挂架及飞行器

技术领域

本发明涉及导弹挂架技术领域，特别地涉及一种挂架及飞行器。

背景技术

随着飞机高机动性、敏捷性、超音速巡航、隐身等技术发展的需要导弹由传统外部挂载向保形、舱内挂载及隐身挂载方向发展，要求发射装置需适应舱内狭小空间内挂装、维护、发射及外挂隐身的需要，对发射装置发展提出了使用自动化、少维护甚至免维护、大行程弹射、外形隐身、结构保形的技术需求。

但是，由于国内导弹、发射装置在通用化方面研究较晚，标准对接口要求不完善，加之国内现役导弹、发射装置在设计时参照的原型不同，而且，导弹挂架采用机械连接，挂架的位置和接口固定，使得导弹挂架无法满足多种种类以及型号的导弹，只能挂载一种悬挂方式的导弹，挂架的通用性较差。

发明内容

本发明提供一种挂架及飞行器，通过至少两种导弹连接装置分别将不同悬挂方式的导弹悬挂于壳体上，继而可以实现将不同悬挂方式的导弹悬挂于飞行器上，增加了该挂架的通用性。

本发明提供一种挂架及飞行器；其中，第一实施例提供了一种挂架，包括：

壳体；

机载连接件，固定于所述壳体，用于将所述壳体固定于飞行器；

至少两种导弹连接装置，均设置于所述壳体，分别通过对应的连接方式将导弹悬挂于所述壳体上。

可选的，所述导弹连接装置包括：第一导弹连接装置；

其中，所述第一导弹连接装置包括：

滑轨，开设于所述壳体的底部，用于与导弹上的滑块配合，将滑轨式导弹滑动连接至所述壳体上。

可选的，所述导弹连接装置包括：第二导弹连接装置；

其中，所述第二导弹连接装置包括：

横梁架，滑动连接于所述壳体的内壁，且可沿所述壳体的长度方向来回移动；

第一挂钩轴，固定于所述壳体的内壁，且垂直于所述横梁架的长度方向；

挂钩，一端旋转连接于所述横梁架，中部旋转连接于所述第一挂钩轴，另一端呈钩状设置，用于与吊耳式导弹上的吊耳配合，将吊耳式导弹连接至所述壳体；

驱动件，设置于所述壳体内，用于驱动所述横梁架左右移动，以驱使所述挂钩沿所述第一挂钩轴旋转，以使得所述挂钩的钩状端部钩住导弹吊耳或远离所述导弹吊耳。

可选的，所述驱动件包括：

装弹驱动件，用于驱动横梁架沿所述壳体的长度方向移动，以驱使所述挂钩沿所述第一挂钩轴的周向旋转，以使得所述挂钩的钩状端部钩住导弹吊耳，以将导弹连接至所述壳体；

发射驱动件，用于驱动横梁架沿所述壳体长度方向的反方向移动，以驱使所述挂钩沿所述第一挂钩轴的周向反向旋转，以使得所述挂钩的钩状端部脱离导弹吊耳，以释放吊耳式导弹；

其中，所述装弹驱动件与所述发射驱动件分布于所述横梁架的两侧。

可选的，所述装弹驱动件包括：

齿轮，旋转连接于所述壳体内，且位于所述横梁架的一侧；

齿条，一端与所述齿轮构成螺纹连接，而且，另一端抵接所述横梁架的一端；

通过驱动齿轮旋转，齿条直线驱动所述横梁架沿所述壳体的长度方向移动，继而驱使所述挂钩沿所述第一挂钩轴的周向旋转，以使得所述挂钩的钩状端部钩住导弹吊耳，以将吊耳式导弹连接至所述壳体。

可选的，所述发射驱动件包括：

导杆，一端固定于所述壳体的端部；

驱动弹簧，套设于所述导杆的外周，一端连接于所述横梁架的另一端，而且，所述驱动弹簧处于压缩状态；其中，在释放导弹期间，所述驱动弹簧释放压力以驱动横梁架沿所述壳体长度方向的反方向移动，以驱使所述挂钩沿所述第一挂钩轴的周向反向旋转，以使得所述挂钩的钩状端部脱离导弹吊耳。

