CN112082434A - 一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，包括本体、碰击触发开关、惯性触发机构、隔爆机构、离心保险机构、保险片保险机构、故障保险机构、热电池激活机构、后坐保险机构、导爆管、传爆管、上体、线路盒、热电池组件、电点火管组件、压环、击发本体、备紧螺以及至少一个短路开关。线路盒通过热电池组件供电，热电池组件通过热电池激活机构激活，短路开关使电点火管组件在平时处于短路状态，确保不会意外发火。该引信具有故障保险功能，确保引信在弹丸主动段不解除保险，保证载机安全；具有碰击触发和惯性触发两种发火方式，具有小落角触发功能，作用可靠性高；同时具有绝火功能，能保证未爆弹药爆炸物处理安全；结构简约，成本低。

Description

一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信

技术领域

本发明属于火箭弹引信技术，具体涉及一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信。

背景技术

传统的制式航空火箭弹多采用近炸引信，包括电容近炸引信、激光近炸引信以及无线电近炸引信等，或是包含近炸功能的多功能引信，引信结构复杂，成本高。近炸引信容易出现弹道炸问题，对载机带来安全隐患。且制式引信很少带有擦地炸功能，载机近地飞行发射弹药时，弹药往往以小落角落地，作用率较低，哑弹率偏高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，具有擦地炸功能，大幅度提高擦地炸作用率；具有故障保险功能，安全性好，能更好地保证载机安全。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，包括本体、惯性触发机构、离心保险机构、保险片保险机构、后坐保险机构、导爆管、传爆管、上体、线路盒、热电池组件、电点火管组件、压环、备紧螺、碰击触发开关、隔爆机构、故障保险机构、热电池激活机构、击发本体以及至少一个短路开关，所述本体同轴地设置于上体底端，并通过备紧螺固定；所述本体外壁面设置有一段外螺纹，用于与弹体连接；所述碰击触发开关为上小下大的锥体，同轴地设置于上体上端，其外壁面与上体外壁面光滑连接；所述碰击触发开关底部中心处设置有一段空腔，所述线路盒设置于碰击触发开关底部空腔内，为引信的控制组件；热电池组件设置于所述上体内部，顶端抵靠碰击触发开关底端；所述击发本体、隔爆机构、压环和传爆管自上而下依次设置于所述本体内，故障保险机构、热电池激活机构和至少一个短路开关均设置在击发本体内。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

（1）具有碰击触发和惯性触发两种发火方式，具小落角触发功能，作用可靠性高；具有有绝火功能，能保证未爆弹药爆炸物处理安全；

（2）结构简约，成本低。

附图说明

图1是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的整体剖视图。

图2是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的A-A剖面图。

图3是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的B-B剖面图。

图4是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的C-C旋转局部剖视图。

图5是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的D-D旋转局部剖视图。

图6是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的F-F剖视图。

图7是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的G局部放大图。

图8是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的H-H剖视图。

图9是本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的I-I旋转局部剖视图。

图10为本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的原理框图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，对本发明作进一步的说明。

如图1~图10所示，一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，包括本体1、碰击触发开关2、惯性触发机构3、隔爆机构4、离心保险机构5、保险片保险机构6、故障保险机构7、热电池激活机构9、后坐保险机构10、导爆管11、传爆管12、上体13、线路盒14、热电池组件15、电点火管组件16、压环17、击发本体18、备紧螺19以及至少一个短路开关8。所述碰击触发开关2由上小下大的锥体段以及同轴连接在锥体段底端的圆柱段组成，同轴地设置于上体13上端，其锥体段与上体13外壁面光滑连接。所述线路盒14设置于碰击触发开关2内腔底部，为引信的控制组件。热电池组件15设置于所述上体13内腔，顶端抵靠碰击触发开关2底端。所述本体1同轴地设置于上体13底端，并通过备紧螺19固定。所述备紧螺19为圆台形，与所述上体13外壁面光滑连接。所述碰击触发开关2、上体13和备紧螺19连接构成的外壁面共同决定了引信的气动外形。所述本体1外壁面设置有一段外螺纹，用于与弹体连接。所述击发本体18、隔爆机构4、压环17和传爆管12自上而下依次设置于所述本体1内腔。

