本实用新型涉及高压气瓶装置技术领域，具体为一种集成式弹上气源装置。
背景技术：
目前，国内外导弹飞行姿态控制通常依靠舵机实现，而舵机通过控制舵面的角度来调节导弹飞行姿态，从而命重目标，实现有效打击。气动舵机以响应速度快、重量轻、不消耗弹上有限的能源的优点，被国内外多数导弹舵机系统采用，而气源装置作为整个气动舵机的能源核心元件，在整个气动舵机上起着至关重要的作用。而导弹上舵机内部零部件重多，无法全部安装在导弹内部安装盘上，同时导弹外壁较薄，能够在舱壁给预留安装孔的个数有限，将多种零件打孔安装在舱壁上，将降低导弹整体强度。将这种分体式气源装置均装设在导弹内壁，虽然节约了弹内空间，却降低了导弹舱壁的机械强度。将气源装置装设在舵机外部会因气源装置的较大体积，增加导弹飞行过程中的阻力，甚至在导弹飞行的过程中气源装置会从舵机上脱落，造成导弹的飞行姿态无法调整的问题，影响导弹的正常使用，并降低了导弹的打击的准确度。
技术实现要素：
本实用新型要解决的技术问题是克服现有的缺陷，提供一种集成式弹上气源装置，整体集成化，减小占用体积，充分利用了舵机舱壁有限安装空间，解决了现有技术中多处打孔安装降低弹体强度的问题，实现瓶体内超高压气体按照规定路径定向输出，可以有效解决背景技术中的问题。
为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种集成式弹上气源装置，包括瓶体、充气毛细管、出气管，所述瓶体的外周设有与弹体内壁适配的弧形凸起部，弧形凸起部上开设有三组螺纹安装孔，所述充气毛细管的一端与瓶体的充气口连接，所述出气管的一端与瓶体的出气口连接，所述出气管的另一端设有出气接头，所述瓶体的一端对应出气管设有安装部，安装部的上部表面设有安装孔，安装孔的孔底设有连通至瓶体内腔的气源流槽，且瓶体的出气口延伸至安装孔内，安装孔内设有撞针组件，所述瓶体的上部设有卷筒，卷筒的一端中心处转动连接有与撞针组件相对应的锤臂，卷筒的筒身套接有扭簧，扭簧的一端与瓶体上安装的固定柱相抵触，扭簧的另一端与锤臂上安装的固定柱相抵触，所述瓶体的上部靠近锤臂设有工艺螺钉，且工艺螺钉的杆身设有用于压紧锤臂的压板；
所述撞针组件包括密封膜片和座体，所述密封膜片设置于安装孔的孔底并堵住气源流槽，所述座体安装于安装孔内，所述座体的下端套接有套筒，套筒的筒身均布有多组通孔，通孔与瓶体的出气口连通，所述座体为内部中空结构，且座体的内腔插接有撞针，撞针的针头伸入到套筒内，所述座体与套筒相接触的部位上侧设有与撞针的针身密封连接的密封圈二。
优选的，所述充气毛细管的另一端在充气结束后采用氩弧焊封口。
优选的，所述座体与安装孔接触的部位设有环槽，环槽内设有密封圈一。
优选的，所述套筒的下端外周通过卡环与密封膜片连接。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本集成式弹上气源装置，整体集成化，减小占用体积，瓶体的外周设有与弹体内壁适配的弧形凸起部，弧形凸起部上开设有三组螺纹安装孔，通过螺钉即可快速安装固定在弹体内壁上，使其安装方便和可靠固定，充分利用了舵机舱壁有限安装空间，解决了现有技术中多处打孔安装降低弹体强度的问题，当导弹飞行中需要舵机工作时，导弹为气源装置提供开瓶指令信号，导弹特定机构将工艺螺钉迅速撞断，锤臂在扭簧力的作用下迅速打击撞针组件，撞针组件将密封膜片刺破，瓶体内的超高压气体排出，提供舵机需要的稳定压力气源，实现超高压气体按照规定路径定向输出。
附图说明
图1为本实用新型初始状态结构示意图；
图2为本实用新型初始状态左视图；
图3为本实用新型工作状态结构示意图；
图4为本实用新型撞针组件结构示意图；
图5为本实用新型卷筒、扭簧、锤臂和工艺螺钉结构示意图。
图中：1出气接头、2出气管、3撞针组件、31密封圈一、32密封圈二、33套筒、34通孔、35压环、36密封膜片、37气源流槽、38撞针、39座体、4充气毛细管、5瓶体、6锤臂、7工艺螺钉、8卷筒、81扭簧、9螺纹安装孔。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。
