[发明专利]一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构

说明书

本发明公开了一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩，所述尾罩位于发射筒(91)内部，并置于导弹(92)的底端，发射筒(91)顶端设置有收缩口(911)，收缩口(911)上端的内径小于下端的内径；所述尾罩周向设置有收缩体(1)，收缩体(1)在与收缩口(911)接触后径向收缩，使得尾罩能够缓冲止动，导弹发射后，所述尾罩与收缩口(911)接触，使得尾罩与导弹(92)产生速度差，进而实现尾罩与导弹(92)的分离。本发明公开的可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩，能够使尾罩与导弹自然分离，具有结构简单、成本低、安全性高等诸多优点。

技术领域

本发明涉及一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩结构，属于导弹发射技术领域。

背景技术

冷发射导弹在由筒底动力装置产生的燃气推动弹出的过程中，为避免弹射时高温高压燃气对导弹尾部发动机及其他设备产生损害，通常采用导弹尾罩承载燃气产生的巨大气流冲击力。导弹离筒后，尾罩与弹体分离，导弹发动机点火工作。

目前采用较多的技术方式为导弹与尾罩通过爆炸螺栓固连，待导弹出筒后，爆炸螺栓解锁，在弹簧预紧力作用下导弹与尾罩分离,分离方案具体又分为侧抛分离及旋转分离等方式。侧抛方式中尾罩与弹体分离后，尾罩发动机点火工作，尾罩向弹体侧方运动；旋转方式中尾罩在弹簧预紧力作用下沿弹体一侧的回转轴转动一定角度，继而尾罩与弹体分离。

上述分离方式中，由于分离后尾罩运动具有不确定性，难以保证尾罩脱落后不对地面设备造成危害。其次，尾罩分离速度较慢，分离过程中对导弹方向控制存在有潜在影响。

此外，经过检索，发现现有技术中还具有基于碰撞制动缓冲的尾罩分离装置(CN201711039142.9)，然而，此种止动方式，仍然有脱落件的存在，脱落件仍然为导弹和其它设备、人员带来潜在安全隐患，并且使用该种方式制动时尾罩体积明显增大，影响其它设备的尺寸、安全设计。

因此，有必要设计一种导弹尾罩以解决上述问题。

发明内容

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

一方面，本发明提供了一种可径向收缩的弹射装置锥形缓冲止动尾罩，所述尾罩位于发射筒91)内部，并置于导弹92)的底端，

发射筒91顶端设置有收缩口911，收缩口911上端的内径小于下端的内径；

导弹发射后，所述尾罩与收缩口911接触，使得尾罩与导弹92产生速度差，进而实现尾罩与导弹92的分离。

进一步地，所述尾罩周向设置有收缩体1，收缩体1在与收缩口911接触后径向收缩，使得尾罩能够缓冲止动。

在一个优选的实施方式中，所述尾罩包括上面板2、中间体3、下面板4，所述中间体3连接上面板2和下面板4，所述收缩体1与中间体3连接，

在收缩体1未与收缩口911接触前，收缩体1周向凸出下面板4，收缩体1的外径与发射筒壁内径相同，使得尾罩与发射筒91壁形成密封结构，进而使发射筒内燃气能够推动尾罩沿发射筒轴向上升。

在一个优选的实施方式中，所述收缩体1包括多个弧形段11，多个弧形段11组成环形，在弧形段11朝向圆心的面上，设置有套管段12；

所述弧形段11一端为凸合端111，另一端为凹合端112，凸合端111和凹合端112可相互插接，使得多个弧形段11能够组合成环形，所述凸合端111和凹合端112插接位置可相对滑动，使得收缩体1能够径向收缩，

在收缩过程中，所述凸合端111和凹合端112下表面、下面板4以及发射筒壁之间仍然组成密闭结构，使得发射筒内燃气无泄漏。

在一个优选的实施方式中，所述凹合端112包括中部凹槽1121和底部凸环1122，中部凹槽1121为方形凹槽，位于凹合端112端部中央位置，