CN116576734B - 一种弹托、弹体组件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种弹托、弹体组件，涉及火药发射技术领域，以解决单对称面弹体无有效弹托进行稳定飞行姿态试验的技术问题。该弹托包括套筒以及设在套筒内的承托件，承托件具有容置弹体至少部分部位的第二腔体；套筒具有一端开口的第一腔体，第一腔体具有圆形的第一腔段以及靠近开口的锥形的第二腔段，第二腔段沿着远离开口的方向截面减小，其中，承托件与第一腔段过盈配合；套筒具有与开口相对的底壁，套筒由三个相同的瓣体围合而成，底壁由各个瓣体具有的子底壁组成，弹体的底面在各个子底壁上的正投影的面积相同。本发明可以实现无扰动或微扰动的弹体与弹托的分离，保证单对称面弹体的稳定的飞行姿态。

Description

一种弹托、弹体组件

技术领域

本发明涉及火药发射技术领域，尤其涉及一种弹托、弹体组件。

背景技术

单对称面弹体的气动布局的典型特征是其截面多由上下曲率不同的曲线组合、包络而成。相对于传统的回转体圆形截面弹体及其衍生弹体具有多个对称面，此类单对称面弹体仅有一个对称面。

在该类单对称面弹体终点效应的研究中，为了节约成本，往往采用缩比弹体进行试验。缩比弹体通过发射器平台使用火药燃气加载以获得一定的飞行姿态。在加载过程中，由于弹体直径小于发射器平台的发射管的口径，需要采用次口径发射技术，即将弹体置入到相适配的弹托中进行发射。

相关技术中，弹托通过多瓣结构组合而成，弹托中间开设有与弹体外形相同的盲孔内腔。受限于此类弹托风阻分离方式对内腔形状的要求，其仅适用于发射传统的旋转对称弹体，用于单对称面弹体会对其飞行姿态产生极大扰动。

发明内容

本发明的目的在于提供一种弹托，以解决单对称面弹体无有效弹托进行稳定飞行姿态试验的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供一种弹托，用于次口径发射器中弹体的承托，所述弹体包括单对称面弹体，所述弹托包括套筒以及设在所述套筒内的承托件，所述承托件具有容置所述弹体至少部分部位的第二腔体；

所述套筒具有一端开口的第一腔体，所述第一腔体具有圆柱形的第一腔段以及靠近所述开口的锥形的第二腔段，所述第二腔段沿着远离所述开口的方向截面减小，其中，所述承托件与所述第一腔段过盈配合；

所述套筒具有与所述开口相对的底壁，所述套筒由三个相同的瓣体围合而成，所述底壁由各个所述瓣体具有的子底壁组成，所述弹体的底面在各个所述子底壁上的正投影的面积相同；

所述第二腔体与所述弹体的至少部分部位过盈配合，所述第二腔体为类圆柱形的腔体，所述第二腔体的横截面恒定；

所述第二腔体的面等分轴与所述承托件的中心轴之间具有预设夹角，所述预设夹角大于0°；或者，

所述第二腔体的面等分轴与所述承托件的中心轴重合。

根据本发明的至少一个实施方式，所述承托件外壁还具有沿轴向设置的三个切割槽，所述套筒具有各个所述瓣体形成的三个连接面，每个所述切割槽与相应的所述连接面相对；

各个所述切割槽与所述第二腔体贯通。

根据本发明的至少一个实施方式，所述三个切割槽中的一个切割槽的中心面位于所述第二腔体的单对称面内。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第二腔体沿着所述承托件的轴向贯通所述承托件；或者，

所述第二腔体靠近所述套筒的底壁的一端为封闭的端部。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第二腔体的面等分轴与所述弹体的面等分轴相同，所述弹体的面等分轴是指：在所述弹体恒定的横截面上设置三条相交于面等分点的射线，三条射线之间的夹角为120°，其中一条射线与所述横截面的对称轴重合，且所述横截面各个所述射线分割为三个等面积的部分，所述面等分轴穿过所述面等分点，并且所述面等分轴平行于所述弹体的轴线；其中，所述弹体的轴线是指：所述弹体具有与所述底面相对的顶部，所述顶部具有几何中心，垂直于所述弹体的底面且通过所述几何中心的线。

