CN117799842A - 一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，该机构中设置有活塞筒，活塞筒下端开口，设置有推板，能够在外力或者气压作用下上移，从而推动中推杆上移，该机构中还设置有铰接安装的闭锁连杆，一端与中推杆相连，另一端为锁钩，能够嵌入到飞行器尾部的豁槽中，通过锁钩嵌入或者移出所述豁槽，实现对飞行器的锁定或放开。

Description

一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构

技术领域

本发明主要应用于飞行器发射系统，实现飞行器在贮存运输过程中的可靠闭锁和发射时的高效解锁。

背景技术

闭锁机构是飞行器发射系统的重要功能性结构。在飞行器的贮存、运输以及发射准备阶段，由闭锁机构和阻挡结构将飞行器与发射装置有效锁紧，确保飞行器在外力或冲击作用下能够处于所要求的位置，保障发射系统安全同时使电分离插头能顺利接通电路保证正常工作。在发射时，闭锁机构需要快速解锁释放，保证飞行器的可靠发射和飞行。此外，闭锁机构还应使飞行器的飞行器装填和退出操作方便。

在目前的飞行器发射系统中，闭锁机构具有多种形式，按其解锁类型可分发射动力解锁、外力解锁、发射效应辅助解锁三类。

发射动力解锁类型包括抗剪销式、活动阻铁式闭锁机构等，这类机构要求闭锁结构具有足够的闭锁力来满足输运冲击下的闭锁要求，在发射时需要由较大的发射动力作用在弹体上使闭锁力失效以实现解锁功能，通常会对飞行器产生较大的冲击载荷。

外力解锁类型如电爆管开锁机构、电动杆闭锁机构等，这类机构不靠发射动力来开锁，需要由外部火工装置或其它驱动装置来实现解锁，对可靠性提出了额外的要求。

发射效应辅助解锁结构是目前关注和应用较多的一类闭锁类型，包括镁合金带锁紧机构、燃气驱动的尾罩闭锁机构等，这类装置通常以发射时燃气流动产生的冲击或烧蚀效应实现闭锁机构在发射瞬间的快速解锁，不需要外部动力，也不会产生显著的解锁冲击。

现有发射效应辅助闭锁机构主要以飞行器发动机点火后的高温高速燃气作用实现解锁，在热发射上能够得到有效利用。

但在冷发射时，尤其最新发展的相变弹射时，即无法通过瞬时气流冲击实现闭锁筒释放，也难以通过高温烧蚀实现机构锁紧力的松弛释放。

为此，本发明人对冷发射的活塞连杆闭锁机构做了深入研究，以期待设计出一种能够适配于新型冷发射飞行器，尤其是相变弹射飞行器的活塞连杆闭锁机构，确保实现贮运大闭锁力，发射零闭锁力的闭锁功能。

发明内容

为了解决上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，该机构中设置有活塞筒，活塞筒下端开口，设置有推板，能够在外力或者气压作用下上移，从而推动中推杆上移，该机构中还设置有铰接安装的闭锁连杆，一端与中推杆相连，另一端为锁钩，能够嵌入到飞行器尾部的豁槽中，通过锁钩嵌入或者移出所述豁槽，实现对飞行器的锁定或放开，从而完成本发明。

本发明的目的在于提供一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，该机构包括：

安装在发射筒内的活塞筒1，该活塞筒1中设置有中推杆2，

通过高压气体驱动所述活塞筒1，控制中推杆2沿着飞行器轴线方向上移动，进而使得该机构中的锁钩放开对飞行器的锁定，允许飞行器离开发射筒。

其中，所述活塞筒1的桶底位于上方，开口端位于下方，

在所述桶底的中部开设有供中推杆2穿过的通孔，

中推杆2从活塞筒1中伸出的顶端部分与锁钩相连，从而控制锁钩对飞行器的锁定与放开。

其中，所述活塞筒1通过支承板3与发射筒固结，

在所述活塞筒1的开口端设置有推板4，所述推板4能够在活塞筒1中往复滑动，且所述推板4的侧边与活塞筒1的内壁滑动密封；

所述推板4的顶面中部与中推杆2的底部固结，从而使得推板4被高压气体推动沿着活塞筒1移动时，能够带动中推杆2沿着飞行器轴线方向上移。本申请中的高压气体可以不是瞬时效应，而是能够持续一段时间持续作用力。

