮；11、焊接柱；12、底盘；13、调整螺杆；14、螺栓；15、螺母；16、火箭弹体；17、尾翼部；18、后尾端；19、前支撑部；20、后锥度孔；21、前端尖部；22、工艺齿轮；23、内锥度花键孔；24、第一支撑部；25、第二支撑部；26、中间可调连接部；27、中心旋转轴；28、分度旋转盘；29、分度卡口；30、卡口侧壁；31、工艺端面；32、侧壁T型槽；33、工艺支架；34、径向螺杆件；35、导向滑块；36、外顶弹簧；37、前铰接臂；38、后铰接臂；39、后导向块；40、动平衡主体；41、上料装置；42、试验装置；43、打标机；44、输出装置；45、上料机械手；46、试验支架；47、支架升降尾座；48、支架顶尖；49、支架尾部弹簧；50、支架纵向滑块；51、支架升降头座；52、支架前内锥套；53、试验驱动齿轮轴；54、输出内六方套筒机械臂；55、输出导向板。

具体实施方式

如图1-9所示，本实施例的火箭弹动不平衡测试装置，包括机架总成及设置在机架总成上的动平衡主体40；在动平衡主体40外侧分别对应有上料装置41、打标机43及输出装置44；

动平衡主体40，用于测试的火箭弹体16的动不平衡冲量参数；

上料装置41，包括上料机械手45，用于将火箭弹体16放置到动平衡主体40上；

试验装置42，作为动平衡主体40的一部分，用于顶接火箭弹体16两端并驱动火箭弹体16旋转测试；

打标机43，用于在火箭弹体16上打标及记录动不平衡冲量参数；

输出装置44，用于将火箭弹体16从试验装置42上输出。

动平衡主体40还包括动平衡主体包括对称且同轴设置的第一支撑部24与第二支撑部25；第一支撑部24与第二支撑部25通过中间可调连接部26实现传动连接；

第一支撑部24包括旋转在机架上的中心旋转轴27；在中心旋转轴27上键连接有分度旋转盘28，在分度旋转盘28上分布有若干分度卡口29；第一支撑部24的分度卡口29与第二支撑部25的分度卡口29分别对应安装前支撑部19与后尾端18；

在分度旋转盘28上依次具有上料工位、测试工位、标记工位及输出工位；测试工位位于分度旋转盘28正上方；上料装置41位于上料工位，试验装置42位于测试工位，打标机43位于标记工位，输出装置44位于输出工位；输出工位位于分度旋转盘28轴心线下方；

在火箭弹体16上从头到尾依次分布有前端尖部21、前支撑部19、尾翼部17、后尾端18及后锥度孔20；在尾翼部17上安装有工艺齿轮22；工艺齿轮22为斜齿轮，在工艺齿轮22上设置有内锥度花键孔23，其与尾翼部17咬合，从而旋转的时候，对尾翼部17产生轴向力，将工艺齿轮22沿轴向推向尾部；

分度卡口29为喇叭口状，在卡口侧壁30上设置有侧壁T型槽32，在侧壁T型槽32外端口上设置有工艺端面31，在工艺端面31设置有工艺支架33，在工艺支架33上设置有径向螺杆件34，在侧壁T型槽32中设置有与径向螺杆件34连接的导向滑块35，在导向滑块35上铰接有前铰接臂37，前铰接臂37连接有后铰接臂38，后铰接臂38连接有在侧壁T型槽32中滑动的后导向块39；

