CN112298621A - 一种航天飞行器分离装置的分离壳体 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种航天飞行器分离装置的分离壳体，包括：削弱槽，设置在所述分离壳体的外表面，所述削弱槽将所述分离壳体的外表面划分为两个部分；爆炸性部件安装位置，用于安装分离装置的爆炸性部件，位于所述分离壳体的内表面，所述削弱槽和所述爆炸性部件安装位置相背设置；其中，所述削弱槽用于削弱分离壳体在所述削弱槽处的强度和刚度，以在所述爆炸性部件安装位置的爆炸部件发生爆炸时，所述分离壳体沿所述削弱槽分为两部分。本申请实施例解决了传统的航天飞行器分离装置的分离壳体结构复杂，装配难度大的技术问题。

Description

一种航天飞行器分离装置的分离壳体

技术领域

本申请涉及航天飞行器分离技术领域，具体地，涉及一种航天飞行器分离装置的分离壳体。

背景技术

航天飞行器的分离系统是火箭的一个重要分系统，它的功用是将火箭飞行过程中已经完成其预定工作，而且在继续飞行中无用的部分分离并抛掉，从而改善火箭质量特性，提高运载能力，如如级间分离、星箭分离、整流罩的纵向分离等。两个舱段之间需要分离装置将两者进行分离。

对分离系统的基本要求是：在分离之前要确保两分离体可靠地连接；在分离时，又要确保两分离体可靠地分离，并要保证分离过程中或分离之后，不构成足以影响继续飞行体正常飞行的危害，如过大的振动、冲击、碰撞及环境污染等。航天飞行器分离装置的分离壳体是分离装置的重要组成部分，分离壳体的结构在很大程度决定了分离装置的结构。

因此，传统的航天飞行器分离装置的分离壳体结构复杂，装配难度大，是本领域技术人员急需要解决的技术问题。

在背景技术中公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此其可能包含没有形成为本领域普通技术人员所知晓的现有技术的信息。

发明内容

本申请实施例提供了一种航天飞行器分离装置的分离壳体，以解决传统的航天飞行器分离装置的分离壳体结构复杂，装配难度大的技术问题。

本申请实施例提供了一种一种航天飞行器分离装置的分离壳体，包括：

削弱槽，设置在所述分离壳体的外表面，所述削弱槽将所述分离壳体的外表面划分为两个部分；

爆炸性部件安装位置，用于安装分离装置的爆炸性部件，位于所述分离壳体的内表面，所述削弱槽和所述爆炸性部件安装位置相背设置；

其中，所述削弱槽用于削弱分离壳体在所述削弱槽处的强度和刚度，以在所述爆炸性部件安装位置的爆炸部件发生爆炸时，所述分离壳体沿所述削弱槽分为两部分。

本申请实施例由于采用以上技术方案，具有以下技术效果：

削弱槽的作用在于一方面将所述分离壳体的外表面划分为两个部分，另一方面，削弱分离壳体在所述削弱槽处的强度和刚度。爆炸性部件安装位置位于所述分离壳体的内表面，所述削弱槽和所述爆炸性部件安装位置相背设置，爆炸性部件安装位置用于安装爆炸性部件，分离壳体能够实现分离装置的爆炸性部件和所述削弱槽相背设置。这样，在分离装置的爆炸性部件发生爆炸时，爆炸产生的力的作用将所述分离壳体沿所述削弱槽分为两部分，从而实现了将分离壳体分为两部分。本申请实施例的用于航天飞行器分离装置的分离壳体，结构简单，装配难度较低；同时，能够能够实现承载和分离的作用。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例的一种航天飞行器分离装置的分离壳体的截面图。

