CN110834742B - 火箭舱段的分离系统及火箭 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航天航空技术领域，尤其涉及一种火箭舱段的分离系统及火箭。由于本申请的火箭舱段的分离系统及火箭，可以避免使用火工装置，因此安全性较高，还由于推冲装置具有三层筒体，可以保证具有较长的行程，因此在长度方向可以节省推冲装置占用的火箭舱段内部的空间，所以可以利用一些火箭仓段内直径方向的空间，而增加推冲装置三层筒体的直径，必然会增强中心筒的推力，从而也就能保证火箭舱段之间有足够的分离冲量。此外，使用高压气体作为分离能源，其产生的分离冲量也较为稳定，分离效果也较好。

Description

火箭舱段的分离系统及火箭

技术领域

本申请涉及航天航空技术领域，尤其涉及一种火箭舱段的分离系统及火箭。

背景技术

火箭发射过程中，舱段之间需要进行分离，目前火箭舱段分离一般采用的是火工分离能源，例如：固体小火箭、火工作动筒，或者采用机械式分离弹簧。

其中，固体小火箭和火工作动筒均是用火药作为动力源的火工装置，由于火工装置具有对安全性要求极高的特性，需要专门的存放库房对火工装置进行保存，并且还需要在相应防爆等级的厂房内向火箭舱段之间安装火工装置，同时将火工装置向火箭舱段之间进行安装时，还需要配套的防静电措施，因此用于火箭舱段分离的火工装置安全性较低，并且对用于火箭舱段分离的火工装置的贮存和安装环境要求较高。

而机械式分离弹簧虽然在安全方面比较可靠，但是其提供的分离冲量小，不利于火箭舱段之间的分离，若要机械式分离弹簧能够保证火箭舱段之间的分离冲量，则其自身重量必然就较重，这与需尽量对运载火箭减重的要求背道而驰。

因此，如何在保证火箭舱段之间的分离冲量的前提下，提高火箭舱段的分离系统的安全性，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。

发明内容

本申请提供了一种火箭舱段的分离系统及火箭，以在保证火箭舱段之间的分离冲量的前提下，提高火箭舱段的分离系统的安全性。

为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

一种火箭舱段的分离系统，包括：气瓶、压力输送管路、开关阀、至少两个推冲装置和与各个推冲装置配合的受力装置；气瓶固定于火箭舱段的内部或外壁上；压力输送管路从气瓶的出气口连通至各个推冲装置，并且压力输送管路通向各个推冲装置的部分彼此相同；开关阀设置在气瓶的出气口处或者压力输送管路上，控制气瓶内的压力气体通向压力输送管路；推冲装置包括：底座、外筒、中间筒和具有从后端向内延伸并且未贯通的充气腔的中心筒；中间筒的前端从外筒的后端插入贯通的外筒充气腔内，并且中间筒的前端与外筒前端向内弯折的部分接触；中心筒的前端从中间筒的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒的前端从中间筒的前端伸出，中心筒的外表面与中间筒前端向内弯折的部分接触；底座与外筒的后端固定；推冲装置外筒固定于火箭舱段的内部或外壁上，并且中间筒和中心筒可朝向火箭舱段的前方伸出，以向火箭舱段的前一级舱段内壁固定的受力装置施加分离冲量。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，推冲装置还包括：端头帽，端头帽固定于中心筒伸出中间筒的前端上。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，端头帽的前端面设置为向前凸的凸面，受力装置与端头帽接触的部分设置为向内凹的凹面。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，在中心筒伸出中间筒的部分螺纹连接有两个螺母，所述两个螺母均设置与端头帽的后方。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，还包括：控制器；控制器控制开关阀开启，以将气瓶中贮存的高压气体通过压力输送管路充满推冲装置的充气腔内；并且待检测到压力输送管道和推冲装置的充气腔内的气体压力达到预定值后或者待开关阀开启预定时间后，控制器控制固定相邻两节火箭舱段的解锁装置解锁。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，推冲装置的数量为两个，两个推冲装置相对固定于火箭舱段的内壁上，并且两个推冲装置分布于气瓶的两侧。

