CN117739752B - 一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法，涉及火箭技术领域，其中，一种可低冲击分离的火箭舱段包括舱体，舱体包括沿第一方向分布的第一舱段与第二舱段，第一舱段具有第一连接部，第二舱段具有第二连接部；还包括固定件和控制组件，固定件具有锁定状态与解锁状态，舱体具有第一状态与第二状态，当舱体处于第一状态时，第一连接部与第二连接部固定连接，固定件处于锁定状态；控制组件驱动固定件切换至解锁状态，控制舱段处于第二状态，使第一连接部与第二连接部分离；本方案设置固定件和驱动固定件移动的控制组件控制第一舱段与第二舱段的分离，方案简单，可控度高。

Description

一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法

技术领域

本申请涉及火箭技术领域，具体涉及一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法。

背景技术

随着商业航天的快速发展，火箭低成本、快速且可靠发射需求不断在提升，两级及多级已经成为常态。级间分离的分离方案设计至关重要。分离方式中分离装置是分离系统中的重要组成部分，其分离的性能直接影响了级间分离指标和分离安全性；

传统的分离装置一般由有爆炸螺栓、气动分离螺母、聚能炸药索、气囊式炸药索膨胀管等，但这些分离方式较为危险，爆炸分离污染较高，且成本很高；而气动分离螺母会使分离系统过于复杂，导致可靠性低。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本申请旨在提供一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法。

第一方面，本申请提出一种可低冲击分离的火箭舱段，包括：

舱体，所述舱体包括沿第一方向分布的第一舱段与第二舱段，所述第一舱段具有第一连接部，所述第二舱段具有第二连接部；所述舱体具有第一状态与第二状态，当所述舱体处于第一状态时，所述第一连接部与所述第二连接部固定连接；当所述舱体处于第二状态时，所述第一连接部与所述第二连接部分离；

固定件，所述固定件具有锁定状态与解锁状态，当所述固定件处于所述锁定状态时，用于锁定所述第一舱段与所述第二舱段；当所述固定件处于所述解锁状态时，用于将所述第一舱段与所述第二舱段解除锁定；

控制组件，所述控制组件用于驱动所述舱体切换至所述第一状态且控制所述固定件切换至所述锁定状态以及驱动所述舱体切换至第二状态和控制所述固定件切换至所述解锁状态。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二舱段内部具有第二通道，所述第二舱段靠近所述第一舱段侧设有第一平台，所述第一平台向所述第二通道内延伸，所述第一舱段靠近所述第二舱段侧设有阶梯状凸台，所述阶梯状凸台具有第一立面，所述第一立面具有外螺纹与所述第二舱段螺纹连接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述阶梯状凸台包括第一部和第二部，所述第一部与所述第二部交汇处设有第一通孔，当所述固定件处于所述锁定状态时，所述固定件贯穿所述第一通孔与所述第二舱段侧壁连接；当所述固定件处于所述解锁状态时，所述固定件脱离所述第一通孔。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述控制组件包括：

第一控制单元，所述第一控制单元用于驱动所述固定件脱离所述第一通孔；

多个第一转动件，所述第一转动件周向设于所述第一舱段外壁；

多个第二转动件，所述第二转动件周向设于所述第二舱段外壁；

第二控制单元，所述第二控制单元用于驱动所述第一转动件沿其轴线旋转；

第三控制单元，所述第三控制单元用于驱动所述第二转动件沿其轴线方向反向旋转，所述第一转动件与所述第二转动件反向旋转推动所述第二舱段转动。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一平台远离所述第一舱段侧设有缓冲件，用于降低所述第一舱段与所述第二舱段之间的静摩擦力。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一平台周向设有多个第二通孔，所述第一舱段靠近所述第二舱段端设有多个与所述第二通孔对应的第一凸起，所述第一凸起可嵌入所述第二通孔，所述第一凸起具有第一端，所述第一端贯穿所述第二通孔且置于所述第二通道，所述缓冲件一端固定于所述第一端。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一通孔为条形孔，当所述舱体处于所述第二状态时，所述第一凸起可在所述条形孔内滑动。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一平台远离所述第一舱段侧设有多个与所述第一凸起对应的第二凸起，所述缓冲件远离所述第一端侧固定于所述第二凸起。

