CN114485288A - 小口径弹体-大翼展空间折叠尾翼的展开、锁紧方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于弹体结构设计技术领域，涉及一种空间折叠尾翼的快速展开、可靠锁紧方法，包括内置于喷管及尾翼的展开机构及锁紧机构。展开机构利用扭簧的弹簧力作用于尾翼机构的力矩，为尾翼机构提供纵向展开力矩，同时利用尾翼片上的翼扭簧实现尾翼片的横向展开；锁紧机构采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁；采用翼片轴上的定位卡槽对尾翼片的横向方向进行定位并自锁。本发明解决了小口径弹体、大展弦比尾翼的快速展开和可靠锁紧问题，且结构简单、重量轻、尾翼与弹体连接刚度好，有利于提高飞行的稳定性和飞行品质,具有很大的推广应用空间。

Description

小口径弹体-大翼展空间折叠尾翼的展开、锁紧方法

技术领域

本发明属于弹体尾翼结构设计技术领域，主要涉及一种大展弦比尾翼的快速展开、可靠锁紧方法。

背景技术

大量弹体为满足结构空间的要求，都采用折叠式尾翼。其工作原理是：在贮运状态下，尾翼处于叠合状态与发射筒内壁相适应，利用发射筒内壁作为约束，弹体发射离筒后，尾翼在展开机构的作用下自动展开复位；在锁紧机构的作用下可靠锁定。

通常，折叠式尾翼的展开机构一般采用以下方式：(1)以扭簧产生的弹簧力矩为展开力矩；(2)压缩弹簧通过弹簧力直接作用于尾翼，产生展开力矩；(3)利用燃气压力、压缩空气、液压作动筒方式直接或通过连杆机构推动尾翼展开。但它们各具有一些缺陷和限制：方式(1)中的扭簧产生的力矩直接作用于尾翼转轴，所产生的展开力矩较小，而由于结构尺寸限制，不便于在转枢附近使用大扭簧；方式(2)与方式(1)具有相似的缺陷和限制，产生的展开力矩较小；方式(3)产生的展开力矩大，但是，涉及到气体密封和连杆机构设计，构造复杂，结构不紧凑。

折叠式尾翼的锁紧机构一般采用圆销锁紧、锁键、限位块等方式，圆销锁紧方式，尾翼前后摆动量大；锁键和限位块方式结构较复杂，很难内置于尾翼内部结构中。

对于小口径弹体，横向折叠就更难满足总体大展弦比的要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是:尾翼因结构空间约束、回转半径及转动惯量大产生的快速展开以及随之带来的锁紧可靠性，针对现有技术存在的问题，为小口径弹体的尾翼提供一种快速空间展开、可靠锁紧技术，进而实现小口径弹体大展弦比的要求。

为了解决上述问题，本发明的技术方案如下：

本发明提供的一种小口径弹体—大翼展空间折叠尾翼的展开、锁紧方法，将尾翼机构安置于喷管中后部的支耳槽内，尾翼机构中的扭簧为一扭转弹簧，尾翼机构通过翼轴铆接固定在喷管支耳槽内，尾翼机构处于折叠状态时，受发射筒内壁约束，扭簧处于张开装态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，筒体约束解除，该弹簧力绕翼轴的作用力矩，为尾翼机构提供纵向展开力矩；同时通过尾翼机构的翼扭簧为尾翼机构提供横向展开力矩。纵向展开过程采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁，实现纵向锁紧；横向展开过程采用定位卡槽锁紧方式，实现横向锁紧。

通常弹体的尾翼片基本都采用单片翼整体式结构设计，本发明中的尾翼机构采用新型设计思路，设计出一种可空间折叠的尾翼机构，既可实现尾翼自身功能又能实现大展弦比尾翼的结构设计。尾翼机构的结构示意图如图2所示，包括尾翼片、翼扭簧、翼轴二、轴销、翼片轴。翼扭簧6的一端抵在翼片轴9的前端支耳上，另一端抵在尾翼片5翼根部，翼轴二7穿过尾翼片5根部通孔、翼扭簧6、翼片轴9上的两个支耳孔，将尾翼片5、翼扭簧6安装在翼片轴9上，通过轴销8铆接的方式将翼轴二7固定在翼片轴9上，从而使得尾翼片5、翼扭簧6、翼轴二7、翼片轴9成为一体，构成尾翼机构。当尾翼机构处于折叠状态时，翼扭簧受发射筒内壁约束、翼片轴安装槽的限位处于压缩状态而蓄存弹簧力，当弹体发射离筒后，筒体约束解除，尾翼机构开始纵向展开，展开过程中，该弹簧力绕翼轴二的作用力矩，为尾翼片提供横向展开力矩，在翼扭簧的推力作用下将尾翼片推入翼片轴的定位槽内从而实现尾翼片的横向展开到位并锁紧到位，进而实现了尾翼机构的空间展开。

