本发明涉及导弹发射装置技术领域，具体地，涉及适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩及导弹发射装置。
背景技术：
导弹发射装置在发射导弹时会产生非常大的气流冲击力，现有技术中通常在导弹发射装置的后方设置一块抗冲击的尾罩来进行消除，此种尾罩结构较为简单，一般为球锥形的罩体结构，并且采用高强度的板材材料制成，确保其强度，但在实际使用的过程中，导弹发射时产生的冲击力碰撞到尾罩后，其冲击力有时候会凝聚到一点，会尾罩产生巨大压力，造成尾罩的破坏，另外，尾罩在抗冲击时会从边缘处释放，较易对站在边侧的工作人员造成伤害。
公开号为cn208486919u，名称为一种航天发动机尾罩壳体的发明专利，该发明公开一种航天发动机尾罩壳体，上安装板、下安装板以及设置在上安装板和下安装板之间的罩筒；所述的上安装板上设置有尾罩安装槽；该尾罩安装槽内安装有可拆卸的尾罩；所述的罩筒的外侧设置有向内侧凹陷的槽体；而相邻槽体之间则形成片状结构的散热体；该散热体从上安装板的下端面外边缘向下方设置一直延伸到下安装板上端面外边缘处。该发明不能够有效的抗击冲击力，安全性较低。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩及导弹发射装置。
根据本发明提供的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，包括罩体，所述罩体为圆形，所述罩体的一侧同心开设有冲击槽，所述冲击槽的内壁在圆心处垂直固定设置有柱体，所述柱体的内壁固定套设有分流盘，所述分流盘上围绕所述柱体设置有多个隔板，所述分流盘和所述柱体与所述多个隔板构成多个导流槽，所述冲击槽的内壁设置有与导流槽数目相同且位置相对应的消能机构；所述消能机构包括第一直筒段、第一减压段、第二直筒段、第二减压段和第三直筒段，所述第一直筒段、第一减压段、第二直筒段、第二减压段和第三直筒段从所述冲击槽的内壁到所述罩体的边缘依次设置且是相互连通，构成所述消能机构的消能腔；所述第一直筒段、第二直筒段和第三直筒段均为圆柱型，且三者的直径依次阶段性的增加设置；所述第一减压段与第二减压段均为圆台型，且两者的内径依次呈线性增加设置；所述第一直筒段与所述第二直筒段的内壁等间距设有多个消能板，所述消能板沿周向均匀排布，所述第三直筒段的内设有消能活塞。
可选的或优选地，所述消能活塞与所述第三直筒段的内壁密封连接，所述消能活塞在所述第三直筒段的内壁上下滑动。
可选的或优选地，与所述冲击槽垂直的气流在所述导流槽的导向下进入所述消能腔。
可选的或优选地，所述消能活塞与所述第三直筒段之间形成密封的终极消能段，当所述终极消能段的内部气压与外界气压相同时，所述消能活塞靠近所述第二减压段。
可选的或优选地，所述消能板为矩形，所述消能板至少设有5个。
可选的或优选地，所述柱体为圆锥形设计。
可选的或优选地，所述消能活塞与所述第三直筒段的内壁固定设有消能弹簧，所述消能弹簧对所述消能活塞具有导向作用。
根据本发明提供的导弹发射装置，包括上述的抗冲击尾罩。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：导弹装置在发射导弹后，其产生非常大的冲击气流，冲击气流垂直冲击至柱体上，并在分流盘、隔板和导流槽的作用下冲入对应的消能腔内，在第一直筒段内的多个消能板的依次阻挡消能后，第一减压段的初步减压，第二直筒段内的多个消能板的依次阻挡消能后，第二减压段的再次减压，第三直筒段的冲击消能活塞，压缩终极消能段内的空气并产生高压气体后，由发射产生的气流冲击力可完全消耗殆尽，同时也不会在罩体造成破坏，更不会从边缘处释放，使用安全性较高。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明提出的一种导弹发射装置用的抗冲击尾罩的侧面结构透视图；
图2为本发明提出的一种导弹发射装置用的抗冲击尾罩消能机构的结构示意图；
图3为本发明提出的一种导弹发射装置用的抗冲击尾罩第一直筒段与消能板连接的结构示意图；
图4为本发明提出的一种导弹发射装置用的抗冲击尾罩的侧面结构示意图。
图中所示：1罩体、2冲击槽、3分流盘、4柱体、5隔板、6消能机构、61第一直筒段、62第一减压段、63第二直筒段、64第二减压段、65第三直筒段、66消能板、67消能活塞。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1～4所示为本发明提供的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：包括罩体1，所述罩体1为圆形，所述罩体1的一侧同心开设有冲击槽2，所述冲击槽2的内壁在其圆心处垂直固定设置有柱体4，所述柱体4的内壁固定套设有分流盘3，所述分流盘3上围绕所述柱体4设置有多个隔板5，所述分流盘3和所述柱体4与所述多个隔板5构成多个导流槽，所述冲击槽2的内壁设置有与导流槽数目相同且位置相对应的消能机构6；所述消能机构6包括第一直筒段61、第一减压段62、第二直筒段63、第二减压段64和第三直筒段65，所述第一直筒段61、第一减压段62、第二直筒段63、第二减压段64和第三直筒段65从所述冲击槽2的内壁到所述罩体1的边缘依次设置且它们是相互连通的，构成所述消能机构6的消能腔；所述第一直筒段61、第二直筒段63和第三直筒段65均为圆柱型，且三者的直径依次阶段性的增加设置；所述第一减压段62与第二减压段64均为圆台型，且两者的内径依次呈线性增加设置；所述第一直筒段61与所述第二直筒段63的内壁等间距设有多个消能板66，所述消能板66沿其周向均匀排布，所述第三直筒段65的内设有消能活塞67。
