CN110779400A - 飞行器级间分离结构与方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞行器级间分离结构与方法，包括级间舱、弹簧分离机构和切割索组件，级间舱两端分别连接助推级和飞行器主级，弹簧分离机构包括底板、外套筒、内套筒、承力板以及弹簧，切割索组件包括切割索、电发火管以及火焰雷管；底板连接外套筒，承力板连接内套筒，外套筒套装在内套筒外面，弹簧安装在内套筒内部；底板连接级间舱的一端，承力板连接级间舱的另一端；切割索上设置有电发火管以及火焰雷管，电发火管连接火焰雷管，切割索设置在级间舱上。本发明结构简单合理，通过切割索组件将助推级与飞行器主级之间的连接约束解除的同时也解除了弹簧分离机构的约束，弹簧力释放弹力推开助推级与飞行器主级，使得助推级与飞行器主级快速分离。

Description

飞行器级间分离结构与方法
技术领域
本发明涉及飞行器分离技术领域，具体地，涉及一种飞行器级间分离结构与方法。
背景技术
目前，远程防空导弹一般都是基于成熟的导弹平台进行改进设计，主要通过新增一级助推器满足远距防空的要求，因此导弹一般采用了“主级+助推”的总体方案，在助推发动机工作结束与主级导弹分离，分离前导弹为静稳定；分离后导弹主级弹体为静不稳定；分离时导弹飞行马赫数在2.3～2.6左右。分离前后短时间内弹体特性由静稳定快速变为静不稳定，且高飞行马赫数情况下弹体扰动产生的干扰力矩非常剧烈；因此，强扰动级间分离及稳定控制是主要关键技术之一，进一步分析可知一种扰动力小，分离安全迅速的级间分离结构是技术关键点。
公开号为CN203461147U的专利文献公开了一种飞行器的级间分离装置，安装在飞行器级间壳体上，包括挡板、保护罩、切割索组件；级间壳体包括沿级间壳体一侧周向延伸的削弱槽、沿级间壳体另一侧周向延伸并削弱槽相对的安装定位槽；切割索组件置于安装定位槽中；保护罩固定在级间壳体外侧，并且保护罩完全包覆切割索组件；挡板固定在级间壳体外侧，并且切割索组件完全落入挡板向级间壳体的投影中。该方案尽管结构简单，但是，无法避免分离时弹体扰动产生的干扰力矩所带来的不稳定，且不具有迅速分离的特点。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器级间分离结构与方法。
根据本发明的一个方面，提供一种飞行器级间分离结构，包括级间舱，级间舱两端分别连接助推级和飞行器主级，还包括弹簧分离机构、切割索组件，所述弹簧分离机构包括底板、外套筒、内套筒、承力板以及弹簧，所述切割索组件包括切割索、电发火管以及火焰雷管；
所述底板连接外套筒，承力板连接内套筒，外套筒套装在内套筒外面，弹簧安装在内套筒内部；底板连接级间舱的一端，承力板连接级间舱的另一端；
所述切割索上设置有电发火管以及火焰雷管，电发火管连接火焰雷管，切割索设置在级间舱上。
优选地，所述切割索为环形，设置在级间舱的周向上。
优选地，所述电发火管为两个。
优选地，所述弹簧在内套筒通过底板和承力板约束处于压缩状态。
优选地，所述内套筒与外套筒同轴连接且直径相互匹配，内套筒能够沿着外套筒轴线运动。
优选地，还包括控制系统，所述控制系统连接电发火管。
根据本发明的另一个方面，提供一种飞行器级间分离方法，包括如下步骤：
步骤1：控制系统向电发火管发出分离点火信号；
步骤2：电发火管接受点火信号后起爆输出火焰引爆火焰雷管；
步骤3：火焰雷管工作引爆切割索，切割索工作切割级间舱，解除助推级与飞行器主级之间的连接约束；
步骤4：级间舱被切割，底板和承力板之间的连接约束被解除，压缩的弹簧释放弹簧力，产生推力，推动飞行器主级与助推级分离。
优选地，采用所述的飞行器级间分离结构。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明结构简单合理，将弹簧分离机构、切割索组件结合，通过切割索组件将助推级与飞行器主级之间的连接约束解除的同时也解除了弹簧分离机构的约束，弹簧力释放弹力推开助推级与飞行器主级，使得助推级与飞行器主级快速分离。
2、本发明弹簧分离机构通过设置内外套筒，实现分离方向的准确控制，同时减小分离时飞行器主级的扰动，提高分离的稳定性。
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为本发明的结构示意图。
图2为本发明弹簧分离机构的结构示意图。
图3为本发明切割索组件的一个角度的结构示意图。
图4为本发明切割索组件的另一个角度的结构示意图。
图5为本发明切割索组件的截面结构示意图。
