导弹步进式装填推进装置的制作方法

1.本发明属于导弹装填设备技术领域，具体地，涉及一种导弹步进式装填推进装置。


背景技术：

2.为了实现导弹装填，目前均通过钩板作用在导弹的后滑块上通过长距离的链传动使导弹推进到发射筒或从发射筒退出，正如2018年的中国专利“导弹装箱设备”，专利号cn106440974b所表述的那样，这种推进或者退出方式，仅仅适用与导弹的滑块布置在底部即发射筒的导轨布置在底部进行适配装填，然而随着武器装备系统的发展，导弹新的对外机械接口不断涌现，随着集装箱式发射筒的出现，要求装填设备进行无滑块式推进到发射筒或者滑块布置在导弹的上部即发射筒的导轨布置在顶部进行适配装填，上述钩板式推进装填方式已经不能适用新技术的发展，而且这种推进方式使用多年下来还存在着如下问题：
3.1)链轮传动太过冗长，导致传动速度波动大，推进过程平稳差，装填效率低；
4.2)为配合钩板式推进装填或者退出，需要远程长导向板，导致装填设备精度高、体积庞大、质量大、成本高，并带来转运与展开困难；
5.3)推进装填或者退出过程中，操作人员原地操作，需要另外两个人分别在筒口与筒尾观察导弹的推进情况，以免出现干涉，导致装填人手多；
6.4)因为钩板作用在导弹底部的滑块上，易产生大偏转力矩与链传动转动时产生的附加动载荷以及长导轨制造上的误差叠加，导致装填过程中出现别死的情况发生，因此工作可靠性差。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种导弹步进式装填推进装置。
8.根据本发明提供的一种导弹步进式装填推进装置，包括转盘、蜗杆延长杆、滚轮、涡轮蜗杆减速器、联轴节、涡轮延长轴、导向轴以及导弹装填支架；
9.两根所述导向轴平行设置于所述导弹装填支架上，两只所述滚轮分别滚动连接于两根所述导向轴上，两只所述滚轮通过两根所述涡轮延长轴分别与所述涡轮蜗杆减速器两端的涡轮转动连接；
10.所述蜗杆延长杆的一端与所述涡轮蜗杆减速器的蜗杆连接，所述蜗杆延长杆的另一端与所述转盘连接，所述联轴节的一端为u型支架，所述u型支架的两侧设有与所述涡轮延长轴间隙配合的通孔并套接于所述涡轮延长轴上，所述联轴节的另一端连接在待装填导弹的尾部。
11.一些实施方式中，还包括导向移动支架，所述导向移动支架一端的两侧分别滑动套接于两根所述涡轮延长轴上，所述导向移动支架另一端的两侧分别滑动套接于两根所述导向轴上，所述涡轮蜗杆减速器紧固于所述导向移动支架中。
12.一些实施方式中，所述滚轮与所述导向轴弧面接触配合。
13.一些实施方式中，所述导向轴为圆轴。
14.一些实施方式中，所述联轴节通过连接板连接于待装填导弹的尾部。
15.一些实施方式中，所述导弹装填支架上安装有导向支撑滚轮，所述导向支撑滚轮分列于所述导向轴的两侧，所述导向支撑滚轮与待填装的导弹的壳体滚动接触。
16.一些实施方式中，所述导弹装填支架上设有安装架，所述安装架中设置有转轴，所述导向支撑滚轮转动连接于所述转轴上。
17.一些实施方式中，分列于所述导向轴两侧的所述导向支撑滚轮对称设置，位于同一侧的所述导向支撑滚轮有多个。
18.一些实施方式中，转动所述转盘，通过所述蜗杆延长杆带动与所述涡轮减速器连接的所述涡轮延长轴转动，使得两只所述滚轮沿两根所述导向轴朝发射筒方向移动，进而通过所述联轴节推动待填装导弹在所述导弹装填支架上移动。
19.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
20.本发明有效解决了导弹装填推进过程中，适配机械接口狭窄、传动路径太过冗长、精度高、体积庞大、质量大、成本高、装填人手多、工作可靠性差等问题。
附图说明
