CN102494565A

CN102494565A - 一种导向式的火箭头体分离机构

Info

Publication number: CN102494565A
Application number: CN2011103566243A
Authority: CN
Inventors: 王蓉晖; 杨军; 卢睿; 吴俊全
Original assignee: No 41 Institute Of Fourth Academy China Aerospace Science & Industry Corp
Current assignee: No 41 Institute Of Fourth Academy China Aerospace Science & Industry Corp
Priority date: 2011-11-11
Filing date: 2011-11-11
Publication date: 2012-06-13
Anticipated expiration: 2031-11-11
Also published as: CN102494565B

Abstract

本发明涉及一种导向式的火箭头体分离机构，包括4个爆炸螺栓、安装盘、支耳、4个弹簧导杆、4个压缩弹簧和底板；其特征在于还包括顶筒、4根导向杆和4个顶板；顶筒的一端固连在安装盘的中部，另一端为两个凸台结构；4根导向杆穿过端部凸台的通孔后固连在另一个凸台上；在压缩弹簧的一端设有顶板，4个顶板将4个压缩弹簧压紧后卡在顶筒的端部凸台。本发明既能保证火箭在飞行时头体连接可靠，接到解锁指令后又能快速、平稳地将舱体和箭体的组合体沿轴向抛离，在分离过程中不磕碰、损伤和污染舱体内部的有效载荷，为有效载荷后续工作提供良好的安装环境。

Description

一种导向式的火箭头体分离机构

技术领域

本发明涉及一种火箭头体分离机构，具体涉及一种导向式的火箭头体分离机构，一种适用于火箭头体分离前可靠连接，分离后保证箭体运动姿态平稳，分离过程中对舱内有效载荷无污染的一种分离机构。

背景技术

分离机构要求连接、分离可靠，干扰小，结构简单、安全可靠。常用的连接解锁装置有机械式、卡环包带与爆炸螺栓的串联装置、无碎片爆炸螺栓、线形炸药索等，常采用火药爆炸气体压缩位能、弹簧压缩位能以及发动机推力等作为分离冲量装置。根据箭载有效载荷的技术要求，在火箭头体分离过程中不能磕碰、损伤和污染有效载荷。因此采用“爆炸螺栓+压缩弹簧”的头体分离机构。目前可知的材料中，利用压缩弹簧作为分离冲量装置，技术成熟，生产简单，可靠性高，无污染，但该装置均只用于提供分离动力，而不能保证在分离过程中使箭体保持一定的姿态运动。《导弹结构、材料、强度》(上)中4.2.3一节提到弹簧弹射器，介绍了一种尾罩分离的一种弹簧弹射器，但也只是提供分离力，而不保证尾罩分离后的运动姿态。《导弹、航天器结构分析与设计》(西北工业大学出版社，1995年10月第1版)6-5一节中，提到弹簧式分离装置，但该装置依靠火药力解锁，依靠弹簧力分离，同步性难保证，可靠性低，同时对分离部分姿态也不能保证。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种导向式的火箭头体分离机构，在分离过程中不磕碰、损伤和污染舱体内部的有效载荷，为有效载荷后续工作提供良好的安装环境。

技术方案

一种导向式的火箭头体分离机构，包括4个爆炸螺栓2、安装盘3、支耳4、4个弹簧导杆5、4个压缩弹簧9和底板10；其特征在于还包括顶筒6、4根导向杆7和4个顶板8；顶筒6的一端固连在安装盘3的中部，另一端为两个凸台结构；4根导向杆7穿过端部凸台的通孔后固连在另一个凸台上；在压缩弹簧9的一端设有顶板8，4个顶板8将4个压缩弹簧压紧后卡在顶筒6的端部凸台；所述4根导向杆7以均等距离分布于凸台圆周上。

所述的压缩弹簧9的在最初压缩位置的弹簧力弹力P₀根据下述公式组得出

v_{s} = \sqrt{\frac{2}{m_{v} m_{h}} [(m_{v} + m_{h}) AP - (m_{v} + m_{h}) f_{c}]},

