CN112229268A - 一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，安装于发射架的尾端，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，保证后坐力从发射筒滑块可靠传递至测力传感器，实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量；同时，本发明可避免便携式导弹武器因增加后坐力测量机构带来额外的导弹出筒扰动，保证筒装导弹发射飞行试验中发射扰动的真实有效，为便携发射架稳定性设计提供准确的输入条件；此外，本发明的后坐力测量机构可以反复使用，多次便携式导弹武器发射飞行试验只需一套后坐力测量机构。

Description

一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构
技术领域
本发明属于导弹武器设备技术领域，尤其涉及一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构。
背景技术
后坐力是单兵火箭弹、导弹等武器系统的关键性测试指标，它是导弹发射离筒过程中对发射平台的反冲力，反冲力大小影响便携式发射架的稳定性，发射架的稳定性进而影响导弹发射扰动大小，在发射扰动较大的情况下，俯仰方向扰动会导致导弹提前落地，偏航方向扰动会导致导弹偏离飞行轨迹，均会直接影响命中概率尤其是近程目标的命中概率。
现有技术通常是以如何缓冲导弹发射时产生的后坐力、从而降低后坐力带来的发射扰动为出发点，例如，在炮型单兵火箭上采用在炮尾安装拉瓦尔喷管的形式以抵消发射后坐力，有效控制火炮发射平衡性能；或者是阐述航炮后坐力和前冲力的测试方法，很少有通过后坐力测量机构实现便携式导弹武器后坐力精确测量的相关技术报导。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，能够实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量。
一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，所述发射筒装导弹的发射筒11轴向上设置有一组后滑块14、一组中滑块13以及一组前滑块12，且发射筒11的三组滑块落入发射架9的导轨槽内，所述后坐力测量机构8包括传感器工装4以及安装在传感器工装4上的测力传感器6、滑块7、滑块定位块5、传感器定位块3、加力杆1以及加力螺栓2，其中，所述测力传感器6与滑块7纵向对齐放置于传感器工装4上；所述滑块定位块5与传感器定位块3分别对应安装于滑块7与测力传感器6的两侧，分别用于限制滑块7与测力传感器6的横向位移，并使两者纵向对齐；
所述传感器工装4的一端与发射架9的尾部固接，另一端开有螺纹孔；所述加力螺栓2的一端安装有加力杆1，另一端穿过所述螺纹孔并抵在测力传感器6上；所述加力杆1用于旋转加力螺栓2，使其通过螺纹孔进行螺旋传动以推动测力传感器6在纵向上作直线运动，进而通过测力传感器6推动滑块7向发射架9的前部移动，使得滑块7完全进入发射架9的导轨槽并抵住发射筒11的后滑块14。
进一步地，所述滑块7的下表面、测力传感器6的下表面以及发射架9的导轨槽的下表面在同一水平面上。
进一步地，所述加力螺栓2、测力传感器6以及滑块7共轴。
进一步地，所述滑块7为U型结构，且U型结构的封闭端与测力传感器6形成面接触，U型结构开口端的两侧分别向外延伸有凸台，两个凸台分别在测力传感器6的推动下，在发射架9两侧的导轨槽中滑动，并分别抵住一个后滑块14。
进一步地，所述传感器工装4通过连接螺栓10固接于发射架9的尾部。
有益效果：
1、本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，安装于发射架的尾端，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，实现筒装导弹发射离筒过程中对便携式发射架的后坐力的精确测量；同时，本发明可避免便携式导弹武器因增加后坐力测量机构带来额外的导弹出筒扰动，保证筒装导弹发射飞行试验中发射扰动的真实有效，为便携发射架稳定性设计提供准确的输入条件；此外，本发明的后坐力测量机构可以反复使用，多次便携式导弹武器发射飞行试验只需一套后坐力测量机构。
2、本发明提供一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，将滑块设计为U型结构，U型结构开口端的凸台分别抵住一个后滑块，U型结构的封闭端抵住测力传感器，保证后坐力从发射筒后滑块可靠传递至滑块，从而可靠传递至测力传感器，将后坐力传递损失降到最小，进一步提高后坐力的测量精度，更好实现发射筒后滑块、发射架导轨和测力传感器三者之间紧密的机械配合。
附图说明
图1为本发明提供的后坐力测量机构三维图；
图2为本发明提供的后坐力测量机构与发射架连接三维图；
图3为本发明提供的便携式导弹武器与后坐力测量机构匹配关系图；
图4为本发明提供的发射筒装填入架初始状态示意图；
图5为本发明提供的发射筒装填入架前移中状态示意图；
图6为本发明提供的发射筒装填入架前移到位状态示意图；
