CN112520031A - 一种飞行器投放物分离装置 - Google Patents
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Abstract
本发明专利公开了一种飞行器投放物分离装置，具体涉及航空技术领域中飞行器外挂物解锁、投放物分离风洞试验的技术领域。一种飞行器投放物分离装置，包括飞行器本体，飞行器本体上设有弹性轨道，弹性轨道上设有滑块，滑块与弹性轨道之间设有间隙，间隙内连接有分离杆，分离杆上设有铰链座，铰链座上设有投放物，滑块设有内置弹簧，滑块上设有驱动器，驱动器设置在飞行器本体上，飞行器本体上设有固定块，固定块上开有圆弧滑轨，圆弧滑轨后滑动连接有与投放物连接的圆弧片，固定块上设有断裂片，断裂片的一侧与投放物连接。运用本发明技术方案克服了现有的飞行器与投放分离结构安全分离的问题，可用于物品的投放，或飞行器及其投放物结构的设计。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域中飞行器外挂物解锁、投放物分离风洞试验的技术领域，特别涉及一种飞行器投放物分离装置。
背景技术
某些飞行器在飞行过程需要抛掉如副油箱、吊舱、整流罩等部分结构，此投放分离结构在释放前与机体应连接可靠牢固，以起到对机体整流或携带其他功能设备。而当飞行器在飞行中进行某些作业操作时，需要将此类投放分离结构与机体安全分离。
发明内容
本发明意在提供一种飞行器投放物分离装置，以解决现有的飞行器与投放分离结构安全分离的问题。
为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：一种飞行器投放物分离装置，包括飞行器本体，所述飞行器本体上设有弹性轨道，所述弹性轨道上穿设有滑块，所述滑块的一侧与弹性轨道之间设有间隙，所述间隙内滑动连接有分离杆，所述分离杆上除与弹性滑道接触的一侧均被滑块包覆在内，所述分离杆上设有铰链座，所述铰链座上设有投放物，所述滑块的另一侧与弹性轨道之间设有内置弹簧，所述滑块上靠近内置弹簧的一端还设有驱动器，所述驱动器与飞行器本体上的控制系统电性连接，所述驱动器设置在飞行器本体上，所述驱动器一侧的飞行器本体上还设有固定块，所述固定块上开有圆弧滑轨，所述圆弧滑轨上设有与投放物连接的圆弧片，所述圆弧片上位于固定块外的一侧与投放物连接，所述固定块上远离驱动器和圆弧片的一侧还设有断裂片，所述断裂片的一侧与投放物连接。
技术方案的原理及效果：本装置处于静态连接时，分离杆借助摩擦力卡合连接在弹性轨道和滑块之间，而滑块由下至上将分离杆的自由端包覆，从而实现分离杆的锁紧。本方案中投放物借助铰链座和分离杆与弹性轨道实现了第一点连接，同时借助圆弧片形成了第二点连接、借助断裂片形成第三点连接，从而通过三点连接方式确保投放物在脱离前与飞行器本体连接在一起；同时拉升内置弹簧预制滑块的相对位置，使内置弹簧有一定的拉伸预紧力，并通过分离杆与弹性轨道的间隙配合、滑块的内圆柱面包裹使整个系统在这个位置处于自锁状态，确保了滑块在高速气流影响下能够稳定可靠。
当需要将投放物进行解锁分离时，通过飞行器本体的控制系统来启动驱动器，驱动器可为滑块提供一个初始速度使其朝向铰链座滑动，此时内置弹簧开始压缩变形，当滑块触及铰链座时停止继续移动，并在内置弹簧的作用下复位，而铰链座因受到滑块的碰撞而产生一个向下的驱动力，使得投放物在驱动力和气流的影响下开始向下偏转，此时分离杆开始与弹性轨道、滑块相分离，同时内置弹簧的复位可确保分离杆与滑块之间不会形成卡死状态。
在投放物开始偏转后会沿着圆弧片约束的轨道进行转动，当投放物扭转的角度接近断裂片的破坏值时，在惯性力和高速气流的共同作用下使断裂片发生断裂，从而实现了投放物与飞行器本体的分离。
进一步的，所述弹性轨道上设有凹槽，所述分离杆上设有与凹槽相配合凸起。
通过上述设置，借助凹槽与凸起的配合，便于将分离杆锁定在弹性轨道与滑块之间，提高了分离杆的分离效率。
进一步的，所述弹性轨道上凹槽一侧的长度大于弹性轨道上远离凹槽一侧的长度。
通过上述设置，便于分离杆与弹性轨道相脱离，提高了脱离的效率。
进一步的，所述断裂片是一中部上下两侧均开有V形槽的薄片。
通过上述设置，断裂片可在两个V形槽之间发生断裂，结构简单、加工方便。
进一步的，所述投放物转动的圆心位于断裂片上V形槽的中心。
通过上述设置，使得投放物在脱离时产生的转动力作用于断裂片的薄弱处，确保了断裂片能够从薄弱处断裂，提高了投放物脱离的效率。
进一步的，所述圆弧片转动的圆心位于断裂片上V形槽的中心。
通过上述设置，可防止圆弧片与断裂片形成自锁状态，增强了本装置稳定性。
