阅读说明：本技术 适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构 (Gas flow self-discharging structure suitable for missile launcher ) 是由 俞刘建 张保刚 刘广 张兴勇 张宏程 夏津 杨艳洲 周波华 于喆 刘龙涛 于 2019-09-17 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构,包括内筒体(10)、外筒体(20)、固定导流板(30)以及活动导流板(40),固定导流板(30)、内筒体(10)、外筒体(20)之间设置有第一燃气通道(11)、第二燃气通道(21)。通过设置固定导流板(30),使燃气流(50)排放从之前的第二燃气通道(21)排出改为从第一燃气通道(11)、第二燃气通道(21)两个通道排出,使导弹(60)与内筒体(10)之间的空间被有效利用,燃气流(50)被有效排导,防止导弹(60)烧蚀,使第二燃气通道(21)排出的燃气流(50)减少,从而可以使导弹发射筒的整体设计尺寸变小,增强导弹发射筒的空间适应性。(The invention provides a gas flow autonomous discharge structure suitable for a missile launcher, which comprises an inner barrel (10), an outer barrel (20), a fixed guide plate (30) and a movable guide plate (40), wherein a first gas channel (11) and a second gas channel (21) are arranged among the fixed guide plate (30), the inner barrel (10) and the outer barrel (20). By arranging the fixed guide plate (30), the gas flow (50) is discharged from the second gas channel (21) before and is changed into the gas flow discharged from the first gas channel (11) and the second gas channel (21), so that the space between the missile (60) and the inner barrel (10) is effectively utilized, the gas flow (50) is effectively discharged and guided, the missile (60) is prevented from being ablated, the gas flow (50) discharged from the second gas channel (21) is reduced, the overall design size of the missile launcher is reduced, and the space adaptability of the missile launcher is enhanced.)

适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构

技术领域

本发明涉及武器装备系统的导弹发射技术领域，具体地，涉及一种适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构。

背景技术

自主排放发射筒作为中远程战术导弹发射的核心技术，以其独立的燃气自排导发射方式，越来越受到世界各国的重视，目前自主排放发射筒筒体主要由内筒体和外筒体组成，内筒体和外筒体在自主排放发射筒尾部互通，通过导流锥和后盖实现尾流的翻转。但在实际使用中，导弹一般都有翼面和空气舵，从而导致内筒体过大，在自主排放发射筒整体尺寸受限的情况下导流空间被压缩，不利于燃气的排导。

因此，业界需要一种新型燃气流自主排放结构，能够将导弹和内筒体之间的空间进行充分利用，提高燃气排导效率，缩小内、外筒体之间的间隙，减小发射筒整体尺寸。专利文献CN105865262B公开了一种用于复合材料发射筒内表面的防烧蚀方法及应用该方法的发射筒。其目的是为了提供一种提高复合材料发射筒重复使用次数、降低发射成本的发射筒内表面防烧蚀方法及应用该方法的发射筒。本发明中的发射筒内表面防烧蚀方法包括如下步骤：根据导弹弹射时，燃气流冲刷到发射筒内筒壁的速度，对发射筒内筒壁进行不同区域的划分：轻度烧蚀区3、中度烧蚀区2和重度烧蚀区1；在发射筒整筒内表面设置高温固化织物内衬层；在中度烧蚀区的内衬层内侧设置富树脂层；在重度烧蚀区的内衬层内侧喷涂防烧蚀涂层。但该设计仍然没有从根本上解决燃气排导效率低且发射筒整体尺寸的问题。

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适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构。

根据本发明提供的一种适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构，包括内筒体10、外筒体20、固定导流板30以及活动导流板40；

