一种机载导弹双模式发射装置的利记博彩app

本发明属于机载导弹发射技术领域，特别是涉及一种机载导弹双模式发射装置。

背景技术：

对于现代战争，夺取制空权已成为决定战争走向的关键性因素，为了夺取制空权，战机需要挂载大量的导弹，而导弹的挂载点可以位于机身下、机翼下、翼尖处或机腹内，根据导弹型号的不同，导弹的发射方式还分为导轨式发射和弹射式发射。

导轨式发射又称为自推力发射，导弹依靠自身的发动机或助推器提供推力，使导弹脱离发射装置的导轨。导弹在脱离发射装置前的滑行过程中，会受到导轨的约束和引导，导弹离轨时能够确定和控制其初始飞行方向，并可快速通过干扰区，初始扰动较小。目前，大多数轻型及中型空空导弹普遍采用导轨式发射方式。

弹射式发射是利用外动力将导弹弹射出去，等导弹离开战机一段距离后，导弹发动机才点火，在导弹自身推力作用下沿纵向飞行。目前，大多数中型以上的空空导弹、空地导弹普遍采用弹射式发射方式。当导弹采用弹射式发射时，导弹可以挂载在飞机气动力场和干扰流场较严重的挂载点上，也可以“半埋”或“全埋”在机身内或弹舱内的挂载点上。

虽然导轨式发射方式和弹射式发射方式都拥有各自的特点和优势，但二者对应的发射装置都是单一模式的，即导轨式发射装置只能适配于采用导轨式发射的导弹，而弹射式发射装置只能适配于采用弹射式发射的导弹，当某一挂载点的导弹型号需要更换时，还需要将对应的发射装置进行更换，导致装弹效率很难进一步提高，而战机的综合作战效能也会受到影响。

因此，为了提高战机的综合作战效能，必须从提高装弹效率入手，如果能够省去发射装置的更换过程，必然能够缩短装弹时间，因而设计一种双模式发射装置势在必行。

技术实现要素：

针对现有技术存在的问题，本发明提供一种机载导弹双模式发射装置，能够同时适配于导轨式及弹射式发射的导弹，地勤人员每次更换导弹时无需再更换发射装置，有效缩短装弹时间，并有效提高了装弹效率和战机综合作战效能。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种机载导弹双模式发射装置，包括壳体、筋肋、导轨、导轨固定架、滑块、抛放弹燃烧室、弹体弹射导气管、弹体弹射活塞筒、弹体弹射推杆及导轨滑块分离驱动机构；

所述壳体固连在导弹载机上，所述筋肋数量若干，若干筋肋固装在壳体内侧，所述导轨固定架设置有两根，两根导轨固定架平行设置；两根所述导轨固定架固连在筋肋上，在两根导轨固定架上均开设有导轨固定口，在两根导轨固定架的导轨固定口内各自设有一根导轨，且两根导轨相平行；在所述滑块上端对称设有两处滑槽，滑块通过滑槽挂装在两根导轨上，滑块下端与导弹弹体相固连；

所述抛放弹燃烧室固装在筋肋上，抛放弹燃烧室两端的高压喷气口各自连接有弹体弹射导气管；所述弹体弹射活塞筒垂直于导弹弹体设置，弹体弹射活塞筒上端筒口与弹体弹射导气管相连通，所述弹体弹射推杆位于弹体弹射活塞筒筒体内，弹体弹射推杆相对于弹体弹射活塞筒具有轴向伸缩自由度；所述导轨滑块分离驱动机构连接在导轨与抛放弹燃烧室之间。

所述导轨滑块分离驱动机构包括缸筒、活塞、主动连杆、对称式曲柄、第一从动连杆及第二从动连杆；所述缸筒垂直于导弹弹体设置，缸筒上端与抛放弹燃烧室中部的高压喷气口相连通，所述活塞位于缸筒筒体内，活塞下端面与主动连杆一端相铰接；所述对称式曲柄位于缸筒斜下方，在对称式曲柄中心设置有一根转轴，对称式曲柄相对于转轴具有转动自由度，转轴相对于筋肋及导轨固定架位置固定；所述第一从动连杆一端铰接在一根导轨上，第一从动连杆另一端铰接在对称式曲柄一端；所述第二从动连杆一端铰接在另一根导轨上，第二从动连杆另一端铰接在对称式曲柄另一端；所述主动连杆另一端与对称式曲柄一端相铰接。