可选的，所述挂钩的钩状端部开口朝向所述装弹驱动部件，而且，所述挂钩的钩状端部开口呈偏心和/或圆弧状设置；

可选的，设置与壳体内部的第一锁紧装置以及第二锁紧装置；

第一锁紧装置用于在吊耳式导弹悬挂时限位所述挂钩绕所述第一挂钩轴且朝向所述挂钩的钩状端部开口的背部旋转；所述第二锁紧装置用于在滑轨式导弹悬挂时进行导弹锁紧以及对所述横梁架的来回移动进行限位。

可选的，还包括：

挡焰板，固定于所述壳体的外壁，以对导弹的尾焰进行隔挡；

和/或，推弹装置，设置于壳体内，用于根据控制指令，推动所述导弹脱离所述挂架；

和/或，防摆止动装置，固定于所述壳体的底部，并与导弹抵接，用于保证导弹的稳定性；

整流罩，套设于所述壳体的外壁，而且，所述整流罩的底部呈开口状设置以装载导弹。

在一个实施方式中，提供了一种飞行器，包括：上述任一项的挂架。

与现有技术相比，本发明的优点在于，可以通过该至少两种导弹连接装置，分别将不同悬挂方式的导弹悬挂于壳体上，继而可以实现将不同悬挂方式的导弹悬挂于飞行器上，从而增加了该挂架的通用性。

附图说明

在下文中将基于实施例并参考附图来对本发明进行更详细的描述。

图1是本发明的实施例中装载有吊耳式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；

图2是本发明的实施例中挂架的等轴侧视图；

图3是本发明的实施例中挂架的正视图；

图4是本发明的实施例中挂架的下等轴侧视图；

图5是本发明的实施例中挂架的仰视图；

图6是本发明的实施例中挂架的侧视图；

图7是本发明的实施例中挂架的俯视图；

图8是本发明的实施例中未安装整流罩的挂架在装载滑轨式导弹时的示意图；

图9是本发明的实施例中未安装整流罩的挂架在装载滑轨式导弹时的示意图；

图10是本发明的实施例中装载或发射吊耳式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；

图11是本发明的实施例中装载有滑轨式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；

图12是本发明的实施例中装载或发射滑轨式导弹时的挂架的轴截面结构示意图。

附图标记：

1、装弹驱动件；101、齿轮；102、齿条；2、联动杆；3、机载连接件；4、横梁架；5、推弹装置；6、壳体；601、基座；7、发射驱动件；701、导杆；702、驱动弹簧；8、整流罩；9、第一锁紧装置；901、第一锁舌；10、第一挂钩轴；11、挂钩；12、滑轨；13、滑轨式导弹控制点火器；14、防摆止动装置；15、第二锁紧装置；1501、第二锁舌；16、挡焰板。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步说明。

图1是本发明的实施例中装载有吊耳式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；图2是本发明的实施例中挂架的等轴侧视图；图3是本发明的实施例中挂架的正视图；图4是本发明的实施例中挂架的下等轴侧视图；图5是本发明的实施例中挂架的仰视图；图6是本发明的实施例中挂架的侧视图；图7是本发明的实施例中挂架的俯视图；图8是本发明的实施例中未安装整流罩的挂架在装载滑轨式导弹时的示意图；图9是本发明的实施例中未安装整流罩的挂架在装载滑轨式导弹时的示意图；图10是本发明的实施例中装载或发射吊耳式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；图11是本发明的实施例中装载有滑轨式导弹时的挂架的轴截面结构示意图；图12是本发明的实施例中装载或发射滑轨式导弹时的挂架的轴截面结构示意图。

根据图1-12所示，本发明第一实施例提供了一种挂架，包括：壳体6；机载连接件3，固定于所述壳体6，用于将所述壳体6固定于飞行器；至少两种导弹连接装置，均设置于所述壳体6，分别通过对应的连接方式将导弹悬挂于所述壳体6上。

就此，该挂架通过机载连接件3固定于飞行器上，而且，该挂架通过至少两种导弹连接装置，用于适配不同悬挂方式的导弹，即：该挂架可以通过该至少两种导弹连接装置，可以分别将不同悬挂方式的导弹悬挂于壳体6上，继而可以实现将不同悬挂方式的导弹悬挂于飞行器上。而这也增加了该挂架的通用性。

