一种导弹助推器自动分离机构及其分离方法技术

发明专利技术涉及助推器技术领域，且公开了一种导弹助推器自动分离机构及其分离方法，包括与导弹尾部连接的平衡尾翼，所述尾翼尾部安装有自动分离机构，所述自动分离机构的尾部安装有推进器，所述平衡尾翼包括尾翼座，通过在翼片的尾部加上一个锁紧轴，与翼片形成同步运动关系，在翼片的展开和锁定过程中完成了助推器的解锁和分离动作，结构简单可靠，将尾翼角度限位机构、轴向限位机构等零部件全部集中设计，通过尾翼座的外形特征来保证尾翼张开后的限位，整个尾翼机构零部件减少，工作可靠性提升，不仅具有影响导弹气动外形，提高飞行稳定性的功能，还具有尾翼闭合状态下的自锁功能，防止在膛内运动时尾翼机构与导弹发生相对运动。在膛内运动时尾翼机构与导弹发生相对运动。在膛内运动时尾翼机构与导弹发生相对运动。

【技术实现步骤摘要】
一种导弹助推器自动分离机构及其分离方法


[0001]专利技术涉及助推器
，具体为一种导弹助推器自动分离机构。

技术介绍

[0002]助推器，它是一种动力装置，内含燃料，推动火箭、飞船升天。根据助推器所使用的燃料的不同，可以将助推器分为液体火箭助推器和固体火箭助推器。
[0003]中国专利公开号：CN103644784B中公开了《一种助推器用套筒式叉耳支撑杆结构》和CN104295407B中公布了《一种自行无扰动脱落的通用助推器》，一般都是用于垂直火箭的发射上，并不适合将导弹和助推器从发射筒中发射，且一般的小型导弹尾翼机构，大多是结构单一的固定尾翼，尾翼机构不能自由转动，又或是能自由转动的折叠尾翼，但结构复杂，零部件繁多，可靠性降低；传统的小型导弹尾翼机构，功能单一，只具备改善导弹飞行稳定性的作用。
[0004]可见，亟需一种导弹助推器自动分离机构，用于导弹和助推器从发射筒中发射并提升导弹飞行的稳定性。

