阅读说明：本技术 一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件 (Lockable tail rod assembly for 40 mm guided rocket projectile ) 是由 郝渊 蒋军 于 2020-05-18 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件,包括尾杆、翼片、翼轴、弹性元件、安装座、锁销及弹簧；翼片沿尾杆外圆周均匀分布,翼片通过翼轴转动连接在尾杆上的翼片槽内,翼片通过弹性元件形变产生的弹力弹出；安装座设置在翼轴处,安装座外圆周到尾杆轴线的距离大于翼轴中心到尾杆轴线的距离,且安装座外圆周到尾杆轴线的距离小于火箭筒内径的一半,锁销压缩弹簧安装在安装座内,且锁销与尾杆轴线平行；安装座端面设有锁销孔,端面与翼片接触；翼片根部的外表面设有锁定孔,当翼片展开到位时,锁定孔与锁销孔对正,锁销弹出实现翼片锁定。本发明能够实现40毫米制导火箭弹尾翼的可靠张开及锁定。(The invention provides a lockable tail rod assembly for a 40 mm guided rocket projectile, which comprises a tail rod, fins, a wing shaft, an elastic element, a mounting seat, a lock pin and a spring, wherein the tail rod is fixedly connected with the wing shaft; the wing plates are uniformly distributed along the outer circumference of the tail rod, are rotatably connected in wing plate grooves on the tail rod through wing shafts, and are ejected through the elasticity generated by the deformation of the elastic elements; the installation seat is arranged at the wing shaft, the distance from the outer circumference of the installation seat to the axis of the tail rod is greater than the distance from the center of the wing shaft to the axis of the tail rod, the distance from the outer circumference of the installation seat to the axis of the tail rod is less than half of the inner diameter of the rocket tube, the lock pin compression spring is arranged in the installation seat, and the lock pin is parallel to the axis of the tail rod; the end face of the mounting seat is provided with a lock pin hole, and the end face is contacted with the wing piece; the outer surface of the root of the wing is provided with a locking hole, when the wing is unfolded in place, the locking hole is aligned with the locking pin hole, and the locking pin is popped out to realize the locking of the wing. The invention can realize the reliable opening and locking of the empennage of the guided rocket projectile with the length of 40 mm.)

一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件

技术领域

本发明涉及小口径制导化弹药技术领域，具体涉及一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件。

背景技术

40毫米单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器装备，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。但是该平台目前定型装备的弹药均为无控火箭弹，在散布精度CEP为0.45m的条件下射程最大只有300m，对运动目标射程还会进一步下降。这极大地限制了40毫米火箭筒平台远距离作战的效能。解决此问题的有效途径是为40毫米火箭筒发展制导化火箭弹，通过精确制导技术实现40毫米火箭筒平台对1500m以外远目标的精确打击。

而40毫米火箭弹制导化改造带来的问题是原尾杆不能直接使用，因为原40毫米火箭弹尾杆的尾翼带斜切角，且尾杆尾端采用斜涡轮，二者都能使火箭弹产生旋转，此旋转产生的离心力可以保证尾翼可靠张开到位。而制导火箭弹基本没有旋转，为了保证出炮口后弹体基本不旋转的特性，制导火箭弹的尾翼无斜切角且涡轮为直涡轮，在此条件下，尾杆尾翼的张开到位可靠性会出现问题。

尾杆尾翼可靠张开到位决定了火箭弹在飞行过程中的稳定性，对射击精度有影响，因此，经过制导化改造的40毫米火箭弹必须保证尾翼可靠张开到位并锁定。同时，40毫米火箭筒特殊的发射结构决定了在其上使用的火箭弹只能采用原40毫米制式火箭弹尾杆结构外形。所以，需要一种不改变原有尾杆结构外形且能实现尾翼可靠张开到位并锁定的尾杆。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件，能够实现40毫米制导火箭弹尾翼的可靠张开及锁定。

本发明采取的技术方案如下：

一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件，所述可锁定尾杆组件包括尾杆、翼片、翼轴、弹性元件、安装座、锁销及弹簧；

所述翼片沿尾杆外圆周均匀分布，翼片通过翼轴转动连接在尾杆上的翼片槽内，翼片通过弹性元件形变产生的弹力弹出；所述安装座设置在翼轴处，安装座外圆周到尾杆轴线的距离大于翼轴中心到尾杆轴线的距离，且安装座外圆周到尾杆轴线的距离小于火箭筒内径的一半，所述锁销压缩弹簧安装在安装座内，且锁销与尾杆轴线平行；安装座端面设有锁销孔，所述端面与翼片接触；所述翼片根部的外表面设有锁定孔，当翼片展开到位时，锁定孔与锁销孔对正，锁销弹出实现翼片锁定。

进一步地，所述弹性元件为一对板簧，其中一片板簧的一端固定连接在翼片根部的内表面，另一端不固定；另一片板簧的一端固定在远离翼轴的尾杆翼片槽内，另一端不固定，且当翼片闭合时，两片板簧的不固定端被压缩产生使翼片张开的弹力。

进一步地，所述弹性元件为扭簧，扭簧设置在翼片与尾杆固定的夹角处，第一簧腿限位在翼片根部的簧腿孔内，第二簧腿轴向限位在翼片槽内，翼片闭合时，扭簧形变产生使翼片张开的弹力。

