CN116654297A - 一种飞行器的级间分离装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器的级间分离装置，其包括：第一壳体，所述第一壳体的一侧开设有容纳槽，所述容纳槽的内部设置有承力件；第二壳体，所述第二壳体与所述第一壳体固定，使所述第二壳体将所述承力件阻挡在所述容纳槽内，且沿所述第一壳体与所述第二壳体的排列方向，所述承力件的一端与所述第一壳体接触，其另一端与所述第二壳体接触。在第一壳体承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件传递给第二壳体进行分散，提高第一壳体和第二壳体对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件与第一壳体和第二壳体相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；在第一壳体受到弯曲载荷时，承力件起到保护作用，保证第一壳体下端结构强度满足承载要求。

Description

一种飞行器的级间分离装置

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种飞行器的级间分离装置。

背景技术

对于中大型运载飞行器而言，舱体面临的载荷环境较为复杂和严酷，需要确保舱体结构对不同载荷的承载能力，而部分舱段不仅需要承载，还同时承担了级间分离的功能，为了保证分离的可靠性，舱体结构的设计尤其重要。

相关技术中，上级壳体与下级壳体之间的轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱。

发明内容

本发明实施例提供一种飞行器的级间分离装置，以解决相关技术中上级壳体与下级壳体轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱的问题。

本发明实施例提供提供了一种飞行器的级间分离装置，其包括：

第一壳体，所述第一壳体的一侧开设有容纳槽，所述容纳槽的内部设置有承力件；

第二壳体，所述第二壳体与所述第一壳体固定，使所述第二壳体将所述承力件阻挡在所述容纳槽内，且沿所述第一壳体与所述第二壳体的排列方向，所述承力件的一端与所述第一壳体接触，其另一端与所述第二壳体接触。

一些实施例中，所述承力件包括承力环；

所述承力环与所述第一壳体和第二壳体同轴设置。

一些实施例中，所述容纳槽的内侧壁开设有环形槽，所述环形槽内设置有爆炸分离组件，所述爆炸分离组件用于环向爆炸所述第一壳体的侧壁，使所述第一壳体与所述第二壳体分离。

一些实施例中，所述爆炸分离组件包括：

柔性护套，所述柔性护套呈环形设置，所述柔性护套的外侧壁开设有引爆槽，且所述柔性护套开设有多个第一凹槽，多个所述第一凹槽沿所述柔性护套的圆周方向间隔分布；

切割索，所述切割索安装于所述引爆槽内；

多个引爆器，每个所述引爆器的一端安装于一个所述第一凹槽内，并与所述切割索连接。

一些实施例中，所述第一壳体的外侧壁开设有削弱槽，所述削弱槽与所述引爆槽位于同一平面。

一些实施例中，所述承力件的侧壁开设有多个第一贯穿孔；

每个所述引爆器的另一端均对应贯穿所述第一贯穿孔。

一些实施例中，所述爆炸分离组件包括：

隔热环，所述隔热环贴合于所述柔性护套和所述承力件之间，所述隔热环开设有多个第二凹槽；

每个所述引爆器的一端均对应位于所述第二凹槽内。

一些实施例中，所述第一壳体的底部开设有多个第二贯穿孔，所述第二壳体的顶部开设有多个第三贯穿孔，多个所述第二贯穿孔和多个第三贯穿孔均沿所述环形槽的圆周方向间隔分布；

所述飞行器的级间分离装置还包括：

多个第一螺栓，每个所述第一螺栓均贯穿一个所述第二贯穿孔和一个所述第三贯穿孔，并位于所述第二壳体内的部分外壁套接有第一螺母；

所述第一螺栓位于所述爆炸分离组件的底部。

一些实施例中，所述第二贯穿孔的内径大于所述第三贯穿孔的内径。

一些实施例中，所述第一壳体的底部或第二壳体的顶部开设有密封槽，所述密封槽内设置有密封圈；

所述承力件位于所述密封圈的内侧。

本发明提供的技术方案带来的有益效果包括：通过在第一壳体的容纳槽内嵌入设置承力件，第二壳体与第一壳体固定，使第二壳体将承力件阻挡在容纳槽内，在第一壳体承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件传递给第二壳体进行分散，提高第一壳体和第二壳体对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件与第一壳体和第二壳体相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；同时在第一壳体侧壁受到弯曲载荷时，承力件能够起到良好的保护作用，保证第一壳体下端的结构强度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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为本发明实施例提供的第二壳体与承力件连接的局部剖面结构示意图；

