CN113865444A - 一种固体火箭冷分离装置及其使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固体火箭冷分离装置及其使用方法，包括有级间段，所述级间段的两端分别连接上面级发动机后裙和下面级发动机前裙，以形成可分离的级间空腔，位于所述级间空腔上设有上面级发动机喷管和下面级发动机前封头；还包括：气囊，所述气囊的一端伸入所述上面级发动机喷管内，所述气囊的另一端折叠后与所述下面级发动机前封头相抵接，所述气囊上具有用于向其内充气的单向阀；切割索组件，设于所述级间段上，用于切割所述级间段。本发明解决了现有技术中存在的整体质量大、时序复杂的技术问题。

Description

一种固体火箭冷分离装置及其使用方法

技术领域

本发明涉及火箭分离技术领域，尤其涉及一种固体火箭冷分离装置及其使用方法。

背景技术

运载火箭在每一级飞行结束后，需要进行级间分离，将工作完成的子级抛掉，以尽可能减轻死重，从而提升运力。级间分离通常采用热分离或冷分离方式，其中，热分离采用上面级喷流作为分离动力，冷分离通常采用反推火箭或弹簧组件作为分离动力。

热分离过程中，级间段解锁在上面级发动机点火之后，级间段内将存在明显的憋压现象，力热环境较为严苛，为减小结构、防热要求，采用热分离方式时，一般需要在级间段上开多个排焰口，并对上面级底面进行一定的热防护。由于固体火箭比冲相对更高，且热分离时要求尽可能提前点火，热分离时力热环境更为严苛，时序设计复杂，同时，与液体火箭起竖后加注不同，固体火箭起竖过程中载荷较大，开排焰口会破坏舱段完整性，因此级间段需进行多处加强设计，带来额外质量。

冷分离通常使用反推火箭或弹簧组件作为分离动力，反推火箭作为一次性火工品，仅能在飞行时检验其工作性能，存在可靠性风险，且反推火箭产生的高速固体微粒速度方向沿火箭飞行方向，可能遮挡或覆盖在电子元件上，影响上面级飞行。弹簧组件推力较小，难以产生较大相对速度，仅适用于三级以上分离，且弹簧组件质量偏大，会产生较大死重，降低质量比。

发明内容

针对现有技术中所存在的不足，本发明提供了一种固体火箭冷分离装置及其使用方法，其解决了现有技术中存在的整体质量大、时序复杂的技术问题。

一种固体火箭冷分离装置，包括有级间段，所述级间段的两端分别连接上面级发动机后裙和下面级发动机前裙，以形成可分离的级间空腔，位于所述级间空腔上设有上面级发动机喷管和下面级发动机前封头；还包括：

气囊，所述气囊的一端伸入所述上面级发动机喷管内，所述气囊的另一端折叠后与所述下面级发动机前封头相抵接，所述气囊上具有用于向其内充气的单向阀；

切割索组件，设于所述级间段上，用于切割所述级间段。

另一方面，本发明还提供了一种固体火箭冷分离装置的使用方法，包括有以下步骤：

S1.向气囊内充入氮气，使折叠后气囊的充气内压在0.9～1.0大气压；

S2.当火箭飞行至50㎞及以上高度时或/和当下面级发动机工作结束时，切割索组件点火将级间段切割为两段；

S3.气囊逐渐膨胀，膨胀时气囊的两端分别对上面级发动机喷管和下面级发动机前封头产生推力，使两者产生相对速度和相对距离，完成分离；

S4.当上面级发动机点火后，气囊在上面级发动机喷流下烧毁。

相比于现有技术，本发明具有如下有益效果：采用气囊作为分离动力，在级间段解锁后将上面级发动机和下面级发动机推开，使之产生足够的相对速度，完成分离；气囊可重复充放气，飞行前可多次进行地面验证，以检验气囊可靠性；气囊整体质量轻于传统的反推火箭和弹簧组件，在内外压差作用下(即级间段解锁后)可自动膨胀，实现级间段的分离，分离时序只包含解锁时序，时序更为简单。

