一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统及方法与流程

本发明属于飞行器分离技术领域，具体涉及一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统。

背景技术：

折叠翼飞行器的主要发射方式之一是筒式发射，为了避免分离过程中发动机对折叠翼飞行器的飞行姿态造成干扰，筒式发射必须解决的一个重要问题是发射系统和飞行器的安全分离问题。筒式发射的动力源一般有固体发动机或高压气源等，两种动力源在工程实践中均有广泛应用，本申请主要着眼于固体发动机为动力源的发射系统和飞行器的安全分离问题。

筒式发射分离问题的解决方案主要有两类，一类是筒内分离，即在发射筒出口内壁设计挡肩，其为一个环状突出物，将发动机挡在出口处不飞离出筒，飞行器发射出筒；另一类是筒外分离，即发动机和飞行器同时发射出筒，在筒外实现分离。由于折叠翼飞行器往往是依靠发射筒内壁的约束力保持翼的折叠状态，要求发射筒内壁直径等大，不允许存在周向凸出特征，因此，应用固体发动机产生推力发射折叠翼飞行器时，发动机往往与飞行器同时发射出筒，在筒外进行分离。

现有技术中，筒外分离多采用爆炸螺栓方式进行，但由于爆炸螺栓为火工品，在生产、装配、运输、贮存和使用过程中存在意外点火引爆等灾难性和严重性的事件，而且爆炸螺栓在分离爆炸时有爆炸碎片且碎片方向不好控制，存在损伤折叠翼飞行器的风险，另外爆炸螺栓属于一次性消耗，作为火工品对操作人员有严格的资质要求，因此采用爆炸螺栓方式进行分离时具有安全风险大、一次性消耗等问题。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统及方法。

本发明的技术方案为：

所述一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统，由折叠翼飞行器连接位、分离机构、助推系统连接位三部分组成；

所述折叠翼飞行器连接位为位于折叠翼飞行器末端的一段中心圆柱结构；所述助推系统连接位为位于助推系统前端的一段中心圆柱结构；

所述分离机构包括多个卡瓣组件和轴向分离压簧；

所述卡瓣组件包括卡瓣和径向分离簧片；

所述卡瓣为扇形圆环结构，所有卡瓣组件的卡瓣组成一个整体圆环；整体圆环的外径与发射筒内壁直径大小相同；所述卡瓣的径向截面为“凹”型结构，在“凹”型结构的空腔内，固定安装有径向分离簧片；当卡瓣安装到对接好的折叠翼飞行器连接位以及助推系统连接位上时，卡瓣两侧面的内弧边嵌入折叠翼飞行器连接位根部以及助推系统连接位根部的凹槽中，且径向分离簧片抵在折叠翼飞行器连接位以及助推系统连接位的外侧面上；当由卡瓣组件连接好的折叠翼飞行器及助推系统装填入发射筒后，径向分离簧片受到卡瓣内表面、折叠翼飞行器连接位外侧面以及助推系统连接位外侧面作用下发生弹性变形，储存变形能；

所述轴向分离压簧沿轴线方向装配在折叠翼飞行器和助推系统之间；在折叠翼飞行器连接位以及助推系统连接位相对的端面上具有中心轴向盲孔，轴向分离压簧安装在中心轴向盲孔内，且当折叠翼飞行器连接位以及助推系统连接位相对的端面贴合时，轴向分离压簧处于压缩状态。

进一步的，所述卡瓣两侧面的内弧边采用楔形设计，用于与折叠翼飞行器连接位根部以及助推系统连接位根部匹配设计的楔形槽配合，实现折叠翼飞行器及其助推系统在发射筒内时的可靠轴向连接约束，以及实现脱离发射筒内壁约束后的卡瓣组件快速释放。

进一步的，径向分离簧片采用带顶部连接面的双撑脚结构，顶部连接面中具有连接孔，用于通过固定螺钉将径向分离簧片固定在卡瓣的“凹”型结构空腔顶面，径向分离簧片的两个撑脚用于抵在折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位的外侧面，两个撑脚撑开后发生弹性变形，储存变形能。

