CN117029586A - 一种巡飞弹助推分离系统 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空航天领域，公开了一种巡飞弹助推分离系统，包括燃烧室壳体(1)、喷管(3)、堵头(4)、套筒(5)、分离弹簧(6)、底座(7)、卡圈(8)、解锁销(9)、解锁弹簧(10)、螺堵(11)；所述燃烧室壳体(1)为筒状结构，其内部装有箭药，其下端与喷管(3)上端固定连接；所述喷管(3)下端固定设置有堵头(4)；所述燃烧室壳体(1)的上方套设有底座(7)。本发明用于完成巡飞弹的助推分离，能将巡飞弹助推到指定的起飞速度，同时抛离了残余质量，没有其他外力产生，保障了为后续飞行的稳定性。整体结构简单，分离机构全部为机械结构，不会产生其他外力，作用可靠，装配方便，使用安全。
Description
技术领域
本发明属于航空航天领域，尤其涉及一种巡飞弹助推分离系统。
背景技术
助推分离系统广泛应用于巡飞弹、靶机、火箭弹、导弹等武器装备上，这些武器装备在起飞初期都需要助推发动机在一定的时间内快速助推到一定的速度，然后在利用涡喷发动机或者转子发动机等进行巡航飞行。助推分离系统通常由固体火箭发动机与分离机构组成，可以瞬时将巡飞弹或者靶机等推到所需要的起飞速度，当火箭发动机燃料用尽之后需要尽快将残余质量抛离，而且分离时要求无其他外力，以免影响巡飞弹或者靶机的飞行姿态稳定。
现阶段分离系统多采用爆炸螺栓或者燃气发生器等火工品进行分离，结构复杂，需要电气系统给出分离信号，并且分离后会产生一定的轴向力和侧向力，影响巡飞弹或者靶机的后续飞行稳定，经常会失速掉弹，而且采用火工品分离可靠性较低，运输贮存也存在安全隐患。
发明内容
本发明目的在于提供一种巡飞弹助推分离系统,以解决现有的分离系统结构复杂，分离后会影响巡飞弹后续飞行稳定，采用火工品分离可靠性较低，运输贮存也存在安全隐患的技术问题。
为实现上述目的，本发明的巡飞弹助推分离系统的具体技术方案如下：
一种巡飞弹助推分离系统，包括燃烧室壳体1、喷管3、堵头4、套筒5、分离弹簧6、底座7、卡圈8、解锁销9、解锁弹簧10、螺堵11；所述燃烧室壳体1为筒状结构，其内部装有箭药，其下端与喷管3上端固定连接；所述喷管3下端固定设置有堵头4；所述燃烧室壳体1的上方套设有底座7；所述底座7为中间细、两端粗的形状，其中部设置为圆柱面，顶部和底部的外表面设置为台阶面；所述套筒5套设在底座7的外部，套筒5上方与需要助推的武器连接，套筒5中部侧面对称设置有两个通孔，所述通孔的外端面固定设置有螺堵11，所述通孔内设置有解锁销9，所述解锁销9的外表面套设有解锁弹簧10，所述解锁销9头部设置有斜面；所述底座7的中部套设有卡圈8，所述卡圈8上下两面均为斜面，用于与解锁销9头部的斜面配合；所述分离弹簧6一端与底座7的上端面接触，另一端与需要助推的武器接触。
进一步，所述底座7的底端内表面与燃烧室壳体1顶部的外表面接触，两者的部分接触面为斜面。
进一步，所述解锁销9为头部为方形结构，相应地，套筒5侧面通孔底部设置为方形，用于放置解锁销9的头部。
进一步，解锁销9头部的上下两面均设置为斜面。
进一步，所述底座7的上端面设置有圆形凹槽，所述分离弹簧6设置在所述圆形凹槽中。
进一步，卡圈8采用的是弹簧钢材料，其上开有1mm的小槽，用于向内收缩。
进一步，所述套筒5为密度较小的尼龙材料。
进一步，所述喷管为拉瓦尔喷管。
进一步，未分离时，解锁销9的头部伸入套筒5的内部并与底座7顶部的台阶面接触；卡圈8位于解锁销9的下方。
在助推的过程中，底座7向前运动，压缩分离弹簧6，使得卡圈8在底座7带动下向上运动，通过解锁销9时，由于卡圈与解锁销斜面的作用，解锁销9向后运动同时卡圈收缩，通过解锁销9；火箭发动机推力消失后，燃烧室壳体1和底座在分离弹簧及重力的作用下向下运动，带动卡圈经过解锁销时，压缩解锁弹簧，使得解锁销后退，底座与卡圈同外径，也直接通过解锁销，因此燃烧室壳体、底座连同分离锁簧一同脱落。
