CN114777576A - 一种整流罩装置及旋转侧抛方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种整流罩装置及旋转侧抛方法，涉及飞行器抛罩分离技术领域，整流罩装置包含整流罩本体和转动叉，整流罩本体包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓，整流罩的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓；转动叉的前端固定于整流罩本体的后端，转动叉的后端可转动连接飞行器舱体外表面；当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时，整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。本申请的整流罩装置及旋转侧抛方法无须加装动力装置，巧妙利用空气流动的气动力，实现了整流罩分离，装置简单，设备成本低。

Description

一种整流罩装置及旋转侧抛方法

技术领域

本申请涉及飞行器抛罩分离技术领域，具体涉及一种整流罩装置及旋转侧抛方法。

背景技术

目前，飞行器在大气中飞行时，整流罩用于保护卫星、箭体或弹体及其他有效载荷，是飞行器的重要组成部分。当飞行器飞行到一定高度时，必须及时将整流罩分离或抛弃，以便有效载荷正常工作或减轻飞行器的质量，使飞行器的作用得到有效发挥。整流罩分离或抛弃能否成功，直接影响飞行任务的成败。

相关技术中，依据发射和设计需求，国内外飞行器整流罩目前采用的分离形式主要有整体拔罩分离、两瓣旋转分离、两瓣平推分离方式。整体拔罩分离，是采用爆炸螺栓横向解锁后，依靠分离弹簧或者推冲器将整流罩前推拔出。两瓣旋转分离，分离过程中整流罩和弹体用铰链机构约束，低冲击分离机构解锁后，整流罩两瓣分离体在压缩弹簧或其他分离能源作用下绕弹性连接的铰链轴旋转到一定角度后脱钩实现分离。两瓣平推分离，先将整流罩先沿横向与运载器解锁，然后纵向解锁成两个半罩，之后两个半罩在推力作用下平动，远离运载器，实现整流罩的分离。

但是，无论是整体拔罩分离方式、两瓣旋转分离方式或两瓣平推分离方式，都需要加装动力装置，从而提供分离力；结构及器件复杂，设备成本高。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本申请的目的在于提供一种整流罩装置及旋转侧抛方法，无须加装动力装置，巧妙利用空气流动的气动力，实现了整流罩分离，装置简单，设备成本低。

为达到以上目的，采取的技术方案是：一种整流罩装置，其固定在飞行器舱体外表面，所述飞行器舱体成阶梯圆柱状，其前段呈小圆柱体，其后段呈大圆柱体，所述整流罩装置包含整流罩本体和转动叉，所述整流罩本体包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，所述飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓，所述整流罩的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓；所述转动叉的前端固定于整流罩本体的后端，所述转动叉的后端可转动连接于飞行器舱体外表面；所述整流罩本体设置在气流作用下产生分离力的气动分离作用面；当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时，所述整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。

在上述技术方案的基础上，所述整流罩装置还包含转轴座，所述转轴座左右两侧均延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽；所述转轴座通过螺钉固定于飞行器舱体；所述转轴座的后端设置垂直于飞行器舱体轴线的固定轴；

所述转动叉固定设置转动销，所述转动销两端分别卡设在一个弧形开口卡槽内，且转动叉后端开设半圆槽抵持于所述固定轴；当转动叉旋转至设定角度时，所述转动销从弧形开口卡槽内脱出。

在上述技术方案的基础上，所述整流罩本体包含气动力段和薄板段，所述气动力段的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；所述薄板段的后端呈尖状，且壁厚均匀；所述气动力段设置在小圆柱体的外表面，所述薄板段设置在大圆柱体的外表面。

在上述技术方案的基础上，所述气动力段和薄板段均具有贴合面，所述贴合面紧贴飞行器舱体的外表面；所述螺钉安装孔设置于贴合面；所述气动分离作用面位于气动力段的左右两侧。

