地面组弹车的制作方法

1.本技术涉及导弹组装技术领域，尤其是涉及一种地面组弹车。


背景技术：

2.目前，导弹和导弹发射架的组装过程如下：发射架需提前固定到飞机上，导弹举升至飞机内部挂装，遮挡物多，挂装难度大，组装效率低，影响作战响应时间。


技术实现要素：

3.本技术的目的在于提供一种地面组弹车，在一定程度上解决了现有技术中存在的导弹和导弹发射架组装难度大，费时费力，影响作战响应时间的技术问题。
4.本技术提供了一种地面组弹车，包括：行走机构以及设置于所述行走机构的升降机构、吊装机构和组弹辅助机构；其中，所述行走机构用于在工作面上全向移动；
5.所述吊装机构用于吊装导弹发射架，且所述吊装机构能够通过所述升降机构相对所述行走机构升降；所述组弹辅助机构用于安装与所述导弹发射架相适配的导弹。
6.在上述技术方案中，进一步地，所述吊装机构包括水平位置调节机构、第一吊装辅助机构、第二吊装辅助机构、提升机构以及旋转调节机构；
7.其中，所述第一吊装辅助机构以及所述第二吊装辅助机构能够通过所述水平位置调节机构相对所述行走机构调节水平位置；所述第二吊装辅助机构通过所述提升机构相对所述行走机构调节高度位置；
8.所述第二吊装辅助机构用于安装所述导弹发射架，且所述旋转调节机构用于调整吊装于所述第二吊装辅助机构的所述导弹发射架与水平方向所成的角度。
9.在上述任一技术方案中，进一步地，所述水平位置调节机构包括第一支撑构件、第二支撑构件、纵向驱动组件以及横向驱动组件；其中，所述第一支撑构件与所述升降机构的远离所述行走机构的一端转动连接；
10.所述第二支撑构件设置所述第一支撑构件，且所述第二支撑构件能够通过所述纵向驱动组件沿着所述第一支撑构件的纵向移动，所述第二支撑构件能够通过所述横向驱动组件沿着所述第一支撑构件的横向移动；
11.所述第一吊装辅助机构以及所述第二吊装辅助机构均设置于所述第二支撑构件。
12.在上述任一技术方案中，进一步地，所述第一吊装辅助机构包括支撑主体、吊装臂、第一导向限位构件以及第二导向限位构件；其中，所述吊装臂与所述支撑主体相垂直连接；所述支撑主体形成有安装槽部，所述提升机构设置于所述安装槽部；
13.所述第一导向限位构件与所述吊装臂的一端相连接，所述旋转调节机构与所述吊装臂的相对的另一端相连接，且所述第二导向限位构件与所述旋转调节机构相连接；
14.所述第一导向限位构件形成有第一导向限位部，所述第二导向限位构件形成有第二导向限位部。
15.在上述任一技术方案中，进一步地，所述第二吊装辅助机构包括固定梁、吊环以及
夹爪构件；
16.其中，所述固定梁的一端形成有与所述第一导向限位部相互限位的第三导向限位部，所述固定梁的相对的另一端形成有与所述第二导向限位部相互限位的第四导向限位部；
17.所述夹爪构件以及所述吊环均设置于所述固定梁。
18.在上述任一技术方案中，进一步地，所述提升机构包括安装座、导正轮、滑轮、绳索、吊钩以及第一驱动装置；其中，所述安装座、所述导正轮以及所述滑轮沿着所述第二支撑构件的长度方向顺次设置设置于所述第二支撑构件；
19.所述绳索可转动地缠绕于所述安装座的支撑轴上，且所述绳索的一端经过所述导正轮，并且绕过所述滑轮与所述吊钩相连接；
20.所述第一驱动装置与所述支撑轴相连接，用于驱动所述支撑轴旋转。
21.在上述任一技术方案中，进一步地，所述组弹辅助机构包括第一安装构件、第二安装构件、第三安装构件、承载构件、夹持构件以及托举组件；
22.其中，所述行走机构形成有安装缺口，所述第一安装构件设置于所述缺口内，且所述第一安装构件与所述行走机构可拆卸连接；所述第二安装构件与所述第一安装构件相连接，且所述第二安装构件形成有安装腔，所述第三安装构件以及所述托举组件均设置于所述安装腔内；
23.所述第三安装构件与所述托举组件相连接，且所述第三安装构件通过所述托举组件相对所述第二安装构件升降；
24.所述承载构件与所述第三安装构件滑动连接，且所述承载构件能够相对所述第三安装构件沿着水平方向滑动；所述夹持构件设置于所述承载构件。
25.在上述任一技术方案中，进一步地，所述承载构件的数量为多个，且多个所述承载构件沿着所述行走机构的宽度方向顺次设置；任一所述承载构件均设置有多个所述夹持构件；和/或
26.所述夹持构件包括相连接的夹持部、遮挡部以及连接部；
27.其中，所述承载构件形成有安装槽，所述连接部插设于所述安装槽内，所述遮挡部封盖于所述安装槽的开口处，所述夹持部位于所述安装槽的外部；所述连接部套设有弹性构件。
28.在上述任一技术方案中，进一步地，所述升降机构包括第二驱动装置、丝杠传动组件、第一支撑梁以及第二支撑梁；其中，所述第一支撑梁与所述第二支撑梁交叉转动连接；
