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CN203432472U - 一种导弹用驱动装置锁紧机构 - Google Patents

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CN203432472U
CN203432472U CN201320331243.4U CN201320331243U CN203432472U CN 203432472 U CN203432472 U CN 203432472U CN 201320331243 U CN201320331243 U CN 201320331243U CN 203432472 U CN203432472 U CN 203432472U
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CN
China
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piston
lining
shell
locking mechanism
cylindrical shell
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Application number
CN201320331243.4U
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English (en)
Inventor
文革
李玉亮
洪厚全
刘慧慧
陈玉娟
李雁飞
皇东亚
蒋斌林
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Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Original Assignee
Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
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Abstract

本实用新型属于装置锁紧机构技术领域，尤其涉及一种导弹用驱动装置锁紧机构。它包括筒体、筒体内活塞杆、活塞，堵盖组件与筒体连接，通过堵盖组件压紧筒体内的阻挡圈、衬套、气密活塞；衬套与活塞杆通过螺纹连接，压紧压缩弹簧、活塞、衬套、压锥;活塞右端开有若干直径与钢珠外径相同的径向孔，钢珠压入孔内。本实用新型采用了钢球式锁紧机构，通过在折叠机构筒体与筒体内部活塞之间布置若干个小钢珠，用于限制其轴向位移，并能够承受一定的轴向拉力，以实现在折叠状态时，弹翼的固定部分与折叠部分能够安全、可靠地锁定成一个整体，采用了压缩弹簧，通过压簧的压缩力使钢珠固定在设计位置，很好的实现了折叠翼的可靠锁紧。

