CN113772124A - 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱 - Google Patents

一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱 Download PDF

Info

Publication number
CN113772124A
CN113772124A CN202111204048.0A CN202111204048A CN113772124A CN 113772124 A CN113772124 A CN 113772124A CN 202111204048 A CN202111204048 A CN 202111204048A CN 113772124 A CN113772124 A CN 113772124A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell
half shell
left half
separation
stage split
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.)
Pending
Application number
CN202111204048.0A
Other languages
English (en)
Inventor
王美聪
姬永强
张怀宇
石运国
李伯阳
甄文强
王晓莉
王硕
杨鑫
何衍儒
陈强洪
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.)
General Engineering Research Institute China Academy of Engineering Physics
Original Assignee
General Engineering Research Institute China Academy of Engineering Physics
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 General Engineering Research Institute China Academy of Engineering Physics filed Critical General Engineering Research Institute China Academy of Engineering Physics
Priority to CN202111204048.0A priority Critical patent/CN113772124A/zh
Publication of CN113772124A publication Critical patent/CN113772124A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/645—Separators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明公开了一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，包括前壳体左半壳体、前壳体右半壳体、后壳体左半壳体、后壳体右半壳体；前壳体左半壳体的尾端和后壳体左半壳体的首端之间可转动连接；前壳体右半壳体的尾端和后壳体右半壳体的首端之间可转动连接；分离冲量装置设置在前壳体左半壳体和前壳体右半壳体之间。当回转体在稠密大气中高速飞行时，采用本申请提出的全包两级对开分离舱，在不增加分离舱结构和分离装置复杂性的前提下，可大大降低第一级对开分离时分离冲量装置需要克服的气动阻力矩，而且通过环形弧面的设计可充分利用来流的作用实现第二级对开分离，可明显提高分离舱对开分离的可靠性。

