一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置的制作方法

本发明涉及筒弹发射匹配技术领域，具体涉及一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置。

背景技术：

单兵火箭弹是一种步兵反坦克攻坚武器，其操作简单、重量轻、威力大，仍然大量装备基层步兵单位，是步兵近程作战、破甲攻坚的利器。但是，由于其采用的无后座力火炮发射方式，火箭弹承受的发射过载高，发射瞬间的炮尾烟焰噪声较大，无法在半密闭式的有限空间发射使用，限制了武器系统作战使用的环境。尤其在城市巷战中，不能充分发挥其作战优势。

软发射式单兵火箭弹以低发射过载、低烟焰噪声为特点，可适用于系统在半密闭空间条件下作战使用，可有效提高武器系统的作战效能和人员的安全性。原单兵火箭弹击发后，发射药会在无后坐力炮药室内部形成高压燃气，使得弹体定位环膨胀并与发射筒内壁紧密配合，对弹体实现定位定向，同时燃气推动弹体向前运动离筒，使弹体在离筒过程中，火箭弹和发射筒在径向不发生相对运动；火箭弹与发射筒之间只发生轴向的相对运动，以此来保证火箭弹离筒时运动方向与发射筒指向一致。由此可见，弹体炮口散布是依靠定位环与发射筒内壁的紧密配合来保证。

但是，软发射式单兵火箭弹采用火箭助推的发射方式，不能通过燃气压力对弹体上的定位环产生弹性形变的膨胀效应，而采用传统的弹带定心部方案也会导致火箭弹离筒过程中弹壁与筒壁之间存在较大间隙，引起炮口散布变大，无法保证与原系统相同的射程和命中精度。为此需要一种基于软发射单兵火箭弹的自主适配定位定向装置，确保单兵火箭弹在离筒过程中弹体与筒壁配合间隙的定位定向，来保证软发射火箭弹达到原系统的射程和命中精度。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，能够保证单兵火箭弹在离筒过程中弹体与筒壁配合间隙的定位定向，使软发射火箭弹达到原系统的射程和命中精度。

本发明采取的技术方案如下：

一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，所述定位定向装置包括定位环、推动机构、尾杆以及起飞发动机；

所述尾杆一端固定连接在外部飞行发动机上，尾杆另一端通过推动机构连接起飞发动机，起飞发动机启动前，所述推动机构由尾杆轴向和径向限位，所述定位环套装在尾杆端部，同时推动机构将所述定位环限位在推动机构前端面与飞行发动机后端面之间；起飞发动机启动后，带动推动机构沿尾杆轴向移动，压缩所述定位环，定位环膨胀与发射筒内壁贴合，实现定位定向。

进一步地，所述推动机构包括推杆、压螺ⅰ及压螺ⅱ；

所述推杆包括两端开放的圆筒、连接板件及带限位台的圆杆；所述圆筒通过连接板件与带限位台的圆杆固定连接；

所述推杆与尾杆孔轴配合，尾杆为圆筒结构，所述圆筒套装在尾杆外圆周上实现孔轴配合，所述圆杆伸入尾杆内实现孔轴配合，圆杆下端设有限位台，压螺ⅰ位于限位台下方，套装在圆杆上，同时压螺ⅰ固定在尾杆内壁，所述圆杆的限位台通过压螺ⅰ限位；压螺ⅱ一端与起飞发动机固定连接，另一端伸入压螺ⅰ与圆杆之间的空隙内，并且压螺ⅱ上端面与圆杆限位台下端面接触。

进一步地，所述推动机构进一步包括过盈配合环，过盈配合环为中间带通孔的阶梯轴，安装在圆杆限位台下端面与压螺ⅱ上端面之间，过盈配合环大径部分与尾杆内壁过盈配合，过盈配合环的台阶面与压螺ⅰ下端面预留设定距离。

