CN204881357U - 一种导弹吊挂分离机构 - Google Patents
一种导弹吊挂分离机构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN204881357U CN204881357U CN201520552124.0U CN201520552124U CN204881357U CN 204881357 U CN204881357 U CN 204881357U CN 201520552124 U CN201520552124 U CN 201520552124U CN 204881357 U CN204881357 U CN 204881357U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- hanging
- guided missile
- separating mechanism
- actuator
- alignment pin
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn - After Issue
Links
Landscapes
- Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)
Abstract
本实用新型公开了一种导弹吊挂分离机构，包括吊挂、爆炸螺栓、作动器、弹体和定位销，作动器一端通过第二紧固件与弹体连接，另一端通过第一紧固件与吊挂连接；爆炸螺栓一端通过第四紧固件与弹体连接，另一端通过第三紧固件与吊挂连接。吊挂通过定位销固定在弹体上，弹体与吊挂相接触的面为分离面。爆炸螺栓上端设有“U”形槽，“U”形槽的中心平面处于分离面上。作动器内部设有推杆和燃烧腔，燃烧腔内装有火药，推杆通过剪切销进行初始锁定。本实用新型公开的一种导弹吊挂分离机构，安装维护简单方便，火工品的动作同步性高，能够有效控制吊挂飞离弹体后的姿态，确保吊挂飞离弹体过程中不与弹体发生碰撞，提高载机和导弹的飞行安全性。
Description
技术领域
本实用新型属于导弹吊挂技术领域，特别涉及一种导弹吊挂分离机构。
背景技术
随着科技的进步，新型导弹越来越注重气动阻力对导弹航程的影响，在对气动外形优化的同时，也开始关注导弹吊挂所带来的气动阻力，尤其新型隐身导弹，为了提高导弹航程和隐身性能，在导弹投放后，吊挂需进行分离，而在投放前吊挂起连接、传递载荷作用。
国内的吊挂分离技术是采用爆炸螺栓解锁分离方案，通过爆炸螺栓将吊挂与弹身连接，利用爆炸螺栓解锁力直接将吊挂与弹体分离并使吊挂飞离弹体。但此机构瞬间冲击力较大会对导弹飞行产生一个较大的扰动，且多个爆炸螺栓同时动作无法保证工作同步性，吊挂分离后的运动姿态不易控制，可能对载机和导弹的飞行安全造成影响。
发明内容
本实用新型为解决现有导弹吊挂分离机构不易控制、安全性低的技术问题，提出一种导弹吊挂分离机构，目的是使导弹在发射前通过爆炸螺栓、作动器将吊挂与弹体连接固定，实现吊挂承载功能；导弹发射后，爆炸螺栓先工作，分为两段，将吊挂与弹体的部分连接断开，作动器再工作，直接推动吊挂飞离弹体，实现吊挂与弹体的分离功能。
为解决上述问题，本实用新型采取的技术方案是：一种导弹吊挂分离机构，包括吊挂1、作动器3、爆炸螺栓4、弹体2和定位销5，所述作动器3一端通过第二紧固件62与弹体2连接，另一端通过第一紧固件61与吊挂1连接；所述爆炸螺栓4一端通过第四紧固件64与弹体2连接，另一端通过第三紧固件63与吊挂1连接；所述吊挂1通过定位销5固定在弹体2上，所述弹体2与吊挂1相接触的面为分离面8；所述爆炸螺栓4上端设有“U”形槽12，所述“U”形槽12的中心平面处于分离面8上；所述作动器3内部设有推杆9和燃烧腔13，所述燃烧腔13内装有火药，所述推杆9通过剪切销10进行初始锁定；所述剪切销10被剪断，所述推杆9可以在所述燃烧腔13内移动。
优选地，所述爆炸螺栓4和作动器3的个数相同，更好地分布安装点，受力更均匀。
优选地，所述爆炸螺栓4和作动器3的个数至少为1，可依据吊挂1具体尺寸、位置和传递载荷大小来调整爆炸螺栓4和作动器3的数目。
优选地，所述爆炸螺栓4呈“⊥”形，两侧设有耳片7。
优选地，所述耳片7通过第四紧固件64与弹体2连接。
优选地，所述作动器3呈“⊥”形，两侧设有卡凸11。
优选地，所述卡凸11通过第二紧固件62与弹体2连接。
优选地，所述定位销5为阶梯销。
优选地，所述定位销5的大头部分与弹体2连接，小头部分与吊挂1连接。
优选地，所述定位销5采用过盈配合与弹体2连接。
优选地，所述定位销5采用间隙配合与吊挂1连接。
优选地，所述定位销5大头部分未超出弹体2外表面。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：
本实用新型提供的一种导弹吊挂分离机构，空间占用率高，对弹体结构改动小，安装维护简单方便；火工品的动作同步性很高，能够有效控制吊挂飞离弹体后的姿态，确保吊挂飞离弹体过程中不与弹体发生碰撞，提高载机和导弹的飞行安全性。
附图说明
图1为吊挂分离机构整体结构示意图。
图2为爆炸螺栓剖视图。
图3为作动器剖视图。
图4为吊挂飞离后结构示意图。
附图标号：1、吊挂；2、弹体；3、作动器；4、爆炸螺栓；5、定位销；61、第一紧固件；62、第二紧固件；63、第三紧固件；64、第四紧固件；7、耳片；8、分离面；9、推杆；10、剪切销；11、卡凸；12、U形槽；13、燃烧腔。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型的实施方式做更详细的说明。
参见附图1至4，一种导弹吊挂分离机构，包括吊挂1、作动器3、爆炸螺栓4、弹体2和定位销5，所述作动器3一端通过第二紧固件62与弹体2连接，另一端通过第一紧固件61与吊挂1连接；所述爆炸螺栓4一端通过第四紧固件64与弹体2连接，另一端通过第三紧固件63与吊挂1连接；所述吊挂1通过定位销5固定在弹体2上，所述弹体2与吊挂1相接触的面为分离面8；所述爆炸螺栓4上端设有“U”形槽12，所述“U”形槽12的中心平面处于分离面8上；所述作动器3内部设有推杆9和燃烧腔13，所述燃烧腔13内装有火药，所述推杆9通过剪切销10进行初始锁定；所述剪切销10被剪断，所述推杆9可以在所述燃烧腔13内移动。
