CN112082437B - 一种飞行器夹块式级间分离结构 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种飞行器夹块式级间分离结构，属于飞行器分离技术领域，包括：上壳体，其包括位于上壳体外壁的上凸台，上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；下壳体，其包括位于下壳体外壁的下凸台，下凸台的底面为向上倾斜的斜面；夹块，其内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽；分离螺栓，其依次穿过上壳体和下壳体与夹块螺纹连接。本申请的夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽，通过调整凹槽与上凸台的顶面和下凸台的底面相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体和上壳体连接的轴向力，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓的承载能力，可减少分离螺栓的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。

Description

一种飞行器夹块式级间分离结构

技术领域

本申请涉及飞行器分离技术领域，特别涉及一种飞行器夹块式级间分离结构。

背景技术

飞行器的连接与分离技术是航天领域重要的研究内容。为了减少消极质量，通常在每级导弹/火箭工作完成后，采用级间分离方式抛掉不需要的质量，因此，级间分离是导弹/火箭飞行过程中的一项关键时序，直接影响飞行试验的成败。

传统的分离方式主要分为两种，即点式分离和线式分离。其中点式分离装置包括爆炸螺栓、分离螺母、解锁螺栓等。线式分离主要包括切割索、膨胀管、聚能炸药索等。

但是，随着飞行器尺寸及外载荷的增加，传统分离方式需要通过增加连接点的数量或增加索的长度以满足使用要求，而随着数量或长度的增加将导致分离可靠性降低，同时使分离冲量增大。

发明内容

本申请实施例提供一种飞行器夹块式级间分离结构，以解决相关技术中传统分离方式需要增加连接点的数量或增加索的长度，将导致分离可靠性降低的问题。

本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，包括：

上壳体，所述上壳体包括位于所述上壳体外壁的上凸台，所述上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；

下壳体，所述下壳体包括位于所述下壳体外壁的下凸台，所述下凸台的底面为向上倾斜的斜面；

夹块，所述夹块的内侧开设有与所述上凸台的顶面和所述下凸台的底面贴合的凹槽；

分离螺栓，所述分离螺栓依次穿过上壳体和下壳体与所述夹块螺纹连接。

在一些实施例中：所述夹块的凹槽为等腰梯形结构，所述上凸台的顶面和所述下凸台的底面分别与所述上壳体和下壳体的飞行方向之间的夹角为5°～15°。

在一些实施例中：所述夹块的凹槽内设有螺纹孔，所述螺纹孔位于凹槽的槽底，所述分离螺栓与所述夹块通过所述螺纹孔连接。

在一些实施例中：所述上壳体的尾部设有用于连接所述下壳体的第一安装孔，所述下壳体的头部设有用于连接所述上壳体的第二安装孔，所述第一安装孔与所述第二安装孔内穿入所述分离螺栓。

