CN112964138A - 一种小口径火箭旋转式折叠尾翼 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种小口径火箭旋转式折叠尾翼，在小口径火箭在有限空间内，尾翼具备可折叠、展开后自由旋转的功能。该旋转式折叠尾翼包括：两个以上翼片、安装筒、转动筒、滚珠以及与翼片一一对应的翼片折叠机构；安装筒用于连接尾翼和弹体结构；转动筒同轴套装在安装筒；安装筒与转动筒之间设置有一圈以上滚珠；安装筒作为滚珠的滚动内圈，转动筒作为滚珠的滚动外圈，通过滚珠的滚动，实现转动筒相对安装筒的自由转动；翼片通过翼片折叠机构安装在转动筒的外圆周面上，翼片折叠机构用于实现翼片的折叠与展开，当翼片处于折叠状态时，贴合在转动筒的外圆周面上。
Description
技术领域
本发明涉及一种尾翼，具体涉及一种适用于小口径火箭的旋转式折叠尾翼。
背景技术
为使火箭的发射装置小型化，也使运输、贮存简单方便，火箭大量采用了箱(筒)式发射，使发射箱(筒)也兼作贮运箱(筒)。为了适应这种情况，火箭出现了折叠式尾翼。
为了保证火箭良好气动外形、提高火箭飞行稳定度、控制火箭的平衡转速，将火箭尾翼设计为可旋转的尾翼。
市场现有某些火箭，一种是具有尾翼折叠机构，但尾翼不能自由旋转；另一种是尾翼装配有轴承，可以自由旋转，但没有折叠；且装配有轴承的尾翼不适用于空间受限的小口径火箭(口径小于100mm)。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种小口径火箭旋转式折叠尾翼，在小口径火箭在有限空间内，尾翼具备可折叠、展开后自由旋转的功能。
所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，包括：两个以上翼片、安装筒、转动筒、滚珠以及与翼片一一对应的翼片折叠机构；
所述安装筒用于连接尾翼和弹体结构；
所述转动筒同轴套装在所述安装筒外；
所述安装筒与转动筒之间设置有一圈以上滚珠；所述安装筒作为滚珠的滚动内圈，转动筒作为滚珠的滚动外圈，通过所述滚珠的滚动，实现转动筒相对所述安装筒的自由转动；
所述翼片通过所述翼片折叠机构安装在所述转动筒的外圆周面上，所述翼片折叠机构用于实现所述翼片的折叠与展开，当所述翼片处于折叠状态时，贴合在所述转动筒的外圆周面上。
作为本发明的一种优选方式：所述翼片折叠机构包括：扭簧、安装座以及轴；
所述安装座固定安装在所述转动筒上；所述安装座具有两支耳A；
所述翼片上与翼片折叠机构的连接端设置有两个支耳B；
所述轴穿过两个支耳A和支耳B上的通孔后，实现翼片与安装座的连接，其中所述支耳A和所述支耳B在轴上间隔设置；所述翼片绕轴转动实现折叠与展开；
所述轴上套装有两个扭簧，所述扭簧的一端均与翼片相连，另一端与转动筒相连；当所述翼片处于折叠状态时，所述扭簧扭转变形，当所述翼片在所述扭簧扭转恢复力的作用下扭转展开后，通过锁紧定位机构对其展开位置进行锁定。
作为本发明的一种优选方式：所述安装座在结构上具有条形座以及两个支耳A，支耳A为L型，支耳A的竖直部分与安装座条形座相连，水平部分与条形座相对的一面为斜面；两个支耳A与条形座相对的空间形成翼片卡槽；
翼片上的支耳B为L型，支耳B的水平部分与翼片相连，竖直部分的端面为与支耳A上的斜面倾斜度相同的斜面；
所述翼片卡槽以及两个相配合的斜面共同组成锁紧定位机构；
当翼片在外力作用下处于折叠状态时，所述支耳B未进入翼片卡槽内，所述支耳B的端部与所述支耳A的端部抵触，使扭簧处于压缩及扭转状态；
当解除翼片上的外力后，所述翼片在扭簧扭转恢复力的作用下扭转展开，同时在扭簧压缩恢复力的作用下将所述支耳B推进翼片卡槽内，在该过程中，所述支耳A与所述支耳B上的斜面相互配合引导所述支耳B进入翼片卡槽；当所述支耳B位于翼片卡槽内时，所述支耳A与所述支耳B上的斜面相互配合对所述翼片进行位置锁定。
作为本发明的一种优选方式：所述安装筒上，所述转动筒的轴向两端分别设置有固定环，所述固定环用于所述转动筒和滚珠的轴向限位。
作为本发明的一种优选方式：还包括用于对所述滚珠起密封作用的密封圈。
有益效果：
