CN205957828U - 飞行器级间分离装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞行器系统技术领域，公开了一种飞行器级间分离装置，包括设置于飞行器本体和飞行器发动机之间的分离舱体，设置于飞行器本体和分离舱体之间的药包组件及密封穿过分离舱体的连接杆，连接杆包括与飞行器本体连接的前端部，与分离舱体连接的尾端部及一体设置于前端部和尾端部之间的用于分离时被拉断的颈缩部。上述飞行器级间分离装置，通过连接杆前端部和尾端部分别连接飞行器本体和分离舱体，实现了飞行器本体、分离舱体和飞行器发动机的稳定连接，通过在连接杆的前端部和尾端部之间设置用于分离时被拉断的颈缩部，在药包组件点火产生气体的推力下，颈缩部被拉断，实现了飞行器级间可靠分离，且该装置对飞行器影响小、分离冲量可调。

Description

飞行器级间分离装置

技术领域

本实用新型涉及飞行器系统技术领域，尤其涉及一种飞行器级间分离装置。

背景技术

对于飞行器系统，为了把有效载体发射到预定的目标，需要将已经完成了预定工作的级和舱段进行解锁和分离，其分离解锁过程直接关系到飞行器完成飞行任务的成败。因此，飞行器的级间分离装置是飞行器的关键部件。飞行器的级间分离装置在实际工作时要完成两种不同的功能，即在分离之前要确保两个分离部件可靠的连接，在分离时要保证两个分离部件可靠的分离，并要确保分离过程中或分离之后不产生影响续航及正常飞行的危害。所以说，对于飞行器级间分离而言，选择一种合适的分离装置是至关重要的，对飞行器级间火工分离装置的设计必须达到以下要求：1)连接承载要求，即分离前保证飞行器本体与被分离部件连接可靠、定位准确；2)可靠分离要求，分离装置应使被分离部分与飞行器本体迅速、准确而可靠地分离，必须保证分离的可靠性；3)分离冲击要求，在分离过程中，要求分离后对飞行器本体的气动外形、冲击扰动影响最小，确保不损伤飞行器本体；4)密封要求，装置分离后要保证其弹体含有红外等制导窗口不受污染影响制导；5)维护性要求，装置应简单、运动灵活、易于调整，使用维护方便。

目前，飞行器级间分离方式主要分两种，即点式分离和线性分离。其中，点式分离装置包括有爆炸螺栓、解锁螺栓、分离螺母等组件。分离时，分离元件作用，从而解除连接。点式分离装置主要是在爆炸螺栓的基础上不断改进与完善，早期的爆炸螺栓，其结构简单、连接可靠，但分离冲击较大，往往有碎片和污染产生，随着解锁螺栓、分离螺母和绑带式分离装置的出现，对其连接力与污染处理方面得到进一步改观，但其结构进一步复杂，装配难度加大。线性分离装置包括聚能炸药索、气囊式炸药索、膨胀管等。此线式分离装置的特点是被分离体本来是连续而完整的舱体，用安装在分离面上的线式分离装置将其切割成两部分。虽然线性分离装置典型的聚能炸药索具有结构简单、分离迅速等优点，但其提供的分离冲量过小，容易导致分离后舱段互相碰撞干扰。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服上述现有技术的不足，提供一种飞行器级间分离装置，其结构简单、连接稳定、分离可靠，对飞行器影响小，分离冲量可调。

本实用新型实施例提供了一种飞行器级间分离装置，该装置包括设置于飞行器本体和飞行器发动机之间的分离舱体，设置于所述飞行器本体和所述分离舱体之间的药包组件，以及密封穿过所述分离舱体的连接杆，所述连接杆包括与所述飞行器本体连接的前端部，与所述分离舱体连接的尾端部，以及一体设置于所述前端部和所述尾端部之间的颈缩部，所述颈缩部用于所述飞行器本体与所述飞行器发动机分离时被两者拉断。

进一步地，所述分离舱体具有前端开口的燃烧腔，所述开口处封盖有用于隔离所述燃烧腔的隔板，所述隔板的外侧贴靠于所述飞行器本体的后端面；所述连接杆的所述前端部穿过所述隔板并伸入于所述飞行器本体内形成固定连接。

