一种飞行器的级间分离装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种飞行器的级间分离装置，其包括：第一壳体，所述第一壳体的一侧开设有容纳槽，所述容纳槽的内部设置有承力件；第二壳体，所述第二壳体与所述第一壳体固定，使所述第二壳体将所述承力件阻挡在所述容纳槽内，且沿所述第一壳体与所述第二壳体的排列方向，所述承力件的一端与所述第一壳体接触，其另一端与所述第二壳体接触。在第一壳体承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件传递给第二壳体进行分散，提高第一壳体和第二壳体对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件与第一壳体和第二壳体相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；在第一壳体受到弯曲载荷时，承力件起到保护作用，保证第一壳体下端结构强度满足承载要求。构强度满足承载要求。构强度满足承载要求。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器的级间分离装置


[0001]本专利技术涉及飞行器领域，特别涉及一种飞行器的级间分离装置。

技术介绍

[0002]对于中大型运载飞行器而言，舱体面临的载荷环境较为复杂和严酷，需要确保舱体结构对不同载荷的承载能力，而部分舱段不仅需要承载，还同时承担了级间分离的功能，为了保证分离的可靠性，舱体结构的设计尤其重要。
[0003]相关技术中，上级壳体与下级壳体之间的轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱。

技术实现思路

[0004]本专利技术实施例提供一种飞行器的级间分离装置，以解决相关技术中上级壳体与下级壳体轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱的问题。
[0005]本专利技术实施例提供提供了一种飞行器的级间分离装置，其包括：
[0006]第一壳体，所述第一壳体的一侧开设有容纳槽，所述容纳槽的内部设置有承力件；
[0007]第二壳体，所述第二壳体与所述第一壳体固定，使所述第二壳体将所述承力件阻挡在所述容纳槽内，且沿所述第一壳体与所述第二壳体的排列方向，所述承力件的一端与所述第一壳体接触，其另一端与所述第二壳体接触。
[0008]一些实施例中，所述承力件包括承力环；
[0009]所述承力环与所述第一壳体和第二壳体同轴设置。
[0010]一些实施例中，所述容纳槽的内侧壁开设有环形槽，所述环形槽内设置有爆炸分离组件，所述爆炸分离组件用于环向爆炸所述第一壳体的侧壁，使所述第一壳体与所述第二壳体分离。
[0011]一些实施例中，所述爆炸分离组件包括：
[0012]柔性护套，所述柔性护套呈环形设置，所述柔性护套的外侧壁开设有引爆槽，且所述柔性护套开设有多个第一凹槽，多个所述第一凹槽沿所述柔性护套的圆周方向间隔分布；
[0013]切割索，所述切割索安装于所述引爆槽内；
[0014]多个引爆器，每个所述引爆器的一端安装于一个所述第一凹槽内，并与所述切割索连接。
[0015]一些实施例中，所述第一壳体的外侧壁开设有削弱槽，所述削弱槽与所述引爆槽位于同一平面。
[0016]一些实施例中，所述承力件的侧壁开设有多个第一贯穿孔；
[0017]每个所述引爆器的另一端均对应贯穿所述第一贯穿孔。
[0018]一些实施例中，所述爆炸分离组件包括：
[0019]隔热环，所述隔热环贴合于所述柔性护套和所述承力件之间，所述隔热环开设有
多个第二凹槽；
[0020]每个所述引爆器的一端均对应位于所述第二凹槽内。
[0021]一些实施例中，所述第一壳体的底部开设有多个第二贯穿孔，所述第二壳体的顶部开设有多个第三贯穿孔，多个所述第二贯穿孔和多个第三贯穿孔均沿所述环形槽的圆周方向间隔分布；
[0022]所述飞行器的级间分离装置还包括：
[0023]多个第一螺栓，每个所述第一螺栓均贯穿一个所述第二贯穿孔和一个所述第三贯穿孔，并位于所述第二壳体内的部分外壁套接有第一螺母；
[0024]所述第一螺栓位于所述爆炸分离组件的底部。
[0025]一些实施例中，所述第二贯穿孔的内径大于所述第三贯穿孔的内径。
[0026]一些实施例中，所述第一壳体的底部或第二壳体的顶部开设有密封槽，所述密封槽内设置有密封圈；
[0027]所述承力件位于所述密封圈的内侧。
[0028]本专利技术提供的技术方案带来的有益效果包括：通过在第一壳体的容纳槽内嵌入设置承力件，第二壳体与第一壳体固定，使第二壳体将承力件阻挡在容纳槽内，在第一壳体承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件传递给第二壳体进行分散，提高第一壳体和第二壳体对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件与第一壳体和第二壳体相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；同时在第一壳体侧壁受到弯曲载荷时，承力件能够起到良好的保护作用，保证第一壳体下端的结构强度。