进一步的，所述滑块的自由端设有与分离杆相配合的开口。
通过上述设置，便于分离杆顺利脱离，提高了效率。
与现有技术相比，本方案的有益效果：
1、本方案提供了可用于某些飞行器投放物分离风洞试验的一种投放物释放装置；
2、本方案尺寸小、重量轻、利于飞行整流，在实际飞行器中或经过缩比的风洞试验模型中均可运用，其关键的滑块的外径最小可为5mm，其弹性轨道宽度最小可为3.2mm；
3、本发明对投放物的分离方式能够有效控制，在初始连接中的三点连接能够保证稳定可靠、在解锁过程中机构运动约束足够、在分离方式上能够不影响机体保证安全。
附图说明
图1是本发明一种飞行器投放物分离装置的结构示意图；
图2是本发明一种飞行器投放物分离装置中铰链座的结构示意图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式对本发明作进一步详细的说明：
说明书附图中的附图标记包括：飞行器本体1、弹性轨道2、滑块3、分离杆4、铰链座5、转轴6、投放物7、内置弹簧8、驱动器9、固定块10、圆弧片11、断裂片12。
实施例1
基本如附图1和图2所示：一种飞行器投放物分离装置，包括飞行器本体1，飞行器本体1左侧的底部安装有由红铜合金材料制成的弹性轨道2，弹性轨道2左侧下半部分的长度大于弹性轨道2左侧上半部分的长度，弹性轨道2左侧下半部分的底部开有凹槽；弹性轨道2上穿设有滑块3，滑块3的左端开有与分离杆4相配合的方形开口；滑块3的左侧与弹性轨道2之间留有间隙，间隙内滑动连接有分离杆4，分离杆4的右侧与弹性轨道2接触且被滑块3包覆在内，分离杆4的右端一体成型有与凹槽相配合的凸起，分离杆4上设有铰链座5，铰链座5包括底座和转动连接在底座内的转轴6，底座上端开有放置槽，底座的底部固定连接有投放物7；转轴6位于放置槽内且转轴6穿过分离杆4的左侧。滑块3的右侧开有凹腔，凹腔内粘附有与弹性轨道2之间固定在一起的内置弹簧8，内置弹簧8可采用截锥螺旋类型的弹簧，内置弹簧8由不锈钢丝制成。
滑块3的右端还连接有驱动器9，驱动器9采用启动器类火工品，其体积小，且能提供足够的驱动力，同时控制点火方便；驱动器9与飞行器本体1上的控制系统电性连接，驱动器9设置在飞行器本体1上，驱动器9右侧的飞行器本体1上还固定设置有固定块10，固定块10上开有圆弧滑轨，圆弧滑轨上转动连接有与投放物7连接的圆弧片11，圆弧片11的下端位于圆弧滑轨外，并且圆弧片11下端与投放物7固定连接，圆弧片11转动的圆心位于断裂片12上V形槽的中心。固定块10的右侧底部还固定连接有断裂片12，断裂片12是一中部上下两侧均开有V形槽的薄片，断裂片12采用钛合金制成，断裂片12采用慢走丝切割的方式加工而成，保证断裂面的尺寸精度±0.02mm，以保证断裂片12弯转到预定角度后，能够及时断裂分开。断裂片12的预置断裂角度大于圆弧片11的约束角度范围，从而可防止圆弧片11未脱离前断裂片12已经完全断裂开，维持了本装置的稳定性；断裂片12的左侧底部与投放物7固定连接。投放物7转动的圆心位于断裂片12上V形槽的中心。
上述部件中，铰链座5、分离杆4、滑块3和圆弧片11均采用高强度合金材料制成。同时上述各个部件之间的配合公差为H7/g6,同轴度不超过Φ0.02mm，零件表面的粗糙度不大于1.6，零件的安全系数为2～4。
本方案的工作原理：本装置处于静态连接时，分离杆4借助凸起与弹性轨道2凹槽进行限位衔接，同时滑块3从底部向上将分离杆4外壁包裹，起到了锁紧的作用；而本装置中投放物7采用三点连接方式与飞行器本体1连接，投放物7借助铰链座5和分离杆4实现了第一点连接，圆弧片11处属于第二点连接，断裂片12属于第三点连接，借助三点连接的方式将投放物7与飞行器本体1连接在一起，从而确保投放物7在脱离前的稳定性；同时内置弹簧8预制滑块3的相对位置，确保了滑块3在高速气流影响下能够稳定可靠。
当需要将投放物7进行解锁分离时，通过飞行器本体1的控制系统来启动驱动器9，驱动器9推动滑块3朝向铰链座5滑动，此时内置弹簧8开始压缩变形，当滑块3触及铰链座5时停止继续移动，并在内置弹簧8的作用下复位，而铰链座5因受到滑块3的碰撞而产生一个向下的驱动力，使得投放物7在驱动力和气流的影响下开始向下偏转，从而促使分离杆4上的凸起与弹性轨道2上的凹槽相分离，在分离杆4与弹性轨道2分离的过程中，弹性轨道2的左端会产生小量弯曲变形，而借助滑块3上的开口可使分离杆4顺利脱离，同时内置弹簧8的复位可确保分离杆4与滑块3之间不会形成卡死状态，此时投放物7与飞行器本体1的第一点连接已经解锁。