根据本发明的至少一个实施方式，所述弹托还包括用于连接各个所述瓣体的紧固件，各个所述瓣体与所述开口相对的端部与所述紧固件螺纹连接；或者，

各个所述瓣体粘接连接。

根据本发明的至少一个实施方式，所述紧固件与各个所述瓣体螺纹连接的部分的外侧壁形成有多个预裂槽，各个所述预裂槽沿着所述紧固件周向分布。

根据本发明的至少一个实施方式，所述套筒的材质密度大于所述承托件和/或所述紧固件的材质密度。

根据本发明的至少一个实施方式，所述承托件和/或所述紧固件的材质为聚碳酸酯、聚乙烯或尼龙66中的一种或多种；和/或，

所述套筒的材质为7A04铝合金。

根据本发明的至少一个实施方式，所述紧固件背离各个所述瓣体的端部设有防护板，所述防护板的材质密度大于所述紧固件的材质密度。

根据本发明的至少一个实施方式，所述套筒的外壁为圆柱体，所述圆柱体的直径与所述发射器的口径适配；或者，

所述套筒的外壁为圆柱体，且所述套筒的外壁轴向的中间部分具有减重部。

本发明示例性实施例中提供的一个或多个技术方案中，至少可实现如下有益效果之一。

（1）本发明实施例采用承托件容置单对称面弹体，承托件采用过盈配合的方式放置在套筒的第一腔段内，套筒采用三个相同的瓣体结构围合而成，而套筒的开口端具有锥形的第二腔段。当承托弹托以及弹体整体飞出次口径发射器的发射管时，三个相同的瓣体结构在径向不再受发射管约束，锥形的第二腔段在高速气流中受到径向的气动力作用，三个瓣体沿径向飞散。相对于将套筒与第一腔体作为一体结构的现有技术，本发明实施例的弹托通过气动力作用，实现无扰动或微扰动的弹体与弹托的分离，保证单对称面弹体的稳定飞行姿态。

（2）本发明示例性实施例的套筒与承托件之间、弹体与承托件的第二腔体之间均为过盈配合的关系，并且弹体的底面在各个子底壁上的正投影的面积相同，可以使得单对称面弹体受力均匀，各个结构之间不存在相对运动。当弹体以及弹托在发射器的发射管内的运动阶段可以保持完整的配合关系，从而保证了单对称面弹体飞出发射管后具有稳定的飞行姿态。由于受力均匀，而且三个瓣体均相同，使得弹托自分离时不会造成弹体的扰动。

（3）进一步地，当第二腔体的面等分轴与承托件的中心轴之间预设夹角为0°时，放置在第二腔体中的单对称面弹体会以0攻角进行发射；而当第二腔体的面等分轴与承托件的中心轴之间预设夹角大于0°时，单对称面弹体会以预设夹角的攻角进行发射，从而可以通过承托件的更换，实现单对称面弹体的初始攻角的设定，实现单对称面弹体的带攻角发射。因此，可以满足更多的科学研究需求。

第二方面，本发明还提供一种弹体组件，包括弹体以及第一方面提供的弹托。

所述弹体组件相对于现有技术所具有的优势与第一方面提供的弹托相对于现有技术所具有的优势相同，在此不再赘述。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分；