如上所述的火箭仓段的分离系统，其中，优选的是，火箭舱段的内壁上贴合固定有立板，立板朝向火箭舱段后方的一边垂直固定有向火箭舱段的内部延伸的底板，在底板与立板之间设置有肋条；底板上具有贯通的通孔，推冲装置固定于底座上，并且压力输送管路穿过底板的通孔与推冲装置连通。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，推冲装置的上端紧固有固定箍，并且固定箍固定至立板上。

如上所述的火箭舱段的分离系统，其中，优选的是，气瓶的出气口朝向火箭舱段的前方设置。

一种火箭，所述火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述任一项所述的火箭舱段的分离系统。

相对上述背景技术，本发明提供的火箭舱段的分离系统，由于可以避免使用火工装置，因此安全性较高，还由于推冲装置具有三层筒体，可以保证具有较长的行程，因此在长度方向可以节省推冲装置占用的火箭舱段内部的空间，所以可以利用一些火箭仓段内直径方向的空间，而增加推冲装置三层筒体的直径，必然会增强中心筒的推力，从而也就能保证火箭舱段之间有足够的分离冲量。此外，使用高压气体作为分离能源，其产生的分离冲量也较为稳定，分离效果也较好。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实施例提供的火箭舱段的分离系统的示意图；

图2是本申请实施例提供的火箭舱段的分离系统的结构示意图；

图3是本申请实施例提供的推冲装置的固定示意图；

图4是本申请实施例提供的推冲装置的结构示意图；

图5是本申请实施例提供的推冲装置的剖视图；

图6是本申请实施例提供的推冲装置的推冲示意图；

图7是本申请实施例提供的受力装置的结构示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

本申请提供了一种火箭舱段的分离系统，如图1和图2所示，包括：气瓶1、压力输送管路、开关阀2、至少两个推冲装置(推冲装置31和推冲装置32)和与各个推冲装置配合的受力装置7(如图7所示)(即受力装置7的数量和推冲装置的数量相同)。

其中，气瓶1固定于火箭舱段10内部或火箭舱段10的外壁上，优选的固定于火箭舱段10的内壁上。其内部盛装有氮气或空气等高压气体，并且为了减小压力气体在与气瓶1连接的压力输送管道中输送时的压力损失，优选的气瓶1的出气口朝向火箭舱段10的前方。这里所述的前方是朝向火箭头部的方向，也就是朝向火箭整流罩的方向，相反的后方则是朝向火箭尾部的方向。当然也可以朝向其他的方向，例如朝向水平方向。为了便于在火箭发射前向气瓶1内充气，在气瓶1上还连通有充气管路，充气管路上安装充气手阀5(如图1和图2所示)。

压力输送管路从气瓶1的出气口连通至各个推冲装置，优选的，压力输送管路贴合固定至火箭舱段10的内壁上，以保证压力输送管道的位置固定。为了保证各个推冲装置推力相同、反应同步，压力输送管路通向各个推冲装置的部分彼此相同，例如：管道的行程、管道的尺寸、管道的布置、其他构件型号及其分布等均相同。

具体的，以两个推冲装置(推冲装置31和推冲装置32)为例，压力输送管路包括：第一管道41、第二管道42、第三管道43和管路三通44；第一管道41从气瓶1的出气口朝向火箭舱段10的前方方向延伸，并且第一管道41与管路三通44的第一个端口连通；第二管道42与管路三通44的第二个端口连通，并且在火箭舱段10的内壁上，沿着火箭舱段10的周向延伸至推冲装置31，与推冲装置31连通；第三管道43与管路三通44的第三个端口连通，并且在火箭舱段10的内壁上，沿着火箭舱段10的周向以与第二管道42相反的方向延伸至推冲装置32，与推冲装置32连通。