29.所述第一支撑梁的一端与所述行走机构滑动连接，所述第二驱动装置通过所述丝杠传动组件驱动所述第一支撑梁相对所述行走机构滑动，所述第一支撑梁的相对的另一端与所述吊装机构转动连接；
30.所述第二支撑梁的一端与所述行走机构转动连接，所述第二支撑梁的相对的另一端与所述吊装机构转动连接。
31.在上述任一技术方案中，进一步地，所述行走机构包括行走框架以及与所述行走框架转动连接的四个行走轮，且任一所述行走轮均设置有转向构件；
32.两组呈对角设置的所述行走轮中的一组所述行走轮设置有动力驱动构件。
33.与现有技术相比，本技术的有益效果为：
34.本地面组弹车将导弹与导弹发射架的安装过程转移到地面完成，组装后的发射架直接安装至飞机弹仓的内部，缩短导弹与发射架挂装的操作时间，降低挂装难度，安全性更高。
35.而且整个组弹过程可遥控安装，自动化程度高，提高导弹与发射架的组装效率，缩短部队作战响应时间。
附图说明
36.为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
37.图1为本技术实施例提供的地面组弹车与磁悬浮导电轨装配的结构示意图；
38.图2为本技术实施例提供的吊装机构的结构示意图；
39.图3为本技术实施例提供的组弹辅助机构的结构示意图；
40.图4为图3在a处的放大结构示意图；
41.图5为本技术实施例提供的行走机构的结构示意图；
42.图6为本技术实施例提供的行走机构的又一结构示意图。
43.附图标记：
[0044]1‑
吊装机构，11
‑
水平位置调节机构，111
‑
第一支撑构件，112
‑
第二支撑构件，113
‑
纵向驱动组件，114
‑
横向驱动组件，115
‑
延伸框，116
‑
滑动销，12
‑
第一吊装辅助机构，121
‑
支撑主体，122
‑
吊装臂，123
‑
第一导向限位构件，1231
‑
第一导向限位部，124
‑
第二导向限位构件，13
‑
第二吊装辅助机构，131
‑
固定梁，132
‑
吊环，133
‑
夹爪构件，14
‑
提升机构，141
‑
安装座，142
‑
导正轮，143
‑
滑轮，144
‑
绳索，145
‑
吊钩，15
‑
旋转调节机构，151
‑
回转驱动装置，152
‑
回转座；
[0045]2‑
组弹辅助机构，21
‑
第一安装构件，22
‑
第二安装构件，23
‑
第三安装构件，24
‑
承载构件，25
‑
夹持构件，251
‑
夹持部，252
‑
遮挡部，253
‑
连接部，254
‑
托举组件，2541
‑
驱动电机，2542
‑
螺旋升降机；
[0046]3‑
行走机构，31
‑
行走框架，32
‑
行走轮；
[0047]4‑
升降机构，41
‑
第一支撑梁，42
‑
第二支撑梁；
[0048]5‑
电气控制柜，6
‑
电源。
具体实施方式
[0049]
下面将结合附图对本技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0050]
通常在此处附图中描述和显示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本技术的范围，而是仅仅表示本技术的选定实施例。
[0051]
基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0052]
在本技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0053]
在本技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
[0054]
下面参照图1至图6描述根据本技术一些实施例所述的地面组弹车。
[0055]
参见图1所示，本技术的实施例提供了一种地面组弹车，包括：行走机构3以及设置于行走机构3的升降机构4、吊装机构1和组弹辅助机构2；其中，行走机构3用于在工作面上全向移动(全向移动也即沿着水平面内的任意方向运动并且可以自由旋转)；
[0056]
吊装机构1用于吊装导弹发射架，且吊装机构1能够通过升降机构4相对行走机构3升降；组弹辅助机构2用于安装与导弹发射架相适配的导弹。
[0057]
本地面组弹车的工作过程如下：
[0058]
首先利用行走机构3将本地面组弹车移动到开阔的安装空间内，而后利用吊装机构1将导弹安装在组弹辅助机构2，之后再利用吊装机构1吊装导弹发射架，而后利用升降机构4下降以及利用下文所述的吊装机构1自身所具备的旋转调节机构15旋转调节导弹发射架的空间位置，将导弹发射架装配于导弹上，从而完成导弹与导弹发射架的组装，组装后的发射架再通过行走机构3运输至飞机弹仓的内部进行装配。