进一步的，在助推系统连接位的端面轴向盲孔底部具有环形槽，将轴向分离压簧的一端绕装进该环形槽中，从而将轴向分离压簧一端固定在助推系统连接位的端面轴向盲孔底部。

进一步的，径向分离簧片以及轴向分离压簧所用材料为弹簧材料65mn或60si2mna。

所述一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统的安装和工作方法，包括以下步骤：

步骤1：预装卡瓣组件：将径向分离簧片固定在卡瓣“凹”型结构的空腔内；

步骤2：预装助推系统连接位：将轴向分离压簧装配在助推系统连接位的端面中心轴向盲孔中，其中轴向分离压簧的一端绕装进助推系统连接位端面中心轴向盲孔底部的环形槽中；

步骤3：将折叠翼飞行器连接位与助推系统连接位同轴对接，使轴向分离压簧压紧储能并保持折叠翼飞行器连接位的端面与助推系统连接位的端面接触；

步骤4：组装折叠翼飞行器及其助推系统：用所有预装好的卡瓣组件沿卡瓣径向推入折叠翼飞行器和助推系统连接位，沿径向方向压紧卡瓣组件，使径向分离簧片压紧储能；

步骤5：将组装好的折叠翼飞行器及其助推系统装填入发射筒，发射筒筒壁对于卡瓣组件施加筒壁约束力，卡瓣组件将折叠翼飞行器和助推系统连接起来；

步骤6：发射出筒：接收指令点火后，在助推系统作用下折叠翼飞行器及助推系统发射出筒；

步骤7：卡瓣组件弹出：卡瓣组件脱离筒壁约束力后在径向分离簧片的作用下，沿径向方向分离弹出；

步骤8：折叠翼飞行器弹出：卡瓣组件沿径向分离后，折叠翼飞行器在轴向分离压簧的作用下弹出，与助推系统分离。

有益效果

本发明提出的一种用于筒射型折叠翼飞行器的脱壳分离系统，采用两种弹簧提供动力完成分离动作，一种弹簧为压簧，提供折叠翼飞行器和固体火箭发动机的轴向分离动力，另一种弹簧为簧片，提供径向分离动力，保证分离过程中分离机构的运动方向；分离机构分别与折叠翼飞行器连接位和固体火箭发动机连接位进行匹配设计保证发射筒内的连接和发射筒外的顺利分离。该脱壳式分离系统不存在分离碎片或分离零件对折叠翼飞行器的飞行造成影响的现象，分离系统无论是安装、运输、贮存还是使用，都安全无风险，操作简单无需专业人员，同时该分离系统中的分离机构可以重复使用。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是分离机构示意图；

图2卡瓣组件1结构示意图；

图3是径向分离簧片4结构示意图；

图4是卡瓣3最大外径r位置示意图；

图5是径向分离簧片4的受力方向示意图；

图6是分离系统匹配设计结构示意；

图7是实施例示意图；

图8是压簧一端与环形槽装配局部剖视图；

图9是实施例中步骤二及步骤三示意图；

图10是实施例中步骤四示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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。

本实施例如图7所示，整个脱壳分离系统由折叠翼飞行器连接位、分离机构、固体火箭发动机连接位三部分组成，折叠翼飞行器与固体火箭发动机靠分离机构连接起来，放置在发射筒内，发射出筒后在脱壳分离机构的作用下折叠翼飞行器与固体火箭发动机实现安全分离。

分离机构连接的是折叠翼飞行器连接位与固体火箭发动机连接位，折叠翼飞行器连接位为位于折叠翼飞行器末端的一段中心圆柱结构；所述固体火箭发动机连接位为位于固体火箭发动机前端的一段中心圆柱结构；分离机构采用两种弹簧提供动力完成分离动作，一种弹簧为压簧，提供折叠翼飞行器和固体火箭发动机的轴向分离动力，另一种弹簧为簧片，提供径向分离动力，保证分离过程中分离机构的运动方向；分离机构分别与折叠翼飞行器连接位和固体火箭发动机连接位进行楔槽匹配设计保证发射筒内的连接和发射筒外的顺利分离。该脱壳式分离系统不存在分离碎片或分离零件对折叠翼飞行器的飞行造成影响的现象，分离系统无论是安装、运输、贮存还是使用，都安全无风险，操作简单无需专业人员，同时该分离系统中的分离机构可以重复使用。