第二方面，本申请还提出一种如以上所述的可低冲击分离的火箭舱段分离方法，具体步骤包括：

S100、安装所述第一舱段与所述第二舱段，并用所述固定件连接固定；

S200、开启所述控制组件驱动所述固定件切换至解锁状态；

S300、开启所述控制组件驱动所述舱体处于所述第二状态，使所述第一连接部与所述第二连接部分离。

综上所述，本申请提出一种可低冲击分离的火箭舱段及分离方法，其中，一种可低冲击分离的火箭舱段包括沿第一方向分布舱体，舱体包括沿第一方向分布的第一舱段与第二舱段，第一舱段具有第一连接部，第二舱段具有第二连接部；还包括固定件和控制组件，固定件具有锁定状态与解锁状态，舱体具有第一状态与第二状态，当舱体处于第一状态时，第一连接部与第二连接部固定连接，固定件处于锁定状态；控制组件驱动固定件切换至解锁状态，控制舱段处于第二状态，使第一连接部与第二连接部分离；本方案设置固定件和驱动固定件移动的控制组件控制第一舱段与第二舱段的分离，方案简单，可控度高。

附图说明

图1为本申请实施例提供的一种可低冲击分离的火箭舱段的主视图；

图2为本申请实施例提供的一种可低冲击分离的火箭舱段的剖面图；

图3为本申请实施例提供的第一平台的局部示意图；

图4为本申请实施例提供的一种可低冲击分离的火箭舱段的俯视图；

图5为本申请实施例提供的一种低冲击舱段的火箭舱段分离方法的流程图。

图中所述文字标注表示为：

1、舱体；11、第一舱段；111、阶梯状凸台；112、第一部；113、第二部；114、第一连接部；12、第二舱段；121、第一平台；122、第二连接部；2、固定件；3、缓冲件；41、第一凸起；42、第二凸起；51、第一转动件；52、第二转动件。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例1

诚如背景技术中提到的，针对现有技术中的问题，本申请提出了一种可低冲击分离的火箭舱段，包括：

舱体1，所述舱体1包括沿第一方向分布的第一舱段11与第二舱段12，所述第一舱段11具有第一连接部114，所述第二舱段12具有第二连接部122；所述舱体1具有第一状态与第二状态，当所述舱体1处于第一状态时，所述第一连接部114与所述第二连接部122固定连接；当所述舱体1处于第二状态时，所述第一连接部114与所述第二连接部122分离；

固定件2，所述固定件2具有锁定状态与解锁状态，当所述固定件2处于所述锁定状态时，用于锁定所述第一舱段11与所述第二舱段12；当所述固定件2处于所述解锁状态时，用于将所述第一舱段11与所述第二舱段12解除锁定；

控制组件，所述控制组件用于驱动所述舱体1切换至所述第一状态且控制所述固定件2切换至所述锁定状态以及驱动所述舱体1切换至第二状态和控制所述固定件2切换至所述解锁状态；

在某些特定场景下，请参考如图1和图2所示的舱体1，所述第一舱段11与所述第二舱段12为圆柱型舱段，所述第一舱段11与所述第二舱段12在火箭升空过程中需要分离，所述第一连接部114为所述第一舱段11靠近所述第二舱段12侧，所述第二连接部122为所述第二舱段12靠近所述第一舱段11侧，当所述舱体1处于所述第一状态时，所述第一连接部114与所述第二连接部122螺纹连接，所述固定件2处于所述锁定状态，避免所述第一舱段11与所述第二舱段12在外力作用下而旋转，确保在所述舱体1上升过程中，所述第一舱段11与所述第二舱段12处于连接状态；当需要驱动所述第一舱段11与所述第二舱段12分离时，所述控制组件驱动所述固定件2处于所述解锁状态，驱动所述第一连接部114与所述第二连接部122分离；

综上所述，本方案设置固定件2和驱动固定件2移动的控制组件控制第一舱段11与第二舱段12的分离，方案简单，可控度高。

在一优选实施例中，所述第二舱段12内部具有第二通道，所述第二舱段12靠近所述第一舱段11侧设有第一平台121，所述第一平台121向所述第二通道内延伸，所述第一舱段11靠近所述第二舱段12侧设有阶梯状凸台111，所述阶梯状凸台111具有第一立面，所述第一立面具有外螺纹与所述第二舱段12螺纹连接；

在某些特定场景下，请参考如图3所示的第二舱段12，所述第一舱段11内壁由靠近所述第一平台121端向靠近所述第二舱段12端设有内螺纹，所述第一舱段11与所述第二舱段12螺纹连接，附加所述固定件2的固定下，确保所述舱体1处于所述第一状态时，所述第一舱段11与所述第二舱段12保持稳定连接；且所述第一舱段11设置所述阶梯状凸台111，使所述第一舱段11与所述第二舱段12起到卡定螺接的作用。

在一优选实施例中，所述阶梯状凸台111包括第一部112和第二部113，所述第一部112与所述第二部113交汇处设有第一通孔，当所述固定件2处于所述锁定状态时，所述固定件2贯穿所述第一通孔与所述第二舱段12侧壁连接；当所述固定件2处于所述解锁状态时，所述固定件2脱离所述第一通孔；

