阅读说明：本技术 机载悬挂物弹射机构 (Airborne suspended object ejection mechanism ) 是由 刘广 华洲 孙文钊 邹仁珍 李亦民 许自然 涂静 史松伟 李军政 于 2019-09-24 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种机载悬挂物弹射机构,包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中,所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接,另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。本发明提供的一种机载悬挂物发射机构,能满足结构紧凑,占用空间小,以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求,确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。(The invention provides an airborne suspended object ejection mechanism, which comprises a launcher framework, an actuating cylinder, a front rocker arm and a rear rocker arm, wherein the launcher framework is provided with a front rocker arm and a rear rocker arm; the launcher framework is connected with the launcher; one end of the front rocker arm is hinged with the launcher framework, and the other end of the front rocker arm is hinged with one end of the actuating cylinder; the other end of the actuating cylinder is hinged with the launcher framework; one end of the rear rocker arm is hinged with the launcher framework. The airborne suspended object launching mechanism provided by the invention can meet the requirements of compact structure and small occupied space, eliminates some unfavorable factors brought by a guide rail type launching device in the missile launching process, ensures that various performance indexes of the suspended object and the launching device meet the design requirements, and ensures that the suspended object and the launching frame are smoothly separated in the launching process.)

机载悬挂物弹射机构

技术领域

本发明涉及飞行器发射装置结构设计领域，具体地，涉及一种机载悬挂物弹射机构。

背景技术

飞机挂载导弹、火箭弹及其发射装置的配套装置称作悬挂发射装置，是飞机携带和发射导弹的专用装置。导弹发射装置作为导弹武器系统的重要组成部分，具有发射、储存和补给导弹的功能。发射装置的基本任务是载运与发射导弹，导弹的主要用途是使战斗部队按预定要求击中目标。因而发射时应有高的可靠性和精度。发射装置的设计质量对导弹发射的精度和可靠性、以及载机的安全性有极大的影响。

经过对现有技术的检索，申请号为201410719286.9的发明专利公开了一种整体轨道式立方星发射装置，主要组成包括矩形框架、解锁机构以及弹簧机构等。

轨道式发射装置是机载导弹广泛采用发射装置，这种发射装置装有一条或一组引导导弹滑行的轨道。但是，导轨型发射装置存在一些问题，这些问题是：①导弹发射时燃气流对载机的有害影响，燃气流有可能进入飞机进气道，使飞机发动机熄火；②发射装置受到很大气动载荷和惯性载荷时，使导弹滑块和导轨间的摩擦力加大，为了能把导弹发射出去，就要增加起飞推力，这对发射装置的动态和静态强度带来不利影响，并会加大导弹的质量；③采用自推力发射时，弹架系统只能外挂，从而增大迎面阻力。因此限制了它在机载导弹发射中的应用范围。

弹射型发射装置的弹射发射是利用悬挂装置提供的外力将悬挂物弹射出去。悬挂物离开载机一段距离后，启动悬挂物的动力装置，悬挂物依靠自身的动力在空中飞行。弹射发射方式可有效地减少导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素。

未来的高科技战争对机载悬挂发射装置与飞机性能和全武器系统发展适应性要求越來越高。因此，开展机载悬挂弹射机构相关研究工作是十分迫切和有意义的。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种机载悬挂物弹射机构，解决上述技术问题中的一个或多个。

根据本发明的一个方面，提供一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架、作动筒、前摇臂以及后摇臂；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂的一端与所述发射架骨架铰接，另一端与所述作动筒的一端铰接；所述作动筒的另一端与所述发射架骨架铰接；所述后摇臂的一端与所述发射架骨架铰接。

在一些实施方式中，还包括前同步连杆系统，其一端与所述前摇臂铰接，另一端与所述后摇臂铰接。

在一些实施方式中，所述前同步连杆系统包括第一同步连杆、第二同步连杆以及第三同步连杆，其中，第一同步连杆，其上、下两端分别与所述前摇臂及所述第二同步连杆铰接；第二同步连杆，其前后分别与第一同步连杆及第三同步连杆铰接；第三同步连杆，其上、下端分别与第二同步连杆及所述后摇臂铰接。

在一些实施方式中，还包括后同步连杆系统，其一端与所述后摇臂铰接，另一端与所述第三同步连杆铰接。

在一些实施方式中，所述后同步连杆系统包括第一后摇臂连杆、第二后摇臂连杆，其中，所述第一后摇臂连杆，其上、下分别与第二后摇臂连杆及所述后摇臂铰接；所述第二后摇臂连杆，其前后分别与所述第一后摇臂连杆及所述发射架骨架铰接。