有益效果：

本发明不改变原有尾杆结构外形，利用弹性元件为翼片张开提供动力，使翼片可靠张开到位；其次，利用锁销与翼片锁定孔的配合完成翼片的可靠锁定，在不改变原40毫米火箭弹基本外形的基础上，通过局部微调尾杆结构，实现尾杆尾翼可靠张开并锁定，结构简单，且为制导火箭弹的稳定飞行提供保障；

再者，安装座外圆周到尾杆轴线的距离大于翼轴中心到尾杆轴线的距离，在翼片转动90°时，使安装座对翼片转动限位。

附图说明

图1为本发明的结构组成示意图；

图2为尾杆组件张开并锁定状态图；

图3为尾组件初始装配状态图；

图4(a)、(b)分别为板簧的主视、俯视图；

图5为尾杆的结构示意图；

图6为带簧腿孔的翼片结构示意图；

图7为扭簧的结构示意图；

图8为扭簧的安装示意图；

图9为安装扭簧的翼片闭合状态示意图；

其中，1-尾杆、2-翼片、3-板簧、4-翼轴、5-锁销、6-弹簧、7-堵螺、8-翼片槽、9-翼轴安装孔Ⅰ、10-簧腿孔、11-翼轴安装孔Ⅱ、12-第一簧腿、13-第二簧腿、14-扭簧。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种40毫米制导火箭弹用可锁定尾杆组件，如图1所示，该尾杆组件包括尾杆1、翼片2、翼轴4、板簧3、安装座、锁销5、弹簧6及堵螺7。

如图4(a)、(b)所示，板簧3整体为弧形薄板结构，中间段水平，两端向上弯曲。采用对叠的板簧3作为弹性元件，在有限空间内布置两片板簧3能够增加翼片2张开的弹力，提高翼片2张开到位的可靠性。

翼片2沿尾杆1外圆周均匀分布，每片翼片2均通过翼轴4转动连接在尾杆1上的翼片槽8内，翼片2通过对叠的板簧3的弹力弹出；其中一片板簧3的一端固定连接在翼片2根部的内表面，另一端不固定；另一片板簧3的一端固定在远离翼轴4的翼片槽8内，另一端不固定，且当翼片2闭合时，如图3所示，两片板簧3的不固定端被压缩产生使翼片张开的弹力，并采用尼龙线将闭合后的翼片2绑紧。

安装座一端开放，另一端端面设有锁销孔，该端面与翼片2接触；安装座设置在翼轴4处，安装座外圆周到尾杆1轴线的距离大于翼轴4中心到尾杆1轴线的距离，且安装座外圆周到尾杆1轴线的距离小于火箭筒内径的一半；安装座开放端固定连接堵螺7，锁销5压缩弹簧6安装在安装座内，且锁销5与尾杆1轴线平行；翼片2根部的外表面设有锁定孔，当翼片2展开到位时，锁定孔与锁销孔对正，锁销5在压缩弹簧6弹力作用下由锁销孔弹出插入锁定孔内，实现翼片2锁定，如图2所示。

尾杆组件的安装过程如下：

如图1、图5所示，首先将翼片2插入尾杆上的翼片槽8中，翼轴4经翼片2上的翼轴安装孔Ⅱ11与尾杆对应的翼轴安装孔Ⅰ9穿过，用专用工具将翼轴4另一端涨铆固定。分别在翼片2与尾杆1上安装板簧3，一片板簧3用螺钉安装于翼片2上，板簧3固定端靠近翼轴4，另一片板簧3安装于尾杆1的翼片槽8中，板簧3固定端远离翼轴4，这样翼片2闭合后，两片板簧3工作空间能够相互错开。将翼片2闭合然后用尼龙线绑紧(发射时尼龙线由尾杆内的火药烧断)，依次将锁销5、弹簧6、堵螺77装入尾杆1安装座内，堵螺7拧紧将安装座开放端封闭。

另一实施例中，对叠的板簧3可以更换为扭簧14，如图7所示，扭簧14具备两个伸出腿，分别为第一簧腿12、第二簧腿13。

如图6、图8所示，扭簧14设置在翼片2与尾杆1固定的夹角处，第一簧腿12限位在翼片2根部的簧腿孔10内，第二簧腿13轴向限位在翼片槽8内，翼片2闭合时，扭簧14形变产生使翼片张开的弹力。

翼片2安装时，首先将翼片2放入尾杆1上的翼片槽8内，同时保证翼片2上的翼轴安装孔Ⅱ11与尾杆1上的翼轴安装孔Ⅰ9同轴心。然后安装翼轴4，使翼轴4同时穿过翼片2上的翼轴安装孔Ⅱ11与尾杆1上的翼轴安装孔Ⅰ9，接着用工装撑开翼轴4，以保证翼轴4不会脱落。最后安装扭簧14，首先将扭簧14的第一簧腿12插入翼片2上的簧腿孔10内，接着旋转扭簧14，使扭簧14的第二簧腿13放入尾杆1上的翼片槽8内，翼片槽8限制扭簧14的第二簧腿13仅能沿纵向移动，最后将翼片2压下，如图9所示。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。