[发明专利]一种小口径火箭旋转式折叠尾翼

权利要求书

1.一种小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于，包括：两个以上翼片(1)、安装筒(2)、转动筒(3)、滚珠(8)以及与翼片(1)一一对应的翼片折叠机构；

所述安装筒(2)用于连接尾翼和弹体结构；

所述转动筒(3)同轴套装在所述安装筒(2)外；

所述安装筒(2)与转动筒(3)之间设置有一圈以上滚珠(8)；所述安装筒(2)作为滚珠(8)的滚动内圈，转动筒(3)作为滚珠(8)的滚动外圈，通过所述滚珠(8)的滚动，实现转动筒(3)相对所述安装筒(2)的自由转动；

所述翼片(1)通过所述翼片折叠机构安装在所述转动筒(3)的外圆周面上，所述翼片折叠机构用于实现所述翼片(1)的折叠与展开，当所述翼片(1)处于折叠状态时，贴合在所述转动筒(3)的外圆周面上。

2.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述翼片折叠机构包括：扭簧(4)、安装座(5)以及轴(7)；

所述安装座(5)固定安装在所述转动筒(3)上；所述安装座(5)具有两支耳A(11)；

所述翼片(1)上与翼片折叠机构的连接端设置有两个支耳B(12)；

所述轴(7)穿过两个支耳A(11)和支耳B(12)上的通孔后，实现翼片(1)与安装座(5)的连接，其中所述支耳A(11)和所述支耳B(12)在轴(7)上间隔设置；所述翼片(1)绕轴(7)转动实现折叠与展开；

所述轴(7)上套装有两个扭簧(4)，所述扭簧(4)的一端均与翼片(1)相连，另一端与转动筒(3)相连；当所述翼片(1)处于折叠状态时，所述扭簧(4)扭转变形，当所述翼片(1)在所述扭簧(4)扭转恢复力的作用下扭转展开后，通过锁紧定位机构对其展开位置进行锁定。

3.如权利要求2所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述安装座(5)在结构上具有条形座以及两个支耳A(11)，支耳A(11)为L型，支耳A(11)的竖直部分与安装座(5)条形座相连，水平部分与条形座相对的一面为斜面；两个支耳A(11)与条形座相对的空间形成翼片卡槽；

翼片(1)上的支耳B(12)为L型，支耳B(12)的水平部分与翼片(1)相连，竖直部分的端面为与支耳A(11)上的斜面倾斜度相同的斜面；

所述翼片卡槽以及两个相配合的斜面共同组成锁紧定位机构；

当翼片(1)在外力作用下处于折叠状态时，所述支耳B(12)未进入翼片卡槽内，所述支耳B(12)的端部与所述支耳A(11)的端部抵触，使扭簧(4)处于压缩及扭转状态；

当解除翼片(1)上的外力后，所述翼片(1)在扭簧(4)扭转恢复力的作用下扭转展开，同时在扭簧(4)压缩恢复力的作用下将所述支耳B(12)推进翼片卡槽内，在该过程中，所述支耳A(11)与所述支耳B(12)上的斜面相互配合引导所述支耳B(12)进入翼片卡槽；当所述支耳B(12)位于翼片卡槽内时，所述支耳A(11)与所述支耳B(12)上的斜面相互配合对所述翼片(1)进行位置锁定。

4.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：所述安装筒(2)上，所述转动筒(3)的轴向两端分别设置有固定环(10)，所述固定环(10)用于所述转动筒(3)和滚珠(8)的轴向限位。

5.如权利要求1所述的小口径火箭旋转式折叠尾翼，其特征在于：还包括用于对所述滚珠(8)起密封作用的密封圈(9)。