附图标记说明：

1分离壳体，11削弱槽，12爆炸性部件安装位置，13补强结构，

14下连接环,15上连接环，16定位凸起。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例一

图1为本申请实施例的一种航天飞行器分离装置的分离壳体的截面图。

如图1所示，本申请实施例的航天飞行器分离装置的分离壳体1，包括：

削弱槽11，设置在所述分离壳体1的外表面，所述削弱槽11将所述分离壳体1的外表面划分为两个部分；

爆炸性部件安装位置12，用于安装爆炸性部件，位于所述分离壳体1的内表面，所述削弱槽11和所述爆炸性部件安装位置12相背设置；

其中，所述削弱槽11用于削弱分离壳体1在所述削弱槽处的强度和刚度，以在所述爆炸性部件安装位置12的爆炸部件发生爆炸时，所述分离壳体1沿所述削弱槽分为两部分。

本申请实施例的航天飞行器分离装置的分离壳体，削弱槽的作用在于一方面将所述分离壳体的外表面划分为两个部分，另一方面，削弱分离壳体在所述削弱槽处的强度和刚度。爆炸性部件安装位置位于所述分离壳体的内表面，所述削弱槽和所述爆炸性部件安装位置相背设置，爆炸性部件安装位置用于安装爆炸性部件，分离壳体能够实现分离装置的爆炸性部件和所述削弱槽相背设置。这样，在分离装置的爆炸性部件发生爆炸时，爆炸产生的力的作用将所述分离壳体沿所述削弱槽分为两部分，从而实现了将分离壳体分为两部分。本申请实施例的用于航天飞行器分离装置的分离壳体，结构简单，装配难度较低；同时，能够能够实现承载和分离的作用。

下面介绍削弱槽的结构。

实施中，如图1所示，所述削弱槽11是槽口大槽底小形状的削弱槽，所述削弱槽的两侧槽壁相交于槽底；

所述削弱槽11的两侧槽壁分别为斜面且对称设置。

这样，削弱槽就是截面为V型的削弱槽。截面为V型的削弱槽，在V型的削弱槽的背侧，仅需要较小的冲击力，即可实现将分离壳体在削弱槽处分离开。而V型的削弱槽的背侧就是爆炸性部件安装位置。

实施中，所述削弱槽的深度大于等于所述分离壳体厚度的三分之一小于等于所述分离壳体厚度的二分之一。

削弱槽的深度可以根据实际分离壳体使用的场景，分离时间和爆炸性部件的威力进行选择。

下面介绍分离壳体的结构。

实施中，所述分离壳体是环形的分离壳体；

所述削弱槽的长度方向沿所述分离壳体的周向方向，且所述削弱槽为首尾相连的封闭形状。

所述分离壳体是环形的分离壳体，这样，分离壳体的两端能够分别连接两个被分离体，两个被分离体可以是两个圆筒形舱段，还可以是一个圆筒形舱段和一个圆锥筒形舱段等等。因此，本申请实施例的航天飞行器分离装置的分离壳体，尤其适用于运载火箭各级舱段件的环向分离。

实施中，如图1所示，所述分离壳体还包括：

向内凸起的补强结构13，所述补强结构13沿所述分离壳体1的内表面设置；

所述补强结构13为两个，分别设置在所述爆炸性部件安装位置12的两侧；

其中，两个所述补强结构13之间形成的凹槽作为爆炸性部件安装位置。

两个所述补强结构之间形成的凹槽作为爆炸性部件安装位置，这样，限定了安装爆炸性部件的空间，便于安装时将爆炸性部件安装到到位，使得装配难度较小。两个补强结构提高了削弱槽两侧结构的刚度，增加了刚度梯度，提高了分离性能，使得分离壳体分离时分离面齐整，除分离面外结构无破坏。

分离壳体在分离前连接两个被分离体如两个舱段，承受地面及飞行过程中的载荷，并在承受载荷的情况下保证一定的刚度。从连接强度和连接刚度的角度考虑，分离壳体的厚度越大越好；从分离角度考虑，分离壳体越小越好。因此设计时，在满足强度和刚度的要求下，取最小的分离壳体厚度。同时，为了保证分离面位置可控，需要在分离壳体上预制削弱槽，并在削弱槽附近增强壳体的刚度，通过补强结构实现，增加刚度梯度。

实施中，如图1所示，所述分离壳体还包括：

下连接环14，所述下连接环在其中一个补强结构的一侧向远离所述削弱槽的一侧延伸，且所述下连接环的外周面与所述分离壳体的外周面平齐；

其中，所述下连接环14用于与其中一个被分离件固定连接。

分离壳体需要与两个被分离件连接。下连接环与其中一个被分离件固定连接。

实施中，如图1所示，所述分离壳体还包括：

上连接环15，所述上连接环15在另一个补强结构的一侧向远离削弱槽11的一侧延伸，且所述上连接环15的外周面相对于所述分离壳体1的外周面向内下凹，所述上连接环和所述分离壳体的外周面之间形成定位台阶；

