插拔机构和固弹器同步解锁机构的制作方法

1.本发明涉及导弹发射装置结构设计的技术领域，具体地，涉及插拔机构和固弹器同步解锁机构。


背景技术：

2.在导弹发射装置设计过程中，插拔机构和固弹器都是发射装置与导弹之间的重要接口。
3.插拔机构是导弹与发射装置之间电气对接和分离的操作机构。在导弹发射前需要保证脱落插头与导弹间的可靠对接；当导弹发射分离时，实现脱落插头与导弹间的可靠分离。脱落插头能否可靠、安全分离，直接关系到导弹发射的安全性。
4.固弹器是导轨发射装置中约束导弹航向运动和导弹发射时安全释放导弹的机械装置。在导弹的悬挂、起飞和着陆过程中，固弹器能够可靠约束导弹的纵向运动并防止导弹的意外脱落；当导弹发射时，导弹发动机推力达到开锁力时固弹器能够可靠开锁并安全释放导弹。
5.在导弹与发射装置分离过程中，需确保插拔结构与固弹器同时解锁，如果不同时解锁，可能会损坏插拔机构，直接影响导弹发射安全性，最终导致飞行试验失败。
6.基于上述，目前亟需提出一种新型的插拔机构和固弹器同步解锁机构，确保导弹发射过程中插拔机构和固弹器同步解锁，实现结构简单、成本低、安全可靠的目的。
7.经现有技术专利文献检索发现，中国发明专利公开号为cn215650042u，公开了一种滑轨按压反弹装置的同步解锁机构，属于抽屉滑轨领域，实现了左右滑轨反弹装置的同步解锁反弹，结构设计简单巧妙，且结构更加紧凑，同步动作稳定可靠，有效防止了因两组滑轨的反弹动作不同步而导致抽屉等抽拉家具出现反弹开启卡死的现象。包括壳体、按压反弹机构、触动解锁件和同步转动杆，触动解锁件通过弹性件安装于壳体内，触动解锁件上设有用于阻挡按压反弹导向槽回弹路径的止挡部和能够释放锁栓的触动部，同步转动杆转动安装于壳体内，同步转动杆与触动解锁件之间设有传动机构。而本发明提供了插拔机构和固弹器同步解锁机构，解决导弹意外掉落和无法安全释放等问题。因此，该文献与本发明所介绍的方法是属于不同的发明构思。