进一步地，所述定位环整体为一端开放的圆筒，另一端为端面向内凹陷的圆环，圆环的小圆半径与尾杆外径相等，圆筒内壁为锥面，由圆筒开放端向圆环端收缩。

进一步地，所述尾杆上端外圆周面为锥面，上端沿尾杆轴向设有用于与推杆配合的安装槽；采用套筒套装在定位环与尾杆锥面之间，套筒内壁面与尾杆锥面相匹配。

进一步地，所述圆筒外圆周面为与定位环圆筒内壁面配合的锥面；所述连接板件为倒梯形板件。

有益效果：

本发明采用的式“推杆-定位环”定位方式，在起飞发动机的推力作用下，通过推杆端面挤压定位环，使定位环变形膨胀并与发射筒内壁贴合，且该状态从起飞发动机点火一直保持至火箭弹离开发射筒，从而保证了弹体在离筒后的炮口散布精度，使得软发射火箭弹达到原系统的射程和命中精度。

附图说明

图1为本发明的结构剖面图；

图2为定位环的主视图；

图3为定位环的俯视图；

图4为推杆的立体图；

图5为推杆的主视图；

图6为推杆的左视图；

图7为推杆的俯视图；

图8为尾杆的剖视图；

图9为尾杆的左视图。

其中，1-飞行发动机，2-套筒，3-定位环，4-推杆，5-尾杆，6-压螺ⅰ，7-过盈配合环，8-压螺ⅱ，9-起飞发动机。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，安装在发射筒内部，如图1所示，包括定位环3、推杆4、压螺ⅰ6、压螺ⅱ8、尾杆5、过盈配合环7、套筒2以及起飞发动机9，以起飞发动机9的运动方向为上。

该定位定向装置的尾杆5上端固定连接在外部飞行发动机1上。如图8、图9所示，尾杆5为圆筒结构，上端外圆周面为锥面，上端沿尾杆5轴向设有用于与推杆4配合的安装槽；采用套筒2套装在定位环3与尾杆5锥面之间，套筒2内壁面与尾杆5锥面相匹配。由于尾杆5上设置安装槽，因此在尾杆5外圆周套装尾杆5用于加强飞行发动机1与尾杆5的连接强度。

如图4～图7所示，推杆4包括两端开放的圆筒、倒梯形板件及带限位台的圆杆；圆筒内径等于尾杆5外径，圆筒通过倒梯形板件与带限位台的圆杆固定连接，限位台设置在圆杆下端；圆筒外圆周面为与定位环3圆筒内壁面配合的锥面。在结构上，推杆4起到连接火箭弹弹体和起飞发动机9的作用，在火箭弹离筒过程中，推杆4起到挤压定位环3使其变形的作用。

如图2、图3所示，定位环3整体为一端开放的圆筒，另一端为端面向内凹陷的圆环，圆环的小圆半径与尾杆5外径相等，圆筒内壁为锥面，由圆筒开放端向圆环端收缩。定位环3套于套筒2外部，在装配时对推杆4的轴向和径向起到定位作用，以及火箭弹离筒过程中弹体与发射筒之间定位定向的作用。

过盈配合环7为中间带通孔的阶梯轴，安装在圆杆限位台下端面与压螺ⅱ8上端面之间。

压螺ⅰ6为圆柱环结构，可保证过盈配合环7的小径部分穿过压螺ⅰ6的通孔与圆杆限位台的下端面接触。压螺ⅰ6外壁有外螺纹，用于与尾杆5内壁配合。

压螺ⅱ8是一个带通孔的阶梯轴，通孔直径与推杆4圆杆直径相同，且与推杆4圆杆螺纹连接。阶梯轴上端面与过盈配合环7大径部分的下端面贴合，且阶梯轴上端轴径不大于过盈配合环7的大径部分的直径。阶梯轴下端与起飞发动机9螺纹连接。

飞行发动机1固定连接在尾杆5上端，定位环3套装在尾杆5上端，同时套筒2套装在定位环3与尾杆5锥面之间，推杆4与尾杆5孔轴配合，推杆4的圆筒套装在尾杆5外圆周上实现孔轴配合，推杆4的圆杆伸入尾杆5内实现孔轴配合，压螺ⅰ6位于圆杆限位台下方，套装在圆杆上，同时压螺ⅰ6固定在尾杆5内壁，该限位台通过压螺ⅰ6限位；过盈配合环7小径部分伸入压螺ⅰ6与圆杆之间的空隙内，过盈配合环7大径部分与尾杆5内壁过盈配合，且过盈配合环7的台阶面与压螺ⅰ6下端面预留设定距离。压螺ⅱ8一端与起飞发动机9固定连接，另一端上端面与过盈配合环7大径部分的下端面贴合。