其中，在所述活塞筒1内部，还设置有止动块5，通过该止动块5限制所述推板4在活塞筒1中的活动行程；

优选地，在活塞筒1内部还设置有防松弹簧6，所述防松弹簧6套设在中推杆2外侧，所述防松弹簧6一端与活塞筒1的桶底相连，另一端与推板4相连。

其中，该机构还包括左闭锁连杆和右闭锁连杆；

其中，所述左闭锁连杆通过左销轴71铰接安装在发射筒上，所述左闭锁连杆包括位于左销轴71上方的左锁钩81，还包括与中推杆2相连的左推杆91，在中推杆2的带动下，所述左闭锁连杆绕着左销轴71摆动，其上的左锁钩81能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换；

所述右闭锁连杆通过右销轴72铰接安装在发射筒上，所述右闭锁连杆包括位于右销轴72上方的右锁钩82，还包括与中推杆2相连的右推杆92，在中推杆2的带动下，所述右闭锁连杆绕着右销轴72摆动，其上的右锁钩82能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换。

其中，在所述中推杆2的顶端固定安装有推杆连接轴21，所述推杆连接轴21与中推杆2垂直设置，且能够随着中推杆2一同往复移动。

其中，在所述左推杆91上开设有左腰型孔93，

所述左腰型孔93的长度方向与左推杆91的长度方向一致，

所述推杆连接轴21伸入到所述左腰型孔93中；

在所述右推杆92上开设有右腰型孔94；

所述右腰型孔94的长度方向与右推杆92的长度方向一致，

所述推杆连接轴21伸入到所述右腰型孔94中。

其中，所述左推杆91上开设有左腰型孔93的端部位于中推杆2的一侧，所述右腰型孔94上开设有右腰型孔94的端部位于中推杆2的另一侧。

其中，在所述飞行器的底部设置有向内凹陷的凹槽10，

当该闭锁机构锁定飞行器时，所述左锁钩81和右锁钩82都嵌入到该凹槽10，从而限制飞行器前行离筒；

当该闭锁机构放开对飞行器的锁定时，所述左锁钩81和右锁钩82都向外转动，并与凹槽10脱离，不再限制飞行器前行离筒。

其中，所述左锁钩81的长度尺寸小于左推杆91的长度尺寸，所述右锁钩82的长度尺寸小于右推杆92的长度尺寸。

本发明提供的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构具有如下有益效果：

(1)根据本发明提供用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，利用冷发射时作为弹射动力的高压工质气体驱动活塞连杆运动，解锁过程与弹射启动过程同步，无需外部动力，解锁冲击力小；

(2)根据本发明提供用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，采用转向杠杆和弹簧实现飞行器的机械闭锁，闭锁力大；

(3)根据本发明提供用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，结构简单，布局紧凑，适合布置在冷发射飞行器的发射筒与初容段连接区域，与其它机构和结构的适配性好。

附图说明

图1示出本发明用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构在锁定飞行器时的结构示意图；

图2示出本发明用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构的俯视结构示意图；

图3示出本发明用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构放开对飞行器的锁定时的结构示意图。

附图说明

1-活塞筒

2-中推杆

21-推杆连接轴

3-支承板

4-推板

5-止动块

6-防松弹簧

71-左销轴

72-右销轴

81-左锁钩

82-右锁钩

91-左推杆

92-右推杆

93-左腰型孔

94-右腰型孔

10-凹槽

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明提供一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，所述冷发射是一种借助辅助动力把飞行器从发射筒内弹射出去，在飞行器到达一定高度时再点燃主发动机的发射方式，飞行器及其发射设备不受飞行器主发动机产生的高温燃气的影响，故称冷发射。

如图1、图2和图3中所示，该机构包括安装在发射筒内的活塞筒1，该活塞筒1中设置有中推杆2，

通过高压气体驱动所述活塞筒1，控制中推杆2沿着飞行器轴线方向上移动，进而使得该机构中的锁钩放开对飞行器的锁定，允许飞行器离开发射筒。

在一个优选的实施方式中，所述活塞筒1的桶底位于上方，开口端位于下方，本申请中，以飞行器发射离开发射筒时的行进方向为上方。

在所述桶底的中部开设有供中推杆2穿过的通孔，中推杆2从活塞筒1中伸出的顶端部分与锁钩相连，从而控制锁钩对飞行器的锁定与放开。

优选地，所述活塞筒1通过支承板3与发射筒固结，所述支撑板至少有两条，从不同方位连接固定该活塞筒，确保活塞筒位于发射筒的中心位置。并且该机构上的其他构件，例如左销轴和右销轴，都可以固定在该支承板上支承板3上。优选地，所述支撑板3位于发射筒将发射筒分隔为上下两段，位于下方的筒段即为初容段。