在上述技术方案的基础上，所述螺钉安装孔的数目为三个，其中一个螺钉安装孔位于气动力段的尖端，另两个螺钉安装孔位于薄板段；所述转动叉的前端固定于薄板段的尖端。

在上述技术方案的基础上，所述转动销的两端穿过转轴座和转动叉，且转动销的两端设置锁紧螺母和开口销进行固定。

本申请还公开了一种基于上述整流罩装置的旋转侧抛方法，包含以下步骤：

爆炸分离螺栓接收分离指令，实现爆炸分离；

整流罩本体的气动分离作用面在空气流动作用下产生气动力，使得整流罩本体绕转动叉的后端旋转；

当整流罩本体旋转至设计角度，整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离。

在上述技术方案的基础上，所述整流罩装置还包含转轴座，所述转轴座左右两侧均向下延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽；所述转轴座通过螺钉固定于飞行器舱体；所述转轴座的后端设置垂直于飞行器舱体轴线的固定轴；

所述转动叉固定设置转动销，所述转动销两端分别卡设在一个弧形开口卡槽内，且转动叉后端开设半圆槽抵持于所述固定轴；

当整流罩本体旋转至设计角度α，所述转动销的后端从弧形开口卡槽内脱出。

在上述技术方案的基础上，所述整流罩本体包含气动力段和薄板段，所述气动力段的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；所述薄板段的后端呈尖状，且壁厚均匀；所述气动力段设置在小圆柱体的外表面，所述薄板段设置在大圆柱体的外表面。

在上述技术方案的基础上，所述气动力段和薄板段均具有贴合面，所述贴合面紧贴飞行器舱体的外表面；所述螺钉安装孔设置于贴合面；所述气动分离作用面位于气动力段的左右两侧。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

1.本申请的一种整流罩装置及旋转侧抛方法，整流罩装置包含整流罩本体和转动叉，飞行器舱体的外表面设置若干爆炸分离螺栓，整流罩的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓；转动叉的前端固定于整流罩本体的后端，转动叉的后端可转动连接飞行器舱体外表面；整流罩本体设置在气流作用下产生分离力的气动分离作用面；当爆炸分离螺栓分离且整流罩本体在气动分离作用面的作用下绕转动叉后端旋转至设定角度时，整流罩本体从飞行器舱体外表面脱离；

本申请的整流罩装置为单侧分离，爆炸分离螺栓解锁后，整流罩本体在气动外力和重力作用下，相对飞行器舱体快速打开至设定角度，实现分离，无需其他的动力装置提供分离力，机构简单可靠；分离迅速稳定，分离体与被分离体不会发生干涉或碰撞。

2.本申请的整流罩装置还包含转轴座，转轴座左右两侧均延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽；两个弧形开口卡槽用来卡设转动销。转轴座通过螺钉固定于飞行器舱体；转轴座的后端设置垂直于飞行器舱体轴线的固定轴；转动叉固定设置转动销，转动销两端分别卡设在一个弧形开口卡槽内，且转动叉后端开设半圆槽，半圆槽抵持于固定轴；当转动叉旋转至设定角度时，转动销从弧形开口卡槽内脱出；本申请的整流罩装置，转动叉的尾部结构设计巧妙，在爆炸分离螺栓分离后，转动叉最后端通过半圆槽抵持于固定轴，并转动叉绕固定轴旋转打开，同时转动销从弧形开口卡槽内向外移动；当转动叉绕固定轴旋转至设定角度时，转动销从弧形开口卡槽内脱出，实现了整流罩本体()与从飞行器舱体的分离工作，巧妙利用了风力产生分离力，无需额外设置动力装置，大大节省了机构成本。

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为本申请实施例提供的整流罩本体的立体图(飞行器舱体只画了中心轴)；