该定位定向装置的装配步骤如下：

(1)通过尾杆5上端的安装槽，将推杆4的圆杆部分装配进尾杆5内；

(2)将套筒2套在尾杆5上端，使套筒2内壁的圆锥面与尾杆5上端锥面贴合；

(3)将定位环3套在套筒2外圆周，并使推杆4头部的外壁与定位环3内壁贴合；

(4)将飞行发动机1端部的阶梯轴与尾杆5内壁螺纹连接，并使尾杆5上端面、套筒2上端面、定位环3上端面以及飞行发动机1阶梯轴的下端面共面；

(5)将压螺ⅰ6向上旋进尾杆5内，使推杆4的杆部穿过压螺ⅰ6的内孔，在旋到压螺ⅰ6的上端面与推杆4限位台下端面接触后继续向尾杆5上部旋进，对推杆4施加向上的预紧力，保证定位环3不变形且推杆4与尾杆5没有相对位移；

(6)将过盈配合环7套装在推杆4的圆杆部分，并将过盈配合环7挤压进尾杆5内，使过盈配合环7的大径部分与尾杆5内壁实现过盈配合，保证过盈配合环7大径部分与尾杆5内壁之间的静摩擦力的大小满足：由静摩擦变为滑动摩擦所需要的力小于起飞发动机9推力且大于压螺ⅱ8的预紧力，此时，过盈配合环7的小径部分进入压螺ⅰ6的内孔与推杆4圆杆之间，过盈配合环7小径部分的上端面与推杆4限位台的下端面贴合，且过盈配合环7的台阶面与压螺ⅰ6下端面预留设定距离，此距离可保证起飞发动工作时推杆4和过盈配合环7向上的运动行程。

(7)将压螺ⅱ8与推杆4圆杆尾部通过螺纹旋进，当旋进至压螺ⅱ8的上端面与过盈配合环7的下端面贴合时，继续向前旋进，使压螺ⅱ8的上端面与过盈配合环7的下端面之间的接触面上产生压力，使过盈配合环7与压螺ⅱ8之间不会产生相对位移；

(8)将起飞发动机9的壳体内壁与压螺ⅱ8下端螺纹连接。

该定位定向装置的具体工作原理如下：

当起飞发动机9未工作时，由于压螺ⅰ6对推杆4的预紧作用，使推杆4上端锥面与定位环3内壁之间存在压力，此压力可保证推杆4在弹体结构中的轴向固定；又因为推杆4上端与定位环3内壁之间的接触面为锥面，因此该压力也可以对推杆4起到径向固定作用。

由于压螺ⅱ8通过内螺纹与推杆4固连，且推杆4与弹体结构在轴向是相对固定的，因此压螺ⅱ8与弹体结构是轴向固定的。由于过盈配合环7与尾杆5内壁是过盈配合的状态，其接触面存在静摩擦力，因此在起飞发动机9不工作时，过盈配合环7与尾杆5固连。压螺ⅱ8与过盈配合环7的接触面上存在压力，在此压力的作用下，其接触面之间存在静摩擦力，由于该静摩擦力的作用以及端面接触的互相约束作用，因此压螺ⅱ8与弹体结构之间可以实现径向固定。由于压螺ⅱ8与起飞发动机9通过螺纹固连，所以起飞发动机9与弹体也可以实现轴向和径向的固定。

当起飞发动机9工作时，在起飞发动机9推力的作用下，压螺ⅱ8被推动。由于起飞发动机9的推力大于过盈配合环7和尾杆5内壁的临界静摩擦力，过盈配合环7在压螺ⅱ8的推动下向尾杆5上端运动。由于推杆4与压螺ⅱ8固连，且过盈配合环7上端面与推杆4限位台下端面接触，因此推杆4在压螺ⅱ8和过盈配合环7的同时推动下沿尾杆5向上运动。此时推杆4圆筒的锥面沿径向向外挤压定位环3，使定位环3筒壁被撑开，同时推杆4圆筒部分上端端面沿轴向挤压定位环3向内凹陷的弧面，使定位环3的圆环端面被撑开，在这两种挤压作用下，定位环3整体向外侧膨胀，实现定位环3外壁与发射筒内壁的紧密贴合。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。