图1A是根据本发明的实施方式的单对称面弹体横截面示意图；

图1B是根据本发明的另一实施方式的单对称面弹体横截面示意图；

图1C是根据本发明的又一实施方式的单对称面弹体横截面示意图；

图2A是现有技术中一种分瓣式弹托的结构示意图；

图2B是现有技术中另一种分瓣式弹托的结构示意图；

图3是根据本发明的实施方式的弹体组件结构示意图；

图4是根据本发明的实施方式的套筒结构示意图；

图5A是根据本发明的实施方式的瓣体的结构示意图；

图5B是根据本发明的实施方式的瓣体另一角度的结构示意图；

图6A是根据本发明的实施方式的弹体恒定横截面的示意图；

图6B是图6A的A-A剖视结构示意图；

图7A是根据本发明的实施方式的承托件的俯视结构示意图；

图7B是图7A的B-B剖视结构示意图；

图8A是根据本发明的实施方式的紧固件的俯视结构示意图；

图8B是图8A的C-C剖视结构示意图；

图9A是根据本发明的实施方式的防护板的仰视结构示意图；

图9B是图9A的D-D剖视结构示意图。

附图标记：10、承托件；11、第二腔体；12、切割槽；13、第二销孔；20、瓣体；21、第二腔段；22、第一腔段；23、子底壁；24、连接面；25、第一定心部；26、减重部；27、第二定心部；28、外螺纹；29、第一销孔；30、紧固件；31、第一连接螺纹；32、第二连接螺纹；33、预裂槽；40、弹体；41、类圆柱部；42、头部；43、面等分轴；44、轴线；45、底面；46、面等分点；50、防护板；51、十字槽；60、销钉。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

单对称面弹体仅有一个对称面，如图1A-图1C实线所示出的均为单对称面弹体的横截面，虚线示出的则为传统弹体的回转体圆形截面。

对于单对称面弹体而言，弹托在次口径发射技术中，起到了极其重要的作用，也就是，当弹体在发射管的加载过程中，由于弹体直径小于发射管口径，将弹体置入到相适配的弹托中进行发射。

相关技术中，次口径发射器平台使用的分离式弹托结构如图2A-图2B所示，弹托中间开设有与弹体外形相同的盲孔内腔（如图2A所示）或者采用带有环形齿槽（如图2B所示）的通孔，且弹托由两个卡瓣或三个卡瓣组合而成，发射时弹托和弹体在火药燃气或压缩气体推动下在发射管内一同运动，出管后组成弹托的卡瓣在风阻的作用下受到径向力而分离，弹体则沿原方向继续运动，实现分离过程。受限于此类弹托风阻分离方式对内腔形状的要求，其仅适用于发射传统的旋转对称弹体，如果强行应用在单对称面弹体的发射中，则会在弹托分离时对弹体姿态造成非常大的扰动，影响后续飞行姿态，无法使单对称面弹体具有良好、稳定的着靶姿态。

针对上述问题，本发明示例性实施例提供的弹托采用承托件与套筒可分离的方式，将弹体设在承托件中，承托件装配在套筒的腔体中的方式，其中承托件的第二腔体与弹体的外形相适配，承托件与弹体、承托件与套筒之间均采用过盈配合的方式，使得弹托以及弹体在发射管中时，弹体受力均匀，各个结构间不存在相对运动；而在飞出发射管后，通过气动力作用实现套筒、承托件与弹体的分离，可以实现对弹体姿态的无扰动或微扰动。

图3是根据本发明的实施方式的弹体组件结构示意图；图4是根据本发明的实施方式的套筒结构示意图；图6A是根据本发明的实施方式的弹体恒定横截面的示意图；图6B是图6A的A-A剖视结构示意图。如图3和图4以及图6A和图6B所示，弹托包括套筒以及设在套筒内的承托件10，承托件10具有容置弹体40至少部分部位的第二腔体11；套筒具有一端开口的第一腔体，第一腔体具有圆形的第一腔段22以及靠近开口的锥形的第二腔段21，第二腔段21沿着远离开口的方向截面减小，其中，承托件10与第一腔段22过盈配合；套筒具有与开口相对的底壁，套筒由三个相同的瓣体20围合而成，底壁由各个瓣体20具有的子底壁23组成，弹体40的底面45在各个子底壁23上的正投影的面积相同；第二腔体11与弹体40的至少部分部位过盈配合，第二腔体11为类圆柱形的腔体，第二腔体11的横截面恒定；第二腔体11的面等分轴与承托件10的中心轴之间具有预设夹角，预设夹角大于或等于0°。