Description

一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱
技术领域
本发明涉及航天飞行器技术领域，尤其涉及一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱。
背景技术
分离舱是回转体飞行器中普遍采用的结构。在飞行器飞行至目标区域后，分离舱完成分离，释放安装在其内部的任务载荷。
传统的全包对开分离舱采用一次对开分离方案：分离舱主体结构由左右两半壳体组成，在分离过程中，分离冲量装置提供左右两半壳体绕尾部转轴向外旋转的初始角速率，使得左右两半壳体向外张开一个小角度，在来流气动力的作用下进一步实现对开分离。其缺点在于：由于回转体的全包对开分离舱的整体长度尺寸较大，导致对开分离过程中作用在分离舱壳体外壁的气动阻力及力臂较大，当回转体在稠密大气中高速飞行时，同时由于分离冲量装置的推力和行程有限，可能出现分离舱左右两半壳体被分离冲量装置推开后又瞬间被气动力合上的情况，致使分离失败，因此不适用于稠密大气中高速飞行回转体的对开分离。
因此需要研发出一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱来解决上述问题。
发明内容
本发明的目的就在于为了解决上述问题设计了一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱。
本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，包括：
前壳体左半壳体；
前壳体右半壳体；
后壳体左半壳体；前壳体左半壳体的尾端和后壳体左半壳体的首端之间可转动连接，后壳体左半壳体的尾端与飞行器主体可转动连接；
后壳体右半壳体；前壳体右半壳体的尾端和后壳体右半壳体的首端之间可转动连接，后壳体右半壳体的尾端与飞行器主体可转动连接；
分离冲量装置设置在前壳体左半壳体和前壳体右半壳体之间。
具体地，前壳体左半壳体、前壳体右半壳体、后壳体左半壳体、后壳体右半壳体在转动时候处于同一个平面。
进一步地，后壳体左半壳体与后壳体右半壳体的长度相同，前壳体左半壳体与前壳体右半壳体的长度相同；后壳体左半壳体与后壳体右半壳体的长度大于前壳体左半壳体与前壳体右半壳体的长度。
具体地，分离冲量装置的设置位置靠近前壳体左半壳体、前壳体右半壳体的首端；分离冲量装置的冲量方向与壳体左半壳体、前壳体右半壳体的长度方向垂直。
具体地，后壳体左半壳体的首端、后壳体右半壳体的首端连接处内部形成为向内凸起的环形弧面。
本发明的有益效果在于：
当回转体在稠密大气中高速飞行时，采用本申请提出的全包两级对开分离舱，在不增加分离舱结构和分离装置复杂性的前提下，可大大降低第一级对开分离时分离冲量装置需要克服的气动阻力矩，而且通过环形弧面的设计可充分利用来流的作用实现第二级对开分离，可明显提高分离舱对开分离的可靠性。
附图说明
图1为本发明所述分离舱结构示意图，此时分离舱为分离前状态(局部剖示)。
图2为本发明所述分离舱后壳体开口为抛物线收缩段结构示意图。
图3为本发明所述分离舱结构示意图，此时已完成第一级对开分离。
图4为本发明所述分离舱结构示意图，此时已完成第二级对开分离。
其中，1-前壳体左半壳体；2-分离冲量装置；3-前壳体右半壳体；4-连接转轴；5-后壳体左半壳体；6-后壳体右半壳体；7-环形弧面。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备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发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”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；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，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发明中的具体含义。
下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细说明。
如图1所示，一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，包括：
前壳体左半壳体1；
前壳体右半壳体3；
后壳体左半壳体5；前壳体左半壳体1的尾端和后壳体左半壳体5的首端之间通过连接转轴4可转动连接，后壳体左半壳体5的尾端与飞行器主体可转动连接；
后壳体右半壳体6；前壳体右半壳体3的尾端和后壳体右半壳体6的首端之间通过连接转轴4可转动连接，后壳体右半壳体6的尾端与飞行器主体可转动连接；
分离冲量装置2设置在前壳体左半壳体1和前壳体右半壳体3之间。
如图3和图4所示，分离舱采用两级对开分离方案，首先解开前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3的锁定，然后通过分离冲量装置2的分离冲量作用于前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3，克服作用在前壳体左半壳体1和前壳体右半壳体3外壁的气动阻力和力臂，则前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3向两侧转动对开分离，后利用来流气动力的作用，以及在前壳体左半壳体1和前壳体右半壳体3的旋转拉动下完成后后壳体左半壳体5、后壳体右半壳体6的对开分离，进而实现整个分离舱的开舱分离，释放任务载荷。
连接转轴4的设置目的是引导第一级对开分离过程中前壳体相对后壳体的相对旋转方向，并引导高速来流经过前壳体左右半壳中间，流向后壳体头部；这里限定前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3只能向外翻转小于180°。
如图3和图4所示，前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3、后壳体左半壳体5、后壳体右半壳体6在转动时候处于同一个平面。
如图1、图3和图4所示，后壳体左半壳体5与后壳体右半壳体6的长度相同，前壳体左半壳体1与前壳体右半壳体3的长度相同；后壳体左半壳体5与后壳体右半壳体6的长度大于前壳体左半壳体1与前壳体右半壳体3的长度。这样的结构设计有利于降低第一级对开分离时作用在前壳体外壁的气动阻力及其相对连接转轴4的力臂，提高第一级对开分离的可靠性。
如图1所示，分离冲量装置2的设置位置靠近前壳体左半壳体1、前壳体右半壳体3的首端；分离冲量装置2的冲量方向与壳体左半壳体、前壳体右半壳体3的长度方向垂直。
如图2所示，后壳体左半壳体5的首端、后壳体右半壳体6的首端连接处内部形成为向内凸起的环形弧面7。这样的结构设计便于在第一级对开分离后高速来流进入后壳体内部。
本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，其特征在于，包括：
前壳体左半壳体；
前壳体右半壳体；
后壳体左半壳体；前壳体左半壳体的尾端和后壳体左半壳体的首端之间可转动连接，后壳体左半壳体的尾端与飞行器主体可转动连接；
后壳体右半壳体；前壳体右半壳体的尾端和后壳体右半壳体的首端之间可转动连接，后壳体右半壳体的尾端与飞行器主体可转动连接；
分离冲量装置设置在前壳体左半壳体和前壳体右半壳体之间。
2.根据权利要求1所述的一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，其特征在于，前壳体左半壳体、前壳体右半壳体、后壳体左半壳体、后壳体右半壳体在转动时候处于同一个平面。
3.根据权利要求1所述的一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，其特征在于，后壳体左半壳体与后壳体右半壳体的长度相同，前壳体左半壳体与前壳体右半壳体的长度相同；后壳体左半壳体与后壳体右半壳体的长度大于前壳体左半壳体与前壳体右半壳体的长度。
4.根据权利要求1所述的一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，其特征在于，分离冲量装置的设置位置靠近前壳体左半壳体、前壳体右半壳体的首端；分离冲量装置的冲量方向与壳体左半壳体、前壳体右半壳体的长度方向垂直。
5.根据权利要求1所述的一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱，其特征在于，后壳体左半壳体的首端、后壳体右半壳体的首端连接处内部形成为向内凸起的环形弧面。
CN202111204048.0A 2021-10-15 2021-10-15 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱 Pending CN113772124A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111204048.0A CN113772124A (zh) 2021-10-15 2021-10-15 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111204048.0A CN113772124A (zh) 2021-10-15 2021-10-15 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113772124A true CN113772124A (zh) 2021-12-10

