[發明專利]小口徑彈體-大翼展空間折疊尾翼的展開、鎖緊方法

在審

• 申請號: 202111680669.6
• 申請日: 2021-12-27
• 公開（公告）號: CN114485288A
• 公開（公告）日: 2022-05-13
• 發明（設計）人: 張敏;張永勵;邱瑞宏;龍元豐;吳永忠;李智明;向玉偉;王若冰;袁夢笛;余磊;張寶秀
• 申請（專利權）人: 西安現代控制技術研究所
• 主分類號: F42B10/14
• 分類號: F42B10/14
• 代理公司: 中國兵器工業集團公司專利中心 11011
• 代理人: 王曉娜

本發明屬于彈體結構設計技術領域，涉及一種空間折疊尾翼的快速展開、可靠鎖緊方法，包括內置于噴管及尾翼的展開機構及鎖緊機構。展開機構利用扭簧的彈簧力作用于尾翼機構的力矩，為尾翼機構提供縱向展開力矩，同時利用尾翼片上的翼扭簧實現尾翼片的橫向展開；鎖緊機構采用圓錐銷鎖緊方式對尾翼機構的縱向方向進行定位并自鎖；采用翼片軸上的定位卡槽對尾翼片的橫向方向進行定位并自鎖。本發明解決了小口徑彈體、大展弦比尾翼的快速展開和可靠鎖緊問題，且結構簡單、重量輕、尾翼與彈體連接剛度好，有利于提高飛行的穩定性和飛行品質,具有很大的推廣應用空間。

技術領域

本發明屬于彈體尾翼結構設計技術領域，主要涉及一種大展弦比尾翼的快速展開、可靠鎖緊方法。

背景技術

大量彈體為滿足結構空間的要求，都采用折疊式尾翼。其工作原理是：在貯運狀態下，尾翼處于疊合狀態與發射筒內壁相適應，利用發射筒內壁作為約束，彈體發射離筒后，尾翼在展開機構的作用下自動展開復位；在鎖緊機構的作用下可靠鎖定。

通常，折疊式尾翼的展開機構一般采用以下方式：(1)以扭簧產生的彈簧力矩為展開力矩；(2)壓縮彈簧通過彈簧力直接作用于尾翼，產生展開力矩；(3)利用燃氣壓力、壓縮空氣、液壓作動筒方式直接或通過連桿機構推動尾翼展開。但它們各具有一些缺陷和限制：方式(1)中的扭簧產生的力矩直接作用于尾翼轉軸，所產生的展開力矩較小，而由于結構尺寸限制，不便于在轉樞附近使用大扭簧；方式(2)與方式(1)具有相似的缺陷和限制，產生的展開力矩較小；方式(3)產生的展開力矩大，但是，涉及到氣體密封和連桿機構設計，構造復雜，結構不緊湊。

折疊式尾翼的鎖緊機構一般采用圓銷鎖緊、鎖鍵、限位塊等方式，圓銷鎖緊方式，尾翼前后擺動量大；鎖鍵和限位塊方式結構較復雜，很難內置于尾翼內部結構中。

對于小口徑彈體，橫向折疊就更難滿足總體大展弦比的要求。

發明內容

本發明要解決的技術問題是:尾翼因結構空間約束、回轉半徑及轉動慣量大產生的快速展開以及隨之帶來的鎖緊可靠性，針對現有技術存在的問題，為小口徑彈體的尾翼提供一種快速空間展開、可靠鎖緊技術，進而實現小口徑彈體大展弦比的要求。

為了解決上述問題，本發明的技術方案如下：

本發明提供的一種小口徑彈體—大翼展空間折疊尾翼的展開、鎖緊方法，將尾翼機構安置于噴管中后部的支耳槽內，尾翼機構中的扭簧為一扭轉彈簧，尾翼機構通過翼軸鉚接固定在噴管支耳槽內，尾翼機構處于折疊狀態時，受發射筒內壁約束，扭簧處于張開裝態而蓄存彈簧力；當彈體發射離筒后，筒體約束解除，該彈簧力繞翼軸的作用力矩，為尾翼機構提供縱向展開力矩；同時通過尾翼機構的翼扭簧為尾翼機構提供橫向展開力矩。縱向展開過程采用圓錐銷鎖緊方式對尾翼機構的縱向方向進行定位并自鎖，實現縱向鎖緊；橫向展開過程采用定位卡槽鎖緊方式，實現橫向鎖緊。

通常彈體的尾翼片基本都采用單片翼整體式結構設計，本發明中的尾翼機構采用新型設計思路，設計出一種可空間折疊的尾翼機構，既可實現尾翼自身功能又能實現大展弦比尾翼的結構設計。尾翼機構的結構示意圖如圖2所示，包括尾翼片、翼扭簧、翼軸二、軸銷、翼片軸。翼扭簧6的一端抵在翼片軸9的前端支耳上，另一端抵在尾翼片5翼根部，翼軸二7穿過尾翼片5根部通孔、翼扭簧6、翼片軸9上的兩個支耳孔，將尾翼片5、翼扭簧6安裝在翼片軸9上，通過軸銷8鉚接的方式將翼軸二7固定在翼片軸9上，從而使得尾翼片5、翼扭簧6、翼軸二7、翼片軸9成為一體，構成尾翼機構。當尾翼機構處于折疊狀態時，翼扭簧受發射筒內壁約束、翼片軸安裝槽的限位處于壓縮狀態而蓄存彈簧力，當彈體發射離筒后，筒體約束解除，尾翼機構開始縱向展開，展開過程中，該彈簧力繞翼軸二的作用力矩，為尾翼片提供橫向展開力矩，在翼扭簧的推力作用下將尾翼片推入翼片軸的定位槽內從而實現尾翼片的橫向展開到位并鎖緊到位，進而實現了尾翼機構的空間展開。