在某些特定场景下，请参考如图3所示的固定件2，所述第一通孔靠近所述第二舱段12侧也处于所述第一舱段11与所述第二舱段12交汇处，且此处设有凹槽，所述固定件2贯穿所述第一通孔和凹槽使所述固定件2骑缝设置，在火箭发射过程中增强所述固定件2的抗剪能力。

在一优选实施例中，所述控制组件包括：

第一控制单元，所述第一控制单元用于驱动所述固定件2脱离所述第一通孔；

多个第一转动件51，所述第一转动件51周向设于所述第一舱段11外壁；

多个第二转动件52，所述第二转动件52周向设于所述第二舱段12外壁；

第二控制单元，所述第二控制单元用于驱动所述第一转动件51沿其轴线旋转；

第三控制单元，所述第三控制单元用于驱动所述第二转动件52沿其轴线方向反向旋转，所述第一转动件51与所述第二转动件52反向旋转推动所述第二舱段12转动；

在某些特定场景下，请参考如图1所示的控制组件，所述第一转动件51与所述第二转动件52均为空气舵，所述空气舵在流场的作用下可沿其轴线转动，所述第二控制单元与所述第三控制单元的流场方向不同，使所述第二控制单元控制所述第一转动件51的中性面与所述第一舱段11的轴线方向平行，所述第三控制单元控制所述第二转动件52的中性面与所述第二舱段12的轴线呈一定角度，带动所述第一转动件51与所述第二转动件52沿相反方向转动，使所述第一舱段11与所述第二舱段12产生相反方向的轴向力，所述第二舱段12由所述第一舱段11一端旋出，实现所述第一舱段11与所述第二舱段12的分离。

在一优选实施例中，所述第一平台121远离所述第一舱段11侧设有缓冲件3，用于降低所述第一舱段11与所述第二舱段12之间的静摩擦力；

在某些特定场景下，请参考如图3和图4所示的缓冲件3，所述缓冲件3为弹簧，当所述舱体1处于所述第一状态时，所述缓冲件3被拉伸处于蓄力状态，所述第一舱段11与所述第二舱段12螺接紧固后，所述第一舱段11与所述第二舱段12产生了较大的静摩擦力，所述缓冲件3则可在所述第一转动件51与所述第二转动件52带动所述第一舱段11与所述第二舱段12分离时，所述弹簧的弹性势能被释放抵消所述第一舱段11与所述第二舱段12之间的静摩擦力。

在一优选实施例中，所述第一平台121周向设有多个第二通孔，所述第一舱段11靠近所述第二舱段12端设有多个与所述第二通孔对应的第一凸起41，所述第一凸起41可嵌入所述第二通孔，所述第一凸起41具有第一端，所述第一端贯穿所述第二通孔且置于所述第二通道，所述缓冲件3一端固定于所述第一端；

在某些特定场景下，请参考如图3和图4所示的缓冲件3，所述固定件2拔出后，带动所述第一舱段11与所述第二舱段12之间产生反向作用力，带动所述弹簧之间弹性势能被释放。

在一优选实施例中，所述第一通孔为条形孔，当所述舱体1处于所述第二状态时，所述第一凸起41可在所述条形孔内滑动；

在某些特定场景下，请参考如图4所示的条形孔，当所述第一舱段11与所述第二舱段12旋转分离时，避免所述第一凸起41无法跟随旋转对所述舱体1的分离形成阻碍。

在一优选实施例中，所述第一平台121远离所述第一舱段11侧设有多个与所述第一凸起41对应的第二凸起42，所述缓冲件3远离所述第一端侧固定于所述第二凸起42；

在某些特定场景下，请参考如图3和图4所示的第二凸起42，随着所述第二舱段12与所述第一舱段11之间螺旋分离，所述第二舱段12相对向远离所述第一舱段11侧移动，套设于所述第一凸起41外部的弹簧一端分离，所述第二舱段12脱离后，所述弹簧即可随着所述第二舱段12分离。

实施例2

在实施例1的基础上，本申请提出一种可低冲击分离的火箭舱段分离方法，具体步骤包括：

S100、安装所述第一舱段11与所述第二舱段12，并用所述固定件2连接固定；

在某些特定场景下，请参考如图5所示的流程图，将所述第一舱段11与所述第二舱段12螺接紧固，将所述固定件2贯穿所述第一通孔与凹槽，实现所述第一舱段11与所述第二舱段12的连接固定加固，此时所述舱体1处于所述第一状态，所述固定件2处于所述锁定状态。

