一种弹簧推冲装置的制作方法

本公开一般涉及航空航天技术领域，具体涉及一种弹簧推冲装置。

背景技术：

高超音速飞行技术是当前航天航空领域的重要前瞻性技术之一，具有非常广阔的军民两用前景。随着各国对高超音速飞行器的重视，越来越多的飞行器需要进行高空高速飞行验证。

目前的飞行器飞行验证过程是将飞行器捆绑在火箭上，让火箭将飞行器推送至指定的速度和高度后再进行器箭分离，而飞行器与火箭分离后没有轴向分离力，导致飞行器与火箭距离过近，容易使二者相撞，从而使飞行器姿态发散，导致飞行任务失败。因此，我们提出一种弹簧推冲装置，用以解决飞行器与火箭分离后易相撞，飞行任务易失败的问题。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种能够在飞行器与火箭分离后将飞行器推开，保证器箭安全分离，降低飞行任务失败率，结构简单且易于实现的弹簧推冲装置。

第一方面，本申请提供一种弹簧推冲装置，包括：推冲壳体和安装在所述推冲壳体内的推冲杆；

所述推冲壳体的中部为方形槽，其两侧为环形槽；所述方形槽用于容纳所述推冲杆，所述方形槽的一端开设有两个对称设置的容纳槽，且所述容纳槽内固接有滚针轴承组件；

所述推冲杆的一端设有与所述推冲杆垂直设置的承力块；所述承力块上还固接有两个与所述承力块垂直设置的弹簧推杆，且两个所述弹簧推杆以所述推冲杆为中心对称设置；两个所述弹簧推杆的自由端分别贯穿其相应的所述环形槽内；所述环形槽内设置有弹簧，且所述弹簧与弹簧推杆的端部相邻设置；所述弹簧远离所述弹簧推杆的一侧设置有能够自由移动的垫块。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述推冲杆远离所述容纳槽的一端设置有第一滚轴和第一滚针轴承；所述第一滚针轴承套设在所述第一滚轴上。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述滚针轴承组件包括：轴承座和安装在所述轴承座上的第二滚轴与第二滚针轴承；所述轴承座固接在所述容纳槽内，且其上开设有安装孔；所述第二滚轴贯穿所述安装孔；所述第二滚轴上套设在所述第二滚针轴承上。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述推冲壳体远离所述容纳槽的一端固接有推冲端盖。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述推冲端盖可拆卸地与所述推冲壳体远离所述容纳槽的边缘连接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述推冲端盖上设有压力传感器，且所述压力传感器位于所述推冲端盖与所述垫块之间；所述压力传感器的电缆贯穿所述推冲壳体的侧壁。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述环形槽的侧壁上设有用于容纳所述电缆贯穿的开口。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述推冲杆与所述弹簧推杆相邻的两侧分别设置有两个第一凸台。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述承力块远离所述推冲杆的一侧设置有第二凸台。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述弹簧推杆可拆卸地与所述承力块连接。

综上所述，本技术方案具体地公开了一种弹簧推冲装置的具体结构。本技术方案将此装置安装在飞行器与火箭的分离端面上，在器箭分离时，利用本装置的推冲杆将飞行器推开，实现飞行器与火箭的成功分离。本申请具体地利用推冲壳体作为本装置的基础结构，在其内部安装推冲杆，推冲杆靠近第一轴承的一侧设有螺纹孔，利用一个螺杆连到螺纹孔上，从推冲端盖侧将推冲杆拉进推冲壳体内，使推冲杆设有承力块的一侧与推冲壳体设有容纳槽的一侧平齐，从而固定住推冲杆，此时弹簧处于压缩状态，当把推冲壳体上的螺杆拆除后，压缩的弹簧的作用力开始推动推冲杆，使得推冲杆弹出并推动飞行器，实现飞行器与火箭分离的目的。

本技术方案进一步地为了有效降低推冲杆受法向力而产生的滑动摩擦力，在所述推冲杆远离容纳槽的一端设置第一滚轴和第一滚针轴承，并在所述容纳槽内固接滚针轴承组件，在推冲杆移动时，第一滚针轴承绕第一滚轴转动，第二滚针轴承绕第二滚轴转动，将滑动摩擦力转换为滚动摩擦力，进而实现降低推冲杆的摩擦力。