附图说明
[0029]为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0030]图1为本专利技术实施例提供的第二壳体与承力件连接的局部剖面结构示意图；
[0031]图2为本专利技术实施例提供的第一壳体和第二壳体连接的局部剖面结构示意图；
[0032]图3为本专利技术实施例提供的爆炸分离组件与第一壳体、承力件连接的局部剖面结构示意图；
[0033]图4为本专利技术实施例提供的第一壳体和第二壳体连接的内部局部立体结构示意图。
[0034]图中：1、第一壳体；11、容纳槽；12、削弱槽；2、承力件；3、第二壳体；4、爆炸分离组件；41、柔性护套；411、第一凹槽；42、切割索；43、引爆器；44、隔热环；441、第二凹槽；5、第一螺栓；6、第一螺母；7、密封圈；8、第二螺栓；9、第二螺母。
具体实施方式
[0035]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人
员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0036]本专利技术实施例提供一种飞行器的级间分离装置，以解决相关技术中上级壳体与下级壳体轴向载荷传递能力弱，导致飞行器承载能力弱的问题。
[0037]如图1所示，本专利技术实施例提供一种飞行器的级间分离装置，其可以包括：第一壳体1，第一壳体1的一侧开设有容纳槽11，容纳槽11的内部设置有承力件2；第二壳体3，第二壳体3与第一壳体1固定，使第二壳体3将承力件2阻挡在容纳槽11内，且沿第一壳体1与第二壳体3的排列方向，承力件2的一端与第一壳体1接触，其另一端与第二壳体3接触。
[0038]具体的，第一壳体1和第二壳体3可以沿上下方向分布，容纳槽可以开设于第一壳体1的底部，当第二壳体3与第一壳体1固定时，会使承力件2限位阻挡在容纳槽11内，即承力件2的顶部与第一壳体1的底部相接触，承力件2的底部与第二壳体3的顶部相接触。
[0039]其中，通过在第一壳体1的容纳槽11内嵌入设置承力件2，第二壳体3与第一壳体1固定，使第二壳体3将承力件2阻挡在容纳槽11内，在第一壳体1承重受力时，其轴向载荷可以通过承力件2传递给第二壳体3进行分散，提高第一壳体1和第二壳体3对不同载荷的承载能力，保证飞行器的承载能力；并且承力件2与第一壳体1的底部和第二壳体3的顶部相接触设计，能够保证轴向载荷的顺利传递；同时在第一壳体1侧壁受到外界碰撞时，承力件2能够起到良好的保护作用，保证第一壳体1下端的结构强度。
[0040]一些实施例中，承力件2包括承力环；承力环与第一壳体1和第二壳体3同轴设置。其中，通过同轴设置，能够保证该第一壳体1和第本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器的级间分离装置，其特征在于，其包括：第一壳体(1)，所述第一壳体(1)的一侧开设有容纳槽(11)，所述容纳槽(11)的内部设置有承力件(2)；第二壳体(3)，所述第二壳体(3)与所述第一壳体(1)固定，使所述第二壳体(3)将所述承力件(2)阻挡在所述容纳槽(11)内，且沿所述第一壳体(1)与所述第二壳体(3)的排列方向，所述承力件(2)的一端与所述第一壳体(1)接触，其另一端与所述第二壳体(3)接触。2.如权利要求1所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：所述承力件(2)包括承力环；所述承力环与所述第一壳体(1)和第二壳体(3)同轴设置。3.如权利要求1所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：所述容纳槽(11)的内侧壁开设有环形槽，所述环形槽内设置有爆炸分离组件(4)，所述爆炸分离组件(4)用于环向爆炸所述第一壳体(1)的侧壁，使所述第一壳体(1)与所述第二壳体(3)分离。4.如权利要求3所述的飞行器的级间分离装置，其特征在于：所述爆炸分离组件(4)包括：柔性护套(41)，所述柔性护套(41)呈环形设置，所述柔性护套(41)的外侧壁开设有引爆槽，且所述柔性护套(41)开设有多个第一凹槽(411)，多个所述第一凹槽(411)沿所述柔性护套(41)的圆周方向间隔分布；切割索(42)，所述切割索(42)安装于所述引爆槽内；多个引爆器(43)，每个所述引爆器(43)的一端安装于一个所述第一凹槽(411)内，并与所述切割索(42)连接。5.如权利要求4所述的飞行器的级间分离装置，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴怡，肖任勤，吴竞峰，胡驰，刘康，秦天，董士博，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：