(1)该旋转式折叠尾翼具备折叠功能以及展开后自由旋转的功能；火箭在发射筒内时，尾翼处于折叠状态；火箭发射出发射筒后，尾翼自动展开并自由旋转，为火箭提供升力，同时提高火箭飞行的稳定度和控制火箭平衡转速。
(2)采用本发明的旋转式折叠尾翼能够缩小火箭的横向尺寸，便于箱(筒)式贮装、运输和发射；节省火箭的贮运空间，增加贮运装置的贮运能力，提高了武器系统的作战能力；火箭飞行时尾翼旋转可以提高火箭飞行的稳定度和控制火箭平衡转速。
附图说明
图1为本发明的旋转式折叠尾翼的立体图；
图2为本发明的旋转式折叠尾翼纵向剖视图；
图3为本发明的旋转式折叠尾翼横向剖视图；
图4为安装座的结构示意图；
图5为转动筒的结构示意图；
图6为翼片的结构示意图；
图7为安装筒的结构示意图；
图8为固定环的结构示意图。
其中：1-翼片；2-安装筒；3-转动筒；4-扭簧；5-安装座；6-螺钉；7-轴；8-滚珠；9-密封圈；10-固定环；11-支耳A；12-支耳B。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本实施例提供一种适用于小口径火箭的旋转式折叠尾翼，该尾翼具备可折叠、展开后自由旋转的功能。
如图1-图3所示，该旋转式折叠尾翼包括：四个翼片1、安装筒2、转动筒3、滚珠8、固定环10以及与翼片1一一对应的翼片折叠机构；
其整体连接关系为：
安装筒2(结构如图7所示)是弹体结构的一部分，起到尾翼与弹体结构之间连接作用；同时也作为滚珠8的滚动内圈。转动筒3(结构如图5所示)同轴套装在安装筒2外圆周的中间部分，转动筒3作为滚珠8的滚动外圈，即安装筒2与转动筒3之间轴向两端各安装有一圈滚珠8，通过安装筒2和转动筒3之间滚珠8的滚动，实现转动筒3以及尾翼整体(这里的尾翼整体指四个翼片1及对应的翼片折叠机构)的自由旋转(绕安装筒2轴线的自由转动)。安装筒2、转动筒3以及滚珠8形成类似滚珠轴承的结构，由此无需安装轴承便可实现尾翼整体相对安装筒2的转动。密封圈9对滚珠8起密封作用，防止滚珠8内进入异物。在安装筒2上，转动筒3的轴向两端设置有如图8所示的固定环10，固定环10与安装筒2之间通过螺纹连接，固定环对转动筒3、滚珠8的轴向限位(滚珠8另一端由安装筒2上的轴肩进行轴向限位)。
翼片1通过翼片折叠机构安装在转动筒3的外圆周面上，且四个翼片1沿转动筒3周向均匀间隔分布；如图6所示，翼片1为与转动筒3外圆周面匹配的弧形结构，当翼片1处于折叠状态时，贴合在转动筒3的外圆周面上。
翼片折叠机构包括：扭簧4、安装座5以及轴7；其中安装座5通过五个螺钉6安装在转动筒3上；如图4所示，安装座5在结构上具有条形座以及两个L型支耳A11，L型支耳A11的竖直部分与条形座相连，水平部分与条形座相对的一面为斜面；两个L型支耳A11与条形座相对的空间形成翼片卡槽。
翼片1上与翼片折叠机构的连接端设置有两个与L型支耳A11配合的L型支耳B12；L型支耳B12的水平部分与翼片1相连，竖直部分的端面为与L型支耳A11上的斜面倾斜度相同的斜面。
轴7穿过两个L型支耳A11和L型支耳B12上的通孔后，实现翼片1与安装座5的连接，其中L型支耳A11和L型支耳B12在轴7上间隔设置。翼片1绕轴7转动实现折叠与展开。在轴7上套装有两个扭簧4，其中一个扭簧4位于安装筒2上的轴肩与左侧的L型支耳B12之间，另一个扭簧4位于左侧的L型支耳A11与右侧的L型支耳B12之间；两个扭簧4的一端均与翼片1相连，另一端均与转动筒3相连。
扭簧4的作用是使翼片1扭转展开并将翼片1推进安装座5的翼片卡槽内。其原理为：当翼片1在外力作用下处于折叠状态时，L型支耳B12未进入翼片卡槽内，L型支耳B12的端部与L型支耳A11的端部抵触，使扭簧4处于压缩及扭转状态；当解除翼片1上的外力后，翼片1在扭簧4扭转恢复力的作用下扭转展开，同时在扭簧4压缩恢复力的作用下将L型支耳B12推进安装座5的翼片卡槽内(如图1所示状态)；在该过程中，L型支耳A11与L型支耳B12上的斜面起到引导翼片进入卡槽的作用)。当L型支耳B12位于安装座5的翼片卡槽内时，L型支耳A11与L型支耳B12上的斜面配合避免L型支耳B12滑出翼片卡槽，即此时翼片卡槽以及两个相配合的斜面共同组成锁紧定位机构，该锁紧定位机构的作用是折叠翼片展开过程中，引导翼片1进入卡槽，并使翼片1在预定位置准确定位、可靠锁定。