本发明的巡飞弹助推分离系统具有以下优点：用于完成巡飞弹的助推分离，能将巡飞弹助推到指定的起飞速度，同时抛离了残余质量，没有其他外力产生，保障了为后续飞行的稳定性。整体结构简单，分离机构全部为机械结构，不会产生其他外力，作用可靠，装配方便，使用安全。
附图说明
图1为本发明的巡飞弹助推分离系统起飞前结构示意图；
图2为本发明的巡飞弹助推分离系统起飞时结构示意图；
图3为本发明的巡飞弹助推分离系统起飞后结构示意图。
具体实施方式
为了更好地了解本发明的目的、结构及功能，下面结合附图，对本发明一种巡飞弹助推分离系统做进一步详细的描述。
如图1-图3所示，本发明的巡飞弹助推分离系统，包括1个燃烧室壳体1、1套箭药、1个喷管3、1个堵头4、1个套筒5、1个分离弹簧6、1个底座7、1个卡圈8、2个解锁销9、2个解锁弹簧10、2个螺堵11。
所述燃烧室壳体1为筒状结构，其内部装有箭药，其下端采用外螺纹与喷管3上端连接；所述喷管3下端固定设置有堵头4；所述燃烧室壳体1的上方套设有底座7；所述底座7的底端内表面与燃烧室壳体1顶部的外表面接触，两者的部分接触面为斜面；所述底座7为中间细、两端粗的形状，其中部设置为圆柱面，顶部和底部的外表面设置为台阶面。
所述套筒5套设在底座7的外部，套筒5上方与巡飞弹或者靶机连接，套筒5中部侧面对称设置有两个Φ8的通孔，所述通孔的外端面有螺纹，可与螺堵11连接，所述通孔内设置有解锁销9，所述解锁销9的外表面套设有解锁弹簧10。所述解锁销9为头部为方形结构，相应地，套筒5侧面通孔底部设置为方形，用于放置解锁销9的头部；
进一步所述底座7的上端面设置有圆形凹槽，所述分离弹簧6设置在所述圆形凹槽中。分离弹簧6一端与底座7的上端面接触，另一端与巡飞弹接触。
所述底座7的中部套设有卡圈8，所述卡圈8上下两面均为斜面，用于与解锁销9头部的斜面配合。所述卡圈8的外径与底座7顶部外径相同。
所述底座7顶部外径与套筒5的内径相匹配；底座7底部外径大于其顶部外径。
所述喷管为拉瓦尔喷管。
本实施例的助推系统为固体火箭发动机，采用常规的单室单喷管结构，燃烧室壳体1内装有箭药，燃烧室壳体1下方采用外螺纹与喷管3连接，堵头4通过拉断螺钉与喷管连接，采用电点火方式，达到点火压力后，箭药2点燃，拉断螺钉断裂，将堵头4喷出，产生推力；
分离系统连接在固体火箭发动机上方，其中套筒5为密度较小的尼龙材料，可以减轻质量，套筒5上方与巡飞弹或者靶机连接，套筒5侧面对称开有两个Φ8的通孔，用于放置解锁销9与解锁弹簧10，所述通孔的外端面有螺纹，可与螺堵11连接，通孔底部为方形孔，用于放置解锁销9的头部；
底座7为铝制材料，上方开有放置分离弹簧6的圆槽，分离弹簧6放在圆孔内，下方是圆环结构，圆环结构上开有螺纹孔与固体火箭发动机连接；
卡圈8采用的是弹簧钢材料，上下两面都是斜面，可以有利于解锁销9在其外部左右运动，卡圈8上开有1mm的小槽，有利于卡圈收缩；
解锁销9为头部为方形结构，深入到套筒5侧面的方形孔内，可以防止解锁销9转动，方形结构的前端，解锁销9头部的上下两面均设置为斜面，可以与卡圈8配合，卡圈8的上下移动带动解锁销在套筒5侧面的方形孔内左右移动。
未分离时，解锁销9的头部伸入套筒5的内部并与底座7顶部的台阶面接触；卡圈8位于解锁销9的下方。
卡圈8套在底座上，解锁销在套筒侧面，它们的接触面均为斜面，固体火箭发动机通过电点火头点燃点火药，建立起点火压强之后，点燃箭药，喷出喷堵，箭药燃烧，燃气经过喷管加速，向后喷出，产生推力，助推巡飞弹起飞；在助推的过程中，火箭发动机推着分离机构中的底座7向前运动，压缩分离弹簧6，使得卡圈8在底座7带动下向上运动，通过解锁销9时，由于卡圈与解锁销倾斜角度的作用，解锁销9压缩弹簧向后运动同时卡圈收缩，通过解锁销9；火箭发动机推力消失后，燃烧后的火箭发动机残余壳体和解锁机构底座在分离弹簧及重力的作用下向下运动，带动卡圈经过解锁销时，压缩解锁弹簧，使得解锁销后退，底座与卡圈同外径，也直接通过解锁销，因此火箭发动机残余壳体、底座连同分离锁簧一同脱落，有效地减轻了巡飞弹的质量。