优选地，所述气囊分为依次连接的锥形段和圆柱段，所述锥形段伸入所述上面级发动机喷管内，所述圆柱段折叠后抵接于所述下面级发动机前封头上。

优选地，所述装置还包括：

安装法兰，所述安装法兰与所述圆柱段同轴布置，并固设于所述上面级发动机喷管上；

扣条压环，所述扣条压环卡设于所述安装法兰上，所述扣条压环和所述安装法兰之间形成安装位；

对接边，所述对接边连接所述锥形段和所述圆柱段，并延伸至所述安装位上与所述安装法兰贴合，以使所述扣条压环锁紧所述安装法兰和所述对接边。

优选地，所述气囊与所述下面级发动机前封头之间贴附有保护罩，所述保护罩包括有至少两层石棉布，相邻所述石棉布之间相粘接。

优选地，所述上面级发动机后裙和所述下面级发动机前裙靠近所述级间段的一端均具有若干凹台，所述级间段的两端具有若干与所述凹台相适配的凸台，对接螺栓依次贯穿所述凸台和所述凹台后伸入所述上面级发动机后裙或所述下面级发动机前裙内，所述级间段上开设有若干与所述对接螺栓相适配的让位槽，以容纳所述对接螺栓。

优选地，所述凹台与所述凸台之间设有若干密封条，所述凸台靠近所述密封条的一端具有斜面或弧形面。

优选地，所述级间段上具有与所述切割索组件相配合的削弱槽，所述削弱槽的截面为梯形或矩形，当所述切割索组件切割所述级间段后，所述气囊逐渐膨胀，以使所述级间段沿所述削弱槽分离。

优选地，所述切割索组件环绕所述级间段布置，并与所述削弱槽相背。

优选地，所述切割索组件上罩设有保护壳，所述保护壳的一端与所述级间段固定连接，所述保护壳的另一端与所述级间段相抵接。

附图说明

图1为本发明的立体图；

图2为图1的正视图；

图3为图1的右侧视图；

图4为图3中沿A-A线的剖视图；

图5为图4中B处的局部放大图；

图6为图4中C处的局部放大图；

图7为本发明的级间段分离后的立体图；

图8为图7的正视图；

图9为图7的右侧视图；

图10为图9中沿D-D线的剖视图；

图11为图10中E处的局部放大图；

图12为本发明的流程框图。

图中：

1、级间段；2、上面级发动机后裙；3、下面级发动机前裙；4、上面级发动机喷管；5、下面级发动机前封头；6、气囊；61、锥形段；62、圆柱段；63、对接边；7、切割索组件；8、安装法兰；9、扣条压环；10、保护罩；11、凹台；12、凸台；13、对接螺栓；14、让位槽；15、密封条；16、削弱槽；17、保护壳。

具体实施方式

需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”等应做广义理解，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。

下面将结合附图1-12，对本发明做进一步说明。

实施例一

如图1-图11所示，一种固体火箭冷分离装置，包括有级间段1，所述级间段1的两端分别连接上面级发动机后裙2和下面级发动机前裙3，以形成可分离的级间空腔，位于所述级间空腔上设有上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5；还包括：

气囊6，所述气囊6的一端伸入所述上面级发动机喷管4内，所述气囊6的另一端折叠后与所述下面级发动机前封头5相抵接，所述气囊6上具有用于向其内充气的单向阀(未图示)；

切割索组件7，设于所述级间段1上，用于切割所述级间段1。

本实施例中所述的分离装置位于上面级发动机与下面级发动机之间，用于对上述发动机进行分离，其中，级间段1用于连接上面级发动机后裙2和下面级发动机前裙3，且上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5均伸入到级间空腔内(以上为现有技术，在此不再详述)。为了在适当的时机对级间段1进行切割以促进其分离，在级间段1上设切割索组件7；另一方面，为了保证级间段1能够简便、快速的分离开，在级间段1上增设一气囊6，该气囊6的一端伸入至上面级发动机喷管4内，并与其共形，气囊6的另一端折叠后抵接于下面级发动机前封头5上，同时，为了减轻气囊6的重量以及增大其气密性，气囊6采用轻质高强度复合材料布料制成，内壁通过涂覆涂层实现气密；如此，在地面总装时，气囊6内充满0.5个大气压氮气，然后将气囊6靠近下面级发动机前封头5的一端折叠起来，折叠后气囊6内压为1.0个大气压，即气囊6内外压差等于0，气囊6不受力，整个总装过程在气囊6内外压差接近0的情况下进行；飞行过程中，由于进行了气密设计，级间段1内气压保持为1个大气压，气囊6内外无压差，气囊6处于正常的折叠状态；当分离时，切割索组件7切开级间段1，级间段1内压力迅速降低至外界压力(接近0)，气囊6在内压作用下迅速膨胀，继而推动上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5，使级间段1完成分离。在气囊6逐渐膨胀的过程中，能够施加于上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5一推力，使之产生足够的相对速度，以快速完成冷分离作业；并且，气囊6是在内外压差的作用下进行自动膨胀的，即仅需对级间段1进行解锁即可实现分离的目的，较传统的弹簧组件作为分离动力而言，其时序更简单、易行；再者，通过对气囊6材质的限定，使其轻于传统分离装置；气囊6的一端伸入到上面级发动机喷管4处，不仅能够提供其推力，还能够在上面级发动机点火后，在发动机喷流作用下烧毁。

