发射筒柔性尾推系统及发射筒的制作方法

1.本发明涉及武器系统领域，具体地，涉及发射筒柔性尾推系统及发射筒。


背景技术：

2.尾推弹射是导弹发射筒的一种常见的发射形式，其基本原理是尾座与筒体后段形成初始密封腔，在密封腔内放置内压提高装置，从而形成内压。尾座在内压作用下推动导弹以一定速度离筒并在筒体前段制动。
3.为了保证初始密封腔的密封性以及内压提高后配合面的气密性，尾座以及筒体刚性要求往往较高，从而导致筒体和尾座质量较大。尾座质量增大后尾推质量增大，为了达到指定的弹射速度需要增大内压，增大内压进一步增大了内压泄露的风险，从而进入刚性提高-》质量增大-》内压增大-》泄露增大-》刚性提高的恶性循环。
4.尾座质量过大往往导致缓冲制动难度增大，制动器需要较大质量和体积来吸收尾座的动能，从而导致发射筒质量和发射时邻箱冲击较大。对内压密封腔弹射全程密封性能的高要求以及发射筒(含制动器)质量的增大往往也导致发射筒成本较高。
5.因此，业界需要一种新型的发射筒尾推系统，能够走出“刚性提高-》质量增大-》内压增大-》泄露增大-》刚性提高”的恶性循环，进而实现发射筒轻量化、低成本化以及发射邻筒冲击最小化的目标。
6.专利文献cn111023894a公开了一种导弹发射筒及其制备方法，属于导弹器系统配件的技术领域。导弹发射筒包括筒体和导轨组件；筒体是采用复合材料制作的，导轨组件是采用复合材料制作的，筒体与导轨组件为一体形成的；筒体内设有空腔，导轨组件连接在空腔的内壁，导轨组件用于控制发射形态以及电缆线与电子元器件的穿插，导轨组件为空心结构。虽然该专利文献在一定程度上使得发射筒的整体重量变轻，但是该专利文献没有解决“刚性提高-》质量增大-》内压增大-》泄露增大-》刚性提高”的恶性循环的问题。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种发射筒柔性尾推系统及发射筒。
8.根据本发明提供的一种发射筒柔性尾推系统，包括：柔性尾座10；
9.导弹1位于柔性尾座10的前侧，导弹1的尾部通过柔性尾座10在轴向上受到约束；
10.燃气发生器5位于柔性尾座10的后侧的初始容腔。
11.优选地，导弹1径向通过适配器12和柔性尾座10与筒体进行约束，轴向依次通过柔性尾座10、支撑垫9、支撑环8与支撑架7进行约束；燃气发生器5安装于柔性尾座10、支撑架7以及后盖6之间的初始容腔中。
12.优选地，燃气发生器5点火后初始压力增大，柔性尾座10由于前端受导弹1惯性力的约束，产生径向膨胀，实现初始容腔的密封；
13.容腔压力克服导弹1惯性力后柔性尾座10推动导弹1尾部向前运动，通过柔性尾座
10与筒体刚性匹配设计，实现弹射过程中柔性尾座10和筒体内壁的膨胀动密封；
14.通过柔性尾座制动导向口101的引导，柔性尾座10进入前法兰筒制动弧202进行挤压摩擦减速，直到柔性尾座10被前法兰筒制动弧202进行刚性限位。
15.优选地，柔性尾座10为旋转体，中部设有环形内凹槽，环形内凹槽分别与导弹1尾部外壁以及尾喷管内壁贴合；柔性尾座10外壁与后法兰筒4内壁贴合，向下延伸并嵌入后法兰筒4与支撑架7之间的楔形环状导向凹槽中。
16.根据本发明提供的一种发射筒柔性尾推系统，包括：筒体、导弹1、柔性尾座10、燃气发生器5；
17.导弹1位于筒体内部；
18.导弹1位于柔性尾座10的前侧，导弹1的尾部通过柔性尾座10在轴向上受到约束；
19.燃气发生器5位于柔性尾座10的后侧的初始容腔。
20.优选地，筒体包括：前法兰筒2、中筒体3、后法兰筒4、支撑架7以及后盖6。
21.导弹1径向通过适配器12和柔性尾座10与筒体进行约束，轴向依次通过柔性尾座10、支撑垫9、支撑环8与支撑架7进行约束；燃气发生器5安装于柔性尾座10、支撑架7以及后盖6之间的初始容腔中。
22.优选地，燃气发生器5点火后初始压力增大，柔性尾座10由于前端受导弹1惯性力的约束，产生径向膨胀，实现初始容腔的密封；
23.容腔压力克服导弹1惯性力后柔性尾座10推动导弹1尾部向前运动，通过柔性尾座10与筒体刚性匹配设计，实现弹射过程中柔性尾座10和筒体内壁的膨胀动密封；
24.通过柔性尾座制动导向口101的引导，柔性尾座10进入前法兰筒制动弧202进行挤压摩擦减速，直到柔性尾座10被前法兰筒制动弧202进行刚性限位
