CN113587741B - 一种小型战术导弹助推分离装置 - Google Patents

一种小型战术导弹助推分离装置 Download PDF

Info

Publication number
CN113587741B
CN113587741B CN202110968359.8A CN202110968359A CN113587741B CN 113587741 B CN113587741 B CN 113587741B CN 202110968359 A CN202110968359 A CN 202110968359A CN 113587741 B CN113587741 B CN 113587741B
Authority
CN
China
Prior art keywords
missile
boosting
separation
bolt
mounting plate
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110968359.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113587741A (zh
Inventor
任宏光
张俊安
李斯宇
杨晓光
陈钢
王维强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China North Industries Corp
Original Assignee
China North Industries Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China North Industries Corp filed Critical China North Industries Corp
Priority to CN202110968359.8A priority Critical patent/CN113587741B/zh
Publication of CN113587741A publication Critical patent/CN113587741A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113587741B publication Critical patent/CN113587741B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

本发明涉及一种小型战术导弹助推分离装置，属于战术导弹用助推分离领域。本发明多个锁钩和连接板及调节螺柱等配合，将舱段连接的锁钩，固定在单个爆炸螺栓上，与传统机械式锁钩结构相比，机构大幅简化，零件数量减小，质量减轻；通过大幅减小机构数量，优化舱体内空间结构，使整个舱体占用长度空间最小，对小型导弹缩短长度空间十分有利；助推分离装置整体结构可达性好，装配操作环节少，安装方便快捷；利用单个爆炸螺栓与锁钩等机构配合，实现多个舱段锁制点同时解脱；同时利用锁钩的杠杆结构减小了爆炸螺栓的受力，可以减少爆炸螺栓装药，减小分离冲击。

Description

一种小型战术导弹助推分离装置
技术领域
本发明属于战术导弹用助推分离领域，具体涉及一种小型战术导弹助推分离装置。
背景技术
为增加战术导弹的射程，或使导弹达到一定的初速条件，一般需要采取导弹尾部加装助推器的方式。助推器先将导弹助推达到一定速度，待助推发动机燃烧完后，抛掉助推器已减小气动阻力，减轻无效质量，导弹本身发动机点火继续飞行，从而达到增加导弹射程的目的。
助推分离一般采用火工品分离方式，需要在空中系统给出分离信号，电源点燃火工品进行分离。火工分离方式按采用的火工品分为点分离和线分离两种，点分离火工品主要采用爆炸螺栓、分离螺栓、爆炸螺母等。点分离相对结构简单，但分离同步性不好，分离冲击过载大。在战术导弹上采用线分离方式较少，主要原因是对于小型战术导弹线分离装置装配检测困难，存在大冲击和严重的污染(燃气外泄)，并且需要在弹体上有容易切割的薄弱环，降低了战术导弹的弹体强度。
目前在小型战术导弹上应用的机械式联动锁钩助推分离装置，通过锁钩装置锁紧导弹和助推器，分离时爆炸螺栓起爆，多个锁钩装置同时约束解除，在气动力的作用下，导弹与助推器可靠分离。该锁钩装置多级杠杆机构组成，锁制机构零件较多，占用导弹的长度空间较多，装配调试程序复杂。