21.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
22.图1为导弹步进式装填推进装置总装结构图；
23.图2为图1的a-a视图；
24.图3为图1的b-b视图。
具体实施方式
25.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
26.如图1-图3所示，本发明提供了一种先进的导弹步进式装填推进装置，主要包括转盘1、蜗杆延长杆2、滚轮3、涡轮蜗杆减速器4、联轴节6、涡轮延长轴9、导向移动支架10、导向轴11以及导弹装填支架12。
27.两根导向轴11沿导弹装填支架12的轴向方向平行设置，两根导向轴11位于导弹装填支架12的框架内。两只滚轮3分别滚动连接于两根导向轴11上，优选的，导向轴11为圆轴结构，滚轮3的凹槽面为弧形面，两者以弧面接触，增大接触面积确保稳性的同时，可有效防止因微小偏转导致的卡死等问题。两只滚轮3分别通过一根涡轮延长轴9连接于涡轮蜗杆减速器4的涡轮两端，通过涡轮蜗杆减速器4的涡轮的转动带动两只滚轮3沿导向轴11同步向前或向后移动，而涡轮蜗杆减速器4的蜗杆与蜗杆延长杆2的一端紧固连接，蜗杆延长杆2的另一端与转盘1转动连接，转动转盘1带动蜗杆延长杆2转动，进而驱动涡轮蜗杆减速器4的转动。涡轮蜗杆减速器4优选通过垂向安装螺钉5紧固于导向移动支架10上，其移动导向支架10一端的两侧通过设置通孔分别滑动套接于涡轮延长轴9上，而移动导向支架10另一端
的两则通过设置通孔分别滑动套接于两根导向轴11上，移动导向支架10不仅用于承载涡轮蜗杆减速器4，而且通过与导向轴11的滑动套接可进一步提高轴向移动的精确度。
28.联轴节6优选为万向联轴节，联轴节6的一端为u型支架，u型支架的两侧设置有与涡轮延长轴9套接的定位孔，通过u型支架两侧的定位孔与涡轮蜗杆减速器4两侧的两根涡轮延长轴9滑动套接，联轴节6的另一端优选通过连接板8与待装填导弹16的尾部连接，连接板8通过轴向安装螺钉7紧固于导弹16的尾部。
29.导弹装填支架12上优选还安装有导向支撑滚轮13，导向支撑滚轮13优选转动连接于导弹装填支架12上，其转动连接方式为导弹装填支架12的两侧设置有安装架4，安装架14内设置有转轴15，导向支撑滚轮13转动连接于转轴15上。位于导向轴11两侧的导向支撑滚轮13优选为对称设置，且同一侧的导向支撑滚轮13为多个。导向支撑滚轮13的外周面与待装填导弹16的外轮廓相适配并滚动接触，通过导向支撑滚轮13可有效确保并提高待装填导弹16移动路线的精度。
30.本发明的工作原理简述如下：待填装导弹16需要推进装入发射筒时，操作手顺时针转动转盘1，通过蜗杆延长杆2带动涡轮减速器4连接的涡轮延长轴9转动，使得两只滚轮3沿着两根导向轴11朝发射筒方向移动，此时，涡轮延长轴9通过联轴节6一端的u型支架推动联轴节6向前移动，进而通过位于联轴节6另一端的连接板8推动待填装导弹16朝发射筒方向移动，导弹16在移动过程中与两侧的导向支撑滚轮13滚动接触，通过导向支撑滚轮13确保导弹16轴向位移的精度，进而将导弹16推入发射筒内。上述过程中，操作手不仅跟随移动，并观察导弹20在筒内的移动情况，发现有误时即使干涉，避免意外。导弹16需要步进退出发射筒时，是上述推进入筒的逆过程。
31.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，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技术的限制。
32.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。