在一些实施例中：所述上壳体的尾部设有与所述下壳体的头部贴合的第一斜面，所述下壳体的头部设有与所述上壳体的尾部贴合的第二斜面；

所述第一斜面和第二斜面相互平行且相互贴合，所述第一斜面和第二斜面与所述上壳体和下壳体的飞行方向之间的夹角为5°～45°。

在一些实施例中：所述分离螺栓为爆炸螺栓，所述分离螺栓的螺杆上开设有削弱槽，所述削弱槽位于所述第一斜面和第二斜面的贴合处。

在一些实施例中：所述上壳体和下壳体的内壁均设有作动筒，所述上壳体开设有第一通孔，所述下壳体开设有第二通孔；

所述上壳体内的作动筒的作动杆穿入所述第一通孔与所述夹块相抵，所述下壳体内的作动筒的作动杆穿入所述第二通孔与所述夹块相抵。

在一些实施例中：所述作动筒包括套筒和位于套筒内的压缩弹簧，所述压缩弹簧用于驱动所述作动杆向所述夹块方向伸出，以使夹块与上壳体和下壳体脱离。

在一些实施例中：所述上壳体内设有防护罩，所述防护罩罩设在所述分离螺栓的头部。

在一些实施例中：所述上壳体的外壁上设有导流板，所述导流板的迎风面为斜面，所述导流板位于所述夹块的迎风侧。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，由于本申请的飞行器夹块式级间分离结构的上壳体包括位于上壳体外壁的上凸台，上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；下壳体包括位于下壳体外壁的下凸台，下凸台的底面为向上倾斜的斜面；夹块，该夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽；分离螺栓，该分离螺栓依次穿过上壳体和下壳体与夹块螺纹连接。

因此，本申请的飞行器夹块式级间分离结构的夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽，通过调整凹槽与上凸台的顶面和下凸台的底面相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体和上壳体连接的轴向力，在设置恰当的角度值时，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓的承载能力，从而在外载一定的情况下，可减少分离螺栓的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例的结构示意图；

图2为本申请实施例的上壳体的结构示意图；

图3为本申请实施例的下壳体的结构示意图；

图4为本申请实施例的作动筒的结构示意图；

图5为本申请实施例的夹块的结构示意图；

图6为本申请实施例的分离螺栓的结构示意图；

图7为本申请实施例的防护罩的结构示意图；

图8为本申请实施例的导流板的结构示意图；

图9为本申请实施例的夹块受力分析示意图。

附图标记：

1、上壳体；1a、顶面；1b、第一斜面；1c、第一通孔；1d、第一安装孔；1e、上凸台；2、导流板；2a、迎风面；

3、下壳体；3a、底面；3b、第二斜面；3c、第二通孔；3d、第二安装孔；3e、下凸台；4、夹块；4a、凹槽；4b、螺纹孔；

5、分离螺栓；5a、削弱槽、6、作动筒；7、防护罩；8、套筒；9、作动杆；10、压缩弹簧。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，其能解决相关技术中传统分离方式需要增加连接点的数量或增加索的长度，将导致分离可靠性降低的问题。

参见图1至图3和图5所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，包括：

上壳体1，该上壳体1包括位于上壳体1外壁的上凸台1e，该上壳体1为圆形筒体结构，上凸台1e设有多个，多个上凸台1e沿上壳体1的圆周方向均匀布置,上凸台1e与上壳体1为一体成型结构，上凸台1e的顶面1a为向下倾斜的斜面。

下壳体3，该下壳体3包括位于下壳体3外壁的下凸台3e，该下壳体3为圆形筒体结构，下凸台3e设有多个，多个下凸台3e沿下壳体3的圆周方向均匀布置，下凸台3e与下壳体3为一体成型结构，下凸台3e的底面3a为向上倾斜的斜面。

夹块4，该夹块4为圆弧形板状结构，其内侧与上壳体1和下壳体3的外壁贴合。夹块4的内侧开设有与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a贴合的凹槽4a。上凸台1e和下凸台3e均位于夹块4的凹槽4a内，夹块4通过凹槽4a夹持上凸台1e和下凸台3e来实现连接上壳体1和下壳体3。

分离螺栓5，该分离螺栓5依次穿过上壳体1和下壳体3与夹块4螺纹连接。在夹块4的凹槽4a内设有螺纹孔4b，螺纹孔4b位于凹槽4a的槽底位置，分离螺栓5与夹块4通过螺纹孔4b连接。

本申请实施例的飞行器夹块式级间分离结构的夹块4的内侧开设有与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a贴合的凹槽4a，通过调整凹槽4a与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a相配合的角度，可将分离螺栓5产生的径向力转换为下壳体3和上壳体1连接的轴向力。

当凹槽4a与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a设置恰当的角度值时，能将分离螺栓5产生的径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓5的承载能力，从而在外载一定的情况下，可减少分离螺栓5的使用数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。

