非同步无间隙锁定装置

技术领域

本发明是关于飞机机载系统发射装置的非同步无间隙锁定及解锁装置。

背景技术

发射装置是飞机机载系统的重要组成部分。使用时，发射装置处于飞机和机载飞行器之间，它们通过机械、电气和射频的连接，构成一个完整的机载控制系统。发射装置的锁定及解锁是否可靠，直接关系到机载发射的使用，并影响其发射效能的发挥。发射装置与飞机间的接口通常被称作发射装置上接口，包括机械接口和电气接口。目前，常用的机载发射装置上机械连接要有螺栓型、吊耳和止动耳型、叉耳型3种。一般一型发射装置只有一种接口。有时为适用不同载机，会要求发射装置具备多种接口的能力。常用的方法是选一种接口作为基本型，换接口时则在发射装置上面增加一个转接梁。这种“二层楼”结构会导致发射装置整体高度和重量增加很多。装机飞行时必会降低载机的性能。随着机载电子产品对电器连接要求的不断提高和机载设备后部出线要求的提出，后矩形电连接器大量应用于机载电子设备。前锁紧装置是安装有后矩形连接器的机载电子设备的主要结构件之一。电子设备结构部分通常由机箱和安装架构成。二者一般通过前、后紧定装置构成一个整体。紧定装置是由机箱上的杠杆锁闩组合拉手(把手组件)与安装架上的叉杆式定位件(挂钩组件)组成。把手组件同定在机箱的前面板上，工作时松开推杆将机箱放置在安装架上，使推杆下端与固定在安装架上的挂钩组件的销轴相接触，然后向上推动推杆，使其与弹簧组件锁住，这时机箱被锁紧；反之，推动弹簧组件中的弹簧片使推杆弹开就可解除机箱锁定。飞机加速时，机载飞行器的惯性力作用在锁制器的后挡件上，这时要避免后挡件抬起而造成机载飞行器从后面脱落；飞机减速时，机载飞行器的惯性力作用在锁制器的前挡件上，这时要避免前挡件抬起而造成机载飞行器从前面脱落。对于按常规设计的锁制器，其开锁力值是机载飞行器重量的2倍左右，而起飞着陆各种情况下机载飞行器产生的惯性力可能会超过开锁力，特别是飞机着陆钢索阻拦强制减速时，机载飞行器会产生7以上的过载。为了保证在各种情况下机载飞行器都不从发射装置上脱落，必须在锁制器上设置一套机械保险机构，要求该机构处于锁闭状态时，原则上即便是发动机点燃，锁制器也应该将机载飞行器约束在发射装置上。机械保险从原理上可归纳为两类：电磁机械式保险。它是靠载机提供的直流电源工作的，不通电时，机械保险处于锁闭状态，锁制器给机载飞行器提供很大的锁制力；通电后，机械保险打开，锁制力转化为正常的开锁力。惯性机械式保险。它是采用一个惯性锤，飞机没有过载时，惯性锤控制的机械保险处于开启状态，锁制器提供正常的开锁力，当飞机沿航向负的过载超过某一值时，惯性锤摆动，机械保险处于锁闭状态，从而将机载飞行器保持在发射装置上。电磁机械式保险可以保证只要没有发射指令，无论载机处于何种状态，锁制器都可以将机载飞行器约束在发射装置上，但电磁机械保险的解除要靠载机提供电源。惯性机械式保险可以自适应飞机的过载，保证飞机在各种飞行状态下机载飞行器都不会脱落，但其动作受载机姿态及过载持续时间的影响，设计难度较大，而且无法满足发动机意外点火时将机载飞行器约束在发射装置上的要求。锁制器典型的挡件结构形式有两种：一体化挡件。将前后挡件设计成一个零件，该零件可以绕两个支点转动，装卸机载飞行器时，用扳手使挡件绕前支点转动使后挡件抬起，并使机载飞行器滑块进入挡件之间；机载飞行器发射时，挡件绕后支点转动使前挡件抬起，机载飞行器滑块顺利通过。分离式挡件。前后挡件是分离的，可以独立运动，前挡件绕某一轴转动，而后挡件可以采用垂直运动或绕后面某一轴转动。以上两种挡件的相应的特点为：一体化挡件，为防止飞机在航向产生正向过载时机载飞行器从发射装置后面脱落，挂上机载飞行器后，必须插上空中安全销，防止后挡件受力时抬起，同时空中安全销不得妨碍挡件绕后支点转动，这种结构对机械保险的设计会造成一定困难。如果机载飞行器发动机点火触点布置在锁制器上，采用这种机构会造成装弹时机载飞行器滑块撞击点火触头。导轨与机载飞行器滑块之间在上下左右方向都具有一定的间隙，保证在离轨过程中不会出现任何阻滞现象。对于顺序离轨，发射过程的危险性主要出现在机载飞行器只剩下最后一个滑块的情况下，这时如果机载飞行器相对于发射装置的航向偏角增大到把机载飞行器后滑块和导轨间隙全部吃掉的程度，就会产生弹架干涉。电磁机械保险在地面和空中起的作用一样，通电解锁，断电闭锁。如果发动机意外点火后滞留在载机上，其产生的后果是可能烧毁载机的尾翼，在空中由于机载飞行器悬挂位置距发动机轴线有一定距离，还会给飞机造成侧滑力矩，但机载飞行器发动机推力比飞机发动机推力小得多，飞机仍然能够操控；在地面上飞机前方可能有地勤人员、友机、塔台、村庄、百姓，在空中前方也可能有友机，如果让机载飞行器脱离发射装置而发射出去，造成的危害难以估量。