AP = \frac{1}{2} P_{0}

其中：AP为弹簧的全功；v_s为在弹射分离装置行程终止时必需的相对分离速度；m_v为箭头质量；m_h为箭体质量；弹簧在最初压缩位置的弹簧力；l₀为弹射分离装置行程；f_c为摩擦力。

有益效果

本发明提出的一种导向式的火箭头体分离机构，既能保证火箭在飞行时头体连接可靠，接到解锁指令后又能快速、平稳地将舱体和箭体的组合体沿轴向抛离，在分离过程中不磕碰、损伤和污染舱体内部的有效载荷，为有效载荷后续工作提供良好的安装环境。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明采用爆炸螺栓作为连接解锁装置，操作方便，同步性好。

(2)本发明采用压缩弹簧作为分离冲量装置，结构简单，无污染，可靠性好。

(3)本发明采用导向杆用于分离后舱体的运动姿态约束，对有效载荷无干扰。

附图说明

图1：为本发明头体分离机构安装示意图；

图2：为本发明头体分离机构分离后示意图；

1-防护盒，2-爆炸螺栓，3-安装盘，4-支耳，5-弹簧导杆，6-顶筒，7-导向杆，8-顶板，9-压缩弹簧，10-底板。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本实施例包括：防护盒1、爆炸螺栓2、安装盘3、支耳4、弹簧导杆5、顶筒6、导向杆7、顶板8、压缩弹簧9、底板10。

顶筒6的一端固连在安装盘3的中部，另一端为两个凸台结构；4根导向杆7穿过端部凸台的通孔后固连在另一个凸台上；在顶板8弹簧导杆5上、压缩弹簧9的一端设有顶板8，4个顶板8将4个压缩弹簧压紧后卡在顶筒6的端部凸台；所述4根导向杆7以均等距离分布于凸台圆周上。

4个压缩弹簧的在最初压缩位置的弹簧力弹力P₀的选择决定分离是否顺利，根据在弹射分离装置行程终止时必需的相对分离速度v_s、箭头质量m_v、箭体质量m_h、弹射分离装置行程l₀和摩擦力f_c，根据下述公式组得出

v_{s} = \sqrt{\frac{2}{m_{v} m_{h}} [(m_{v} + m_{h}) AP - (m_{v} + m_{h}) f_{c}]},

AP = \frac{1}{2} P_{0}

如图1所示，防护盒1、安装盘3均与前舱舱壁径向固定。顶筒6安装在安装盘3上。支耳4与底板10与后舱舱壁径向固定。弹簧导杆5、顶板8、压缩弹簧9为弹簧分离机构。压缩弹簧9的一端与底板10连接，一端与支耳4连接，通过专用工装压缩到位后，前舱与后舱通过爆炸螺栓2进行连接，爆炸螺栓外安装有防护盒1。

如图2所示，压缩弹簧9被压缩到位后，前舱与后舱通过爆炸螺栓2进行连接，爆炸螺栓外安装有防护盒1。接到分离指令后，爆炸螺栓3解锁，弹簧的压缩位能被释放，后舱随弹簧分离机构一起沿导向杆7轴向运动，直至舱体前端面离开有效载荷的顶端，有效载荷开始工作。分离后见示意图2。

Claims

1.一种导向式的火箭头体分离机构，包括4个爆炸螺栓(2)、安装盘(3)、支耳(4)、4个弹簧导杆(5)、4个压缩弹簧(9)和底板(10)；其特征在于还包括顶筒(6)、4根导向杆(7)和4个顶板(8)；顶筒(6)的一端固连在安装盘(3)的中部，另一端为两个凸台结构；4根导向杆(7)穿过端部凸台的通孔后固连在另一个凸台上；在压缩弹簧(9)的一端设有顶板(8)，4个顶板(8将4个压缩弹簧压紧后卡在顶筒(6)的端部凸台；所述4根导向杆(7)以均等距离分布于凸台圆周上。

2.根据权利要求1所述导向式的火箭头体分离机构，其特征在于：所述的压缩弹簧(9)的在最初压缩位置的弹簧力弹力P₀根据下述公式组得出

v_{s} = \sqrt{\frac{2}{m_{v} m_{h}} [(m_{v} + m_{h}) AP - (m_{v} + m_{h}) f_{c}]},

AP = \frac{1}{2} P_{0}