实际应用中，弹体40的至少部分部位推入承托件10的第二腔体11中，二者采用过盈配合的方式，将装配在一起的弹体40和承托件10与套筒的一个瓣体20配合，承托件10的底部与该瓣体20具有的子底壁23贴合；旋转装配在一起的弹体40和承托件10在该瓣体20所具有的部分第一腔体中转动，直至达到目标位置；将另两个瓣体20与该瓣体20进行装配并形成完整的套筒结构并固定。上述装配完成后，将装配体缓慢推入发射器的发射管中，该装配体的弹托底部在火药燃气或压缩气体的作用下，弹托与单对称面弹体40一起在发射管内运动。

当弹托与单对称面弹体40离开发射管时，三个瓣体20在径向不再受发射管约束，套筒的第二腔段为锥形的腔段，其作为迎风槽在高速气流中受到径向的气动力作用，三个瓣体20沿径向飞散。同时，在巨大的径向气动力作用下，承托件10也会向径向飞散，使弹体40与承托件10分离，弹体40在分离过程中仍能保持设定的轨迹飞行。

由于各个瓣体20相同，且套筒底壁由各个瓣体20的子底壁23组成，也就是各个子底壁23面积均相同。当弹体40的底面在各个子底壁23上的正投影的面积相同时，弹体40与各个瓣体20之间受力均衡，可以确保弹体40和弹托之间在发射管内无相对运动。即使弹体40和弹托从发射管内飞出，当二者分离时，弹托也不会对弹体40的飞行轨迹产生大的扰动。

在一可选的实施方式中，承托件10的第二腔体11为沿着承托件10的轴向贯通的腔体，当承托件10与瓣体20装配时，弹体40的底面45与各个瓣体20的子底壁23贴合。

在另一可选的实施方式中，承托件10的第二腔体11为一端开口、一端封闭的腔体，其中承托件10的封闭端与各个瓣体20的子底壁23贴合，弹体40的底面45在各个子底壁23上的正投影的面积相同。

当承托件10与套筒的第一腔段22配合时，承托件10可以与套筒形成过盈配合，示例性地，二者采用G7/h6的公差配合，承托件10可以在套筒的第一腔段22中绕弹托的轴线有阻尼地转动，但无法徒手沿弹托的轴线拔出。示例性地，弹体40与承托件10的第二腔体11之间采用G7/h6的公差配合。上述三者之间的过盈配合的方式，可以使得弹体40与弹托在发射管内加载过程中，不会产生相对运动，更利于弹体的稳定飞行姿态。

如图3、图6A-图6B所示，单对称面弹体40具有横截面恒定的类圆柱部41以及变截面的头部42，而承托件10的第二腔体11与弹体40相适配，根据实际情况，第二腔体11可以容置弹体40的类圆柱部41的一部分或者全部，也可以容置弹体40的头部42的一部分。从另一方面描述则为：第二腔体11的轴向长度可以与类圆柱部41的轴向长度一致，也可以不一致。弹体40在第二腔体11中埋设的深度，根据不同的弹体40的头部42的形状，弹体40的质心位置以及压心位置进行调整。

如图6B所示，弹体40具有面等分轴43，相应地，由于第二腔体11与弹体40适配，第二腔体11也具有面等分轴。由于承托件10整体呈圆柱形式，因此，承托件10具有中心轴。第二腔体11的面等分轴与承托件10的中心轴之间具有预设夹角。

当预设夹角为0°时，示例性地，第二腔体11的面等分轴与承托件10的中心轴相重合，此时，弹体40的底面45与各个瓣体20的子底壁23的接触面积相同，也就是弹体40与各个瓣体20之间受力是平衡的。

当预设夹角不为0°时，示例性地，第二腔体11的面等分轴以弹体40重心在承托件10的中心轴上的投影点为中心，旋转相应夹角。该种实施方式，可以实现弹体40带攻角进行发射，攻角的角度与预设夹角或者旋转相应夹角的角度一致。因此，本发明示例性实施例提供的弹托仅需要更换相应的承托件10即可实现带攻角或不带攻角的发射。