图7为本发明提供的发射筒装填入架移动过程状态示意图；
1-加力杆、2-加力螺栓、3-传感器定位块、4-传感器工装、5-滑块定位块、6-测力传感器、7-滑块、8-后坐力测量机构、9-发射架、10-连接螺栓、11-发射筒、12-前滑块、13-中滑块、14-后滑块、15-发射架前端斜开口、16-发射架后端斜开口、17-发射筒滑块组合的最终位置、18-发射筒滑块组合的初始位置。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，所述发射筒装导弹的发射筒11轴向上设置有一组后滑块14、一组中滑块13以及一组前滑块12，且发射筒11的三组滑块落入发射架9的导轨槽内，如图1所示，所述后坐力测量机构8包括传感器工装4以及安装在传感器工装4上的测力传感器6、滑块7、滑块定位块5、传感器定位块3、加力杆1以及加力螺栓2，其中，所述测力传感器6与滑块7并排放置于传感器工装4上；所述滑块定位块5与传感器定位块3分别对应安装于滑块7与测力传感器6的两侧，分别用于限制滑块7与测力传感器6的横向位移，并使两者纵向对齐；
如图2所示，所述传感器工装4的一端与发射架9的尾部固接，另一端开有螺纹孔；所述加力螺栓2的一端安装有加力杆1，另一端穿过所述螺纹孔并抵在测力传感器6上；所述加力杆1用于旋转加力螺栓2，使其通过螺纹孔进行螺旋传动以推动测力传感器6在纵向上作直线运动，进而通过测力传感器6推动滑块7向发射架9的前部移动，保证后坐力从发射筒滑块可靠传递至测力传感器，使得滑块7完全进入发射架9的导轨槽并抵住发射筒11的后滑块14。所述加力螺栓2、测力传感器6以及滑块7共轴，滑块7的下表面、测力传感器6的下表面以及发射架9的导轨槽的下表面在同一水平面上。
也就是说，后坐力测量机构8通过连接螺栓10与发射架9进行固连，筒装导弹装填至发射架9，通过加力杆1拧动加力螺栓2，滑块7通过发射筒11的后滑块14推动筒装导弹前移至发射架9最前端，限位筒装导弹前后移动，并保证滑块7与筒装导弹后滑块14的紧密配合，如图3所示。导弹发射离筒过程中，导弹向前运动，也即从后滑块14向前滑块12的方向上的运动；同时，由于导弹发动机尾流冲刷致使发射筒11会受到后坐力，发射筒11将此力依次通过后滑块14、滑块7传递给测力传感器6，从而实现导弹发射离筒过程中后坐力的精准测量。
需要说明的是，后坐力在滑块7的传递过程中会产生损耗，因此，为了将后坐力的传递损失降到最小，进一步提高后坐力的测量精度，本发明将滑块7设计为U型结构，且U型结构的封闭端与测力传感器6形成面接触，U型结构开口端的两侧分别向外延伸有凸台，两个凸台分别在测力传感器6的推动下，在发射架9两侧的导轨槽中滑动，并分别抵住一个后滑块14。
下面详细介绍本发明提供的便携式导弹武器后坐力测量机构8的使用过程：
首先通过连接螺栓10将传感器工装4安装固定于发射架9尾部，通过加力螺栓2实现测力传感器6、滑块7在传感器工装4上的初步固定，通过滑块定位块5和传感器定位块3实现测力传感器6和滑块7的纵向对齐和侧向限位，以保证后坐力从滑块7可靠传递至测力传感器6。
其次，将发射筒前、中、后滑块分别通过发射架前端斜开口15和发射架后端斜开口16落入发射架9的导轨槽内，其初始状态见图4所示，此时，后坐力测量机构的滑块7还未进入发射架9的导轨槽内，仅紧邻发射架9的导轨槽入口，且测力传感器6也紧挨着传感器工装4开有螺纹孔的一端；然后，通过加力杆1旋转加力螺栓2，加力螺栓2向前作直线运动，推动测力传感器6向前移动，进而测力传感器6再推动滑块7，最后由滑块7推动发射筒11的后滑块14，实现发射筒11前移，发射筒11移动中的状态见图5所示，此时，滑块7的前端已经进入发射架9的导轨槽内；最后发射筒前滑块12移动到发射架9最前端至不能移动为止，发射筒11移动最终状态见图6所示；发射筒装填入架初始状态和前移到位状态时后坐力测量机构状态对比如图7所示，显然，发射筒前、中、后滑块形成的滑块组合从发射筒滑块组合的初始位置18移动到发射筒滑块组合的最终位置17。发射筒移动至最终状态，通过通用传感器采集设备读取测力传感器的数据，作为测力初始值。
导弹发射离筒过程中，导弹向前运动的同时，由于导弹的发动机尾流冲刷致使发射筒受到后坐力，发射筒11通过后滑块14将此力传递至测力传感器6，从而实现导弹发射离筒过程中后坐力的精准测量，此后坐力为便携发射架稳定性设计提供了准确的输入。
由此可见，本发明提供一种通过便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，为测量导弹出筒时对发射平台产生后坐力的影响，在发射架的尾端加装了后坐力测量机构，在不影响筒装导弹正常装填的前提下，通过加力螺栓纵向前移，消除后坐力测量机构与筒装导弹的配合间隙，实现筒装导弹发射时后坐力的精确测量。
当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (5)

