CN202974074U - 一种灭火子母火箭弹 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种灭火子母火箭弹，属于民用灭火弹领域。本实用新型的灭火雷采用子母弹装填形式，明显地增强了对远距离火场灭火作业的实际效果；本实用新型的灭火雷自身携带有减速伞，实现了在火焰覆盖区域中完成空中或地面灭火，并保证灭火雷从高空安全可靠落地；本实用新型的灭火雷自身带延时自毁引信，提高了灭火雷使用安全性；采用接线柱转接代替传统直接打孔过线，有效解决了该处对密封隔热性能的要求；弹尾主要零件为非金属材料模压成形，不会使森林内地面干燥腐植层发生二次燃烧，且重量轻，降低产品负重；尾翼片可合拢，并且采用卷弧尾翼，实现了火箭炮管式发射的要求，灭火准确度高。

Description

一种灭火子母火箭弹

技术领域

本实用新型涉及一种灭火子母火箭弹，属于民用灭火弹领域。

背景技术

传统灭火，目前在扑救模式上，仍普遍采用由单一的人力灭火、人力灭火与机械化灭火、迫击炮灭火弹相结合方式为主，市场上常用迫击炮灭火弹，一般采用整体式多装灭火剂方式，然而该结构的灭火弹存在以下缺点：

首先，整体式单发灭火弹的灭火面积较小，且均为弹头落地触发式，只能对地面火进行作用，但森林火灾与其它火灾有很大的不同，火焰将窜烧到10m以上的高度，中心火势温度可达1000多度，特别是森林中树木着火后是在空中燃烧，目前的整体落地触发式灭火弹对森林火灾的处理效果不明显。

其次，该类灭火弹不具备自毁功能，当灭火弹由于特殊情况未能作用时，对落地点周围的人畜造成安全隐患。

另外，该类灭火火箭弹均采用塑料整体不折叠尾翼稳定装置，不适用管式发射，火箭弹出炮口飞行不旋转，抗干扰能力弱，当提高射程时，射击精度较差。

近年来全球气候变暖，森林火灾有明显上升的趋势，森林灭火形势严俊，责任重大，在国民经济中占有十分重要的意义；因此研制适用于森林火灾环境的民用灭火弹显得愈发迫切。

实用新型内容

本实用新型的目的是为了解决传统灭火火箭弹在火势大、人员无法靠近的森林大火中，进行远程森林灭火，在火场中迅速开辟隔离带；为专业消防部队提供一种新型远距离、高效、安全的灭火设备。

本实用新型的目的是通过以下技术方案实现的；

本实用新型的一种灭火子母弹，包括风帽，灭火雷舱体及其内部的灭火雷、环形护圈和推板组件，控制舱壳体及其内部的抛射药引信、抛射药盒、抛射药点火具和密封隔热导电机构，火箭发动机，火箭弹弹尾；

其中，灭火雷包括减速伞、伞罩、伞绳、灭火雷壳体、灭火剂、热敏触发引信；

灭火雷壳体内填充灭火剂，灭火雷壳体的下端螺纹连接热敏触发引信，使热敏触发引信前端点火装置位于灭火雷壳体内部并与灭火剂接触，热敏触发引信后端的热敏线裸露在灭火雷壳体外；灭火雷壳体下端还连接有延时自毁引信；灭火雷壳体上端加工有支撑座，支撑座的中心向上延伸出圆柱体定位轴，连接体为一端有底且内腔为圆柱体，连接体的底面中心开有与灭火雷壳体上圆柱体定位轴外径相匹配的圆形通孔，连接体的无底一端边缘向上延伸出伞连接座；连接体套在圆柱体定位轴外，且连接体有底一端压在支撑座上，在连接体内腔与圆柱体定位轴之间安装滚珠轴承，圆柱体定位轴上端螺纹连接挡环，且使圆柱体定位轴的挡环与滚珠轴承的上端面、圆柱体定位轴与连接体底面通孔之间均留有滑动间隙，连接体的伞连接座通过伞绳与减速伞相连，减速伞外套有伞罩；

