本发明涉及航天发射技术领域，更具体地说，涉及一种螺旋绕带导流式同心发射筒。
背景技术：
由于同心筒发射结构具有结构简单、操作方便以及自排导等功能，其在车载和舰载武器中广泛使用。对于同心筒发射的导弹，对于发射时产生的高温、高速燃气，在经过底部导流装置偏转后，通过两层圆筒之间的环形空间向上排出。
目前在同心筒发射过程中，导弹燃气流喷出后与发射筒内的氧气发生二次燃烧，待发射筒内的氧气消耗完后，未发生二次燃烧的燃气经过导流锥的导流作用进入内筒和外筒之间，燃气顺着内筒和外筒之间的通道排出筒外。此时，排出发射筒外的燃气会包围刚出筒的导弹，并与空气中的燃气发生二次燃烧过程，造成导弹壁面温度再次升高，严重影响导弹的发射安全性。目前采用的方案有在外筒筒口加装导流板，该方案可以改善导弹壁面的温度。但是在实际发射过程中，操作不方便，而且影响发射准备时间。
如已公开的灭火导弹的去尾焰发射装置(申请号：201220171918.9)，其在外导筒内沿外导筒的纵向设置有一个与外导筒同心圆的内导筒，外导筒与内导筒之间的空间构成气流通道，内导筒中设有轨道，与外导筒尾端连接的尾盖内具有一个圆锥形分流锥，内导筒尾端与尾盖之间构成了返流室。由于在外导筒与内导筒之间形成了气流通道，加之尾盖的阻挡及分流锥的作用，灭火导弹在点燃时产生向后喷发的强大尾焰经过分流室及分流锥后就会从敞开的气流通道向前及时排出外导筒与内导筒的端口。
上述专利方案能够适应于有翼导弹的发射，并且使气体能够导向，但是其存在的主要问题即为排出发射筒外的燃气会包围刚出筒的导弹，在二次燃烧时造成导弹壁面温度再次升高，严重影响导弹的发射安全性。
技术实现要素：
1.发明要解决的技术问题
本发明的目的在于克服现有技术中发射筒排出尾气二次燃烧易导致导弹壁面温度再次升高的不足，提供了一种螺旋绕带导流式同心发射筒，本发明通过设置螺旋绕带，延迟了火药燃烧后完全排出环形腔的时间，并使尾气向偏离轴线方向排出，从而避免了发射时对导弹壁面的烧蚀影响，有助于导弹发射安全性的提高。
2.技术方案
为达到上述目的，本发明提供的技术方案为：
本发明的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，包括内筒、外筒和导流锥，所述内筒与外筒之间的环形腔内环绕有螺旋绕带，使经过导流锥后进入到环形腔内的气体绕螺旋腔排出。
作为本发明更进一步的改进，所述的螺旋绕带顶部与内筒顶部间距为0～40mm。
作为本发明更进一步的改进，所述的螺旋绕带靠近导流锥的一端与内筒端部间距为1～2倍螺距。
作为本发明更进一步的改进，所述螺旋绕带有2～5条，且各螺旋绕带的螺距相同。
作为本发明更进一步的改进，多条螺旋绕带邻近排布，形成螺旋绕体；或者多条螺旋绕带周向等间隔排布，形成等容积螺旋腔。
作为本发明更进一步的改进，所述螺旋绕带靠近导流锥的一端开设有轴向的导流孔，同一螺旋绕带上的导流孔周向等间距设置。
作为本发明更进一步的改进，所述导流孔为圆形或方形或三角形或三者的任意组合。
作为本发明更进一步的改进，所述内筒与外筒之间设置有周向间隔分布的支撑板，该支撑板位于靠近导流锥一端。
作为本发明更进一步的改进，所述内筒底部设置有弹托。
作为本发明更进一步的改进，所述内筒中设置有导弹轨道。
3.有益效果
采用本发明提供的技术方案，与现有技术相比，具有如下有益效果：
(1)本发明的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其包含由若干螺旋绕带组成的螺旋绕体组成，在其内部形成了螺旋形的流道，该螺旋形的流道使得内筒和外筒之间的燃气流体在出口处排向导弹外侧，有助于改善导弹壁面的温度环境。
(2)本发明的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，旋绕带顶部与内筒顶部间距为0～40mm，根据导弹不同的装药量和发射筒尺寸，可以进行对应的调整；该结构能够使气体在出口排出时，沿螺旋线切线方向排出，从而偏离发射筒的轴线方向，如果距离内筒端部尺寸较大，这效果相对较弱。
