一种折叠弹翼装置

技术领域

本发明涉及弹翼技术领域，特别是涉及一种折叠弹翼装置。

背景技术

目前国内导弹上的弹翼大多采用金属骨架蒙皮加防热涂层或防隔热材料结构，而金属材料作为主承力结构材料，使其原有的轻质化和低成本的空间进一步受到挤压，优势不再明显。因此，提高轻质的复合材料在国产导弹上的应用水平显得十分必要。复合材料弹翼在轻量化和刚度方面具有独特优势。

在导弹及火箭弹上采用折叠翼面的设计技术，目的是为了使火箭弹(导弹)能够实现箱(筒)式发射，使发射箱(筒)也兼作贮运箱(筒)的功能。为了适应这种情况，出现了折叠式翼面。在储存与运输过程中，火箭弹(导弹)的折叠尾翼处于折叠状态。当火箭弹发射离筒后，翼面通过折叠展开机构的作用自行展开到工作位置，并由锁紧机构锁定，从而保证火箭弹飞行的稳定性。

但现有的折叠翼面结构复杂，不仅占用空间大，并且总体质量较高。

因此，市场上急需一种新型的折叠弹翼装置，用于解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种折叠弹翼装置，用于解决上述现有技术中存在的技术问题，能够实现弹翼本体的折叠，并且总体结构简单，占用空间小。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明公开了一种折叠弹翼装置，包括：

导轨，所述导轨上设有滑槽；

滑块，所述滑块滑动连接于所述滑槽内，所述滑块用于连接导弹内的动力源；

偏心导杆，所述偏心导杆为两个，两个所述偏心导杆的第一端转动连接于所述滑块的两侧；

棘轮，所述棘轮为两个，两个所述偏心导杆的第二端分别转动连接于所述棘轮的偏心处，所述棘轮转动连接于导弹内；

棘爪，所述棘爪为两个，两个所述棘爪的第一端分别连接于所述导轨的两侧，每个所述棘爪的第二端用于与一个所述棘轮相抵；

连接板，所述连接板为两个，每个所述连接板的第一端固定于一个所述棘轮上；

弹翼本体，所述弹翼本体为两个，每个所述弹翼本体固定于一个所述连接板的第二端。

优选的，所述导轨为一矩形杆。

优选的，所述滑块的两侧分别设有一个螺纹孔，所述螺纹孔处螺纹连接有一个螺钉，所述螺钉的钉帽固定有第一轴承，所述第一轴承的内圈与所述螺钉的钉帽过盈配合；

所述偏心导杆的第一端设有一个第一轴承孔，所述第一轴承的外圈固定于所述第一轴承孔内。

优选的，所述偏心导杆的第二端设有一个第二轴承孔，所述第二轴承孔固定于第二轴承的外圈；

所述棘轮固定有一个偏心圆柱，所述偏心圆柱固定于所述第二轴承的内圈，所述偏心圆柱与所述第二轴承的内圈过盈配合。

优选的，所述棘轮的一侧上设有一个方形凸起，所述连接板的第一端设有方形凹槽，所述方形凸起固定于所述方形凹槽内。

优选的，所述棘爪的第一端设有固定孔，所述固定孔通过固定螺丝丽连接于所述导轨上。

优选的，所述滑块为工字型结构，所述滑块的中间部分位于所述滑槽内。

优选的，所述弹翼本体为碳纤维材质，所述弹翼本体通过碳纤维铺层形成。

优选的，所述连接板的第二端为T形结构。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

1、本发明稳定性强，在弹翼本体展开到指定位置前后都设有保险(即滑块与棘爪对棘轮的固定作用)，防止导弹飞行过程中弹翼本体的转动，避免因弹翼本体的原因造成导弹发射后的偏差；

2、本发明结构简单，适用范围广，适用于多种弹型，且所占用的弹体空间小；

3、由于弹翼为复合材料(碳纤维)制作，极大的减轻了弹体总体重量，增加了导弹射程。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例折叠弹翼装置的结构示意图；

图2为本发明实施例折叠弹翼装置的没有安装弹翼本体时的结构示意图；

图3为本发明实施例折叠弹翼装置中弹翼本体的结构示意图；

图中：1-弹翼本体；2-连接板；3-棘轮；4-偏心导杆；5-滑块；6-棘爪；7-导轨。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种折叠弹翼装置，用于解决上述现有技术中存在的技术问题，能够实现弹翼本体的折叠，并且总体结构简单，占用空间小。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1-3所示，本实施例提供了一种折叠弹翼装置，包括：

导轨7，导轨7上设有滑槽，滑槽为一长条槽；

滑块5，滑块5滑动连接于滑槽内，滑块5用于连接导弹内的动力源，动力源为导弹内固有的燃气作动筒，通过导弹内原有的燃气作动筒来驱动滑块5在滑槽内滑动；

偏心导杆4，偏心导杆4可以为圆杆状结构，也可以矩形杆或板状结构均可，偏心导杆4为两个，两个偏心导杆4的第一端转动连接于滑块5的前后两侧；

棘轮3，棘轮3为两个，两个偏心导杆4的第二端分别转动连接于棘轮3的偏心处，棘轮3位于偏心导杆4靠近导轨7的一侧面上，棘轮3转动连接于导弹内，棘轮3只能在导弹内做转动运动，不能沿其他方向做平移运动；