Family

ID=78873148

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111204048.0A Pending CN113772124A (zh) 2021-10-15 2021-10-15 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113772124A (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3706281A (en) * 1971-04-01 1972-12-19 Nasa Method and system for ejecting fairing sections from a rocket vehicle
US6758142B1 (en) * 2003-01-28 2004-07-06 Northrop Grumman Corporation Pneumatic stage separation system for two stage launch vehicle
EP1635135A1 (de) * 2004-09-10 2006-03-15 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Flugkörperkopf und Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers
US20110192308A1 (en) * 2010-02-06 2011-08-11 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile
JP2014105924A (ja) * 2012-11-27 2014-06-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体
CN106123709A (zh) * 2016-08-16 2016-11-16 东莞前沿技术研究院 飞行器级间分离装置
CN112484585A (zh) * 2020-12-15 2021-03-12 中国工程物理研究院总体工程研究所 一种可惯性机械式分离的火箭头罩机构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3706281A (en) * 1971-04-01 1972-12-19 Nasa Method and system for ejecting fairing sections from a rocket vehicle
US6758142B1 (en) * 2003-01-28 2004-07-06 Northrop Grumman Corporation Pneumatic stage separation system for two stage launch vehicle
EP1635135A1 (de) * 2004-09-10 2006-03-15 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Flugkörperkopf und Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers
US20110192308A1 (en) * 2010-02-06 2011-08-11 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile
JP2014105924A (ja) * 2012-11-27 2014-06-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体
CN106123709A (zh) * 2016-08-16 2016-11-16 东莞前沿技术研究院 飞行器级间分离装置
CN112484585A (zh) * 2020-12-15 2021-03-12 中国工程物理研究院总体工程研究所 一种可惯性机械式分离的火箭头罩机构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
向伟: "流体机械", vol. 1, 西安电子科技大学出版社, pages: 188 - 191 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4471923A (en) Unmanned aircraft
CN109573115A (zh) 整流罩开启装置
US10377488B1 (en) Tandem-wing aircraft system with shrouded propeller
EP3369653B1 (en) Hinge mechanism for a weight-shifting coaxial helicopter
CN106143911A (zh) 一种单兵携带、可筒式存储和发射的可折叠无人机
CN108033005A (zh) 一种桨夹与折叠桨
US20190154420A1 (en) Bi-directional wing unfolding mechanism
WO1995031689A1 (en) Missile with deployable control fins
CN112591083A (zh) 一种桨叶折叠收藏整流结构
CN113772124A (zh) 一种稠密大气中高速飞行回转体用全包两级对开分离舱
CN106585951A (zh) 一种折叠结构及飞行器
CN102363444A (zh) 一种尾翼横向折叠机构
CN208915423U (zh) 一种飞行器
CN111003170B (zh) 一种自适应展开共轴旋翼系统
WO2018018503A1 (zh) 机架组件及使用该机架组件的无人机
CN217649623U (zh) 一种用于无人机的机翼折叠机构
CN207374655U (zh) 一种桨夹与折叠桨
CN110481771A (zh) 可垂直起降的固定翼飞行器及无人机系统
CN113247276B (zh) 一种两级气动分离式高超声速进气道整流罩
CN220164201U (zh) 一种共轴双旋翼无人机的旋翼二次展开机构
CN114348237A (zh) 一种小型航空器折叠翼面弹出口的封闭和锁定机构
CN220263105U (zh) 一种共轴双旋翼无人机旋翼条件限位桨夹机构
CN113636108A (zh) 一种可重复折展的板式空间结构
CN208828084U (zh) 一种机臂折叠装置及含有该装置的无人机
CN113879524A (zh) 一种旋翼飞行器和控制方法

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