一种筒式发射导弹用折叠主翼及具有折叠主翼的筒式导弹的制作方法

本发明涉及一种主翼，具体涉及一种折叠主翼，属于筒式发射导弹技术领域。

背景技术：

我国导弹折叠主翼多为卷弧翼或折叠在弹体内部的直板折叠翼，对于折叠在弹体内部的直板折叠翼，由于需要占用弹体内部空间，降低了导弹结构空间的利用率；对于卷弧翼，其应用范围窄，不具备扩展性。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供一种筒式导弹发射用折叠主翼，折叠状态时，翼面贴在弹体外表面，不占用弹体内部空间，能够有效提高筒式发射导弹结构空间的利用率；且采用的为直板翼，便于后续扩展。

所述的筒式导弹发射用折叠主翼包括：翼面和连接机构，所述翼面为直板式翼面，其一端设置有用于和连接机构相连的连接块；所述翼面通过连接机构安装在筒式发射导弹弹体的外圆周面上；

所述连接机构包括：连接体、转体、轴ⅰ、轴ⅱ、扭簧组件a和扭簧组件b；所述轴ⅰ支撑在所述连接体上；在连接体上设置有用于和弹体连接的连接座；所述转体的一端套装在所述轴ⅰ上；所述扭簧组件a套装在所述轴ⅰ上，扭簧组件a的一端与所述连接体相连，另一端与所述转体相连，当所述转体绕所述轴ⅰ的轴线转动时，所述扭簧组件a发生扭转变形；

所述转体的另一端通过扭簧组件b与所述翼面的连接块相连，具体为：所述扭簧组件b套装在所述轴ⅱ上，所述轴ⅱ支撑在所述转体上，所述轴ⅱ的轴线垂直于轴ⅰ的轴线；所述扭簧组件b的一端与所述转体相连，另一端与所述翼面相连，当所述翼面绕轴ⅱ的轴线转动时，所述扭簧组件b发生扭转变形。

作为本发明的一种优选方式：所述扭簧组件a包括：扭簧ⅰ和扭簧ⅱ；所述转体套装在所述轴ⅰ的中部，所述扭簧ⅰ和扭簧ⅱ分别套装在轴ⅰ上所述转体的左右两端，其中扭簧ⅰ和扭簧ⅱ的一端与对应侧的连接体连接，另一端与转体连接，当转体绕轴ⅰ转动时，扭簧ⅰ和扭簧ⅱ发生扭转变形。

作为本发明的一种优选方式：所述扭簧ⅰ和扭簧ⅱ与所述转体的连接方式为：所述转体左右两侧面均为台阶面，包括外层侧面和内层侧面，其外层侧面上分别设置有限位块，所述扭簧ⅰ的一端与连接体固接，另一端卡在转体左侧限位块与左侧台阶面的内层侧面之间；所述扭簧ⅱ的一端与连接体固接，另一端卡在转体右侧限位块与右侧台阶面的内层侧面之间。

作为本发明的一种优选方式：所述扭簧组件b包括：扭簧ⅲ和扭簧ⅳ；所述扭簧ⅲ和扭簧ⅳ套装在所述轴ⅱ上，所述扭簧ⅲ和扭簧ⅳ的相对端分别与转体连接，另一端分别与对应侧的翼面连接。

作为本发明的一种优选方式：所述扭簧ⅲ和扭簧ⅳ与所述转体的连接方式为：所述转体上扭簧ⅲ和扭簧ⅳ相对端对应的位置处设置有卡槽，所述扭簧ⅲ和扭簧ⅳ的相对端卡在该卡槽内。

此外，本发明提供一种具有折叠主翼的筒式导弹，所述折叠主翼采用上述折叠主翼；在所述筒式导弹的外圆周面上安装四个折叠主翼，四个折叠主翼沿所述筒式导弹的周向均匀分布；其中所述折叠主翼中轴ⅰ的轴线与所述筒式弹体的轴线垂直；

当所述筒式导弹位于发射筒内时，主翼处于折叠状态，所述发射筒内壁束缚主翼，使所述翼面贴在所述筒式导弹的外圆周面上，此时所述轴ⅱ的轴线与所述筒式导弹的轴线平行，扭簧组件a和扭簧组件b均处于扭转变形状态；

当所述筒式导弹出发射筒后，主翼解除约束，所述扭簧组件a和扭簧组件b同时释放扭力，其中扭簧组件b的扭力作用于翼面，使所述翼面从弹尾看逆时针旋转90度；所述扭簧组件a的扭力作用于转体上，使所述转体带动翼面同时向弹尾方向旋转设定角度。

有益效果：

(1)该折叠主翼，折叠状态时，翼面贴在弹体外表面，不占用弹体内部空间，能够有效提高筒式发射导弹结构空间的利用率；能够在不增加发射筒内径的条件下，增大导弹的翼展长度和翼面的有效升力面。