当预设夹角不为0°时，弹体40的底面45在各个瓣体20的子底壁23上的正投影的面积相同，也可保证弹体40与各个瓣体20之间受力是平衡的。

如图6A-图6B所示，单对称面弹体40的面等分轴43进行如下定义：在弹体40恒定的横截面上设置三条相交于面等分点的射线，三条射线之间的夹角为120°，其中一条射线与横截面的对称轴重合，且横截面被各个射线分割为三个等面积的部分，面等分轴43穿过面等分点46，并且面等分轴43平行于弹体40的轴线44。

如图6B所示，弹体40的轴线44进行如下定义：弹体40具有与底面45相对的头部42，头部42的尖端部分具有顶部，示例性地，当头部42的顶部为尖头时，轴线44为垂直于弹体40的底面45且过尖头的线；当弹体40为平头或者圆头的弹体40时，其头部42的顶部为顶面，此时，轴线44为垂直于弹体40的底面45且过顶面的几何中心的线。需要说明的是，当弹体40的顶部为尖头时，由于尖头为一个点，因此，其几何中心就是尖头本身。

需要说明的是，上述单对称面弹体40的面等分轴43的定义同样适用于承托件10的承托件的第二腔体11的面等分轴的定义，也就是二者装配时，承托件10的面等分轴与弹体40的面等分轴43重合。

图5A是根据本发明的实施方式的瓣体的结构示意图；图5B是根据本发明的实施方式的瓣体另一角度的结构示意图。如图4以及图5A-图5B所示，套筒是由三个完全相同的瓣体20拼接而成的，每个瓣体20具有两个侧平面，也就是通过各个扇形柱（瓣体20）相互之间的侧平面进行贴合，从而形成完整的套筒结构，因此，整个套筒在相应的侧平面位置处形成有3个连接面24，当弹体40与弹托飞出发射管后，由于锥形的第二腔段21的设置，在巨大的径向气动力作用下，二者进行分离时，三个瓣体20会在3个连接面24位置处分开。

图7A是根据本发明的实施方式的承托件的俯视结构示意图；图7B是图7A的B-B剖视结构示意图。如图3以及图7A-图7B所示，承托件10外壁还具有沿轴向设置的三个切割槽12，每个切割槽12与相应的连接面24相对；各个切割槽12与第二腔体11贯通。由于套筒所具有的三个连接面24沿着套筒周向的分布的角度为120°，而每个切割槽12与相应的连接面24相对，也就是各个切割槽12之间的分布角度也为120°（如图7B所示）。

示例性地，各个切割槽12均未沿着承托件10的轴向进行贯通，同时各个切割槽12均与第二腔体11贯通，各个切割槽12在承托件10靠近相应的瓣体20的子底壁23的端部位置处沿轴向不贯通。

实际应用中，当弹体40以及承托件10与各个瓣体20进行分离的过程中，承托件10上的各个切割槽12也在气动力的作用下，会使切割槽12两侧沿槽壁向外膨胀，槽底仅有的连接会被瞬间胀断，向径向飞散，使单对称面弹体40与承托件10分离，弹体40在分离过程中仍能保持设定轨迹飞行。承托件10上切割槽12与套筒连接面24一一对应的设置，更进一步确保了各部件之间分离过程，对弹体40的扰动最小化。

如图7A所示，在一可选的实施方式中，三个切割槽12中的一个切割槽12的中心面位于第二腔体11的单对称面内。该种实施方式，可以确保承托件10各个部分与弹体40之间的受力均衡，以使得二者在分离过程中不会对弹体40的飞行姿态进行扰动。

相关技术中，各个瓣体之间相互分离，配合存在缝隙，会导致弹托和弹体在发射管内运动时，火药燃气和压缩气体沿底部缝隙泄露，同时，瓣体与弹体之间还缺乏刚性连接，各部件间容易发生相对运动，严重的还会导致发射管内解体，毁坏发射管。