在投放物7开始偏转后，由于投放物7在高速气流下的受力平衡已被打破，因此投放物7会沿着圆弧片11约束的圆弧滑轨进行转动，由于投放物7与圆弧片11转动的圆心均为断裂片12上V形槽的中心，因此，投放物7产生的扭转力会直接作用于断裂片12的薄弱处；当投放物7扭转的角度接近断裂片12的破坏值时，在惯性力和高速气流的共同作用下使断裂片12发生断裂，从而实现了投放物7与飞行器本体1的分离。
实施例2
本实施例与实施例1的区别仅在于：本实施例的驱动器9采用小型高速气缸，使得本装置适用于地面测试。在地面实测中，做动滑块3的外径最小能够做到Φ5mm，滑块3与弹性轨道2内部的滑轨最小尺寸为Φ3.2mm，铰链座5的长度、宽度、高度最小尺寸均都能够控制在10mm以内；同时整个装置的长度控制在100mm以内时，均能保证投放物7与飞行器本体1分离过程稳定可靠，同时投放物7的长度可超过分离部件长度的两倍。
以上的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。
Claims (7)
1.一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：包括飞行器本体，所述飞行器本体上设有弹性轨道，所述弹性轨道上穿设有滑块，所述滑块的一侧与弹性轨道之间设有间隙，所述间隙内滑动连接有分离杆，所述分离杆上除与弹性滑道接触的一侧均被滑块包覆在内，所述分离杆上设有铰链座，所述铰链座上设有投放物，所述滑块的另一侧与弹性轨道之间设有内置弹簧，所述滑块上靠近内置弹簧的一端还设有驱动器，所述驱动器与飞行器本体上的控制系统电性连接，所述驱动器设置在飞行器本体上，所述驱动器一侧的飞行器本体上还设有固定块，所述固定块上开有圆弧滑轨，所述圆弧滑轨上设有与投放物连接的圆弧片，所述圆弧片上位于固定块外的一侧与投放物连接，所述固定块上远离驱动器和圆弧片的一侧还设有断裂片，所述断裂片的一侧与投放物连接。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述弹性轨道上设有凹槽，所述分离杆上设有与凹槽相配合凸起。
3.根据权利要求2所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述弹性轨道上凹槽一侧的长度大于弹性轨道上远离凹槽一侧的长度。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述断裂片是一中部上下两侧均开有V形槽的薄片。
5.根据权利要求4所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述投放物转动的圆心位于断裂片上V形槽的中心。
6.根据权利要求4所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述圆弧片转动的圆心位于断裂片上V形槽的中心。
7.根据权利要求1-6中任意一项所述的一种飞行器投放物分离装置，其特征在于：所述滑块的自由端设有与分离杆相配合的开口。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112985748A (zh) * | 2021-05-08 | 2021-06-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验投放装置及其投放物模型设计方法 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104180965A (zh) * | 2014-09-03 | 2014-12-03 | 大连理工大学 | 一种风洞分离模拟实验系统和方法 |
| CN105865743A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-08-17 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高速风洞弹射投放试验机构 |
| CN106197936A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-12-07 | 中国航天空气动力技术研究院 | 飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置 |
| KR101701975B1 (ko) * | 2016-04-08 | 2017-02-13 | 유효선 | 공중 투하용 투하 물체의 수직 낙하장치 |
| CN106950030A (zh) * | 2017-05-04 | 2017-07-14 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种投放物释放装置 |
