一种发射筒后盖结构及安装和使用方法

技术领域

本发明属于导弹发射技术领域，具体的是涉及一种发射筒后盖的结构及安装和使用方法。

背景技术

在贮运发射筒设计过程中，筒体、筒盖、定向器、闭锁机构是关键部件，直接影响着贮运发射筒的性能。后盖是发射筒中筒盖中的一种，安装在发射筒的尾部。后盖设计要求平时密封性好，使内装导弹处于良好的贮存环境状态之中，在发射导弹时能迅速打开。当闭锁机构为发射前解除对导弹的机械闭锁时，后盖设计还要考虑对倾角发射的导弹有限位功能，防止导弹在重力作用下向后窜动，造成弹上电连接器分离脱落或直接从发射筒尾部滑出。燃气流是后盖设计中需重点考虑的特征，导弹发射时发动机工作产生的高速、高温含固体颗粒的气流，对发射筒后盖产生严重的射流冲击，包括热冲击和动力冲击效应等，严重影响着导弹的发射姿态。

发明内容

本发明的目的在于提供一种发射筒后盖结构，以及相应的安装和使用方式，采用螺纹连接限位结构，使尾部限位机构轴向可调节，消除导弹及发射筒因结构加工误差带来的装配间隙，实现对导弹尾部的可靠限位。在小口径导弹发射筒空间受限情况下，尽量释放出燃气流排导通道，以解决因导弹发射后坐力过大，不利于单兵组便携式发射的问题，并可提高导弹出筒姿态的稳定性。具有结构简单、密封性好、勤务处理便捷、可靠性高等优点。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种发射筒后盖结构，其主要特征在于，包括后端圈，内压圈，外压圈，易碎盖片，O形密封圈以及尾部燃气流通道等。

所述的后端圈是后盖结构的主体，采用内、外双螺纹的结构设计方案，后端圈为同心圆柱环结构，后端圈的前端内型面与发射筒体后端的外型面套接，后端圈在与发射筒本体的结合处设置有矩面环形槽。内螺纹与内压圈配合，外螺纹与外压圈配合，后端圈的端面设置有O形密封圈安装沟槽。所述的内压圈内部有对称布置的限位凸台，采用螺纹连接的限位结构，具有轴向可调节的功能，安装时结合螺纹锁固胶使用，起到防松的作用。所述的外压圈安装在后端圈的外圈上，与易碎盖片、O形密封圈形成密封环节，保证发射筒后盖的密封性。所述的易碎盖片预刻有薄弱环节，在发动机燃气流作用下冲破。所述的O型密封圈，选用硅橡胶材质，安装在后端圈1的密封沟槽内。

进一步的，所述发射筒后盖的安装和使用方式如下：

进一步的，后端圈与发射筒本体胶接成一体，通过后端圈上设置的矩面环形槽和发射筒本体的结合处(密封胶槽)与环氧树脂胶实现粘接界面间的密封。

进一步的，导弹装入发射筒后，通过闭锁机构定位锁紧，再旋转装入内压圈，直至将导弹末端面压紧，实现限位功能。

进一步的，将易碎盖片装入外压圈内，再整体旋转套接在后端圈上，直至将O形密封圈压缩变形，实现后盖密封功能。

进一步的，导弹发射前，闭锁机构解除对导弹机械闭锁，内压圈挡住导弹尾部，防止导弹在重力作用下向后窜动。

进一步的，导弹发射时，发动机工作，燃气流冲破易碎盖片，打开燃气流排导通道。本发明中，尾部燃气流通道的消极的迎风面积仅占整个发射筒尾部通道面积的0.8～0.9％。

本发明取得有益效果在于：

1.采用螺纹连接限位结构，使尾部限位机构轴向可调节，消除导弹及发射筒因结构加工误差带来的装配间隙，实现对导弹尾部的限位功能。

2.后盖选择易碎盖方式，利用发动机燃气流为破碎动力源，不需要额外的机构提供动力，具有结构简单、成本低廉、可靠性高等优点。

3.在小口径导弹发射筒空间受限情况下，尽量释放出燃气流排导通道，解决了因导弹发射后坐力过大，不利于单兵组便携式发射的问题，并提高了导弹出筒姿态的稳定性。

附图说明

图1是本发明后盖结构剖视图；

图2是内压圈2的主视图及右视图。

在附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

1-后端圈，2-内压圈，3-外压圈，4-易碎盖片，5-O形密封圈，6-发射筒体,7-导弹，8-矩面环形槽，9-内螺纹连接处，10-外螺纹连接处，11-限位凸台，12-工装孔。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

如图1、图2所示，本发明的实施例，是一种易碎式的发射筒后盖结构，包括后端圈1，内压圈2，外压圈3，易碎盖片4，O形密封圈5。

后端圈1为同心圆柱环结构，通过前端内型面与发射筒体6后端外型面套接，采用环氧树脂胶粘接成一体。其粘接面处还开有3处矩面环形槽8，(所述的粘接面处的矩面环形槽8可以有2～5个，在本实施例中仅以3个矩面环形槽8为例进行说明，)该矩面环形槽8可提高粘接面处的剪切强度，并有利于保证粘接界面间的密封性。

内压圈2通过外螺纹与后端圈1内螺纹相连接，借用工装插入内压圈2两侧的工装孔12内便于旋转操纵，直至限位凸台11压紧导弹7的后端面。该机构具有轴向可调节的功能，可补偿结构加工误差，消除间隙。

易破盖片4以铝箔膜面为基材，膜面上复合无纺布并预制有作为薄弱环节的十字刻线，膜面二侧外圈处采用铝合金压环粘接固定。易破盖片4放置在外压圈3内圈处，通过外螺纹连接处10旋转压紧O形密封圈5，实现后盖密封。

很容易理解，后盖结构装配完成后，整体凸出于发射筒内型面的只有内压圈2的限位凸台11结构，最大范围释放了尾部燃气流通道。所述的尾部燃气流通道的消极迎风面积仅占整个发射筒尾部通道面积的0.8～0.9％。同时，限位凸台11结构上呈对称布置，燃气流冲击力分布合理。

达到的技术参数如下：轴向调节限位机构，调节范围达到±2mm，能覆盖导弹与发射筒装配尺寸误差范围。易碎破片的破膜压力为0.04Mpa-0.08Mpa，破膜压力值可通过合理设计调整。燃气阻挡部位的迎风面积为147.7mm

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围。