推板组件包括中心接线柱、小密封圈、推板本体、绝缘隔热板、绝缘套、导电片、垫圈、螺母；

推板本体为导电材料，推板本体的侧壁加工有密封槽，推板本体的中心加工有阶梯状通孔；绝缘套的外形为与推板本体的阶梯状通孔内形相匹配的帽形结构，绝缘套的内形为圆柱体空腔，绝缘套的帽顶位置加工有接线柱通孔；中心接线柱的后端加工有外螺纹，中心接线柱的前端向四周延伸出卡位台，中心接线柱前端卡位台的外径与绝缘套内腔的内径相匹配；绝缘套插入推板本体的阶梯状通孔内，通过绝缘套的帽檐结构与推板本体的阶梯状通孔向后卡位，中心接线柱插入绝缘套内，并将中心接线柱的螺纹部分穿出绝缘套的接线柱通孔，中心接线柱外壁与绝缘套内腔之间设置小密封圈，使中心接线柱通过前端的卡位台结构紧顶密封圈向后卡位；推板本体的后端、绝缘套的外侧依次套接绝缘隔热板和导电片；中心接线柱后端的螺纹部分通过垫圈和螺母旋紧并压在最后端的导电片，使中心接线柱、绝缘套、绝缘隔热板和导电片相对推板本体定位；

密封隔热导电机构包括密封隔热板、导电接线柱、绝缘套筒；

密封隔热板侧壁加工有外螺纹，密封隔热板侧壁前端加工有密封槽，密封隔热板板面上加工有3个阶梯状通孔，且该阶梯状通孔位于发动机一侧的孔径较大，密封隔热板的每个阶梯状通孔内均依次粘固绝缘套筒和导电接线柱，每个导电接线柱的两个端面各螺纹连接一组螺钉螺母，螺母与密封隔热板相接处设置隔热垫片，其中两个导电接线柱作为引信与后端的连接通道，另外一个导电接线柱作为前端灭火雷中延时自毁引信与后端的连接通道。

火箭弹弹尾包括喷管前段金属壳体、喷管本体、喉衬、喷管后段金属壳体、翼片轴、弹簧、尾翼片、锁紧环、固定圈；

喷管本体采用塑料材料，喷管本体的前端和后端分别一体压制用于连接的喷管前段金属壳体和喷管后段金属壳体，喷管前段的后端加工有盲孔，喷管后段金属壳体的前端向四周延伸出支撑台，喷管后段金属壳体的支撑台上加工有在同一轴线的尾翼支耳安装槽和尾翼轴通过孔；尾翼下端的支耳安装在喷管后段的尾翼支耳安装槽内，尾翼轴从稳定装置下端插入，并依次穿过喷管后段金属壳体的尾翼轴通过孔和尾翼的两个支耳，前端顶在喷管前段后端的盲孔内，在喷管后段的尾翼轴通过孔后端螺纹套接锁紧环，使尾翼轴向下卡位，并通过定位销使锁紧环与喷管后段固定；尾翼的两个支耳之间的尾翼轴上安装有弹簧，实现尾翼片相对喷管本体的张开与合拢，并通过喷管后段金属壳体的尾翼支耳安装槽对尾翼张开角度的限位，合拢后的尾翼片通过固定圈定位；尾翼片采用卷弧翼片，喷管采用微推偏喷管，其内形结构参数为：收敛半角为28°；扩展半角为9°22′；喷喉为圆弧过渡，过渡圆弧半径为8mm；喷管喉径为16.3mm；