本发明针对上述技术方案的不足，提出一种新型的联动锁钩助推分离机构，极大简化了结构设计，简化了分离舱的装配，缩短了整套机构占用的空间。并使其技术方案具有最大的普适性，可以为各类战术导弹助推分离提供一种可行的解决方案。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是如何提供一种小型战术导弹助推分离装置，以解决现有的锁钩装置多级杠杆机构组成，锁制机构零件较多，占用导弹的长度空间较多，装配调试程序复杂的问题。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提出一种小型战术导弹助推分离装置，该装置包括助推分离舱壳体(1)、支座(2)、锁钩(3)、销(4)、安装板(5)、调节螺柱(6)、连接板(7)、爆炸螺栓(8)、连接螺母(9)和保护装置(10)；支座(2)安装在分离舱体(1)壳体壁上，锁钩(3)通过销(4)固定在支座上，并能够绕销(4)转动；锁钩(3)前端的斜面钩住前级导弹(12)尾端壳体的凸台斜面；助推分离装置均布安装4组支座(2)、锁钩(3)和销(4)；安装板(5)安装在助推分离舱壳体(1)上，安装板(5)圆周有4组缺口，缺口位置对应锁钩(3)安装位置，连接板(7)紧靠在安装板(5)后，连接板(7)和安装板(5)的中间有孔，爆炸螺栓(8)穿过孔，通过连接螺母(9)将连接板(7)和安装板(5)连接在一起，爆炸螺栓(8)头部安装在前端；安装板(5)上有4个斜面凸台，对应锁钩(3)的安装位置，凸台上加工螺纹孔，调节螺柱(6)通过螺纹孔顶在锁钩(3)尾端的斜面上，约束锁钩(3)的转动；保护装置(10)安装在爆炸螺栓(8)头部外侧，固定在安装板(5)上，避免爆炸螺栓(8)起爆分离时对前级导弹(12)结构造成损害。
进一步地，助推分离舱壳体(1)与导弹助推器(11)固联在一起，分离时作为整体分离。
进一步地，助推分离装置与前级导弹(12)连接时，通过爆炸螺栓(8)和连接螺母(9)使连接板(7)和安装板(5)保持接触状态，调整调节螺柱(6)，使锁钩(3)前端能够收入助推分离舱壳体(1)。
进一步地，助推分离舱壳体(1)前端和前端导弹(12)尾端套接配合，调整调节螺柱(6)，使多组锁钩(3)前端的斜钩面和前级导弹(12)尾端的凸台斜面相接触，通过连接螺母(9)对爆炸螺栓(8)连接结构定力固定。
进一步地，在导弹助推分离装置与前级导弹(12)连接锁制的状态，锁钩(3)后端的斜面与连接板(7)上的斜面凸台的螺纹孔垂直，保证调节螺柱(6)的作用力直接作用在锁钩(3)的斜面上。
进一步地，锁钩(3)锁制状态受前级导弹(12)尾端斜面接触反力和调节螺柱(6)的约束力作用，调节螺柱(6)受到的反力通过连接板(7)传递到爆炸螺栓(8)上，计算整个机构承载能力满足导弹在使用维护和发射过程中各种载荷条件下不破坏。
进一步地，合理设计锁钩(3)结构的受力杠杆比，减小调节螺柱(6)通过连接板(7)传递给爆炸螺栓(8)上的力，达到减小对爆炸螺栓(8)承载能力和机构抗爆炸冲击的要求。
进一步地，锁钩(3)结构的受力杠杆比1:3。
进一步地，锁钩(3)结构的受力杠杆比1:4。
进一步地，分离时爆炸螺栓(8)被激发，爆炸螺栓(8)被剪断，从而使连接板(7)和安装板(5)之间的连接解除，连接板(7)失去约束并在爆炸螺栓(8)的冲击作用下向后运动，使调节螺柱(6)失去限位功能，所有锁钩(3)同时失去约束；锁钩(3)在气动力作用下向内侧运动，前级导弹(12)与助推分离舱壳体(1)之间约束解除，完成舱段之间的分离。
(三)有益效果
本发明提出一种小型战术导弹助推分离装置，该助推分离装置具有结构简单、体积小、外形光滑、分离同步性好、分离冲击小、装配调试简单、可靠性高的显著特点，对各类小型战术导弹的助推分离具有普适性。本发明具有如下显著的优点：
结构简单：本发明多个锁钩(3)和连接板(7)及调节螺柱(6)等配合，将舱段连接的锁钩(3)，固定在单个爆炸螺栓(8)上，与传统机械式锁钩结构相比，机构大幅简化，零件数量减小，质量减轻。
占用空间小：通过大幅减小机构数量，优化舱体内空间结构，使整个舱体占用长度空间最小，对小型导弹缩短长度空间十分有利。
安装操作方便：助推分离装置整体结构可达性好，装配操作环节少，安装方便快捷。
同步性好、分离冲击小：利用单个爆炸螺栓(8)与锁钩(3)等机构配合，实现多个舱段锁制点同时解脱；同时利用锁钩的杠杆结构减小了爆炸螺栓(8)的受力，可以减少爆炸螺栓(8)装药，减小分离冲击。
附图说明
图1为本发明助推分离机构结构组成示意图
图2是助推分离机构结构组成外形图
图3是连接板结构示意图