在一些实施方式中，还包括前吊挂和后吊挂，用于实现所述发射架骨架与悬挂物的连接。

在一些实施方式中，还包括止动块，其与所述第一后摇臂连杆连接，用于限制所述后吊挂向后移动。

在一些实施方式中，还包括后持弹块，其与所述后摇臂连接。

在一些实施方式中，还包括挡弹钩，其与所述第一后摇臂连杆连接。

在一些实施方式中，还包括前持弹块，与所述前摇臂连接。

本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。

附图说明

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：

图1为机载悬挂物弹射发射装置挂飞状态示意图；

图2为机载悬挂物弹射发射装置弹射分离状态示意图。

具体实施方式

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。

本发明公开的滑动轴承，一种机载悬挂物弹射机构，包括发射架骨架1、作动筒2、前摇臂3以及后摇臂9；其中，所述发射架骨架与发射架连接；所述前摇臂3的一端与所述发射架骨架1铰接，另一端与所述作动筒2的一端铰接；所述作动筒2的另一端与所述发射架骨架1铰接；所述后摇臂9的一端与所述发射架骨架1铰接。

另外，还包括前同步连杆系统，其一端与所述前摇臂3铰接，另一端与所述后摇臂9铰接。

其中，所述前同步连杆系统包括第一同步连杆5、第二同步连杆6以及第三同步连杆10，其中，第一同步连杆5，其上、下两端分别与所述前摇臂3及所述第二同步连杆6铰接；第二同步连杆6，其前后分别与第一同步连杆5及第三同步连杆10铰接；第三同步连杆10，其上、下端分别与第二同步连杆6及所述后摇臂9铰接。

另外，还包括后同步连杆系统，其一端与所述后摇臂9铰接，另一端与所述第三同步连杆10铰接。

其中，所述后同步连杆系统包括第一后摇臂连杆7、第二后摇臂连杆8，其中，所述第一后摇臂连杆7，其上、下分别与第二后摇臂连杆8及所述后摇臂9铰接；所述第二后摇臂连杆8，其前后分别与所述第一后摇臂连杆7及所述发射架骨架1铰接。

此外，还包括前吊挂16和后吊挂13，用于实现所述发射架骨架1与悬挂物11的连接。

还包括止动块12，其与所述第一后摇臂连杆7连接，用于限制所述后吊挂13向后移动。还包括后持弹块14，其与所述后摇臂9连接。还包括挡弹钩15，其与所述第一后摇臂连杆7连接。还包括前持弹块17，与所述前摇臂3连接。

本发明提供的一种机载悬挂物发射机构，能满足结构紧凑，占用空间小，以及消除导轨型发射装置在导弹发射过程中带来的一些不利因素来确保悬挂物、发射装置的各项性能指标满足设计的要求，确保弹射过程中悬挂物与发射架顺利分离。

具体实施方式及工作原理如下：

如图1所示，本发明提供的机载悬挂物发射机构，具体包含：发射架骨架1，与发射架固定连接；作动筒2，上端与发射架骨架1铰接，下端与前摇臂3铰接；前摇臂3，前后端分别与作动筒2和发射架骨架1铰接；限位块，与发射架骨架1固定连接，在弹射过程中与第二同步连杆6间发生冲击，起限位作用；第一同步连杆5，上、下端分别与第二同步连杆6和前摇臂3铰接；第二同步连杆6，前后分别与第一同步连杆5和第三同步连杆10铰接，只能在发射架内前后移动；第三同步连杆10，上、下端分别与第二同步连杆6和后摇臂9铰接；第一后摇臂连杆7，上、下分别与第二后摇臂连杆8和后摇臂9铰接；第二后摇臂连杆8，前后分别与第一后摇臂连杆7和发射架骨架1铰接；后摇臂9，前后分别与第一后摇臂连杆7和发射架骨架1铰接；悬挂物11，通过前吊挂16、后吊挂13与发射架连接；止动块12，与第一后摇臂连杆7固定连接，限制悬挂物后吊挂向后移动；后吊挂13，与悬挂物11固定连接；后持弹块14，与后摇臂9固定连接；挡弹钩15，与第一后摇臂连杆7固定连接；前持弹块17，与前摇臂固定连接；前吊挂16，与悬挂物固定连接。

如图1所示，所述的机载悬挂物弹射机构处于挂飞状态时，悬挂物后吊挂13位于挡弹钩15、后持弹块14、止动块12之间，后持弹块14上表面与悬挂物后吊挂13下表面接触，挡弹钩15和止动块12限制悬挂物前后移动，悬挂物前吊挂17位于前持弹块17与前摇臂凹槽之间，前持弹块17上表面与悬挂物前吊挂17下表面接触，不限制前吊挂前后移动。

如图2所示，所述的机载悬挂物弹射机构处于弹射状态时，在高压气体作用下作动筒2产生弹射力，前摇臂3、后摇臂9通过第一同步连杆、第二同步连杆6及第三同步连杆10绕转轴转动，挡弹钩15和止动块12始终约束悬挂物后吊挂13且与发射架骨架1保持平行，前持弹块17、后持弹块14随着前摇臂、后摇臂9的转动相对于前吊挂16、后吊挂13向后上方运动，直到挡弹钩15与前持弹块17、后持弹块14前端距离大于悬挂物吊挂长度后，前吊挂16、后吊挂13从发射架上脱离，实现了悬挂物的弹射分离。

在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

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，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。