Description

一种导弹用驱动装置锁紧机构
技术领域
本实用新型属于装置锁紧机构技术领域，尤其涉及一种导弹用驱动装置锁紧机构。 
背景技术
    进年来，导弹采用折叠翼面的趋势正在增加，对折叠翼的主要技术要求是保证翼面连接可靠、展开迅速以及锁紧保险，折叠翼的折叠机构一般包括展开驱动装置与锁紧装置。在驱动展开装置未工作前，要求弹翼的固定部分与折叠部分安全、可靠地锁定成一个整体，该装置使弹翼在折叠状态能够连接锁紧，同时在展开驱动装置作用时能够可靠解锁。为此需要对折叠锁紧机构装置进行研究，现设计一种钢球式锁紧装置来实现弹翼折叠状态的连接锁紧功能。 
发明内容
本实用新型为了克服上述缺陷，目的在于提供一种能实现弹翼折叠状态的连接锁紧功能的导弹用驱动装置锁紧机构。 
为了达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案： 
一种导弹用驱动装置锁紧机构，它包括筒体、筒体内活塞杆、活塞，堵盖组件通过筒体连接，通过堵盖组件压紧筒体内的阻挡圈、衬套、气密活塞；
衬套与活塞杆通过螺纹连接，压紧压缩弹簧、活塞、衬套、压锥;
活塞右端开有若干直径与钢珠外径相同的径向孔，钢珠压入孔内。
在筒体径向方向一侧开有动力源进气口。 
所述气密活塞有密封圈组件Ⅰ。 
所述活塞有密封圈组件Ⅱ。 
本实用新型的有益效果： 
本实用新型采用了钢球式锁紧机构，通过在折叠机构筒体与筒体内部活塞之间布置若干个小钢珠，用于限制其轴向位移，并能够承受一定的轴向拉力，以实现在折叠状态时，弹翼的固定部分与折叠部分能够安全、可靠地锁定成一个整体，同时为了保证装配时钢珠能够很好的装配到位，设计采用了压缩弹簧，通过压簧的压缩力使钢珠固定在设计位置，很好的实现了折叠翼的可靠锁紧。
附图说明
图1为本实用新型的结构示意图； 
图2为筒体组件安装结构示意图；
图3为活塞杆组件安装结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图1、2、3对本实用新型进行详细说明： 
一种导弹用驱动装置锁紧机构，它包括筒体1、筒体1内活塞杆2、活塞3，堵盖组件8通过螺纹与筒体1连接，通过堵盖组件8压紧筒体1内的阻挡圈5、衬套6、气密活塞7；
衬套9与活塞杆2通过螺纹连接，压紧压缩弹簧15、活塞3、衬套11、压锥10;
活塞3右端开有若干直径与钢珠14外径相同的径向孔，钢珠14压入孔内。
在筒体1径向方向一侧开有动力源进气口13。 
所述气密活塞7有密封圈组件Ⅰ12。 
所述活塞3有密封圈组件Ⅱ4。 
装配时，首先对筒体组件进行安装，如图2所示：依次将阻挡圈5、衬套6、气密活塞7（含密封圈组件12）从筒体右端压入筒体，堵盖组件8通过螺纹与筒体连接，并压紧阻挡圈5、衬套6、气密活塞7； 
其次是对活塞杆组件进行安装，具体见图3：将压缩弹簧15，活塞3（含密封圈组件4），衬套11，压锥10从活塞杆右端依次压入活塞杆，衬套9与活塞杆通过螺纹连接，并压紧压缩弹簧15，活塞3（含密封圈组件4），衬套11，压锥10，活塞右端开有若干直径与钢珠外径相同的径向孔，此后通过活塞3上径向孔将将钢珠14压入；
最后将活塞杆组件通过筒体左端压入筒体组件，当钢珠14接触到阻挡圈5时，活塞3和钢珠14停止运动，由于活塞杆2与活塞3之间留有间隙，因此压缩弹簧继续压缩，活塞杆继续向右运动，随着压锥10的向右运动，钢珠14失去支撑，落到衬套11上，此时活塞3与钢珠14可继续向右运动，越过阻挡圈5后，由于压簧的压缩力，仍将钢珠14固定在压锥10的支撑面上，并与阻挡圈5处于压紧状态，完成锁紧装置的安装。
翼面处于折叠状态时，见图1所示：钢球通过压缩弹簧15提供压缩力压紧活塞3，使活塞3与压锥10、衬套11并紧，在压锥10、衬套11的支撑作用下钢珠14与阻挡圈5压紧，从而限制了活塞杆的轴向运动，当驱动装置展开作用时，在动力源的作用下，活塞杆2向右运动，钢珠14落下，钢珠失去压锥10的支撑，活塞3及钢珠14克服解锁力向左运动，实现锁紧装置解锁。 

Claims (4)

1.一种导弹用驱动装置锁紧机构，它包括筒体（1）、筒体（1）内活塞杆（2）、活塞（3），其特征在于：堵盖组件（8）与筒体（1）连接，通过堵盖组件（8）压紧筒体（1）内的阻挡圈（5）、衬套（6）、气密活塞（7）；
衬套（9）与活塞杆（2）通过螺纹连接，压紧压缩弹簧(15)、活塞（3）、衬套（11）、压锥（10）;
活塞（3）右端开有若干直径与钢珠（14）外径相同的径向孔，钢珠（14）压入孔内。
2.根据权利要求1所述的导弹用驱动装置锁紧机构，其特征在于：在筒体（1）径向方向一侧开有动力源进气口（13）。
3.根据权利要求1所述的导弹用驱动装置锁紧机构，其特征在于：所述气密活塞（7）有密封圈组件Ⅰ（12）。
4.根据权利要求1所述的导弹用驱动装置锁紧机构，其特征在于：所述活塞（3）有密封圈组件Ⅱ（4）。
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License type: Exclusive License

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Patentee after: Jiangxi Hongdu Technology Co.,Ltd.

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Patentee before: JIANGXI HONGDU AVIATION INDUSTRY GROUP Co.,Ltd.

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Patentee before: Jiangxi Hongdu Technology Co.,Ltd.

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