所述碰击触发开关2为小落角碰击触发开关，即擦地炸碰击触发开关，包括头帽21、弹道簧22、上球座23、侧击球24、下球座25、风帽26和接线筒27。所述头帽21材质为非金属，包括自上而下的第一圆台、第一圆柱、第二圆台和第二圆柱，通过注塑的方式嵌入在所述上体13顶端，第二圆柱外壁设置有环状凸起，从而嵌入所述上体13内腔顶端的环形凹槽内，使头帽21与上体13实现固连。所述风帽26是顶端为圆球的锥形薄壁壳体，套于头帽21第一圆台外侧，并通过底端面向内收口固定于头帽21第一圆台上。所述头帽21底端中心设置有一个沿轴向贯穿、自下而上直径递减的五阶阶梯孔，为第一阶梯孔，包括自上而下的第一阶孔、第二阶孔、第三阶孔、第四阶孔和第五阶孔。所述弹道簧22、上球座23、侧击球24、下球座25和接线筒27自上而下依次设置于头帽21的第一阶梯孔内。所述上球座23包括自上而下的第三圆柱和第四圆柱，第三圆柱顶端为半球形状。所述上球座23第一圆柱和第二圆柱分别与头帽21上第一阶孔和第三阶孔之间形成间隙配合，为上球座23轴向运动提供导向。所述上球座23第四圆柱中部设置有环形凹槽，起到减重和减小接触面积的作用，进而提高碰击触发开关2的灵敏度。所述上球座23底端中心处设置有一个下大上小的锥孔，所述下球座25顶端中心设置有上大下小的锥孔。所述侧击球24为圆球，设置于上球座23底端锥孔与下球座顶端锥孔之间。所述上球座23底端锥孔底面设置有沿轴向的盲孔，起到减重作用，进而提高碰击触发开关2的灵敏度。所述接线筒27为上端开口的薄壁圆筒，与所述头帽21第四阶孔之间为间隙配合，且顶面抵靠在所述头帽21上第四阶孔顶面。所述下球座25设于所述接线筒27内腔，两者之间为间隙配合，为下球座25轴向运动提供导向。其所述弹道簧22设置于所述上球座23第三圆柱外侧，预压于头帽21第四圆柱顶面和上球座23第二阶孔顶面之间。所述头帽21底端侧面设置有沿轴向向上贯穿的的第一通孔。所述风帽26内腔焊接有第一导线通过第一通孔而伸入所述头帽21的第五阶孔内，所述接线筒27底端焊接有第二导线伸入所述头帽21的第五阶孔内。所述线路盒14设置于头帽21的第五阶孔内。所述碰击触发开关2上的第一导线和第二导线分别与线路盒14连接，为线路盒14提供触发信号。

在装配状态下所述头帽21顶端与所述风帽26头部沿轴向留有较大间隙，所述上球座23顶端凸出于所述头帽21顶端，在装配状态下与所述风帽26内腔之间留有一段间隙，碰击触发开关2处于断开状态。而在触发作用时，风帽26顶端被压垮而触碰上球座23，或者是上球座23向上运动到底而与所述风帽26内腔接触，碰击触发开关2处于导通状态。

所述上体13内腔、头帽21底端面以下还包括自上而下的第六阶孔和第七阶孔。所述热电池组件15包括热电池151和电池盖152，所述电池盖152为下端开口的圆筒结构，材质为非金属，其顶端设置有两个轴向通孔，所述热电池151输出端伸入所述电池盖152开口端，使其上的正、负电极分别穿过所述电池盖152顶端的两个通孔内。所述热电池151正、负两极分别与线路盒14连接，为线路盒14提供电能。所述热电池组件15以间隙配合的方式设置在所述上体13上的第六阶孔内，使所述电池盖152外壁与所述上体13上的第六阶孔配合，顶面抵靠第六阶孔内端面。

所述本体1包括自上而下的第五圆柱、第六圆柱和第七圆柱，所述本体1上的外螺纹设置在第七圆柱中部。所述本体1上第五圆柱以间隙配合的方式伸入所述上体13上的第七圆柱内，其顶端面抵靠所述上体13第七圆柱顶面。所述本体1内腔包括自上而下的第八阶孔、第九阶孔和第十阶孔。所述热电池151部分伸入所述本体1第八阶孔内，其底端面抵靠第八阶孔底面。