灭火雷舱体前端内壁加工有环形卡位槽，挡圈的外形与灭火雷舱体的环形卡位槽相匹配，挡圈的内壁加工有内螺纹；风帽后端外壁加工有环形阶梯槽，使风帽后端外壁形成三个环形阶梯，风帽后端外壁的外侧环形槽的外径与灭火雷舱体前端环形卡位槽的内径相匹配，风帽后端外壁的内侧环形槽上加工有与挡圈内螺纹相匹配的外螺纹；挡圈放置在灭火雷舱体的环形卡位槽内，并通过剪切螺钉使两者固定，固定有挡圈的灭火雷舱体套接在风帽后端的环形阶梯槽内，使挡圈与风帽后端外壁的内侧环形槽之间螺纹连接，且灭火雷舱体前端与风帽后端外壁的外侧环形槽卡位连接；灭火雷舱体内放置灭火雷，每个灭火雷前端放置分体加工的环形护圈，每个灭火雷前端的减速伞及伞罩插入前端的环形护圈的空腔内，灭火雷舱体内最前端的环形护圈与灭火雷舱体前端的挡圈之间设置有缓冲垫，灭火雷舱体内最后端放置推板组件，每个灭火雷的伞罩与前端的灭火雷后端固定，最前端灭火雷的伞罩与风帽固定；灭火雷舱体后端与控制舱壳体前端螺纹连接，且控制舱壳体前端内腔通过定位台结构紧顶灭火雷舱体内的推板组件，使灭火雷舱体内的各部件紧密配合，推板组件的推板本体侧壁与灭火雷舱体的内壁之间通过大密封圈密封；控制舱壳体后端内壁加工有与密封隔热板侧壁外螺纹相匹配的内螺纹，该内螺纹的前端设置有定位台，密封隔热板螺纹连接在控制舱壳体后端内壁，并通过定位台结构向前卡位，密封隔热板与控制舱壳体的定位台之间通过密封槽密封，抛射药引信固定在密封隔热板的前端面板上，抛射药引信前端连接抛射药点火具及抛射药盒；控制舱壳体后端依次螺纹连接火箭发动机、火箭弹弹尾、堵盖；

灭火雷壳体下端的延时自毁引信引出两根导线，其中一根导线通过灭火雷舱体内壁加工的过线槽与推板组件前端伸出的中心接线柱连接，该中心接线柱在推板组件后端的伸出部分引出导线与密封隔热板上作为灭火雷延时自毁引信连接通道的导电接线柱前端伸出部分连接，该导电接线柱在密封隔热板后端的伸出部分引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的一极相连；灭火雷延时自毁引信引出另一根导线与灭火雷舱体连接，以火箭弹的金属壳体作为导线，在密封隔热板后端的控制舱壳体侧壁引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的另一极相连，组成灭火雷延时自毁引信装订线路；

抛射药引信的装订电路引出的两根导线，分别通过密封隔热板上作为引信连接通道的两个导电接线柱，穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与抛射药引信控制电路相连，组成抛射药引信装订线路；抛射药引信的计时开始电路通过密封隔热板上作为引信连接通道的两个导电接线柱连接发动机点火具，通过点火具的引燃控制抛射药引信的计时开始。

工作过程

首先根据着火处距离发射阵地距离，确定灭火子母弹开舱灭火雷抛出时间和灭火雷自毁时间，火控系统分别通过抛射药引信和灭火雷延时自毁引信的装订电路，对抛射药引信和灭火雷延时自毁引信进行延时装定，此时，灭火雷延时自毁引信开始计时，而抛射药引信未开始计时；当火控系统控制发动点火具引燃，进而引爆发动机药柱，为火箭弹提供飞行动力；发动机点火具点火的同时，使抛射药引信的计时开始电路启动，抛射药引信计时开始；当抛射药引信的延时达到预定时间后，抛射药引信启动抛射药点火具点火，抛射药点火具引燃抛射药盒，在燃气流作用下，推板组件推动前端灭火雷和环形护圈向前运动，进而剪断挡圈与灭火雷舱体固定的剪切螺钉，使风帽和挡圈一起被抛出；随后灭火雷依次被抛出的同时，通过风帽牵引拉伸，将最前端灭火雷的伞罩拽出，使其减速伞打开，该灭火雷又将后一个灭火雷的伞罩拽出，使其减速伞打开，进而完成所有灭火雷的抛出开伞；灭火雷在减速伞的作用下，落入火场上空火焰区后，通过热敏线引爆灭火雷，在火焰覆盖区域中完成空中或地面立体交叉灭火；对未作用灭火雷或未落入火场中的灭火雷，根据发射前装定的灭火雷自毁时间，到时间后灭火雷完成自毁，避免安全隐患发生。

有益效果：

(1)本实用新型的灭火雷采用子母弹装填形式，实现了将多枚灭火雷快速远程预先布设能力，明显地增强了对远距离火场灭火作业的实际效果；

(2)本实用新型的灭火雷自身携带有减速伞，可使灭火雷在火场上空缓慢下落，实现了在火焰覆盖区域中完成空中或地面灭火，并保证灭火雷从高空安全可靠落地，改善和提高其远程立体交叉灭火的使用性能；

