CN103673786B - 一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，包括起爆器、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索、玻璃保护罩和吸能垫，其中分体起爆接头包括起爆安装座、过渡螺柱和爆炸接头，降冲击壳体包括上壳体、降冲击垫和下壳体，具体连接关系为：降冲击垫放置于上壳体与下壳体的端框之间，通过端框固定连接；保护罩的外安装面与下壳体的内表面配合实现径向定位，保护罩的定位环和下壳体的定位面配合实现轴向定位；爆炸接头与保护罩、下壳体连接，起爆安装座安装在上壳体的端框上，过渡螺柱的下部螺纹柱拧入爆炸接头，上部圆柱与起爆安装座连接；该分离装置结构尺寸小、安装检查方便、大大降低分离冲击、分离效率高、热环境良好、安全性高。
Description
技术领域
本发明涉及一种助飞火箭两部段间分离的线性爆炸分离装置，属于助飞火箭结构分离技术领域。
背景技术
在现有的火箭及助飞火箭两部段的连接、分离中，一般采用爆炸螺栓或线性爆炸分离装置。爆炸螺栓因所需的安装空间大，连接刚度不连续问题，主要适用于火箭两部段的连接、分离，而助飞火箭两部段的连接、分离则大量采用线性爆炸分离装置。小直径助飞火箭在飞行达到一定速度后尾段切割分离，所以需要设计一种用于小直径助飞火箭尾段分离的线性爆炸分离装置。线性爆炸分离装置的被分离体为助飞火箭壳体，通过安装起爆接头的点火器将保护罩凹槽内的炸药索引爆，提供分离能源，产生定向爆轰波，将助飞火箭壳体切断，实现两部段的分离，同时在爆炸分离中，保护罩能防护分离冲击波及分离产物损伤、污染助飞火箭壳体内的仪器设备。
现有的线性爆炸分离装置主要用于大直径火箭的两部段分离，存在如下缺点：大直径火箭线性爆炸分离装置采用前端定位，而在小直径助飞火箭保护罩如采用前端面定位后，其安装操作、检查困难；现有的线性爆炸分离装置应用到小直径助飞火箭中，其分离爆炸冲击过大，影响周围设备正常工作；现有大直径弹体，线性分离装置起爆火工品远离发动机燃气尾流，而在小直径助飞火箭中，火工品位于尾焰舱发动机燃气尾流中，存在安全隐患，所以现有的一体式起爆接头无法满足要求；现有线性爆炸分离装置保护罩都采用金属铝材料，常因材料的延伸率、冲击韧性超差而难以满足批产配套要求。
因此亟需提供一种用于小直径助飞火箭尾段分离的线性爆炸分离装置。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种小直径助飞火箭尾段分离的线性爆炸分离装置，该分离装置结构尺寸小、安装检查方便、大大降低了分离冲击、分离效率高、热环境良好、安全性高、工作可靠。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，包括起爆器、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索、玻璃保护罩和吸能垫，其中分体起爆接头包括起爆安装座、过渡螺柱和爆炸接头，降冲击壳体包括上壳体、降冲击垫和下壳体，具体连接关系为：上壳体与下壳体为等外径圆柱壳体，降冲击垫放置于上壳体与下壳体的端框之间，上壳体与下壳体通过端框固定连接；保护罩的外安装面与下壳体的内表面配合实现径向定位，保护罩的定位环和下壳体的定位面配合实现轴向定位；吸能垫安装在保护罩的内表面；爆炸接头与保护罩、下壳体连接，起爆安装座安装在上壳体的端框上，过渡螺柱的下部螺纹柱拧入爆炸接头，过渡螺柱的上部圆柱穿过上壳体端框上的通孔后与起爆安装座连接；起爆器安装于起爆安装座上，炸药索安装于保护罩外表面的凹槽环内，炸药索的端头依次穿过爆炸接头、过渡螺柱、起爆安装座的内腔，实现起爆器和炸药索的中心对准。