所述击发本体18为圆柱形，其顶端中心处设置有一个沿轴向的第一盲孔。所述热电池激活机构9包括击针簧91和激活击针92，设置于所述击发本体18第一盲孔内。所述激活击针92包括自上而下的第八圆柱和第九圆柱，第八圆柱与所述击发本体18上第一盲孔之间为间隙配合，为所述激活击针92的轴向运动提供导向。所述激活击针92第八圆柱侧壁设置有沿环向的球缺形环槽，第八圆柱顶端面设置有击针尖特征。所述击针簧91套于所述激活击针92第九圆柱外侧，并预压于激活击针92第八圆柱底面与第一盲孔底面之间。所述击发本体18顶端、第一盲孔侧面还设置有一个沿轴向的第二盲孔。所述后坐保险机构10设置于第二盲孔内，用于实现对热电池激活机构9的保险。

所述后坐保险机构10为曲折槽保险机构，包括垫片101、惯性筒102、导向销103、保险球104、惯性簧105和簧柱106。所述垫片101、惯性筒102、惯性簧105和簧柱106自上而下依次设置在所述击发本体18第二盲孔内，所述惯性簧105处于预压状态。所述惯性筒102为圆柱形，与所述击发本体18第二盲孔之间为间隙配合，为惯性筒102轴向运动提供导向。所述惯性筒102侧壁上设置有沿轴向的曲折槽结构。所述击发本体18侧壁沿径向设置有第一通孔，第一通孔轴线通过第二盲孔轴线，且与第二盲孔连通。所述导向销103设置在所述击发本体18的第一通孔内，且其里端部分伸入所述惯性筒102侧壁上的曲折槽内，为惯性筒102轴向运动和旋转运动提供导向。所述击发本体18侧壁沿径向设置第二通孔，第二通孔轴线通过第一盲孔和第二盲孔轴线。所述保险球104设置在第二通孔内、所述惯性筒102与激活击针92之间，所述保险球104部分凸出于所述击发本体18第一盲孔侧壁，伸入所述激活击针92侧壁上的环槽内，实现对所述激活击针92的保险。

所述隔爆机构4为扭簧驱动的水平转子隔爆机构，由离心保险机构5和保险片保险机构6锁定于隔爆位置，包括转子41、火焰雷管42、驱动扭簧43、转轴44、盖板45、限位销46和转子座47。所述转子座47为圆柱形，在其顶端面偏心位置设置有第二阶梯孔，包括自上而下的第十一阶孔和第十二阶孔。所述转轴44包括自上而下的第十圆柱、第十一圆柱和第十二圆柱。所述转子41底端中心处设置有自上而下的第十三阶孔和第十四阶孔，其底端设置有沿径向的第一方槽，第一方槽连通第十四阶孔和转子41外壁。所述驱动扭簧43设置在所述转子41第十四阶孔内，其一端扭臂卡入所述转子41上的第一方槽内。所述转轴44穿过所述驱动扭簧43和转子41上第十三阶孔，为所述转子41转动提供导向。所述转轴44上第十圆柱和第十二圆柱分别伸入所述盖板45上的中心通孔和所述转子座47上的第十二阶孔内。所述转子座47第十一阶孔底面设置有第三盲孔，所述驱动扭簧43另一端扭臂伸入该第三盲孔内，使所述驱动扭簧43处于预扭状态，为所述转子41提供解除保险动力。所述转子41侧面设置有第三阶梯孔，所述火焰雷管42输入端朝上设置在第三阶梯孔内。所述转子41顶端侧面设置有第三盲孔，所述限位销46部分设置在第三盲孔内。所述盖板45中心通孔外侧设置有第一腰孔。所述限位销46凸出于所述转子41顶面而伸入所述盖板45上的第一腰孔，从而限制所述转子只能在一定范围内转动。