图中示出：
底板1 弹簧5
外套筒2 切割索6
内套筒3 电发火管7
承力板4 级间舱8
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。
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。
根据本发明提供的一种飞行器级间分离结构，如图1-5所示，包括级间舱8，级间舱8两端分别连接助推级和飞行器主级，还包括弹簧分离机构、切割索组件，所述弹簧分离机构包括底板1、外套筒2、内套筒3、承力板4以及弹簧5，所述切割索组件包括切割索6、电发火管7以及火焰雷管；所述底板1连接外套筒2，承力板4连接内套筒3，外套筒2套装在内套筒3外面，弹簧5安装在内套筒2内部；底板1连接级间舱8的一端，承力板4连接级间舱8的另一端；所述切割索6上设置有电发火管7以及火焰雷管，电发火管7连接火焰雷管，切割索6设置在级间舱8上。本发明满足飞行器两级分离过程中反应快，冲击力小的要求，具有结构紧凑，占用空间小，扰动力小，级间分离的各项性能指标满足设计的要求，确保助推级与飞行器主级顺利分离。本发明将切割索组件和弹簧分离机构协调使用，国内使用切割索实现级间分离的例子较多，但是还鲜有切割索组件与弹簧分离机构同时协调使用的例子。
所述切割索6为环形，设置在级间舱8的周向上。所述电发火管7为两个，两个电发火管7任意一发正常工作，均可引爆切割索，实现最终功能。所述弹簧5在内套筒3通过底板1和承力板4约束处于压缩状态，优选地，所述弹簧5能够产生4000N的弹簧推力，推动内套筒3和外套筒2分离，从而实现助推级与飞行器主级的分离。所述内套筒3与外套筒2同轴连接且直径相互匹配，内套筒3能够沿着外套筒2轴线运动，优选地，所述内套筒3的外径小于等于外套筒2的内径，使得内套筒3在外套筒2内部不会沿径向晃动，同时能够在外套筒2内沿轴向顺利滑动。所述外套筒2和内套筒3的设置不仅能够安装弹簧5，还能够约束弹簧5行程轨迹。还包括控制系统，所述控制系统连接电发火管7。
根据本发明提供的一种飞行器级间分离方法，尤其是一种采用所述的飞行器级间分离结构的一种飞行器级间分离方法，包括如下步骤：
步骤1：控制系统向电发火管7发出分离点火信号；
步骤2：电发火管7接受点火信号后起爆输出火焰引爆火焰雷管；
步骤3：火焰雷管工作引爆切割索6，切割索6工作切割级间舱8，解除助推级与飞行器主级之间的连接约束；
步骤4：级间舱8被切割，底板1和承力板4之间的连接约束被解除，压缩的弹簧5释放弹簧力，产生推力，推动飞行器主级与助推级分离。
优选实施例：
将本发明应用到导弹的级间分离上，具体应用于导弹助推器与导弹主级的级间分离，包括：切割索组件，由两个电发火管7和一套切割索6组成；弹簧分离机构，由底板1、承力板4、内套筒3、外套筒2和弹簧5组成；
两个电发火管7安装固定在切割索6的上，能够接收控制系统的点火信号；电发火管7起爆输出火焰引爆火焰雷管，火焰雷管工作，切割索组件固定在级间舱壳体上，接收电发火管7的起爆信号，产生爆破，切断级间舱8壳体。
弹簧分离机构安装在级间舱8壳体上，弹簧分离机构的底板1通过螺钉与级间舱8壳体连接，弹簧分离机构的承力板4通过弹簧5产生的压力作用于级间舱8壳体前端框上，弹簧分离机构的外套筒2通过螺钉安装在底板1上，弹簧分离机构的内套筒3通过螺钉安装在承力板4上，弹簧分离机构的弹簧5安装在内套筒3中。所述的板1是弹簧分离机构与级间舱8壳体连接的底板1，其作用是支撑弹簧分离机构，并将弹簧分离机构与级间舱8壳体连接。所述的承力板4是弹簧分离机构弹簧推力的作用板，承力板4在弹簧力的推动下，推动导弹主级，实现助推器与导弹主级的快速分离。所述的弹簧5安装在弹簧分离机构的内套筒3内，弹簧压缩产生4000N的弹簧推力，当弹簧分离机构约束解除时，弹簧力得到释放，产生4000N的推力，推动助推器与导弹主级的快速分离。所述外套筒2和内套筒3的作用是安装弹簧5和约束弹簧5行程轨迹，在切割索6起爆切割级间舱8壳体以后，约束解除的情况下，弹簧5产生推力，外套筒2和内套筒3在弹簧5推力的作用下被推开。
所述的电发火管7，当收到控制系统发出的分离点火信号时，电发火管7起爆输出火焰引爆火焰雷管，火焰雷管工作，火焰雷管引爆切割索6，切割索6工作切割级间舱8壳体，解除助推器与导弹主级的连接约束，同时弹簧分离机构的约束被解除，弹簧力得到释放，产生推力，推动导弹主级与助推级的快速分离。
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。