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，上壳体与下壳体的端框均为L型端框，降冲击垫为带孔的薄片结构，多个降冲击垫均布于上壳体与下壳体的L型端框之间，三者通过螺栓、螺母连接，减少上壳体、下壳体接触面积。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，下壳体的薄壁光壳结构的上部均匀分布多道平行削弱槽，削弱槽为U型或V型结构，相邻削弱槽的间距为6～12mm。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，爆炸接头由安装部、凸出部、定位圆弧部、转折腔和开口螺套组成，其中安装部为三角形板状结构，通过螺栓、螺母与保护罩、下壳体连接定位；凸出部为带凹槽的圆弧段，在凹槽中部对称位置有两个传爆孔，传爆孔和转折腔相连；定位圆弧为内凹形圆弧段，位于凸出部两侧；转折腔为两个内凹方形腔体，和凸出部、定位圆弧部平齐，位于凸出部的后部，通过两个传爆孔和凸出部的凹槽相通；开口螺套为带直形缺口的内螺纹安装座，位于转折腔的上部，内螺纹的孔腔和转折腔相连，通过内螺纹和过渡螺柱连接。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，过渡螺柱由传爆孔、凸环和外螺纹柱组成，过渡螺柱的整体结构为管状结构，凸环位于管外壁中部用于安装定位，凸环的下部为外螺纹柱，凸环上部为光壁结构。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，保护罩（9）包括安装面、炸药索凹槽环、后定位环、凸加强环、卡环和起爆窗口，其中保护罩整体为圆环状，圆环的前端部位为卡环，外表面为安装面，外表面的中上部有炸药索凹槽环，内表面有圆弧形凸加强环，凸加强环和凹槽环为同心圆环；保护罩的后端为外翻的定位环，用于保护罩的安装定位，起爆窗口为方形窗口，用于和爆炸接头配合；炸药索凹槽环的底部为半圆形，两侧壁平行和半圆底相切；凸加强环为外凸半圆形，外凸半圆和炸药索凹槽环的底部半圆形同心。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，凸加强环的外表面均匀喷涂一层高频吸能环，材料为硅橡胶或轻质聚合物，用于吸收、衰减爆炸分离产生的高频冲击波。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，炸药索凹槽环底部半圆的直径d1比炸药索的直径大0.3～0.5mm；炸药索凹槽环的深度h1为炸药索直径的1.2～1.4倍；炸药索凹槽环和凸加强环之间的壁厚为保护罩壁厚的1.05～1.25倍。
在上述小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置中，爆炸接头的凸出部和保护罩的起爆窗口配合，凸出部的凹槽和保护罩的炸药索凹槽环对齐，定位圆弧部和保护罩的凸加强环配合，爆炸接头通过螺栓、螺母和保护罩、下壳体连接；过渡螺柱通过下部的外螺纹柱拧入爆炸接头的开口螺套。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
（1）、本发明设计了一种全新的小直径助飞火箭尾段分离的线性爆炸分离装置，通过采用上、下壳体及降冲击垫的结构，改变了炸药爆炸冲击传递的路径，衰减了爆炸冲击波，降低了上壳体内的冲击，改善了上壳体内的仪器设备的空间环境；
（2）、本发明爆炸分离装置中下壳体位于发动机的尾焰辐射区，温度较高，而上壳体位于发动机的尾焰保护区，通过本发明结构将炸药索端头和起爆器从尾焰辐射区引入到发动机的尾焰保护区，大大提高了分离安全性；