| CN110775277A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-02-11 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种具有同步性的无人机机载微小型导弹投放分离装置 |
| CN111504592A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-08-07 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于高速风洞投放模型试验的初始运动状态预置方法 |
| CN215884076U (zh) * | 2020-12-17 | 2022-02-22 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种飞行器投放物分离装置 |
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2020
- 2020-12-17 CN CN202011494379.8A patent/CN112520031A/zh active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104180965A (zh) * | 2014-09-03 | 2014-12-03 | 大连理工大学 | 一种风洞分离模拟实验系统和方法 |
| KR101701975B1 (ko) * | 2016-04-08 | 2017-02-13 | 유효선 | 공중 투하용 투하 물체의 수직 낙하장치 |
| CN105865743A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-08-17 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高速风洞弹射投放试验机构 |
| CN106197936A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-12-07 | 中国航天空气动力技术研究院 | 飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置 |
| CN106950030A (zh) * | 2017-05-04 | 2017-07-14 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种投放物释放装置 |
| CN110775277A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-02-11 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种具有同步性的无人机机载微小型导弹投放分离装置 |
| CN111504592A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-08-07 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于高速风洞投放模型试验的初始运动状态预置方法 |
| CN215884076U (zh) * | 2020-12-17 | 2022-02-22 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种飞行器投放物分离装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 潘华烨: "某飞机部件测力风洞试验天平研制与应用", 实验力学, 15 December 2014 (2014-12-15), pages 719 - 726 * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112985748A (zh) * | 2021-05-08 | 2021-06-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验投放装置及其投放物模型设计方法 |
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