S200、开启所述控制组件驱动所述固定件2切换至解锁状态；

所述第一控制单元控制所述固定件2由所述第一通道拔出。

S300、开启所述控制组件驱动所述舱体1处于所述第二状态，使所述第一连接部114与所述第二连接部122分离；

所述第二控制单元控制所述第一转动件51的中性面与所述第一舱段11的轴线平行，所述第三控制单元控制所述第二转动件52的中性面与所述第二舱段12的轴线产生一定角度，促使所述第一转动件51与所述第二转动件52反向旋转，在所述第一舱段11与所述第二舱段12开始旋转分离时，所述缓冲件3使降低所述第一舱段11与所述第二舱段12之间的静摩擦力，随着所述第二舱段12的渐渐移动，所述弹簧由所述第一凸起41分离，避免对所述第一舱段11和所述第二舱段12产生影响。

本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。

Claims (9)

1.一种可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，包括：

舱体（1），所述舱体（1）包括沿第一方向分布的第一舱段（11）与第二舱段（12），所述第一舱段（11）具有第一连接部（114），所述第二舱段（12）具有第二连接部（122）；所述舱体（1）具有第一状态与第二状态，当所述舱体（1）处于第一状态时，所述第一连接部（114）与所述第二连接部（122）固定连接；当所述舱体（1）处于第二状态时，所述第一连接部（114）与所述第二连接部（122）分离；

固定件（2），所述固定件（2）具有锁定状态与解锁状态，当所述固定件（2）处于所述锁定状态时，用于锁定所述第一舱段（11）与所述第二舱段（12）；当所述固定件（2）处于所述解锁状态时，用于将所述第一舱段（11）与所述第二舱段（12）解除锁定；

控制组件，所述控制组件用于驱动所述舱体（1）切换至所述第一状态且控制所述固定件（2）切换至所述锁定状态以及驱动所述舱体（1）切换至第二状态和控制所述固定件（2）切换至所述解锁状态；

所述控制组件包括：

多个第一转动件（51），所述第一转动件（51）周向设于所述第一舱段（11）外壁；

多个第二转动件（52），所述第二转动件（52）周向设于所述第二舱段（12）外壁；

第二控制单元，所述第二控制单元用于驱动所述第一转动件（51）沿其轴线旋转；

第三控制单元，所述第三控制单元用于驱动所述第二转动件（52）沿其轴线方向反向旋转，所述第一转动件（51）与所述第二转动件（52）反向旋转推动所述第二舱段（12）转动；

所述第一转动件（51）与所述第二转动件（52）均为空气舵。

2.根据权利要求1所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述第二舱段（12）内部具有第二通道，所述第二舱段（12）靠近所述第一舱段（11）侧设有第一平台（121），所述第一平台（121）向所述第二通道内延伸，所述第一舱段（11）靠近所述第二舱段（12）侧设有阶梯状凸台（111），所述阶梯状凸台（111）具有第一立面，所述第一立面具有外螺纹与所述第二舱段（12）螺纹连接。

3.根据权利要求2所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述阶梯状凸台（111）包括第一部（112）和第二部（113），所述第一部（112）与所述第二部（113）交汇处设有第一通孔，当所述固定件（2）处于所述锁定状态时，所述固定件（2）贯穿所述第一通孔与所述第二舱段（12）侧壁连接；当所述固定件（2）处于所述解锁状态时，所述固定件（2）脱离所述第一通孔。

4.根据权利要求3所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述控制组件还包括：

第一控制单元，所述第一控制单元用于驱动所述固定件（2）脱离所述第一通孔。

5.根据权利要求4所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述第一平台（121）远离所述第一舱段（11）侧设有缓冲件（3），用于降低所述第一舱段（11）与所述第二舱段（12）之间的静摩擦力；

所述缓冲件（3）为弹簧。

6.根据权利要求5所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述第一平台（121）周向设有多个第二通孔，所述第一舱段（11）靠近所述第二舱段（12）端设有多个与所述第二通孔对应的第一凸起（41），所述第一凸起（41）可嵌入所述第二通孔，所述第一凸起（41）具有第一端，所述第一端贯穿所述第二通孔且置于所述第二通道，所述缓冲件（3）一端固定于所述第一端。

7.根据权利要求6所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述第一通孔为条形孔，当所述舱体（1）处于所述第二状态时，所述第一凸起（41）可在所述条形孔内滑动。

8.根据权利要求7所述的可低冲击分离的火箭舱段，其特征在于，所述第一平台（121）远离所述第一舱段（11）侧设有多个与所述第一凸起（41）对应的第二凸起（42），所述缓冲件（3）远离所述第一端侧固定于所述第二凸起（42）。

9.一种如权利要求1-8任意一项所述的可低冲击分离的火箭舱段分离方法，其特征在于，包括如下步骤：

S100、安装所述第一舱段（11）与所述第二舱段（12），并用所述固定件（2）连接固定；

S200、开启所述控制组件驱动所述固定件（2）切换至解锁状态；

S300、开启所述控制组件驱动所述舱体（1）处于所述第二状态，使所述第一连接部（114）与所述第二连接部（122）分离。