CN114636355A - 一种用于飞行器的高空抛罩分离机构 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，属于飞行器机身分离技术领域，包括：飞行器，其包括飞行器舱体，以及位于飞行器头部的防护罩，防护罩覆盖所述飞行器舱体端部的飞行器观测窗口；分离器，其包括连接防护罩和飞行器舱体的长行程作动器和短行程作动器，长行程作动器和短行程作动器均具有作动器杆和作动器筒；作动器杆的一端设有固定防护罩的连接头，作动器杆的另一端插在作动器筒中，作动器筒固定在飞行器舱体前端面内侧；本申请的分离器当接到抛罩指令后，短行程作动器的作动器杆先于长行程作动器的作动器杆出作动器筒，当长行程作动器的作动器杆出作动器筒时，防护罩朝向短行程作动器的方向径向偏转并与飞行器舱体分离。

Description

一种用于飞行器的高空抛罩分离机构

技术领域

本申请涉及飞行器机身分离技术领域，特别涉及一种用于飞行器的高空抛罩分离机构。

背景技术

飞行器在大气中飞行时会面临较大的气流力和气动热，保护罩是飞行器的重要组成部分，起到保护弹体、箭体及重要结构的作用。当飞行器的观测窗口需要在预定的高度及时间工作时，则需要将观测窗口前端的保护罩快速、安全地抛离飞行器。

现有的高空抛罩分离机构技术主要有三种：第一种采用结构复杂的机构将保护罩进行挪动，但存在笨重、响应速度慢且仅适用于低速运动的飞行器等缺点。第二种保护罩自带动力，在抛罩指令下点火，解锁保护罩，保护罩按照预定的轨迹脱离飞行器，这种方式存在控制机构复杂和火工品电缆干扰观测窗口等不利因素。第三种采用作动器联合剪切螺钉将内腔装有配重块的保护罩与飞行器连接和分离，这是目前比较常见的方式，多用于被抛保护罩重量和轴向尺寸比较小的飞行器。

发明内容

本申请实施例提供一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，以解决相关技术中高空抛罩分离机构结构复杂，可靠性差的问题。

本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，包括：

飞行器，所述飞行器包括飞行器舱体，以及位于飞行器端部的防护罩，所述防护罩覆盖所述飞行器舱体端部的飞行器观测窗口；

分离器，所述分离器包括连接防护罩和飞行器舱体的长行程作动器和短行程作动器，所述长行程作动器和短行程作动器均具有作动器杆和作动器筒；

所述作动器杆的一端设有固定防护罩的连接头，所述作动器杆的另一端插接在作动器筒中，所述作动器筒固定在飞行器舱体前端面内侧；

当接到抛罩指令后，所述短行程作动器的作动器杆先于长行程作动器的作动器杆出作动器筒，且当长行程作动器的作动器杆出作动器筒时，所述防护罩朝向短行程作动器的方向径向偏转并与飞行器舱体分离。