在一些可选实施例中：参见图2、图3和图5所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的夹块4的凹槽4a为等腰梯形结构，凹槽4a的侧壁与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a平行且贴合。上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a分别与上壳体1和下壳体3的飞行方向之间的夹角θ为5°～15°。

参见图9所示的夹块受力分析示意图，其中夹块4径向受到的预紧力为F，夹块4径向受到的预紧力F被凹槽4a的上下两个侧壁分为径向预紧力Fb和轴向压紧力Fa，相关受力计算如下：

Fb＝F/2；

Fa＝Fb/tanθ＝F/2tanθ；

当凹槽4a与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a设置恰当的压紧角度θ，如θ＝8°，则产生的轴向压紧力Fa为3.56F,即将分离螺栓5的径向预紧力在轴向上放大数倍，从而提高了结构的承载效率，减少了分离螺栓5的使用数量。

在一些可选实施例中：参见图2、图3和图5所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的上壳体1的尾部设有用于连接下壳体3的第一安装孔1d，下壳体3的头部设有用于连接上壳体1的第二安装孔3d，第一安装孔1d与第二安装孔3d内穿入分离螺栓5。

分离螺栓5的螺杆直径为d4，第一安装孔1d和第二安装孔3d的直径相同，第一安装孔1d和第二安装孔3d的直径为d3，分离螺栓5的螺杆直径d4小于下壳体3的第一安装孔1d和上壳体1的第二安装孔3d的直径d3。

为了确保上壳体1与下壳体3是由夹块4压紧产生的轴向力连接在一起的，下壳体3的上端面距离第一安装孔1d的轴线距离L5与下壳体3的上端面距离第二安装孔3d的轴线距离L7应满足L5＝L7+y。另上壳体1下端面距离第一安装孔1d的轴线距离L6与上壳体1下端面距离第二安装孔3d的轴线距离L8应满足L8＝L6+z，上述y、z根据实际情况取值为1mm～2mm。

在一些可选实施例中：参见图2和图3所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的上壳体1的尾部设有与下壳体3的头部贴合的第一斜面1b，下壳体3的头部设有与上壳体1的尾部贴合的第二斜面3b。

第一斜面1b和第二斜面3b相互平行且相互贴合，第一斜面1b和第二斜面3b与上壳体1和下壳体3的飞行方向之间的夹角为5°～45°，优选为15°。

第一斜面1b和第二斜面3b相互平行且相互贴合,便于上壳体1和下壳体3之间的连接和快速分离。当上壳体1和下壳体3需要分离时，上壳体1的第一斜面1b和下壳体3的第二斜面3b之间的间隙逐渐增大，避免第一斜面1b和第二斜面3b之间产生摩擦阻力，提高上壳体1和下壳体3的分离可靠性。当上壳体1和下壳体3需要连接时，上壳体1的第一斜面1b和下壳体3的第二斜面3b之间的间隙逐渐减小直到相互贴合，同时具有定位导向的作用，提高上壳体1和下壳体3连接的可靠性。

在一些可选实施例中：参见图1和图6所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的分离螺栓5优选但不限于为爆炸螺栓，在分离螺栓5的螺杆上开设有削弱槽5a，该削弱槽5a位于第一斜面1b和第二斜面3b的贴合处。

削弱槽5a至分离螺栓5的尾端的距离为L4，下壳体3的第二安装孔3d的长度为L2,夹块4的螺纹孔4b的长度为L3,分离螺栓5的削弱槽5a至分离螺栓5的尾端的距离L4＝L2+L3+x，x根据实际情况取值为1mm～2mm，以保证分离螺栓5在削弱槽5a处断开后削弱槽5a至分离螺栓5的尾端部分随夹块4沿径向脱开后不影响上壳体1与下壳体3的分离。