本发明示例性实施例中对于各个瓣体之间的连接采用胶粘剂连接的方式，也可以采用其它连接的方式将各个瓣体固定起来。

举例来说，可以采用紧固件的形式将各个瓣体之间固定起来从而形成完整的筒体结构。

图8A是根据本发明的实施方式的紧固件的俯视结构示意图；图8B是图8A的C-C剖视结构示意图。如图3以及图8A-图8B所示，弹托还包括用于连接各个瓣体20的紧固件30，各个瓣体20与开口相对的端部与紧固件30螺纹连接。如图4所示，每个瓣体20的底部设置有外螺纹28，各个瓣体20所具有的外螺纹28相组合以形成完整的外螺纹结构，从而与紧固件30所具有的内螺纹，也就是图8B所示的第一连接螺纹31，形成螺纹连接关系。需要说明的是，此处各个瓣体20的外螺纹28虽然不同，但并不与上文提到的各个瓣体20的结构相同相冲突，或者说，各个瓣体20的结构相同在此实施例中为除了螺纹结构部分之外的结构相同。在该实施例中，使用螺纹连接的方式将各个瓣体20连接在一起，相对于使用粘合剂进行连接，还可以避免在弹体以及弹托在飞出发射管后无法分离的情况。

实际应用中，当弹体以及弹托在飞出发射管后，三个瓣体20在径向气动力的作用下，沿径向飞散，紧固件30也会在作用力下裂开，紧固件30还会与其中一个瓣体20相连一同向径向飞散，实现与弹体40和套筒的分离。

考虑到紧固件30的及时裂开以减小对弹体40飞行轨迹的扰动，紧固件30与各个瓣体20螺纹连接的部分的外侧壁形成有多个预裂槽33，各个预裂槽33沿着紧固件30周向分布。如图8A所示，各个预裂槽33均匀分布在紧固件30上，示例性地，预裂槽33的数量为12个，各个预裂槽33并不与紧固件30的第一连接螺纹31相连通，以保证对各个瓣体20的连接效果。示例性地，预裂槽33沿着紧固件30径向的深度为紧固件30的壁厚的一半，从而可以保证紧固件30与各个瓣体20之间螺纹连接的强度，又可以保证当需要与弹体40进行分离时，紧固件30可以顺利地裂开达到分离的效果。

相关技术中，在弹体以及弹托的发射过程中，火药燃气还会对弹体底部造成烧蚀。为了避免这一问题，本发明示例性实施例提供的弹托中，还设置有用于防止烧蚀的防护板。

图9A是根据本发明的实施方式的防护板的仰视结构示意图；图9B是图9A的D-D剖视结构示意图。如图3以及图9A-图9B所示，紧固件30背离各个瓣体20的端部设有防护板50。

示例性地，防护板50可以粘接的方式连接在紧固件30的底部；防护板50还可以螺纹连接的方式固定连接在紧固件30的底部，如图8B所示，紧固件30的底部设置第二连接螺纹32，也就是内螺纹，第一连接螺纹31与第二连接螺纹32之间采用不连通的方式，也就是两个内螺纹所形成的腔体均为盲孔。相应地，在防护板50的周侧设置有外螺纹，从而通过螺纹连接的方式固定在紧固件30的底部，防护板50的底面与紧固件30的底面平齐。示例性地，防护板50为圆盘形，其底部还开设有便于拆装的十字槽51。

在一可选的实施方式中，套筒的材质密度大于承托件10的材质密度，套筒的材质密度大于紧固件30的材质密度，示例性地，套筒的材质可以为硬质铝合金，例如7A04铝合金、7021铝合金等；承托件10、紧固件30的材质可以采用高分子聚合物，例如聚碳酸酯、聚乙烯或尼龙66中的一种或多种。将套筒的材质设置为密度较大的材料，其大于套筒以及紧固件30的材质密度，可以使得套筒在与承托件10分离的过程中，更容易分散脱离。进一步地，紧固件30以及承托件10采用高聚物材料，一方面容易裂开便于脱离弹体40，另一方面，高聚物材料在发射管内若采用火药发射则会受热软化，由于其密度相较于套筒较小，紧固件30发生膨胀从而增强弹托整体的闭气效果。

在另一可选的实施方式中，如图3所示，紧固件30的底部还设置有防护板50，防护板50可以有效的防止火药燃气或高压气体的对弹托整体结构的冲蚀作用，保证弹托整体结构的完整性，示例性地，防护板50的材质可以采用硬质铝合金，例如7A04铝合金、7021铝合金等，其材质可以与套筒的材质相同或不同。