在一些实施例中：所述作动器杆的外圆设有与所述飞行器舱体的前端面抵接的剪切法兰，所述剪切法兰与作动器杆的结合部设有剪切槽；

当接到抛罩指令后，所述作动器筒中的燃气推动作动器杆，以使剪切槽被剪断，进而使防护罩与飞行器舱体断开连接。

在一些实施例中：所述作动器杆一端的连接头为连接防护罩的螺杆，所述剪切法兰远离连接头的一端开设有将连接头紧固连接在防护罩上的扳手孔；

所述剪切法兰与飞行器舱体的前端面设有环形密封槽，所述环形密封槽内设有密封圈。

在一些实施例中：所述剪切法兰被限位在作动器筒和飞行器舱体的前端面之间，所述作动器筒中的燃气推动作动器杆时剪断剪切槽，以使作动器杆相对剪切法兰运动；

所述作动器筒内设有轴向限位所述剪切法兰的台肩，所述作动器筒的端部设有将作动器筒固定在飞行器舱体的紧固件。

在一些实施例中：所述作动器筒内还设有推动作动器杆的活塞杆，所述作动器杆与活塞杆相互抵接。

在一些实施例中：所述长行程作动器的作动器杆为长作动器杆，所述短行程作动器的作动器杆为短作动器杆；

所述长作动器杆的另一端包括第一滑动段，以及直径小于第一滑动段的缩径段；

所述短作动器杆的另一端包括第二滑动段，所述第二滑动段的长度短于第一滑动段。

在一些实施例中：所述缩径段的末端设有与活塞杆转动的球头，所述球头的直径小于缩径段的直径，所述第二滑动段的末端设有与活塞杆滑动连接且直径逐渐缩小的锥形杆。

在一些实施例中：与所述长作动器杆抵接的活塞杆的端部设有与球头转动连接的梯形盲孔，与所述短作动器杆抵接的活塞杆的端部设有与锥形杆滑动连接的梯形盲孔。

在一些实施例中：所述长行程作动器和短行程作动器均设有两组，两组所述长行程作动器和两组短行程作动器沿飞行器舱体的圆周均布排列；

当接到抛罩指令后，两组所述长行程作动器位于两组短行程作动器的上方。

在一些实施例中：所述防护罩为由前向后直径逐渐增大的锥形罩体，所述防护罩内设有容纳飞行器观测窗口的空腔，所述防护罩的质心向上且靠近长行程作动器。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，由于本申请的高空抛罩分离机构设置了飞行器，该飞行器包括飞行器舱体，以及位于飞行器头部的防护罩，防护罩覆盖所述飞行器舱体端部的飞行器观测窗口；分离器，该分离器包括连接防护罩和飞行器舱体的长行程作动器和短行程作动器，长行程作动器和短行程作动器均具有作动器杆和作动器筒；其中作动器杆的一端设有固定防护罩的连接头，作动器杆的另一端插在作动器筒中，作动器筒固定在飞行器舱体前端面内侧；当接到抛罩指令后，短行程作动器的作动器杆先于长行程作动器的作动器杆出作动器筒，且当长行程作动器的作动器杆出作动器筒后，防护罩朝向短行程作动器的方向径向偏转并与飞行器舱体分离。

因此，本申请的高空抛罩分离机构利用长行程作动器和短行程作动器来实现防护罩和飞行器舱体的连接和分离。当分离器接到抛罩指令后，长行程作动器和短行程作动器推动防护罩向前运动，由于防护罩的质心向上靠近长行程作动器，在短作动器杆未出作动器筒时，防护罩有向长行程作动器偏转的力矩。当短行程作动器的作动器杆出作动器筒，长行程作动器的作动器杆未出作动器筒前，长行程作动器的作动器杆继续向前推动防护罩，并使防护罩产生偏向短行程作动器方向的低头力矩。

当长行程作动器的作动器杆出作动筒时，防护罩在低头力矩和气流的作用下从侧向远离飞行器舱体。长行程作动器和短行程作动器相互配合有效的避免了防护罩与飞行器脱离后先向上运动再向下运动，从而避免了防护罩与飞行器舱体相撞，提高了抛罩安全系数；因此，本申请的优势在于：相对比现有的抛罩方案，抛罩安全系数高，结构简单，在被抛防护罩质量和尺寸相同的情况下，作动器需提供的动力小，抛罩系统对飞行器的冲击力小，作动器设计尺寸小，占用空间小。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例的结构剖面图；

图2为图1中沿A-A方向的剖视图；

图3为图1中A处的局部放大图；

图4为本申请实施例抛罩的状态图；

图5为本申请实施例长行程作动器的结构剖面图；

图6为本申请实施例短行程作动器的结构剖面图；

图7为本申请实施例长作动器杆的结构剖面图；

图8为本申请实施例长作动器杆的右视图；

图9为本申请实施例短作动器杆的结构剖面图。

附图标记：

1、飞行器舱体；2、防护罩；3、长行程作动器；4、短行程作动器；5、紧固件；11、飞行器观测窗口；31、作动器筒；32、长作动器杆；33、剪切法兰；34、活塞杆；35、密封圈；41、短作动器杆；321、第一滑动段；322、连接头；323、缩径段；324、球头；331、剪切槽；332、环形密封槽；333、扳手孔；411、第二滑动段；412、锥形杆。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其能解决相关技术中高空抛罩分离机构结构复杂，可靠性差的问题。

参见图1和图6所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，包括：

飞行器，飞行器优选但不限于为运载火箭或导弹武器，该飞行器包括飞行器舱体1，以及位于飞行器头部的防护罩2，该防护罩2用于覆盖飞行器舱体1端部的飞行器观测窗口11，以保护飞行器观测窗口11不受气流力和气动热影响。

分离器，该分离器包括连接防护罩2和飞行器舱体1的长行程作动器3和短行程作动器4，长行程作动器3和短行程作动器4均具有作动器杆和作动器筒31。

长行程作动器3的运动行程大于和短行程作动器4的运动行程，长行程作动器3和短行程作动器4均为分体式作动器，即作动器杆和作动器筒31可以相互完全分离。

在作动器杆的一端设有固定防护罩2的连接头322，作动器杆的另一端插在作动器筒31中，作动器筒31的前端固定在飞行器舱体1前端面内侧，作动器杆在作动器筒31内沿作动器筒31的轴线方向直线运动，作动器筒31的轴线与飞行器舱体1的轴线相互平行。