进一步，快速展开方法包括：将尾翼机构4置于喷管1的后端支耳槽中，安装在喷管1后部，翼轴一2穿过扭簧3通过铆接固定在喷管[1]支耳槽内，促使尾翼机构与弹体连接紧密配合；尾翼机构4处于折叠状态时，其受发射筒10内壁约束，扭簧3处于张开装态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，发射筒10约束解除，该力绕翼轴一2的作用力矩，为尾翼机构4提供纵向展开力矩，同时通过翼扭簧6为尾翼机构4提供横向展开力矩。

进一步，展开力矩的大小可通过调节扭簧、翼扭簧刚度、翼轴的位置和高度(影响展开力矩的作用力臂)而改变。

根据本发明，锁紧机构分为纵向锁紧和横向锁紧两部分。

将纵向锁紧机构内置于喷管内部，采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁；锁紧销为圆锥销，内装有锁紧簧，其为压缩弹簧。具体地：定位销12预置在喷管的支耳槽内的定位销11内，定位销11内开有盲孔，用于将锁紧簧13与锁紧销12安装在定位销内，尾翼机构4处于折叠状态时，装有锁紧簧13的锁紧销12预先被压入定位销11的盲孔内，受尾翼机构的限位并处于压缩状态而蓄存弹簧力；尾翼机构4纵向展开到位后，锁紧销12则至与翼片轴9上的锥形孔同轴线的位置，其在锁紧簧13的弹力作用下压入翼片轴9的锥形孔内，并自锁；预置锁紧销的盲孔位置须保证尾翼机构由叠合状态到纵向展开到位过程中，锁紧销一直受喷管支耳槽的限位。

横向锁紧的方法采用翼片轴上的定位卡槽对尾翼片的横向方向进行定位并自锁，具体如下：

翼轴二7穿过尾翼片5和翼扭簧6，通过轴销8安装在翼片轴9上；尾翼机构4处于折叠状态时，翼扭簧6受发射筒10内壁约束、翼片轴9的前端支耳与尾翼片5翼根部之间所形成的安装槽的限位处于压缩状态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，发射筒10约束解除，该力绕翼轴二7的作用力矩，为尾翼片5提供横向展开力矩，尾翼片展开过程中，在翼扭簧6的推力作用下将尾翼片5的根部推入翼片轴9的前后支耳端面开设的定位槽内从而实现对尾翼片的锁紧到位，同时实现尾翼片的横向展开到位。

本发明的有益效果体现在以下几个方面：

(一)本发明的快速展开机构，安置于喷管后端支耳槽内，扭簧、翼扭簧产生的弹簧力作用于尾翼翼展方向中部位置，其对翼轴的力矩即展开力矩，可通过调节扭簧、翼扭簧刚度、翼轴的位置和高度而增大展开力矩。因此，本发明的展开机构结构简单、气动性能好、展开迅速，突破了背景技术中提到的方式(1)和方式(2)展开力矩小的限制，且避免了方式(3)的气路密封和设计连杆机构等复杂结构问题。

(二)锁紧机构采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁，定位销预置在喷管的支耳槽内，装有锁紧簧的锁紧销预先被压入定位销盲孔内，尾翼机构纵向展开到位后，锁紧销在锁紧簧的弹力作用下压入翼片轴的锥形孔并自锁；采用翼片轴上的定位卡槽对尾翼片的横向方向进行定位并自锁。尾翼片横向展开到位后，在翼扭簧的推力作用下将尾翼片推入翼片轴的定位槽内从而实现尾翼片的锁紧到位。其具有结构简单、可靠锁定并自锁，阻止尾翼展开到位时的回弹和弹体飞行过程中的前后摆动，提高弹体飞行稳定性。