（3）、本发明爆炸分离装置中采用在凸加强环的外表面均匀喷涂一层高频吸能环，材料为硅橡胶或轻质聚合物，用于吸收、衰减爆炸分离产生的高频冲击波，防止保护罩破坏，降低分离冲击；
（4）、本发明爆炸分离装置中在保护罩的内表面设置吸能垫，用于吸收爆炸产生的高频冲击波、变形，避免保护罩的破损，提高了结构分离的安全性，提高分离效率；
（5）、本发明通过采用降冲击结构、分体起爆结构、玻璃钢保护罩、后定位结构，隔冲击方法合理、分离冲击低、结构尺寸小、安装检查方便、分离效率高、安全性高、工作可靠，很好的满足了小直径助飞火箭线性爆炸分离装置的特殊要求，能够承受诸如强振动、高冲击、高温、高湿、盐务等严酷环境等条件。
本发明在某小直径助飞火箭尾段线性爆炸分离装置成功运用，尾段分离的时间、轨迹、分离能量得到很好的优化，能够承受发动机尾焰附近热分离环境要求，很好的满足了助飞火箭分离的冲击环境、效率和可靠性要求。
附图说明
图1为本发明线性爆炸分离装置结构示意图；
图2为本发明线性爆炸分离装置结构分解图；
图3为本发明线性爆炸分离装置起爆位置剖面结构图；
图4为本发明线性爆炸分离装置非起爆位置剖面结构图；
图5为本发明下壳体剖面结构图；
图6为本发明分体起爆接头结构示意图；
图7为本发明爆炸接头结构示意图；
图8为本发明过渡螺柱结构示意图；
图9为本发明起爆安装座斜轴侧结构图。
图10为本发明保护罩结构示意图；
图11为本发明保护罩剖面结构图。
图中：1为起爆器、2为起爆安装座、3为过渡螺柱、4为爆炸接头、5为上壳体、6为降冲击垫、7为下壳体、8为炸药索、9为玻璃保护罩、10为吸能垫，11为螺栓、12为平垫、13为螺母、14为爆炸接头开口螺套、15为爆炸接头定位圆弧部、16为爆炸接头的凸出部、17为爆炸接头的凸出部凹槽、18为爆炸接头的转折腔、19为过渡螺柱传爆孔、20为过渡螺柱凸环、21为过渡螺柱外螺纹柱、22为起爆安装座支耳、23为起爆安装座的传爆孔、24为起爆安装座内螺纹孔、25为起爆安装座定位孔、26为爆炸接头安装部、27为下壳体L型端框、28为下壳体的卡槽、29为下壳体的定位面、30为下壳体的削弱槽、31为保护罩外安装面、32为保护罩的凹槽、34为保护罩的定位环、35为保护罩凸加强环、36为保护罩高频吸能环、37为保护罩卡环、38为保护罩的起爆窗口。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1所示为本发明线性爆炸分离装置结构示意图，图2所示为本发明线性爆炸分离装置结构分解图，图3为本发明线性爆炸分离装置起爆位置剖面结构图，图4为本发明线性爆炸分离装置非起爆位置剖面结构图，由图可知，本发明爆炸分离装置包括起爆器1、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索8、玻璃保护罩9、吸能垫10、螺栓11、平垫12和螺母13，其中分体起爆接头包括起爆安装座2、过渡螺柱3和爆炸接头4，降冲击壳体包括上壳体5、降冲击垫6和下壳体7。
上壳体5与下壳体7为等外径圆柱壳体，上壳体5、下壳体7不直接接触，4～8个降冲击垫6均布于上壳体5、下壳体7的L型端框之间，三者通过螺栓11、螺母13连接，减少上壳体5、下壳体7接触面积，降低爆炸冲击能量向上壳体5对应的尾段舱传递；上壳体5的L型端框和发动机防热板连接，防止尾焰舱（下壳体对应部位）发动机尾焰进入尾段舱（上壳体对应部位）。
保护罩9外安装面31和下壳体7内表面配合，保护罩9前端卡环37插入下壳体7的卡槽内28，保护罩9的定位环34和下壳体7的定位面29配合，实现保护罩9和下壳体7的轴向定位，实现保护罩9的凹槽32、炸药索8和下壳体7的削弱槽30对齐，实现爆炸冲击波直接作用于下壳体7的削弱槽30。吸能垫10、保护罩9和下壳体7依次通过在圆周均部螺栓11、螺母13、平垫12实现连接，吸能垫10吸收爆炸产生的高频冲击波、变形，避免保护罩9的破损。