当分离器接到抛罩指令后，短行程作动器4的作动器杆先于长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31，且当长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31后，防护罩2朝向短行程作动器4的方向径向偏转并与飞行器舱体1分离。

本申请实施例的高空抛罩分离机构利用长行程作动器3和短行程作动器4来实现防护罩2和飞行器舱体1的连接和分离。当分离器接到抛罩指令后，长行程作动器3和短行程作动器4推动防护罩2向前运动，由于防护罩2的质心向上靠近长行程作动器3，在短行程作动器4的作动器杆未出作动器筒31时，防护罩2有向长行程作动器3偏转的力矩。

当短行程作动器4的作动器杆出作动器筒31，长行程作动器3的作动器杆未出作动器筒31前，长行程作动器3的作动器杆继续向前推动防护罩2，并使防护罩2产生偏向短行程作动器4方向的低头力矩。

当长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31时，防护罩2在低头力矩和气流的作用下从侧向远离飞行器舱体1。长行程作动器3和短行程作动器4相互配合有效的避免了防护罩2与飞行器脱离后先向上运动再向下运动，从而避免了防护罩2与飞行器舱体1相撞，提高了抛罩安全系数。

因此，本申请的优势在于：相对比现有的抛罩方案，抛罩安全系数高，结构简单，在被抛防护罩质量和尺寸相同的情况下，作动器需提供的动力小，抛罩系统对飞行器的冲击力小，作动器设计尺寸小，占用空间小，并且防护罩2内无需设置配重块即可实现定向抛罩。

在一些可选实施例中：参见图3、图5至图9所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，该高空抛罩分离机构的作动器杆的外周设有与飞行器舱体1的前端面抵接的剪切法兰33，所述剪切法兰33与作动器杆的结合部设有剪切槽331，剪切法兰33与作动器杆为一体加工成型结构。

当分离器接到抛罩指令后，所述作动器筒31中的燃气推动作动器杆出作动器筒31，剪切槽331为剪切法兰33与作动器杆连接处的结构薄弱处，以使剪切槽331被迅速剪断，进而使防护罩2与飞行器舱体1断开连接，剪切槽331可以代替剪切螺杆，本申请省去了多个剪切螺杆。

作动器杆一端的连接头322为连接防护罩2的螺杆，防护罩2的末端设有螺纹固定连接头322的螺纹孔，连接头322通过螺纹与防护罩2可拆卸连接。

剪切法兰33远离连接头322的一端开设有将连接头322紧固连接在防护罩2上的扳手孔333，利用专用扳手工具通过扳手孔333将作动器杆的连接头322与防护罩2紧固。

在一些可选实施例中：参见图3、图8和图9所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，该高空抛罩分离机构的剪切法兰33被限位在作动器筒31和飞行器舱体1的前端面之间，作动器筒31中的燃气推动作动器杆时剪断剪切槽331，以使作动器杆相对剪切法兰33运动。

剪切法兰33与飞行器舱体1的接触面设有环形密封槽332。在环形密封槽332内设有密封圈35，密封圈35用于剪切法兰33和飞行器舱体1的前端面之间气密封，防止作动器杆从作动器筒31内脱离后气流从剪切法兰33与飞行器舱体1的接触面灌入飞行器舱体1内。

剪切法兰33的外圆位于作动器筒31内，且剪切法兰33与作动器筒31的内壁密封连接。在作动器筒31内设有轴向限位剪切法兰33的台肩，作动器筒31的端部设有将作动器筒31固定在飞行器舱体1上的紧固件5。

当紧固件5将作动器筒31固定在飞行器舱体1上时，紧固件5向作动器筒31和飞行器舱体1施加轴向预紧力，轴向预紧力同时驱动剪切法兰33压紧密封圈35，实现剪切法兰33与飞行器舱体1的径向密封。

在一些可选实施例中：参见图1、图5和图9所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，该高空抛罩分离机构的作动器筒31内还设有推动作动器杆的活塞杆34，作动器杆与活塞杆34相互抵接。

活塞杆34与作动器筒31的内壁滑动密封连接，在作动器筒31内设有推动活塞杆34滑动的火工品，火工品点燃后产生的火焰和燃气推动活塞杆34向作动器筒31的端口方向快速滑动。