本技术方案进一步地为了使推冲杆受力均匀，在承力块上垂直设置两个弹簧推杆，且两个弹簧推杆以所述推冲杆为中心对称设置，在推冲杆弹出时推冲杆能够按安装路径弹出，避免了推冲杆受力不均，导致弹出时与推冲壳体内壁发生摩擦，作用力减小，影响飞行器与火箭的正常分离。

本技术方案进一步地为了采集推冲过程中产生的推冲力，在所述推冲端盖上设置压力传感器，其位于所述推冲端盖与所述垫块之间，以便实时监测推冲力。

本技术方案进一步地在所述推冲杆与所述弹簧推杆相邻的两侧分别设置两个第一凸台，在第一凸台始终受力的情况下，推冲杆受到侧向力，使得推冲杆所受摩擦力有效减小；并且在所述承力块远离所述推冲杆的一侧设置第二凸台，其具有导向的作用，能够嵌入飞行器的凹槽内，使得推冲杆的弹力能够将飞行器推开，此处第二凸台的截面形状根据飞行器的凹槽的实际形状进行设定。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为一种弹簧推冲装置的结构示意图。

图2为推冲杆的结构示意图。

图3为滚针轴承组件的结构示意图。

图中标号：1、推冲壳体；2、推冲杆；3、容纳槽；4、推冲端盖；5、压力传感器；6、滚针轴承组件；7、第一滚轴；8、轴承座；9、第一滚针轴承；10、第二轴承；11、第二滚针轴承；12、第一凸台；13、弹簧推杆；14、弹簧；15、垫块；16、承力块；17、第二凸台。

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。

实施例一

请参考图1和图2所示的本申请提供的一种弹簧推冲装置的第一种实施例的结构示意图，包括：推冲壳体1和安装在所述推冲壳体1内的推冲杆2；

所述推冲壳体1的中部为方形槽，其两侧为环形槽；所述方形槽用于容纳所述推冲杆2，所述方形槽的一端开设有两个对称设置的容纳槽3，且所述容纳槽3内固接有滚针轴承组件6；

所述推冲杆2的一端设有与所述推冲杆2垂直设置的承力块16；所述承力块16上还固接有两个与所述承力块16垂直设置的弹簧推杆13，且两个所述弹簧推杆13以所述推冲杆2为中心对称设置；两个所述弹簧推杆13的自由端分别贯穿其相应的所述环形槽内；所述环形槽内设置有弹簧14，且所述弹簧14与弹簧推杆13的端部相邻设置；所述弹簧14远离所述弹簧推杆13的一侧设置有能够自由移动的垫块15。

在本实施例中，推冲壳体1作为本装置的基础结构，其用于安装推冲的部件；其中部为方形槽，其两侧为环形槽；所述方形槽用于容纳所述推冲杆2，所述环形槽用于容纳弹簧推杆13和弹簧14；

容纳槽3，设置在所述方形槽的一端，且两个容纳槽3对称设置，其内部用于固接滚针轴承组件6，滚针轴承组件6能够有效地降低推冲杆2受法向力而产生的滑动摩擦力；

推冲杆2，安装在所述推冲壳体1的方形槽内，并且推冲杆2能够由推冲壳体1内弹出用于推开飞行器，使飞行器与火箭成功分离；

承力块16，设置在所述推冲杆2的一端，且其与所述推冲杆2垂直设置，用于安装弹簧推杆13，并将推冲杆2上的作用力传递至第二凸台17上；

两个弹簧推杆13，垂直设置在所述承力块16上，二者的自由端分别贯穿其相应的所述环形槽内，且两个所述弹簧推杆13以所述推冲杆2为中心对称设置，使得推冲杆2受力均匀，推冲杆2弹出时按安装路径弹出，避免了推冲杆2受力不均，导致弹出时与推冲壳体1内壁发生摩擦，作用力减小，影响飞行器与火箭的正常分离；