所述转子座47第二阶梯孔侧面设置有两个与第二阶梯孔连通的第一凹槽，两个所述离心保险机构5分别设置于这两个第一凹槽内。所述转子座47的两个第一凹槽底面各设置有一个沿轴向的第四盲孔，所述盖板45上与转子座47上第四盲孔正对的位置各设置有一个第三通孔。所述离心保险机构5包括离心板轴51、离心扭簧52和离心板53。所述离心板53一端设置有沿轴向贯穿的第四通孔。所述离心板轴51由三阶同轴圆柱连接构成，其中部圆柱以间隙配合的方式穿过所述离心板53上第四通孔，其上、下端圆柱分别以间隙配合的方式伸入所述盖板45的第三通孔和所述转子座47的第三通孔内，将所述离心板53限制于所述盖板45和转子座47第一凹槽之间，所述离心板53可绕离心板轴轴线旋转。所述离心扭簧52设置在离心板轴51外侧，处于预扭状态，其一端扭臂抵靠在所述离心板53侧壁，另一端扭臂抵靠在所述转子座47上第一凹槽侧壁。所述转子41侧面设置有两个沿轴向贯穿的第二凹槽，所述两个离心板53分别在离心扭簧52预扭力矩作用下，另一端卡入转子41上第二凹槽，实现对转子41的另一道保险。

所述转子41顶端侧面设置有第二腰孔，所述盖板45上与第二腰孔正对的位置设置有第三腰孔。所述击发本体18设置于所述隔爆机构4顶端，所述击发本体18侧面、转子41的第二腰孔上方设置有第四阶梯孔，包括自上而下直径递减的第十一阶孔、第十二阶孔和第十三阶孔。所述故障保险机构7设置于所述击发本体18第三阶梯孔内，包括自上而下的垫片73、保险销72和保险销簧71。所述垫片73设置在所述击发本体18上的第十一阶孔内。所述保险销72包括自上而下直径递减的第十圆柱、第十一圆柱和第十二圆柱，第十圆柱和第十二圆柱分别与所述击发本体18上的第十二阶孔和第十三阶孔之间形成间隙配合，为保险销72轴向运动提供导向。所述保险销簧71处于预压状态，套于所述保险销72上的第十一圆柱外侧，其顶端面抵靠在保险销72上第十圆柱底端面，而保险销簧71的底端面抵靠在所述击发本体18上第十二阶孔底面。在装配状态下所述保险销72上的第十二圆柱的底端面高于所述击发本体18底端面。在火箭发动机工作期间，所述保险销72向下运动到底，其第十二圆柱部分穿过盖板45的第三腰孔而伸入转子41上第二腰孔内，限制转子41转动，确保引信在发动机工作结束前不会解除保险，保证载机安全。

所述击发本体18侧面、转子41第三阶梯孔的上方设置有第五阶梯孔，所述击发本体18侧壁设置有沿径向的第五通孔，第五通孔轴线通过第五阶梯孔轴线，连通第一盲孔和第五阶梯孔。所述惯性触发机构3包括发火击针31、火帽座簧32、针刺火帽33、火帽座34和两个限位球35。所述火帽座34为圆柱形，设置于所述击发本体18上的第五阶梯孔内，两者之间为间隙配合，为火帽座34轴向运动提供导向。所述两个保险球35设置于所述击发本体18上第四通孔内，处于激活击针92与火帽座34之间。火帽座34中部位置设置有环形球缺槽，外侧的一个保险球35部分凸出于所述击发本体18上的第五阶梯孔侧壁而卡入该环形槽内，实现对火帽座34的保险。火帽座34顶端中心设置有沿径向贯穿的第六阶梯孔，包括自上而下的第十四阶孔和第十五阶孔，第十五阶孔直径小于第十四阶孔直径，针刺火帽33输入端朝上设置在第十四阶孔内。所述发火击针31针刺端朝下设置在第五阶梯孔顶端，将火帽座簧32预压于发火击针31与火帽座34之间。