(3)本实用新型的灭火雷自身带延时自毁引信，实现了当灭火雷未正常作用或未落入火场，可按照预先装定的自毁时间进行自毁，提高了灭火雷使用安全性；

(4)本实用新型在有密封要求的舱体间过线时，采用接线柱转接代替传统直接打孔过线，有效解决了该处对密封隔热性能的要求，避免未工作舱体内部零件在工作前失效。

(5)本实用新型的火箭弹弹尾结构紧凑、加工工艺简单、易于装配，主要零件为非金属材料模压成形，不会使森林内地面干燥腐植层发生二次燃烧，且重量轻，降低产品负重；尾翼片可合拢，合拢后外轮廓尺寸可小于最大弹径，实现了火箭炮管式发射的要求，并且采用卷弧尾翼，使火箭弹旋转飞行以提高射击精度，灭火准确度高。

附图说明

图1为本实用新型灭火子母弹总体结构示意图；

图2为本实用新型灭火子母弹中风帽分离装置的结构示意图；

图3为本实用新型灭火子母弹中灭火雷的结构示意图；

图4为本实用新型灭火子母弹灭火雷中的解旋装置结构示意图；

图5为本实用新型灭火子母弹中推板组件装置的结构示意图；

图6为本实用新型灭火子母弹中密封隔热导电机构的结构示意图；

图7为本实用新型灭火子母弹中微推偏复合喷管的结构示意图；

图8为本实用新型灭火子母弹中塑料卷弧尾翼稳定装置的结构示意图；

其中，1-风帽；3-环形护圈；4-灭火雷；5-灭火雷舱体；6-推板组件；7-抛射药引信；8-控制舱壳体；9-密封隔热导电机构；10-火箭发动机；12-火箭弹弹尾；13-挡圈；14-剪切螺钉；15-缓冲垫；18-减速伞；19-伞套；20-伞绳；22-灭火雷壳体；23-灭火剂；24-热敏触发引信；25-热敏线；26-挡环；30-连接体；31-中心接线柱；32-小密封圈；33-推板本体；34-绝缘隔热板；35-绝缘套；36-导电片；37-垫圈；38-螺母；39-大密封圈；43-密封隔热板；47-绝缘套筒；48-导电接线柱；51-喷管前段金属壳体；52-喷管本体；53-喉衬；54-喷管后段金属壳体；55-翼片轴；56-弹簧；57-尾翼片；58-锁紧环；59-固定圈。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型的内容做进一步的说明。

实施例

本实用新型的一种灭火子母弹，如图1所示，包括风帽1，灭火雷舱体5及其内部的灭火雷4、环形护圈3和推板组件6，控制舱壳体8及其内部的抛射药引信7、抛射药盒、抛射药点火具和密封隔热导电机构9，火箭发动机10，火箭弹弹尾12；

其中，灭火雷4，如图3所示，包括减速伞18、伞罩19、伞绳20、灭火雷壳体22、灭火剂23、热敏触发引信24；

灭火雷壳体22内填充灭火剂23，灭火雷壳体22的下端螺纹连接热敏触发引信24，使热敏触发引信24前端点火装置位于灭火雷壳体22内部并与灭火剂23接触，热敏触发引信24后端的热敏线25裸露在灭火雷壳体22外；灭火雷壳体22下端还连接有延时自毁引信；

灭火剂23采用二氧化碳超级干粉；

灭火雷壳体22上端加工有支撑座，支撑座的中心向上延伸出圆柱体定位轴，连接体30为一端有底且内腔为圆柱体，连接体30的底面中心开有与灭火雷壳体22上圆柱体定位轴外径相匹配的圆形通孔，连接体30的无底一端边缘向上延伸出四个伞连接座；连接体30套在圆柱体定位轴外，且连接体30有底一端压在支撑座上，在连接体内腔与圆柱体定位轴之间安装滚珠轴承，圆柱体定位轴上端螺纹连接挡环26，且使圆柱体定位轴的挡环26与滚珠轴承28的上端面、圆柱体定位轴与连接体底面通孔之间均留有滑动间隙，连接体30的四个伞连接座通过伞绳20与减速伞18相连，减速伞18外套有伞罩19；

