一种交叉折叠的菱形背弹翼结构及其展开方法与流程

本发明属于跨声速空气动力学领域，具体涉及一种交叉折叠的菱形背弹翼结构及其展开方法。

背景技术：

1、目前，菱形背弹翼结构是通过铰链将前、后翼面联接并可收拢、展开的组合式弹翼布局。随着武器航程要求的不断加大、重量的不断增加，从飞行动力学考虑，要求翼面的面积足够的大，以提供飞行过程中所需的升力；而受到自身布局和挂载的空间限制，菱形背弹翼翼面尺寸受到较大的约束，现有菱形背弹翼折叠技术采用的并排折叠方式，存在弹翼面积小、运动机构复杂等问题。

2、为了提高菱形背弹翼气动性能，克服翼面可用面积小的问题，当前，亟需发展一种交叉折叠的菱形背弹翼结构及其展开方法。

技术实现思路

1、本发明所要解决的一个技术问题是提供一种交叉折叠的菱形背弹翼结构，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种交叉折叠的菱形背弹翼结构展开方法，用以克服现有技术的缺陷。

2、本发明的交叉折叠的菱形背弹翼结构，其特点是，所述的菱形背弹翼结构包括前弹翼和后弹翼两组翼面；

3、前弹翼包括左右对称的第一前弹翼和第二前弹翼，第一前弹翼和第二前弹翼的翼根均铰接固定在基座上，第一前弹翼在上，第二前弹翼在下；

4、后弹翼包括左右对称的第一后弹翼和第二后弹翼，第一后弹翼和第二后弹翼的翼根均铰接固定在滑块上，第一后弹翼在上，第二后弹翼在下；

5、第一前弹翼在上，第一后弹翼在下，第一前弹翼的翼梢伸出第一后弹翼的翼梢，第一前弹翼与第一后弹翼的接触点上设置有支撑柱，第一前弹翼与第一后弹翼均铰接在支撑柱上；

6、第二前弹翼的翼梢伸出第二后弹翼的翼梢，第二前弹翼与第二后弹翼的接触点上设置有支撑柱，第二前弹翼与第二后弹翼均铰接在支撑柱上；

7、导轨的前端固定在基座的底面，导轨的后端固定有方块形的后座，后座的两侧设置有左右对称的行程限位键；导轨上设置有滑槽，滑槽内装卡有滑块，滑块的后侧设置有与左右对称的行程限位键对应的左右对称的锁止件；当滑块移动至后座处，滑块的锁止件与后座的行程限位键卡接固定。

8、进一步地，所述的菱形背弹翼结构具有展开形态和折叠形态；

9、基座、导轨和后座固定在弹体内；

10、展开形态下，第一前弹翼、第二前弹翼、第一后弹翼和第二后弹翼伸出弹体；第一前弹翼和第二前弹翼左右对称，第一后弹翼和第二后弹翼左右对称，滑块向后，滑块的锁止件与后座的行程限位键卡接固定；前弹翼的后掠角大于后弹翼的前掠角；

11、折叠形态下，第一前弹翼、第二前弹翼、第一后弹翼和第二后弹翼从上至下叠加放置，并隐藏在弹体内；滑块向前，靠近基座。

12、本发明的交叉折叠的菱形背弹翼结构展开方法，包括以下步骤：

13、s10.按照基座在前、后座在后，将菱形背弹翼结构安装在滑翔型飞行器的弹身内；

14、s20.在滑翔型飞行器的弹身内安装做动筒，做动筒以弹身内燃气作为动力来源，将做动筒与滑块固定连接；

15、s30.展开时，滑块受做动筒推动，沿导轨向后运动，带动第一后弹翼和第二后弹翼展开；根据连杆机构运动原理，后弹翼通过支撑柱带动前弹翼展开，同时，第一前弹翼和第二前弹翼绕基座转动；在滑块运动到后座的位置时，锁止件压紧行程限位键，直至锁止件与行程限位键卡接固定。

16、进一步地，所述的锁止件内设置有压簧。

17、本发明的交叉折叠的菱形背弹翼结构通过前弹翼与后弹翼采用支撑柱连接的交叉折叠方式，解决了弹翼面积不足的问题，具有结构简单，整体重量轻，飞行状态稳定，便于使用维护的特点。

18、本发明的交叉折叠的菱形背弹翼结构展开方法简便易行，可靠性高，具有工程实用价值。

技术特征：

1.一种交叉折叠的菱形背弹翼结构，其特征在于，所述的菱形背弹翼结构包括前弹翼和后弹翼两组翼面；

2.根据权利要求1所述的交叉折叠的菱形背弹翼结构，其特征在于，所述的菱形背弹翼结构具有展开形态和折叠形态；

3.一种交叉折叠的菱形背弹翼结构展开方法，其用于权利要求2所述的交叉折叠的菱形背弹翼结构，其特征在于，所述的展开方法包括以下步骤：

4.根据权利要求3所述的交叉折叠的菱形背弹翼结构展开方法，其特征在于，所述的锁止件（5）内设置有压簧。

技术总结本发明属于跨声速空气动力学领域，公开了一种交叉折叠的菱形背弹翼结构及其展开方法。菱形背弹翼结构的前弹翼包括铰接在基座上、左右对称的第一前弹翼和第二前弹翼；后弹翼包括铰接在滑块上、左右对称的第一后弹翼和第二后弹翼；导轨的前端固定在基座的底面，导轨的后端固定有后座，后座的两侧设置有行程限位键；导轨上设置有滑槽，滑槽内装卡有滑块，滑块的后侧设置有与行程限位键对应的锁止件。展开时，滑块沿导轨向后运动，带动后弹翼展开，后弹翼通过支撑柱带动前弹翼展开；在滑块运动到后座的位置时，锁止件压紧行程限位键，直至锁止件与行程限位键卡接固定。弹翼结构及其展开方法结构简单，简便易行，可靠性高，具有工程实用价值。技术研发人员：李永红,熊晨曦,黄勇,郭洪涛,杨晓娟受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/5