所述击发本体18侧面、所述转子41上方设置有轴向的第六阶梯孔，所述电点火管组件16包括点火管塞161和电点火管162，自上而下设置于第六阶梯孔内。所述击发本体18侧面设置有第七阶梯孔，所述转子座47上与所述击发本体18上第七阶梯孔对应位置设置有沿轴向贯穿的第八阶梯孔。所述第八阶梯孔包括自上而下的第十六阶孔和第十七阶孔。所述保险片保险机构6包括螺钉64、保险片63、电作动器62和电作动器塞61。所述电作动器62设置于所述击发本体18上的第七阶梯孔内，部分伸入所述转子座47上的第十六阶孔，并通过转子座47上第十六阶孔底面实现轴向限位。所述电作动器塞61设置在所述击发本体18上的第七阶梯孔内、电作动器62顶端，限制电作动器62向上运动。所述转子座47底端侧面设置有与第五通孔连通的第三凹槽，所述保险片63一端通过螺钉64设置在第三凹槽底面。所述转子41底端侧面设置有第四凹槽。所述保险片63卡入所述转子上的第四凹槽内，实现对转子41的另一道保险。所述保险片63中部覆盖在所述转子座47上的第四通孔底面。

所述击发本体18侧壁设置有沿径向的两个第九阶梯孔，包括从内向外直径递增的三阶阶梯孔。所述短路开关8成对设置在击发本体18的两个第九阶梯孔内。所述短路开关8包括绝缘筒81、短路销82、短路簧83、接电片84和开关塞85。所述绝缘筒81为圆柱形，端面中心处设置有沿其轴线贯穿的第十阶梯孔，包括从内到外直径递增的第十八阶孔、第十九阶孔和第二十阶孔。所述短路销82为二阶同轴圆柱，包括从内到外直径递增的第十三圆柱和第十四圆柱，分别以间隙配合的方式设置在所述绝缘筒81的第十八阶孔和第十九阶孔内，为短路销82沿其轴线运动提供导向。所述短路销82第十四圆柱外端面中心处设置有沿其轴线方向的第五盲孔，第十三圆柱伸出绝缘筒81内端面。所述接电片84设置于绝缘筒81上第二十阶孔内，将所述短路簧83预压于短路销82上第五盲孔内端面与接电片84之间，使两个短路销82的第十三圆柱内端面分别抵靠所述击发本体18上两个第九阶梯孔内端面。所述电点火管组件16两极分别与所述击发本体18和接电片84连接实现短路，确保电点火管组件16平时不会意外发火。

所述盖板45上设置有第四腰孔，涵盖了所述火焰雷管42解除保险运动路径上的所有位置。所述转子41处于其转动范围内的任意位置时，所述电点火管组件16或惯性触发机构3作用后均能通过第四腰孔引爆转子41上的火焰雷管42。

所述转子座47底面设置有沿轴向贯穿的第十一阶梯孔，第十一阶梯孔连通转子座47上的第十一阶孔底面，所述导爆管11设置在第十一阶梯孔内。所述转子41解除保险后，其上的火焰雷管42处于所述导爆管11正上方。

本发明航空旋转火箭弹弹头机电触发引信的工作过程如下：

勤务处理期间，引信处于隔爆状态，隔爆机构4中的转子41由两道离心保险机构5和保险片63锁定于隔爆位置。热电池激活机构9由后坐保险机构10保险，惯性触发机构3由热电池激活机构9中的激活击针92保险，后坐保险机构10可保证引信或弹丸意外跌落地面时不会解除保险，从而保证热电池激活机构9不会意外解除保险，惯性触发机构3也不会意外解除保险。热电池151不会意外开始工作而对线路盒14供电，线路盒14不工作。此时，即使碰击触发开关2中的上球座23与风帽26接触，也不会产生触发信号而使线路盒14输出起爆信号。电点火管组件16由两个角度相互错开的短路开关8短路，能保证其一直处于短路状态，电点火管组件16不会意外发火，引信不会意外作用，从而保证引信平时安全。

弹丸发射后，火箭发动机工作，形成后坐过载环境和旋转环境，后坐保险机构10中的惯性筒102在后坐过载作用下压缩惯性簧105向下运动，直到导向销103完全滑出惯性筒105上的曲折槽，即惯性筒105顶端面低于导向销103侧壁的高度，惯性筒105解除对保险球104的保险。激活击针92在击针簧91的推力作用下推开保险球104而向上加速运动，激活击针92以一定速度刺向热电池151底端中心处（输入端），热电池151被激活并开始工作，为线路盒14提供电能，线路盒14开始工作。激活击针92向上运动的同时也解除了对限位球35的保险，火帽座34在火帽座簧的推力以及火帽座簧32、火帽座34和针刺火帽33产生的后坐力共同作用下，推开限位球35向下运动，惯性触发机构3处于待发状态。在后坐过载作用下，故障保险机构7中的保险销72压缩保险销簧71向下运动，使其第十二圆柱部分穿过盖板45的第三腰孔而伸入转子41上第二腰孔内，限制转子41转动，确保引信在后坐过载消失前即发动机工作结束前，不会解除保险，从而保证载机安全。