长行程作动器3的作动器杆为长作动器杆32，短行程作动器4的作动器杆为短作动器杆41，长作动器杆32的长度大于短作动器杆41的长度，以保证短作动器杆41先于长作动器杆32脱离作动器筒31。

长作动器杆32的另一端包括第一滑动段321，以及直径小于第一滑动段321的缩径段323。第一滑动段321的直径小于作动器筒31的内径，缩径段323的直径小于第一滑动段321的直径。

短作动器杆41的另一端包括第二滑动段411，第二滑动段411的长度短于第一滑动段321。第二滑动段411的长度短于第一滑动段321，以保证第二滑动段411先于第一滑动段321脱离作动器筒31。

第二滑动段411先于第一滑动段321出作动器筒31后，第一滑动段321后端的缩径段323还位于作动器筒31内，但缩径段323的直径远小于第一滑动段321定位直径，此时缩径段323为防护罩2朝向短行程作动器4的方向径向偏转提供转动空间。

在缩径段323的末端设有与活塞杆34转动连接的球头324，球头324的直径小于缩径段323的直径。第二滑动段411的末端设有与活塞杆34滑动连接且直径逐渐缩小的锥形杆412。

与长作动器杆32抵接的活塞杆34的端部设有与球头324转动连接的梯形盲孔，与短作动器杆41抵接的活塞杆34的端部设有与锥形杆412滑动连接的梯形盲孔。

锥形杆412与活塞杆34滑动连接，以使第二滑动段411从作动器筒31中脱离后第二滑动段411仍然有较短时间与活塞杆34连接，使短作动器杆41在作动器筒31外与作动器筒31完全脱离，防止出现分离卡滞情况。

缩径段323末端的球头324与活塞杆34端部的梯形盲孔转动连接，实现长作动器杆32即将从作动器筒31中完全脱离前，防护罩2以长作动器杆32的球头324为转轴实现设定方向的偏转分离，提高防护罩2分离的可靠性和控制精度。

在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，该高空抛罩分离机构的长行程作动器3和短行程作动器4均设有两组，两组长行程作动器3和两组短行程作动器4沿飞行器舱体1的圆周均布排列。

当分离器接到抛罩指令后，两组长行程作动器3位于两组短行程作动器4的上方。短作动器杆41脱出作动器筒31后，长作动器杆32继续推动防护罩2，由于防护罩2受单侧力，长作动器杆32在推动防护罩2的过程中，防护罩2产生低头的力矩，当长作动器杆32脱出作动器筒31后，防护罩2在低头力矩和气流的作用，从飞行器的径向和轴向方向远离飞行器，完成抛罩过程。

防护罩2为由前向后直径逐渐增大的锥形罩体，防护罩2内设有容纳飞行器观测窗口11的空腔，该防护罩2的质心向上且靠近长行程作动器3，以使防护罩2内无需增设配重块也能实现按照设定角度实现抛罩作业。

工作原理

本申请实施例提供了一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，由于本申请的高空抛罩分离机构设置了飞行器，该飞行器包括飞行器舱体1，以及位于飞行器头部的防护罩2，防护罩2覆盖所述飞行器舱体端部的飞行器观测窗口11。

分离器，该分离器包括连接防护罩2和飞行器舱体1的长行程作动器3和短行程作动器4，长行程作动器3和短行程作动器4均具有作动器杆和作动器筒31。

其中作动器杆的一端设有固定防护罩2的连接头322，作动器杆的另一端插在作动器筒31中，作动器筒31固定在飞行器舱体1前端面内侧。

当分离器接到抛罩指令后，短行程作动器4的作动器杆先于长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31，且当长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31后，防护罩2朝向短行程作动器4的方向径向偏转并与飞行器舱体1分离。

本申请实施例的高空抛罩分离机构利用长行程作动器3和短行程作动器4来实现防护罩2和飞行器舱体1的连接和分离。当分离器接到抛罩指令后，长行程作动器3和短行程作动器4推动防护罩2向前运动，由于防护罩2的质心向上靠近长行程作动器3，在短行程作动器4的作动器杆未出作动器筒31时，防护罩2有向长行程作动器3偏转的力矩。

当短行程作动器4的作动器杆出作动器筒31，长行程作动器3的作动器杆未出作动器筒31前，长行程作动器3的作动器杆继续向前推动防护罩2，并使防护罩2产生偏向短行程作动器4方向的低头力矩。

当长行程作动器3的作动器杆出作动器筒31时，防护罩2在低头力矩和气流的作用下从侧向远离飞行器舱体1。长行程作动器3和短行程作动器4相互配合有效的避免了防护罩2与飞行器脱离后先向上运动再向下运动，从而避免了防护罩2与飞行器舱体1相撞，提高了抛罩安全系数。