(2)由于翼面为直板式，便于后续对翼面控制性能的扩展。

附图说明

图1为本发明折叠主翼的总体结构示意图；

图2为本发明折叠主翼连接部位的结构示意图；

图3为本发明折叠主翼中翼面的结构示意图；

图4为本发明折叠主翼中连接体的结构示意图；

图5为本发明折叠主翼中转体的结构示意图；

图6为翼面折叠在弹体表面的示意图；

图7为翼面张开90度时的示意图；

图8为翼面张开140度时的示意图。

其中：1-翼面；2-连接体；3-转体；4-轴ⅰ；5-扭簧ⅰ；6-扭簧ⅱ；7-扭簧ⅲ；8-扭簧ⅳ；9-轴ⅱ。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

本实施例提供一种筒式发射导弹用折叠主翼，能够有效提高筒式发射导弹结构空间的利用率。

如图1所示，该筒式发射导弹用折叠主翼包括：翼面1和连接机构，翼面1通过连接机构安装在筒式发射导弹弹体的外圆周面上，且每发导弹安装四个折叠主翼，四个折叠主翼沿弹体的周向均匀分布。翼面1为如图3所示的直板式翼面，其一端设置有用于和连接机构相连的连接块。

如图2所示，连接机构包括：连接体2、转体3、轴ⅰ4、轴ⅱ9、扭簧ⅰ5、扭簧ⅱ6、扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8。其中连接体2用于连接翼面1和弹体，连接体2上表面加工有开口槽，轴ⅰ4位于该开口槽内，两端分别与对应侧的开口槽内侧面连接；在连接体2与轴ⅰ4轴线平行方向的两端分别设置有用于和弹体连接的连接座，连接座上加工有螺纹孔，以实现连接体与弹体的螺纹连接。

转体3一端套装在轴ⅰ4的中部，能够绕轴ⅰ4的轴线转动；转体3将轴ⅰ4分为左右两部分，扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6分别套装在轴ⅰ4上转体3的左右两端，其中扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6的一端与对应侧的连接体2连接，另一端与转体3连接，当转体3绕轴ⅰ4转动时，扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6发生扭转变形。本例中，为方便扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6的拆装，采用如下方式实现扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6与转体3的连接：转体3左右两侧面均为台阶面，外层侧面上分别设置有限位块，限位块与内层侧面之间的间隙用于对扭簧端部进行夹紧限位，具体为：扭簧ⅰ5的一端与连接体2上开口槽的左侧内侧面固接，另一端卡在转体3左侧限位块与左侧台阶面的内侧面之间；扭簧ⅱ6的一端与连接体2上开口槽的右侧内侧面固接，另一端卡在转体3右侧限位块与右侧台阶面的内侧面之间，

转体3的另一端设置有两个凸台，轴ⅱ9安装在两个凸台之间，且轴ⅱ9的轴线垂直于轴ⅰ4的轴线；扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8套装在轴ⅱ9上，轴ⅱ9用于保证扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8的同轴度，扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8能够绕轴ⅱ9进行扭转变形。扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8的相对端分别与转体3连接，另一端分别与翼面1连接，具体为：翼面1端部的连接块上设置有凹槽，转体3上两个凸台之间的部分位于该凹槽内，转体3上扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8相对端的位置处设置有卡槽，扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8的相对端卡在该卡槽内，扭簧ⅲ7的另一端与对应侧的翼面1固接，扭簧ⅳ8的另一端与对应侧的翼面1固接；由此当翼面1绕轴ⅱ9的轴线转动时，能够使扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8发生扭转变形。

如图6-8所示，装配好后的主翼安装在导弹弹体的外圆周面上，其中轴ⅰ4的轴线与弹体的轴线垂直。主翼在发射筒内时处于折叠状态，此时翼面1贴在弹体表面，且轴ⅱ9的轴线与弹体的轴线平行，由发射筒内壁束缚主翼。其折叠方式为：先向前旋转140度，随后从弹尾看顺时针旋转90度贴在弹体表面，此时四个扭簧均处于扭转变形状态。

主翼工作过程如下：导弹在发射筒内时，主翼处于如图6所示的折叠状态，此时四个扭簧均处于扭转变形状态；导弹出发射筒后，主翼解除约束，扭簧ⅰ5、扭簧ⅱ6、扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8同时释放扭力，其中扭簧ⅲ7和扭簧ⅳ8的扭力作用在翼面1上，使翼面1从弹尾看逆时针旋转90度，如图7所示；扭簧ⅰ5和扭簧ⅱ6的扭力作用在转体3上，使转体3带动翼面同时向弹尾方向旋转140度到位(此时翼面1的一条边与弹体外圆周面抵触)，如图8所示。

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。