推板组件6，如图5所示，包括中心接线柱31、小密封圈32、推板本体33、绝缘隔热板34、绝缘套35、导电片36、垫圈37、螺母38。

推板本体33为导电材料，推板本体的侧壁加工有密封槽，推板本体33的中心加工有阶梯状通孔；绝缘套35的外形为与推板本体33的阶梯状通孔内形相匹配的帽形结构，绝缘套35的内形为圆柱体空腔，绝缘套35的帽顶位置加工有接线柱通孔；中心接线柱31的后端加工有外螺纹，中心接线柱31的前端向四周延伸出卡位台，中心接线柱31前端卡位台的外径与绝缘套35内腔的内径相匹配；绝缘套35插入推板本体33的阶梯状通孔内，通过绝缘套35的帽檐结构与推板本体33的阶梯状通孔向后卡位，中心接线柱31插入绝缘套35内，并将中心接线柱31的螺纹部分穿出绝缘套35的接线柱通孔，中心接线柱31外壁与绝缘套35内腔之间设置小密封圈32，使中心接线柱31通过前端的卡位台结构紧顶密封圈向后卡位；推板本体33的后端、绝缘套35的外侧依次套接绝缘隔热板34和导电片36；中心接线柱31后端的螺纹部分通过垫圈37和螺母38旋紧并压在最后端的导电片36，使中心接线柱31、绝缘套35、绝缘隔热板34和导电片36相对推板本体33定位。

密封隔热导电机构9，如图6所示，包括密封隔热板43、导电接线柱48、绝缘套筒47；

密封隔热板43侧壁加工有外螺纹，密封隔热板43侧壁前端加工有密封槽，密封隔热板43板面上加工有3个阶梯状通孔，且该阶梯状通孔位于发动机一侧的孔径较大，密封隔热板43的每个阶梯状通孔内均依次粘固绝缘套筒47和导电接线柱48，每个导电接线柱的两个端面各螺纹连接一组螺钉螺母，螺母与密封隔热板43相接处设置隔热垫片，其中两个导电接线柱作为引信与后端的连接通道，另外一个导电接线柱作为前端灭火雷中延时自毁引信与后端的连接通道。

火箭弹弹尾12，如图7、8所示，包括喷管前段金属壳体51、喷管本体52、喉衬53、喷管后段金属壳体54、翼片轴55、弹簧56、尾翼片57、锁紧环58、固定圈59；

喷管本体52采用塑料材料，喷管本体的前端和后端分别一体压制用于连接的喷管前段金属壳体51和喷管后段金属壳体54，喷管前段的后端加工有盲孔，喷管后段金属壳体54的前端向四周延伸出支撑台，喷管后段金属壳体的支撑台上加工有在同一轴线的尾翼支耳安装槽和尾翼轴通过孔；尾翼下端的支耳安装在喷管后段的尾翼支耳安装槽内，尾翼轴从稳定装置下端插入，并依次穿过喷管后段金属壳体的尾翼轴通过孔和尾翼的两个支耳，前端顶在喷管前段后端的盲孔内，在喷管后段的尾翼轴通过孔后端螺纹套接锁紧环58，使尾翼轴向下卡位，并通过定位销使锁紧环与喷管后段固定；尾翼的两个支耳之间的尾翼轴上安装有弹簧，实现尾翼片相对喷管本体的张开与合拢，并通过喷管后段金属壳体的尾翼支耳安装槽对尾翼张开角度的限位，合拢后的尾翼片通过固定圈59定位；喷管本体52采用塑料材料，尾翼片57采用卷弧翼片，喷管采用微推偏喷管，其内形结构参数为：收敛半角为28°；扩展半角为9°22′；喷喉为圆弧过渡，过渡圆弧半径为8mm；喷管喉径为16.3mm。

