[發明專利]一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置

有效

• 申請號: 201610906020.4
• 申請日: 2016-10-18
• 公開（公告）號: CN106352746B
• 公開（公告）日: 2018-03-09
• 發明（設計）人: 許成龍;陳平;丁偉;楊輝;李秀珍;張小波
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: F42B10/02
• 分類號: F42B10/02
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明屬于火箭發射設備技術領域，具體涉及一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置。

背景技術

當前國內外，為使火箭發射裝置小型化、運輸貯存簡單方便，火箭的翼采取折疊結構的方式，火箭在運輸、貯存時彈翼處于折疊狀態，以減小翼展。當要進行發射時，火箭起豎到位后，需要依賴軸向力驅動折疊翼機構完成翼面自動展開到正常位置，再實施點火發射。當前火箭在發射裝置上起豎后距地面距離通常都超過1.5米，靠人員蹬車上發射裝置上對4片折疊翼進行驅動解鎖的方式，無疑增加了安全風險，同時大幅增加了發射準備時間，極大的制約了火箭快速發射的需求。

發明內容

為了解決上述問題，本發明提供一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置，能對火箭4片折疊翼觸點提供解鎖驅動力，實施快速自動同步解鎖，使得火箭折疊翼迅速展開，進入發射狀態。

本發明的技術方案是：一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置，由4套推桿機構、4個凸臺、1個回轉滾道內圈、1個回轉滾道外圈、1個齒輪、1個電機組成。4個凸臺均布固定在回轉滾道外圈上，電機固定在發射臺上，齒輪安裝在電機轉動軸上，齒輪與回轉滾道外圈齒輪嚙合。每套推桿機構包括：1個頂塊、1個調整螺母、1個螺套、1片小氈圈、1個彈簧、1個基座、1組緊固件、1個鎖緊螺母、1片大氈圈、1根推桿、2個限位爪、1個滾動軸承、1根軸、1個軸套、1個螺母。螺套外部設置有螺紋，螺套通過螺紋安裝在基座上，通過鎖緊螺母將螺套與基座鎖緊，推桿為圓柱變截面階梯結構，外部套有彈簧并一起裝在螺套內，推桿上端設置有外螺紋，調整螺母和頂塊依次通過螺紋安裝在推桿上端，推桿下部為“n”型結構，橫向開有貫通的軸孔，滾動軸承安裝在“n”型槽內，通過軸與推桿連接，采用螺母將軸與推桿緊固，推桿機構通過基座均布固定在冋轉滾道內圈上，2個限位爪左右對稱安裝在基座外面夾持推桿為推桿導向，電機工作帶動齒輪轉動，齒輪驅動回轉滾道外圈轉動，凸臺隨之旋轉位置到達推桿機構下面時，凸臺向上頂推桿，推桿受限位爪約束在外力作用帶動頂塊做豎直向上運動至折疊翼觸點，驅動折疊翼解鎖，4套推桿機構同時作業實現4片折疊翼自動、同步解鎖。

推桿機構與凸臺相對間隔一定角度布置，推桿機構接近凸臺的角度不小于6度。

旋轉推桿機構的螺套或頂塊可以快速調整頂塊與折疊翼觸點之間的初始距離，以及滾動軸承與凸臺之間的相對位置，再次旋轉調整螺母和鎖緊螺母可分別鎖緊頂塊和螺套。

推桿機構推桿與螺套、推桿與鎖緊螺母之間分別采用小氈圈、大氈圈密封，確保推桿豎直運動的同時，防止沙塵水汽的進入，以及高溫發射燃氣流對內部結構的燒蝕。

本發明解決了折疊翼受同步驅動自動解鎖的問題，同時保證驅動機構的結構簡單、適應性強，驅動解鎖時間快。

附圖說明

圖1為本發明一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置結構示意圖。

圖2為本發明推桿機構和凸臺的結構示意圖。

圖3為本發明推桿機構的剖面示意圖。

具體實施方式

下面通過借助實施例更加詳細地說明本發明，但以下實施例僅是說明性的，本發明的保護范圍并不受實施例的限制。

如圖1所示，一種折疊翼自動同步解鎖驅動裝置，由4套推桿機構(1)、4個凸臺(2)、1個回轉滾道內圈(3)、1個回轉滾道外圈(4)、1個齒輪(5)、1個電機(6)組成。4個凸臺(2)均布固定在回轉滾道外圈(3)上端面，電機(6)軸向豎著固定在發射臺側面上，齒輪(5)安裝在電機(6)轉動軸上，齒輪(5)與冋轉滾道外圈(4)柱面齒輪嚙合。