附图说明

图1为尾翼机构折叠状态结构示意图。

图2为尾翼机构结构示意图。

图3为尾翼机构纵向锁紧位置剖视图(局部)。

图4为尾翼机构展开状态结构示意图。

图5为尾翼机构横向锁紧位置剖视图(局部)。

图6为尾翼机构与弹体的连接示意图(局部)。

图中标记数字所代表的零、部件如下：

1—喷管 2—翼轴一 3—扭簧 4—尾翼机构 5—尾翼片

6—翼扭簧 7—翼轴二 8—轴销 9—翼片轴 10—发射筒

11—定位销 12—锁紧销 13—锁紧簧

具体实施方式

下面结合附图及具体实施方式对本发明作进一步的详述。

本发明优先实施例提供的小口径弹体—大展弦比尾翼机构的快速展开、可靠锁紧方法，将尾翼机构安置于喷管中后部的支耳槽内，扭簧、翼扭簧产生的弹簧力作用于尾翼翼展方向中部位置，通过调节扭簧、翼扭簧刚度、翼轴的位置和高度而增大展开力矩。

锁紧机构分为纵向锁紧和横向锁紧两部分；将纵向锁紧机构内置于喷管内部，采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁，定位销预置在喷管的支耳槽内，装有锁紧簧的锁紧销预先被压入定位销盲孔内，尾翼机构纵向展开到位后，锁紧销在锁紧簧的弹力作用下压入翼片轴的锥形孔并自锁；横向锁紧机构采用翼片轴上的定位卡槽对尾翼片的横向方向进行定位并自锁，尾翼片横向展开到位后，在翼扭簧的推力作用下将尾翼片推入翼片轴的定位槽内从而实现尾翼片的锁紧到位。

根据图2所示，在本发明优选实施实例的快速展开机构中，尾翼片5为整体式平板结构，尾翼机构[4]置于喷管[1]后部的支耳槽内。尾翼机构[4]安装于喷管[1]后部，翼轴一[2]穿过扭簧[3]通过铆接方式将尾翼机构[4]固定在喷管[1]的支耳槽内。如图1所示，尾翼机构4处于折叠状态时，受发射筒体[10]内壁约束，扭簧[3]处于张开装态而蓄存弹簧力；弹体发射离筒后，筒体[10]约束解除，该力绕翼轴一[2]的作用力矩，促使尾翼机构纵向展开。同时通过翼扭簧[6]使得尾翼机构[4]实现横向展开，如图4所示。

本发明提供的锁紧机构，纵向展开过程采用圆锥销锁紧方式，横向展开过程采用定位卡槽锁紧方式。纵向展开过程中：锁紧销[12]预置在喷管[1]的支耳槽内的定位销[11]内，尾翼机构[4]处于折叠状态时，装有锁紧簧[13]的锁紧销[12]预先被压入定位销[11]的盲孔内，受尾翼机构[4]的限位并处于压缩状态而蓄存弹簧力；尾翼机构[4]纵向展开到位后，锁紧销[12]至与翼片轴[9]上的锥形孔同轴线的位置，在锁紧簧[13]的弹力作用下压入翼片轴[9]的锥形孔并自锁，如图3所示；横向展开过程中：尾翼机构[4]处于折叠状态时，翼扭簧[6]受发射筒[10]内壁约束、翼片轴[9]的前端支耳与尾翼片5翼根部之间所形成的安装槽的限位处于压缩状态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，发射筒[10]约束解除，该力绕翼轴二[7]的作用力矩，为尾翼片[5]提供横向展开力矩；如图5所示，翼片轴[9]的前后支耳端面开有定位槽，用于尾翼片[5]的定位，尾翼片[5]横向展开后，在翼扭簧[6]的弹力作用下将尾翼片[5]的根部推入翼片轴[9]的定位槽内从而实现对尾翼片[5]的锁紧到位，同时实现尾翼片[5]的横向展开到位。

本发明提供的尾翼机构与弹体的连接形式见图6所示，尾翼机构[4]插入喷管[1]支耳槽内，通过翼轴一[2]铆接固定在喷管[1]支耳处，促使尾翼机构与弹体连接紧密配合。

本发明提供的快速展开、可靠锁紧技术已成功用于70毫米高精度制导火箭项目的尾翼机构，实现了小口径弹体、大翼展的尾翼折叠展开功能。经过多次试验验证，其能保证尾翼快速展开、可靠锁紧，与弹体连接可靠，提高火箭弹飞行稳定性和飞行品质。