1-助推分离舱壳体、2-支座、3-锁钩、4-销、5-安装板、6-调节螺柱、7-连接板、8-爆炸螺栓、9-连接螺母、10-保护装置、11-助推器、12-前级导弹。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明属于战术导弹用助推分离技术，本发明提出一种新型的联动锁钩助推分离机构，极大简化了结构设计，简化了分离舱的装配，缩短了整套机构占用的空间，提高了可靠性。
本发明的导弹助推分离装置主要由助推分离舱壳体(1)、支座(2)、锁钩(3)、销(4)、安装板(5)、调节螺柱(6)、连接板(7)、爆炸螺栓(8)、连接螺母(9)和保护装置(10)组成。支座(2)安装在分离舱体(1)壳体壁上，锁钩(3)通过销(4)固定在支座上，并能够绕销(4)转动。锁钩(3)前端的斜面钩住前级导弹(12)尾端壳体的凸台斜面。助推分离装置一般均布安装4组支座(2)锁钩(3)和销(4)。安装板(5)安装在助推分离舱壳体(1)上，安装板(5)圆周有4组缺口，缺口位置对应锁钩(3)安装位置。连接板(7)紧靠在安装板(5)后，连接板(7)和安装板(5)的中间有孔，爆炸螺栓(8)穿过孔，通过连接螺母(9)将连接板(7)和安装板(5)连接在一起，爆炸螺栓(8)头部安装在前端。安装板上有4个斜面凸台，对应锁钩(3)的安装位置，凸台上加工螺纹孔，调节螺柱(6)通过螺纹孔顶在锁钩(3)尾端的斜面上，约束锁钩(3)的转动。保护装置(10)安装在爆炸螺栓(8)头部外侧，固定在安装板(5)上，避免爆炸螺栓(8)起爆分离时对前级导弹(12)结构造成损害。
助推分离装置与前级导弹(12)连接时，先通过爆炸螺栓(8)和连接螺母(9)使连接板(7)和安装板(5)保持接触状态，调整调节螺柱(6)，使锁钩(3)前端能够收入助推分离舱壳体(1)。助推分离舱壳体(1)前端和前端导弹(12)尾端套接配合，调整调节螺柱(6)，使多组锁钩(3)前端的斜钩面和前级导弹(12)尾端的凸台斜面相接触。通过连接螺母(9)对爆炸螺栓(8)连接结构定力固定。
在导弹助推分离装置与前级导弹(12)连接锁制的状态，锁钩(3)后端的斜面与连接板(7)上的斜面凸台的螺纹孔垂直，保证调节螺柱(6)的作用力直接作用在锁钩(3)的斜面上。
通过合理设计锁钩(3)结构的受力杠杆比，减小调节螺柱(6)通过连接板(7)传递给爆炸螺栓(8)上的力，达到减小对爆炸螺栓(8)承载能力和机构抗爆炸冲击的要求。
本发明的技术方案
本发明一种新型的导弹助推器分离技术，该助推分离装置具有结构简单、体积小、外形光滑、分离同步性好、分离冲击小、装配调试简单、可靠性高的显著特点，对各类小型战术导弹的助推分离具有普适性。
导弹助推分离装置包括助推分离舱壳体(1)、支座(2)、锁钩(3)、销(4)、安装板(5)、调节螺柱(6)、连接板(7)、爆炸螺栓(8)、连接螺母(9)和保护装置(10)。支座(2)安装在分离舱体(1)壳体壁上，锁钩(3)通过销(4)固定在支座上，并能够绕销(4)转动。锁钩(3)前端的斜面钩住前级导弹(12)尾端壳体的凸台斜面。助推分离装置一般均布安装4组支座(2)、锁钩(3)和销(4)。安装板(5)安装在助推分离舱壳体(1)上，安装板(5)圆周有4组缺口，缺口位置对应锁钩(3)安装位置。连接板(7)紧靠在安装板(5)后，连接板(7)和安装板(5)的中间有孔，爆炸螺栓(8)穿过孔，通过连接螺母(9)将连接板(7)和安装板(5)连接在一起，爆炸螺栓(8)头部安装在前端。安装板(5)上有4个斜面凸台，对应锁钩(3)的安装位置，凸台上加工螺纹孔，调节螺柱(6)通过螺纹孔顶在锁钩(3)尾端的斜面上，约束锁钩(3)的转动。保护装置(10)安装在爆炸螺栓(8)头部外侧，固定在安装板(5)上，避免爆炸螺栓(8)起爆分离时对前级导弹(12)结构造成损害。
助推分离舱壳体(1)与导弹助推器(11)固联在一起，分离时作为整体分离。助推分离装置与前级导弹(12)连接时，先通过爆炸螺栓(8)和连接螺母(9)使连接板(7)和安装板(5)保持接触状态，调整调节螺柱(6)，使锁钩(3)前端能够收入助推分离舱壳体(1)。助推分离舱壳体(1)前端和前端导弹(12)尾端套接配合，调整调节螺柱(6)，使多组锁钩(3)前端的斜钩面和前级导弹(12)尾端的凸台斜面相接触。通过连接螺母(9)对爆炸螺栓(8)连接结构定力固定。最后将助推分离装置和助推器(11)装配固连在一起。
在导弹助推分离装置与导弹连接锁制的状态，锁钩(3)后端的斜面与连接板(7)上的斜面凸台的螺纹孔垂直，保证调节螺柱(6)的作用力直接作用在锁钩(3)的斜面上。
锁钩(3)锁制状态受前级导弹(12)尾端斜面接触反力和调节螺柱(6)的约束力作用，调节螺柱(6)受到的反力通过连接板(7)传递到爆炸螺栓(8)上，整个机构承载能力必须满足导弹在使用维护和发射过程中各种载荷条件下不破坏。通过合理设计锁钩(3)结构的受力杠杆比，可以减小调节螺柱(6)通过连接板(7)传递给爆炸螺栓(8)上的力，达到减小对爆炸螺栓承载能力和机构抗爆炸冲击的要求。