[0059]
可见，本地面组弹车将导弹与导弹发射架的安装过程转移到地面完成，组装后的发射架直接安装至飞机弹仓的内部，缩短导弹与发射架挂装的操作时间，挂装操作无障碍物遮挡，降低挂装难度，安全性更高。
[0060]
而且整个组弹过程可遥控安装，自动化程度高，提高导弹与发射架的组装效率，缩短部队作战响应时间。
[0061]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1和图2所示，吊装机构1包括水平位置调节机构11、第一吊装辅助机构12、第二吊装辅助机构13、提升机构14以及旋转调节机构15；
[0062]
其中，第一吊装辅助机构12以及第二吊装辅助机构13能够通过水平位置调节机构11相对行走机构3调节水平位置；第二吊装辅助机构13通过提升机构14相对行走机构3调节高度位置；
[0063]
第二吊装辅助机构13用于安装导弹发射架，且旋转调节机构15用于调整吊装于第二吊装辅助机构13的导弹发射架与水平方向所成的角度。
[0064]
在该实施例中，首先利用水平位置调节机构11以及提升机构14相配合将导弹吊起，并安装在组弹辅助机构2上；
[0065]
而后将导弹发射架安装于第二吊装辅助机构13，再利用提升机构14提升第二吊装辅助机构13至第一吊装机构1以及旋转调节机构15处，并且使得第二吊装辅助机构13分别与第一吊装机构1以及旋转调节机构15组装；
[0066]
而后由旋转调节机构15调节第二吊装辅助机构13与水平面的角度，也即间接调整了导弹发射架的角度，当到达预设的装配角度后，停止调整，而后再由水平位置调节机构11将导弹发射架调整至预设的水平位置处，最后利用升降机构4下移导弹发射架，使导弹发射架与夹持于组弹辅助机构2上的导弹相组装在一起。注意，关于导弹发射架的角度和水平位置的调节顺序不仅限于上述，还可根据实际需要设置，而且调节次数也可根据实际需要设置。
[0067]
上述的调节过程尤其可采用遥控调节导弹发射架的空间位置，自动化程度较高，省时省力。此外，对导弹发射架能够进行x、y、z三方向的调整，以及对导弹发射架与水平方向所形成的角度可调，实现了对导弹发射架的位置的精确调节，提升了装配的精度。
[0068]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1和图2所示，水平位置调节机构11包括第一支撑构件111、第二支撑构件112、纵向驱动组件113以及横向驱动组件114；其中，第一支撑构件111与升降机构4的远离行走机构3的一端转动连接；
[0069]
第二支撑构件112设置第一支撑构件111，且第二支撑构件112能够通过纵向驱动组件113沿着第一支撑构件111的纵向移动，第二支撑构件112能够通过横向驱动组件114沿着第一支撑构件111的横向移动；
[0070]
第一吊装辅助机构12以及第二吊装辅助机构13均设置于第二支撑构件112。
[0071]
在该实施例中，利用上述部件对导弹发射架的水平位置进行调节的过程如下(注意，调节顺序并不限于以下，还可根据实际需要设置)：
[0072]
利用纵向驱动组件113驱动第二支撑构件112沿着第一支撑构件111进行纵向调节也即调节x轴的位置，利用横向驱动组件114驱动第二支撑构件112沿着第一支撑构件111进行横向调节也即调节y轴的位置，从而实现了对第一吊装辅助机构12、第二吊装辅助机构13的水平位置的调节，进而也间接实现了对安装于第一吊装辅助机构12和第二吊装辅助机构13上的导弹发射架的位置的调节。
[0073]
可见，上述结构不仅是在导弹发射架与第一吊装辅助机构12和第二吊装辅助机构13装配的过程中具有调节作用，而且在上述组装过程完成后，在导弹发射架与夹持在组弹辅助机构2上的导弹的装配过程中，也具有精确的调节位置的作用，自动化程度高，可控性更强。
[0074]
其中，优选地，第二支撑构件112与第一支撑构件111之间通过导轨滑动连接。
[0075]
其中，优选地，第一支撑构件111为平台，第二支撑构件112为移动框，此移动框连接有沿着竖直方向延伸的延伸框115，延伸框115开设有滑槽，第一吊装辅助机构12连接滑动销116，滑动销116可滑动地插设于此滑槽内。
[0076]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1和图2所示，第一吊装辅助机构12包括支撑主体121、吊装臂122、第一导向限位构件123以及第二导向限位构件124；其中，吊装臂122与支撑主体121相垂直连接；支撑主体121形成有安装槽部，提升机构14设置于安装槽部；