开关阀2(通常可以为电爆阀或电磁阀)设置在气瓶1的出气口处或者压力输送管路上，以开启或关闭气瓶1，控制气瓶1内的压力气体通向压力输送管路。具体的，设置有推冲装置31和推冲装置32时，开关阀2连接至气瓶1与第一管道41之间，或者开关阀2设置在第一管路41上。另外，在压力输送管路上可以设置减压阀6(如图1所示)，以将从气瓶1输出的高压气体减压至预定的压力值，例如：减压至2MPa或3MPa，避免直接从气瓶1输出的高压气体对推冲装置造成损坏。可以采用孔板安装至压力输送管路中作为减压阀6，其中孔板是一块具有圆形开孔的金属薄板,圆孔壁与孔板前端面成直角,安装时孔板轴心与管道轴线同心。在此基础上，此外，还可以将开关阀2和减压阀6集成为一个一体式阀，以便于安装。

推冲装置固定于火箭舱段10的内部或外壁上，并且推冲装置可朝向火箭舱段10的前方伸出，以向火箭舱段10的前一级舱段内壁固定的受力装置施加分离冲量。火箭舱段10的前端与前一级舱段的后端固定连接，如图2所示，火箭舱段10的前端向外延伸有连接翼，在连接翼上开设有连接孔，相应的在前一级舱段的后端也同样向外延伸有连接翼，并且该连接翼上也有相应的连接孔，火箭舱段10的前端与前一级舱段的后端对接，两个连接翼相互接触，通过解锁装置穿过连接孔从而将两节火箭舱段固定连接。当然火箭舱段的连接翼也可以向内延伸，此时在推冲装置前方的连接翼的部分形成开槽，以使推冲装置贴合在火箭舱段的内壁后，可以通过连接翼的开槽部分向前伸出。

以两个推冲装置(推冲装置31和推冲装置32)为例，推冲装置31和推冲装置32分布在气瓶1的两侧，固定于火箭舱段10的内壁上，为了使舱段之间具有较为均匀的分离力，推冲装置31和推冲装置32相对设置。具体的，以推冲装置31为例介绍推冲装置与火箭舱段10的固定方式，如图3所示，火箭舱段10的内壁上固定有安装座8，安装座8包括底板81、肋条82和立板83，立板83贴合固定至火箭舱段10的内壁上，底板81与立板83朝向火箭舱段10后方的一边垂直固定，并且底板81向火箭舱段10的内部延伸，肋条82设置在底板81与立板82之间。在底板81上具有贯通的通孔，推冲装置31固定于底座81上，并且压力输送管路穿过底板81的通孔与推冲装置31连通。为了保证动作时推冲装置的位置不发生变化，即推冲装置按照预定的方向动作，安装座8还包括固定箍84，固定箍84将推冲装置31的上端紧固至立板82上。

以推冲装置31为例，如图4、图5和图6所示，推冲装置31包括：底座311、外筒312、中间筒313、中心筒314。

外筒312具有沿着轴向贯通的外筒充气腔，并且外筒312的前端向内弯折预定的距离；中间筒313也具有沿着轴向贯通的中间筒充气腔，并且中间筒313的前端也向内弯折预定的距离；中心筒314具有从中心筒314的后端向内沿着轴向方向延伸并且未贯通的中心筒充气腔。

中间筒313的前端从外筒312的后端插入外筒充气腔内，并且中间筒313的前端与外筒312前端的弯折部分接触，中间筒313的后端完全容纳至外筒充气腔内。中心筒314的前端从中间筒313的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒314的前端从中间筒313的前端伸出，中心筒314的外表面与中间筒313的前端的弯折部分接触，中心筒314的后端完全容纳至中间筒充气腔内。