图2为本发明实施例提供的第一壳体和第二壳体连接的局部剖面结构示意图；

图3为本发明实施例提供的爆炸分离组件与第一壳体、承力件连接的局部剖面结构示意图；

图4为本发明实施例提供的第一壳体和第二壳体连接的内部局部立体结构示意图。

图中：1、第一壳体；11、容纳槽；12、削弱槽；2、承力件；3、第二壳体；4、爆炸分离组件；41、柔性护套；411、第一凹槽；42、切割索；43、引爆器；44、隔热环；441、第二凹槽；5、第一螺栓；6、第一螺母；7、密封圈；8、第二螺栓；9、第二螺母。

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的一部分实施例，而不是全部的实施例。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，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供一种飞行器的级间分离装置，以解决相关技术中上级壳体与下级壳体轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱的问题。

如图1所示，本发明实施例提供一种飞行器的级间分离装置，其可以包括：第一壳体1，第一壳体1的一侧开设有容纳槽11，容纳槽11的内部设置有承力件2；第二壳体3，第二壳体3与第一壳体1固定，使第二壳体3将承力件2阻挡在容纳槽11内，且沿第一壳体1与第二壳体3的排列方向，承力件2的一端与第一壳体1接触，其另一端与第二壳体3接触。

具体的，第一壳体1和第二壳体3可以沿上下方向分布，容纳槽可以开设于第一壳体1的底部，当第二壳体3与第一壳体1固定时，会使承力件2限位阻挡在容纳槽11内，即承力件2的顶部与第一壳体1的底部相接触，承力件2的底部与第二壳体3的顶部相接触。

其中，通过在第一壳体1的容纳槽11内嵌入设置承力件2，第二壳体3与第一壳体1固定，使第二壳体3将承力件2阻挡在容纳槽11内，在第一壳体1承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件2传递给第二壳体3进行分散，提高第一壳体1和第二壳体3对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件2与第一壳体1的底部和第二壳体3的顶部相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；同时在第一壳体1侧壁受到外界碰撞时，承力件2能够起到良好的保护作用，保证第一壳体1下端的结构强度。

一些实施例中，承力件2包括承力环；承力环与第一壳体1和第二壳体3同轴设置。其中，通过同轴设置，能够保证该第一壳体1和第二壳体3连接处的重量集中紧凑，正位于飞行器的轴线长度方向上，保证飞行器的使用安全。

当然，承力件2也可以为承力块，也可以为其他不规则形状，与第一壳体1的容纳槽11和第二壳体3的顶部相适配即可。

进一步的，承力件2可以呈中空设置，能够降低飞行器的自身重量，提高飞行器的承载能力。

一些实施例中，如图1所示，容纳槽11的内侧壁开设有环形槽，环形槽内设置有爆炸分离组件4，爆炸分离组件4用于环向爆炸第一壳体1的侧壁，使第一壳体1与第二壳体3分离。其中，当引爆爆炸分离组件4时，会对第一壳体1的下端外侧壁进行爆炸，使第一壳体1与第二壳体3之间发生脱落，实现飞行器的上级壳体与下级壳体之间的分离工作。同时在进行爆炸分离时，其内部的承力件2能够起到良好的保护作用，防止爆炸威力过大而对第一壳体1的底部造成过大的损坏。

进一步的，如图1和图4所示，承力件2可以通过第二螺栓8和第二螺母9固定在第二壳体3的顶部。能够在进行爆炸分离时，爆炸分离时随着第二壳体3一起脱离分离，避免造成大量的垃圾碎片，不便后续的回收工作。