进一步地，所述剪切销10用于对推杆9的初始锁定，在吊挂分离机构与弹体2分离前，锁定推杆9。
进一步地，所述爆炸螺栓4和作动器3的个数相同，更好地分布安装点，受力更均匀。
进一步地，所述爆炸螺栓4和作动器3的个数至少为1，可依据吊挂1具体尺寸、位置和传递载荷大小来调整爆炸螺栓4和作动器3的数目。
进一步地，所述爆炸螺栓4呈“⊥”形，两侧设有耳片7。
进一步地，所述耳片7通过第四紧固件64与弹体2连接。
进一步地，所述作动器3呈“⊥”形，两侧设有卡凸11。
进一步地，所述卡凸11通过第二紧固件62与弹体2连接。
进一步地，所述吊挂1与弹体2上均有定位销孔，分离机构安装时，通过定位销5定位的方法，安装爆炸螺栓4和作动器3。
进一步地，所述定位销5为阶梯销。
进一步地，所述定位销5的大头部分与弹体2连接，小头部分与吊挂1连接。
进一步地，所述定位销5采用过盈配合与弹体2连接。
进一步地，所述定位销5采用间隙配合与吊挂1连接，保证机构分离时，吊挂1与弹体2的可靠分开。
进一步地，所述定位销5大头部分未超出弹体2外表面。
安装导弹吊挂分离机构时，首先将吊挂1与弹体2配钻孔位，然后将爆炸螺栓4、作动器3通过第四紧固件64和第二紧固件62分别与弹体2固定，确保爆炸螺栓4上的“U”形槽12中心面处于分离面8上，将定位销5大头部分安装到弹体2上，并确保大头部分未超出弹体2外表面，最后将吊挂1对准定位销5，并使其上螺栓孔与爆炸螺栓4、作动器3伸出部分对准，装入吊挂1，固定第三紧固件63和第一紧固件61，至此吊挂分离机构安装完成。
本实用新型技术方案通过采用两道指令，实现吊挂1与弹体2的彻底分离。当吊挂分离机构接收第一道指令时，爆炸螺栓4首先动作，在吊挂1与弹体2连接的分离面8断开，分为上下两部分，上半部分留在吊挂1内，下半部分留在弹体2内；延迟一定时间（所述时间是指导弹与载机达到相对安全距离的时间，由控制系统控制）；当吊挂分离机构接收第二道指令时，作动器3动作，点燃燃烧腔内的火药，产生高压燃气，当压强达到一定值时，剪切销10被剪断，作动器3的推杆9开始动作，在高压燃气的作用下，推杆9将推动吊挂1一起与作动器3本体分离，完成分离机构动作，实现吊挂1与弹体2的彻底分离，能够有效控制吊挂1飞离弹体2后的姿态，确保吊挂1飞离弹体2过程中不与弹体2发生碰撞，提高载机和导弹的飞行安全性。
以上列举的仅是本实用新型的具体实施例。显然，本实用新型不限于以上实施例，还可以有许多类似的改形。本领域的普通技术人员能从本实用新型公开的内容直接导出或联想到的所有变形，均应认为是本实用新型所要保护的范围。
Claims (10)
1.一种导弹吊挂分离机构，包括吊挂（1）、弹体（2）、爆炸螺栓（4）和定位销（5），其特征在于：还包括作动器（3），所述作动器（3）一端通过第二紧固件（62）与弹体（2）连接，另一端通过第一紧固件（61）与吊挂（1）连接；所述爆炸螺栓（4）一端通过第四紧固件（64）与弹体（2）连接，另一端通过第三紧固件（63）与吊挂（1）连接；所述吊挂（1）通过定位销（5）固定在弹体（2）上，所述弹体（2）与吊挂（1）相接触的面为分离面（8）；所述爆炸螺栓（4）上端设有“U”形槽（12），所述“U”形槽（12）的中心平面处于分离面（8）上；所述作动器（3）内部设有推杆（9）和燃烧腔（13），所述燃烧腔（13）内装有火药，所述推杆（9）通过剪切销（10）进行初始锁定；所述剪切销（10）被剪断，所述推杆（9）可以在所述燃烧腔（13）内移动。
2.根据权利要求1所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述爆炸螺栓（4）呈“⊥”形，两侧设有耳片（7）。
3.根据权利要求2所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述耳片（7）通过第四紧固件（64）与弹体（2）连接。
4.根据权利要求1所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述作动器（3）呈“⊥”形，两侧设有卡凸（11）。
5.根据权利要求4所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述卡凸（11）通过第二紧固件（62）与弹体（2）连接。
6.根据权利要求1所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述定位销（5）为阶梯销。
7.根据权利要求6所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述定位销（5）的大头部分与弹体（2）连接，小头部分与吊挂（1）连接。
8.根据权利要求7所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述定位销（5）采用过盈配合与弹体（2）连接。
9.根据权利要求7所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述定位销（5）采用间隙配合与吊挂（1）连接。
10.根据权利要求6所述的一种导弹吊挂分离机构，其特征在于：所述定位销（5）大头部分未超出弹体（2）外表面。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201520552124.0U CN204881357U (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种导弹吊挂分离机构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201520552124.0U CN204881357U (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种导弹吊挂分离机构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN204881357U true CN204881357U (zh) | 2015-12-16 |