在导向滑块35与后导向块39之间连接有外顶弹簧36；

动平衡主体包括下框1；在下框1下方分别设置有脚轮组件2，在下框1上方倾斜设置有斜梁4，在斜梁4上方连接有上框5，在下框1与斜梁4之间设置有斜筋3；

在上框5上设置有用于支撑第一支撑部24与第二支撑部25的V型托或弧形托；

在下框1下方设置有支撑板7，在支撑板7上安装有地脚组件6，用于与地面接触；

脚轮组件2包括安装在下框1上的脚轮连接板8，在脚轮连接板8上分别设置有活动脚轮9及固定脚轮10；

脚轮连接板8通过焊接柱11安装在下框1上；

地脚组件6包括升降设置在支撑板7下端的调整螺杆13，在调整螺杆13下方通过螺栓14与螺母15铰接有底盘12，用于与地面接触；

试验装置42包括设置在下框1上的试验支架46；在试验支架46一侧下端升降有与后锥度孔20对应接触的支架升降尾座47；

支架顶尖48通过支架尾部弹簧49水平安装在支架升降尾座47上；

在试验支架46另一侧纵向滑动有支架纵向滑块50，在支架纵向滑块50下端设置有与支架升降尾座47同步升降的支架升降头座51；

在支架升降头座51上水平设置有与支架顶尖48同轴的支架前内锥套52；

在试验支架46上设置有试验驱动齿轮轴53及测试表头或动不平衡冲量测试器，用于与斜齿轮啮合；测试表头或动不平衡冲量测试器用于火箭弹体16回转外侧壁压力接触，测试动不平衡参数；

支架顶尖48与支架前内锥套52对顶火箭弹体16，试验驱动齿轮轴53通过斜齿轮带动火箭弹体16旋转；

输出装置44包括输出内六方套筒机械臂54及输出导向板55；输出内六方套筒机械臂54用于旋拧位于输出工位处的径向螺杆件34端头，使得前铰接臂37与后铰接臂38由折合状态变为展开状态；输出导向板55倾斜设置且入口位于分度卡口29下端，承接从分度卡口29滚出的火箭弹体16。

本实施例的火箭弹动不平衡测试方法，该方法步骤如下，

步骤一，在火箭弹体16上安装工艺齿轮22，使得内锥度花键孔23与尾翼部17咬合；

步骤二，上料机械手45将火箭弹体16安装在动平衡主体40上；首先，在上料工位，将第一支撑部24的分度卡口29与第二支撑部25的分度卡口29分别对应安装前支撑部19与后尾端18；然后，径向螺杆件34驱动导向滑块35与后导向块39向分度卡口29根部移动，使得前铰接臂37与后铰接臂38折叠，从而阻挡火箭弹体16从分度卡口29滑出；

步骤三，在试验工位，通过试验装置42顶接火箭弹体16两端并驱动火箭弹体16旋转测试；首先，根据火箭弹体16调整试验支架46的位置，通过支架顶尖48抵接后锥度孔20，通过调整支架纵向滑块50，使得支架前内锥套52顶接前端尖部21；然后，支架升降尾座47与支架升降头座51带动火箭弹体16与分度卡口29侧壁分离，试验驱动齿轮轴53通过斜齿轮带动火箭弹体16旋转，通过；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体16测试动不平衡参数；

步骤四，在标记工位，打标机43在火箭弹体16标记测试参数；

步骤五，在输出工位，首先，输出内六方套筒机械臂54旋拧位于输出工位处的径向螺杆件34端头，通过外顶弹簧36使得前铰接臂37与后铰接臂38由折合状态变为展开状态，从而分度卡口29开口变大；然后，输出导向板55承接从分度卡口29滚出的火箭弹体16。

本发明巧妙利用火箭弹体16的外形，尾翼部17实现咬合工艺齿轮22的内锥度花键孔23，为了带动传动，采用斜齿轮，其产生轴向分力，实现啮合传动的时候，推动齿轮与尾翼部啮合时而不分离，后尾端18，前支撑部19实现旋转支撑，利用后锥度孔20，前端尖部21实现同轴对正，第一支撑部24，第二支撑部25通过中间可调连接部26连接为一体，可以是花键、套管、螺纹等通用方式，从而满足不同长度火箭弹要求。