同时，两个离心保险机构5中的离心板53在弹丸旋转产生的离心力作用下，克服离心扭簧52的扭矩而向外打开，解除对转子41的一道保险（冗余保险要求中的第一道保险）。两个短路开关8上的短路销82在离心力作用下压缩短路簧83而向外运动，使短路销82不再与击发本体18接触，解除对电点火管组件16的短路，使电点火管组件16处于待发状态。

在弹丸飞出一段距离后（超过安全距离），线路盒14输出解除保险电信号，电作动器62工作而向下推动保险片63，保险片63一端产生塑性变形而使其离开转子41侧壁上的第四凹槽，解除对转子41的另一道保险（冗余保险要求中的第二道保险）。此时，由于保险销72上第二十圆柱仍伸入转子41上的第二腰孔内，转子41不会解除保险。

当发动机工作结束后，后坐过载消失，保险销72在保险销簧71的推力作用下向上运动，使其第十二圆柱离开转子41上的第二腰孔，解除对转子41的保险。转子41在驱动扭簧43扭矩作用下转动，直到转子41上的限位销46抵靠在盖板45上第一腰孔的另一端侧壁。此时，火焰雷管42正对电点火管162，引信处于待发状态。

发动即工作结束后，弹丸飞行过程中，离心力能保证短路开关8一直处于断开状态。弹道簧22的预压抗力能保证在弹丸爬行力和章动力等扰动下上球座23不会向前运动而触碰风帽26，确保弹道安全。

弹丸碰击目标时，引信头部将受到撞击力作用而挤压风帽26，风帽26产生弹塑性变形，同时上球座23、侧击球24和下球座25也会在前冲惯性力作用下前冲，使上球座23与风帽26接触，为线路盒14提供触发信号，线路盒14输出起爆信号，电点火管162发火引爆处于对正位置的火焰雷管42，火焰雷管42进而起爆导爆管11，导爆管11再起爆传爆管12，传爆管12继而引爆弹丸战斗部装药，实现弹丸预定的起爆过程。

若弹丸碰击目标时头部碰击触发开关2未触发或碰击触发开关2已触发但线路盒14意外未输出起爆信号，惯性触发机构3中的针刺火帽33和火帽座34在前冲惯性力作用下压缩火帽座簧32撞向发火击针31而发火，针刺火帽33输出的火焰能量通过传火通道传至转子41上的火焰雷管42的输入端，火焰雷管42发火爆炸并引爆导爆管11，导爆管11继而引爆传爆管12，传爆管12引爆弹丸战斗部装药，引信实现预定的惯性触发过程。

弹丸以小落角碰击目标或着地时，引信头部有可能无法与目标接触或与目标接触但作用反力无法使碰击触发开关2上的风帽26头部产生足够大的弹塑性变形而与上球座23接触，引信无法通过该方式产生触发信号而发火。此时，引信受到的前冲过载较小，但径向过载较大，侧击球24在径向过载作用下会挤压上球座23底端和下球座25顶端的锥孔面，进而推动侧击球24和上球座23向前压缩弹道簧22而运动，使上球座23头部与风帽26内腔接触，为线路盒14提供触发信号，线路盒14输出起爆信号，电点火管162发火。此时若引信已解除保险，则电点火管162引爆处于对正位置的火焰雷管42，火焰雷管42进而起爆导爆管11，导爆管11再起爆传爆管12，传爆管12继而引爆弹丸战斗部装药，完成预定的小落角发火过程。

若弹丸飞出最远作用距离后仍未识别到目标，线路盒14将输出自毁起爆信号，电点火管162起爆，进而引爆火焰雷管42。此时若引信已解除保险，则火焰雷管42再引爆导爆管11，导爆管11继而引爆传爆管12，传爆管12引爆弹丸战斗部装药，实现弹丸预定的自毁作用。

