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。

如图1-图5所示，本发明提供了一种适用于导弹的发射箱接口，包括：第一支撑框1、第二支撑框2、防旋凸台3、固弹坑4、吊座5和锁杆6。

其中，第一支撑框1和第二支撑框2分别与导轨7面接触，对导弹起到一个承托的作用，将导弹的重量通过第一支撑框1和第二支撑框2的轴向面积分散到导轨7上，对导轨7的压力较小；导弹尾端与发射箱的吊座5接触，能够约束导弹在轴向向后的自由度，同时也作为导弹进箱过程中到位的一个指示依据。防旋凸台3与导轨7的两侧接触，对导弹的滚转自由度进行了约束，允许导弹进入发射箱时滚转角不动，保持了导弹的位置状态；固弹坑4位于导弹舱段的后部，通过发射箱上的锁杆6头部的钩子将固弹坑后壁钩住，能够约束弹道轴向向前的自由度，从而与前述所有约束一起将导弹约束在发射箱内，保持其设计位置状态。

进一步来说，导弹通过第一支撑框1和第二支撑框2与发射箱的导轨7的接触，将全弹的重量承托起来，导弹除去第一支撑框1和第二支撑框2的二分之一以外的部分，其弹身直径要小于第一支撑框1和第二支撑框2直径，所以弹身其他部分不会与导轨接触。

再进一步来说，第一支撑框1和第二支撑框2比导弹舱段高出3mm，且其前后都有平滑过渡，对于导弹的气动外形没有影响，其主要位于发动机一个舱段的前、后两端，属于一个工序同时可以加工的量，工艺性好，而且结合发动机内部形状的设计，对于发动机本身没有重量的增加，其轴向长度可以设计，使得发射箱的导轨7对于导弹的承载分布压力最合适。

又进一步来说，固弹坑4通过在导弹尾舱挖一个小的凹坑，能够结合发射箱上的简单杠杆类型的钩子，将导弹拉住约束其轴向向前的自由度，固弹坑4能够在箱弹运输过程中导弹由于运输冲击产生过载的时候将其可靠的约束，固弹坑后壁会单独安装一块高硬度、高耐磨的钢材料，使得在大冲击运输过载过程中能够将发射箱钩子的力均匀的分散在导弹整个尾舱上，使得该处受力情况得到显著改善。

继续进一步来说，防旋凸台3是位于弹道尾端弹体表面的小突起，其前端设置有较大的平滑面以改善其气动外形，防旋凸台3与导轨7的配合为防旋凸台3的其中一个面，通过防旋凸台3与导轨7两侧相反的两个面接触，可以使得导弹在旋转方向的自由度被约束，同时防旋凸台3在导弹进箱过程中也起到导向的作用，使得进箱过程简化为单纯的推力使导弹进箱。并且与其他的约束接口形式将导弹在箱子中紧紧的约束，使其得以保证其设计位置状态保持不变。

工作原理：

导弹在推入发射箱过程中，第一支撑框1和第二支撑框2的二分之一与导轨7全程摩擦进入，第一支撑框1和第二支撑框2的至少二分之一的表面涂有干性耐磨润滑涂层，能够使得进箱过程中的摩擦较小；导弹推入发射箱到位后，弹身最后一个导弹舱段末端会与发射箱的吊座5发生碰撞，以此可以判断导弹已经进箱到位；导弹进箱到位后，发射箱通过一个机构将锁杆6旋转，使得锁杆6的头部钩子可以与导弹的固弹坑4后壁紧接触，从而通过吊座5和锁杆6将导弹在轴向前、后方向的自由度约束。

导弹在进箱以及最终约束的状态中，导弹尾部弹体表面的防旋凸台3，通过其两侧的表面与发射箱的导轨7与其对应接触的两个连发生紧接触，使得导弹在进箱过程中由于防旋凸台3与导轨5的相互接触而防止了旋转，并且在导弹在发射箱内的的所有时间，都会对导弹进行旋转自由度的约束。

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及其各个装置、模块、单元以外，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及其各个装置、模块、单元以逻辑门、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功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元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功能的装置、模块、单元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装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

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。