在两根所述导轨之间加装有缓冲器，缓冲器的缓冲阻力大于导弹弹体在非发射状态或导轨式反射时的惯性冲击力，且缓冲器的缓冲阻力小于导弹弹体在弹射式发射时的导轨滑块分离驱动力。

在所述筋肋与导弹弹体之间安装有闭锁机构，闭锁机构包括闭锁杠杆、挡弹杠杆、挡块、缓冲弹簧、闭锁拉力弹簧及基座；所述挡块固装在导弹弹体上，所述基座固装在筋肋上，所述挡弹杠杆上端通过缓冲弹簧与基座相连，挡弹杠杆下端抵靠在挡块后侧面；所述闭锁杠杆上端通过销轴铰接在挡弹杠杆上部，闭锁杠杆下端抵靠在挡块前侧面，所述闭锁拉力弹簧连接在闭锁杠杆与挡弹杠杆之间，挡块夹紧于闭锁杠杆与挡弹杠杆之间。

所述导弹弹体与导弹载机之间通过线缆相连，通过线缆进行电信号传输，线缆与导弹弹体之间通过快速拉断式接头相连，线缆与筋肋之间加装有提拉弹簧。

本发明的有益效果：

本发明与现有技术相比，能够同时适配于导轨式及弹射式发射的导弹，地勤人员每次更换导弹时无需再更换发射装置，有效缩短装弹时间，并有效提高了装弹效率和战机综合作战效能。

附图说明

图1为本发明的一种机载导弹双模式发射装置(壳体未画出)结构示意图；

图2为本发明的机载导弹双模式发射装置与导弹弹体配装示意图；

图3为本发明的导轨滑块分离驱动机构的结构示意图；

图4为本发明的筋肋及导轨固定架结构示意图；

图5为本发明的闭锁机构结构示意图；

图中，1—壳体，2—筋肋，3—导轨，4—导轨固定架，5—滑块，6—抛放弹燃烧室，7—弹体弹射导气管，8—弹体弹射活塞筒，9—弹体弹射推杆，10—导轨固定口，11—导弹弹体，12—缸筒，13—活塞，14—主动连杆，15—对称式曲柄，16—第一从动连杆，17—第二从动连杆，18—转轴，19—缓冲器，20—闭锁杠杆，21—挡弹杠杆，22—挡块，23—缓冲弹簧，24—闭锁拉力弹簧，25—基座，26—销轴，27—线缆，28—快速拉断式接头。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。

如图1～5所示，一种机载导弹双模式发射装置，包括壳体1、筋肋2、导轨3、导轨固定架4、滑块5、抛放弹燃烧室6、弹体弹射导气管7、弹体弹射活塞筒8、弹体弹射推杆9及导轨滑块分离驱动机构；

所述壳体1固连在导弹载机上，所述筋肋2数量若干，若干筋肋2固装在壳体1内侧，所述导轨固定架4设置有两根，两根导轨固定架4平行设置；两根所述导轨固定架4固连在筋肋2上，在两根导轨固定架4上均开设有导轨固定口10，在两根导轨固定架4的导轨固定口10内各自设有一根导轨3，且两根导轨3相平行；在所述滑块5上端对称设有两处滑槽，滑块5通过滑槽挂装在两根导轨3上，滑块5下端与导弹弹体11相固连；

所述抛放弹燃烧室6固装在筋肋2上，抛放弹燃烧室6两端的高压喷气口各自连接有弹体弹射导气管7；所述弹体弹射活塞筒8垂直于导弹弹体11设置，弹体弹射活塞筒8上端筒口与弹体弹射导气管7相连通，所述弹体弹射推杆9位于弹体弹射活塞筒8筒体内，弹体弹射推杆9相对于弹体弹射活塞筒8具有轴向伸缩自由度；所述导轨滑块分离驱动机构连接在导轨3与抛放弹燃烧室6之间。