[0077]
第一导向限位构件123与吊装臂122的一端相连接，旋转调节机构15与吊装臂122的相对的另一端相连接，且第二导向限位构件124与旋转调节机构15相连接；
[0078]
第一导向限位构件123形成有第一导向限位部1231，第二导向限位构件124形成有第二导向限位部。
[0079]
在该实施例中，第二吊装辅助机构13与第一吊装辅助机构12的装配过程如下：
[0080]
利用提升机构14提升第二吊装辅助机构13至第一吊装机构1以及旋转调节机构15处，第二吊装辅助机构13的第一导向限位部1231和第二导向限位部分别与对应的下文所述的第一吊装辅助机构12的第三导向限位部和第四导向限位部相互导向、定位，加之提升机构14保持对第二吊装辅助机构13的提升作用，提高了第二吊装辅助机构13的稳定性，进而实现了对导弹发射架的装配。
[0081]
此外，还可利用旋转调节机构15对第二吊装辅助机构13连同安装于第二吊装辅助机构13上的导弹发射架的角度进行调节，以满足预设的安装角度。
[0082]
其中，优选地，第一导向限位部1231为开设于第一导向限位构件123上的开口向下的梯形槽，第二导向限位部为开设于第二导向限位构件124上的开口向下的梯形槽。
[0083]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1和图2所示，第二吊装辅助机构13包括固定梁131、吊环132以及夹爪构件133；
[0084]
其中，固定梁131的一端形成有与第一导向限位部1231相互限位的第三导向限位部，固定梁131的相对的另一端形成有与第二导向限位部相互限位的第四导向限位部，在第二吊装辅助机构13与第一吊装辅助机构12组装的过程中，起到导向和定位的作用。
[0085]
其中，优选地，其中，优选地，第三导向限位部以及第四导向限位部均为与上述梯形槽相适配的梯形块。
[0086]
夹爪构件133以及吊环132均设置于固定梁131，其中，夹爪构件133用于夹持住导弹发射架，吊环132用于与下文所述的提升机构14的吊钩145相连接。
[0087]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1和图2所示，提升机构14包括安装座141、导正轮142、滑轮143、绳索144、吊钩145以及第一驱动装置；其中，安装座141、导正轮142以及滑轮143沿着第二支撑构件112的长度方向顺次设置设置于第二支撑构件112；
[0088]
绳索144可转动地缠绕于安装座141的支撑轴上，且绳索144的一端经过导正轮142，并且绕过滑轮143与吊钩145相连接；
[0089]
第一驱动装置与支撑轴相连接，用于驱动支撑轴旋转。
[0090]
在该实施例中，第一驱动装置驱动支撑轴旋转，从而实现了绳索144的释放或者卷收，从而实现了与吊钩145相连接的第二吊装辅助机构13的升降。其中，导正轮142以及滑轮143均起到导向的作用。
[0091]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图3和图4所示，组弹辅助机构2包括第一安装构件21、第二安装构件22、第三安装构件23、承载构件24、夹持构件25以及托举组件254；
[0092]
其中，行走机构3形成有安装缺口，第一安装构件21设置于缺口内，且第一安装构件21与行走机构3可拆卸连接，也即将第一安装构件21沿着行走机构3的侧向推入上述缺口内，进而实现了行走机构3与第一安装构件21的装配。
[0093]
第二安装构件22与第一安装构件21相连接，且第二安装构件22形成有安装腔，第三安装构件23以及托举组件254均设置于安装腔内；
[0094]
第三安装构件23与托举组件254相连接，且第三安装构件23通过托举组件254相对第二安装构件22升降；
[0095]
承载构件24与第三安装构件23滑动连接，具体可通过滑轨滑动连接，且承载构件24能够相对第三安装构件23沿着水平方向滑动；夹持构件25设置于承载构件24。
[0096]
在该实施例中，托举组件254能够驱动第三安装构件23上升或者下降，进而间接驱
动承载构件24上升或者下降，从而调节安装于承载构件24上的夹持构件25的高度，进而调节夹持于夹持构件25上的导弹的高度，便于后期与导弹发射架的装配。
[0097]
此外，由于承载构件24与第三安装构件23滑动连接，还可沿着水平方向对导弹进行微调，以满足装配要求。