分离时爆炸螺栓(8)被激发，爆炸螺栓(8)被剪断，从而使连接板(7)和安装板(5)之间的连接解除，连接板(7)失去约束并在爆炸螺栓(8)的冲击作用下向后运动，使调节螺柱(6)失去限位功能，所有锁钩(3)同时失去约束。锁钩(3)在气动力作用下向内侧运动，前级导弹(12)与助推分离舱壳体(1)之间约束解除，完成舱段之间的分离。
本发明的优点：
本发明具有如下显著的优点：
结构简单：本发明多个锁钩(3)和连接板(7)及调节螺柱(6)等配合，将舱段连接的锁钩(3)，固定在单个爆炸螺栓(8)上，与传统机械式锁钩结构相比，机构大幅简化，零件数量减小，质量减轻。
占用空间小：通过大幅减小机构数量，优化舱体内空间结构，使整个舱体占用长度空间最小，对小型导弹缩短长度空间十分有利。
安装操作方便：助推分离装置整体结构可达性好，装配操作环节少，安装方便快捷。
同步性好、分离冲击小：利用单个爆炸螺栓(8)与锁钩(3)等机构配合，实现多个舱段锁制点同时解脱；同时利用锁钩的杠杆结构减小了爆炸螺栓(8)的受力，可以减少爆炸螺栓(8)装药，减小分离冲击。
实施例1
一种小型导弹，为增加射程，后端加装助推器。导弹助推分离装置主要由助推分离舱壳体(1)、支座(2)、锁钩(3)、销(4)、安装板(5)、调节螺柱(6)、连接板(7)、爆炸螺栓(8)、连接螺母(9)和保护装置(10)组成。支座(2)安装在分离舱体(1)壳体壁上，锁钩(3)通过销(4)固定在支座上，并能够绕销(4)转动。锁钩(3)前端的斜面钩住前级导弹(12)尾端壳体的凸台斜面。助推分离装置一般均布安装4组支座(2)锁钩(3)和销(4)。安装板(5)安装在助推分离舱壳体(1)上，安装板(5)圆周有4组缺口，缺口位置对应锁钩(3)安装位置。连接板(7)紧靠在安装板(5)后，连接板(7)和安装板(5)的中间有孔，爆炸螺栓(8)穿过孔，通过连接螺母(9)将连接板(7)和安装板(5)连接在一起，爆炸螺栓(8)头部安装在前端。连接板(7)上有4个斜面凸台，对应锁钩(3)的安装位置，凸台上加工螺纹孔，调节螺柱(6)通过螺纹孔顶在锁钩(3)尾端的斜面上，约束锁钩(3)的转动。保护装置(10)安装在爆炸螺栓(8)头部外侧，固定在安装板(5)上，避免爆炸螺栓(8)起爆分离时对前级导弹(12)结构造成损害。
助推分离舱壳体体(1)与导弹助推器(11)固联在一起，分离时作为整体分离。助推分离装置与前级导弹(12)连接时，先通过爆炸螺栓(8)和连接螺母(9)使连接板(7)和安装板(5)保持接触状态，调整调节螺柱(6)，使锁钩(3)前端能够收入助推分离舱壳体(1)。助推分离舱壳体(1)前端和前端导弹(12)尾端套接配合，调整调节螺柱(6)，使多组锁钩(3)前端的斜钩面和前级导弹(12)尾端的凸台斜面相接触。通过连接螺母(9)对爆炸螺栓(8)连接结构定力固定。最后将助推分离装置和助推器(11)装配固连在一起。
在导弹助推分离装置与前级导弹(12)连接锁制的状态，锁钩(3)后端的斜面与连接板(7)上的斜面凸台的螺纹孔垂直，保证调节螺柱(6)的作用力直接作用在锁钩(3)的斜面上。
锁钩(3)锁制状态受前级导弹(12)尾端斜面接触反力和调节螺柱(6)的约束力作用，调节螺柱(6)受到的反力通过连接板(7)传递到爆炸螺栓(8)上，计算整个机构承载能力满足导弹在使用维护和发射过程中各种载荷条件下不破坏。优化设计锁钩(3)结构的受力杠杆比1:3或1：4，从而减小了调节螺柱(6)通过连接板(7)传递给爆炸螺栓上的力，减小对爆炸螺栓(8)承载能力和机构抗爆炸冲击的要求。
分离时爆炸螺栓(8)被激发，爆炸螺栓(9)被剪断，从而使连接板(7)和安装板(5)之间的连接解除，连接板(7)失去约束并在爆炸螺栓(8)的冲击作用下向后运动，使调节螺柱(6)失去限位功能，所有锁钩(3)同时失去约束。锁钩(3)在气动力作用下向内侧运动，前级导弹(12)与助推分离舱壳体(1)之间约束解除，完成舱段之间的分离。