Claims (8)

1.一种飞行器级间分离结构，包括级间舱(8)，级间舱(8)两端分别连接助推级和飞行器主级，其特征在于，还包括弹簧分离机构、切割索组件，所述弹簧分离机构包括底板(1)、外套筒(2)、内套筒(3)、承力板(4)以及弹簧(5)，所述切割索组件包括切割索(6)、电发火管(7)以及火焰雷管；
所述底板(1)连接外套筒(2)，承力板(4)连接内套筒(3)，外套筒(2)套装在内套筒(3)外面，弹簧(5)安装在内套筒(2)内部；底板(1)连接级间舱(8)的一端，承力板(4)连接级间舱(8)的另一端；
所述切割索(6)上设置有电发火管(7)以及火焰雷管，电发火管(7)连接火焰雷管，切割索(6)设置在级间舱(8)上。
2.根据权利要求1所述的飞行器级间分离结构，其特征在于，所述切割索(6)为环形，设置在级间舱(8)的周向上。
3.根据权利要求1所述的飞行器级间分离结构，其特征在于，所述电发火管(7)为两个。
4.根据权利要求1所述的飞行器级间分离结构，其特征在于，所述弹簧(5)在内套筒(3)通过底板(1)和承力板(4)约束处于压缩状态。
5.根据权利要求1所述的飞行器级间分离结构，其特征在于，所述内套筒(3)与外套筒(2)同轴连接且直径相互匹配，内套筒(3)能够沿着外套筒(2)轴线运动。
6.根据权利要求1所述的飞行器级间分离结构，其特征在于，还包括控制系统，所述控制系统连接电发火管(7)。
7.一种飞行器级间分离方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：控制系统向电发火管(7)发出分离点火信号；
步骤2：电发火管(7)接受点火信号后起爆输出火焰引爆火焰雷管；
步骤3：火焰雷管工作引爆切割索(6)，切割索(6)工作切割级间舱(8)，解除助推级与飞行器主级之间的连接约束；
步骤4：级间舱(8)被切割，底板(1)和承力板(4)之间的连接约束被解除，压缩的弹簧(5)释放弹簧力，产生推力，推动飞行器主级与助推级分离。
8.根据权利要求7所述的飞行器级间分离方法，其特征在于，采用权利要求1-6任一项所述的飞行器级间分离结构。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124716A (zh) * 2021-04-20 2021-07-16 上海机电工程研究所 导弹级间切割分离用防护装置
CN115231005A (zh) * 2022-09-24 2022-10-25 北京星途探索科技有限公司 一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1978158A (zh) * 2005-12-05 2007-06-13 西安近代化学研究所 飞机舱体聚能切割装置
US8091481B1 (en) * 2009-05-01 2012-01-10 Floyd Brian A Gas strut separation for staged rocket
CN203615839U (zh) * 2013-11-29 2014-05-28 北京宇航系统工程研究所 一种级间分离装置
CN104833277A (zh) * 2015-04-29 2015-08-12 北京威标至远科技发展有限公司 一种导弹级间分离用切割装置
CN108502132A (zh) * 2018-04-12 2018-09-07 中国计量大学 一种可分离载荷的自主水下航行器
CN109596012A (zh) * 2018-11-28 2019-04-09 中国空空导弹研究院 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1978158A (zh) * 2005-12-05 2007-06-13 西安近代化学研究所 飞机舱体聚能切割装置
US8091481B1 (en) * 2009-05-01 2012-01-10 Floyd Brian A Gas strut separation for staged rocket
CN203615839U (zh) * 2013-11-29 2014-05-28 北京宇航系统工程研究所 一种级间分离装置
CN104833277A (zh) * 2015-04-29 2015-08-12 北京威标至远科技发展有限公司 一种导弹级间分离用切割装置
CN108502132A (zh) * 2018-04-12 2018-09-07 中国计量大学 一种可分离载荷的自主水下航行器
CN109596012A (zh) * 2018-11-28 2019-04-09 中国空空导弹研究院 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113124716A (zh) * 2021-04-20 2021-07-16 上海机电工程研究所 导弹级间切割分离用防护装置
CN115231005A (zh) * 2022-09-24 2022-10-25 北京星途探索科技有限公司 一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置
CN115231005B (zh) * 2022-09-24 2022-12-20 北京星途探索科技有限公司 一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置

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