一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构

摘要

本发明公开了一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导。本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射。

说明书

技术领域

本发明涉及一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，属于导弹发射技术领域。

背景技术

同心筒式发射装置适用于舰载垂直发射系统，采用同心布置的内外筒作为舰载导弹的贮存、运输、发射容器。对于热发射的导弹，发射时产生的高温、高速燃气，在经过底部导流装置偏转后，通过两层圆筒之间的环形空间向上排出，不再需要多枚导弹共用的燃气排放装置。传统的同心筒结构多由两个同心圆筒组成，内筒为完整的圆筒结构，适合于小弹径与无翼导弹发射，难以实现大弹径有翼导弹的同心筒发射。

发明内容

本发明的技术解决问题：为克服现有技术的不足，提供一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，以实现大弹径有翼导弹同心筒垂直热发射。

本发明的技术解决方案：

一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；

外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构，中心线与内筒轴线重合；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导；

内筒轴向长度小于外筒，在内筒底部留出导流锥的安装空间与燃气流的排导空间，内筒底部正下方连接导流板，用于对经过导流锥返流向上的燃气流进行导流；在内筒四个弹翼运动通道底部各连接一个挡块支撑板，以密封弹翼运动通道底部并支撑导弹，阻止燃气流进入内筒内部空间。

每个内筒、外筒轴向上均对应设置四排连接孔，通过紧固件连接。

导流锥锥角为19°～22°、锥角底部两侧为圆弧结构。

导弹及弹翼与内筒均不发生干涉。

在外筒内壁、内筒外壁、导流锥外表面均喷涂防热涂层，使外筒、内筒及导流锥温升均小于10℃。

在内筒内壁设置适配器，与导弹间隙配合，用于对间隙进行调节。

内筒与外筒围成的排导间隙的面积为S，其与导弹发动机的秒流量之间的比例关系为

内筒每块弧形板外表面中部连接加强板，加强板与外筒连接。

防热涂层为TR-42B。

外筒外壁周向均匀设置有加强筋。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射；

(2)传统的封闭式内筒结构，由于导弹与弹翼整体置于封闭式内筒中，这样限制了导弹的直径，而本发明采用非封闭式内筒结构，弹翼不占用内筒空间，更好地适应了大弹径有翼导弹同心筒发射；

(3)本发明满足通用共架垂直发射系统850mm×850mm空间尺寸约束，能够实现大弹径(直径大于Φ500mm)有翼导弹同心筒垂直热发射，将外筒与内筒分为多个零件，降低生产加工难度，有效降低成本。

附图说明

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明剖视图；

图3为本发明的轴侧图；

图4为本发明导流锥结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的描述。

相比于现有同心筒结构，该发明提出一种外筒为方形筒，内筒为非封闭式圆筒的同心筒结构，满足通用共架垂直发射系统850mm×850mm空间尺寸约束，能够实现大弹径(直径大于Φ500mm)有翼不折叠导弹同心筒垂直热发射，并实现发射时发动机燃气自排导，使得导弹发射过程中保护弹表面不受高温燃气冲刷。

具体结构如图1～2所示，包括外筒1、内筒2、加强筋3、导流锥4、螺栓5、挡块支撑板6、导流板7，其中内筒2由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒2每块弧形板外表面中部连接加强板，加强板与外筒1连接；内筒2的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道，如图3所示，确保导弹及弹翼与内筒2均不发生干涉；外筒1由四个方形板拼接组成方形筒，外筒1外壁周向均匀设置有加强筋3，外筒1内壁与内筒2固定连接，外筒1与内筒2之间存在燃气流排导间隙，排导间隙的面积为S，其与导弹发动机的秒流量之间的比例关系为每个内筒2、外筒1轴向上均对应设置四排连接孔，通过螺栓5连接；

外筒1底部内侧设置导流锥4，导流锥4为圆锥形对称结构，具体结构如图4所示，中心线与内筒轴线重合，导流锥4锥角为19°～22°、锥角底部两侧圆弧半径130mm、顶部圆角半径5mm，高度730mm，距离内筒底部距离270mm；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥4上，经过导流锥4返流进入外筒4与内筒4之间间隙中进行燃气流排导；

内筒2轴向长度小于外筒1，在内筒2底部留出导流锥4的安装空间与燃气流的排导空间，内筒2底部正下方连接导流板7，用于对经过导流锥4返流向上的燃气流进行导流；在内筒2四个弹翼运动通道底部各连接一个挡块支撑板6，以密封弹翼运动通道底部并支撑导弹，阻止燃气流进入内筒2内部空间。

在内筒2内壁设置适配器，与导弹间隙配合，用于对间隙进行调节。在外筒1内壁、内筒2外壁、导流锥4外表面均喷涂防热涂层，防热涂层可选择TR-42B，使外筒1、内筒2及导流锥4温升均小于10℃

本发明同心筒进行总装时，首先将四个内筒2的底部与导流板7以及四个挡块支撑板6焊接，其次通过螺栓5连接外筒1与内筒2，接着将加强筋3焊接在外筒1外表面，最后将导流锥4与外筒1底部进行焊接。

发射过程：导弹填入内筒2后，由挡块支撑板6支撑，发射过程中，发动机喷管喷出的高温燃气流经导流锥4导流后反流向上，利用外筒1内筒2之间的环行间隙作为排导通道向上排出。挡块支撑板6用于支撑导弹，同时密封弹翼通道底部，阻止发射时燃气流进入内筒内部空间。导流板7用于对经过导流锥4返流向上的燃气进行导流，防止挡块支撑板6底部局部压力过高，也有利于燃气顺畅的进入排导通道。加强筋3焊接在外筒1外壁，用以提高强度，减小发射过程中高压燃气造成的外筒变形。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。