发射装置作为飞机结构中的重要装置之一，其可靠锁定及解锁直接影响机载武器的使用，其需保证足够的刚度。目前，大多数机型发射装置利用电机提升到位后进行人工锁定及解锁，由于电机在对发射装置进行提升时，无法保证发射装置两端同时到达锁定位置完成锁定，增加了锁定难度及提升装置复杂度。由于飞机在飞行过程中承受较大气动载荷后，锁定装置发生弹性变形，通过楔块消除间隙后增加了人工解锁的难度。另在保证发射装置锁环刚度要求情况下，现有锁定装置无法满足无间隙锁定要求，无间隙锁定是指锁定装置锁定后被锁定机构与锁定装置间无间隙，可避免被锁定机构在飞机飞行过程中出现晃动。

发明内容

本发明的目的是针对发射装置传统锁定方式存在的不足之处，提出一种适用于非同步锁定、能够自动消除锁定间隙，防止发射装置发生晃动、集成信号输出，并采用气/液压驱动解锁的锁定装置。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种非同步无间隙锁定装置，包括：通过螺栓与飞机机体连接的锁壳1，通过轴向紧固螺栓18连接在锁壳1前端上部的开锁作动筒2及位于开锁作动筒2下方的限位楔块6，通过转轴固联在开锁作动筒2底部下方，通过拨叉转轴12与开锁作动筒2作动杆相连的拨叉7，与发射装置固联的锁环14，固联在锁壳1壳体两侧支耳并穿过支耳孔，通过支耳约束锁键4运动的锁簧8；穿过锁壳1箱体的摇臂转轴15活动连接的摇臂10，摇臂10伸出锁壳1背端，通过悬臂转轴上的并联弹簧9连接勾住锁环14的锁钩3，穿过锁壳1箱体的锁钩转轴11，连接锁壳1壳体两侧弹簧固定轴与楔块6外侧弹簧固定轴的楔块弹簧5，通过紧固螺栓与锁壳1壳体内侧固联的行程开关13，其特征在于：上锁时，与发射装置固联的锁环14碰撞锁钩3，驱动锁钩3绕锁钩转轴11逆时针转动，继而向上顶动锁键4克服键簧8沿锁壳支耳孔向上运动，当锁钩支撑面29与摇臂支撑面28脱离后，摇臂10在并联弹簧9作用下逆时针转动至上锁位置，锁环14继续向上运动至锁壳限位25后停止，锁钩止动面27与摇臂止动面26贴合，锁钩3无法顺时针转动，处于锁定状态，此时，楔块6在楔块弹簧5作用下沿锁壳内置滑道24向左滑动，消除间隙，实现无间隙锁定。开锁时，制有开锁管嘴16的开锁作动筒2供气/液压，开锁作动筒2内置活塞杆推动拨叉7绕拨叉转轴12逆时针转动，拨叉7推动楔块6沿锁壳内置滑道24向右运动，然后开锁作动筒2内置活塞杆继续伸出，继而推到摇臂10沿摇臂转轴15顺时针转动，当锁钩止动面27与摇臂止动面26脱离后，摇臂10通过并联弹簧9拉动锁钩3，锁钩3绕锁钩转轴11顺时针转动，完成开锁。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