爆炸螺栓形似普通螺栓，内部装有炸药和点火器。分离时，炸药被引爆，使剪切锁剪断或者沿削弱槽5a断开，实现上壳体1和下壳体3分离解锁。

在一些可选实施例中：参见图1和图4所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的上壳体1和下壳体3的内壁均设有作动筒6，该上壳体1开设有第一通孔1c，下壳体3开设有第二通孔3c。上壳体1内的作动筒6的作动杆9穿入第一通孔1c与夹块4相抵，下壳体3内的作动筒6的作动杆9穿入所述第二通孔3c与夹块4相抵。

作动杆9的直径d1与上壳体1的第一通孔1c(直径d2)及下壳体3的第二通孔3c(直径d2)应满足d1>d2，即作动杆9能顺利穿过上壳体1的第一通孔1c和下壳体3的第二通孔3c，作动杆9与上壳体1的第一通孔1c和下壳体3的第二通孔3c有1mm左右的间隙。

作动筒6包括套筒8和位于套筒8内的压缩弹簧10，压缩弹簧10用于驱动作动杆9向夹块4方向伸出，以使夹块4与上壳体1和下壳体3脱离。压缩弹簧10的压缩量为L1，为了确保夹块4在弹力作用下能完全脱出，压缩弹簧10的压缩量大于螺纹孔4b的长度L3，即L1＝L3+m，m根据实际情况取值为1mm～2mm。

当分离螺栓5沿削弱槽5a断开后，夹块4失去分离螺栓5的径向力，夹块4与分离螺栓5断开，此时作动筒6在压缩弹簧10的作用下驱动作动杆9向夹块4方向伸出，作动杆9推动夹块4与上壳体1和下壳体3脱离，加快上壳体1和下壳体3的分离速度。

在一些可选实施例中：参见图1和图7所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的上壳体1内设有防护罩7，该防护罩7罩设在分离螺栓5的头部。防护罩7安装在上壳体1及下壳体3的内侧面，在分离螺栓5工作后，防护罩7可以容纳分离螺栓5的分离体防止其外漏而影响其它结构件。

在一些可选实施例中：参见图1和图8所示，本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，该分离结构的上壳体1的外壁上设有导流板2，该导流板2的迎风面2a为斜面，导流板2位于夹块4的迎风侧。其迎风面2a朝向飞行方向，导流板2的厚度L9应大于夹块4的总厚度，以降低气动对夹块4连接处的影响。

工作原理

本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，由于本申请的飞行器夹块式级间分离结构的上壳体1包括位于上壳体1外壁的上凸台1e，上凸台1e的顶面1a为向下倾斜的斜面；下壳体3包括位于下壳体3外壁的下凸台3e，下凸台3e的底面3a为向上倾斜的斜面；夹块4，该夹块4的内侧开设有与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a贴合的凹槽4a；分离螺栓5，该分离螺栓5依次穿过上壳体1和下壳体3与夹块4螺纹连接。

本申请的飞行器夹块式级间分离结构的夹块4的内侧开设有与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a贴合的凹槽4a，通过调整凹槽4a与上凸台1e的顶面1a和下凸台3e的底面3a相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体3和上壳体1连接的轴向力，在设置恰当的角度值时，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓5的承载能力，从而在外载一定的情况下，可减少分离螺栓5的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (5)

1.一种飞行器夹块式级间分离结构，其特征在于，包括：

上壳体（1），所述上壳体（1）包括位于所述上壳体（1）外壁的上凸台（1e），所述上凸台（1e）的顶面（1a）为向下倾斜的斜面；

下壳体（3），所述下壳体（3）包括位于所述下壳体（3）外壁的下凸台（3e），所述下凸台（3e）的底面（3a）为向上倾斜的斜面；

夹块（4），所述夹块（4）的内侧开设有与所述上凸台（1e）的顶面（1a）和所述下凸台（3e）的底面（3a）贴合的凹槽（4a）；

分离螺栓（5），所述分离螺栓（5）依次穿过上壳体（1）和下壳体（3）与所述夹块（4）螺纹连接；

所述夹块（4）的凹槽（4a）为等腰梯形结构，所述上凸台（1e）的顶面（1a）和所述下凸台（3e）的底面（3a）分别与所述上壳体（1）和下壳体（3）的径向之间的夹角为5°～15°；