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，该装置包括助推分离舱壳体（1）、支座（2）、锁钩（3）、销（4）、安装板（5）、调节螺柱（6）、连接板（7）、爆炸螺栓（8）、连接螺母（9）和保护装置（10）；支座（2）安装在助推分离舱壳体（1）的壳体壁上，锁钩（3）通过销（4）固定在支座上，并能够绕销（4）转动；锁钩（3）前端的斜面钩住前级导弹（12）尾端壳体的凸台斜面；导弹助推分离装置均布安装4组支座（2）、锁钩（3）和销（4）；安装板（5）安装在助推分离舱壳体（1）上，安装板（5）圆周有4组缺口，缺口位置对应锁钩（3）安装位置，连接板（7）紧靠在安装板（5）后，连接板（7）和安装板（5）的中间有孔，爆炸螺栓（8）穿过连接板（7）和安装板（5）中间的孔，通过连接螺母（9）将连接板（7）和安装板（5）连接在一起，爆炸螺栓（8）头部安装在前端；连接板（7）上有4个斜面凸台，对应锁钩（3）的安装位置，凸台上加工螺纹孔，调节螺柱（6）通过螺纹孔顶在锁钩（3）尾端的斜面上，约束锁钩（3）的转动；保护装置（10）安装在爆炸螺栓（8）头部外侧，固定在安装板（5）上，避免爆炸螺栓（8）起爆分离时对前级导弹（12）结构造成损害。
2.如权利要求1所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，助推分离舱壳体（1）与导弹助推器（11）固联在一起，分离时作为整体分离。
3.如权利要求1所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，导弹助推分离装置与前级导弹（12）连接时，通过爆炸螺栓（8）和连接螺母（9）使连接板（7）和安装板（5）保持接触状态，调整调节螺柱（6），使锁钩（3）前端能够收入助推分离舱壳体（1）。
4.如权利要求3所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，助推分离舱壳体（1）前端和前级导弹（12）尾端套接配合，调整调节螺柱（6），使多组锁钩（3）前端的斜面和前级导弹（12）尾端的凸台斜面相接触，通过连接螺母（9）对爆炸螺栓（8）连接结构定力固定。
5.如权利要求1-4任一项所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，在导弹助推分离装置与前级导弹（12）连接锁制的状态，锁钩（3）后端的斜面与连接板（7）上的斜面凸台的螺纹孔垂直，保证调节螺柱（6）的作用力直接作用在锁钩（3）后端的斜面上。
6.如权利要求5所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，锁钩（3）锁制状态受前级导弹（12）尾端斜面接触反力和调节螺柱（6）的约束力作用，调节螺柱（6）受到的反力通过连接板（7）传递到爆炸螺栓（8）上，计算整个机构承载能力满足导弹在使用维护和发射过程中各种载荷条件下不破坏。
7.如权利要求5所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，合理设计锁钩（3）结构的受力杠杆比，减小调节螺柱（6）通过连接板（7）传递给爆炸螺栓（8）上的力，达到减小对爆炸螺栓（8）承载能力和机构抗爆炸冲击的要求。
8.如权利要求7所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，锁钩（3）结构的受力杠杆比为1:3。
9.如权利要求7所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，锁钩（3）结构的受力杠杆比为1:4。
10.如权利要求1所述的小型战术导弹助推分离装置，其特征在于，分离时爆炸螺栓（8）被激发，爆炸螺栓（8）被剪断，从而使连接板（7）和安装板（5）之间的连接解除，连接板（7）失去约束并在爆炸螺栓（8）的冲击作用下向后运动，使调节螺柱（6）失去限位功能，所有锁钩（3）同时失去约束；锁钩（3）在气动力作用下向内侧运动，前级导弹（12）与助推分离舱壳体（1）之间约束解除。
CN202110968359.8A 2021-08-23 2021-08-23 一种小型战术导弹助推分离装置 Active CN113587741B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110968359.8A CN113587741B (zh) 2021-08-23 2021-08-23 一种小型战术导弹助推分离装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110968359.8A CN113587741B (zh) 2021-08-23 2021-08-23 一种小型战术导弹助推分离装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113587741A CN113587741A (zh) 2021-11-02