本发明采用采用自动间隙消除机构，锁定后自动消除锁环14与锁壳限位面25间的间隙，防止发射装置在飞机飞行过程中出现晃动，实现无间隙锁定，结合锁定后锁环14与锁壳限位面的高度差，使锁钩3具备锁定能力后可继续向上转动一定角度，实现机载发射装置非同步锁定；集成信号输出装置，实现上锁后输出锁定到位信号；放下发射装置时，利用气/液压实现快速解锁，提高了发射装置的可靠性、安全性及维修性。

附图说明

图1是本发明非同步无间隙锁定装置的结构示意图；

图2是图1的开锁状态示意图；

图3是图1的上锁状态示意图；

图4是图1的间隙消除机构示意图；

图5是图1的左右端锁环位置示意图；

图6是图1的一侧锁壳示意图；

图中：1锁壳，2开锁作动筒，3锁钩，4锁键，5楔块弹簧，6楔块，7拨叉，8锁簧，9并联弹簧，10摇臂，11锁钩转轴，12拨叉转轴，13信号输出装置，14锁环，15摇臂转轴，16开锁管嘴，17螺栓轴，18紧固螺栓，19楔块前斜面，20楔块后斜面，21楔块限位面，22左端锁环，23右端锁环，24锁壳内置滑道，25锁壳限位面，26摇臂止动面，27锁钩止动面，28摇臂支撑面，29锁钩支撑面。

具体实施方式

参阅图1-图5.在以下描述的实施例中，一种非同步无间隙锁定装置，包括：通过螺栓与飞机机体连接的锁壳1，通过轴向紧固螺栓18连接在锁壳1前端上部的开锁作动筒2及位于开锁作动筒2下方的限位楔块6，通过转轴固联在开锁作动筒2底部下方，通过拨叉转轴12与开锁作动筒2作动杆相连的拨叉7，与发射装置固联的锁环14，固联在锁壳1壳体两侧支耳并穿过支耳孔，通过支耳约束锁键4运动的锁簧8；穿过锁壳1箱体的摇臂转轴15活动连接的摇臂10，摇臂10伸出锁壳1背端，通过悬臂转轴上的并联弹簧9连接勾住锁环14的锁钩3，穿过锁壳1箱体的锁钩转轴11，连接锁壳1壳体两侧弹簧固定轴与楔块6外侧弹簧固定轴的楔块弹簧5，通过紧固螺栓与锁壳1壳体内侧固联的行程开关13，其特征在于：上锁时，与发射装置固联的锁环14碰撞锁钩3，驱动锁钩3绕锁钩转轴11逆时针转动，继而向上顶动锁键4克服键簧8沿锁壳支耳孔向上运动，当锁钩支撑面29与摇臂支撑面28脱离后，摇臂10在并联弹簧9作用下逆时针转动至上锁位置，锁环14继续向上运动至锁壳限位25后停止，锁钩止动面27与摇臂止动面26贴合，锁钩3无法顺时针转动，处于锁定状态，此时，楔块6在楔块弹簧5作用下沿锁壳内置滑道24向左滑动，消除间隙，实现无间隙锁定。开锁时，向制有开锁管嘴16的开锁作动筒2供气/液压，开锁作动筒2内置活塞杆推动拨叉7绕拨叉转轴12逆时针转动，拨叉7推动楔块6沿锁壳内置滑道24向右运动，然后开锁作动筒2内置活塞杆继续伸出，推动摇臂10沿摇臂转轴15顺时针转动，当锁钩止动面27与摇臂止动面26脱离后，摇臂10通过并联弹簧9拉动锁钩3，锁钩3绕锁钩转轴11顺时针转动，完成开锁。

参阅图2。开锁过程：当发射装置从飞机弹舱放下时，需先完成锁定装置解锁动作。向制有开锁管嘴16的开锁作动筒2供气/液压。气/液压通过开锁管嘴16进入开锁作动筒2，开锁作动筒2内置活塞杆先推动螺栓轴17推动拨叉7绕拨叉转轴12逆时针转动，拨叉7推动楔块6沿锁壳内置滑道24向右滑动，然后开锁作动筒2内置活塞杆继续推动摇臂10绕摇臂转轴15顺时针转动，当转动至摇臂10与锁钩3止动面脱离后，锁钩3在并联弹簧9及发射装置重力作用下绕锁钩转轴11顺时针转动，当锁钩3转动一定角度后，锁环14滑出锁钩3，发射装置在提升电机作用下完成放下动作，停止对开锁管嘴16供压后，开锁作动筒2在其内置弹簧作用下完成缩回动作，同时拉回拨叉7，解除对楔块6的限制，楔块6会在楔块弹簧5作用下沿制有滑道的锁壳1向左滑动，当滑至锁键4位置时，楔块限位面21被锁键4限制，不得继续向左滑动，从而不会影响下次锁环14撞击锁钩3完成上锁动作，至此完成整个解锁过程。

参阅图3。飞机弹舱两侧各布置1个该锁定装置，由1套提升电机完成发射装置的提升，提升到位后由锁定装置完成锁定。以下以发射装置左端先提升到位为例描述上锁过程：当发射装置从地面提升至飞机弹舱时，随着发射装置的提升，发射装置左端先到位后，固联在发射装置的左端锁环22先碰撞左端锁定装置的锁钩3，并驱动锁钩3绕锁钩转轴11逆时针转动，当转动至锁钩支撑面29与摇臂支撑面28脱离后，摇臂10在并联弹簧9作用下逆时针转动至上锁位置，摇臂10触发信号输出装置输出上锁信号，此时左端锁定装置已具备锁定能力，随着发射装置的继续向上提升，左端锁环22推动锁键4克服锁簧8向上运动，当锁键4向上运动至与楔块限位面21脱离后，楔块6在楔块弹簧5作用下向左运动，楔块前斜面19与左端锁环22接触后反方向向右滑动，随着左端锁环22继续向上运动，右端锁环23已按相同步骤完成右端锁定，左端锁环22运动至锁壳限位面25后，左端锁环22被锁壳1限位，无法继续向上运动，此时提升电机停止提升(右端锁环23无需运动至锁壳1，已具备锁定能力)，然后提升电机反转，制有锁环14的发射装置放下，带动锁钩3绕锁钩转轴11顺时针转动，当锁钩3止动面与摇臂10止动面接触时，锁钩3无法继续绕锁钩转轴11顺时针转动，锁环14被锁钩3勾住也无法继续放下，提升电机停止工作，完成整个锁定过程。

参阅图4。间隙消除机构主要包括装有锁簧8的锁键4，挂有楔块弹簧5的楔块6，楔块6前端制有一个下陷台阶的楔块限位面21及位于下方的前斜面19接触和楔块后斜面20，楔块前斜面19楔形角度＞反正切函数arctanμ，楔块后斜面20楔形角度≤反正切函数arctanμ，其中μ为楔块6与锁壳限位面25间的摩擦系数。其特征在于：上锁后，当锁环14与锁壳限位面25之间存在间隙时，楔块6在楔块弹簧5作用下自动向左滑动，利用楔块后斜面20消除此间隙。开锁后，锁环14随发射装置放下，解除了对锁键4的限制，锁键4在锁簧8作用下向下运动至与楔块限位面21接触，限制楔块6继续向左滑动，防止下次上锁时阻碍锁环14的提升进而无法完成上锁。

以上所述为本发明较佳实施例，应该注意的是上述实施例对本发明进行说明，然而本发明并不局限于此，并且本领域技术人员在脱离所附权利要求的范围情况下可设计出替换实施例。对于本领域内的普通技术人员而言，在不脱离本发明的精神和实质的情况下，可以做出各种变型和改进，这些变型和改进也视为本发明的保护范围。