一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构的制作方法

1.本发明涉及一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构，属于导弹发射技术领域。


背景技术：

2.冷发射导弹在由筒底动力装置产生的燃气推动弹出的过程中，为避免弹射时高温高压燃气对导弹尾部发动机及其他设备产生损害，通常采用导弹尾罩承载燃气产生的巨大气流冲击力。导弹离筒后，尾罩与弹体分离，导弹发动机点火工作。
3.目前采用较多的技术方式为导弹与尾罩通过爆炸螺栓固连，待导弹出筒后，爆炸螺栓解锁，在弹簧预紧力作用下导弹与尾罩分离,分离方案具体又分为侧抛分离及旋转分离等方式。侧抛方式中尾罩与弹体分离后，尾罩发动机点火工作，尾罩向弹体侧方运动；旋转方式中尾罩在弹簧预紧力作用下沿弹体一侧的回转轴转动一定角度，继而尾罩与弹体分离。
4.上述分离方式中，由于分离后尾罩运动具有不确定性，难以保证尾罩脱落后不对地面设备造成危害。其次，尾罩分离速度较慢，分离过程中对导弹方向控制存在有潜在影响。
5.此外，经过检索，发现现有技术中还具有基于碰撞制动缓冲的尾罩分离装置(cn201711039142.9)，然而，此种止动方式，仍然有脱落件的存在，脱落件仍然为导弹和其它设备、人员带来潜在安全隐患，并且使用该种方式制动时尾罩体积明显增大，影响其它设备的尺寸、安全设计。
6.因此，有必要设计一种导弹尾罩以解决上述问题。


技术实现要素：

7.具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：
8.一方面，本发明提供了一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩，所述尾罩位于发射筒91)内部，并置于导弹92)的底端，
9.发射筒91顶端设置有收缩口911，收缩口911上端的内径小于下端的内径；
10.导弹发射后，所述尾罩与收缩口911接触，使得尾罩与导弹92产生速度差，进而实现尾罩与导弹92的分离。
11.进一步地，所述尾罩周向设置有收缩体1，收缩体1在与收缩口911接触后径向收缩，使得尾罩能够缓冲止动。
12.在一个优选的实施方式中，所述尾罩包括上面板2、中间体3、下面板4，所述中间体3连接上面板2和下面板4，所述收缩体1与中间体3连接，
13.在收缩体1未与收缩口911接触前，收缩体1周向凸出下面板4，收缩体1的外径与发射筒壁内径相同，使得尾罩与发射筒91壁形成密封结构，进而使发射筒内燃气能够推动尾罩沿发射筒轴向上升。
14.在一个优选的实施方式中，所述收缩体1包括多个弧形段11，多个弧形段11组成环形，在弧形段11朝向圆心的面上，设置有套管段12；
15.所述弧形段11一端为凸合端111，另一端为凹合端112，凸合端111和凹合端112可相互插接，使得多个弧形段11能够组合成环形，所述凸合端111和凹合端112插接位置可相对滑动，使得收缩体1能够径向收缩，
16.在收缩过程中，所述凸合端111和凹合端112下表面、下面板4以及发射筒壁之间仍然组成密闭结构，使得发射筒内燃气无泄漏。
17.在一个优选的实施方式中，所述凹合端112包括中部凹槽1121和底部凸环1122，中部凹槽1121为方形凹槽，位于凹合端112端部中央位置，
18.所述底部凸环1122位于中部凹槽1121下端，其凸出于弧形段11的端部，且远离尾罩轴心一侧的凸出长度长于靠近尾罩轴心一侧的凸出长度；
19.所述凸合端111包括中部凸槽1111和底部凹环1112，中部凸槽1111的结构与中部凹槽1121相对应，底部凹环1112的结构与底部凸环1122相对应，使得凸合端111与凹合端112可相互插接。
20.在一个优选的实施方式中，在中间体3的周向设置有多个导向管31，所述导向管31套设在套管段12上，或所述套管段12套设在导向管31上，使得弧形段11仅能向尾罩的径向收缩。
21.在一个优选的实施方式中，所述导向管31和/或套管段12内侧设置有缓冲体5，所述缓冲体5为能够通过形变吸收动能的结构。
22.在一个优选的实施方式中，所述尾罩还包括一个或多个泄气筒6，所述泄气筒6上下贯穿上面板2和下面板4，在泄气筒6中设置有导流管7，导流管7的顶端具有上法兰盖71，在导流管7的侧部顶端设置有排气孔72，
23.尾罩未与导弹分离前，导弹将上法兰盖71压合在上面板2上，排气孔72位于泄气筒6中，尾罩下方的燃气不能通过排气孔72排出；
24.尾罩与导弹分离后，上法兰盖71受尾罩下方燃气压力影响，相对上面板2上升，带动排气孔72上升到上面板2上方，从而实现尾罩下方燃气的排气卸压。
25.在一个优选的实施方式中，导流管7的底端设置有下法兰环73，下法兰环73的外径大于泄气筒6的孔径，导流管7的长度大于泄气筒6的长度，使得尾罩与导弹分离后，导流管7不能从尾罩上飞离出。
26.另一方面，本发明还提供了一种尾罩径向收缩锥形缓冲止动方法，优选通过上述的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩实现，具体地，导弹发射后，发射筒上设置的收缩口与尾罩收缩体接触，使得收缩体径向收缩，将尾罩沿发射筒轴向的动能转变为尾罩径向的动能，并通过缓冲体吸收，使得尾罩与导弹产生速度差，从而实现尾罩与导弹的自然分离。
27.本发明提供的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构所具有的有益效果包括：
28.(1)尾罩在经过发射筒口收缩口时，收缩体受到收缩口侧壁的作用力将缓冲体挤压变形，实现对尾罩的止动，能够使尾罩与导弹自然分离；
29.(2)缓冲体结构采用金属多胞薄壁结构，具有制作工艺简单、质量轻、轴向强度高、
良好的承载效率等特点；
30.(3)尾罩结构在导弹离筒后滞留在发射筒内，避免了尾罩坠落对周围设备造成危害；
31.(4)在导弹与尾罩分离后，发射筒内残留燃气仍可以通过导流管排出，安全性高。
附图说明
32.图1示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构整体结构示意图；
33.图2示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构发射筒示意图；
34.图3示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中尾罩整体剖面结构示意图；
35.图4示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中收缩体部分结构示意图；
36.图5示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中收缩体部分结构示意图；
37.图6示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中收缩体部分结构示意图；
38.图7示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中缓冲体结构示意图；
39.图8示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中泄气筒结构示意图；
40.图9示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中导流管结构示意图；
41.图10示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中尾罩剖面结构示意图；
42.图11示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构中中间体结构示意图；
43.图12示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构收缩前结构示意图；
44.图13示出根据本发明一种优选实施方式的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构收缩后结构示意图。
45.附图标号说明：
[0046]1‑
收缩体；
[0047]
11
‑
弧形段；
[0048]
111
‑
凸合端；
[0049]
112
‑
凹合端；
[0050]
1111
‑
中部凸槽；
[0051]
1112
‑
底部凹环；
[0052]
1121
‑
中部凹槽；
[0053]
1122
‑
底部凸环；
[0054]
12
‑
套管；
[0055]2‑
上面板；
[0056]3‑
中间体；
[0057]
31
‑
导向管；
[0058]4‑
下面板；
[0059]5‑
缓冲体；
[0060]6‑
泄气筒；
[0061]7‑
导流管；
[0062]
71
‑
上法兰盖；
[0063]
72
‑
排气孔；
[0064]
73
‑
下法兰环；
[0065]
74
‑
盖板；
[0066]
91
‑
发射筒；
[0067]
911
‑
收缩口；
[0068]
92
‑
导弹。
具体实施方式
[0069]
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0070]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0071]
一方面，本发明提供了一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩，所述尾罩位于发射筒91内部，并置于导弹92的底端，如图1所示。
[0072]
进一步地，发射筒91顶端设置有收缩口911，收缩口911上端的内径小于下端的内径，如图2所示。
[0073]
在一个优选的实施方式中，所述收缩口911下端内径与发射筒91内径相同。
[0074]
更优选地，所述收缩口911内径呈锥形，内径从下到上均匀减小，即收缩口911内侧具有斜面。
[0075]
在一个优选的实施方式中，内径变化斜率小于1，以减轻收缩口侧壁受到沿发射筒中轴线指向壁面的横向力，增大尾罩受到的沿发射筒壁指向发射筒中轴线的横向力。
[0076]
更优选地，所述收缩口911内侧斜面与发射筒轴线的夹角α为25～35度。
[0077]
根据本发明，导弹92发射后，所述尾罩与收缩口911接触，使得尾罩与导弹92产生速度差，进而实现尾罩与导弹92的分离。
[0078]
在本发明中，导弹92无需与尾罩之间采用固定件进行固定，在导弹发射时，尾罩仅能沿着发射筒轴线移动，不会出现尾罩偏移等问题。
[0079]
进一步地，根据本发明，所述尾罩周向设置有收缩体1，收缩体1在与收缩口911接
触后径向收缩，在收缩过程中通过形变吸收动能，使得尾罩能够缓冲止动，如图3所示。
[0080]
在一个优选的实施方式中，收缩口911内侧斜面的高度h与收缩体1的收缩长度l的关系为：h≥l/tanα，其中，α为收缩口911内侧斜面与发射筒轴线的夹角。
[0081]
在一个优选的实施方式中，所述尾罩包括上面板2、中间体3、下面板4，所述中间体3连接上面板2和下面板4，所述收缩体1与中间体3连接。
[0082]
优选地，所述上面板2和下面板4为圆形平板，上面板2与下面板4的直径小于发射筒的内径。
[0083]
进一步地，所述中间体3优选位于上面板2和下面板中央位置。
[0084]
进一步地，所述收缩体1的下表面与下面板4接触，使得收缩体1与下面板4之间无缝隙，避免燃气从收缩体1与下面板4接触位置大量泄漏。
[0085]
根据本发明，导弹发射时，发射筒内的燃气推动尾罩沿发射筒上升，在收缩体1未与收缩口911接触前，收缩体1周向上凸出下面板4，收缩体1的外径与发射筒壁内径相同，使得尾罩与发射筒91壁形成密封结构，进而使发射筒内燃气能够推动尾罩沿发射筒轴向上升。
[0086]
在一个优选的实施方式中，所述收缩体1包括多个弧形段11，多个弧形段11组成环形，在弧形段11朝向圆心的面上位置，设置有套管12，如图4～6所示；
[0087]
在一个优选的实施方式中，所述弧形段11的数量不少于6个。
[0088]
在优选的实施方式中，所述弧形段11的边缘具有倾斜斜面，在弧形段11与收缩口911接触时起到导向作用，如图1所示。
[0089]
进一步地，所述弧形段11一端为凸合端111，另一端为凹合端112，凸合端111和凹合端112可相互插接，使得多个弧形段11能够组合成环形，所述凸合端111和凹合端112插接位置可相对滑动，使得收缩体1能够径向收缩，
[0090]
根据本发明，随着尾罩的上升，收缩体1与收缩口911接触，收缩口911周向挤压收缩体1，从而使得凸合端111和凹合端112出现相对滑动，进而使得收缩体1径向收缩，
[0091]
进一步地，在相对滑动收缩过程中，所述凸合端111和凹合端112下表面、下面板4以及发射筒壁之间仍然组成密闭结构，使得发射筒内燃气无泄漏，此时导弹与尾罩未完全分离或分离后二者距离较近，避免燃气泄漏压力对导弹造成损坏。
[0092]
在一个优选的实施方式中，所述凹合端112包括中部凹槽1121和底部凸环1122，中部凹槽1121为方形凹槽，位于凹合端112端部中央位置，
[0093]
所述底部凸环1122位于中部凹槽1121下端，其凸出于弧形段11的端部，且远离尾罩轴心一侧的凸出长度长于靠近尾罩轴心一侧的凸出长度，使得凸合端111和凹合端112插接滑动过程中，收缩体下表面仍然与下面板以及发射筒壁之间组成密闭结构；
[0094]
所述凸合端111包括中部凸槽1111和底部凹环1112，中部凸槽1111的结构与中部凹槽1121相对应，底部凹环1112的结构与底部凸环1122相对应，使得凸合端111与凹合端112可相互插接。
[0095]