一些实施例中，如图2和图3所示，爆炸分离组件4可以包括：柔性护套41，柔性护套41呈环形设置，柔性护套41的外侧壁开设有引爆槽，且柔性护套41开设有多个第一凹槽411，多个第一凹槽411沿柔性护套41的圆周方向间隔分布；切割索42，切割索42安装于引爆槽内；多个引爆器43，每个引爆器43的一端安装于一个第一凹槽411内，并与切割索42连接。

其中，柔性护套41能够降低引爆器43的爆炸威力，避免对其内的承力件2和第一壳体1的底部中部趋于造成过大损坏，使引爆器43集中爆炸于第一壳体1的外侧壁；同时保证承力件2的回收利用的可能性。在爆炸的过程中，切割索42会做圆周扩散运动，实现第一壳体1的外侧壁进行环向式断裂的爆炸效果。

其中，第一凹槽411可以开设在柔性护套41的顶部，便于引爆器43的安装工作。避免第一凹槽411为安装孔形式时，引爆器43不便进行贯穿搁置的问题。

一些实施例中，如图1-3所示，第一壳体1的外侧壁开设有削弱槽12，削弱槽12与引爆槽位于同一平面。其中，削弱槽12与引爆槽位于同一水平面，能够实现较小的爆炸力的情况下，实现第一壳体1和第二壳体3的爆炸分离工作。

一些实施例中，承力件2的侧壁开设有多个第一贯穿孔；每个引爆器43的另一端均对应贯穿第一贯穿孔。具体的，第一贯穿孔的数量与引爆器43的数量一一对应，引爆器43并贯穿对应的第一贯穿孔。通过第一贯穿孔能够提高引爆器43的安装稳定性。

当引爆器43的另一端通过第一贯穿孔安装方式限位在承力件2时，柔性护套41上的第一凹槽411可以开设在柔性护套41的底部。实现在爆炸分离时，提高柔性护套41对第一壳体1底部的保护程度。

一些实施例中，如图2-3所示，爆炸分离组件4可以包括：隔热环44，隔热环44贴合于柔性护套41和承力件2之间，隔热环44开设有多个第二凹槽441；每个引爆器43的一端均对应位于第二凹槽441内。

其中，在爆炸分离时，隔热环44可以进行吸热工作，减少热量经承力件2，随后大量传递到第一壳体1的底部。

其中，当引爆器43的另一端通过第一贯穿孔安装方式限位在承力件2时，第二凹槽441可以开设在隔热环44的顶部或底部，在位于底部时，能够提高隔热环44在第一壳体1底部的吸热能力。

具体的，如图3所示，引爆器43从左至右可以采用第一贯穿孔、第二凹槽441和第一凹槽411的安装方式进行装配。避免引爆器43在承力件2、隔热环44和柔性护套41均采用贯穿孔的形式进行装配时，其引爆器43难以顺利贯穿三个贯穿孔，对装配精度要求高的问题。

一些实施例中，如图2所示，第一壳体1的底部开设有多个第二贯穿孔，第二壳体3的顶部开设有多个第三贯穿孔，多个第二贯穿孔和多个第三贯穿孔均沿环形槽的圆周方向间隔分布；飞行器的级间分离装置还包括：多个第一螺栓5，每个第一螺栓5均贯穿一个第二贯穿孔和一个第三贯穿孔，并位于第二壳体3内的部分外壁套接有第一螺母6；第一螺栓5位于爆炸分离组件4的底部。其中，采用第一螺栓5的主体螺纹连接固定在第二壳体3上及第一螺栓5位于第二壳体3的内部，在爆炸分离的过程中，第一螺栓5始终与第二壳体3为一体，并带着第一壳体1炸裂分离的下半部分一起脱离，避免第一螺栓5位于第一壳体1内，爆炸分离时，第一螺栓5而脱离对第一壳体1的底部造成不必要的伤害。

一些实施例中，如图2所示，第二贯穿孔的内径大于第三贯穿孔的内径。其中，第二贯穿孔的内径可以整体大于第三贯穿孔的内径，能够保证第一螺栓5的下端顺利贯穿第一壳体1上的第二贯穿孔，降低第二贯穿孔和第三贯穿孔同轴设置的精度，即可以降低第一壳体1和第二壳体3之间的装配精度。