若隔爆机构4中的转子41在其保险机构解除保险后意外未转动或已转动但未转动到位，则在引信或弹丸碰击目标或着地时引信头部的碰击触发开关2触发，为线路盒14提供触发信号，线路盒14输出起爆信号，或在预定自毁时刻由线路盒14输出自毁起爆信号，使电点火管162发火；同时，惯性触发机构3也会在前冲惯性力作用下而前冲而发火，均能引爆处于任何位置上的转子41中的火焰雷管42。至此，引信中的敏感爆炸元件均已发火，引信再也不会发火，处于绝火状态。

若弹丸发射后一直未识别到目标，且着地时未触发作用，也未在预定的自毁时刻实现自毁或绝火，则超过热电池151的预定最长工作时间后，热电池151内部温度降低到一定程度而使其内电解质凝固，热电池151停止工作，不再为线路盒14提供电能，再经过一定时间后线路盒14中电容所储存的电能也会耗散掉，引信实现电发火能量耗散。

引信采用碰击触发和惯性触发两种发火方式并联，具有小落角触发功能，作用可靠性高。同时具有绝火功能和电发火能量耗散功能，能保证未爆弹药爆炸物处理安全。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (9)

1.一种航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，包括本体（1）、惯性触发机构（3）、离心保险机构（5）、保险片保险机构（6）、后坐保险机构（10）、导爆管（11）、传爆管（12）、上体（13）、线路盒（14）、热电池组件（15）、电点火管组件（16）、压环（17）、备紧螺（19），所述本体（1）同轴地设置于上体（13）底端，并通过备紧螺（19）固定；所述本体（1）外壁面设置有一段外螺纹，用于与弹体连接；其特征在于：还包括碰击触发开关（2）、隔爆机构（4）、故障保险机构（7）、热电池激活机构（9）、击发本体（18）以及至少一个短路开关（8）；所述碰击触发开关（2）为上小下大的锥体，同轴地设置于上体（13）上端，其外壁面与上体（13）外壁面光滑连接；所述碰击触发开关（2）底部中心处设置有一段空腔，所述线路盒（14）设置于碰击触发开关（2）底部空腔内，为引信的控制组件；热电池组件（15）设置于所述上体（13）内部，顶端抵靠碰击触发开关（2）底端；所述击发本体（18）、隔爆机构（4）、压环（17）和传爆管（12）自上而下依次设置于所述本体（1）内，故障保险机构（7）、热电池激活机构（9）和至少一个短路开关（8）均设置在击发本体（18）内。

2.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述碰击触发开关（2）为小落角碰击触发开关，即具有擦地炸功能的碰击触发开关，包括头帽（21）、弹道簧（22）、上球座（23）、侧击球（24）、下球座（25）、风帽（26）和接线筒（27）；所述头帽（21）材质为非金属，自上而下包括第一圆台、第一圆柱、第二圆台和第二圆柱；所述风帽（26）为锥形薄壁壳体，套于头帽（21）第一圆台外侧，并通过底端面向内收口固定于头帽（21）第一圆台上；所述头帽（21）底端中心设置有一个自下而上直径递减的第一阶梯孔；所述弹道簧（22）、上球座（23）、侧击球（24）、下球座（25）和接线筒（27）自上而下依次设置于头帽（21）的第一阶梯孔内；所述上球座（23）与头帽（21）第一阶梯孔之间为间隙配合，为上球座（23）轴向运动提供导向；所述上球座（23）底端中心处设置有一个下大上小的锥孔，所述下球座（25）顶端中心设置有上大下小的锥孔；所述侧击球（24）为圆球，设置于上球座（23）底端锥孔与下球座顶端锥孔之间；所述接线筒（27）为上端开口的薄壁圆筒，所述下球座（25）设置于接线筒（27）内腔；所述弹道簧（22）设置于所述上球座（23）外侧，预压于头帽（21）与上球座（23）之间。