其中，所述定位台阶用于与所述分离壳体连接的被分离件的安装定位。

这样，定位台阶的存在使得分离壳体的上连接环和与之连接的被分离件之间的装配难度较低。

下连接环与另一个被分离件固定连接。

实施中，如图1所示，所述上连接环15的内表面和所述补强结构13的内表面相平。

这样，能够简化分离壳体的结构，降低制造的分离壳体的难度。

实施中，如图1所示，所述分离壳体还包括：

环形的定位凸起16，所述定位凸起设置在与上连接环连接的补强结构的内表面之上；

其中，所述定位凸起16用于分离装置的保护罩的定位，所述保护罩用于与所述分离壳体固定，遮盖所述爆炸性部件。

定位凸起分离装置的保护罩的定位，使得分离壳体的装配难度较低。所述保护罩用于与所述分离壳体固定，遮盖所述爆炸性部件，防止爆炸性部件爆炸后飞向被分离件的内部，如舱段的内部。

实施中，所述分离壳体为一体化结构；

所述分离壳体是铝合金锻造形成的分离壳体。

通过对航天飞行器的分离装置的爆炸性部件威力的控制，削弱槽的深度等等的控制，能够实现分离壳体的分离时间不大于10毫秒。

在本申请及其实施例的描述中，需要理解的是，术语“顶”、“底”、“高度”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。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；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或两个元件的相互作用关系。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。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

上文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本申请的不同结构。为了简化本申请的公开，上文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本申请。此外，本申请可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本申请提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种航天飞行器分离装置的分离壳体，其特征在于，包括：

削弱槽，设置在所述分离壳体的外表面，所述削弱槽将所述分离壳体的外表面划分为两个部分；

爆炸性部件安装位置，用于安装分离装置的爆炸性部件，位于所述分离壳体的内表面，所述削弱槽和所述爆炸性部件安装位置相背设置；

其中，所述削弱槽用于削弱分离壳体在所述削弱槽处的强度和刚度，以在所述爆炸性部件安装位置的爆炸部件发生爆炸时，所述分离壳体沿所述削弱槽分为两部分。

2.根据权利要求1所述的分离壳体，其特征在于，所述削弱槽是槽口大槽底小形状的削弱槽，所述削弱槽的两侧槽壁相交于槽底；

所述削弱槽的两侧槽壁分别为斜面且对称设置。

3.根据权利要求2所述的分离壳体，其特征在于，所述削弱槽的深度大于等于所述分离壳体厚度的三分之一小于等于所述分离壳体厚度的二分之一。

4.根据权利要求1至3任一所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体还包括：

向内凸起的补强结构，所述补强结构沿所述分离壳体的内表面设置；

所述补强结构为两个，分别设置在所述爆炸性部件安装位置的两侧；

其中，两个所述补强结构之间形成的凹槽作为爆炸性部件安装位置。

5.根据权利要求4所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体是环形的分离壳体；

所述削弱槽的长度方向沿所述分离壳体的周向方向，且所述削弱槽为首尾相连的封闭形状；

所述补强结构为环形的补强结构。

6.根据权利要求5所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体还包括：

下连接环，所述下连接环在其中一个补强结构的一侧向远离所述削弱槽的一侧延伸，且所述下连接环的外周面与所述分离壳体的外周面平齐；

其中，所述下连接环用于与其中一个被分离件固定连接。

7.根据权利要求6所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体还包括：

上连接环，所述上连接环在另一个补强结构的一侧向远离削弱槽的一侧延伸，且所述上连接环的外周面相对于所述分离壳体的外周面向内下凹，所述上连接环和所述分离壳体的外周面之间形成定位台阶；

其中，所述定位台阶用于与所述分离壳体连接的被分离件的安装定位。

8.根据权利要求7所述的分离壳体，其特征在于，所述上连接环的内表面和所述补强结构的内表面相平。

9.根据权利要求8所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体还包括：

环形的定位凸起，所述定位凸起设置在与上连接环连接的补强结构的内表面之上；

其中，所述定位凸起用于分离装置的保护罩的定位，所述保护罩用于与所述分离壳体固定，遮盖所述爆炸性部件。

10.根据权利要求9所述的分离壳体，其特征在于，所述分离壳体为一体化结构；

所述分离壳体是铝合金锻造形成的分离壳体。

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