1.一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，所述筒装导弹的发射筒(11)轴向上设置有一组后滑块(14)、一组中滑块(13)以及一组前滑块(12)，且发射筒(11)的三组滑块落入发射架(9)的导轨槽内，其特征在于，所述后坐力测量机构(8)包括传感器工装(4)以及安装在传感器工装(4)上的测力传感器(6)、滑块(7)、滑块定位块(5)、传感器定位块(3)、加力杆(1)以及加力螺栓(2)，其中，所述测力传感器(6)与滑块(7)纵向对齐放置于传感器工装(4)上；所述滑块定位块(5)与传感器定位块(3)分别对应安装于滑块(7)与测力传感器(6)的两侧，分别用于限制滑块(7)与测力传感器(6)的横向位移，并使两者纵向对齐；
所述传感器工装(4)的一端与发射架(9)的尾部固接，另一端开有螺纹孔；所述加力螺栓(2)的一端安装有加力杆(1)，另一端穿过所述螺纹孔并抵在测力传感器(6)上；所述加力杆(1)用于旋转加力螺栓(2)，使其通过螺纹孔进行螺旋传动以推动测力传感器(6)在纵向上作直线运动，进而通过测力传感器(6)推动滑块(7)向发射架(9)的前部移动，使得滑块(7)完全进入发射架(9)的导轨槽并抵住发射筒(11)的后滑块(14)。
2.如权利要求1所述的一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，其特征在于，所述滑块(7)的下表面、测力传感器(6)的下表面以及发射架(9)的导轨槽的下表面在同一水平面上。
3.如权利要求1所述的一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，其特征在于，所述加力螺栓(2)、测力传感器(6)以及滑块(7)共轴。
4.如权利要求1所述的一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，其特征在于，所述滑块(7)为U型结构，且U型结构的封闭端与测力传感器(6)形成面接触，U型结构开口端的两侧分别向外延伸有凸台，两个凸台分别在测力传感器(6)的推动下，在发射架(9)两侧的导轨槽中滑动，并分别抵住一个后滑块(14)。
5.如权利要求1所述的一种便携式发射架发射筒装导弹的后坐力测量机构，其特征在于，所述传感器工装(4)通过连接螺栓(10)固接于发射架(9)的尾部。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001073368A1 (de) * 2000-03-27 2001-10-04 Thomas Briol Einschiessgerät für handfeuerwaffen
US20100064566A1 (en) * 2002-06-07 2010-03-18 Renaud Kerbrat Firearm with enhanced recoil and control characteristics
CN103487191A (zh) * 2013-10-08 2014-01-01 南京理工大学 一种后坐参量测试装置
CN105737669A (zh) * 2016-03-28 2016-07-06 南京理工大学 可调式手枪后坐力测试台架
CN108286916A (zh) * 2017-12-27 2018-07-17 北方工业大学 一种运动枪械校准试验装置
CN211205605U (zh) * 2020-03-10 2020-08-07 河北东方富达机械有限公司 测力装置
CN111623665A (zh) * 2020-03-31 2020-09-04 四川航天燎原科技有限公司 一种导弹发射前冲后坐测试系统及方法
CN211626246U (zh) * 2019-12-25 2020-10-02 秦皇岛瀚丰长白科技有限责任公司 试验用无后座力炮发射固定装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001073368A1 (de) * 2000-03-27 2001-10-04 Thomas Briol Einschiessgerät für handfeuerwaffen
US20100064566A1 (en) * 2002-06-07 2010-03-18 Renaud Kerbrat Firearm with enhanced recoil and control characteristics
CN103487191A (zh) * 2013-10-08 2014-01-01 南京理工大学 一种后坐参量测试装置
CN105737669A (zh) * 2016-03-28 2016-07-06 南京理工大学 可调式手枪后坐力测试台架
CN108286916A (zh) * 2017-12-27 2018-07-17 北方工业大学 一种运动枪械校准试验装置
CN211626246U (zh) * 2019-12-25 2020-10-02 秦皇岛瀚丰长白科技有限责任公司 试验用无后座力炮发射固定装置
CN211205605U (zh) * 2020-03-10 2020-08-07 河北东方富达机械有限公司 测力装置
CN111623665A (zh) * 2020-03-31 2020-09-04 四川航天燎原科技有限公司 一种导弹发射前冲后坐测试系统及方法

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