一种球形锁紧分离机构的制作方法
【专利摘要】一种球形锁紧分离机构，包含：壳体，与尾推式发射装置的尾座固定连接；飞行器连接轴，第一端设置在壳体内，第二端伸出壳体与被发射的飞行器尾部连接；轴瓦，设置在壳体与飞行器连接轴之间，通过第一连接件与壳体固定连接；发射筒连接轴，第一端设置在飞行器连接轴内，通过第二连接件与飞行器连接轴固定连接，第二端从飞行器连接轴的第一端伸出，并与尾推式发射装置的发射筒尾部连接；多个钢球，设置在飞行器连接轴上，与飞行器连接轴、发射筒连接轴以及轴瓦相接触。本发明满足发射过程中的燃气密封要求，以及运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，实现发射工况瞬时条件下的自动解锁，确保飞行器与发射筒顺利分离。
【专利说明】
一种球形锁紧分离机构
技术领域
[0001]本发明涉及一种分离机构，具体是指一种新型的球形锁紧分离机构，属于飞行器发射筒结构设计的技术领域。
【背景技术】
[0002]在飞行器发射筒结构设计的技术领域中，燃气活塞尾推式发射装置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的结构设计中。
[0003]如图1所示，为现有技术中尾推式发射装置的结构示意图，其包括圆形发射筒10，以及依次安装于圆形发射筒10内的燃气发生器20、尾座30和被发射的飞行器40。
[0004]由于尾推式发射装置所具有的结构特殊，为了满足燃气密封要求，所述的发射过程中尾座30必须紧贴发射筒10的内壁运动，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。
[0005]基于上述，目前亟需提出一种应用于尾推式发射装置的新型球形锁紧分离机构。
【发明内容】
[0006]本发明的目的是提供一种球形锁紧分离机构，能满足发射过程中的燃气密封要求，以及运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，实现发射工况瞬时条件下的自动解锁，确保飞行器与发射筒顺利分离。
[0007]为实现上述目的，本发明提供一种球形锁紧分离机构，其应用于尾推式发射装置，具体包含:壳体，呈圆柱形，与尾推式发射装置的尾座固定连接;飞行器连接轴，呈圆柱形，该飞行器连接轴的第一端设置在壳体内，该飞行器连接轴的第二端伸出壳体与被发射的飞行器的尾部连接;一对轴瓦，呈半圆柱形，该一对轴瓦相接形成圆柱形且设置在壳体与飞行器连接轴之间，并通过第一连接件与壳体固定连接;发射筒连接轴，呈圆柱形，该发射筒连接轴的第一端设置在飞行器连接轴内，并通过第二连接件与飞行器连接轴固定连接，该发射筒连接轴的第二端从飞行器连接轴的第一端处伸出，并与尾推式发射装置的发射筒的尾部连接；多个钢球，设置在飞行器连接轴上，且与飞行器连接轴、发射筒连接轴以及轴瓦通过接触相连。
[0008]所述的飞行器连接轴上沿圆周方向均匀设置有多个径向圆孔，所述的轴瓦的内壁上沿圆周方向设置有一个环状凹槽，且该凹槽与各径向圆孔的大小及位置相对应。
[0009]多个钢球分别对应设置在飞行器连接轴上的各个径向圆孔内，并且位于轴瓦的凹槽与发射筒连接轴的外壁之间，以卡住钢球。
[0010]进一步，在飞行器连接轴的外壁上沿圆周方向均匀设置四个径向圆孔，对应配设四个钢球，分别设置在各个径向圆孔内，并且与轴瓦的凹槽以及发射筒连接轴的外壁相接触。
[0011]所述的第一连接件为多个连接螺钉，沿壳体以及一对轴瓦的圆周方向均匀设置，以将一对轴瓦与壳体固定连接。
[0012]所述的第二连接件为一个剪切螺钉，设置在飞行器连接轴以及发射筒连接轴的圆周方向，以将飞行器连接轴与发射筒连接轴固定连接。
[0013]所述的球形锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，尾推式发射装置的尾座与发射筒之间没有相对运动，飞行器连接轴在钢球、轴瓦以及发射筒连接轴的锁紧作用下，不能进行轴向运动。
[0014]所述的球形锁紧分离机构处于分离工况时，尾推式发射装置的尾座与发射筒之间发生相对运动，尾推式发射装置的尾座带动飞行器连接轴运动并剪断第二连接件，使得发射筒连接轴从飞行器连接轴中拔出；各钢球从飞行器连接轴的径向圆孔内滚出，与轴瓦分离;飞行器连接轴从轴瓦中拔出，实现飞行器与发射筒之间的分离。
