[发明专利]一种飞行器夹块式级间分离结构

说明书

本申请涉及一种飞行器夹块式级间分离结构，属于飞行器分离技术领域，包括：上壳体，其包括位于上壳体外壁的上凸台，上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；下壳体，其包括位于下壳体外壁的下凸台，下凸台的底面为向上倾斜的斜面；夹块，其内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽；分离螺栓，其依次穿过上壳体和下壳体与夹块螺纹连接。本申请的夹块的内侧开设有与上凸台的顶面和下凸台的底面贴合的凹槽，通过调整凹槽与上凸台的顶面和下凸台的底面相配合的角度，可将分离螺栓径向力转换为下壳体和上壳体连接的轴向力，能将径向力转换为数倍的轴向力，提高单个分离螺栓的承载能力，可减少分离螺栓的数量，降低分离冲击并提高分离可靠性。

技术领域

本申请涉及飞行器分离技术领域，特别涉及一种飞行器夹块式级间分离结构。

背景技术

飞行器的连接与分离技术是航天领域重要的研究内容。为了减少消极质量，通常在每级导弹/火箭工作完成后，采用级间分离方式抛掉不需要的质量，因此，级间分离是导弹/火箭飞行过程中的一项关键时序，直接影响飞行试验的成败。

传统的分离方式主要分为两种，即点式分离和线式分离。其中点式分离装置包括爆炸螺栓、分离螺母、解锁螺栓等。线式分离主要包括切割索、膨胀管、聚能炸药索等。

但是，随着飞行器尺寸及外载荷的增加，传统分离方式需要通过增加连接点的数量或增加索的长度以满足使用要求，而随着数量或长度的增加将导致分离可靠性降低，同时使分离冲量增大。

发明内容

本申请实施例提供一种飞行器夹块式级间分离结构，以解决相关技术中传统分离方式需要增加连接点的数量或增加索的长度，将导致分离可靠性降低的问题。

本申请实施例提供了一种飞行器夹块式级间分离结构，包括：

上壳体，所述上壳体包括位于所述上壳体外壁的上凸台，所述上凸台的顶面为向下倾斜的斜面；

下壳体，所述下壳体包括位于所述下壳体外壁的下凸台，所述下凸台的底面为向上倾斜的斜面；

夹块，所述夹块的内侧开设有与所述上凸台的顶面和所述下凸台的底面贴合的凹槽；

分离螺栓，所述分离螺栓依次穿过上壳体和下壳体与所述夹块螺纹连接。

在一些实施例中：所述夹块的凹槽为等腰梯形结构，所述上凸台的顶面和所述下凸台的底面分别与所述上壳体和下壳体的飞行方向之间的夹角为5°～15°。

在一些实施例中：所述夹块的凹槽内设有螺纹孔，所述螺纹孔位于凹槽的槽底，所述分离螺栓与所述夹块通过所述螺纹孔连接。

在一些实施例中：所述上壳体的尾部设有用于连接所述下壳体的第一安装孔，所述下壳体的头部设有用于连接所述上壳体的第二安装孔，所述第一安装孔与所述第二安装孔内穿入所述分离螺栓。

在一些实施例中：所述上壳体的尾部设有与所述下壳体的头部贴合的第一斜面，所述下壳体的头部设有与所述上壳体的尾部贴合的第二斜面；

所述第一斜面和第二斜面相互平行且相互贴合，所述第一斜面和第二斜面与所述上壳体和下壳体的飞行方向之间的夹角为5°～45°。

在一些实施例中：所述分离螺栓为爆炸螺栓，所述分离螺栓的螺杆上开设有削弱槽，所述削弱槽位于所述第一斜面和第二斜面的贴合处。

在一些实施例中：所述上壳体和下壳体的内壁均设有作动筒，所述上壳体开设有第一通孔，所述下壳体开设有第二通孔；

所述上壳体内的作动筒的作动杆穿入所述第一通孔与所述夹块相抵，所述下壳体内的作动筒的作动杆穿入所述第二通孔与所述夹块相抵。

在一些实施例中：所述作动筒包括套筒和位于套筒内的压缩弹簧，所述压缩弹簧用于驱动所述作动杆向所述夹块方向伸出，以使夹块与上壳体和下壳体脱离。