进一步地，所述燃烧腔前端的内壁上环设有适配于所述隔板的环槽，所述隔板的周边容置于所述环槽内。

进一步地，所述隔板的外周套设有密封圈，所述密封圈的外周壁与所述环槽的内壁抵紧形成密封。

进一步地，所述分离舱体的前端环设有适配于所述飞行器本体后端形状的沉槽，所述飞行器本体的后端容置于所述沉槽内并形成定位。

优选地，所述前端部的顶端具有外螺纹，所述飞行器本体底部具有螺纹槽，所述前端部的顶端伸入所述螺纹槽内形成螺纹连接，且所述前端部的底端抵接于所述飞行器本体底面。

优选地，所述尾端部具有外螺纹，所述尾端部穿过所述分离舱体后端，且所述尾端部通过螺母与所述分离舱体锁紧。

进一步地，所述尾端部上套设有垫圈，所述垫圈的相对表面分别抵接于所述螺母和所述分离舱体的底面。

优选地，所述尾端部与所述螺母的连接处涂设有硅橡胶。

优选地，所述药包组件包括设置于所述燃烧腔内的火药包，穿设于所述分离舱体底部并与所述火药包连接的点火头，以及由所述点火头引出的点火导线。

基于上述技术方案，本实用新型提出的飞行器级间分离装置，通过其连接杆的前端部和尾端部分别连接飞行器本体和分离舱体，实现了飞行器本体、分离舱体和飞行器发动机的级间稳定连接，并通过在连接杆的前端部和尾端部之间一体设置用以供分离时能够可靠拉断的颈缩部，在药包组件点火产生的气体的推力作用下，飞行器本体和分离舱体反向运动使得颈缩部被拉断，如此，实现了飞行器本体、分离舱体和飞行器发动机的级间可靠分离；另外，依据不同的分离冲量要求调整药包组件及颈缩部的直径，可达到可靠分离的目的；由于分离后飞行器本体扰动时间短，且分离段残留较少，对飞行器本体气动外形影响较小，也就是说，该装置对飞行器影响小，分离冲量可调；并且，该装置结构简单，装配容易。

附图说明

图1为本实用新型实施例提出的飞行器级间分离装置应用时的剖面示意图；

图2为本实用新型实施例提出的飞行器级间分离装置应用时的剖面分解示意图。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型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仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或可能同时存在居中元件。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。

另外，还需要说明的是，本实用新型实施例中的左、右、上、下、顶、底等方位用语，仅是互为相对概念或是以产品的正常使用状态为参考的，而不应该认为是具有限制性的。以下结合具体实施例对本实用新型的实现进行详细的描述。

如图1至图2所示，本实用新型实施例提出了一种飞行器级间分离装置1，可运用于导弹、运载火箭等飞行器。具体地，该飞行器级间分离装置1安装在飞行器本体2和飞行器发动机3之间，此处，飞行器本体2与飞行器发动机3为飞行器的相邻两级。具体地，该飞行器级间分离装置1包括分离舱体11、药包组件12以及连接杆13，其中，分离舱体11设置在飞行器本体2和飞行器发动机3之间，药包组件12设置在分离舱体11中。另外，连接杆13密封穿过分离舱体11，且该连接杆13与分离舱体11的交接处密封处理。本实施例中，该连接杆13可包括前端部131、颈缩部132和尾端部133，这里，颈缩部132一体化设置在前端部131和尾端部133之间，同时，前端部131与飞行器本体2固定连接，尾端部133与分离舱体11连接，本实施例中，分离舱体11的前端与飞行器本体2后端抵靠，且连接杆13的前端部131与飞行器本体2固定连接，因此，在连接杆13的尾端部133与分离舱体11固定连接的情况下，使得分离舱体11与飞行器本体2形成紧固连接，与此同时，由于飞行器发动机3与分离舱体11固定，这样，飞行器本体2、分离舱体11和飞行器发动机3三者形成固定连接。本实施例中，该连接杆13优选为柱状结构，其颈缩部132用于分离时被拉断，该颈缩部132直径小于前端部131和尾端部133的直径，使得颈缩部132的连接强度小于前端部131和尾端部133，如此，便于颈缩部132在两端的拉应力作用下被拉断。当药包组件12点火后，火药燃烧产生的气体在分离舱体11中膨胀形成压应力，该压应力作用将飞行器本体2和分离舱体11向相互分离的方向推动，当颈缩部132受到的压应力转化成的拉应力超过其连接强度极限时被拉断，与此同时，飞行器前后级形成分离，该过程运动稳定，且分离可靠。本实施例中，飞行器发射及飞行过程中的过载使分离舱体11主要承受压应力，而连接杆13只承受飞行器两端的拉应力，强度要求较低，故设置有颈缩部132用于分离时可靠拉断；可依据不同的分离冲量要求调整药包组件12中火药量及连接杆13的颈缩部132的直径，以达到可靠分离的目的。