[0015]综上所述，本发明所述的球形锁紧分离机构，在飞行器从发射筒内分离拔出之前，能够保证飞行器连接轴与轴瓦以及壳体之间没有相对运动，满足发射过程中的燃气密封要求。
[0016]本发明所述的球形锁紧分离机构，还能满足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的自动解锁，从而确保飞行器与发射筒顺利分离。
【附图说明】
[0017]图1为现有技术中的尾推式发射装置的结构示意图；
图2a为本发明中的球形锁紧分离机构与尾推式发射装置的安装示意图；
图2b为本发明中的球形锁紧分离机构的剖面结构示意图；
图3为本发明中的球形锁紧分离机构的分离初始时刻的结构示意图；
图4为本发明中的球形锁紧分离机构的分离结束时刻的结构示意图。
【具体实施方式】
[0018]以下结合图1?图4，详细说明本发明的一个优选实施例。
[0019]如图1、图2a和图2b所示，本发明提供的球形锁紧分离机构，其应用于尾推式发射装置，具体包含:壳体6，呈圆柱形，与尾推式发射装置的尾座30固定连接;飞行器连接轴I，呈圆柱形，该飞行器连接轴I的第一端设置在壳体6内，该飞行器连接轴I的第二端伸出壳体6与被发射的飞行器40的尾部连接;一对轴瓦2，呈半圆柱形，该一对轴瓦2相接形成圆柱形且设置在壳体6与飞行器连接轴I之间，并通过第一连接件与壳体6固定连接;发射筒连接轴7，呈圆柱形，该发射筒连接轴7的第一端设置在飞行器连接轴I内，并通过第二连接件与飞行器连接轴I固定连接，该发射筒连接轴7的第二端从飞行器连接轴I的第一端处伸出，并与尾推式发射装置的发射筒10的尾部连接;多个钢球5，设置在飞行器连接轴I上，且与飞行器连接轴1、发射筒连接轴7以及轴瓦2通过接触相连。
[0020]如图4所示，所述的飞行器连接轴I上沿圆周方向均匀设置有多个径向圆孔8，所述的轴瓦2的内壁上沿圆周方向设置有一个环状凹槽9，且该凹槽9与各径向圆孔8的大小及位置相对应。
[0021]多个钢球5分别对应设置在飞行器连接轴I上的各个径向圆孔8内，并且位于轴瓦2的凹槽9与发射筒连接轴7的外壁之间，用以卡住钢球5限制其运动，使得飞行器连接轴I在钢球5、轴瓦2以及发射筒连接轴7的锁紧作用下，不能进行轴向运动。
[0022]本实施例中，在飞行器连接轴I的外壁上沿圆周方向均匀设置四个径向圆孔8，对应配设四个钢球5，分别设置在四个径向圆孔8内，并且与轴瓦2的凹槽9以及发射筒连接轴7的外壁相接触，即相邻两个钢球5之间间隔90°。
[0023]所述的第一连接件为多个连接螺钉3，沿壳体6以及一对轴瓦2的圆周方向均匀设置，以将一对轴瓦2与壳体6固定连接，从而固定一对轴瓦2与壳体6之间的相对位置。
[0024]本实施例中，设置四个连接螺钉3，沿壳体6以及一对轴瓦2的圆周方向均匀设置，上下各两个，即相邻两个连接螺钉3之间间隔180°。
[0025]所述的第二连接件为一个剪切螺钉4，设置在飞行器连接轴I以及发射筒连接轴7的圆周方向，以将飞行器连接轴I与发射筒连接轴7固定连接，从而固定飞行器连接轴I与发射筒连接轴7之间的相对位置。
[0026]如图2b所示，所述的球形锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，尾推式发射装置的尾座30与发射筒10之间没有相对运动。此时，多个钢球5分别对应设置在飞行器连接轴I上的各个径向圆孔8内，并且位于轴瓦2的凹槽9与发射筒连接轴7的外壁之间，从而卡住钢球5并限制其径向运动。因此，飞行器连接轴I在钢球5、轴瓦2以及发射筒连接轴7的锁紧作用下，不能进行轴向运动。
[0027]所述的球形锁紧分离机构处于分离工况时，如图3所示，在分离初始时刻，尾推式发射装置的尾座30推动飞行器40向前运动，并与发射筒10之间发生相对运动，尾推式发射装置的尾座30带动飞行器连接轴I运动并剪断第二连接件4，使得发射筒连接轴7从飞行器连接轴I中拔出。此时，各个钢球5均不再受到发射筒连接轴7对其的径向约束。如图4所示，在分离结束时刻，即当尾座30推动飞行器40到达发射筒10的筒口与缓冲器撞击的瞬间，在冲击力的作用下，各个钢球5均从飞行器连接轴I的径向圆孔8内滚出，从而与轴瓦2分离;飞行器连接轴I由于失去钢球5对其的约束，而从轴瓦2中拔出，以实现飞行器40与发射筒10之间的顺利分离。