图2为本申请实施例提供的整流罩装置的示意图(飞行器舱体只画了中心轴)；

图3为图2中A-A剖视图；

图4为图2中B的放大图；

图5为图4的C向视图；

图6为图4的D-D剖视图；

图7为整流罩本体分离时图4的C向视图；

图8为整流罩本体分离时图4的D-D剖视图；

附图标记：1、整流罩本体；2、转接螺钉；3、转动叉；4、第一螺钉；5、飞行器舱体；6、爆炸分离螺栓；7、第二螺钉；8、转轴座；9、第三螺钉；10、转动销；11、锁紧螺母；12、开口销；13、固定轴；14、弧形开口卡槽；100、气动力段；1000、贴合面；1001、气动分离作用面；101、薄板段。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1和图2所示，本申请公开了一种整流罩装置的实施例，整流罩装置固定在飞行器舱体5外表面，飞行器舱体5成阶梯圆柱状，其前段呈小圆柱体，其后段呈大圆柱体，且小圆柱体至大圆柱体通过圆台面过渡。本申请的所有附图对飞行器舱体5进行了简化处理，仅仅只是画出了飞行器舱体5的中心轴线。

本申请的整流罩装置包含整流罩本体1和转动叉3，整流罩本体1包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，飞行器舱体5的外表面设置若干爆炸分离螺栓6，具体地，爆炸分离螺栓6通过第二螺钉7固定于飞行器舱体5侧壁。整流罩本体1的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉(即第一螺钉4)穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓6。若干螺钉和爆炸分离螺栓6配合将整流罩本体1贴合固定于飞行器舱体5外表面。

转动叉3的前端固定于整流罩本体1的后端，转动叉3的后端可转动连接飞行器舱体5外表面。整流罩本体1设置在气流作用下产生分离力的气动分离作用面1001。当爆炸分离螺栓6分离且整流罩本体1在气动分离作用面1001的作用下绕转动叉3后端旋转至设定角度时，整流罩本体1从飞行器舱体5外表面脱离。具体地，转动叉3的前端通过转接螺钉2固定于整流罩本体1的后端。

如图3所示，具体地，本申请的爆炸分离螺栓6与常规的爆炸分离螺栓工作原理相同，在飞行器舱体5到达预定分离点时，飞行器上控制系统给爆炸分离螺栓6发送分离指令，爆炸分离螺栓6收到分离指令立即开始实现爆炸分离。

当爆炸分离螺栓6全部分离后，整流罩本体1的前一部分在气动分离作用面1001的分离力的作用下，逐渐相对于飞行器舱体5打开，当达到设定角度时，实现分离。

值得说明的是，在飞行器飞行至预定分离点时，整流罩装置恰好相对于飞行器舱体5朝下。

本申请的整流罩装置为单侧分离，爆炸分离螺栓解锁后，整流罩本体1在气动外力和重力作用下，相对飞行器舱体5快速打开至设定角度，实现分离，无需其他的动力装置提供分离力，机构简单可靠；分离迅速稳定，分离体与被分离体不会发生干涉或碰撞，结构安全可靠。

在一个实施例中，整流罩装置还包含转轴座8，转轴座8左右两侧均延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽14；两个弧形开口卡槽14用来卡设转动销10。转轴座8通过螺钉(即第三螺钉9)固定于飞行器舱体5；转轴座8的后端设置垂直于飞行器舱体5轴线的固定轴13。

转动叉3固定设置转动销10，转动销10两端分别卡设在一个弧形开口卡槽14内，且转动叉3后端开设半圆槽，半圆槽抵持于固定轴13。当转动叉3旋转至设定角度时，转动销10从弧形开口卡槽14内脱出。

本申请的整流罩装置，转动叉3的尾部结构设计巧妙，在爆炸分离螺栓6分离后，转动叉3最后端通过半圆槽抵持于固定轴13，并转动叉3绕固定轴13旋转打开，同时转动销10从弧形开口卡槽14内向外移动；当转动叉3绕固定轴13旋转至设定角度时，转动销10从弧形开口卡槽14内脱出，实现了整流罩本体1与从飞行器舱体5的分离工作，巧妙利用了风力产生分离力，无需额外设置动力装置，大大节省了机构成本。

如图1所示，在一个实施例中，整流罩本体1包含气动力段100和薄板段101，气动力段100的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；薄板段101的后端呈尖状，且壁厚均匀；气动力段100设置在小圆柱体的外表面，薄板段101设置在大圆柱体的外表面。