本实用新型实施例提出的飞行器级间分离装置1，具有如下特点：

本实用新型实施例提出的飞行器级间分离装置1，通过其连接杆13的前端部131和尾端部133分别与飞行器本体2和分离舱体11可拆卸紧固连接，如此，实现了飞行器本体2、分离舱体11和飞行器发动机3的级间稳定连接；同时，通过在连接杆13的前端部131和尾端部133之间一体化设置用以供分离时能够被可靠地拉断的颈缩部132，并在药包组件12点火燃烧所产生的气体膨胀的作用下，飞行器本体2和分离舱体11产生反向运动趋势，当颈缩部132被拉断时，飞行器本体2与分离舱体11分离，如此，实现了飞行器级间的可靠分离；另外，依据不同的分离冲量要求，可调整药包组件12以及调整颈缩部132的直径，从而达到可靠分离的目的；并且，由于分离后飞行器本体2扰动时间短，且分离段残留较少，因此，分离过程对飞行器本体2气动外形影响较小，也就是说，该飞行器级间分离装置1对飞行器影响小，且分离冲量可调；另外，该装置结构简单，装配容易。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述分离舱体11前端的内壁上环设有适配于上述飞行器本体2后端形状的沉槽110，上述飞行器本体2后端容置于该沉槽110内并形成定位，即分离舱体11前端套住飞行器本体2后端，同时，分离舱体11后端设置有适配于上述飞行器发动机3前端形状的容置槽1100，该分离舱体11后端通过容置槽1100套住飞行器发动机3前端，如此，保证了分离舱体11连接可承受较大弯矩和剪力作用，保证了分离舱体11连接的稳定可靠。当然，根据实际情况和具体需求，在本实用新型的其他实施例中，还可通过其他方式来保证分离舱体11连接的稳定可靠，此处不作唯一限定。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述分离舱体11具有供上述药包组件12点火燃烧的燃烧腔111，该燃烧腔111靠近飞行器本体2后端的位置处设置有开口，该开口上封盖有隔板14，该隔板14用于封盖该开口以隔离燃烧腔111。当隔板14封盖在该开口上时，该隔板14的外侧贴靠于飞行器本体2的后端面。同时，隔板14上开设有可供连接杆13的前端部131穿过的通孔140，装配时，前端部131穿过该隔板14上的通孔140并伸入飞行器本体2内形成固定连接。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述燃烧腔111前端的内壁上环设有适配于上述隔板14的环槽112，该隔板14的周边容置于该环槽112内，如此，隔板14的内外两侧分别贴靠环槽112底面和飞行器本体2的后端面而形成轴向移动限位，同时，隔板14的外周贴靠环槽112的内壁而形成径向移动限位，这样，保证了隔板14安装的稳定性。另外，隔板14的外周套设有密封圈15，该密封圈15的外周壁与环槽112的内壁抵紧形成密封，此处，该密封圈15优选为O型密封圈，如此，通过在分离舱体11内部的前端装设隔板14以及O型的密封圈15，有效阻止了燃烧腔111内火药气体影响飞行器本体2后端，且保证了分离的稳定。具体地，隔板14外周壁开设有用于部分容置密封圈15的收容槽141，密封圈15收容于该收容槽141内并凸出隔板14的外周壁，从而在密封圈15达到密封作用的同时，对密封圈15进行限位，增加了密封的可靠性。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述连接杆13的前端部131轴截面呈“T”字型，其直径较小的顶端(即“T”字的竖向部分)外周具有外螺纹，对应地，上述飞行器本体2的后端部具有适配于前端部131的顶端部的螺纹槽20，前端部131的顶端部穿过上述隔板14的通孔140后伸入螺纹槽20内通过螺纹连接配合形成固定，与此同时，该前端部131直径较大的底端(即“T”字的横向部分)抵接于飞行器本体2的后端面，并且，前端部131直径较大的底端的直径不大于通孔140的直径，该底端容置于通孔140内，如此，连接杆13的前端部131与飞行器本体2之间形成可拆卸固定连接，装配时，通过螺纹配合拧入即可，其结构简单，装配快速方便，且连接可靠。当然，根据实际情况和具体需求，在本实用新型的其他实施例中，上述连接杆13的前端部131还可通过其他方式与上述飞行器本体2固定连接，此处不作唯一限定。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述分离舱体11的后端部开设有适配于上述连接杆13的尾端部133的通孔113，该尾端部133穿过该通孔113并朝向上述飞行器发动机3一侧伸出。本实施例中，尾端部133外周具有外螺纹，通过螺母16与露出分离舱体11后端的尾端部133外端连接配合形成固定，如此，上述飞行器本体2和分离舱体11在连接杆13的连接作用下形成连接，其结构简单，连接快速方便可靠。这样，在飞行器分离前，连接杆13一端通过螺纹连接与飞行器本体2相连，另一端通过螺母16将分离舱体11与该飞行器本体2可靠相连。当然，根据实际情况和需求，在本实用新型其他实施例中，连接杆13的尾端部133还可通过其他方式锁紧分离舱体11，此处不作唯一限定。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述连接杆13的尾端部133上套设有垫圈17，该垫圈17的相对表面分别与上述分离舱体11的后端面和上述螺母16抵接，即垫圈17夹设在分离舱体11的底面和螺母16之间，与此同时，该尾端部133与螺母16的连接处涂设有硅橡胶(附图中未画出)，如此，通过在连接杆13的尾端部133与螺母16的连接处涂设硅橡胶，并在尾端部133上套设垫圈17，从而形成密封，有效地防止了燃烧腔111内火药气体的泄漏，这样，保证了分离的可靠性。当然，根据实际情况和需求，在本实用新型其他实施例中，连接杆13与螺母16的连接处还可通过其他方式密封，此处不作唯一限定。