当紧固件30的两端分别设置套筒和防护板50时，由于套筒和防护板50的材质密度大于紧固件30的材质密度，例如套筒和防护板50的材质为7A04铝合金，紧固件30的材质为尼龙66，弹托在发射管内整体加载过程中，尼龙66会受热软化，紧固件30受到轴线方向上两侧的挤压，发生膨胀进一步增强弹托的闭气效果。

示例性地，当单对称面弹体40不需要带攻角发射时，若承托件10材质为尼龙66时，承托件10通过洗削加工成形或3D打印加工成形。

在另一可选的实施方式中，当单对称面弹体40需要带攻角发射时，若承托件10材质为尼龙66时，由于第二腔体11的面等分轴承托件10的中心轴线不重合，结构较为复杂，承托件10通过3D打印加工成形。

为了在装配过程中对套筒与承托件10的相对位置进行定位，如图3-图4以及图7B所示，套筒的一个瓣体20上设置第一销孔29，承托件10上设置第二销孔13，其中第一销孔29与第二销孔13的公称直径相同，两者之间采用标准件（淬硬钢和马氏体不锈钢圆柱销）销钉60进行连接。

示例性地，第二销孔13的中心轴位于承托件10的对称面并沿其径向设置，第二销孔13可以完全贯穿承托件10与第二腔体11连通。可选地，第二销孔13的中心轴位于第二腔体11的对称面上。

实际应用中，将弹体40推入承托件10的第二腔体11中；将装配在一起的弹体40和承托件10与带有第一销孔29的瓣体20配合，使得承托件10的切割槽12开口端朝向迎风的位置，承托件10背离切割槽12的开口的端部与瓣体20的子底壁23贴合。

旋转弹体40，使弹体40和承托件10在瓣体20所具有的第二腔段21的部分部位内旋转，直至第一销孔29和第二销孔13的轴线重合，将销钉60从瓣体20外侧插入第一销孔29和第二销孔13，连接瓣体20和承托件10，使弹体40和承托件10无法在瓣体20内旋转。

将三个瓣体20进行装配，使三者的扇形柱侧平面贴合，形成完整的套筒结构；将紧固件30通过第一连接螺纹31完全旋入套筒完整的外螺纹28上；将防护板50通过第二连接螺纹32旋入紧固件30中，形成完整的弹体与弹托组件。

将销钉60拔出，使第一销孔29以及第二销孔13面向地面的姿态缓慢推入发射器的发射管中准备发射。

套筒的外轮廓应与发射管的口径相适配，示例性地套筒的外轮廓采用圆柱形的外壁，其直径与发射器的发射管的口径适配。

在一可选的实施方式中，为了减轻弹托的重量，在套筒的外壁中间部分设置减重部26，如图3-图4以及图5A-图5B所示，为了便于描述，下文以三个瓣体20形成的整体的套筒进行描述，套筒沿着从第二腔段21到第一腔段22的方向，套筒的外侧壁依次形成有第一定心部25、减重部26、第二定心部27以及三个外螺纹28形成的外螺纹段，从另一方面描述则为，减重部26为环形的减重槽，其槽底即为套筒的外壁。第一定心部25以及第二定心部27的外轮廓的直径与发射管的口径适配，而减重部26的外轮廓直径小于第一定心部25的直径。示例性地，为了保持力的平衡，第一定心部25以及第二定心部27的轴向长度相同。

在另一可选的实施方式中，紧固件30的外轮廓直径与发射管的口径适配，也就是当紧固件30旋入套筒的外螺纹28时，紧固件30与第二定心部27的一端面贴合，从而紧固件30与第二定心部27外轮廓形成完整的柱面。

本发明示例性实施例还提供一种弹体组件，包括弹体以及第一方面提供的弹托。

由上可知，本发明示例性实施例提供的弹托可以应用于单对称面弹体的发射，通过承托件夹持弹体，承托件与套筒采用过盈配合的方式，以及弹体与承托件的过盈配合的方式，使得弹体与弹托等各个部件在发射管内发射时无相对运动。进一步地，将弹体的底面在形成套筒的各个瓣体的子底壁上的正投影设置为面积相同，可以使得弹体与套筒之间的力平衡。通过实验发现，当弹体与弹托飞出发射管后，可以实现弹托与弹体的完全脱离，并且对弹体飞行姿态不产生扰动或扰动可以忽略不计。