具体的，根据图1-12所示，该第一实施例提供了一种挂架，具体的，该挂架包括：壳体6、机载连接件3以及至少两种导弹连接件。

其中，针对该壳体6，其由左右两个对称的外壳组成，主要承担挂架与机体(飞行器)之间连接的外力和挂架挂装导弹后受到的载荷。而且，该壳体6的底部设置有安装空间，以供导弹连接件与导弹进行连接，从而实现导弹悬挂。优选的，该壳体6的底部呈开口状设置(即：上述设置于壳体6底部的安装空间)，当然，还可以进行以下设置：在壳体6的底部设置有基座601，该基座601上设置有对应的安装空间以装载导弹连接件和/或供导弹连接件连接导弹。

针对该机载连接件3，其数量设置为至少两个，且沿壳体6的长度方向分设于壳体6的两端；每个机载连接件3均采用凸台的设计外形，并在壳体6的顶部开槽将该机载连接件3的一端嵌入其中，该机载连接件3的另一端通过螺栓连接至机体(飞行器)，使挂架可以牢牢连接在飞行器上。

值得注意的是，本实施例中所记载的挂架，并不只适用于悬挂导弹，也可用于悬挂油箱，甚至其他任何需要悬挂于飞行器上的悬挂物。而且，该挂架可以悬挂于飞行器的外部，也可悬挂于飞行器的收纳仓中。此外，该飞行器可以为战斗机、直升机、无人机中的一种或多种。

针对上述的至少两种导弹连接装置，这表明了该挂架上设置了至少两种不同的导弹连接装置，而且，至少适配于装配两种悬挂方式的导弹。其中，该挂架通过该至少两种导弹连接装置，分别将不同悬挂方式的导弹悬挂于壳体6上，继而可以实现将不同悬挂方式的导弹悬挂于飞行器上。

在本实施例中，并不对上述的导弹的悬挂方式进行限定，也并不对上述至少两种导弹连接装置的结构进行限定，只需其满足该至少两种导弹连接装置可以装配悬挂两种不同悬挂方式的导弹即可，如：该两种导弹连接装置可以适配于装配悬挂吊耳式导弹以及滑轨式导弹式导弹，其中，吊耳式导弹即为通过吊耳悬挂于挂架上，滑轨式导弹即为通过滑块与挂架上的滑轨配合以悬挂于挂架上(如：图8及图9)。

在此基础上，在另一实施例中，其中一种导弹连接装置适配于装配悬挂滑轨式导弹式导弹，具体的，根据图1-12所示，其中一种导弹连接装置为第一导弹连接装置；其中，所述第一导弹连接装置包括：滑轨12，其中，该滑轨12开设于壳体6的底部，用于与滑轨式导弹上的滑块配合，将导弹滑动连接至所述壳体6上。

具体的，在本实施例中，上述基座601上设置有两条滑轨12，而且，该两条滑轨12之间相互平行，且均平行于壳体6的长度方向。

此外，滑轨式导弹控制点火器13参照：GJB1188A《飞机/悬挂物电气连接系统接口要求》，负责在滑轨式导弹式导弹发射过程中将导弹点火控制系统与机体(飞行器)连接。

该滑轨12参照：GJBIC一2006《机载悬挂物和悬挂装置接合部位的通用设计准则》设计以满足通用性，主要负责装载滑轨式导弹式导弹。

当然，在其他实施例中不对该滑轨12的形状、尺寸以及数量进行限定，只需其满足本实施例的要求即可。

在此基础上，在另一实施例中，根据图1-7所示，还可设置一种导弹连接装置，其适配于装配吊耳式导弹，具体的，该导弹连接装置包括：第二导弹连接装置；其中，所述第二导弹连接装置包括：横梁架4、第一挂钩轴10、挂钩11以及驱动件；

针对该横梁架4，其横梁架4，滑动连接于所述壳体6的内壁，且可沿所述壳体6的长度方向来回移动；

具体的，该横梁架4呈框状结构设置，且该横梁架4的长度方向平行于所述壳体6的长度方向；此外，该壳体6的内壁上开设有滑槽用于适配该横梁架4，即：壳体6的左右两个对称外壳内壁上开设有滑槽，其中，该滑槽的长度方向也平行于所述壳体6；该横梁架4通过滑动连接于该滑槽，从而可以在壳体6的长度方向上来回移动(如图1所示的左右移动)。