Claims (7)

1.一种小口径弹体—大翼展空间折叠尾翼的展开、锁紧方法，其特征在于：

将尾翼机构通过翼轴铆接固定在喷管支耳槽内，尾翼机构处于折叠状态时，受发射筒内壁约束，扭簧处于张开装态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，筒体约束解除，该弹簧力绕翼轴的作用力矩，为尾翼机构提供纵向展开力矩；同时通过尾翼机构的翼扭簧为尾翼机构提供横向展开力矩；

纵向展开过程采用圆锥销锁紧方式对尾翼机构的纵向方向进行定位并自锁，实现纵向锁紧；横向展开过程采用定位卡槽锁紧方式，实现横向锁紧。

2.如权利要求1所述的展开、锁紧方法，其特征在于：快速展开方法包括：将尾翼机构[4]置于喷管[1]的后端支耳槽中，安装在喷管[1]后部，翼轴一[2]穿过扭簧[3]通过铆接固定在喷管[1]支耳槽内，促使尾翼机构与弹体连接紧密配合；尾翼机构[4]处于折叠状态时，其受发射筒[10]内壁约束，扭簧[3]处于张开装态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，发射筒[10]约束解除，该力绕翼轴一[2]的作用力矩，为尾翼机构[4]提供纵向展开力矩，同时通过翼扭簧[6]为尾翼机构[4]提供横向展开力矩。

3.如权利要求2所述的展开、锁紧方法，其特征在于：快速展开方法包括：所述尾翼机构包括尾翼片[5]、翼扭簧[6]、翼轴二[7]、轴销[8]、翼片轴[9]，翼扭簧[6]的一端抵在翼片轴[9]的前端支耳上，另一端抵在尾翼片[5]翼根部，翼轴二[7]穿过尾翼片[5]根部通孔、翼扭簧[6]、翼片轴[9]上的两个支耳孔，将尾翼片[5]、翼扭簧[6]安装在翼片轴[9]上，通过轴销[8]铆接的方式将翼轴二[7]固定在翼片轴[9]上，从而使得尾翼片[5]、翼扭簧[6]、翼轴二[7]、翼片轴[9]成为一体，构成尾翼机构。

4.如权利要求3所述的展开、锁紧方法，其特征在于：展开力矩的大小可通过调节扭簧、翼扭簧刚度、翼轴的位置和高度而改变。

5.如权利要求1所述的展开、锁紧方法，其特征在于：纵向锁紧的方法包括：锁紧销[12]预置在喷管[1]的支耳槽内的定位销[11]内，定位销[11]内开有盲孔，用于将锁紧簧[13]与锁紧销[12]安装在定位销内，尾翼机构[4]处于折叠状态时，装有锁紧簧[13]的锁紧销[12]预先被压入定位销[11]的盲孔内，受尾翼机构[4]的限位并处于压缩状态而蓄存弹簧力；尾翼机构[4]纵向展开到位后，锁紧销[12]至与翼片轴[9]上的锥形孔同轴线的位置，在锁紧簧[13]的弹力作用下压入翼片轴[9]的锥形孔，并自锁。

6.如权利要求5所述的展开、锁紧方法，其特征在于：预置锁紧销的盲孔位置保证尾翼机构由叠合状态到纵向展开到位过程中，锁紧销一直受喷管支耳槽的限位。

7.如权利要求1所述的展开、锁紧方法，其特征在于：横向锁紧的方法包括：翼轴二[7]穿过尾翼片[5]和翼扭簧[6]，通过轴销[8]安装在翼片轴[9]上；尾翼机构[4]处于折叠状态时，翼扭簧[6]受发射筒[10]内壁约束、翼片轴[9]的前端支耳与尾翼片5翼根部之间所形成的安装槽的限位处于压缩状态而蓄存弹簧力；当弹体发射离筒后，发射筒[10]约束解除，该力绕翼轴二[7]的作用力矩，为尾翼片[5]提供横向展开力矩，在翼扭簧[6]的推力作用下将尾翼片[5]的根部推入翼片轴[9]的前后支耳端面开设的定位槽内从而实现尾翼片[5]的展开到位并锁紧到位。

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