棘爪6，棘爪6为两个，两个棘爪6的第一端分别连接于导轨7的两侧，每个棘爪6的第二端用于与一个棘轮3相抵，棘轮3和棘爪6组成现有的棘轮棘爪结构，利用棘爪6可以限制棘轮3，使得棘轮3只能够单向移动，棘爪6与棘轮3上的棘齿相抵，能够防止其反向转动；

连接板2，连接板2为两个，每个连接板2的第一端固定于一个棘轮3上，连接板2和偏心导杆4分别位于棘轮3的两侧；

弹翼本体1，弹翼本体1为两个，每个弹翼本体1固定于一个连接板2的第二端。

使用时，当导弹被发射筒发射出来时(此时两个弹翼本体1为折叠状态)，导弹中的动力源会给滑块5一个初始动力，来推动滑块5(图1-图2中的方向向上)移动。随着滑块5的移动，偏心导杆4的第一端和滑块5同步向上移动并且还会随之转动，偏心导杆4的第二端则会在棘轮3上做偏心运动。在偏心导杆4的作用下，会带动棘轮3旋转(此时棘轮3转动为正向转动，棘爪6不会阻拦)。随着棘轮3转动，会带动连接板2的第一端随之转动，连接板2的第二端会带动弹翼本体1展开。当滑块5到最上方时，弹翼本体1完全展开，在棘爪6的限制作用下，会使得棘轮3不会反向转动，从而使得弹翼本体1始终处于张开的状态。

于本实施例中，导轨7为一矩形杆，即一个长条的矩形块状结构。本领域技术人员还可以将其替换为其他形状的长条结构，如端部上设有楔形块的杆状结构等。

于本实施例中，滑块5的两侧分别设有一个螺纹孔，螺纹孔处螺纹连接有一个螺钉，螺钉的钉帽固定有第一轴承，具体的，第一轴承的内圈与螺钉的钉帽过盈配合；

偏心导杆4的第一端设有一个第一轴承孔，第一轴承的外圈固定于第一轴承孔内。通过第一轴承实现偏心导杆4与滑块5的转动连接。

于本实施例中，同理的，偏心导杆4的第二端设有一个第二轴承孔，第二轴承孔固定于第二轴承的外圈；

棘轮3固定有一个偏心圆柱，偏心圆柱固定于棘轮3的偏心处，偏心圆柱固定于第二轴承的内圈，固定方式为：偏心圆柱与第二轴承的内圈过盈配合，从而实现偏心导杆4与棘轮3的转动连接。

于本实施例中，棘轮3远离偏心圆柱的一侧上设有一个方形凸起，连接板2的第一端设有方形凹槽，方形凸起固定于方形凹槽内，至于方形凸起与方向凹槽的固定方式，可以使用胶水粘接或焊接等方式均可。通过方形凸起与方形凹槽的相互固定，可以使得棘轮3转动随之带动连接板2转动。

此外，为了能够实现棘轮3与导弹的转动连接，需要在方形凹槽上再设置一个圆形的限位通孔，连接板2和方形凸起上设有对应的限位通孔，限位通孔位于棘轮3的中心位置处，导弹的底板上设置一个限位圆柱，限位圆柱能够依次穿过各个限位通孔，并且与之转动连接。优选的，还可以在限位通孔处设置第三轴承，并使限位圆柱与第三轴承的内圈过盈配合。

于本实施例中，棘爪6为一弯曲铝合金金属条，棘爪6的第一端设有固定孔，固定孔通过固定螺丝转动连接于导轨7上，固定螺丝的作用是将棘爪6的第一端限制在导轨7上，并不会限制其转动。此外还设有扭簧，扭簧的两端分别固定于棘爪6和导轨7上。当棘轮3在正向转动时，棘轮3上棘齿的正面会拨动棘爪6移动，此时棘爪6会发生微小的转动，但一个棘齿经过后，在扭簧的作用下，棘爪6会回到原来的位置处，与棘齿的背面相抵。

于本实施例中，滑块5为工字型结构，即滑块5的两端宽中间窄，滑块5的中间窄的部分位于滑槽内并滑动连接，滑块5两端宽的部分分别位于滑槽的两侧且其宽度大于滑槽宽度，防止滑块5与滑槽相脱离。

于本实施例中，弹翼本体1为碳纤维材质，弹翼本体1通过碳纤维铺层形成。

于本实施例中，连接板2的第二端为T形结构。当弹翼本体1的碳纤维铺层进行到一半时，将连接板2的第二端摆放到弹翼本体1上，然后弹翼本体1再进行另一半的碳纤维铺层，使得弹翼本体1与连接板2成为一体式结构，T形结构为了能够增加连接板2与弹翼本体1的接触面积，增强固定效果。

本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。