本发明的助推分离系统通常由固体火箭发动机与分离机构组成，可以瞬时将巡飞弹或者靶机等推到所需要的起飞速度，当固体火箭发动机燃料用尽之后需要尽快将残余质量抛离，而且分离时要求无其他外力，以免影响巡飞弹或者靶机的飞行姿态稳定。其结构简单，制造成本低，通过改变接口尺寸及推力，便可广泛应用于巡飞弹、靶机、火箭弹、导弹等武器装备上，作为其助推分离系统，具有很强的通用性。
虽然结合了附图描述了本发明的实施方式，但是对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些也应视为属于本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种巡飞弹助推分离系统，其特征在于，包括燃烧室壳体(1)、喷管(3)、堵头(4)、套筒(5)、分离弹簧(6)、底座(7)、卡圈(8)、解锁销(9)、解锁弹簧(10)、螺堵(11)；所述燃烧室壳体(1)为筒状结构，其内部装有箭药，其下端与喷管(3)上端固定连接；所述喷管(3)下端固定设置有堵头(4)；所述燃烧室壳体(1)的上方套设有底座(7)；所述底座(7)为中间细、两端粗的形状，其中部设置为圆柱面，顶部和底部的外表面设置为台阶面；所述套筒(5)套设在底座(7)的外部，套筒(5)上方与需要助推的武器连接，套筒(5)中部侧面对称设置有两个通孔，所述通孔的外端面固定设置有螺堵(11)，所述通孔内设置有解锁销(9)，所述解锁销(9)的外表面套设有解锁弹簧(10)，所述解锁销(9)头部设置有斜面；所述底座(7)的中部套设有卡圈(8)，所述卡圈(8)上下两面均为斜面，用于与解锁销(9)头部的斜面配合；所述分离弹簧(6)一端与底座(7)的上端面接触，另一端与需要助推的武器接触。
2.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，所述底座(7)的底端内表面与燃烧室壳体(1)顶部的外表面接触，两者的部分接触面为斜面。
3.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，所述解锁销(9)为头部为方形结构，相应地，套筒(5)侧面通孔底部设置为方形，用于放置解锁销(9)的头部。
4.根据权利要求3所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，解锁销(9)头部的上下两面均设置为斜面。
5.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，所述底座(7)的上端面设置有圆形凹槽，所述分离弹簧(6)设置在所述圆形凹槽中。
6.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，卡圈(8)采用的是弹簧钢材料，其上开有1mm的小槽，用于向内收缩。
7.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，所述套筒(5)为密度较小的尼龙材料。
8.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，所述喷管为拉瓦尔喷管。
9.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，未分离时，解锁销(9)的头部伸入套筒(5)的内部并与底座(7)顶部的台阶面接触；卡圈(8)位于解锁销(9)的下方。
10.根据权利要求1所述的巡飞弹助推分离系统，其特征在于，在助推的过程中，底座(7)向前运动，压缩分离弹簧(6)，使得卡圈(8)在底座(7)带动下向上运动，通过解锁销(9)时，由于卡圈与解锁销斜面的作用，解锁销(9)向后运动同时卡圈收缩，通过解锁销(9)；火箭发动机推力消失后，燃烧室壳体(1)和底座在分离弹簧及重力的作用下向下运动，带动卡圈经过解锁销时，压缩解锁弹簧，使得解锁销后退，底座与卡圈同外径，也直接通过解锁销，因此燃烧室壳体、底座连同分离锁簧一同脱落。
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