由图3、4可知，上壳体5为带L型端框的薄壁光壳体，L型端框和发动机防热板连接，防止尾焰舱发动机尾焰进入尾段舱；起爆器1安装处L型端框有两个圆孔，过渡螺柱3的光壁和此两孔配合，将导爆索8由尾焰舱引入尾段舱；起爆器1安装处L型端框侧壁和起爆安装座2的支耳22配合，通过安装孔采用螺栓11、螺母13连接。
降冲击垫6为带孔的薄片结构。
如图5所示为本发明下壳体剖面结构图，下壳体7包括L型端框27、光壳和卡槽28；L型端框27为内翻型，位于下壳体7的上部，利于扩散爆炸产生的冲击波，并通过降冲击垫6、螺栓11、螺母13和上壳体5连接；光壳为薄壁光壳结构，在其上部均匀分布三道平行削弱槽30，削弱槽30为U型或V型结构，削弱槽30的间距为6～12mm，光壳部内壁和保护罩9的外表面31配合，在其中部圆周均匀分部用于和保护罩9连接的安装孔33；在其底部为两级式台阶端面，内圆周台阶端面为定位面34。
如图6所示为本发明分体起爆接头结构示意图；图7为本发明爆炸接头结构示意图；图8为本发明过渡螺柱结构示意图；图9为本发明起爆安装座斜轴侧结构图，由图可知，分体起爆接头包括起爆安装座2、过渡螺柱3、爆炸接头4，爆炸接头4的凸出部16和保护罩9的起爆窗口38配合，凸出部16的凹槽17和保护罩9的炸药索凹槽环32对齐，定位圆弧部15和保护罩9的凸加强环35配合，爆炸接头4通过螺栓11、螺母13和保护罩9、下壳体7连接。过渡螺柱3通过下部的外螺纹柱21拧入爆炸接头4开口螺套14。
过渡螺柱3的上部圆柱穿过上壳体5的L型端框上两个圆孔，由尾焰舱进入尾段舱将导爆索8由尾焰舱引入尾段舱，改善导爆索8起爆端热环境。
起爆安装座2通过定位孔25和过渡螺柱3配合，起爆安装座2的传爆孔23和过渡螺柱3的传爆孔19对准；起爆器1安装于起爆安装座2的内螺纹孔24内，实现起爆器1和导爆索8的中心对准，实现可靠起爆。
炸药索8安装于保护罩9的凹槽环32内，经爆炸接头4的凹槽17、传火孔，进入爆炸接头4的转折腔18，炸药索8布置方向由周向变为径向，在转折腔18内炸药索8弯曲进入过渡螺柱3的传爆孔19内，转折腔18提供一个空间使得炸药索8转弯半径大于R5，不出现折断，炸药索8在过渡螺柱3端面切断。
在爆炸接头4的转折腔18内填入胶液，固化炸药索8位置，在保护罩9、分体起爆接头的内表面喷涂防热层，为尾段线性爆炸分离装置提供热防护。
点火器1接收电起爆信号，输出爆轰波，爆轰波经过起爆安装座2的传爆孔23引燃过渡螺柱3内炸药索8，炸药索8爆炸工作，通过保护罩9的凹槽32产生定向冲击波将下壳体7切断。
起爆安装座2由支耳22、安装接头部组成；安装接头部为长方体结构，在扁平面分布两个通孔，通孔结构依次为内螺纹孔24、传爆孔23和定位孔25，三孔同心，内螺纹孔24用于安装起爆器1，传爆孔23用于起爆器1能量输出、引爆过渡螺柱3内的导爆索8，定位孔25和过渡螺柱3配合，实现起爆器1和导爆索8的中心对准；支耳22为扁薄片结构，两片支耳22分别位于安装接头部的两侧底部，通过中间光孔采用螺栓11和上壳体5连接，实现起爆安装座2的安装定位。
爆炸接头4由安装部26、凸出部16、定位圆弧部15、转折腔18和开口螺套14组成；安装部26为三角形板状，通过螺栓11、螺母13和保护罩9、下壳体7连接定位，和保护罩9的接触面为圆弧接触面，厚度为2.5mm～4mm；凸出部16为带凹槽的圆弧段，在凹槽17中部对称位置有两个传爆孔，传爆孔和转折腔18相连，凸出部16的高度为凹槽17宽度的2～2.5倍，长度为凹槽17宽度的9～11倍；定位圆弧15部为内凹形圆弧段，位于凸出部16两侧；转折腔18为两个内凹方形腔体，和凸出部16、定位圆弧部15平齐，位于凸出部16的后部，通过两个传爆孔和凸出部16的凹槽17相通；开口螺套14为带直形缺口的内螺纹安装座，位于转折腔18的上部，内螺纹的孔腔和转折腔18相连，通过内螺纹和过渡螺柱3连接。