本实施例的工作原理为：在地面环境下，向气囊6内充入0.5个大气压氮气，然后按上述方式将气囊6安置在上面级发动机喷管4内，并对其另一端进行折叠，折叠至上面级发动机喷管4外壁位置处，使折叠后充气内压在0.9～1.0大气压之间均可(保持与外界压力一致)。火箭飞行至50㎞高度处时，下面级发动机工作结束，此时外界大气压降低至200Pa，则开始分离过程；分离时，向切割索组件7点火，点火的切割索组件7将级间段1切割成两段，随后级间段1内气压迅速降低至外界压力200Pa，此时气囊6在内外压差作用下自然膨胀，膨胀时气囊6的两端分别对上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5产生推力，使级间段1发生分离，上面级发动机和下面级发动机加速分离，气囊6膨胀至原有外形后，行程结束，上面级发动机和下面级发动机产生足够的相对速度和相对距离，之后上面级发动机点火，气囊6在发动机喷流作用下烧毁，火箭上面级继续飞行，分离过程结束。

所述气囊6分为依次连接的锥形段61和圆柱段62，所述锥形段61伸入所述上面级发动机喷管4内，所述圆柱段62折叠后抵接于所述下面级发动机前封头5上。

本实施例中，由于上面级发动机喷管4的截面为锥形，为了使气囊6与其相适配，伸入上面级发动机喷管4内的气囊6为锥形段61，同时，为了保证在气囊6内外压差作用下自然、迅速的膨胀，伸出上面级发动机喷管4的气囊6为圆柱段62，即圆柱段62抵接于下面级发动机前封头5上，另外，在总装时，圆柱段62需以W字型的折叠方式进行折叠，且折叠至上面级发动机喷管4外壁位置，以便气囊6自然膨胀、迅速分离级间段1。

所述冷分离装置还包括：

安装法兰8，所述安装法兰8与所述圆柱段62同轴布置，并固设于所述上面级发动机喷管4上；

扣条压环9，所述扣条压环9卡设于所述安装法兰8上，所述扣条压环9和所述安装法兰8之间形成安装位；

对接边63，所述对接边63连接所述锥形段61和所述圆柱段62，并延伸至所述安装位上与所述安装法兰8贴合，以使所述扣条压环9锁紧所述安装法兰8和所述对接边63。

本实施例中，为了将气囊6固定于上面级发动机喷管4上，在上面级发动机喷管4的出口处固设一环向的安装法兰8，该安装法兰8贴合于上面级发动机喷管4的外壁布置，避免其阻碍气囊6膨胀；在锥形段61和圆柱段62的连接处增设一向外延伸的对接边63，该对接边63与安装法兰8贴合在一起，实现对气囊6的初步固定，然后再在安装法兰8和对接边63外扣合一扣条压环9，使扣条压环9将上述两个部件进行固定和锁紧，实现对气囊6的进一步固定；其中，锥形段61放入上面级发动机喷管4内，不进行任何的连接；单向阀安装在圆柱段62的侧面上，用于向气囊6内充入气体。

所述气囊6与所述下面级发动机前封头5之间贴附有保护罩10，所述保护罩10包括有至少两层石棉布，相邻所述石棉布之间相粘接。

本实施例中，为了阻隔气囊6和发动机点火装置，气囊6折叠后，在气囊6与下面级发动机前封头5之间设置保护罩10，该保护罩10通过硅橡胶粘接在下面级发动机前封头5上。进一步，保护罩10为至少两层石棉布，其面积大于气囊6外径，相邻石棉布之间通过硅橡胶粘接；如此，石棉布能够对气囊6起到一个保护作用，避免其发生自燃的情况。

所述上面级发动机后裙2和所述下面级发动机前裙3靠近所述级间段1的一端均具有若干凹台11，所述级间段1的两端具有若干与所述凹台11相适配的凸台12，对接螺栓13依次贯穿所述凸台12和所述凹台11后伸入所述上面级发动机后裙2或所述下面级发动机前裙3内，所述级间段1上开设有若干与所述对接螺栓13相适配的让位槽14，以容纳所述对接螺栓13。