进一步地，在本实用新型实施例中，上述药包组件12可包括火药包121、点火头122和点火导线123，其中，火药包121设置在上述分离舱体11的燃烧腔111内，点火头122穿设在分离舱体11的底部并与燃烧腔111内的火药包121连接，点火导线123与点火头122连接并向分离舱体11后端引出。当飞行器接收到分离指令后，该飞行器的控制系统(附图中未画出)发出点火指令，并经点火导线123传至点火头122，接着，点火头122对火药包121进行点火，接着迅速完成分离动作。另外，可依据不同的分离冲量要求调整该药包组件12中火药量，以及调整连接杆13的颈缩部132的直径，以达到可靠分离的目的。当然，根据实际情况和具体需求，在本实用新型的其他实施例中，上述药包组件12还可为其他的组成形式，此处不作唯一限定。

基于上述技术方案，本实用新型实施例提出的飞行器级间分离装置，其连接稳定、分离可靠、对飞行器影响小、分离冲量可调。该飞行器级间分离装置通过点火药包在分离舱体11的燃烧腔111内产生火药气体形成压力推动飞行器前后级间分离，其运动稳定且分离可靠；另外，通过隔板14、密封圈15和垫圈17起密封保护作用，通过连接杆13及分离舱体11保证连接可靠。

以上所述实施例，仅为本实用新型具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改、替换和改进等等，这些修改、替换和改进都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.飞行器级间分离装置，其特征在于，包括设置于飞行器本体和飞行器发动机之间的分离舱体，设置于所述飞行器本体和所述分离舱体之间的药包组件，以及密封穿过所述分离舱体的连接杆，所述连接杆包括与所述飞行器本体连接的前端部，与所述分离舱体连接的尾端部，以及一体设置于所述前端部和所述尾端部之间的颈缩部，所述颈缩部用于所述飞行器本体与所述飞行器发动机分离时被两者拉断。

2.如权利要求1所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述分离舱体具有前端开口的燃烧腔，所述开口处封盖有用于隔离所述燃烧腔的隔板，所述隔板的外侧贴靠于所述飞行器本体的后端面；所述连接杆的所述前端部穿过所述隔板并伸入于所述飞行器本体内形成固定连接。

3.如权利要求2所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述燃烧腔前端的内壁上环设有适配于所述隔板的环槽，所述隔板的周边容置于所述环槽内。

4.如权利要求3所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述隔板的外周套设有密封圈，所述密封圈的外周壁与所述环槽的内壁抵紧形成密封。

5.如权利要求1至4任一项所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述分离舱体的前端环设有适配于所述飞行器本体后端形状的沉槽，所述飞行器本体的后端容置于所述沉槽内并形成定位。

6.如权利要求1至4任一项所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述前端部的顶端具有外螺纹，所述飞行器本体底部具有螺纹槽，所述前端部的顶端伸入所述螺纹槽内形成螺纹连接，且所述前端部的底端抵接于所述飞行器本体底面。

7.如权利要求1至4任一项所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述尾端部具有外螺纹，所述尾端部穿过所述分离舱体后端，且所述尾端部通过螺母与所述分离舱体锁紧。

8.如权利要求7所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述尾端部上套设有垫圈，所述垫圈的相对表面分别抵接于所述螺母和所述分离舱体的底面。

9.如权利要求7所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述尾端部与所述螺母的连接处涂设有硅橡胶。

10.如权利要求2至4任一项所述的飞行器级间分离装置，其特征在于，所述药包组件包括设置于所述燃烧腔内的火药包，穿设于所述分离舱体底部并与所述火药包连接的点火头，以及由所述点火头引出的点火导线。