作为本发明一种优选的实施方式，所述消能活塞67与所述第三直筒段65的内壁密封连接，所述消能活塞67在所述第三直筒段65的内壁上下滑动。
作为本发明一种优选的实施方式，与所述冲击槽2垂直的气流在所述导流槽的导向下进入所述消能腔。
作为本发明一种优选的实施方式，所述消能活塞67与所述第三直筒段65之间形成密封的终极消能段，当所述终极消能段的内部气压与外界气压相同时，所述消能活塞67靠近所述第二减压段64，气流在消能活塞67将终极消能段的空气压缩为高压气体。
作为本发明一种优选的实施方式，所述消能板66为矩形，所述消能板66至少设有5个，对冲击气流进行消能。
作为本发明一种优选的实施方式，所述柱体4为圆锥形设计，柱体4、隔板5和分流盘3主要起到分割气流的作用。
作为本发明一种优选的实施方式，所述消能活塞67与所述第三直筒段65的内壁固定设有消能弹簧，所述消能弹簧对所述消能活塞67具有导向作用。
本发明中，导弹装置在发射导弹后，其产生非常大的冲击气流，冲击气流垂直冲击至柱体4上，并在分流盘3、隔板5和导流槽的作用下冲入对应的消能腔内，进入第一直筒段61内，在多个消能板66的依次阻挡消能后，进入第一减压段62内进行初步减压，进入第二直筒段63内，再次在多个消能板66的依次阻挡消能后，进入第二减压段64内进行再次减压，并进入第三直筒段65，冲击消能活塞67，压缩终极消能段内的空气并产生高压气体，在上述过程中，由发射产生的气流冲击力可完全消耗殆尽，同时也不会在罩体1造成破坏，更不会从边缘处释放，使用安全性较高，待消能结束后，消能活塞67在大气压强与高压气体的作用下重新恢复至初始位置。
值得说明的是，第一减压段62与第二减压段64的减压远离为空气动力学，具体的为，管径与气压成反比；由于消能的过程也代表着热能的产生，本尾罩需在冷却设备的辅助下方可持续使用。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
1.一种适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：包括罩体(1)，所述罩体(1)为圆形，所述罩体(1)的一侧同心开设有冲击槽(2)，所述冲击槽(2)的内壁在圆心处垂直固定设置有柱体(4)，所述柱体(4)的内壁固定套设有分流盘(3)，所述分流盘(3)上围绕所述柱体(4)设置有多个隔板(5)，所述分流盘(3)、所述柱体(4)与所述多个隔板(5)构成多个导流槽，所述冲击槽(2)的内壁设置有与导流槽数目相同且位置相对应的消能机构(6)；
所述消能机构(6)包括第一直筒段(61)、第一减压段(62)、第二直筒段(63)、第二减压段(64)和第三直筒段(65)，所述第一直筒段(61)、第一减压段(62)、第二直筒段(63)、第二减压段(64)和第三直筒段(65)从所述冲击槽(2)的内壁到所述罩体(1)的边缘依次设置且相互连通，构成所述消能机构(6)的消能腔；
所述第一直筒段(61)、第二直筒段(63)和第三直筒段(65)均为圆柱型，且三者的直径依次阶段性的增加设置；所述第一减压段(62)与第二减压段(64)均为圆台型，且两者的内径依次呈线性增加设置；
所述第一直筒段(61)与所述第二直筒段(63)的内壁等间距设有多个消能板(66)，所述消能板(66)沿周向均匀排布，所述第三直筒段(65)的内设有消能活塞(67)。
2.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：所述消能活塞(67)与所述第三直筒段(65)的内壁密封连接，所述消能活塞(67)在所述第三直筒段(65)的内壁上下滑动。
3.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：与所述冲击槽(2)垂直的气流在所述导流槽的导向下进入所述消能腔。
4.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：所述消能活塞(67)与所述第三直筒段(65)之间形成密封的终极消能段，当所述终极消能段的内部气压与外界气压相同时，所述消能活塞(67)靠近所述第二减压段(64)。
5.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：所述消能板(66)为矩形，所述消能板(66)至少设有5个。
6.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：所述柱体(4)为圆锥形设计。
7.如权利要求1所述的适用于导弹发射装置的抗冲击尾罩，其特征在于：所述消能活塞(67)与所述第三直筒段(65)的内壁固定设有消能弹簧，所述消能弹簧对所述消能活塞(67)具有导向作用。
8.一种导弹发射装置，其特征在于：包括权利要求1至7任一项所述的抗冲击尾罩。
技术总结