灭火雷舱体5前端内壁加工有环形卡位槽，挡圈13的外形与灭火雷舱体5的环形卡位槽相匹配，挡圈13的内壁加工有内螺纹；风帽后端外壁加工有环形阶梯槽，使风帽后端外壁形成三个环形阶梯，风帽后端外壁的外侧环形槽的外径与灭火雷舱体5前端环形卡位槽的内径相匹配，风帽后端外壁的内侧环形槽上加工有与挡圈内螺纹相匹配的外螺纹；挡圈13放置在灭火雷舱体5的环形卡位槽内，并通过剪切螺钉14使两者固定，固定有挡圈13的灭火雷舱体5套接在风帽后端的环形阶梯槽内，使挡圈13与风帽后端外壁的内侧环形槽之间螺纹连接，且灭火雷舱体5前端与风帽后端外壁的外侧环形槽卡位连接；灭火雷舱体5内放置灭火雷4，每个灭火雷前端放置分体加工的环形护圈3，每个灭火雷前端的减速伞18及伞罩19插入前端的环形护圈3的空腔内，灭火雷舱体5内最前端的环形护圈3与灭火雷舱体5前端的挡圈13之间设置有缓冲垫15，灭火雷舱体5内最后端放置推板组件6，每个灭火雷的伞罩19与前端的灭火雷后端固定，最前端灭火雷的伞罩19与风帽固定；灭火雷舱体5后端与控制舱壳体8前端螺纹连接，且控制舱壳体8前端内腔通过定位台结构紧顶灭火雷舱体5内的推板组件6，使灭火雷舱体5内的各部件紧密配合，推板组件6的推板本体侧壁与灭火雷舱体5的内壁之间通过大密封圈39密封；

控制舱壳体8后端内壁加工有与密封隔热板侧壁外螺纹相匹配的内螺纹，该内螺纹的前端设置有定位台，密封隔热板43螺纹连接在控制舱壳体8后端内壁，并通过定位台结构向前卡位，密封隔热板43与控制舱壳体8的定位台之间通过密封槽密封，抛射药引信7固定在密封隔热板43的前端面板上，抛射药引信7前端连接抛射药点火具及抛射药盒；控制舱壳体8后端依次螺纹连接火箭发动机10、火箭弹弹尾12、堵盖；

灭火雷壳体22下端的延时自毁引信引出两根导线，其中一根导线通过灭火雷舱体5内壁加工的过线槽与推板组件6前端伸出的中心接线柱31连接，该中心接线柱31在推板组件6后端的伸出部分引出导线与密封隔热板43上作为灭火雷延时自毁引信连接通道的导电接线柱前端伸出部分连接，该导电接线柱在密封隔热板43后端的伸出部分引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的一极相连；

灭火雷延时自毁引信引出另一根导线与灭火雷舱体5连接，以火箭弹的金属壳体作为导线，在密封隔热板43后端的控制舱壳体8侧壁引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的另一极相连，组成灭火雷延时自毁引信装订线路。

抛射药引信7的装订电路引出的两根导线，分别通过密封隔热板43上作为引信连接通道的两个导电接线柱，穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与抛射药引信控制电路相连；抛射药引信7的计时开始电路通过密封隔热板43上作为引信连接通道的两个导电接线柱连接发动机点火具，通过点火具的引燃控制抛射药引信7的计时开始。

工作过程

首先根据着火处距离发射阵地距离，确定灭火子母弹开舱灭火雷抛出时间和灭火雷自毁时间，火控系统分别通过抛射药引信和灭火雷延时自毁引信的装订电路，对抛射药引信和灭火雷延时自毁引信进行延时装定，此时，灭火雷延时自毁引信开始计时，而抛射药引信未开始计时；当火控系统控制发动点火具引燃，进而引爆发动机药柱，为火箭弹提供飞行动力；发动机点火具点火的同时，使抛射药引信的计时开始电路启动，抛射药引信计时开始；当抛射药引信的延时达到预定时间后，抛射药引信启动抛射药点火具点火，抛射药点火具引燃抛射药盒，在燃气流作用下，推板组件推动前端灭火雷和环形护圈向前运动，进而剪断挡圈与灭火雷舱体固定的剪切螺钉，使风帽和挡圈一起被抛射出；随后灭火雷依次被抛出的同时，通过风帽牵引拉伸，将最前端灭火雷的伞罩拽出，使其减速伞打开，该灭火雷又将后一个灭火雷的伞罩拽出，使其减速伞打开，进而完成所有灭火雷的抛出开伞；灭火雷在减速伞的作用下，落入火场上空火焰区后，通过热敏线引爆灭火雷，在火焰覆盖区域中完成空中或地面立体交叉灭火；对未作用灭火雷或未落入火场中的灭火雷，根据发射前装定的灭火雷自毁时间，到时间后灭火雷完成自毁，避免安全隐患发生。