Family
ID=54825720
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201520552124.0U Withdrawn - After Issue CN204881357U (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种导弹吊挂分离机构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN204881357U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106553774A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-04-05 | 北京空间机电研究所 | 一种多点集成弹射的燃气管路网络式弹射装置 |
| CN109100216A (zh) * | 2018-09-17 | 2018-12-28 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种导弹滑块吊挂加载工装结构 |
-
2015
- 2015-07-28 CN CN201520552124.0U patent/CN204881357U/zh not_active Withdrawn - After Issue
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106553774A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-04-05 | 北京空间机电研究所 | 一种多点集成弹射的燃气管路网络式弹射装置 |
| CN106553774B (zh) * | 2016-11-14 | 2019-05-24 | 北京空间机电研究所 | 一种多点集成弹射的燃气管路网络式弹射装置 |
| CN109100216A (zh) * | 2018-09-17 | 2018-12-28 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种导弹滑块吊挂加载工装结构 |
| CN109100216B (zh) * | 2018-09-17 | 2021-05-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种导弹滑块吊挂加载工装结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105066796B (zh) | 一种导弹吊挂分离机构 | |
| CN104089547B (zh) | 一种折叠舵面的展开与锁定装置 | |
| CN104315932B (zh) | 一种飞行器火工品安全起爆电路及起爆方法 | |
| CN106394865B (zh) | 可分离式双多旋翼无人机 | |
| CN204881357U (zh) | 一种导弹吊挂分离机构 | |
| CN202609086U (zh) | 无人机下抛弹射式开伞装置 | |
| CN106275402B (zh) | 可分离式四桨双翼无人机 | |
| CN102963524A (zh) | 橇、轮复合式中小型无人机起落架系统 | |
| CN103803095B (zh) | 小型无人机的气动发射装置 | |
| CN110282161A (zh) | 整流罩分离装置及其分离方法 | |
| CN102514714B (zh) | 降低旋翼无人直升机失控危害的装置与方法 | |
| CN204415737U (zh) | 一种四旋翼无人机顶置助降伞 | |
| CN107182246B (zh) | 一种空空导弹回收舱舱盖 | |
| CN104326086A (zh) | 降落伞快速开伞装置 | |
| CN102259702A (zh) | 一种动力组合方式独特的低消耗型子母飞机攻击系统 | |
| CN204952015U (zh) | 双引灭火弹 | |
| CN205049055U (zh) | 地空双引微导子母弹 | |
| CN208765583U (zh) | 一种灭火弹与发射筒的固定结构及灭火弹发射筒装置 | |
| CN104002973A (zh) | 一种圆截面内埋式舱舱门开启的设计方法 | |
| CN103939218B (zh) | 涡轮风扇发动机进口部件鸟弹撞击装置 | |
| CN102661685A (zh) | 一种防拦截导弹 | |
| CN106706256B (zh) | 一种高超声速飞行器部件分离风洞实验同步起爆装置 | |
| CN104792227A (zh) | 拦截器 | |
| CN207809795U (zh) | 一种用于降落伞快速开伞的射伞火箭装置 | |
| CN202464131U (zh) | 降低旋翼直升机失控危害的装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| AV01 | Patent right actively abandoned |
Granted publication date: 20151216 Effective date of abandoning: 20160824 |
|
| C25 | Abandonment of patent right or utility model to avoid double patenting |