CN113587741B true CN113587741B (zh) 2023-03-28

Family

ID=78239000

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110968359.8A Active CN113587741B (zh) 2021-08-23 2021-08-23 一种小型战术导弹助推分离装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113587741B (zh)

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4648321A (en) * 1985-04-04 1987-03-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Missile separation system
US5370343A (en) * 1993-03-04 1994-12-06 General Dynamics Corporation Space Systems Division Arrangement for attachment and quick disconnect and jettison of rocket booster from space vehicle
CN107182246B (zh) * 2011-12-20 2014-11-12 中国空空导弹研究院 一种空空导弹回收舱舱盖
CN202464128U (zh) * 2011-12-28 2012-10-03 航宇救生装备有限公司 自动分离机构
CN113184227B (zh) * 2021-04-22 2022-07-26 上海宇航系统工程研究所 一种被动式空间锁紧释放装置
CN113184228B (zh) * 2021-04-22 2022-04-19 上海宇航系统工程研究所 一种旋转式空间锁紧释放装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN113587741A (zh) 2021-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109506527B (zh) 高炮防雹增雨弹机电时间引信
CN113028910A (zh) 一种冗余式双解锁驱动释放装置及运载火箭
CN110949693B (zh) 一种气动式连接解锁装置
CN211685687U (zh) 一种运载火箭的级间冷分离结构
CN111017272A (zh) 一种运载火箭的级间冷分离结构
CN103253384A (zh) 基于形状记忆合金弹簧的低冲击解锁装置及其使用方法
CN112027089A (zh) 一种无人机投弹装置
CN113587741B (zh) 一种小型战术导弹助推分离装置
CN112815789A (zh) 一种弹簧推冲作用的整流罩平抛分离装置
CN104527997A (zh) 一种用于连接和解锁卫星的同步装置
CN202522149U (zh) 直推式火工螺母
CN113883972A (zh) 一种适用于小弹径飞行器的级间分离装置
CN110985237A (zh) 基于记忆合金技术高温下失效的连接固定装置及应用方法
CN211626282U (zh) 一种小型导弹发动机分离机构
CN111717401B (zh) 一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器
CN111121563A (zh) 一种小型导弹发动机分离机构及工作方法
CN110143297B (zh) 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构
US3036852A (en) Stores rack
CN114018099B (zh) 一种子母弹抛撒装置
CN116447932A (zh) 弹载巡飞器弹器主动分离装置
CN113212813A (zh) 一种模块化连接分离装置
CN219624609U (zh) 火箭助飞式水下航行器快速分离装置
CN108238257B (zh) 一种带有故障后自动抛伞功能的阻力伞抛放机构
CN108423199B (zh) 一种火药作动筒式级间舱
CN218994189U (zh) 火箭发动机点火具与引信一体结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant