一种下挂式火箭锁紧装置制造方法及图纸

本申请公开一种下挂式火箭锁紧装置，涉及火箭运输和发射领域，包括壳体，底部设置有具有滑槽的导轨，火箭本体固连的火箭滑块滑动连接于滑槽内；后部锁紧机构，连接于滑槽内，用于阻挡火箭滑块在背离火箭发射方向的移动；前部锁紧机构，包括锁紧机构、闭锁机构、转动连接于壳体的挡块，锁紧机构用于通过挡块锁紧火箭滑块背离后部锁紧机构的一侧、以及在火箭本体发射时解除对火箭滑块的锁紧，闭锁机构用于在火箭本体发射时对火箭滑块闭锁，且在火箭本体点火后，火箭推力带动下，自动解除对火箭滑块的闭锁。该机构是适应下挂式导轨发射的结构，能实现挡箭和闭锁功能，以便完成运输支撑锁定，发射时获得可靠的闭锁力。发射后只要重新安装剪切销，就可以重复使用。就可以重复使用。就可以重复使用。

【技术实现步骤摘要】
一种下挂式火箭锁紧装置


[0001]本申请为一种下挂式火箭锁紧装置，安装在下挂式发射的发射装置导轨定向器上，涉及火箭运输和发射的


技术介绍

[0002]在小型导弹/火箭在架运输过程中，为了防止运输过程的振动和火箭自身重力引起的跌落、滑膛等现象，需要设计挡箭机构。而在火箭发射过程中，有时为了取得较高的初速度，要设计闭锁机构，对火箭采取闭锁力控制，确保发射离轨速度高，而离轨扰动小。本专利技术专利将挡箭机构和闭锁机构合二为一。结构简单，完成运输过程的挡箭作用和发射时的闭锁作用。
[0003]传统的火箭挡箭机构，是将火箭支脚前端或者后端用挡板固定，然后利用螺杆顶住另一端，再使用弧形座或者包带沿环向固定。而闭锁机构使用的是弹簧钢结构，限制火箭支脚前端运动。利用火箭推力和弹性力的平衡，获得闭锁力。而且大多使用在上托式导轨定向器上。虽然能够满足要求，但是操作时序多，结构安装复杂，测试过程周期长成本较高。而且上述情况基本用于上托式导轨。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种下挂式本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种下挂式火箭锁紧装置，其特征在于：包括壳体(1)，底部设置有具有滑槽的导轨(14)，火箭本体固连的火箭滑块(10)滑动连接于滑槽内；后部锁紧机构，通过后挡板(9)连接于滑槽内，用于阻挡火箭滑块(10)在背离火箭发射方向的移动；前部锁紧机构，包括锁紧机构、闭锁机构、转动连接于壳体(1)的挡块(2)，该锁紧机构用于将挡块(2)锁紧在挡住火箭滑块(10)背离后部锁紧机构的一侧、以及在火箭本体发射时解除对火箭滑块(10)的锁紧，闭锁机构用于在火箭本体发射时对火箭滑块(10)闭锁，且在火箭本体点火后推力作用下自动解除对火箭滑块(10)的闭锁。2.根据权利要求1所述的一种下挂式火箭锁紧装置，其特征在于：所述后部锁紧机构包括后挡板(9)，后挡板(9)连接于滑槽内，且通过锁紧螺钉固定于壳体(1)。3.根据权利要求1所述的一种下挂式火箭锁紧装置，其特征在于：所述锁紧机构为运输锁定销(4)，运输锁定销(4)螺纹连接于壳体(1)，运输锁定销(4)的轴线平行于滑槽的长度方向，挡块(2)的转轴(3)垂直于运输锁定销(4)的轴线，亦垂直于导轨滑槽的长度方向。4.根据权利要求1所述的一种下挂式火箭锁紧装置，其特征在于：所述闭锁机构包括推杆(6)、剪切销(7)、连接于壳体(1)的调节杆(19)，剪切销(7)连接于推杆(6)和调节杆(19)之间，壳体(1)开设有与滑槽平行的通孔，推杆(6)和调节杆(19)穿过通孔并与壳体(1)滑动连接，推杆(6)远离剪切销(7)的端部与挡块(2)滑动且转动连接，以使挡块(2)转动、推杆(6)沿U型通孔滑动同步进行。5.根据权利要求4所述的一种下挂式火箭锁紧装置，其特征在于：所述闭锁机构还包括套设于推杆(6)...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵宪斌，王永超，赵汉青，桂苏嘉，康文俊，周航，赵鹏程，高亢，
申请(专利权)人：西安航天动力技术研究所，
类型：发明
国别省市：