(3)本发明的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其螺旋绕体靠近导流锥的一端开有若干导流孔，该导流孔可以有效的改善同心筒底部的压力，有助于导弹发射时产生的气体快速排出，结构设计合理，原理简单，便于推广使用。
附图说明
图1为现有发射筒的结构示意图。
图2为本发明发射筒的截面示意图；
图3为螺旋绕体的结构示意图。
图4为导流筒及螺旋绕带的结构示意图；
图5为圆形导流孔的设置结构示意图；
图6为方向导流孔的设置结构示意图。
示意图中的标号说明：1、导流锥；2、支撑板；3、弹托；4、导流孔；5、螺旋绕带；6、内筒；7、外筒；8、螺旋绕体。
具体实施方式
为进一步了解本发明的内容，结合附图和实施例对本发明作详细描述。
如图1所示，现有的发射筒包括内导筒和外导筒，沿外导筒的纵向设置有一个与外导筒同心圆的内导筒，外导筒与内导筒之间的空间构成气流通道，内导筒中设有轨道，与外导筒尾端连接的尾盖内具有一个圆锥形分流锥，内导筒尾端与尾盖之间构成了返流室。由于在外导筒与内导筒之间形成了气流通道，加之尾盖的阻挡及分流锥的作用，灭火导弹在点燃时产生向后喷发的强大尾焰经过分流室及分流锥后就会从敞开的气流通道向前及时排出外导筒与内导筒的端口。
实施例1
结合图2，本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，包括内筒6、外筒7和导流锥1，内筒6与外筒7同轴设置，导流锥1固定连接在外筒7端部。内筒6与外筒7之间的环形腔用于排出燃烧尾气，环形腔内环绕有螺旋绕带5，使经过导流锥1后进入到环形腔内的气体绕螺旋腔排出。螺旋绕带5顺着内筒6环绕，把环形腔分隔开，形成螺旋腔。螺旋绕带5的螺距可以根据最小流体阻力进行调整。
以靠近导流锥1的一端为底端，另一端为外端，一条螺旋绕带5从内筒6底端环绕至外端，并且为连续带，在靠近内筒6外端处，螺旋绕带5尽量靠近内筒端部，或者是与其齐平。
在燃烧尾气排出时，由内筒6底部流至导流锥1，尾气顺着导流锥1的锥面进入到环形腔内，进而进入到各个螺旋腔，顺着螺旋绕带5向外排出。当气体到达出口时，由于惯性原因，会顺着出口处螺旋绕带5的倾斜方向流出，可看作是绕切线方向排出，运动路径偏离发射筒轴线。
此外，由于螺旋绕带5的存在，尾气在通过螺旋腔排出时，相对于直筒排出，所经过的路径增加，而且受到一定的阻力，排出时间有所延缓，从而与导弹的发射存在一定的时间差，避免对导弹造成影响。导弹在发射时时间很短，这里所指的时间的延缓也只是一定数量级上的时间的减缓，而不是有较大的时间差。如果螺距设置较小，气体排出过于缓慢，势必会造成对底部的较大冲击，很容易损坏导流锥1。
对于导流锥1，可以采用常规结构，本实施例为例使其能够与螺旋绕带5更好的配合，做了进一步限制。导流锥1底壳为轴对称的锥形结构，导流锥壳底的直径为dout(其中dout为外筒的直径)，导流锥的锥角为
为了使导弹喷出的燃气顺畅了喷出环形腔内，可采用ali公式设计螺距，在ali公式中，流体的阻力公式为
λ＝0.18re-1/8(d/deq)0.15
式中，λ为流体的阻力，re为燃气的雷诺数，d为内筒的外径，deq为螺旋当量直径，p为螺距，d为外筒内径。
在内筒和外筒直径一定时，当流体阻力λ最小时，可以得出最优的螺旋体的螺距。
实施例2
本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其基本结构与实施例1相同，改进之处在于：螺旋绕带5有2条，且各螺旋绕带5的螺距相同，螺旋绕带5靠近导流锥1的一端与内筒6端部间距为2倍螺距，以使气体能够在入口处快速进入到环形腔内，螺旋绕带5的下端点齐平，在同一个垂直于轴线的截面上，以使气体能够同时进入各腔体。
作为优选的方案，2条螺旋绕带5可以周向等间隔分布，形成2个螺旋腔，尾气绕螺旋腔排出。螺旋绕带5顶部与内筒6顶部为10mm，内筒6与外筒7的外端齐平。