[0098]
其中，优选地，承载构件24的数量为多个，且多个承载构件24沿着行走机构3的宽度方向顺次设置；任一承载构件24均设置有多个夹持构件25。基于上述结构，每一个承载构件24可以安装1至2枚导弹，进而实现一个导弹发射架与多个导弹的装配，提升装配效率，而且注意，多个承载构件24可以同时使用，也可单独使用，根据实际需要选择。
[0099]
而且任一承载构件24还配设有定位销，第三安装构件23形成有腰形定位孔，当将承载构件24水平移动到合适的位置后，可安装好定位销，实现对承载构件24的定位。当然，不仅限于上述结构，还可在导轨上设置导轨强力锁紧滑块，用于对承载构件24限位。
[0100]
其中，优选地，托举组件254包括相连接的驱动电机2541及螺旋升降机2542，螺旋升降机2542与第三安装构件23相连接，当然，不仅限于此，托举组件254还可采用顺次相连接的驱动电机2541、锥形齿轮传动组件以及丝杠组件，丝杠组件的丝母座与第三安装构件23相连接。
[0101]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图4所示，夹持构件25包括相连接的夹持部251、遮挡部252以及连接部253；
[0102]
其中，承载构件24形成有安装槽，连接部253插设于安装槽内，遮挡部252封盖于安装槽的开口处，夹持部251位于安装槽的外部；连接部253套设有弹性构件。
[0103]
在该实施例中，夹持部251用于夹持住导弹，遮挡部252对弹性构件限位，上述的弹性构件具有对导弹缓冲的作用。
[0104]
其中，优选地，夹持部251形成有u型的夹持口，用于夹持住导弹。
[0105]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图2所示，旋转调节机构15包括相连接的回转驱动装置151以及回转座152，第一导向限位构件123与回转座152相连接。
[0106]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图1所示，升降机构4包括第二驱动装置、丝杠传动组件、第一支撑梁41以及第二支撑梁42；其中，第一支撑梁41与第二支撑梁42交叉转动连接；
[0107]
第一支撑梁41的一端与行走机构3滑动连接，第二驱动装置通过丝杠传动组件驱动第一支撑梁41相对行走机构3滑动，第一支撑梁41的相对的另一端与吊装机构1转动连接；
[0108]
第二支撑梁42的一端与行走机构3转动连接，第二支撑梁42的相对的另一端与吊装机构1转动连接。
[0109]
在该实施例中，第二驱动装置驱动丝杠传动组件的丝杆旋转，丝杆旋转进而驱动丝母座沿着丝杆移动，进而驱动第一支撑梁41的一端相对行走机构3滑动，进而迫使第一支撑梁41与第二支撑梁42转动，同时实现升降机构4上方的吊装机构1的升降。
[0110]
在本技术的一个实施例中，优选地，如图5和图6所示，行走机构3包括行走框架31以及与行走框架31转动连接的四个行走轮32，且任一行走轮32均设置有转向构件；
[0111]
两组呈对角设置的行走轮32中的一组行走轮32设置有动力驱动构件。
[0112]
上述结构能够实现行走机构3的原地旋转、横向、纵向以及斜向的移动，有利于地
面组弹车在飞机下进行快速避障行驶。其中，关于转向构件和动力驱动构件均为车辆的现有部件，在此，不再详述。
[0113]
其中，优选地，行走框架31内设置有电气控制柜5和电源6。
[0114]
综上，调节吊车升降机构4和吊车平台，并使用吊钩145将导弹吊装至承载构件24上的夹持构件25上固定，每个承载构件24可安装1至2个导弹。
[0115]
而后将导弹发射架安装于第二吊装辅助机构13，再将第二吊装辅助机构13吊挂于提升机构14，提升机构14将第二吊装辅助机构13提升到第一吊装辅助机构12的吊装臂122处，第二吊装辅助机构13分别与第一导向限位构件123以及第二导向限位构件124相组装在一起。旋转调节机构15则驱动第二导向限位构件124连同第二吊装辅助机构13旋转，进而调节导弹发射架的角度，并且利用组弹辅助机构2调节导弹的高度位置以及水平位置，最后再利用升降机构4下降，将导弹发射架安装在导弹上。
[0116]
实现了一个发射架与多枚导弹的组装，快速，高效，而且具有位置以及角度调节机构，因而可满足不同规格的导弹与导弹发射架的挂装要求，综合提高导弹与发射架的组装效率，缩短部队作战响应时间。
[0117]
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围。