当然，第二贯穿孔的下端内径可以大于第三贯穿孔的内径，其上端内径与第一螺栓5的上端端部相适配，以便嵌入搁置第一螺栓5的上端端部与第一壳体1的内底壁相平齐。

一些实施例中，如图2-3所示，第一壳体1的底部或第二壳体3的顶部开设有密封槽，密封槽内设置有密封圈7；承力件2位于密封圈7的内侧。密封圈7可以提高第一壳体1和第二壳体3连接处的密封性，保证飞行器内的电子器件的工作环境，防止受到外界水分或灰尘的干扰。还用于第一壳体1与第二壳体3近气流侧的密封。

在以上实施例中，第一螺栓5和第二螺栓8的外壁还可以设置有垫圈标准件，防止第一螺母6对第二壳体3和第二螺母9对承力件2造成挤压损坏。

在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明的限制。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发明中的具体含义。

需要说明的是，在本发明中，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。

以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。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发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明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)

1.一种飞行器的级间分离装置，其特征在于，其包括：

第一壳体(1)，所述第一壳体(1)的一侧开设有容纳槽(11)，所述容纳槽(11)的内部设置有承力件(2)；

第二壳体(3)，所述第二壳体(3)与所述第一壳体(1)固定，使所述第二壳体(3)将所述承力件(2)阻挡在所述容纳槽(11)内，且沿所述第一壳体(1)与所述第二壳体(3)的排列方向，所述承力件(2)的一端与所述第一壳体(1)接触，其另一端与所述第二壳体(3)接触。

2.如权利要求1所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述承力件(2)包括承力环；

所述承力环与所述第一壳体(1)和第二壳体(3)同轴设置。

3.如权利要求1所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述容纳槽(11)的内侧壁开设有环形槽，所述环形槽内设置有爆炸分离组件(4)，所述爆炸分离组件(4)用于环向爆炸所述第一壳体(1)的侧壁，使所述第一壳体(1)与所述第二壳体(3)分离。

4.如权利要求3所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述爆炸分离组件(4)包括：

柔性护套(41)，所述柔性护套(41)呈环形设置，所述柔性护套(41)的外侧壁开设有引爆槽，且所述柔性护套(41)开设有多个第一凹槽(411)，多个所述第一凹槽(411)沿所述柔性护套(41)的圆周方向间隔分布；

切割索(42)，所述切割索(42)安装于所述引爆槽内；

多个引爆器(43)，每个所述引爆器(43)的一端安装于一个所述第一凹槽(411)内，并与所述切割索(42)连接。

5.如权利要求4所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述第一壳体(1)的外侧壁开设有削弱槽(12)，所述削弱槽(12)与所述引爆槽位于同一平面。

6.如权利要求4所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述承力件(2)的侧壁开设有多个第一贯穿孔；

每个所述引爆器(43)的另一端均对应贯穿所述第一贯穿孔。

7.如权利要求4所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述爆炸分离组件(4)包括：

隔热环(44)，所述隔热环(44)贴合于所述柔性护套(41)和所述承力件(2)之间，所述隔热环(44)开设有多个第二凹槽(441)；

每个所述引爆器(43)的一端均对应位于所述第二凹槽(441)内。

8.如权利要求3所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述第一壳体(1)的底部开设有多个第二贯穿孔，所述第二壳体(3)的顶部开设有多个第三贯穿孔，多个所述第二贯穿孔和多个第三贯穿孔均沿所述环形槽的圆周方向间隔分布；

所述飞行器的级间分离装置还包括：

多个第一螺栓(5)，每个所述第一螺栓(5)均贯穿一个所述第二贯穿孔和一个所述第三贯穿孔，并位于所述第二壳体(3)内的部分外壁套接有第一螺母(6)；

所述第一螺栓(5)位于所述爆炸分离组件(4)的底部。

9.如权利要求8所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述第二贯穿孔的内径大于所述第三贯穿孔的内径。

10.如权利要求1所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：

所述第一壳体(1)的底部或第二壳体(3)的顶部开设有密封槽，所述密封槽内设置有密封圈(7)；

所述承力件(2)位于所述密封圈(7)的内侧。