内筒体10内部设置有固定导流板30；

内筒体10与固定导流板30形成第一燃气通道11；

内筒体10和外筒体20之间形成第二燃气通道21；

内筒体10的筒口端设置有缺口12；

活动导流板40堵住缺口12，活动导流板40的一端延伸至第二燃气通道21并接触外筒体20，活动导流板40的另一端延伸至第一燃气通道11并与内筒体10滑动连接；

当燃气流50排放时，燃气流50驱使活动导流板40靠近筒口端滑动，此时，第一燃气通道11中的燃气流50通过缺口12经第二燃气通道21排出。

优选地，内筒体10内部安装有导弹60；

固定导流板30与导弹60间隙设置。

优选地，内筒体10和外筒体20之间设置有支撑板22。

优选地，固定导流板30的数量为多个；

缺口12的数量与固定导流板30相匹配。

优选地，所述活动导流板40包括内封闭板41、外封闭板42以及中间段44；

内封闭板41、中间段44、外封闭板42依次一体连接。

优选地，所述第一燃气通道11的横截面的形状为扇形环。

优选地，还包括支撑托架31；

支撑托架31安装在固定导流板30上；

支撑托架31支撑导弹60。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明通过设置固定导流板30，使得燃气流50排放从之前的第二燃气通道21排出改为从第一燃气通道11、第二燃气通道21两个通道排出，一方面是导弹60与内筒体10之间的空间被有效利用，有利于燃气流50有效排导，防止燃气流50烧蚀导弹60；另一方面，大量燃气流50从第一燃气通道11排出，使得从第二燃气通道21排出的燃气流50减少，因此可以将外筒体20设计尺寸缩小，从而使导弹发射筒的整体外形尺寸缩小，增强了导弹发射筒的空间适应性。

2、固定导流板30的截面设置为扇形环形状，有效利用了内筒体10内部的空间，使更多的燃气流50从第一燃气通道11中排出，有利于外筒体20整体设计尺寸的减小。

3、支撑托架31安装在固定导流板30上，支撑导弹60，有利于减少导弹60发射时与内筒体10、固定导流板30的摩擦，起到了支撑和防护的作用。

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为本发明的结构示意图；

图2为本发明燃气流50排出的结构示意图；

图3为本发明的横向截面示意图；

图4为导弹60的横向截面示意图；

图5为固定导流板30沿导弹发射筒径向方向的截面示意图。

图中示出

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。

根据本发明提供的一种适用于导弹发射筒的燃气流自主排放结构，如图1所示，包括内筒体10、外筒体20、固定导流板30以及活动导流板40，内筒体10内部设置有固定导流板30，内筒体10与固定导流板30形成第一燃气通道11，内筒体10和外筒体20之间形成第二燃气通道21，内筒体10的筒口端设置有缺口12，活动导流板40堵住缺口12，活动导流板40的一端延伸至第二燃气通道21并接触外筒体20，活动导流板40的另一端延伸至第一燃气通道11并与内筒体10滑动连接，当燃气流50排放时，燃气流50驱使活动导流板40靠近筒口端滑动，此时，第一燃气通道11中的燃气流50通过缺口12经第二燃气通道21排出。在一个优选例中，如图5所示，内筒体10内部安装有导弹60，导弹60上安装有多个翼片61，相邻的两个翼片61、导弹60和内筒体10之间设置有固定导流板30，固定导流板30与导弹60之间设置有间隙，通过设置固定导流板30，使得燃气流50排放从之前的第二燃气通道21排出改为从第一燃气通道11、第二燃气通道21两个通道排出，一方面是导弹60与内筒体10之间的空间被有效利用，有利于燃气流50有效排导，防止燃气流50烧蚀导弹60；另一方面，大量燃气流50从第一燃气通道11排出，使得从第二燃气通道21排出的燃气流50减少，因此增加固定导流板30后的导弹发射筒可以将外筒体20的尺寸缩小，从而使导弹发射筒的整体外形尺寸缩小，使导弹发射筒的空间适应性更强。