内筒6与外筒7之间设置有周向间隔分布的支撑板2，该支撑板2位于靠近导流锥1一端，支撑板2的主要作用是支撑内筒6，由于本实施例中螺旋绕带5距离内筒6端部间距为2倍螺距，距离相对较大，为了提高同心发射筒结构的稳定性，可以在内筒6端部设置支撑板2。该支撑板2可以设置为4个作为优选，在结构强度满足条件的情况下，可根据需要进行改变调整。
实施例3
结合图3，本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其基本结构与实施例2相同，改进之处在于：本实施例中设置有3条螺旋绕带5，并且螺旋绕带5邻近排布，形成螺旋绕体8，该螺旋绕体8的螺距与螺旋绕带5的螺距相同。但不同的是，螺旋绕体8内各个螺旋绕带5之间形成小螺旋腔，而螺旋绕体8作为一个整体，又具有一个较大的螺旋腔。
本实施例中螺旋绕带5距离内筒6端部间距为单倍螺距，螺旋绕带5顶部与内筒6顶部为20mm，本实施例中支撑板2可以设置为3个作为优选，3个支撑板2等间隔分布。内筒6底部设置有弹托3，该弹托3内径小于内筒6内径。弹托内环直径为0.95dmis～0.75dmis(其中dmis为导弹的直径)，弹托可通过焊接的方式与内筒固连。
实施例4
结合图4、图5，本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其基本结构与实施例3相同，改进之处在于：本实施例中螺旋绕带5靠近导流锥1的一端开设有轴向的圆形导流孔4，同一螺旋绕带5上的导流孔4周向等间距设置。
导流孔4所贯穿的螺旋绕带5长度部分不小于整个螺旋绕带5的1/4，优选为其1/3，该导流孔可以有效的改善同心筒底部的压力，有助于导弹发射时产生的气体快速排出。周向设置导流孔4的个数可根据导弹燃气流的质量流率进行修改。此外，不管是针对螺旋绕体8还是针对等间距分布的多个螺旋绕带5，均可采用上述导流孔的设置方式。
在发射导弹时，不能够对底部产生较大的压力，因而所设置的导流孔4是有助于燃气尾气的排放。当螺旋腔不足以快速使过多的气体排出时，通过导流孔4，可以快速使部分气体进入到另一螺旋腔内，轴向移动速度加快，从而有助于改善外筒底部的压力。
实施例5
本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其基本结构与实施例4相同，改进之处在于：本实施例中导流孔4所贯穿的螺旋绕带5长度部分为整个螺旋绕带5的1/2，但值得说明的是，即便导流孔4所占长度较大，但螺旋绕带5外端的最后一环不设置导流孔4，否则导流孔4排出的气体会影响从螺旋腔排出气体的走向，部分气体向发射筒轴向偏移，有不利影响。
如图6所示，本实施例中的导流孔4可以设置为方形，此外，还可以设置为三角形或矩形或椭圆形等，在不影响整体质量流率的情况下，可以适当调整选用。或者根据加工难以程度进行选用。考虑到均匀性，圆形具有较好的效果。
实施例6
本实施例的一种螺旋绕带导流式同心发射筒，其基本结构与实施例5相同，改进之处在于：内筒6中设置有导弹轨道，该导弹轨道通过支架安装在内筒6中，具体可参照已公开专利文件(申请号：201220171918.9)进行设置。
工作原理：导弹发射时，燃气从内筒喷入导流锥内，并与导流锥内的氧气发生二次燃烧过程，经过导流锥的导流作用后，燃气进入内筒和外筒之间的环形腔，当燃气遇到螺旋绕带时，燃气沿着螺旋绕带的型面流动，在内筒和外筒的底部，由于扰流带上开有导流孔，燃气沿着导流孔流入下一个流道，降低了导流壳内的压力，由于绕流体上部没有导流孔，燃气沿着螺旋带的型面呈螺旋状排除筒外，该燃气远离导弹，从而降低了导弹壁面的温度。此外，螺旋腔排出气体与发射导弹存在一定的时间差，进一步削弱了影响程度。
以上示意性的对本发明及其实施方式进行了描述，该描述没有限制性，附图中所示的也只是本发明的实施方式之一，实际的结构并不局限于此。所以，如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本发明创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本发明的保护范围。