通过中心旋转轴27驱动旋转，分度旋转盘28通过分度卡口29对火箭弹进行装卡，一次可以装卡一个或多个。本发明巧妙之处在于，通过卡口侧壁30的工艺端面31方便安装，侧壁T型槽32实现导向，工艺支架33安装径向螺杆件34，以实现导向滑块35径向位置的调整，来满足不同尺寸火箭弹外圆要求，将火箭弹送入分度卡口29，在火箭弹的重力作用下，与前铰接臂37压力接触，并克服牵拉弹簧36，驱动后导向块39在侧壁T型槽32中滑动，使得后铰接臂38展开，从而使得火箭弹进入到分度卡口29，在弹簧力的作用下，前铰接臂37与后铰接臂38折叠，并通过径向螺杆件34推动使得后铰接臂38与分度卡口29另一侧壁接触，从而阻挡火箭弹离开分度卡口29，然后通将火箭弹两端前端尖部21及后锥度孔20实现支撑，通过斜齿轮实现旋转，来实现对动不平衡冲量进行测试。

作为实际应用，本实施例利用角铁焊接基本框架，在框架下端安装脚轮和地脚组件，解决野外作业时冲量摆架的便携式移动、周转。

为了实现了冲量摆架的方便移动、周转，在框架下端安装脚轮组，在车辆无法进入的场地快速便捷地移动冲量摆框架。通过在框架下端安装地脚组件，实现了冲量摆框架使用过程的可靠固定。

本发明设计了一种便携式冲量摆框架，由下框、脚轮组、斜筋、斜梁、上框、调整螺杆、支撑板组成。见附图1。

将该装置的主要部件为基本框架，由角铁、槽钢等常用材料组合焊接成下框、上框，利用斜筋、斜梁等将其连接组焊在一起，作为基本框架，可以满足不同产品的试验要求。

下框1由50×50×5的角铁对接组焊在一起，在长边上制造4-φ14孔，用以通过焊接柱11将脚轮组件与基本框架连接在一起。在短边上制造4-φ35孔，用以通过支撑板7将地脚组件与基本框架连接在一起。

脚轮组件由脚轮连接板、活动脚轮、固定脚轮、焊接柱组成。活动脚轮9、固定脚轮10为标准的带连接装置组合件。根据活动脚轮9、固定脚轮10安装位置设计脚轮连接板8的孔位尺寸。先在下框1上根据4-φ14孔位尺寸焊接固定焊接柱11，再将连接板8中心孔套在焊接柱11上，调整方向使其两边与下框的角铁平行后焊接固定在下框1上。活动脚轮9、固定脚轮10安装通过螺栓可与连接板8安装固定。活动脚轮9为万向轮，方便向任意方向转动；固定脚轮10随之移动。

地脚组件由底盘、调整螺杆、螺栓、螺母组成。调整螺杆13插在底盘12上，侧面通过螺栓13、螺母14顶入凹槽，防止转动。支撑板7焊接固定在下框1上，螺杆13与支撑板7通过T型螺纹连接，使得地脚组件能够升降，在运输过程中升至脚轮上方离开地面，到达试验场地后降至脚轮下方与地面接触，实现了冲量摆框架使用过程的可靠固定。

调整螺杆13为长轴类零件，与支撑板7配合部分设计为T型螺纹，达到快速升降目的。上端为方形扳手槽结构，方便旋转时与工具配合。底端与底盘12配合，留有一环形凹槽，用以侧面插入一螺栓，防止轴向转动。

底盘12为盘类零件，中心孔与调整螺杆13底部配合，测面与调整螺杆13环形凹槽对正位置设计一处螺纹孔，用于安装螺栓14，防止底盘12与调整螺杆13之间发生轴向转动。螺栓14与底盘12外径接触处安装一个螺母15，防止试验过程中受到冲击振动后螺纹配合松动。

支撑板7为盘类零件，中心处设计T型螺纹，用于与调整螺杆13配合。支撑板7共4件，焊接固定在下框1上，与基本框架成为一体。使用时，通过旋转调整螺杆13，螺纹配合处轴向移动使得基本框架能够快速升降，实现脚轮组件、地脚组件着地切换要求，达到冲量摆框架移动或者固定目的。