在所述活塞筒1的开口端设置有推板4，所述推板4能够在活塞筒1中往复滑动，且所述推板4的侧边与活塞筒1的内壁滑动密封，所述滑动密封是指推板4能够相对于内壁滑动，但二者间的缝隙极小，气体难以通过，受限于加工误差等因素，难以做到完全隔绝气体，但需要在技术允许的范围内尽量缩小该缝隙。

所述推板4的顶面中部与中推杆2的底部固结，从而使得推板4被推动沿着活塞筒1移动时，能够带动中推杆2沿着飞行器轴线方向上移。此处的推动推板4的作用力，既可以是高压气体，也可以是气体的外界作用力。当飞行器正常发射时，由于需要有高压气体将飞行器从发射筒中弹出，该高压气体能够同时作用到推板4上，从而解除对飞行器的锁定。当飞行器需要从发射筒中拆卸时，首先拆掉初容段，使得推板4裸露在外，届时可以通过介入其他设备来推动推板，实现飞行器的安全拆卸。

优选地，在所述活塞筒1内部，还设置有止动块5，通过该止动块5限制所述推板4在活塞筒1中的活动行程，所述活动行程即为图1中的Lm1；所述止动块5设置有多块，并且都处于同一水平面上。

优选地，在活塞筒1内部还设置有防松弹簧6，所述防松弹簧6套设在中推杆2外侧，所述防松弹簧6一端与活塞筒1的桶底相连，另一端与推板4相连。本申请中，通过设置该防松弹簧来防止飞行器因受到外力作用而从发射筒中脱离，在该防松弹簧的作用下，需要有极大的作用力拉动飞行器才能使得推杆2上移，能够确保飞行器在存储、运输及待发射等各自状态下的安全稳定。

在一个优选的实施方式中，该机构还包括左闭锁连杆和右闭锁连杆，如图1、图2和图3中所示；

其中，所述左闭锁连杆通过左销轴71铰接安装在发射筒上，所述左闭锁连杆包括位于左销轴71上方的左锁钩81，还包括与中推杆2相连的左推杆91，在中推杆2的带动下，所述左闭锁连杆绕着左销轴71摆动，其上的左锁钩81能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换；

所述右闭锁连杆通过右销轴72铰接安装在发射筒上，所述右闭锁连杆包括位于右销轴72上方的右锁钩82，还包括与中推杆2相连的右推杆92，在中推杆2的带动下，所述右闭锁连杆绕着右销轴72摆动，其上的右锁钩82能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换。

优选地，在所述中推杆2的顶端固定安装有推杆连接轴21，所述推杆连接轴21与中推杆2垂直设置，且能够随着中推杆2一同往复移动。

优选地，在所述左推杆91上开设有左腰型孔93，

所述左腰型孔93的长度方向与左推杆91的长度方向一致，

所述推杆连接轴21伸入到所述左腰型孔93中；

在所述右推杆92上开设有右腰型孔94；

所述右腰型孔94的长度方向与右推杆92的长度方向一致，

所述推杆连接轴21伸入到所述右腰型孔94中。

优选地，所述左推杆91上开设有左腰型孔93的端部位于中推杆2的一侧，所述右腰型孔94上开设有右腰型孔94的端部位于中推杆2的另一侧。从而使得中推杆2上受力平衡，避免推杆2出现倾斜磨损等缺陷故障。

优选地，在所述飞行器的底部设置有向内凹陷的凹槽10，

当该闭锁机构锁定飞行器时，所述左锁钩81和右锁钩82都嵌入到该凹槽10，从而限制飞行器前行离筒；

当该闭锁机构放开对飞行器的锁定时，所述左锁钩81和右锁钩82都向外转动，并与凹槽10脱离，不再限制飞行器前行离筒。

所述左锁钩81的长度尺寸小于左推杆91的长度尺寸，所述右锁钩82的长度尺寸小于右推杆92的长度尺寸。通过该长度关系设置，使得不同方向的力矩大小不同，通过推板4及中推杆2能够比较容易地带动锁钩旋转，放开对飞行器的锁定，但飞行器自身需要极大的作用力才能从锁钩的锁定中挣脱，提高该机构的安全性。

在一个优选的实施方式中，所述用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构中各个部件间的尺寸关系满足下述式(一)和式(二)：

Lm1×L2/L1＞Lm2(一)