Claims (1)

1.一种灭火子母火箭弹，其特征是：包括风帽，灭火雷舱体及其内部的灭火雷、环形护圈和推板组件，控制舱壳体及其内部的抛射药引信、抛射药盒、抛射药点火具和密封隔热导电机构，火箭发动机，火箭弹弹尾； 

其中，灭火雷包括减速伞、伞罩、伞绳、灭火雷壳体、灭火剂、热敏触发引信； 

灭火雷壳体内填充灭火剂，灭火雷壳体的下端螺纹连接热敏触发引信，使热敏触发引信前端点火装置位于灭火雷壳体内部并与灭火剂接触，热敏触发引信后端的热敏线裸露在灭火雷壳体外；灭火雷壳体下端还连接有延时自毁引信；灭火雷壳体上端加工有支撑座，支撑座的中心向上延伸出圆柱体定位轴，连接体为一端有底且内腔为圆柱体，连接体的底面中心开有与灭火雷壳体上圆柱体定位轴外径相匹配的圆形通孔，连接体的无底一端边缘向上延伸出伞连接座；连接体套在圆柱体定位轴外，且连接体有底一端压在支撑座上，在连接体内腔与圆柱体定位轴之间安装滚珠轴承，圆柱体定位轴上端螺纹连接挡环，且使圆柱体定位轴的挡环与滚珠轴承的上端面、圆柱体定位轴与连接体底面通孔之间均留有滑动间隙，连接体的伞连接座通过伞绳与减速伞相连，减速伞外套有伞罩； 

推板组件包括中心接线柱、小密封圈、推板本体、绝缘隔热板、绝缘套、导电片、垫圈、螺母； 

推板本体为导电材料，推板本体的侧壁加工有密封槽，推板本体的中心加工有阶梯状通孔；绝缘套的外形为与推板本体的阶梯状通孔内形相匹配的帽形结构，绝缘套的内形为圆柱体空腔，绝缘套的帽顶位置加工有接线柱通孔；中心接线柱的后端加工有外螺纹，中心接线柱的前端向四周延伸出卡位台，中心接线柱前端卡位台的外径与绝缘套内腔的内径相匹配；绝缘套插入推板本体的阶梯状通孔内，通过绝缘套的帽檐结构与推板本体的阶梯状通孔向后卡位，中心接线柱插入绝缘套内，并将中心接线柱的螺纹部分穿出绝缘套的接线柱通孔，中心接线柱外壁与绝缘套内腔之间设置小密封圈，使中心接线柱通过前端的卡位台结构紧顶密封圈向后卡位；推板本体的后端、绝缘套的外侧依次套接绝缘隔热板和导电片；中心接线柱后端的螺纹部分通过垫圈和螺母旋紧并压在最后端的导电片，使中心接线柱、绝缘套、绝缘隔热板和导电片相对推板本体定位； 

密封隔热导电机构包括密封隔热板、导电接线柱、绝缘套筒； 

密封隔热板侧壁加工有外螺纹，密封隔热板侧壁前端加工有密封槽，密封隔热板板面上加工有3个阶梯状通孔，且该阶梯状通孔位于发动机一侧的孔径较大，密封隔热板的每个阶梯状通孔内均依次粘固绝缘套筒和导电接线柱，每个导电接线柱的两个端面各螺纹连接一组螺钉螺母，螺母与密封隔热板相接处设置隔热垫片，其中两个导电接线柱作为引信与后端的连接通道，另外一个导电接线柱作为前端灭火雷中延时自毁引信与后端的连接通道； 