进一步地，通过调整承托件的腔体的面等分轴与承托件中心轴的夹角，可以实现带攻角的弹体发射。相对于现有技术仅能以0°攻角进行发射，本发明示例性实施例提供的弹托，可以更换不同的承托件来进行发射攻角的调整，从而可以满足更多的研究需求。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。

Claims (9)

1.一种弹托，其特征在于，用于次口径发射器中弹体的承托，所述弹体为单对称面弹体，所述弹托包括套筒以及设在所述套筒内的承托件，所述承托件具有容置所述弹体至少部分部位的第二腔体；

所述套筒具有一端开口的第一腔体，所述第一腔体具有圆形的第一腔段以及靠近所述开口的锥形的第二腔段，所述第二腔段沿着远离所述开口的方向截面减小，其中，所述承托件与所述第一腔段过盈配合；

所述套筒还具有与所述开口相对的底壁，所述套筒由三个相同的瓣体围合而成，所述底壁由各个所述瓣体具有的子底壁组成，所述弹体的底面在各个所述子底壁上的正投影的面积相同；

所述第二腔体与所述弹体的至少部分部位过盈配合，所述第二腔体的横截面恒定；

所述第二腔体的面等分轴与所述承托件的中心轴之间具有预设夹角，所述预设夹角大于0°；或者，

所述第二腔体的面等分轴与所述承托件的中心轴重合；

所述第二腔体的面等分轴与所述弹体的面等分轴相同，所述弹体的面等分轴是指：在所述弹体恒定的横截面上设置三条相交于面等分点的射线，三条射线之间的角度为120°，其中一条射线与所述横截面的对称轴重合，且所述横截面被各个所述射线分割为三个等面积的部分，所述面等分轴穿过所述面等分点，并且所述面等分轴平行于所述弹体的轴线；其中，所述弹体的轴线是指：所述弹体具有与所述底面相对的顶部，所述顶部具有几何中心，垂直于所述弹体的底面且通过所述几何中心的线。

2.根据权利要求1所述的弹托，其特征在于，所述承托件外壁还具有沿轴向设置的三个切割槽，所述套筒具有各个所述瓣体形成的三个连接面，每个所述切割槽与相应的所述连接面相对；

各个所述切割槽与所述第二腔体贯通。

3.根据权利要求2所述的弹托，其特征在于，所述三个切割槽中的一个切割槽的中心面位于所述第二腔体的单对称面内。

4.根据权利要求1-3任一项所述的弹托，其特征在于，所述弹托还包括用于连接各个所述瓣体的紧固件，各个所述瓣体与所述开口相对的端部与所述紧固件螺纹连接；或者，

各个所述瓣体粘接连接。

5.根据权利要求4所述的弹托，其特征在于，所述紧固件与各个所述瓣体螺纹连接的部分的外侧壁形成有多个预裂槽，各个所述预裂槽沿着所述紧固件周向分布。

6.根据权利要求4所述的弹托，其特征在于，所述套筒的材质密度大于所述承托件和/或所述紧固件的材质密度；和/或，

所述紧固件背离各个所述瓣体的端部设有防护板，所述防护板的材质密度大于所述紧固件的材质密度。

7.根据权利要求6所述的弹托，其特征在于，所述承托件和/或所述紧固件的材质为聚碳酸酯、聚乙烯或尼龙66中的一种或多种；和/或，

所述套筒和/或所述防护板的材质为7A04铝合金或7021铝合金中的一种。

8.根据权利要求1-3任一项所述的弹托，其特征在于，所述套筒的外壁为圆柱体，所述圆柱体的直径与所述发射器的口径适配；或者，

所述套筒的外壁为圆柱体，且所述套筒的外壁轴向的中间部分具有减重部。

9.一种弹体组件，其特征在于，包括弹体以及权利要求1-8任一项所述的弹托。