所述导轨滑块分离驱动机构包括缸筒12、活塞13、主动连杆14、对称式曲柄15、第一从动连杆16及第二从动连杆17；所述缸筒12垂直于导弹弹体11设置，缸筒12上端与抛放弹燃烧室6中部的高压喷气口相连通，所述活塞13位于缸筒12筒体内，活塞13下端面与主动连杆14一端相铰接；所述对称式曲柄15位于缸筒12斜下方，在对称式曲柄15中心设置有一根转轴18，对称式曲柄15相对于转轴18具有转动自由度，转轴18相对于筋肋2及导轨固定架4位置固定；所述第一从动连杆16一端铰接在一根导轨3上，第一从动连杆16另一端铰接在对称式曲柄15一端；所述第二从动连杆17一端铰接在另一根导轨3上，第二从动连杆17另一端铰接在对称式曲柄15另一端；所述主动连杆14另一端与对称式曲柄15一端相铰接。

在两根所述导轨3之间加装有缓冲器19，缓冲器19的缓冲阻力大于导弹弹体11在非发射状态或导轨式反射时的惯性冲击力，且缓冲器19的缓冲阻力小于导弹弹体11在弹射式发射时的导轨分离驱动力。

在所述筋肋2与导弹弹体11之间安装有闭锁机构，闭锁机构包括闭锁杠杆20、挡弹杠杆21、挡块22、缓冲弹簧23、闭锁拉力弹簧24及基座25；所述挡块22固装在导弹弹体11上，所述基座25固装在筋肋2上，所述挡弹杠杆21上端通过缓冲弹簧23与基座25相连，挡弹杠杆21下端抵靠在挡块22后侧面；所述闭锁杠杆20上端通过销轴26铰接在挡弹杠杆21上部，闭锁杠杆20下端抵靠在挡块22前侧面，所述闭锁拉力弹簧24连接在闭锁杠杆20与挡弹杠杆21之间，挡块22夹紧于闭锁杠杆20与挡弹杠杆21之间。

所述导弹弹体11与导弹载机之间通过线缆27相连，通过线缆27进行电信号传输，线缆27与导弹弹体11之间通过快速拉断式接头28相连，线缆27与筋肋2之间加装有提拉弹簧。

下面结合附图说明本发明的一次使用过程：

当导弹弹体11进行导轨式发射时，导弹弹体11依靠自身的发动机或助推器提供推力。

当推力产生前，导弹弹体11仍处于闭锁机构的锁住状态，当推力产生时，导弹弹体11会带动挡块22挣脱闭锁杠杆20的阻挡实现解锁；解锁后及在导弹弹体11脱离导轨3之前，导弹弹体11上的滑块5将沿着导轨3滑行，实现导弹弹体11的约束和引导，随着导弹弹体11在导轨3上滑行，线缆27将不断绷紧，直到快速拉断式接头28断开，在提拉弹簧作用下，快速拉断式接头28将随线缆27快速抬高并远离弹体表面，直至导弹弹体11顺利脱离导轨3。

当导弹弹体11进行弹射式发射时，抛放弹燃烧室6启动，其产生的高压气体经过弹体弹射导气管7进入弹体弹射活塞筒8内，并驱动弹体弹射推杆9高速弹出；同时，抛放弹燃烧室6产生的高压气体还将进入导轨滑块分离驱动机构的缸筒12内，并驱动活塞13高速下移，带动主动连杆14运动，进而带动对称式曲柄15绕转轴18转动，通过对称式曲柄15的转动实现第一从动连杆16和第二从动连杆17的高速同步回缩，进而将两根导轨3同步相向拉动，直到滑块5从导轨3上脱离；在高速弹出的弹体弹射推杆9作用下，导弹弹体11被弹射出去，弹射过程中快速拉断式接头28将快速断开，等导弹弹体11离开载机一段距离后，导弹发动机点火。

实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。