底座311与外筒312的后端固定，并将外筒312的后端封闭。具体的，底座311的前端向内凹有容纳腔，容纳腔的侧壁的外壁面具有外螺纹，外筒312后端的内表面具有内螺纹，底座311的侧壁的外螺纹与外筒312后端的内螺纹配合，以将底座311与外筒312固定。另外，底座311具有贯通两侧的通气孔，以通过通气孔将外筒312、中间筒313和中心筒314的充气腔与压力输送管路连通。

另外，为了保证推冲装置的密封性，在中间筒313的后端与外筒312的内壁接触的位置设置密封圈，在中心筒314的后端与中间筒的内壁接触的位置也设置密封圈，优选的中间筒313的后端与外筒312的内壁接触的位置以及中心筒314的后端与中间筒的内壁接触的位置均设置的双道动密封。具体的，中间筒313的后端向外弯折预定的距离，该弯折部分与外筒312的内壁接触；中心筒314的后端向外弯折预定的距离，该弯折部分与中间筒313的内壁接触；中间筒313后端向外的弯折部分具有向内的凹槽，凹槽内设置有密封圈，优选的为O形密封圈，以使得中间筒131与外筒132之间具有较好的密封性；中心筒314后端向外的弯折部分具有向内的凹槽，凹槽内设置有密封圈，优选的为O形密封圈，以使得中心筒314与中间筒313之间具有较好的密封性。

为了进一步的保证密封性，外筒312与底座311接触的部分设置有密封圈。外筒312的后端具有从后向前凹的凹槽，凹槽内设置有密封圈，优选为O形密封圈，底座311与外筒312固定时，底座311的前端面封闭外筒312后端的凹槽，以挤压该凹槽内的密封圈。

另外，还可以在中心筒314伸出中间筒313的前端上固定端头帽317，优选的端头帽317螺纹固定与中心筒314的前端，可以通过调节端头帽317拧入中心筒314的前端的位置，从而可以实现调节推冲装置的长度。推冲装置31动作时，使端头帽317与固定于火箭舱段10的前一级舱段内壁固定的受力装置7(如图7所示)接触，向受力装置施加分离冲量。为了保证端头帽317与受力装置7接触的对中性，将端头帽317的前端面设置为向前凸的凸面，而将受力装置7与端头帽317接触的部分设置为向内凹的凹面。

此外，继续参见图4和图5，在中心筒314伸出中间筒313的部分螺纹连接有两个螺母(螺母315和螺母316)，螺母315和螺母316均设置与端头帽317的后方，以防松和进行高度调节，为了方便安装和调整螺母，优选的将螺母设置为六角螺母。

此外，本申请提供的火箭舱段的分离系统还包括：控制器(图中未示出)，控制开关阀2开启，以将气瓶1中贮存的高压气体通过压力输送管路充满推冲装置的充气腔内；并且待检测到压力输送管道和推冲装置的充气腔内的气体压力达到预定值后，或者待开关阀开启预定时间后，控制固定相邻两节火箭舱段的解锁装置(例如爆炸螺栓等)解锁，推冲装置伸长上一级火箭舱段内壁固定的受力装置施加分离冲量，从而可以快速的分离火箭的两节舱段。

上述预定时间可以是通过在地面上，对上述火箭舱段的分离系统进行试验，从开启开关阀后计时，待检测到压力输送管道和推冲装置的充气腔内的气体压力达到所需要的值时，停止计时，将记录的时间作为预定时间值设置在控制器中，以在火箭发射过程中，通过预定时间的方式控制解锁装置的解锁时间。

具体的，从开启开关阀到推冲装置入口压力发生变化的时间为系统响应时间t1，推冲装置入口气压从0达到所需要的值的时间为憋压时间t2，那么从开启开关阀到推冲装置入口气压达到所需要的值之间的时间为解锁时间t0＝t1+t2，也就是要设置在控制器中的预定时间值，预定时间值优选为500～600ms。