因此，本申请的优势在于：相对比现有的抛罩方案，抛罩安全系数高，结构简单，在被抛防护罩质量和尺寸相同的情况下，作动器需提供的动力小，抛罩系统对飞行器的冲击力小，作动器设计尺寸小，占用空间小，并且防护罩2内无需设置配重块即可实现定向抛罩。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”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。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于，包括：

飞行器，所述飞行器包括飞行器舱体(1)，以及位于飞行器舱体(1)端部的防护罩(2)，所述防护罩(2)覆盖所述飞行器舱体(1)端部的飞行器观测窗口(11)；

分离器，所述分离器包括连接防护罩(2)和飞行器舱体(1)的长行程作动器(3)和短行程作动器(4)，所述长行程作动器(3)和短行程作动器(4)均具有作动器杆和作动器筒(31)；

所述作动器杆的一端设有固定防护罩(2)的连接头(322)，所述作动器杆的另一端插在作动器筒(31)中，所述作动器筒(31)固定在飞行器舱体(1)前端面内侧；

当接到抛罩指令后，所述短行程作动器(4)的作动器杆先于长行程作动器(3)的作动器杆出作动器筒(31)，且当长行程作动器(3)的作动器杆出作动器筒(31)，所述防护罩(2)朝向短行程作动器(4)的方向径向偏转并与飞行器舱体(1)分离。

2.如权利要求1所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述作动器杆的外圆设有与所述飞行器舱体(1)的前端面抵接的剪切法兰(33)，所述剪切法兰(33)与作动器杆的结合部设有剪切槽(331)；

当接到抛罩指令后，所述作动器筒(31)中的燃气推动作动器杆，以使剪切槽(331)被剪断，进而使防护罩(2)与飞行器舱体(1)断开连接。

3.如权利要求2所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述作动器杆一端的连接头(322)为连接防护罩(2)的螺杆，所述剪切法兰(33)远离连接头(322)的一端开设有将连接头(322)紧固连接在防护罩(2)上的扳手孔(333)；

所述剪切法兰(33)与飞行器舱体(1)的前端面设有环形密封槽(332)，所述环形密封槽(332)内设有密封圈(35)。

4.如权利要求2所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述剪切法兰(33)被限位在作动器筒(31)和飞行器舱体(1)的前端面之间，所述作动器筒(31)中的燃气推动作动器杆时剪断剪切槽(331)，以使作动器杆相对剪切法兰(33)运动；

所述作动器筒(31)内设有轴向限位所述剪切法兰(33)的台肩，所述作动器筒(31)的端部设有将作动器筒(31)固定在飞行器舱体(1)的紧固件(5)。

5.如权利要求1所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述作动器筒(31)内还设有推动作动器杆的活塞杆(34)，所述作动器杆与活塞杆(34)相互抵接。

6.如权利要求5所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述长行程作动器(3)的作动器杆为长作动器杆(32)，所述短行程作动器(4)的作动器杆为短作动器杆(41)；

所述长作动器杆(32)的另一端包括第一滑动段(321)，以及直径小于第一滑动段(321)的缩径段(323)；

所述短作动器杆(41)的另一端包括第二滑动段(411)，所述第二滑动段(411)的长度短于第一滑动段(321)。

7.如权利要求6所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述缩径段(323)的末端设有与活塞杆(34)转动的球头(324)，所述球头(324)的直径小于缩径段(323)的直径，所述第二滑动段(411)的末端设有与活塞杆(34)滑动连接且直径逐渐缩小的锥形杆(412)。

8.如权利要求7所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

与所述长作动器杆(32)抵接的活塞杆(34)的端部设有与球头(324)转动连接的梯形盲孔，与所述短作动器杆(41)抵接的活塞杆(34)的端部设有与锥形杆(412)滑动连接的梯形盲孔。

9.如权利要求1所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述长行程作动器(3)和短行程作动器(4)均设有两组，两组所述长行程作动器(3)和两组短行程作动器(4)沿飞行器舱体(1)的圆周均布排列；

当接到抛罩指令后，两组所述长行程作动器(3)位于两组短行程作动器(4)的上方。

10.如权利要求1所述的一种用于飞行器的高空抛罩分离机构，其特征在于：

所述防护罩(2)为由前向后直径逐渐增大的锥形罩体，所述防护罩(2)内设有容纳飞行器观测窗口(11)的空腔，所述防护罩(2)的质心向上且靠近长行程作动器(3)。

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