针对第一挂钩轴10，其固定于所述壳体6的内壁，且垂直于所述横梁架4的长度方向；在本实施例中，该第一挂钩轴10位于横梁架4的下方；

而且，该挂钩11的一端旋转连接于所述横梁架4，中部旋转连接于第一挂钩轴10，另一端呈钩状设置，用于与导弹上的吊耳配合，将导弹连接至所述壳体6。优选的，上述壳体6的基座601上开设有通孔，以供吊耳式导弹的吊耳自该通孔伸入以供挂钩11的钩状端钩住，实现吊耳式导弹的装载悬挂。其中，该通孔与挂钩11的数量、位置一一对应。

此外，在本实施例中，并不对该第一挂钩轴10与挂钩11的数量进行限定，如：第一挂钩轴10与挂钩11的数量均设为一个时，则第一挂钩轴10与挂钩11设置于壳体6的中心部分；若第一挂钩轴10与挂钩11的数量均设为至少两个时，则第一挂钩轴10与挂钩11的位置、数量、形状一一对应，且该至少两个第一挂钩11分布于壳体6的两端或沿壳体6的长度方向均匀分布，当然，该至少两个第一挂钩轴10也同样分布于壳体6的两端或沿壳体6的长度方向均匀分布。

值得注意的是，针对挂钩11的一端旋转连接于横梁架4，为保证二者连接的便捷性，在另一实施例中，在该横梁架4上设置有联动杆2，该联动杆2垂直于壳体6的长度方向，而且，该联动杆2固定于横梁架4中平行于壳体6的长度方向的边梁上，如：该联动杆2的两端均固定于该横梁架4中位于壳体6长度方向上的边梁。故针对挂钩11的一端旋转连接于横梁架4，则为挂钩11的一端旋转连接于该联动杆2。而且，该联动杆2、第一挂钩轴10以及挂钩11三者的位置、数量、形状一一对应，若联动杆2、第一挂钩轴10与挂钩11的数量均设为至少两个时，该至少两个联动杆2随着横梁架4联动，而且，挂钩11也随着对应的联动杆2联动，而且，该至少两个第一挂钩11分布于壳体6的两端或沿壳体6的长度方向均匀分布，当然，该至少两个第一挂钩轴10也同样分布于壳体6的两端或沿壳体6的长度方向均匀分布。该至少两个联动杆2也同样分布于横梁架4的两端或沿横梁架4的长度方向均匀分布。

此外，针对上述记载的挂钩11的一端旋转连接于联动杆2、挂钩11的中部旋转连接于第一挂钩轴10，在本实施例中为：挂钩11的一端、挂钩11的中部均开设有通孔，位于该挂钩11的一端以及中部的通孔分别套设于联动杆2以及第一挂钩轴10，从而实现挂钩11的一端旋转连接于联动杆2、挂钩11的中部旋转连接于第一挂钩轴10。值得注意的是，该挂钩11中部开设的通孔设为“腰型”状结构，而且，其长度方向垂直于壳体6的长度方向。

此外，针对上述的驱动件，其设置于所述壳体6内，用于驱动所述横梁架4左右移动，以驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10旋转，以使得所述挂钩11的钩状端部钩住导弹吊耳或远离所述导弹吊耳。

具体的，通过该驱动件，可以驱动横梁架4左右移动，联动杆2随着横梁架4的左右移动以带动挂钩11的一端随之移动，但是，由于第一挂钩轴10固定于壳体6上，使得挂钩11沿第一挂钩轴10的周向旋转，从而带动挂钩11的钩状端部钩住导弹吊耳或远离所述导弹吊耳。从而可以实现吊耳式导弹的装载以及发射。

针对该驱动件，其包括：装弹驱动件1以及发射驱动件7，具体的，该装弹驱动件1用于驱动横梁架4沿所述壳体6的长度方向移动，以驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10的周向旋转，以使得所述挂钩11的钩状端部钩住导弹吊耳，以将导弹连接至所述壳体6；而发射驱动件7，用于驱动横梁架4沿所述壳体6长度方向的反方向移动，以驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10的周向反向旋转，以使得所述挂钩11的钩状端部脱离导弹吊耳，以释放导弹；而且，装弹驱动件1与所述发射驱动件7分布于所述横梁架4的两侧。