在通常情况下，先将翼片1折叠，使其与发射箱(筒)内壁相适应；利用发射箱(筒)作为折叠状态尾翼的约束，将火箭装入发射箱(筒)中。当火箭发射离筒后，翼片1在扭簧4扭力作用下自动展开到位并且锁定。火箭飞行过程中，尾翼在气动力以及滚珠8滚动等作用下实现自由旋转。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于，包括：两个以上翼片(1)、安装筒(2)、转动筒(3)、滚珠(8)以及与翼片(1)一一对应的翼片折叠机构；
所述安装筒(2)用于连接尾翼和弹体结构；
所述转动筒(3)同轴套装在所述安装筒(2)外；
所述安装筒(2)与转动筒(3)之间设置有一圈以上滚珠(8)；所述安装筒(2)作为滚珠(8)的滚动内圈，转动筒(3)作为滚珠(8)的滚动外圈，通过所述滚珠(8)的滚动，实现转动筒(3)相对所述安装筒(2)的自由转动；
所述翼片(1)通过所述翼片折叠机构安装在所述转动筒(3)的外圆周面上，所述翼片折叠机构用于实现所述翼片(1)的折叠与展开，当所述翼片(1)处于折叠状态时，贴合在所述转动筒(3)的外圆周面上。
2.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述翼片折叠机构包括：扭簧(4)、安装座(5)以及轴(7)；
所述安装座(5)固定安装在所述转动筒(3)上；所述安装座(5)具有两支耳A(11)；
所述翼片(1)上与翼片折叠机构的连接端设置有两个支耳B(12)；
所述轴(7)穿过两个支耳A(11)和支耳B(12)上的通孔后，实现翼片(1)与安装座(5)的连接，其中所述支耳A(11)和所述支耳B(12)在轴(7)上间隔设置；所述翼片(1)绕轴(7)转动实现折叠与展开；
所述轴(7)上套装有两个扭簧(4)，所述扭簧(4)的一端均与翼片(1)相连，另一端与转动筒(3)相连；当所述翼片(1)处于折叠状态时，所述扭簧(4)扭转变形，当所述翼片(1)在所述扭簧(4)扭转恢复力的作用下扭转展开后，通过锁紧定位机构对其展开位置进行锁定。
3.如权利要求2所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述安装座(5)在结构上具有条形座以及两个支耳A(11)，支耳A(11)为L型，支耳A(11)的竖直部分与安装座(5)条形座相连，水平部分与条形座相对的一面为斜面；两个支耳A(11)与条形座相对的空间形成翼片卡槽；
翼片(1)上的支耳B(12)为L型，支耳B(12)的水平部分与翼片(1)相连，竖直部分的端面为与支耳A(11)上的斜面倾斜度相同的斜面；
所述翼片卡槽以及两个相配合的斜面共同组成锁紧定位机构；
当翼片(1)在外力作用下处于折叠状态时，所述支耳B(12)未进入翼片卡槽内，所述支耳B(12)的端部与所述支耳A(11)的端部抵触，使扭簧(4)处于压缩及扭转状态；
当解除翼片(1)上的外力后，所述翼片(1)在扭簧(4)扭转恢复力的作用下扭转展开，同时在扭簧(4)压缩恢复力的作用下将所述支耳B(12)推进翼片卡槽内，在该过程中，所述支耳A(11)与所述支耳B(12)上的斜面相互配合引导所述支耳B(12)进入翼片卡槽；当所述支耳B(12)位于翼片卡槽内时，所述支耳A(11)与所述支耳B(12)上的斜面相互配合对所述翼片(1)进行位置锁定。
4.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述安装筒(2)上，所述转动筒(3)的轴向两端分别设置有固定环(10)，所述固定环(10)用于所述转动筒(3)和滚珠(8)的轴向限位。
5.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：还包括用于对所述滚珠(8)起密封作用的密封圈(9)。
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