在一个优选的实施方式中，在中间体3的周向设置有多个导向管31，如图11所示，所述导向管31套设在套管12上，或所述套管12套设在导向管31上，使得弧形段11仅能向尾罩的径向收缩，保证收缩体在收缩过程中不会发生旋转运动。
[0096]
在本发明中，所述导向管31和套管12可以为圆形管，也可以为方形管，优选为方形
管，其导向、防旋转效果更好。
[0097]
进一步地，根据本发明，在所述导向管31和/或套管12内侧设置有缓冲体5，所述缓冲体5为能够通过形变吸收动能的结构或材料。
[0098]
根据本发明，通过凸合端111和凹合端112相互插接，使得收缩体中弧形段不产生结构形变的情况下，够实现径向收缩，收缩前后状态如图12～13所示，进而将径向收缩的能量传递至缓冲体5。
[0099]
收缩体中弧形段不产生结构形变，使得尾罩在脱离导弹的过程中整体稳定，并实现可重复使用。
[0100]
当收缩体1径向收缩时，缓冲体受到挤压，产生形变，将动能吸收，从而起到缓冲止动效果。
[0101]
在一个优选的实施方式中，所述缓冲体5为多胞薄壁结构，所述多胞薄壁结构为一种类似于蜂窝的结构，结构内部有多个小孔洞，具有优异的吸能特性，同时还具有轻便的质量和低廉的成本，进一步地，相比于其它结构的缓冲体，例如弹簧等，其还拥有吸能效率高，响应迅速，行程小的特点，能够在尾罩有限的空间中实现高能、高效的能量吸收。
[0102]
进一步优选地，所述缓冲体5为竿状，由金属多胞薄壁结构制成，多胞的小孔从竿体一端沿轴线贯彻到竿体另一端，如图7所示，使得缓冲体轴向强度更高，从而具有良好的承载效率。
[0103]
进一步地，竿状缓冲体5的两端分别抵接导向管31和套管12。
[0104]
根据本发明，所述尾罩还包括一个或多个泄气筒6，所述泄气筒6上下贯穿上面板2和下面板4，如图8所示，在泄气筒6中设置有导流管7，如图9所示，导流管7的顶端具有上法兰盖71，在导流管7的侧部顶端设置有排气孔72，
[0105]
尾罩未与导弹分离前，导弹将上法兰盖71压合在上面板2上，排气孔72位于泄气筒6中，尾罩下方的燃气不能通过排气孔72排出；
[0106]
尾罩与导弹分离后，上法兰盖71受尾罩下方燃气压力影响，相对上面板2上升，带动排气孔72上升到上面板2上方，从而实现尾罩下方燃气的排气卸压。
[0107]
进一步地，卸压时，燃气压力通过排气孔72朝发射筒径向喷出，而不是朝向导弹方向喷出，进一步避免了发射筒内燃气压力对导弹的影响。
[0108]
在一个优选的实施方式中，导流管7的底端设置有下法兰环73，下法兰环73的外径大于泄气筒6的孔径，导流管7的长度大于泄气筒6的长度，使得尾罩与导弹分离后，导流管7不能从尾罩上飞离出。
[0109]
进一步地，下法兰环73的设置，还增大了燃气对导流管的作用力面积。
[0110]
在一个优选的实施方式中，当泄气筒6具有多个时，多个泄气筒6均匀排布在上面板2上，使得导弹的受力均匀。
[0111]
更优选地，当泄气筒6具有多个时，多个泄气筒6内不同导流管7上端的上法兰盖71为同一个，或在上法兰盖71的上端设置有盖板74，如图10所示，增大导弹与尾罩之间的受力面积，使得导弹受力更加均匀。
[0112]
另一方面，本发明还提供了一种尾罩径向收缩锥形缓冲止动方法，优选通过所述的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩实现。
[0113]
具体地，导弹发射后，发射筒上设置的收缩口与尾罩收缩体接触，使得收缩体径向
收缩，将尾罩沿发射筒轴向的动能转变为尾罩径向的动能，并通过缓冲体吸收，使得尾罩与导弹产生速度差，从而实现尾罩与导弹的自然分离。
[0114]
在一个优选的实施方式中，当尾罩收缩体收缩时，收缩体下表面、下面板以及发射筒壁之间仍然组成密闭结构，使得发射筒内燃气无泄漏。
[0115]
在一个优选的实施方式中，通过缓冲体的形变对尾罩收缩的动能进行吸收，从而起到缓冲止动效果。
[0116]
在一个优选的实施方式中，在尾罩与导弹分离后，通过导流管对发射筒内的燃气卸压。
[0117]
进一步地，在尾罩与导弹分离前，导弹将上法兰盖压合在上面板上，使得燃气无法从泄气筒中排出。
[0118]
在尾罩与导弹分离后，上法兰盖受尾罩下方燃气压力影响，相对上面板上升，带动排气孔上升到上面板上方，从而实现尾罩下方燃气的排气卸压。
[0119]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0120]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0121]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。