[0028]综上所述，由于本发明采用了球形锁紧分离机构，在飞行器从发射筒内分离拔出之前，飞行器连接轴与轴瓦以及壳体之间始终没有相对运动，从而满足并保证了发射过程中的燃气密封要求;并且能满足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的自动解锁，从而确保飞行器与发射筒顺利分离。
[0029]尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
【主权项】
1.一种球形锁紧分离机构，应用于尾推式发射装置，其特征在于，包含: 壳体(6)，呈圆柱形，与尾推式发射装置的尾座(30)固定连接； 飞行器连接轴(I)，呈圆柱形，该飞行器连接轴(I)的第一端设置在壳体(6)内，该飞行器连接轴(I)的第二端伸出壳体(6)与被发射的飞行器(40)的尾部连接； 一对轴瓦(2)，呈半圆柱形，该一对轴瓦(2)相接形成圆柱形且设置在壳体(6)与飞行器连接轴(I)之间，并通过第一连接件与壳体(6)固定连接； 发射筒连接轴(7)，呈圆柱形，该发射筒连接轴(7)的第一端设置在飞行器连接轴(I)内，并通过第二连接件与飞行器连接轴(I)固定连接，该发射筒连接轴(7)的第二端从飞行器连接轴(I)的第一端处伸出，并与尾推式发射装置的发射筒(10)的尾部连接； 多个钢球(5)，设置在飞行器连接轴(I)上，且与飞行器连接轴(1)、发射筒连接轴(7)以及轴瓦(2)通过接触相连。2.如权利要求1所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，所述的飞行器连接轴(I)上沿圆周方向均匀设置有多个径向圆孔(8)，所述的轴瓦(2)的内壁上沿圆周方向设置有一个环状凹槽(9)，且该凹槽(9)与各径向圆孔(8)的大小及位置相对应。3.如权利要求2所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，多个钢球(5)分别对应设置在飞行器连接轴(I)上的各个径向圆孔(8)内，并且位于轴瓦(2)的凹槽(9)与发射筒连接轴(7)的外壁之间，以卡住钢球(5)。4.如权利要求3所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，在飞行器连接轴(I)的外壁上沿圆周方向均匀设置四个径向圆孔(8)，对应将四个钢球(5)分别设置在各个径向圆孔(8)内，并且与轴瓦(2)的凹槽(9)以及发射筒连接轴(7)的外壁相接触。5.如权利要求1所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，所述的第一连接件为多个连接螺钉(3)，沿壳体(6)以及一对轴瓦(2)的圆周方向均匀设置，以将一对轴瓦(2)与壳体(6)固定连接。6.如权利要求1所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，所述的第二连接件为一个剪切螺钉(4)，设置在飞行器连接轴(I)以及发射筒连接轴(7)的圆周方向，以将飞行器连接轴(I)与发射筒连接轴(7)固定连接。7.如权利要求3所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，所述的球形锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，尾推式发射装置的尾座(30)与发射筒(10)之间没有相对运动，飞行器连接轴(I)在钢球(5)、轴瓦(2)以及发射筒连接轴(7)的锁紧作用下，不能进行轴向运动。8.如权利要求3所述的球形锁紧分离机构，其特征在于，所述的球形锁紧分离机构处于分离工况时，尾推式发射装置的尾座(30)与发射筒(10)之间发生相对运动，尾推式发射装置的尾座(30)带动飞行器连接轴(I)运动并剪断剪切螺钉(4)，使得发射筒连接轴(7)从飞行器连接轴(I)中拔出； 各钢球(5)从飞行器连接轴(I)的径向圆孔(8)内滚出，与轴瓦(2)分离；飞行器连接轴(I)从轴瓦(2)中拔出，实现飞行器(40)与发射筒(10)之间的分离。
【文档编号】B64G1/64GK105857646SQ201610215432
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年4月8日
【发明人】刘广, 周树国, 许泉, 刘锋, 张晓宏, 穆希鹏, 苗晓婷, 张凤岗, 高方君
【申请人】上海机电工程研究所