针对其中的装弹驱动件1包括：齿轮101以及齿条102，其中，该齿轮101旋转连接于所述壳体6内，且位于所述横梁架4的一侧，如：根据图1所示，该齿轮101设置于壳体6内的左侧；而且，该齿条102的一端与所述齿轮101构成螺纹连接，而且，另一端抵接所述横梁架4的一端；通过驱动齿轮101旋转，齿条102直线驱动所述横梁架4沿所述壳体6的长度方向移动，继而驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10的周向旋转，以使得所述挂钩11的钩状端部钩住导弹吊耳，以将导弹连接至所述壳体6。

具体的，针对该齿轮101与齿条102，齿轮101与齿条102相啮合，当齿轮101转动一齿时齿条102沿直线移动一齿。而且，还可以通过装载或外接驱动源来驱动齿轮101旋转的速率以及旋转方向，如：电机、液压泵或气泵。当然，也可以通过手动方法进行齿轮101控制，如：壳体6上在齿轮101相应位置开设孔，然后通过将手动摇把(端部开设有与齿轮101啮合的螺纹)自该孔伸入壳体6以啮合齿轮101，然后通过摇动摇把以控制齿轮101的旋转方向及速率。

故在装载导弹时，可以通过驱动源响应相应指令或者手动方式驱动齿轮101旋转，以带动齿条102直线运动，从而驱动横梁架4移动(如图1所示的右移)，以通过联动杆2以及第一挂钩轴10驱使挂钩11沿第一挂钩轴10的周向旋转(如图1所示的顺时针方向)，以使得所述挂钩11的钩状端部钩住导弹吊耳，以将导弹连接至所述壳体6。

针对上述的发射驱动件7，装弹驱动件1与发射驱动件7分布于所述横梁架4的两侧。而且，该发射驱动件7包括：导杆701及驱动弹簧702，其中，导杆701一端固定于壳体6的端部，且该导杆701位于横梁架4的另一侧；驱动弹簧702套设于所述导杆701的外周，该驱动弹簧702的一端连接于横梁架4的另一端，而且，驱动弹簧702处于压缩状态；其中，在释放导弹期间，所述驱动弹簧702释放压力以驱动横梁架4沿所述壳体6长度方向的反方向移动(如图1所示的左移)，以驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10的周向反向旋转(如图1所示的逆时针方向)，以使得所述挂钩11的钩状端部脱离导弹吊耳。

故在发射导弹时，该发射驱动件7响应相应指令以释放驱动弹簧702，该驱动弹簧702释放压力以驱动横梁架4朝向装弹驱动件1移动(如图1所示的左移)，以驱使所述挂钩11沿所述第一挂钩轴10的周向反向旋转(如图1所示的逆时针方向)，以使得所述挂钩11的钩状端部脱离导弹吊耳，以释放导弹；而且，装弹驱动件1与所述发射驱动件7分布于所述横梁架4的两侧。

在另一实施例中，该挂钩11的钩状端部开口朝向所述装弹驱动部件，而且，所述挂钩11的钩状端部开口呈偏心和/或圆弧状设置。

故，在装载导弹时，需要挂钩11的钩状端部开口绕第一挂钩轴10朝向开口方向(如图1所示的顺时针方向)旋转以钩住吊耳式导弹(在图1中，挂钩11的钩状端部开口绕第一挂钩轴10顺时针旋转至垂直状态)，在需要发射导弹时，需要挂钩11的钩状端部开口绕第一挂钩轴10朝向开口背部方向(如图1所示的逆时针方向)旋转以脱离吊耳式导弹(在图1中，挂钩11的钩状端部开口绕第一挂钩轴10逆时针旋转至垂直状态)。故，为保证导弹在悬挂和发射时的稳定性，在另一实施例中，在壳体6内部还设置有第一锁紧装置9以及第二锁紧装置15；