本实施例中，为了连接上面级发动机后裙2、下面级发动机前裙3和级间段1，保证级间空腔的气密性，在上面级发动机后裙2和下面级发动机前裙3靠近级间段1的一端上圆周阵列若干的凹台11(数量可以为20～24个)，在级间段1的两端具有若干与其一体成型的凸台12，该凸台12的位置和数量与凹台11相对应。下面以一组凸台12和凹台11为例进行说明：在上面级发动机后裙2或下面级发动机前裙3与级间段1进行对接时，首先将凸台12插设于对应的凹台11内，然后对接螺栓13依次螺纹贯穿凸台12和凹台11后旋入对应的上面级发动机后裙2或下面级发动机前裙3内；为了减轻级间段1的重量，也便于安装对接螺栓13，在级间段1的周面上设有若干与对接螺栓13相适配的让位槽14，该对接螺栓13的端部位于上述上位槽内，以便容纳该对接螺栓13。

所述凹台11与所述凸台12之间设有若干密封条15，所述凸台12靠近所述密封条15的一端具有斜面或弧形面。

本实施例中，由于凸台12伸入到凹台11上后，两者之间会存在缝隙，从而影响级间空腔的气密性，因此在凹台11的两侧分别设置一密封条15，凸台12位于两个密封条15之间，即密封条15的两端分别抵接在凸台12和凹台11上；对接螺栓13也位于两个密封条15之间，凸台12在对接螺栓13的旋入过程中能够压紧密封条15，以密封级间空腔。另外，为了避免凸台12划破密封条15，凸台12靠近密封条15的一端上具有斜面或弧形面(本实施例以斜面为例)，即斜面采用倒角处理而来，弧形面采用倒圆角处理而来。

所述级间段1上具有与所述切割索组件7相配合的削弱槽16，所述削弱槽16的截面为梯形或矩形，当所述切割索组件7切割所述级间段1后，所述气囊6逐渐膨胀，以使所述级间段1沿所述削弱槽16分离。

本实施例中，为了加快切割级间段1的速度，在级间段1的外壁上预设环形削弱槽16作为分离面，其截面为梯形或矩形(本实施例以梯形为例)；削弱槽16能够减少级间段1的厚度，使其能够被快速的切割开，从而缩短了气囊6开始膨胀的时间，继而实现快速分离的目的。

所述切割索组件7环绕所述级间段1布置，并与所述削弱槽16相背。

本实施例中，为了实现级间段1的分离，在级间段1的内壁上粘接一环形的切割索组件7，该切割索组件7为可燃性材料制成，并与削弱槽16相背布置；点燃切割索组件7，使其以削弱槽16作为分离面对级间段1进行切割。

所述切割索组件7上罩设有保护壳17，所述保护壳17的一端与所述级间段1固定连接，所述保护壳17的另一端与所述级间段1相抵接。

本实施例中，为了保护切割索组件7，且实现级间空腔的气密，在切割索组件7上罩设一保护壳17，该保护壳17为金属材质制成，保护壳17的一端向外延伸形成安装耳，并采用螺钉将其锁紧在级间段1上，同时用硅橡胶或螺纹密封胶对其进行密封。在级间段1发生分离时，保护壳17随下面级发动机移动，即其一端连接分离后的级间段1，另一端悬空。

本实施例采用气囊6作为分离动力，在级间段1解锁后将上面级发动机和下面级发动机推开，使之产生足够的相对速度，完成分离；气囊6可重复充放气，飞行前可多次进行地面验证，以检验气囊6可靠性；气囊6整体质量轻于传统的反推火箭和弹簧组件，在内外压差作用下(即级间段1解锁后)可自动膨胀，实现级间段1的分离，分离时序只包含解锁时序，时序更为简单。

实施例二

如图4、图10、图12所示，一种固体火箭冷分离装置的使用方法，包括有以下步骤：

S1.向气囊6内充入氮气，使折叠后气囊6的充气内压在1.0大气压；

S2.当火箭飞行至50㎞高度时和当下面级发动机工作结束时，切割索组件7点火将级间段1切割为两段；

S3.气囊6逐渐膨胀，膨胀时气囊6的两端分别对上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5产生推力，使两者产生相对速度和相对距离，完成分离；

