[发明专利]一种球形锁紧分离机构

说明书

技术领域

本发明涉及一种分离机构，具体是指一种新型的球形锁紧分离机构，属于飞行器发射筒结构设计的技术领域。

背景技术

在飞行器发射筒结构设计的技术领域中，燃气活塞尾推式发射装置具有发射筒径向尺寸小，发射车单车装弹量大，助推行程长，具有良好的弹射弹道性能等优点，正逐渐应用到飞行器发射筒的结构设计中。

如图1所示，为现有技术中尾推式发射装置的结构示意图，其包括圆形发射筒10，以及依次安装于圆形发射筒10内的燃气发生器20、尾座30和被发射的飞行器40。

由于尾推式发射装置所具有的结构特殊，为了满足燃气密封要求，所述的发射过程中尾座30必须紧贴发射筒10的内壁运动，因此传统的杠杆式、插销式和镁带式锁紧分离机构都不能满足其结构设计要求。

基于上述，目前亟需提出一种应用于尾推式发射装置的新型球形锁紧分离机构。

发明内容

本发明的目的是提供一种球形锁紧分离机构，能满足发射过程中的燃气密封要求，以及运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，实现发射工况瞬时条件下的自动解锁，确保飞行器与发射筒顺利分离。

为实现上述目的，本发明提供一种球形锁紧分离机构，其应用于尾推式发射装置，具体包含：壳体，呈圆柱形，与尾推式发射装置的尾座固定连接；飞行器连接轴，呈圆柱形，该飞行器连接轴的第一端设置在壳体内，该飞行器连接轴的第二端伸出壳体与被发射的飞行器的尾部连接；一对轴瓦，呈半圆柱形，该一对轴瓦相接形成圆柱形且设置在壳体与飞行器连接轴之间，并通过第一连接件与壳体固定连接；发射筒连接轴，呈圆柱形，该发射筒连接轴的第一端设置在飞行器连接轴内，并通过第二连接件与飞行器连接轴固定连接，该发射筒连接轴的第二端从飞行器连接轴的第一端处伸出，并与尾推式发射装置的发射筒的尾部连接；多个钢球，设置在飞行器连接轴上，且与飞行器连接轴、发射筒连接轴以及轴瓦通过接触相连。

所述的飞行器连接轴上沿圆周方向均匀设置有多个径向圆孔，所述的轴瓦的内壁上沿圆周方向设置有一个环状凹槽，且该凹槽与各径向圆孔的大小及位置相对应。

多个钢球分别对应设置在飞行器连接轴上的各个径向圆孔内，并且位于轴瓦的凹槽与发射筒连接轴的外壁之间，以卡住钢球。

进一步，在飞行器连接轴的外壁上沿圆周方向均匀设置四个径向圆孔，对应配设四个钢球，分别设置在各个径向圆孔内，并且与轴瓦的凹槽以及发射筒连接轴的外壁相接触。

所述的第一连接件为多个连接螺钉，沿壳体以及一对轴瓦的圆周方向均匀设置，以将一对轴瓦与壳体固定连接。

所述的第二连接件为一个剪切螺钉，设置在飞行器连接轴以及发射筒连接轴的圆周方向，以将飞行器连接轴与发射筒连接轴固定连接。

所述的球形锁紧分离机构处于运输工况轴向大过载时，尾推式发射装置的尾座与发射筒之间没有相对运动，飞行器连接轴在钢球、轴瓦以及发射筒连接轴的锁紧作用下，不能进行轴向运动。

所述的球形锁紧分离机构处于分离工况时，尾推式发射装置的尾座与发射筒之间发生相对运动，尾推式发射装置的尾座带动飞行器连接轴运动并剪断第二连接件，使得发射筒连接轴从飞行器连接轴中拔出；各钢球从飞行器连接轴的径向圆孔内滚出，与轴瓦分离；飞行器连接轴从轴瓦中拔出，实现飞行器与发射筒之间的分离。

综上所述，本发明所述的球形锁紧分离机构，在飞行器从发射筒内分离拔出之前，能够保证飞行器连接轴与轴瓦以及壳体之间没有相对运动，满足发射过程中的燃气密封要求。

本发明所述的球形锁紧分离机构，还能满足运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，能实现发射工况瞬时条件下的自动解锁，从而确保飞行器与发射筒顺利分离。

附图说明

图1为现有技术中的尾推式发射装置的结构示意图；

图2a为本发明中的球形锁紧分离机构与尾推式发射装置的安装示意图；

图2b为本发明中的球形锁紧分离机构的剖面结构示意图；

图3为本发明中的球形锁紧分离机构的分离初始时刻的结构示意图；

图4为本发明中的球形锁紧分离机构的分离结束时刻的结构示意图。

具体实施方式

以下结合图1～图4，详细说明本发明的一个优选实施例。