3.根据权利要求2所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：在装配状态下所述头帽（21）顶端与所述风帽（26）头部沿轴向留有较大间隙，所述上球座（23）顶端凸出于所述头帽（21）顶端，在装配状态下与所述风帽（26）内腔之间留有一段间隙，碰击触发开关（2）处于断开状态；而在触发作用时，风帽（26）顶端被压垮触碰上球座（23）或者是上球座（23）向上运动到底而与所述风帽（26）内腔接触，碰击触发开关（2）处于导通状态。

4.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述击发本体（18）为圆柱形，其顶端中心处设置有一个轴向盲孔，为第一盲孔，所述热电池激活机构（9）设置于第一盲孔内；热电池激活机构（9）包括击针簧（91）和激活击针（92），所述激活击针（92）与第一盲孔之间为间隙配合，其顶端面设置有击针尖特征；所述击针簧（91）预压于激活击针（92）与第一盲孔孔底之间；所述击发本体（18）第一盲孔侧面还设置有一个轴向盲孔，为第二盲孔；所述后坐保险机构（10）设置于第二盲孔内，用于实现对热电池激活机构（9）的保险。

5.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述隔爆机构（4）为扭簧驱动的水平转子隔爆机构，由离心保险机构（5）和保险片保险机构（6）锁定于隔爆位置，包括转子（41）、火焰雷管（42）、驱动扭簧（43）、转轴（44）、盖板（45）、限位销（46）和转子座（47）；转子座（47）为圆柱形，在其顶端面偏心位置设置有第二阶梯槽；所述转子（41）、火焰雷管（42）、驱动扭簧（43）、转轴（44）和限位销（46）构成转子部件，设置于转子座（47）第二阶梯槽内。

6.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述转子（41）顶端侧面设置有第一限位孔，所述盖板（45）对应位置设置有第一通孔；所述击发本体（18）设置于所述隔爆机构（4）顶端，所述击发本体（18）侧面、转子（41）的第一限位孔上方设置有第三阶梯孔；所述故障保险机构（7）设置于所述击发本体（18）第三阶梯孔内，包括自上而下的垫片（73）、保险销（72）和保险销簧（71），保险销（72）可在第三阶梯孔内沿轴向滑动；所述保险销簧（71）处于预压状态，在装配状态下所述保险销（72）底端面高于所述转子（41）上第一限位孔顶端，所述保险销（72）向下运动到底时，其下端穿过盖板（45）的第一通孔而伸入转子（41）上第一限位孔内，限制转子（41）转动。

7.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述击发本体（18）侧面、转子（41）上火焰雷管（42）的上方设置有第四阶梯孔；所述惯性触发机构（3）设置于第四阶梯孔内；所述击发本体（18）侧面、所述转子（41）上方设置有轴向的第五阶梯孔，电点火管组件（16）设置于第五阶梯孔内；所述击发本体（18）侧面设置有第六阶梯孔，所述保险片保险机构（6）设置于第六阶梯孔内，实现对转子（41）的另一道保险。

8.根据权利要求1所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述短路开关（8）包括绝缘筒（81）、短路销（82）、短路簧（83）、接电片（84）和开关塞（85）；所述绝缘筒（81）为圆柱，端面中心处设置有贯穿的第七阶梯孔；所述短路销（82）为二阶同轴圆柱，以间隙配合的方式设置于第七阶梯孔内，使其小端伸出绝缘筒（81）端面；所述接电片（84）设置于绝缘筒（81）第七阶梯孔内，将所述短路簧（83）预压于短路销（82）大端与接电片（84）之间；所述击发本体（18）侧壁设置有沿径向的第八阶梯孔，所述短路开关（8）设置在第八阶梯孔内，使短路销（82）小端抵靠第八阶梯孔内端面；所述短路开关（8）成对设置，用于实现对电点火管组件（16）的短路，确保电点火管组件（16）平时不会意外发火。

9.根据权利要求3所述的航空旋转火箭弹弹头机电触发引信，其特征在于：所述盖板（45）上设置有第三腰孔，涵盖了所述火焰雷管（42）解除保险运动路径上的所有位置；所述转子（41）处于其转动范围内的任意位置时，所述电点火管组件（16）或惯性触发机构（3）作用后均能通过第三腰孔引爆转子（41）上的火焰雷管（42）。

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