本发明巧妙利用火箭弹体16的外形，尾翼部17实现咬合工艺齿轮22的内锥度花键孔23，为了带动传动，采用斜齿轮，其产生轴向分力，实现啮合传动的时候，推动齿轮与尾翼部啮合时而不分离，后尾端18，前支撑部19实现旋转支撑，利用后锥度孔20，前端尖部21实现同轴对正，第一支撑部24，第二支撑部25通过中间可调连接部26连接为一体，可以是花键、套管、螺纹等通用方式，从而满足不同长度火箭弹要求。

通过中心旋转轴27驱动旋转，分度旋转盘28通过分度卡口29对火箭弹进行装卡，一次可以装卡一个或多个。本发明巧妙之处在于，通过卡口侧壁30的工艺端面31方便安装，侧壁T型槽32实现导向，工艺支架33安装径向螺杆件34，以实现导向滑块35径向位置的调整，来满足不同尺寸火箭弹外圆要求，将火箭弹送入分度卡口29，在火箭弹的重力作用下，与前铰接臂37压力接触，并克服牵拉弹簧36，驱动后导向块39在侧壁T型槽32中滑动，使得后铰接臂38展开，从而使得火箭弹进入到分度卡口29，在弹簧力的作用下，前铰接臂37与后铰接臂38折叠，并通过径向螺杆件34推动使得后铰接臂38与分度卡口29另一侧壁接触，从而阻挡火箭弹离开分度卡口29，然后通将火箭弹两端前端尖部21及后锥度孔20实现支撑，通过斜齿轮实现旋转，来实现对动不平衡冲量进行测试。动平衡主体40实现支撑，完成动不平衡冲量测试，上料装置41实现了自动上料，试验装置42实现自动测试，打标机43将测试数据打标方便直接读取，输出装置44实现自动输出，上料机械手45实现上料，试验支架46通过机械臂操作，支架升降尾座47通过推杆升降，支架顶尖48通过支架尾部弹簧49实现柔性支撑，支架纵向滑块50实现纵向移动支架升降头座51，通过支架前内锥套52实现对火箭弹的夹持，试验驱动齿轮轴53实现旋转驱动，输出内六方套筒机械臂54与输出导向板55配合实现火箭弹的输出。本发明具有较高的自动化，节约人力，提高测试精度，实现了对火箭弹的巧妙夹持。

Claims (1)

1.一种火箭弹动不平衡测试方法，其特征在于：该方法步骤如下，

步骤一，在火箭弹体(16)上安装工艺齿轮(22)，使得内锥度花键孔(23)与尾翼部(17)咬合；

步骤二，上料机械手(45)将火箭弹体(16)安装在动平衡主体(40)上；首先，在上料工位，将第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；然后，径向螺杆件(34)驱动导向滑块(35)与后导向块(39)向分度卡口(29)根部移动，使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)折叠，从而阻挡火箭弹体(16)从分度卡口(29)滑出；

步骤三，在试验工位，通过试验装置(42)顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；首先，根据火箭弹体(16)调整试验支架(46)的位置，通过支架顶尖(48)抵接后锥度孔(20)，通过调整支架纵向滑块(50)，使得支架前内锥套(52)顶接前端尖部(21)；然后，支架升降尾座(47)与支架升降头座(51)带动火箭弹体(16)与分度卡口(29)侧壁分离，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体(16)测试动不平衡参数；

步骤四，在标记工位，打标机(43)在火箭弹体(16)标记测试参数；

步骤五，在输出工位，首先，输出内六方套筒机械臂(54)旋拧位于输出工位处的径向螺杆件(34)端头，通过外顶弹簧(36)使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)由折合状态变为展开状态，从而分度卡口(29)开口变大；然后，输出导向板(55)承接从分度卡口(29)滚出的火箭弹体(16)；

