一种楔形锁紧分离机构的制作方法

本发明涉及飞行器发射筒结构设计技术领域，具体涉及一种新型的楔形锁紧分离机构。

背景技术：

燃气活塞尾推式发射具有发射筒径向尺寸小，发射车单车装弹量大，助推行程长，具有良好的弹射弹道性能等优点，正逐渐应用到飞行器发射筒结构设计中。图1所示为尾推式发射装置结构示意图，包括圆形发射筒01，依次安装于圆形发射筒01内的燃气发生器02、发射装置尾座03和飞行器04，尾推式发射装置结构特殊，为了满足燃气密封要求，发射过程中发射装置尾座03必须紧贴发射筒01内壁运动，因此传统的杠杆式、插销式和镁带式锁紧分离机构都不能满足其结构设计要求，为此，本发明提出了一种应用于飞行器尾推式发射的新型楔形锁紧分离机构。该楔形锁紧分离机构能满足发射过程中燃气密封要求和运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，能实现发射工况瞬时条件下自动解锁确保飞行器与发射筒顺利分离。

技术实现要素：

本发明解决的问题是鲜有的分离结构不能满足燃气活塞尾推式发射的结构要求；为解决所述问题，本发明提供一种楔形锁紧分离机构。

本发明提供的一种楔形锁紧分离机构，包括：飞行器连接轴、楔形块、发射筒连接轴、壳体和剪切螺钉；所述飞行器连接轴与飞行器尾部相连；所述楔形块卡在飞行器连接轴与发射筒连接轴之间；剪切螺钉固定发射筒连接轴与壳体的相对位置；发射筒连接轴与发射筒尾部相连；壳体与发射装置尾座固定相连。

进一步，所述飞行器连接轴具有径向凹槽，所述锲形块位于所述凹槽与发射筒连接轴内壁之间。

进一步，锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，楔形块、发射筒连接轴和壳体锁住飞行器连接轴。

进一步，锁紧分离机构处于分离工况时，发射装置尾座推动飞行器向前运动，发射筒连接轴剪断剪切螺钉，发射筒连接轴从壳体中拔出，楔形块与飞行器连接轴分离。在飞行器出筒前，飞行器连接轴与壳体间没有相对运动，保证了燃气密封要求。

附图说明

图1是尾推式发射装置结构示意图；

图2是本发明实施例所提供的楔形锁紧分离机构的结构示意图；

图3是本发明实施例所提供的楔形锁紧分离机构的分离初始时刻示意图；

图4是本发明实施例所提供的楔形锁紧分离机构的分离结束时刻示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明所提出的新型的楔形锁紧分离机构作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图仅用于方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

图2为楔形锁紧分离机构示意图，包括：飞行器连接轴1、楔形块2、发射筒连接轴3、壳体4和剪切螺钉5；其中，所述飞行器连接轴1与飞行器尾部相连；楔形块2与飞行器连接轴1、发射筒连接轴3和壳体4通过接触相连；发射筒连接轴3与发射筒尾部相连；壳体4与发射装置尾座固定相连；剪切螺钉5与发射筒连接轴3和壳体4相连，使发射筒连接轴3与壳体4相对固定。

具体地，如图2所示，锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，发射装置尾座与发射筒间没有相对运动，发射筒连接轴3限制了楔形块2运动，飞行器连接轴1在楔形块2、发射筒连接轴3和壳体4的锁紧作用下，不能进行轴向运动。

锁紧分离机构处于分离工况时，如图3和图4所示，发射装置尾座与发射筒之间发生相对运动，发射筒连接轴3剪断剪切螺钉5，发射筒连接轴从壳体4中拔出，4个楔形块2在重力作用下与飞行器连接轴1分离，当尾座推动飞行器到达筒口与缓冲器撞击瞬间，飞行器连接轴1从壳体5中拔出实现飞行器与发射筒顺利分离。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。