其中，左推杆91的力臂和右推杆92的力臂大小一致，都表示为推杆力臂L1；

左锁钩81的力臂和右锁钩82的力臂大小一致，都表示为锁钩力臂L2；

D1表示推板4的直径；

D2表示飞行器弹射承载直径；

k表示防松弹簧的刚度；

Lm1表示推板4的行程；

Lm2表示左锁钩和右锁钩在放开锁定时的有效让开距离；

P表示作用在推板4上的工作压强

u表示为左锁钩81或者右锁钩82与凹槽10接触部位的摩擦系数。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，该机构包括：

安装在发射筒内的活塞筒(1)，该活塞筒(1)中设置有中推杆(2)，

通过高压气体驱动所述活塞筒(1)，控制中推杆(2)沿着飞行器轴线方向上移动，进而使得该机构中的锁钩放开对飞行器的锁定，允许飞行器离开发射筒。

2.根据权利要求1所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

所述活塞筒(1)的桶底位于上方，开口端位于下方，

在所述桶底的中部开设有供中推杆(2)穿过的通孔，

中推杆(2)从活塞筒(1)中伸出的顶端部分与锁钩相连，从而控制锁钩对飞行器的锁定与放开。

3.根据权利要求2所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

所述活塞筒(1)通过支承板(3)与发射筒固结，

在所述活塞筒(1)的开口端设置有推板(4)，所述推板(4)能够在活塞筒(1)中往复滑动，且所述推板(4)的侧边与活塞筒(1)的内壁滑动密封；

所述推板(4)的顶面中部与中推杆(2)的底部固结，从而使得推板(4)被推动沿着活塞筒(1)移动时，能够带动中推杆(2)沿着飞行器轴线方向上移。

4.根据权利要求3所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

在所述活塞筒(1)内部，还设置有止动块(5)，通过该止动块(5)限制所述推板(4)在活塞筒(1)中的活动行程；

优选地，在活塞筒(1)内部还设置有防松弹簧(6)，所述防松弹簧(6)套设在中推杆(2)外侧，所述防松弹簧(6)一端与活塞筒(1)的桶底相连，另一端与推板(4)相连。

5.根据权利要求2所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

该机构还包括左闭锁连杆和右闭锁连杆；

其中，所述左闭锁连杆通过左销轴(71)铰接安装在发射筒上，所述左闭锁连杆包括位于左销轴(71)上方的左锁钩(81)，还包括与中推杆(2)相连的左推杆(91)，在中推杆(2)的带动下，所述左闭锁连杆绕着左销轴(71)摆动，其上的左锁钩(81)能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换；

所述右闭锁连杆通过右销轴(72)铰接安装在发射筒上，所述右闭锁连杆包括位于右销轴(72)上方的右锁钩(82)，还包括与中推杆(2)相连的右推杆(92)，在中推杆(2)的带动下，所述右闭锁连杆绕着右销轴(72)摆动，其上的右锁钩(82)能够在锁定飞行器和放开飞行器两种工作状态之间切换。

6.根据权利要求2所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

在所述中推杆(2)的顶端固定安装有推杆连接轴(21)，所述推杆连接轴(21)与中推杆(2)垂直设置，且能够随着中推杆(2)一同往复移动。

7.根据权利要求6所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

在所述左推杆(91)上开设有左腰型孔(93)，

所述左腰型孔(93)的长度方向与左推杆(91)的长度方向一致，

所述推杆连接轴(21)伸入到所述左腰型孔(93)中；

在所述右推杆(92)上开设有右腰型孔(94)；

所述右腰型孔(94)的长度方向与右推杆(92)的长度方向一致，

所述推杆连接轴(21)伸入到所述右腰型孔(94)中。

8.根据权利要求7所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

所述左推杆(91)上开设有左腰型孔(93)的端部位于中推杆(2)的一侧，所述右腰型孔(94)上开设有右腰型孔(94)的端部位于中推杆(2)的另一侧。

9.根据权利要求5所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

在所述飞行器的底部设置有向内凹陷的凹槽(10)，

当该闭锁机构锁定飞行器时，所述左锁钩(81)和右锁钩(82)都嵌入到该凹槽(10)，从而限制飞行器前行离筒；

当该闭锁机构放开对飞行器的锁定时，所述左锁钩(81)和右锁钩(82)都向外转动，并与凹槽(10)脱离，不再限制飞行器前行离筒。

10.根据权利要求5所述的用于冷发射飞行器的活塞连杆闭锁机构，其特征在于，

所述左锁钩(81)的长度尺寸小于左推杆(91)的长度尺寸，所述右锁钩(82)的长度尺寸小于右推杆(92)的长度尺寸。