本实施例中所涉及的分离机构由三个卡瓣组件1和轴向分离压簧2组成，如图1所示。

所述卡瓣组件1由卡瓣3、径向分离簧片4、固定螺钉5组成，如图2所示。

所述卡瓣3为扇形圆环结构，三个卡瓣3组成一个整体圆环；如图4所示，整体圆环的外径r与发射筒内壁直径大小相同，为小间隙配合。卡瓣径向截面为“凹”型结构，其中两侧面的内弧边采用楔形设计，用于与折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位中匹配设计的楔形槽配合，作为折叠翼飞行器及其固体火箭发动机在发射筒内时的可靠轴向连接约束，同时也便于脱离发射筒内壁约束后，卡瓣组件1的快速释放，结构如图6所示。

在卡瓣径向“凹”型结构的空腔内，固定安装有径向分离簧片4，当卡瓣安装到对接好的折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位上时，径向分离簧片4抵在折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位的外侧面上(即图5所示的a面和b面),并且在折叠翼飞行器及其固体火箭发动机装填入发射筒以后，径向分离簧片4在卡瓣3的内表面和a面、b面(如图5所示)的双向作用下发生弹性变形，储存变形能，其中a面、b面对径向分离簧片4的作用力方向如图5所示，f为o1和o2点受力的合力方向，沿径向向外，此时卡瓣3外部受发射筒内壁的约束力。

如图3所示，本实施例中径向分离簧片4采用带顶部连接面的双撑脚结构，顶部连接面中具有连接孔，用于通过固定螺钉5将径向分离簧片4固定在卡瓣3的“凹”型结构空腔顶面，径向分离簧片4的两个撑脚用于抵在折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位的外侧面，两个撑脚撑开后发生弹性变形，储存变形能。

所述轴向分离压簧2沿轴线方向装配在折叠翼飞行器和固体火箭发动机之间。在折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位相对的端面上具有中心轴向盲孔，轴向分离压簧2安装在中心轴向盲孔内，且当折叠翼飞行器连接位以及固体火箭发动机连接位相对的端面贴合时，轴向分离压簧2处于压缩状态。

具体如图8所示，在固体火箭发动机连接位的端面轴向盲孔底部具有环形槽，将轴向分离压簧2的一端绕装进该环形槽中，从而将轴向分离压簧2一端固定在固体火箭发动机连接位的端面轴向盲孔底部。

本实施例中径向分离簧片4以及轴向分离压簧2所用材料为弹簧材料65mn或60si2mna。

上面说明了整个脱壳分离系统的组成，下面给出整个脱壳分离系统的安装和工作方法：

步骤1预装卡瓣组件1。如图2所示，径向分离簧片4和卡瓣3用固定螺钉5固定起来，固定螺钉5涂结构胶防松，共有3组卡瓣组件1；

步骤2预装固体火箭发动机组件。将轴向分离压簧2装配在固体火箭发动机连接位7的端面中心轴向盲孔中，其中，固体火箭发动机连接位7的端面中心轴向盲孔中设计有环形槽，环形槽与轴向分离压簧2钢丝为小间隙配合，将轴向分离压簧2的一端绕装进该环形槽，如图8所示；

步骤3将折叠翼飞行器连接位6与固体火箭发动机组件同轴套装起来，使轴向分离压簧2压紧储能并保持折叠翼飞行器连接位6的端面c面和固体火箭发动机连接位7的端面d面接触状态，如图9所示；

步骤4组装折叠翼飞行器及其助推系统。用三组预装好的卡瓣组件1沿卡瓣径向推入折叠翼飞行器和固体火箭发动机连接位，沿径向方向压紧卡瓣1组件，径向分离簧片4压紧储能，三个卡瓣保持边缘接触状态，如图10所示；

步骤5将组装好的折叠翼飞行器及其助推系统装填入发射筒，在发射筒的筒壁约束力下，三个卡瓣组件将无人机和固体火箭发动机连接起来；

步骤6发射出筒。接收指令点火后，在固体火箭发动机的作用下折叠翼飞行器及其助推系统发射出筒；

步骤7卡瓣组件1弹出。卡瓣组件1脱离筒壁约束力后在径向分离簧片4的作用下，沿径向方向分离弹出；

步骤8折叠翼飞行器弹出，成功分离。卡瓣组件1沿径向分离后，折叠翼飞行器在轴向分离压簧2的作用下弹出，与固体火箭发动机分离。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

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