火箭弹弹尾包括喷管前段金属壳体、喷管本体、喉衬、喷管后段金属壳体、翼片轴、弹簧、尾翼片、锁紧环、固定圈； 

喷管本体采用塑料材料，喷管本体的前端和后端分别一体压制用于连接的喷管前段金属壳体和喷管后段金属壳体，喷管前段的后端加工有盲孔，喷管后段金属壳体的前端向四周延伸出支撑台，喷管后段金属壳体的支撑台上加工有在同一轴线的尾翼支耳安装槽和尾翼轴通过孔；尾翼下端的支耳安装在喷管后段的尾翼支耳安装槽内，尾翼轴从稳定装置下端插入，并依次穿过喷管后段金属壳体的尾翼轴通过孔和尾翼的两个支耳，前端顶在喷管前段后端的盲孔内，在喷管后段的尾翼轴通过孔后端螺纹套接锁紧环，使尾翼轴向下卡位，并通过定位销使锁紧环与喷管后段固定；尾翼的两个支耳之间的尾翼轴上安装有弹簧，实现尾翼片相对喷管本体的张开与合拢，并通过喷管后段金属壳体的尾翼支耳安装槽对尾翼张开角度的限位，合拢后的尾翼片通过固定圈定位；尾翼片采用卷弧翼片，喷管采用微推偏喷管，其内形结构参数为：收敛半角为28°；扩展半角为9°22′；喷喉为圆弧过渡，过渡圆弧半径为8mm；喷管喉径为16.3mm； 

灭火雷舱体前端内壁加工有环形卡位槽，挡圈的外形与灭火雷舱体的环形卡位槽相匹配，挡圈的内壁加工有内螺纹；风帽后端外壁加工有环形阶梯槽，使风帽后端外壁形成三个环形阶梯，风帽后端外壁的外侧环形槽的外径与灭火雷舱体前端环形卡位槽的内径相匹配，风帽后端外壁的内侧环形槽上加工有与挡圈内螺纹相匹配的外螺纹；挡圈放置在灭火雷舱体的环形卡位槽内，并通过剪切螺钉使两者固定，固定有挡圈的灭火雷舱体套接在风帽后端的环形阶梯槽内，使挡圈与风帽后端外壁的内侧环形槽之间螺纹连接，且灭火雷舱体前端与风帽后端外壁的外侧环形槽卡位连接；灭火雷舱体内放置灭火雷，每个灭火雷前端放置分体加工的环形护圈，每个灭火雷前端的减速伞及伞罩插入前端的环形护圈的空腔内，灭火雷舱体内最前端的环形护圈与灭火雷舱体前端的挡圈之 间设置有缓冲垫，灭火雷舱体内最后端放置推板组件，每个灭火雷的伞罩与前端的灭火雷后端固定，最前端灭火雷的伞罩与风帽固定；灭火雷舱体后端与控制舱壳体前端螺纹连接，且控制舱壳体前端内腔通过定位台结构紧顶灭火雷舱体内的推板组件，使灭火雷舱体内的各部件紧密配合，推板组件的推板本体侧壁与灭火雷舱体的内壁之间通过大密封圈密封；控制舱壳体后端内壁加工有与密封隔热板侧壁外螺纹相匹配的内螺纹，该内螺纹的前端设置有定位台，密封隔热板螺纹连接在控制舱壳体后端内壁，并通过定位台结构向前卡位，密封隔热板与控制舱壳体的定位台之间通过密封槽密封，抛射药引信固定在密封隔热板的前端面板上，抛射药引信前端连接抛射药点火具及抛射药盒；控制舱壳体后端依次螺纹连接火箭发动机、火箭弹弹尾、堵盖； 

灭火雷壳体下端的延时自毁引信引出两根导线，其中一根导线通过灭火雷舱体内壁加工的过线槽与推板组件前端伸出的中心接线柱连接，该中心接线柱在推板组件后端的伸出部分引出导线与密封隔热板上作为灭火雷延时自毁引信连接通道的导电接线柱前端伸出部分连接，该导电接线柱在密封隔热板后端的伸出部分引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的一极相连；灭火雷延时自毁引信引出另一根导线与灭火雷舱体连接，以火箭弹的金属壳体作为导线，在密封隔热板后端的控制舱壳体侧壁引出导线穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与自毁控制电路的另一极相连，组成灭火雷延时自毁引信装订线路； 

抛射药引信的装订电路引出的两根导线，分别通过密封隔热板上作为引信连接通道的两个导电接线柱，穿过火箭发动机及火箭弹弹尾通过堵盖上的装定接口与抛射药引信控制电路相连，组成抛射药引信装订线路；抛射药引信的计时开始电路通过密封隔热板上作为引信连接通道的两个导电接线柱连接发动机点火具，通过点火具的引燃控制抛射药引信的计时开始。 

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