技术实现思路

[0005]专利技术的目的在于提供一种导弹助推器自动分离机构，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。
[0006]为了解决上述技术问题，专利技术提供如下技术方案：一种导弹助推器自动分离机构，包括与导弹尾部连接的平衡尾翼，所述尾翼尾部安装有自动分离机构，所述自动分离机构的尾部安装有推进器，所述平衡尾翼包括尾翼座，所述的内腔设置有轴承隔热套，所述尾翼座的外表面活动连接有尾翼定位销，所述尾翼定位销的尾部安装有尾翼圆柱销，所述尾翼圆柱销的外表面套接有尾翼扭簧，所述尾翼圆柱销与尾翼座外表面的两侧活动连接，所述尾翼座空腔台阶内安装有两个深沟球轴承，所述尾翼定位销和其对应的卷弧翼的中间位置设置有内六角锥端紧定螺钉，所述尾翼座的顶端安装有内六角平端紧定螺钉，所述尾翼座的尾端开设有圆形卡槽；
[0007]所述自动分离机构包括锁紧轴，所述锁紧轴上设置紧定螺钉与卷弧翼固定连接；
[0008]所述推进器的顶部安装有卡销，所述卡销插接在圆形卡槽的内部。
[0009]优选的，所述尾翼座的外表面开设有凹槽，所述卷弧翼的宽度与尾翼座表面的凹槽长度相适配。
[0010]优选的，所述尾翼座的底部圆形卡槽之间开设有开放的圆槽，所述锁紧轴贯穿出圆槽。
[0011]优选的，圆形卡槽的数量为四个，四个圆形卡槽等距分布，圆形卡槽与锁紧轴之间相互卡接。
[0012]优选的，所述尾翼座等距环绕在卷弧翼的外表面，所述尾翼座为弧形板，所述尾翼座折叠后贴合在卷弧翼的外表面与卷弧翼的外表面贴合。
[0013]优选的，三个尾翼圆柱销位于尾翼座前端部三个螺钉孔的销孔内，对卷弧翼和尾翼扭簧进行约束。
[0014]优选的，四个尾翼扭簧分别位于尾翼定位销及三个尾翼圆柱销的中间位置，卷弧翼出膛后弹力将卷弧翼弹入尾翼座的翼片卡槽内。
[0015]优选的，内六角锥端紧定螺钉位于尾翼定位销和其对应的卷弧翼的中间位置。
[0016]一种导弹助推器自动分离机构的分离方法，包括以下阶段：
[0017]初始状态：
[0018]在将助推器分离机构设定为初始状态之前，先将推进器部分的卡销插入尾翼座底部的圆形卡槽当中；
[0019]然后将卷弧翼往前推紧贴尾翼座表面，从而使尾翼座和卷弧翼之间完全贴合；
[0020]分离过程中：
[0021]卷弧翼的尾部通过锁紧轴与紧定螺钉固定在一起，卷弧翼在尾翼扭簧的作用下展开并向后压入尾翼座卡槽中，带动锁紧轴同步转动，从而解锁推进器上的卡销，又因为卷弧翼是向后运动进入卡槽，在这个过程中带动锁紧轴向后运动，从而使得推进器在解锁后同步推动推进器分离。
[0022]与现有技术相比，专利技术所达到的有益效果是：
[0023]本专利技术通过在翼片的尾部加上一个锁紧轴，与翼片形成同步运动关系，在翼片的展开和锁定过程中完成了助推器的解锁和分离动作，结构简单可靠。
[0024]本专利技术将尾翼角度限位机构、轴向限位机构等零部件全部集中设计，通过尾翼座的外形特征来保证尾翼张开后的限位，整个尾翼机构零部件减少，工作可靠性提升，不仅具有影响导弹气动外形，提高飞行稳定性的功能，还具有尾翼闭合状态下的自锁功能，防止在膛内运动时尾翼机构与导弹发生相对运动。
[0025]尾翼定位销与其对应的卷弧翼固定联动，通过尾翼机构闭合状态下前端凸出的尾翼定位销与导弹对应的孔配合，防止了尾翼机构在膛内与导弹发生相对转动；
[0026]深沟球轴承能够保证导弹在飞行状态下，尾翼机构的自由转动，提高飞行稳定性；
[0027]进行了隔热设计，避免了导弹飞行过程中因深沟球轴承受热变形而影响尾翼机构的自由转动；
[0028]通过尾翼座上的斜面和凹槽，保证卷弧翼张开后的角度限位和轴向限位。
附图说明
[0029]图1为专利技术结构示意图；
[0030]图2为专利技术导弹尾翼结构剖视图；
[0031]图3为专利技术导弹尾翼仰视图；
[0032]图4为专利技术导弹尾翼与推进器连接侧视图；
[0033]图5为专利技术导弹尾翼侧视图
[0034]图6为专利技术推进器上卡销结构示意图；
[0035]图7为专利技术自动分离机构剖视图；
[0036]图8为专利技术导弹尾翼结构示意图；
[0037]图9为专利技术导弹尾翼与自动分离机构连接图。
[0038]其中：1、尾翼座；2、轴承隔热套；3、卷弧翼；4、尾翼定位销；5、尾翼圆柱销；6、尾翼扭簧；7、深沟球轴承；8、内六角锥端紧定螺钉；9、内六角平端紧定螺钉；10、推进器；11、卡销；12、锁紧轴；13、紧定螺钉。
具体实施方式
[0039]下面将结合专利技术实施例中的附图，对专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于专利技术保护的范围。
[0040]具体实施方式一
[0041]本实施方式为一种导弹助推器自动分离机构的实施方式。
[0042]请参阅图1
‑
9，一种导弹助推器自动分离机构，包括与导弹尾部连接的平衡尾翼，尾翼尾部安装有自动分离机构，自动分离机构的尾部安装有推进器10，平衡尾翼包括尾翼座1，的内腔设置有轴承隔热套2，尾翼座1的外表面活动连接有尾翼定位销4，尾翼定位销4的尾部安装有尾翼圆柱销5，尾翼圆柱销5的外表面套接有尾翼扭簧6，尾翼圆柱销5与尾翼座1外表面的两侧活动连接，尾翼座1空腔台阶内安装有两个深沟球轴承7，尾翼定位销4和其对应的卷弧翼3的中间位置设置有内六角锥端紧定螺钉8，尾翼座1的顶端安装有内六角平端紧定螺钉9，尾翼座1的尾端开设有圆形卡槽；
[0043]自动分离机构包括锁紧轴12，锁紧轴12上设置紧定螺钉13与卷弧翼3固定连接；
[0044]推进器10的顶部安装有卡销11，卡销11插接在圆形卡槽的内部。
[0045]过在翼片本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种导弹助推器自动分离机构，包括与导弹尾部连接的平衡尾翼，所述尾翼尾部安装有自动分离机构，所述自动分离机构的尾部安装有推进器(10)，其特征在于：所述平衡尾翼包括尾翼座(1)，所述的内腔设置有轴承隔热套(2)，所述尾翼座(1)的外表面活动连接有尾翼定位销(4)，所述尾翼定位销(4)的尾部安装有尾翼圆柱销(5)，所述尾翼圆柱销(5)的外表面套接有尾翼扭簧(6)，所述尾翼圆柱销(5)与尾翼座(1)外表面的两侧活动连接，所述尾翼座(1)空腔台阶内安装有两个深沟球轴承(7)，所述尾翼定位销(4)和其对应的卷弧翼(3)的中间位置设置有内六角锥端紧定螺钉(8)，所述尾翼座(1)的顶端安装有内六角平端紧定螺钉(9)，所述尾翼座(1)的尾端开设有圆形卡槽；所述自动分离机构包括锁紧轴(12)，所述锁紧轴(12)上设置紧定螺钉(13)与卷弧翼(3)固定连接；所述推进器(10)的顶部安装有卡销(11)，所述卡销(11)插接在圆形卡槽的内部。2.根据权利要求1所述的一种导弹助推器自动分离机构，其特征在于：所述尾翼座(1)的外表面开设有凹槽，所述卷弧翼(3)的宽度与尾翼座(1)表面的凹槽长度相适配。3.根据权利要求1所述的一种导弹助推器自动分离机构，其特征在于：所述尾翼座(1)的底部圆形卡槽之间开设有开放的圆槽，所述锁紧轴(12)贯穿出圆槽。4.根据权利要求1所述的一种导弹助推器自动分离机构，其特征在于：圆形卡槽的数量为四个，四个圆形卡槽等距分布，圆形卡槽与锁紧轴(12)之间相互卡接。5.根据权利要求1所述的一种导弹助推器自动分...

【专利技术属性】
技术研发人员：周凤招，杨轶，云海龙，王强，
申请(专利权)人：湖南湘科浩宇科技有限公司，
类型：发明
国别省市：