进一步地，气动力段100和薄板段101均具有贴合面1000，贴合面1000紧贴飞行器舱体5的外表面；螺钉安装孔设置于贴合面1000；气动分离作用面1001位于气动力段100的左右两侧。

本申请通过特定的结构设计，使得整流罩本体1能够在爆炸分离螺栓6分离后，产生分离力，设计巧妙。

在一个实施例中，螺钉安装孔的数目为三个，其中一个螺钉安装孔位于气动力段100的尖端，另两个螺钉安装孔位于薄板段101；转动叉3的前端固定于薄板段101的尖端。

在一个实施例中，转动销10的两端穿过转轴座8和转动叉3，且转动销10的两端设置锁紧螺母11和开口销12进行固定。具体地，锁紧螺母11与转动销10的端部进行螺纹匹配，而开口销12穿透转动销10，限制锁紧螺母11的位置。锁紧螺母11和开口销12搭配，增强了固定可靠性。

如图4、图5、图6、图7和图8所示，本申请还公开了一种基于上述整流罩装置的旋转侧抛方法，包含以下步骤：

爆炸分离螺栓6接收分离指令，实现爆炸分离。所有的爆炸分离螺栓6均实现了爆炸分离。

整流罩本体1的气动分离作用面1001在空气流动作用下产生气动力，使得整流罩本体1绕转动叉3的后端旋转；

当整流罩本体1旋转至设计角度，整流罩本体1从飞行器舱体5外表面脱离。

本申请的旋转侧抛方法，爆炸分离螺栓解锁后，整流罩本体在气动外力和重力作用下，相对飞行器舱体快速打开至设定角度，实现分离，无需其他的动力装置提供分离力，机构简单可靠；分离迅速稳定，分离体与被分离体不会发生干涉或碰撞。

在一个实施例中，整流罩装置还包含转轴座8，转轴座8左右两侧均向下延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽14；转轴座8通过螺钉固定于飞行器舱体5；转轴座8的后端设置垂直于飞行器舱体5轴线的固定轴13；

转动叉3固定设置转动销10，转动销10两端分别卡设在一个弧形开口卡槽14内，且转动叉3后端开设半圆槽抵持于固定轴13；

当整流罩本体1旋转至设计角度α，转动销10的后端从弧形开口卡槽14内脱出，实现了整流罩本体1与飞行器舱体5的分离工作。

如图1所示，在一个实施例中，整流罩本体1包含气动力段100和薄板段101，气动力段100的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；薄板段101的后端呈尖状，且壁厚均匀；气动力段100设置在小圆柱体的外表面，薄板段101设置在大圆柱体的外表面。

进一步地，气动力段100和薄板段101均具有贴合面1000，贴合面1000紧贴飞行器舱体5的外表面；螺钉安装孔设置于贴合面1000；气动分离作用面1001位于气动力段100的左右两侧。

本申请通过特定的结构设计，使得整流罩本体1能够在爆炸分离螺栓6分离后，产生分离力，设计巧妙。

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)

1.一种整流罩装置，其固定在飞行器舱体(5)外表面，所述飞行器舱体(5)成阶梯圆柱状，其前段呈小圆柱体，其后段呈大圆柱体，其特征在于：

所述整流罩装置包含整流罩本体(1)和转动叉(3)，所述整流罩本体(1)包覆固定于部分小圆柱体和部分大圆柱体外表面，所述飞行器舱体(5)的外表面设置若干爆炸分离螺栓(6)，所述整流罩本体(1)的相应位置设置螺钉安装孔，若干螺钉穿过螺钉安装孔一一固定于爆炸分离螺栓(6)；

所述转动叉(3)的前端固定于整流罩本体(1)的后端，所述转动叉(3)的后端可转动连接于飞行器舱体(5)外表面；所述整流罩本体(1)设置在气流作用下产生分离力的气动分离作用面(1001)；

