可拆装导弹尾翼安装连接结构及旋转导弹的制作方法

本发明涉及尾翼安装领域，具体地，涉及可拆装导弹尾翼安装连接结构及旋转导弹。尤其涉及一种可拆装、高定位的导弹尾翼安装连接形式。

背景技术：

1、螺纹连接结构是导弹发动机部件连接的常用结构，目前，旋转导弹具有体积小、操作与维护简单、机动性好等特点，且多为筒式发射，导弹尾翼与发动机多采用螺纹安装连接形式且在连接处灌封厌氧胶。该导弹尾翼安装形式，零件结构简单，便于零件加工。专利文献cn106555706a公开了一种导弹发动机螺纹连接止动防松结构，包括导弹螺纹连接结构与止动防松结构。通过止动防松结构可以避免固体发动机的连接螺纹在运输过程和飞行过程中因为外载荷作用发生松动。

2、但是，螺纹连接定位精度不高，影响舵面和尾翼面相对安装角度，导致影响导弹飞行特性；而且，灌封厌氧胶的螺纹连接结构形式拆卸难度大，需要破坏尾翼座零件，导致导弹维修周期长且成本高。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种可拆装导弹尾翼安装连接结构及旋转导弹。

2、根据本发明提供的一种可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，包括：尾翼、发动机2、防松螺钉4；

3、所述尾翼包括尾翼座1、连接于尾翼座1外部的尾翼面3；

4、尾翼座1与发动机2之间键槽配合结构在安装时进行轴向与轴向定位，尾翼座1与发动机2通过防松螺钉4起径向定位与周向反向固定。

5、优选地，所述键槽配合结构包括：尾翼座1内部周向均布多个定位键101以及发动机2尾端周向均布定位面204和限位键203；

6、尾翼座1与发动机2安装到位时，定位键101与定位面204配合进行尾翼周向定位，定位键101与限位键203配合进行尾翼轴向定位。

7、优选地，定位键101与定位面204配合进行顺航向的尾翼周向定位。

8、优选地，防松螺钉4用于限制尾翼向逆航向方形转动。

9、优选地，发动机2尾端周向均布开口槽201、导向槽202；

10、尾翼座1与发动机2在安装时，定位键101沿轴向进入开口槽201之后，沿周向进入导向槽202，直到定位键101端面与定位面204重合。

11、优选地，尾翼面3与尾翼座1通过隼槽插合结构连接。

12、优选地，键槽配合结构的数量与周向均布的尾翼面3的数量相等；

13、在周向方向上，键槽配合结构均位于相邻尾翼之间。

14、优选地，将尾翼从发动机2尾端套入，尾翼座1内部定位键101沿发动机2开口槽201插入，再将尾翼沿着发动机2的导向槽202沿顺航向顺时针转动，直至尾翼座1的定位键101端面与发动机2周向均布定位面204重合，再安装径向定位防松螺钉4到尾翼座1和发动机2的螺钉孔5中。

15、优选地，定位键101为矩形结构；键槽配合结构分离于防松螺钉4。

16、根据本发明提供的一种旋转导弹，包括所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构。

17、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

18、1、本发明解决了导弹尾翼与发动机2连接安装不可拆卸和定位精度不高的问题。

19、2、本发明采用尾翼座1内部设置周向均布定位及限位矩形键设计，与发动机2周向均布定位面和限位键配合，实现导弹尾翼快速拆装以及周向高定位功能。

20、3、本发明通过与键槽结构分离的放松螺钉4限制发动机与尾翼之间的反向周向转动，安装与拆卸过程中不对键槽结构造成磨损等影响。

21、4、本发明中开口槽201沿轴向延伸，导向槽202沿周向延伸；导弹为旋转导弹，旋转方向为逆航向方向旋转，即定位键101安装入导向槽202的周向方向与导弹的旋转方向相反。

技术特征：

1.一种可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，包括：尾翼、发动机(2)、防松螺钉(4)；

2.根据权利要求1所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，所述键槽配合结构包括：尾翼座(1)内部周向均布多个定位键(101)以及发动机(2)尾端周向均布定位面(204)和限位键(203)；

3.根据权利要求2所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，定位键(101)与定位面(204)配合进行顺航向的尾翼周向定位；

4.根据权利要求3所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，防松螺钉(4)用于限制尾翼向逆航向方形转动。

5.根据权利要求2所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，发动机(2)尾端周向均布开口槽(201)、导向槽(202)；

6.根据权利要求1所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，尾翼面(3)与尾翼座(1)通过隼槽插合结构连接。

7.根据权利要求2所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，键槽配合结构的数量与周向均布的尾翼面(3)的数量相等；

8.根据权利要求5所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，将尾翼从发动机(2)尾端套入，尾翼座(1)内部定位键(101)沿发动机(2)开口槽(201)插入，再将尾翼沿着发动机(2)的导向槽(202)沿顺航向顺时针转动，直至尾翼座(1)的定位键(101)端面与发动机(2)周向均布定位面(204)重合，再安装径向定位防松螺钉(4)到尾翼座(1)和发动机(2)的螺钉孔(5)中。

9.根据权利要求2所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构，其特征在于，定位键(101)为矩形结构；键槽配合结构分离于防松螺钉(4)。

10.一种旋转导弹，其特征在于，包括权利要求1至9中任一项所述的可拆装导弹尾翼安装连接结构。

技术总结
本发明提供了一种可拆装导弹尾翼安装连接结构及旋转导弹，为一种快速可拆装高定位导弹尾翼安装形式，尾翼座(1)采用内部周向均布定位及限位功能矩形键设计、发动机(2)采用周向均布定位面和限位键设计，尾翼座(1)与发动机(2)通过防松螺钉(4)起辅助反向固定，尾翼面(3)与尾翼座(1)通过隼槽插合结构连接。该尾翼与发动机(2)的连接形式的安装与拆卸简便快捷、定位精度高。

技术研发人员：张广军,许萍,付丽强,杨海洋,任天荣,张兴勇,钟山,谢文龙
受保护的技术使用者：上海机电工程研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16