进一步地，如图1所示，活动导流板40与内筒体10滑动连接；在一个优选例中，活动导流板40包括内封闭板41、外封闭板42以及中间段44，内封闭板41、中间段44、外封闭板42依次一体连接，中间段44安装在缺口12处，内封闭板41、外封闭板42分别将第一燃气通道11、第二燃气通道21筒口端堵住，内封闭板41与内筒体10的连接处设置有弹簧组件，当燃气流50推动活动导流板40时，活动导流板40的内封闭板41的一端沿内筒体10滑动，此时第一燃气通道11、缺口12、第二燃气通道21都被打开；当燃气流50排放完毕后，在弹簧组件的作用下活动导流板40又回到初始的位置并将第一燃气通道11、缺口12、第二燃气通道21堵住；在一个变化例中，活动导流板40通过剪切螺栓43与内筒体10连接，当大量燃气流50分别通过第一燃气通道11、第二燃气通道21涌向筒口端时，燃气流50的压力分别作用于活动导流板40上的内封闭板41、外封闭板42，瞬间的巨大推力使得剪切螺栓43被推断从而使活动导流板40被整体推动滑向筒口端，实现燃气流50的排放。

具体地，固定导流板30的数量为多个，在一个优选例中，为充分利用导弹60与内筒体10之间的空间，固定导流板30的数量设置4个，如图5所示，固定导流板30的截面为扇形环形状，固定导流板30设置在内筒体10与导弹60之间，并与内筒体10一体连接；在一个变化例中，固定导流板30的截面为如图3中的形状，固定导流板30焊接在内筒体10上。固定导流板30的数量和形状以充分利用导弹60和内筒体10之间的空间为原则，最终能够使更多的燃气流50从第一燃气通道11中排出，因此可以将外筒体20整体尺寸设计的更小。

具体地，如图3所示，内筒体10和外筒体20之间设置有支撑板22，在一个优选例中，内筒体10和外筒体20之间的支撑板22设置有4组，每组有2个支撑板22；在一个变化例中，内筒体10和外筒体20之间的支撑板22设置有3组，每组有2个支撑板22；通过在内筒体10和外筒体20之间设置有多个刚性的支撑板22能够有效保证内筒体10和外筒体20紧固连接，从而能够保证整个导弹发射筒的牢固，能够起到导弹60发射时坚固支撑的作用。

进一步地，还包括支撑托架31，如图3所示，支撑托架31安装在固定导流板30上，支撑托架31支撑导弹60，通过安装支撑托架31使安装在内筒体10的导弹60得到有效支撑，有利于减少导弹60发射时与内筒体10、固定导流板30的摩擦，起到了支撑和防护的作用。

本发明的工作原理：

如图1所示，内筒体10和外筒体20的横截面为同心圆，内筒体10的内部安装有导弹60，如图4所示，导弹60上设置有翼片61，导弹60的外壳、相邻的两个翼片61和内筒体10形成第一安装空间13，如图3所示，第一安装空间13中安装有固定导流板30，根据第一安装空间13的空间大小合理选择固定导流板30的外形和尺寸，使得固定导流板30和内筒体10之间形成更大的燃气流50排导空间，一方面能够避免燃气流50对导弹60的损伤，另一方面可以避免燃气流50全部通过第二燃气通道21排放，第一燃气通道11中排放的燃气流50越多，第二燃气通道21中排放的燃气流50就会越少，从而可以从整体设计上减小整个外筒体20的体积。当燃气流50排放时，燃气流50同时从第一燃气通道11、第二燃气通道21排放燃气流50，由于缺口12被活动导流板40堵住，因此大量燃气流50分别通过第一燃气通道11、第二燃气通道21涌向筒口端，活动导流板40上设置有内封闭板41、外封闭板42，此时燃气流50分别推动内封闭板41、外封闭板42，内封闭板41、外封闭板42带动整个活动导流板40移动，活动导流板40被燃气流50推向筒口端并凸出于筒口端的外侧，此时由于活动导流板40的移动导致缺口12被打开，如图2所示，燃气流50在通过第二燃气通道21排放燃气流50的同时，也通过第一燃气通道11经缺口12再通过第二燃气通道21的筒口端处排出。

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。

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。