其中，第一锁紧装置9用于在吊耳式导弹悬挂时限位所述挂钩11绕所述第一挂钩轴10且朝向所述挂钩11的钩状端部开口的背部旋转；所述第二锁紧装置15用于在滑轨式导弹悬挂时进行导弹锁紧以及对所述横梁架4的来回移动进行限位。

具体的，针对该第一锁紧装置9，其固定于壳体6，且其动力输出端抵接挂钩11的钩状端部开口的背部。其中，该第一锁紧装置9的数量可与挂钩11一一对应，为减小占比，而且因为多个挂钩11(图1所示为两个挂钩11)之间通过横梁架4联动，故只需在一个挂钩11的钩状端部开口的背部设置第一锁紧装置9。故，根据图1所示，第一锁紧装置9设置于壳体6的内壁，优选的，该第一锁紧装置9固定于上述基座601上，而且，该第一锁紧装置9为电磁锁紧装置，其由第一锁舌901和第一电磁弹簧组成，具体的，第一锁舌901的一端抵接挂钩11的钩状端部开口的背部，第一锁舌901的另一端连接至第一电磁弹簧的动力输出端，第一电磁弹簧通电推动第一锁舌901打开(即：第一锁舌901旋转以释放对挂钩11的钩状端部的抵接限位)，反之处于弹性锁紧状态(即：第一锁舌901反向旋转以抵接挂钩11的钩状端部，以对挂钩11的钩状端部的旋转进行限位)。

具体的，针对该第二锁紧装置15，其为电磁联动锁紧装置，由第二锁舌1501、底座和第二电磁弹簧组成，第二锁舌1501与第二电磁弹簧同样采用槽口连接，负责横梁架4中两个横梁之间连接杆的锁紧。底座与第二电磁弹簧通过推杆连接。

在另一实施例中，该挂架还包括：

挡焰板16，固定于所述壳体6的外壁，以对导弹的尾焰进行隔挡，其中，挡焰板16分散火焰降低温度减轻滑轨式导弹式导弹的尾焰灼烧挂架；

和/或，推弹装置5，设置于壳体6内，用于根据控制指令，推动所述导弹脱离所述挂架，其中，推弹装置5由外壳、弹簧、活塞、推杆、进气口和排气口组成，当进气阀打开时气体通入(气体采用压缩空气)，活塞在压力差的作用下瞬间推出，将炸弹推离挂架。随后进气阀关闭，排气阀打开，此刻推弹装置5内的弹簧处于拉伸状态。所以在弹簧的作用下推杆收回，活塞内气体排出，确保不影响装弹；

和/或，防摆止动装置14，固定于所述壳体6的底部，并与导弹抵接，用于保证导弹的稳定性，其中，当导弹挂装完成后，地勤人员通过旋转防摆止动装置14上的螺栓将导弹固定。确保导弹在发射时与固定位置对齐，从而减少了由于发射时的振动或晃动而导致的脱靶率。还可以提高战斗机的机动性，因为飞行员不需要担心如何将导弹保持在正确的位置上。最后，防摆止动装置14可以提供更好的瞄准精度将已经挂装的导弹固定防止摆动。

此外，还包括：滑轨式导弹控制点火器13，其参照：GJB1188A《飞机/悬挂物电气连接系统接口要求》，负责在滑轨式导弹式导弹发射过程中将导弹点火控制系统与机体(飞行器)连接。

整流罩8，套设于所述壳体6的外壁，而且，所述整流罩8的底部呈开口状设置以装载导弹，其中，该整流罩8满足气体动力学原理，负责将挂架壳体6进行包裹以减少空气阻力改善流体特性，用于减小空气阻力和气动噪声，提高飞行器飞行时挂架和导弹的稳定性。

具体的，根据图10所示，在吊耳式导弹的装弹前，该挂架空载，此时，挂钩11的钩状端部朝向发射驱动件7倾斜，以漏出挂钩11的钩状端部开口；第一锁紧装置9的第一锁舌901上扬且未呈对挂钩11的钩状端部朝向发射驱动件7方向的旋转进行限位；而且，发射驱动件7的驱动弹簧702处于压缩状态；