由于本申请提供的火箭舱段的分离系统，避免使用火工装置，因此安全性较高，还由于本申请的推冲装置具有三层筒体，可以保证具有较长的行程，因此在长度方向可以节省推冲装置占用的火箭舱段内部的空间，所以可以利用一些火箭仓段内直径方向的空间，而增加推冲装置三层筒体的直径，必然会增强中心筒的推力，从而也就能保证火箭舱段之间有足够的分离冲量。此外，使用高压气体作为分离能源，其产生的分离冲量也较为稳定，分离效果也较好。

本申请还提供了一种火箭，该火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述所述的火箭舱段的分离系统，通过火箭舱段的分离系统作为助推运载器的分离能源，为火箭舱段分离提供适中的分离冲量。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (7)

1.一种火箭舱段的分离系统，其特征在于，包括：气瓶、压力输送管路、开关阀、至少两个推冲装置和与各个推冲装置配合的受力装置；

气瓶固定于火箭舱段的内部或外壁上；

压力输送管路从气瓶的出气口连通至各个推冲装置，并且压力输送管路通向各个推冲装置的部分彼此相同；

开关阀设置在气瓶的出气口处或者压力输送管路上，控制气瓶内的压力气体通向压力输送管路；

推冲装置包括：底座、外筒、中间筒和具有从后端向内延伸并且未贯通的充气腔的中心筒；中间筒的前端从外筒的后端插入贯通的外筒充气腔内，并且中间筒的前端与外筒前端向内弯折的部分接触；中心筒的前端从中间筒的后端插入中间筒充气腔内，并且中心筒的前端从中间筒的前端伸出，中心筒的外表面与中间筒前端向内弯折的部分接触；底座与外筒的后端固定；

推冲装置保证具有较长的行程，同时在长度方向节省推冲装置占用的火箭舱段内部的空间，并且通过推冲装置利用一些火箭仓段内直径方向的空间，增强中心筒的推力；

推冲装置还包括：端头帽，端头帽螺纹固定于中心筒伸出中间筒的前端上，通过调节端头帽拧入中心筒的前端的位置，以实现调节推冲装置的长度；

端头帽的前端面设置为向前凸的凸面，受力装置与端头帽接触的部分设置为向内凹的凹面，以保证端头帽与受力装置接触的对中性；

推冲装置外筒固定于火箭舱段的内部或外壁上，并且中间筒和中心筒可朝向火箭舱段的前方伸出，以向火箭舱段的前一级舱段内壁固定的受力装置施加分离冲量；

还包括：控制器；控制器控制开关阀开启，以将气瓶中贮存的高压气体通过压力输送管路充满推冲装置的充气腔内；并且待检测到压力输送管道和推冲装置的充气腔内的气体压力达到预定值后或者待开关阀开启预定时间后，控制器控制固定相邻两节火箭舱段的解锁装置解锁。

2.根据权利要求1所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，在中心筒伸出中间筒的部分螺纹连接有两个螺母，所述两个螺母均设置与端头帽的后方。

3.根据权利要求1或2所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，推冲装置的数量为两个，两个推冲装置相对固定于火箭舱段的内壁上，并且两个推冲装置分布于气瓶的两侧。

4.根据权利要求1或2所述的火箭仓段的分离系统，其特征在于，火箭舱段的内壁上贴合固定有立板，立板朝向火箭舱段后方的一边垂直固定有向火箭舱段的内部延伸的底板，在底板与立板之间设置有肋条；底板上具有贯通的通孔，推冲装置固定于底座上，并且压力输送管路穿过底板的通孔与推冲装置连通。

5.根据权利要求4所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，推冲装置的上端紧固有固定箍，并且固定箍固定至立板上。

6.根据权利要求1或2所述的火箭舱段的分离系统，其特征在于，气瓶的出气口朝向火箭舱段的前方设置。

7.一种火箭，其特征在于，所述火箭上的相邻的两个舱段之间固定安装有上述权利要求1-6任一项所述的火箭舱段的分离系统。