25.优选地，柔性尾座10为旋转体，中部设有环形内凹槽，环形内凹槽分别与导弹1尾部外壁以及尾喷管内壁贴合。
26.优选地，柔性尾座10外壁与后法兰筒4内壁贴合，向下延伸并嵌入后法兰筒4与支撑架7之间的楔形环状导向凹槽中。
27.优选地，还包括；支撑垫9；
28.支撑垫9为柔性件；
29.在起竖待发射状态下支撑垫9和柔性尾座10共同承担导弹质量。
30.优选地，前法兰筒制动弧202为前法兰筒2筒壁通过钣金内凹形成的锥形弧带，弧带内部填充制动吸能夹层11。
31.优选地，前法兰筒2法兰上设有前法兰筒制动台201，位于前法兰筒制动弧202的终点，用于对柔性尾座10进行刚性限位。
32.优选地，前法兰筒制动台201为齿状半圆弧结构。
33.优选地，柔性尾座兼有适配器的作用，对导弹进行径向限位；柔性尾座具有对压力容腔进行膨胀密封的功能。
34.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
35.1、本发明采用柔性密封设计，实现尾推发射筒轻量化、低成本化以及发射邻箱冲击最小化的目标。
36.2、本发明中的柔性尾座兼有适配器和密封功能，简化了发射筒结构，减小了发射
筒质量，降低了发射筒成本。
37.3、本发明的制动设计结构制动行程长，制动力由小及大，对邻筒冲击力较小。
附图说明
38.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
39.图1是本发明中一种发射筒柔性尾推系统纵向剖视图。
40.图2是本发明中一种发射筒柔性尾推系统横向剖视图。
41.图中示出：
42.具体实施方式
43.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
44.本发明摒弃尾座和筒体刚性密封的旧思路，采用柔性密封设计，实现尾推发射筒轻量化、低成本化以及发射邻箱冲击最小化的目标。
45.如图1、图2所示，本发明提供的一种具有柔性尾推系统的发射筒，包括：筒体、导弹1、柔性尾座10、适配器12、支撑环8、支撑垫9、燃气发生器5；筒体包括：前法兰筒2、中筒体3、后法兰筒4、支撑架7以及后盖6。导弹1直径小于筒体内径，径向通过适配器12和柔性尾座10与筒体进行约束，轴向依次通过柔性尾座10、支撑垫9、支撑环8与支撑架7进行约束；燃气发生器5安装于柔性尾座10、支撑架7以及后盖6之间的初始容腔中。
46.具体地，柔性尾座10为薄壁异形旋转体，中部设有环形内凹槽，分别与导弹1尾部外壁以及尾喷管内壁贴合。柔性尾座10外壁与后法兰筒4内壁贴合，向下延伸并嵌入后法兰筒4与支撑架7之间的楔形环状导向凹槽中。支撑垫9为柔性件，通过设计，起竖待发射状态下支撑垫9和柔性尾座10按照特定比例承担导弹质量。
47.更为具体地，燃气发生器5点火后初始压力急剧增大，柔性尾座10由于前端受导弹1惯性力的约束，产生径向膨胀，实现初始容腔的密封。容腔压力克服导弹1惯性力后柔性尾
座10推动导弹1尾部向前运动，通过柔性尾座10与筒体刚性匹配设计，实现弹射过程中柔性尾座10和筒体内壁的膨胀动密封。通过柔性尾座10制动导向口引导，柔性尾座10进入前法兰筒制动弧202进行挤压摩擦减速。前法兰筒制动弧202为前法兰筒2筒壁通过钣金内凹形成的锥形弧带，弧带内部填充制动吸能夹层11。前法兰筒2法兰上设有前法兰筒制动台201，前法兰筒制动台201为齿状半圆弧结构，位于前法兰筒制动弧202的终点，用于对柔性尾座10进行刚性限位。
48.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
49.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种发射筒柔性尾推系统，其特征在于，包括：柔性尾座(10)；导弹(1)位于柔性尾座(10)的前侧，导弹(1)的尾部通过柔性尾座(10)在轴向上受到约束；燃气发生器(5)位于柔性尾座(10)的后侧的初始容腔。2.根据权利要求1所述的发射筒柔性尾推系统，其特征在于，导弹(1)径向通过适配器(12)和柔性尾座(10)与筒体进行约束，轴向依次通过柔性尾座(10)、支撑垫(9)、支撑环(8)与支撑架(7)进行约束；燃气发生器(5)安装于柔性尾座(10)、支撑架(7)以及后盖(6)之间的初始容腔中。3.根据权利要求1所述的发射筒柔性尾推系统，其特征在于，燃气发生器(5)点火后初始压力增大，柔性尾座(10)由于前端受导弹(1)惯性力的约束，产生径向膨胀，实现初始容腔的密封；容腔压力克服导弹(1)惯性力后柔性尾座(10)推动导弹(1)尾部向前运动，通过柔性尾座(10)与筒体刚性匹配设计，实现弹射过程中柔性尾座(10)和筒体内壁的膨胀动密封；通过柔性尾座制动导向口(101)的引导，柔性尾座(10)进入前法兰筒制动弧(202)进行挤压摩擦减速，直到柔性尾座(10)被前法兰筒制动弧(202)进行刚性限位。4.根据权利要求1所述的发射筒柔性尾推系统，其特征在于，柔性尾座(10)为旋转体，中部设有环形内凹槽，环形内凹槽分别与导弹(1)尾部外壁以及尾喷管内壁贴合；柔性尾座(10)外壁与后法兰筒(4)内壁贴合，向下延伸并嵌入后法兰筒(4)与支撑架(7)之间的楔形环状导向凹槽中。5.一种具有柔性尾推系统的发射筒，其特征在于，包括：筒体、导弹(1)、柔性尾座(10)、燃气发生器(5)；导弹(1)位于筒体内部；导弹(1)位于柔性尾座(10)的前侧，导弹(1)的尾部通过柔性尾座(10)在轴向上受到约束；燃气发生器(5)位于柔性尾座(10)的后侧的初始容腔。6.根据权利要求5所述的具有柔性尾推系统的发射筒，其特征在于，筒体包括：前法兰筒(2)、中筒体(3)、后法兰筒(4)、支撑架(7)以及后盖(6)；导弹(1)径向通过适配器(12)和柔性尾座(10)与筒体进行约束，轴向依次通过柔性尾座(10)、支撑垫(9)、支撑环(8)与支撑架(7)进行约束；燃气发生器(5)安装于柔性尾座(10)、支撑架(7)以及后盖(6)之间的初始容腔中。7.根据权利要求6所述的具有柔性尾推系统的发射筒，其特征在于，燃气发生器(5)点火后初始压力增大，柔性尾座(10)由于前端受导弹(1)惯性力的约束，产生径向膨胀，实现初始容腔的密封；容腔压力克服导弹(1)惯性力后柔性尾座(10)推动导弹(1)尾部向前运动，通过柔性尾座(10)与筒体刚性匹配设计，实现弹射过程中柔性尾座(10)和筒体内壁的膨胀动密封；通过柔性尾座制动导向口(101)的引导，柔性尾座(10)进入前法兰筒制动弧(202)进行挤压摩擦减速，直到柔性尾座(10)被前法兰筒制动弧(202)进行刚性限位。8.根据权利要求7所述的具有柔性尾推系统的发射筒，其特征在于，柔性尾座(10)为旋转体，中部设有环形内凹槽，环形内凹槽分别与导弹(1)尾部外壁以及尾喷管内壁贴合；柔
性尾座(10)外壁与后法兰筒(4)内壁贴合，向下延伸并嵌入后法兰筒(4)与支撑架(7)之间的楔形环状导向凹槽中。9.根据权利要求6所述的具有柔性尾推系统的发射筒，其特征在于，还包括；支撑垫(9)；支撑垫(9)为柔性件；在起竖待发射状态下支撑垫(9)和柔性尾座(10)共同承担导弹质量。10.根据权利要求6所述的发射筒柔性尾推系统，其特征在于，前法兰筒制动弧(202)为前法兰筒(2)筒壁通过钣金内凹形成的锥形弧带，弧带内部填充制动吸能夹层(11)；前法兰筒(2)法兰上设有前法兰筒制动台(201)，位于前法兰筒制动弧(202)的终点，用于对柔性尾座(10)进行刚性限位；前法兰筒制动台(201)为齿状半圆弧结构；柔性尾座(10)兼有适配器的作用，对导弹进行径向限位；柔性尾座(10)具有对压力容腔进行膨胀密封的功能。

技术总结
本发明提供了一种发射筒柔性尾推系统及发射筒，包括：筒体、导弹1、柔性尾座10、燃气发生器5；导弹1位于筒体内部；导弹1位于柔性尾座10的前侧，导弹1的尾部通过柔性尾座10在轴向上受到约束；燃气发生器5位于柔性尾座10的后侧的初始容腔。本发明采用柔性密封设计，实现尾推发射筒轻量化、低成本化以及发射邻箱冲击最小化的目标，且柔性尾座兼有适配器和密封功能，简化了发射筒结构，减小了发射筒质量，降低了发射筒成本。了发射筒成本。了发射筒成本。


技术研发人员：俞刘建 王杰 查颖 张嘉诚 刘广 许斌
受保护的技术使用者：上海机电工程研究所
技术研发日：2023.05.05
技术公布日：2023/7/20