S4.当上面级发动机点火后，气囊6在上面级发动机喷流下烧毁。

本实施例在分离时，切割索组件7工作，将级间段1切为两半，级间段1内压力迅速下降至外界大气压，气囊6在内外压差作用下自然膨胀，对上面级发动机喷管4和下面级发动机前封头5分别产生推力，使上面级和下面级产生相对速度，完成分离。优化了分离步骤，即仅需对级间段1进行解锁后即可开始分离作业，时序更简单；另外，气囊6可以重复充气，以便于在飞行前多次进行地面验证，检验气囊6的可靠性，降低飞行过程中的分离失误率。

最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种固体火箭冷分离装置，包括有级间段(1)，所述级间段(1)的两端分别连接上面级发动机后裙(2)和下面级发动机前裙(3)，以形成可分离的级间空腔，位于所述级间空腔上设有上面级发动机喷管(4)和下面级发动机前封头(5)；其特征在于，还包括：

气囊(6)，所述气囊(6)的一端伸入所述上面级发动机喷管(4)内，所述气囊(6)的另一端折叠后与所述下面级发动机前封头(5)相抵接，所述气囊(6)上具有用于向其内充气的单向阀；

切割索组件(7)，设于所述级间段(1)上，用于切割所述级间段(1)。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述气囊(6)分为依次连接的锥形段(61)和圆柱段(62)，所述锥形段(61)伸入所述上面级发动机喷管(4)内，所述圆柱段(62)折叠后抵接于所述下面级发动机前封头(5)上。

3.根据权利要求2所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述装置还包括：

安装法兰(8)，所述安装法兰(8)与所述圆柱段(62)同轴布置，并固设于所述上面级发动机喷管(4)上；

扣条压环(9)，所述扣条压环(9)卡设于所述安装法兰(8)上，所述扣条压环(9)和所述安装法兰(8)之间形成安装位；

对接边(63)，所述对接边(63)连接所述锥形段(61)和所述圆柱段(62)，并延伸至所述安装位上与所述安装法兰(8)贴合，以使所述扣条压环(9)锁紧所述安装法兰(8)和所述对接边(63)。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述气囊(6)与所述下面级发动机前封头(5)之间贴附有保护罩(10)，所述保护罩(10)包括有至少两层石棉布，相邻所述石棉布之间相粘接。

5.根据权利要求1所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述上面级发动机后裙(2)和所述下面级发动机前裙(3)靠近所述级间段(1)的一端均具有若干凹台(11)，所述级间段(1)的两端具有若干与所述凹台(11)相适配的凸台(12)，对接螺栓(13)依次贯穿所述凸台(12)和所述凹台(11)后伸入所述上面级发动机后裙(2)或所述下面级发动机前裙(3)内，所述级间段(1)上开设有若干与所述对接螺栓(13)相适配的让位槽(14)，以容纳所述对接螺栓(13)。

6.根据权利要求5所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述凹台(11)与所述凸台(12)之间设有若干密封条(15)，所述凸台(12)靠近所述密封条(15)的一端具有斜面或弧形面。

7.根据权利要求1所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述级间段(1)上具有与所述切割索组件(7)相配合的削弱槽(16)，所述削弱槽(16)的截面为梯形或矩形，当所述切割索组件(7)切割所述级间段(1)后，所述气囊(6)逐渐膨胀，以使所述级间段(1)沿所述削弱槽(16)分离。

8.根据权利要求7所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述切割索组件(7)环绕所述级间段(1)布置，并与所述削弱槽(16)相背。

9.根据权利要求8所述的一种固体火箭冷分离装置，其特征在于，所述切割索组件(7)上罩设有保护壳(17)，所述保护壳(17)的一端与所述级间段(1)固定连接，所述保护壳(17)的另一端与所述级间段(1)相抵接。

10.一种根据权利要求1-9任意一项所述的固体火箭冷分离装置的使用方法，其特征在于，包括有以下步骤：

S1.向气囊(6)内充入氮气，使折叠后气囊(6)的充气内压在0.9～1.0大气压；

S2.当火箭飞行至50㎞及以上高度时或/和当下面级发动机工作结束时，切割索组件(7)点火将级间段(1)切割为两段；

S3.气囊(6)逐渐膨胀，膨胀时气囊(6)的两端分别对上面级发动机喷管(4)和下面级发动机前封头(5)产生推力，使两者产生相对速度和相对距离，完成分离；

S4.当上面级发动机点火后，气囊(6)在上面级发动机喷流下烧毁。

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