过渡螺柱3由传爆孔19、凸环20和外螺纹柱21组成，整体结构为带内孔管状结构；凸环20位于管外壁中部用于安装定位，凸环20的下部为外螺纹柱21，凸环20上部为光壁结构。
如图10为本发明保护罩结构示意图，图11为本发明保护罩剖面结构图，由图可知，保护罩9包括安装面31、炸药索凹槽环32、安装孔33、后定位环34、凸加强环35、高频吸能环36、卡环37和起爆窗口38，保护罩9整体为圆环状，圆环的前端部位为卡环37，外表面为安装面31，外表面的中上部有炸药索凹槽环32，内表面有圆弧形凸加强环35，凸加强环35和凹槽环32为同心圆环；保护罩9的后端为外翻的定位环34，用于保护罩9的安装定位，起爆窗口38为去除炸药索凹槽环32和凸加强环35上部分的方形窗口，用于和爆炸接头4配合。在保护罩的截面中，炸药索凹槽环32的底部为半圆形，两侧壁平行和半圆底相切；凸加强环35为外凸半圆形，外凸半圆和炸药索凹槽环32的底部半圆形同心。炸药索凹槽环32底部半圆的直径d1比炸药索8的直径大0.3～0.5mm。炸药索凹槽环32的深度h1为炸药索8直径的1.2～1.4倍。炸药索凹槽环32和凸加强环35之间的壁厚为保护罩9壁厚的1.05～1.25倍。炸药索凹槽环32到定位环34的距离值h2的偏差控制在±0.4mm以内，可大大提高分离能量的集中度和分离效率。
在凸加强环35的外表面均匀喷涂一层高频吸能环36，材料为硅橡胶或轻质聚合物，用于吸收、衰减爆炸分离产生的高频冲击波，防止保护罩破坏，降低分离冲击。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：包括起爆器(1)、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索(8)、玻璃保护罩(9)和吸能垫(10)，其中分体起爆接头包括起爆安装座(2)、过渡螺柱(3)和爆炸接头(4)，降冲击壳体包括上壳体(5)、降冲击垫(6)和下壳体(7)，具体连接关系为：上壳体(5)与下壳体(7)为等外径圆柱壳体，降冲击垫(6)放置于上壳体(5)与下壳体(7)的端框之间，上壳体(5)与下壳体(7)通过端框固定连接；保护罩(9)的外安装面与下壳体(7)的内表面配合实现径向定位，保护罩(9)的定位环(34)和下壳体(7)的定位面(29)配合实现轴向定位；吸能垫(10)安装在保护罩(9)的内表面；爆炸接头(4)与保护罩(9)、下壳体(7)连接，起爆安装座(2)安装在上壳体(5)的端框上，过渡螺柱(3)的下部螺纹柱拧入爆炸接头(4)，过渡螺柱(3)的上部圆柱穿过上壳体(5)端框上的通孔后与起爆安装座(2)连接；起爆器(1)安装于起爆安装座(2)上，炸药索(8)安装于保护罩(9)外表面的凹槽环(32)内，炸药索(8)的端头依次穿过爆炸接头(4)、过渡螺柱(3)、起爆安装座(2)的内腔，实现起爆器(1)和炸药索(8)的中心对准。
2.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述上壳体(5)与下壳体(7)的端框均为L型端框，降冲击垫(6)为带孔的薄片结构，多个降冲击垫(6)均布于上壳体(5)与下壳体(7)的L型端框之间，三者通过螺栓(11)、螺母(13)连接，减少上壳体(5)、下壳体(7)接触面积。
3.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述下壳体(7)的薄壁光壳结构的上部均匀分布多道平行削弱槽(30)，削弱槽(30)为U型或V型结构，相邻削弱槽(30)的间距为6～12mm。