所述夹块（4）的凹槽（4a）内设有螺纹孔（4b），所述螺纹孔（4b）位于凹槽（4a）的槽底，所述分离螺栓（5）与所述夹块（4）通过所述螺纹孔（4b）连接；

所述上壳体（1）的尾部设有用于连接所述下壳体（3）的第一安装孔（1d），所述下壳体（3）的头部设有用于连接所述上壳体（1）的第二安装孔（3d），所述第一安装孔（1d）与所述第二安装孔（3d）内穿入所述分离螺栓（5）；

所述下壳体（3）的上端面距离所述第一安装孔（1d）的轴线距离L5与所述下壳体（3）的上端面距离所述第二安装孔（3d）的轴线距离L7应满足L5＝L7+y，另所述上壳体（1）下端面距离所述第一安装孔（1d）的轴线距离L6与所述上壳体（1）下端面距离所述第二安装孔（3d）的轴线距离L8应满足L8＝L6+z，上述y、z的取值为1～2mm；

所述上壳体（1）的尾部设有与所述下壳体（3）的头部贴合的第一斜面（1b），所述下壳体（3）的头部设有与所述上壳体（1）的尾部贴合的第二斜面（3b）；

所述第一斜面（1b）和第二斜面（3b）相互平行且相互贴合，所述第一斜面（1b）和第二斜面（3b）与所述上壳体（1）和下壳体（3）的飞行方向之间的夹角为5°～45°；

所述分离螺栓（5）为爆炸螺栓，所述分离螺栓（5）的螺杆上开设有削弱槽（5a），所述削弱槽（5a）位于所述第一斜面（1b）和第二斜面（3b）的贴合处；

所述削弱槽（5a）至所述分离螺栓（5）的尾端的距离为L4，所述下壳体（3）的所述第二安装孔（3d）的长度为L2,所述夹块（4）的螺纹孔（4b）的长度为L3, 所述分离螺栓（5）的所述削弱槽（5a）至所述分离螺栓（5）的尾端的距离L4=L2+L3+x，上述x取值为1mm～2mm，以保证所述分离螺栓（5）在所述削弱槽（5a）处断开后所述削弱槽（5a）至所述分离螺栓（5）的尾端部分随所述夹块（4）沿径向脱开后不影响所述上壳体（1）与所述下壳体（3）的分离。

2.如权利要求1所述的一种飞行器夹块式级间分离结构，其特征在于：

所述上壳体（1）和下壳体（3）的内壁均设有作动筒（6），所述上壳体（1）开设有第一通孔（1c），所述下壳体（3）开设有第二通孔（3c）；

所述上壳体（1）内的作动筒（6）的作动杆（9）穿入所述第一通孔（1c）与所述夹块（4）相抵，所述下壳体（3）内的作动筒（6）的作动杆（9）穿入所述第二通孔（3c）与所述夹块（4）相抵。

3.如权利要求2所述的一种飞行器夹块式级间分离结构，其特征在于：

所述作动筒（6）包括套筒（8）和位于套筒（8）内的压缩弹簧（10），所述压缩弹簧（10）用于驱动所述作动杆（9）向所述夹块（4）方向伸出，以使夹块（4）与上壳体（1）和下壳体（3）脱离。

4.如权利要求1所述的一种飞行器夹块式级间分离结构，其特征在于：

所述上壳体（1）内设有防护罩（7），所述防护罩（7）罩设在所述分离螺栓（5）的头部。

5.如权利要求1所述的一种飞行器夹块式级间分离结构，其特征在于：

所述上壳体（1）的外壁上设有导流板（2），所述导流板（2）的迎风面（2a）为斜面，所述导流板（2）位于所述夹块（4）的迎风侧。

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