当爆炸分离螺栓(6)分离且整流罩本体(1)在气动分离作用面(1001)的作用下绕转动叉(3)后端旋转至设定角度时，所述整流罩本体(1)从飞行器舱体(5)外表面脱离。

2.如权利要求1所述的一种整流罩装置，其特征在于：所述整流罩装置还包含转轴座(8)，所述转轴座(8)左右两侧均延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽(14)；所述转轴座(8)通过螺钉固定于飞行器舱体(5)；所述转轴座(8)的后端设置垂直于飞行器舱体(5)轴线的固定轴(13)；

所述转动叉(3)固定设置转动销(10)，所述转动销(10)两端分别卡设在一个弧形开口卡槽(14)内，且转动叉(3)后端开设半圆槽抵持于所述固定轴(13)；当转动叉(3)旋转至设定角度时，所述转动销(10)从弧形开口卡槽(14)内脱出。

3.如权利要求1所述的一种整流罩装置，其特征在于：所述整流罩本体(1)包含气动力段(100)和薄板段(101)，所述气动力段(100)的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；所述薄板段(101)的后端呈尖状，且壁厚均匀；所述气动力段(100)设置在小圆柱体的外表面，所述薄板段(101)设置在大圆柱体的外表面。

4.如权利要求3所述的一种整流罩装置，其特征在于：所述气动力段(100)和薄板段(101)均具有贴合面(1000)，所述贴合面(1000)紧贴飞行器舱体(5)的外表面；所述螺钉安装孔设置于贴合面(1000)；所述气动分离作用面(1001)位于气动力段(100)的左右两侧。

5.如权利要求3所述的一种整流罩装置，其特征在于：所述螺钉安装孔的数目为三个，其中一个螺钉安装孔位于气动力段(100)的尖端，另两个螺钉安装孔位于薄板段(101)；所述转动叉(3)的前端固定于薄板段(101)的尖端。

6.如权利要求2所述的一种整流罩装置，其特征在于：所述转动销(10)的两端穿过转轴座(8)和转动叉(3)，且转动销(10)的两端设置锁紧螺母(11)和开口销(12)进行固定。

7.一种基于权利要求1所述整流罩装置的旋转侧抛方法，其特征在于，包含以下步骤：

爆炸分离螺栓(6)接收分离指令，实现爆炸分离；

整流罩本体(1)的气动分离作用面(1001)在空气流动作用下产生气动力，使得整流罩本体(1)绕转动叉(3)的后端旋转；

当整流罩本体(1)旋转至设计角度，整流罩本体(1)从飞行器舱体(5)外表面脱离。

8.如权利要求7所述的旋转侧抛方法，其特征在于：所述整流罩装置还包含转轴座(8)，所述转轴座(8)左右两侧均向下延伸出支撑板；每块支撑板均设置弧形开口卡槽(14)；所述转轴座(8)通过螺钉固定于飞行器舱体(5)；所述转轴座(8)的后端设置垂直于飞行器舱体(5)轴线的固定轴(13)；

所述转动叉(3)固定设置转动销(10)，所述转动销(10)两端分别卡设在一个弧形开口卡槽(14)内，且转动叉(3)后端开设半圆槽抵持于所述固定轴(13)；

当整流罩本体(1)旋转至设计角度α，所述转动销(10)的后端从弧形开口卡槽(14)内脱出。

9.如权利要求8所述的旋转侧抛方法，其特征在于：所述整流罩本体(1)包含气动力段(100)和薄板段(101)，所述气动力段(100)的前端呈尖状，且从前至后壁厚越来越厚；所述薄板段(101)的后端呈尖状，且壁厚均匀；所述气动力段(100)设置在小圆柱体的外表面，所述薄板段(101)设置在大圆柱体的外表面。

10.如权利要求9所述的旋转侧抛方法，其特征在于：所述气动力段(100)和薄板段(101)均具有贴合面(1000)，所述贴合面(1000)紧贴飞行器舱体(5)的外表面；所述螺钉安装孔设置于贴合面(1000)；所述气动分离作用面(1001)位于气动力段(100)的左右两侧。

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