技术实现要素：

8.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种插拔机构和固弹器同步解锁机构。
9.根据本发明提供的一种插拔机构和固弹器同步解锁机构，包括插拨机构组件、同步解锁组件以及固定器组件，插播机构组件和固定器组件通过同步解锁组件连接，插拨机构组件、同步解锁组件以及固定器组件固定于发射装置壳体内；
10.当导弹弹体悬挂时，插播机构组件和固定器组件分别连接导弹弹体；当导弹弹体发射时，同步解锁组件带动插播机构组件和固定器组件从导弹弹体上同步解锁，实现导弹
弹体的分离。
11.一些实施例中，插拨机构组件包括第一连杆、第二连杆、第三连杆、第四连杆、第五连杆、第六连杆、套筒、弹簧以及脱落插头，第一连杆、第二连杆、第三连杆以及第四连杆首尾相连，第五连杆一端固定于第二连杆和第四连杆的连接处，第五连杆另一端连接第六连杆，第六连杆连接弹簧，弹簧固定于套筒内，套筒固定于发射装置壳体内壁上，第三连杆上连接有脱落插头。
12.一些实施例中，第一连杆、第二连杆、第三连杆以及第四连杆呈平行四边形；
13.通过同步解锁组件的转动，推动第三连杆向上抬升，从而带动脱落插头稳定向上抬升，使脱落插头与导弹弹体上的插座分离。
14.一些实施例中，同步解锁组件包括主动杆、中间连杆以及助推杆，主动杆通过中间连杆连接助推杆，主动杆连接脱落插头，助推杆连接固定器组件。
15.一些实施例中，主动杆呈l型，主动杆通过销轴连接于发射装置壳体内壁上。
16.一些实施例中，主动杆包括第一主动杆和第二主动杆，第一主动杆一端连接中间连杆，第一主动杆另一端连接第二主动杆。
17.一些实施例中，当导弹弹体悬挂时，第二主动杆与脱落插头接触；
18.或者，当导弹弹体发射时，第二主动杆抬升，第二主动杆与第三连杆接触并抬升第三连杆，使脱落插头与导弹弹体分离。
19.一些实施例中，固定器组件包括板簧、前挡弹块以及后挡弹块，前档弹块一端连接于助推杆上，前档弹块另一端连接板簧，后挡弹块固定于发射装置壳体内壁上。
20.一些实施例中，当导弹弹体悬挂时，导弹弹体上的弹体前滑块两端分别接触前档弹块和后挡弹块；
21.或者，当导弹弹体发射时，弹体前滑块向前滑动、并与前档弹块分离。
22.一些实施例中，当导弹弹体发射时，在发动机推力下，弹体前滑块克服板簧力开锁，推动前档弹块向上转动，同时推动助推杆带动中间连杆和主动杆转动，使脱落插头向上抬升，实现插播机构组件和固定器组件的同步解锁。
23.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
24.本发明采用了同步解锁机构，满足导弹悬挂过程中导弹电气接口可靠连接以及可靠固弹，发射过程中插拔机构、固弹器从弹体上同步解锁，确保导弹从发射装置上顺利可靠分离。
附图说明
25.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：
26.图1为本发明中的插拔机构和固弹器同步解锁机构组成示意图；
27.图2为本发明中的插拔机构和固弹器同步解锁机构悬挂状态示意图；
28.图3为本发明中的插拔机构和固弹器同步解锁机构解锁状态示意图。
29.图中标号：
30.插拨机构组件100、第一连杆1、第二连杆2、第三连杆3、第四连杆4、第五连杆5、第六连杆6、套筒7、弹簧8、脱落插头9、同步解锁组件200、主动杆21、第一主动杆211、第二主动
杆212、中间连杆22、助推杆23、固定器组件300、板簧31、前挡弹块32、后挡弹块33、发射装置壳体400、导弹弹体500、弹体前滑块51。
具体实施方式
31.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。
32.实施例
33.本发明提供的一种插拔机构和固弹器同步解锁机构，如图1-3所示，包括插拨机构组件100、同步解锁组件200以及固定器组件300，插播机构组件100和固定器组件300通过同步解锁组件200连接，插拨机构组件100、同步解锁组件200以及固定器组件300固定于发射装置壳体400内；发射装置壳体400是发射装置的主要承力部件，两侧开有多处圆孔，用于安装插拔机构组件100、固弹器组件300以及同步解锁组件200。当导弹弹体500悬挂时，插播机构组件100和固定器组件300分别连接导弹弹体500；当导弹弹体500发射时，同步解锁组件200带动插播机构组件100和固定器组件300从导弹弹体500上同步解锁，实现导弹弹体500的分离。
34.插拨机构组件100包括第一连杆1、第二连杆2、第三连杆3、第四连杆4、第五连杆5、第六连杆6、套筒7、弹簧8以及脱落插头9，第一连杆1、第二连杆2、第三连杆3以及第四连杆4通过销轴40首尾相连呈平行四边形。第五连杆5一端固定于第二连杆2和第四连杆2的连接处，第五连杆5另一端连接第六连杆6，第六连杆6连接弹簧8，弹簧8固定于套筒7内，套筒7固定于发射装置壳体400内壁上，第三连杆3上连接有脱落插头9。
35.同步解锁组件200包括主动杆21、中间连杆22以及助推杆23，主动杆21通过中间连杆22连接助推杆23，主动杆21连接脱落插头51，助推杆23连接固定器组件300。主动杆21呈l型，主动杆21通过销轴40连接于发射装置壳体400内壁上。主动杆21包括第一主动杆211和第二主动杆212，第一主动杆211一端连接中间连杆22，第一主动杆211另一端连接第二主动杆212。
36.固定器组件300包括板簧31、前挡弹块32以及后挡弹块33，前档弹块32一端连接于助推杆23上，前档弹块32另一端连接板簧31，板簧31通过销轴40连接于发射装置壳体400内壁上，后挡弹块33固定于发射装置壳体400内壁上。
37.当导弹弹体500处于悬挂状态时，如图2所示，12与脱落插头9接触；导弹弹体500上的弹体前滑块51两端分别接触前档弹块32和后挡弹块33。
38.当导弹弹体500处于发射状态时，如图3示，在发动机推力下，弹体前滑块51克服板簧31力开锁，推动前档弹块32向上转动，同时推动助推杆23带动中间连杆22和主动杆21转动，使脱落插头9向上抬升，实现插播机构组件100和固定器组件300的同步解锁。
39.更为具体的，导弹弹体500处于悬挂状态时，如图2所示，插拨机构组件100实现发射装置与导弹弹体500电气接口盲插及可靠对接，并提供所需的保持力；固弹器组件300约束导弹的航向和垂直运动。
40.当导弹弹体500处于发射状态时，如图3示，插拨机构组件100提供一定的分离力，
使电气插头接口自动与导弹弹体500脱开，安全地收回到发射装置壳体内，不与导弹弹体500发生干涉。固弹器组件300保证所需要的开锁力，确保导弹顺利发射。同步解锁组件200在发动机推力下，弹体前滑块51克服板簧31力开锁，推动前档弹块32向上转动，同时推动助推杆23带动中间连杆22和主动杆21使插拔机构组件100与之联动，实现同步解锁。
41.综上所述，以上各部件之间均通过销轴40进行活动连接。
42.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。
43.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。