一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，包括定位环、推动机构、尾杆以及起飞发动机；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，推动机构由尾杆轴向和径向限位，定位环套装在尾杆端部，同时推动机构将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，压缩定位环，定位环膨胀与发射筒内壁贴合，实现定位定向。本发明专利技术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。

A Location and Orientation Device Suitable for Soft Launch Single-Soldier Rocket

【技术实现步骤摘要】
一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置
本专利技术涉及筒弹发射匹配
，具体涉及一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置。
技术介绍
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。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术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。本专利技术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：本专利技术采用的式“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为本专利技术的结构剖面图；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，对本专利技术进行详细描述。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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，其特征在于，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。2.如权利要求1所述的适用于软发射单兵火箭弹的定位定向装置，其特征在于，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：于剑桥，蒋军，
申请(专利权)人：北京恒星箭翔科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11