本實(shí)用新型涉及一種防繞流的穩(wěn)定器，屬于民用火箭彈領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

穩(wěn)定器是保證彈體可靠飛行的重要部件，尤其對(duì)于可折疊尾翼，為了適應(yīng)筒式發(fā)射的需要，零件布局相當(dāng)緊湊。傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定器為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，如圖1所示，尾翼與尾翼架之間有2～3處鉸鏈連接，翼軸為細(xì)長(zhǎng)桿，兩端均制有螺紋。翼軸依次穿過(guò)尾翼架座孔、尾翼支耳孔后，兩組六角螺母、平墊、彈簧墊圈分別從兩個(gè)方向?qū)⒁磔S固定在尾翼架上。存在的問(wèn)題是：翼軸為大長(zhǎng)細(xì)比桿件，制造螺紋造成加工周期長(zhǎng)，同軸度不易保證；在翼軸上彈簧連接處與尾翼架支耳之間存在較大區(qū)域的狹長(zhǎng)、帶狀貫通結(jié)構(gòu)，容易形成氣流干擾源，影響穩(wěn)定器的工作效率。尤其是用于制導(dǎo)火箭，當(dāng)尾翼轉(zhuǎn)到一定角度時(shí)，尾翼與彈身之間的縫隙加大，將使升力損失增加，控制效率進(jìn)一步降低。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的是為了解決傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定器帶來(lái)的氣流紊亂、氣動(dòng)外形不流暢，用于制導(dǎo)彈藥后控制效率低下的問(wèn)題，同時(shí)降低組裝難度。

本實(shí)用新型的目的是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：

本實(shí)用新型的一種防繞流的穩(wěn)定器，包括尾翼、翼軸、彈簧、尾翼架、擋板、彈性擋圈；

尾翼架兩端支耳的背側(cè)板面加工有定位平面；

翼軸為通直光軸，兩端側(cè)壁加工有環(huán)形槽；

擋板為長(zhǎng)度與尾翼架兩端支耳定位平面的間距相匹配、寬度與尾翼架支耳高度相匹配的矩形薄板；

翼軸同時(shí)穿過(guò)尾翼和尾翼架的支耳孔，在尾翼與尾翼架連接的支耳處安裝彈簧，翼軸通過(guò)在兩端環(huán)形槽內(nèi)分別套接彈性擋圈，使尾翼軸相對(duì)尾翼架軸向定位；擋板的兩端通過(guò)螺釘固定在尾翼架兩端支耳的定位平面上，使擋板遮擋住在翼軸上彈簧連接處與尾翼架支耳之間貫通帶。

有益效果

本實(shí)用新型的穩(wěn)定器通過(guò)擋板實(shí)現(xiàn)了防氣流擾動(dòng)設(shè)計(jì)，通過(guò)在翼軸兩端使用彈性擋圈軸向定位，方便加工，靈活組合，縮短了加工周期，提高組裝效率。

附圖說(shuō)明

圖1為傳統(tǒng)穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本實(shí)用新型穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本實(shí)用新型穩(wěn)定器尾翼連接處剖面圖；

圖4為本實(shí)用新型穩(wěn)定器翼軸端面連接示意圖；

圖中，1-螺釘；2-擋板；3-尾翼；4-翼軸；5-彈簧；6-尾翼架；7-彈性擋圈。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型的內(nèi)容作進(jìn)一步的描述。

實(shí)施例

本實(shí)用新型的一種防繞流的穩(wěn)定器，如圖2所示，包括尾翼3、翼軸4、彈簧5、尾翼架6、擋板2、彈性擋圈7；

尾翼架6兩端支耳的背側(cè)板面加工有定位平面；

翼軸4為通直光軸，兩端側(cè)壁加工有環(huán)形槽；

擋板2為長(zhǎng)度與尾翼架6兩端支耳定位平面的間距相匹配、寬度與尾翼架6支耳高度相匹配的矩形薄板；

翼軸4同時(shí)穿過(guò)尾翼3和尾翼架6的支耳孔，在尾翼3與尾翼架6連接的支耳處安裝彈簧4，翼軸4通過(guò)在兩端環(huán)形槽內(nèi)分別套接彈性擋圈7，使尾翼軸相對(duì)尾翼架軸向定位，如圖4所示；擋板2的兩端通過(guò)螺釘1固定在尾翼架6兩端支耳的定位平面上，使擋板2遮擋住在翼軸上彈簧連接處與尾翼架支耳之間貫通帶，如圖3所示。