该方法借助于火箭弹动不平衡测试装置包括机架总成及设置在机架总成上的动平衡主体(40)；在动平衡主体(40)外侧分别对应有上料装置(41)、打标机(43)及输出装置(44)；

动平衡主体(40)，用于测试的火箭弹体(16)的动不平衡冲量参数；

上料装置(41)，包括上料机械手(45)，用于将火箭弹体(16)放置到动平衡主体(40)上；

试验装置(42)，作为动平衡主体(40)的一部分，用于顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；

打标机(43)，用于在火箭弹体(16)上打标及记录动不平衡冲量参数；

输出装置(44)，用于将火箭弹体(16)从试验装置(42)上输出；

动平衡主体(40)还包括对称且同轴设置的第一支撑部(24)与第二支撑部(25)；第一支撑部(24)与第二支撑部(25)通过中间可调连接部(26)实现传动连接；

第一支撑部(24)包括旋转安装在机架总成上的中心旋转轴(27)；在中心旋转轴(27)上键连接有分度旋转盘(28)，在分度旋转盘(28)上分布有若干分度卡口(29)；第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；

在分度旋转盘(28)上依次具有上料工位、试验工位、标记工位及输出工位；试验工位位于分度旋转盘(28)正上方；上料装置(41)位于上料工位，试验装置(42)位于试验工位，打标机(43)位于标记工位，输出装置(44)位于输出工位；输出工位位于分度旋转盘(28)轴心线下方；

分度卡口(29)为喇叭口状，在卡口侧壁(30)上设置有侧壁T型槽(32)，在侧壁T型槽(32)外端口上设置有工艺端面(31)，在工艺端面(31)设置有工艺支架(33)，在工艺支架(33)上设置有径向螺杆件(34)，在侧壁T型槽(32)中设置有与径向螺杆件(34)连接的导向滑块(35)，在导向滑块(35)上铰接有前铰接臂(37)，前铰接臂(37)连接有后铰接臂(38)，后铰接臂(38)连接有在侧壁T型槽(32)中滑动的后导向块(39)；

在导向滑块(35)与后导向块(39)之间连接有外顶弹簧(36)；

试验装置(42)包括试验支架(46)；在试验支架(46)一侧下端升降设置有与后锥度孔(20)对应接触的支架升降尾座(47)；

支架顶尖(48)通过支架尾部弹簧(49)水平安装在支架升降尾座(47)上；

在试验支架(46)另一侧纵向滑动有支架纵向滑块(50)，在支架纵向滑块(50)下端设置有与支架升降尾座(47)同步升降的支架升降头座(51)；

在支架升降头座(51)上水平设置有与支架顶尖(48)同轴的支架前内锥套(52)；

在试验支架(46)上设置有试验驱动齿轮轴(53)及测试表头或动不平衡冲量测试器，用于与斜齿轮啮合；测试表头或动不平衡冲量测试器用于与火箭弹体(16)回转外侧壁压力接触，测试动不平衡参数；

支架顶尖(48)与支架前内锥套(52)对顶火箭弹体(16)，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转；

输出装置(44)包括输出内六方套筒机械臂(54)及输出导向板(55)；输出内六方套筒机械臂(54)用于旋拧位于输出工位处的径向螺杆件(34)端头，通过外顶弹簧(36)使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)由折合状态变为展开状态；输出导向板(55)倾斜设置且入口位于分度卡口(29)下端，承接从分度卡口(29)滚出的火箭弹体(16)；

在火箭弹体(16)上从头到尾依次分布有前端尖部(21)、前支撑部(19)、尾翼部(17)、后尾端(18)及后锥度孔(20)；在尾翼部(17)上安装有工艺齿轮(22)；工艺齿轮(22)为斜齿轮，在工艺齿轮(22)上设置有内锥度花键孔(23)，其与尾翼部(17)咬合，从而旋转的时候，对尾翼部(17)产生轴向力，将工艺齿轮(22)沿轴向推向尾部。