根据图10所示，在吊耳式导弹装弹的过程中，吊耳式导弹在地面装弹车的配合下把吊耳式导弹抬至指定位置，该吊耳式导弹的吊耳自基座601上的通孔伸入壳体6内并对准挂钩11，地勤人员通过摇把(也可为：电机、液压泵或气泵)旋转装弹驱动件1的齿轮101，齿轮101(如：蜗轮)带动齿条102朝向发射驱动件7运动(齿轮101带动齿条102右向运动)，此时，齿条102推动横梁架4朝向发射驱动件7运动(右向)运动，横梁架4只能在该壳体6的内壁上的滑槽内直线运动，挂钩11与壳体6通过第一挂钩轴10固定，而且，挂钩11中远离钩状端部的一端与横梁架4通过联动杆2连接，而且，该挂钩11中远离钩状端部的一端旋转连接于联动杆2的外周；横梁架4移动的过程中也会带动挂钩11中远离钩状端部的一端绕连动杆旋转且随这横梁架4朝向发射驱动件7(右向)直线移动，挂钩11中的钩状端部则会绕第一挂钩轴10朝向装弹驱动件1旋转(挂钩11的钩状端部向下旋转)，以使得挂钩11的钩状端部的开口钩住吊耳式导弹的吊耳；此时，发射驱动件7中的驱动弹簧702进一步朝向发射驱动件7压缩，而且，在第一电磁弹簧的作用下直接上锁(第一锁紧装置9中的第一锁舌901会向下旋转直至与第一电磁弹簧的输出动力方向重合，并据此抵接该挂钩11中钩状端部的开口的背部，该第一锁紧装置9也会接收机体(飞行器)的相应指令，锁紧该第一锁舌901以避免该第一锁舌901旋转，从而利用该第一锁舌901对挂钩11中的钩状端部的旋转进行限位)，同时第二锁紧装置15中的第二锁舌1501也将上扬直至将横梁架4上的连动杆钩住锁住，地勤人员通过摇把(也可为：电机、液压泵或气泵)反向旋转装弹驱动件1中的齿轮101，从而带动齿条102退回初始状态的位置(此时，齿条102脱离横梁架4)，地勤人员操作防摆止动装置14的螺栓固定该吊耳式导弹，装弹完成，装弹完成后如图1所示。

根据图10所示，在吊耳式导弹发射过程，机体(飞行器)驾驶员发出相应指令，第一锁紧装置9和第二锁紧装置15打开，即：第一锁紧装置9的第一锁舌901被释放，使得该第一锁舌901可以上扬，从而不对挂钩11中的钩状端部进行限位，使得挂钩11中的钩状端部可以朝向发射驱动件7旋转(如图1所示的逆时针方向)，而且，第一锁紧装置9的第二锁舌1501也会逆向旋转以脱离横梁架4上的连动杆，从而接触横梁架4、挂钩11二者的限位，使得发射驱动件7中处于压缩状态的驱动弹簧702释放，以推动横梁架4左移并据此带动挂钩11中的钩状端部朝向发射驱动件7旋转(如图1所示的逆时针方向)以脱离吊耳式导弹的吊耳，同时推弹装置5的进气阀门打开，气体进入使推弹装置5打开，将导弹推离挂架，推离后推弹装置5的进气阀关闭排气阀打开，气体排出推弹装置5收回，发射完成。

具体的，根据图12所示，在滑轨式导弹装弹前，该挂架空载。在滑轨式导弹装弹时，地勤人员将滑轨式导弹对准滑轨12，并将滑轨式导弹推入该滑轨12，滑轨式导弹上的滑片会顶开第二锁紧装置15，完成上锁，还需将滑轨式导弹的滑轨式导弹点火系统与挂架的点火控制系统相连接，装弹完成后如图11所示。此时挂钩11处于打开状态(即：挂钩11的钩状端部朝向发射驱动件7倾斜，以漏出挂钩11的钩状端部开口)，两种导弹挂装方式互不影响。

根据图12所示，在滑轨式导弹发射过程，机体(飞行器)驾驶员发出相应指令，第二锁紧装置15的电磁弹簧通电带动第二锁紧锁紧装置打开，导弹点火发射。

在另一实施例中，提供了一种飞行器，该飞行器包括上述任一实施例记载的挂架。

其中，本实施例中的一种电风扇所涉及的名词及实现原理具体可以参照上述任一实施例涉及的一种挂架，在此不再赘述。

虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。