请参阅图1-5，本实用新型提供一种技术方案：一种集成式弹上气源装置，包括瓶体5、充气毛细管4、出气管2，瓶体5的外周设有与弹体内壁适配的弧形凸起部，保证与弹体可靠连接且无应力集中，弧形凸起部上开设有三组螺纹安装孔9，通过螺钉即可快速安装固定在弹体内壁上，使其安装方便和可靠固定，充分利用了舵机舱壁有限安装空间，解决了现有技术中多处打孔安装降低弹体强度的问题，充气毛细管4的一端与瓶体5的充气口连接，充气毛细管4的另一端在充气结束后采用氩弧焊封口，确保气体无泄漏，出气管2的一端与瓶体5的出气口连接，出气管2的另一端设有出气接头1，瓶体5的一端对应出气管2设有安装部，安装部的上部表面设有安装孔，安装孔的孔底设有连通至瓶体5内腔的气源流槽37，且瓶体5的出气口延伸至安装孔内，安装孔内设有撞针组件3，瓶体5的上部设有卷筒8，卷筒8的一端中心处转动连接有与撞针组件3相对应的锤臂6，卷筒8的筒身套接有扭簧81，扭簧81的一端与瓶体5上安装的固定柱相抵触，扭簧81的另一端与锤臂6上安装的固定柱相抵触，瓶体5的上部靠近锤臂6设有工艺螺钉7，且工艺螺钉7的杆身设有用于压紧锤臂6的压板，当需要舵机工作时，导弹为气源装置提供开瓶指令信号，导弹特定机构将工艺螺钉7迅速撞断，锤臂6在扭簧81力的作用下迅速打击撞针组件3；
撞针组件3包括密封膜片36和座体39，密封膜片36设置于安装孔的孔底并堵住气源流槽37，座体39安装于安装孔内，座体39与安装孔接触的部位设有环槽，环槽内设有密封圈一31，确保连接密封性，座体39的下端套接有套筒33，套筒33的下端外周通过卡环35与密封膜片36连接，套筒33的筒身均布有多组通孔34，通孔34与瓶体5的出气口连通，座体39为内部中空结构，且座体39的内腔插接有撞针38，撞针38的针头伸入到套筒33内，座体39与套筒33相接触的部位上侧设有与撞针38的针身密封连接的密封圈二32，确保连接密封性，锤臂6打击撞针38，撞针38的针尖刺破密封膜片36，瓶体5内部超高压气源经过气源流槽37进入套筒33内，然后从套筒33筒身上的通孔34进入出气管2，提供舵机需要的稳定压力气源，实现超高压气体按照规定路径定向输出。
工作原理：在使用时，通过充气毛细管4向瓶体5内充45mpa高压气体，充气完成后充气毛细管4的开口使用氩弧焊进行封口，然后通过螺钉将瓶体5的弧形凸起部固定在弹体内壁上，而且螺钉与螺纹安装孔9配合，当导弹飞行过程中，需要舵机工作时，导弹为气源装置提供开瓶指令信号，导弹特定机构将工艺螺钉7迅速撞断，锤臂6在扭簧81力的作用下迅速打击撞针组件3，撞针组件3将密封膜片36刺破，使得瓶体5内的超高压气体经过气源流槽37进入套筒33内，然后从套筒33筒身上的通孔34进入出气管2，提供舵机需要的稳定压力气源。
尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。
1.一种集成式弹上气源装置，包括瓶体(5)、充气毛细管(4)、出气管(2)，其特征在于：所述瓶体(5)的外周设有与弹体内壁适配的弧形凸起部，弧形凸起部上开设有三组螺纹安装孔(9)，所述充气毛细管(4)的一端与瓶体(5)的充气口连接，所述出气管(2)的一端与瓶体(5)的出气口连接，所述出气管(2)的另一端设有出气接头(1)，所述瓶体(5)的一端对应出气管(2)设有安装部，安装部的上部表面设有安装孔，安装孔的孔底设有连通至瓶体(5)内腔的气源流槽(37)，且瓶体(5)的出气口延伸至安装孔内，安装孔内设有撞针组件(3)，所述瓶体(5)的上部设有卷筒(8)，卷筒(8)的一端中心处转动连接有与撞针组件(3)相对应的锤臂(6)，卷筒(8)的筒身套接有扭簧(81)，扭簧(81)的一端与瓶体(5)上安装的固定柱相抵触，扭簧(81)的另一端与锤臂(6)上安装的固定柱相抵触，所述瓶体(5)的上部靠近锤臂(6)设有工艺螺钉(7)，且工艺螺钉(7)的杆身设有用于压紧锤臂(6)的压板；
所述撞针组件(3)包括密封膜片(36)和座体(39)，所述密封膜片(36)设置于安装孔的孔底并堵住气源流槽(37)，所述座体(39)安装于安装孔内，所述座体(39)的下端套接有套筒(33)，套筒(33)的筒身均布有多组通孔(34)，通孔(34)与瓶体(5)的出气口连通，所述座体(39)为内部中空结构，且座体(39)的内腔插接有撞针(38)，撞针(38)的针头伸入到套筒(33)内，所述座体(39)与套筒(33)相接触的部位上侧设有与撞针(38)的针身密封连接的密封圈二(32)。
2.根据权利要求1所述的一种集成式弹上气源装置，其特征在于：所述充气毛细管(4)的另一端在充气结束后采用氩弧焊封口。
3.根据权利要求1所述的一种集成式弹上气源装置，其特征在于：所述座体(39)与安装孔接触的部位设有环槽，环槽内设有密封圈一(31)。
4.根据权利要求1所述的一种集成式弹上气源装置，其特征在于：所述套筒(33)的下端外周通过卡环(35)与密封膜片(36)连接。
技术总结