4.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述爆炸接头(4)由安装部(26)、凸出部(16)、定位圆弧部(15)、转折腔(18)和开口螺套(14)组成，其中安装部(26)为三角形板状结构，通过螺栓(11)、螺母(13)与保护罩(9)、下壳体(7)连接定位；凸出部(16)为带凹槽(17)的圆弧段，在凹槽(17)中部对称位置有两个传爆孔，传爆孔和转折腔(18)相连；定位圆弧(15)为内凹形圆弧段，位于凸出部(16)两侧；转折腔(18)为两个内凹方形腔体，和凸出部(16)、定位圆弧部(15)平齐，位于凸出部(16)的后部，通过两个传爆孔和凸出部(16)的凹槽(17)相通；开口螺套(14)为带直形缺口的内螺纹安装座，位于转折腔(18)的上部，内螺纹的孔腔和转折腔(18)相连，通过内螺纹和过渡螺柱(3)连接。
5.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述过渡螺柱(3)由传爆孔(19)、凸环(20)和外螺纹柱(21)组成，过渡螺柱(3)的整体结构为管状结构，凸环(20)位于管外壁中部用于安装定位，凸环(20)的下部为外螺纹柱(21)，凸环(20)上部为光壁结构。
6.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述保护罩(9)包括安装面(31)、炸药索凹槽环(32)、后定位环(34)、凸加强环(35)、卡环(37)和起爆窗口(38)，其中保护罩(9)整体为圆环状，圆环的前端部位为卡环(37)，外表面为安装面(31)，外表面的中上部有炸药索凹槽环(32)，内表面有圆弧形凸加强环(35)，凸加强环(35)和凹槽环(32)为同心圆环；保护罩(9)的后端为外翻的定位环(34)，用于保护罩(9)的安装定位，起爆窗口(38)为方形窗口，用于和爆炸接头(4)配合；炸药索凹槽环(32)的底部为半圆形，两侧壁平行和半圆底相切；凸加强环(35)为外凸半圆形，外凸半圆和炸药索凹槽环(32)的底部半圆形同心。
7.根据权利要求6所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述凸加强环(35)的外表面均匀喷涂一层高频吸能环(36)，材料为轻质聚合物，用于吸收、衰减爆炸分离产生的高频冲击波。
8.根据权利要求7所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述轻质聚合物为硅橡胶。
9.根据权利要求6所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述炸药索凹槽环(32)底部半圆的直径d1比炸药索8的直径大0.3～0.5mm；炸药索凹槽环(32)的深度h1为炸药索(8)直径的1.2～1.4倍；炸药索凹槽环(32)和凸加强环(35)之间的壁厚为保护罩(9)壁厚的1.05～1.25倍。
10.根据权利要求1所述的一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，其特征在于：所述爆炸接头(4)的凸出部(16)和保护罩(9)的起爆窗口(38)配合，凸出部(16)的凹槽(17)和保护罩(9)的炸药索凹槽环(32)对齐，定位圆弧部(15)和保护罩(9)的凸加强环(35)配合，爆炸接头(4)通过螺栓(11)、螺母(13)和保护罩(9)、下壳体(7)连接；过渡螺柱(3)通过下部的外螺纹柱(21)拧入爆炸接头(4)的开口螺套(14)。
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