弹簧14，设置在所述环形槽内，且其与弹簧推杆13的端部相邻设置，用于为推冲杆2的弹出提供作用力；弹簧14的类型，可选地，例如为矩形弹簧；

垫块15，设置在所述弹簧14远离所述弹簧推杆13的一侧，当弹簧14被挤压时，垫块15将弹簧14的作用力传递至压力传感器5的探测头上，使得压力传感器5能够测出弹簧14的压力。

在任一优选的实施例中，所述推冲杆2远离所述容纳槽3的一端设置有第一滚轴7和第一滚针轴承9；所述第一滚针轴承9套设在所述第一滚轴7上。

在本实施例中，如图2所示，第一滚轴7和第一滚针轴承9，设置在所述推冲杆2远离所述容纳槽3的一端，且第一滚针轴承9套设在所述第一滚轴7上，与滚针轴承组件6配合使用，将滑动摩擦力转换为滚动摩擦力，以实现降低推冲杆2受法向力而产生的滑动摩擦力的目的；

在任一优选的实施例中，所述滚针轴承组件6包括：轴承座8和安装在所述轴承座8上的第二滚轴10与第二滚针轴承11；所述轴承座8固接在所述容纳槽3内，且其上开设有安装孔；所述第二滚轴10贯穿所述安装孔；所述第二滚轴10上套设在所述第二滚针轴承11上。

在本实施例中，如图3所示，轴承座8，固接在所述容纳槽3内，其上有安装孔，用于安装第二滚轴10与第二滚针轴承11；轴承座8与容纳槽3的连接方式，此处不加以限定，可选地，螺栓连接，具体连接方式：利用螺栓将轴承座8固接在容纳槽3内；

第二滚轴10贯穿所述安装孔，用于套设第二滚针轴承11，在推冲杆2移动的过程中，第二滚针轴承11绕第二滚轴10滚动，与第一滚轴7和第一滚针轴承9配合，进一步有效地降低推冲杆2受法向力产生的滑动摩擦力。

在任一优选的实施例中，所述推冲壳体1远离所述容纳槽3的一端固接有推冲端盖4。

在本实施例中，推冲端盖4，设置在所述推冲壳体1远离所述容纳槽3的一端，用于封闭推冲壳体1远离所述容纳槽3的一端，并且能够为弹簧推杆13远离所述容纳槽3的一端提供支撑力。

在任一优选的实施例中，所述推冲端盖4可拆卸地与所述推冲壳体1远离所述容纳槽3的边缘连接。

在本实施例中，推冲端盖4与推冲壳体1远离所述容纳槽3的边缘的连接方式，此处不加以限定，可选地，螺栓连接，具体连接方式：在推冲端盖4的边沿和推冲壳体1远离所述容纳槽3的边缘分别开设相应的螺纹孔，再利用螺栓将相应的螺纹孔一一固定，实现推冲端盖4与推冲壳体1远离所述容纳槽3的边缘的连接。

在任一优选的实施例中，所述推冲端盖4上设有压力传感器5，且所述压力传感器5位于所述推冲端盖4与所述垫块15之间；所述压力传感器5的电缆贯穿所述推冲壳体1的侧壁。

在本实施例中，压力传感器5，设置在所述推冲端盖4上，且其位于所述推冲端盖4与所述垫块15之间，用于采集在推冲过程中产生的推冲力，并且压力传感器5的电缆贯穿推冲壳体1的侧壁与外部连通；压力传感器5的型号，例如为honeywell-53。

在任一优选的实施例中，所述环形槽的侧壁上设有用于容纳所述电缆贯穿的开口。

在本实施例中，开口开设在所述环形槽的侧壁上，用于容纳压力传感器5的电缆贯穿，并且对电缆还有限位的作用。

在任一优选的实施例中，所述推冲杆2与所述弹簧推杆13相邻的两侧分别设置有两个第一凸台12。

在本实施例中，第一凸台12，设置在所述推冲杆2与所述弹簧推杆13相邻的两侧，第一凸台12始终受力的情况下，使得推冲杆2受到侧向力，此时推冲杆2所受摩擦力有效减小。

在任一优选的实施例中，所述承力块16远离所述推冲杆2的一侧设置有第二凸台17。

在本实施例中，第二凸台17，设置在所述承力块16远离所述推冲杆2的一侧，具有导向的作用，能够嵌入飞行器的凹槽内，使得推冲杆2的弹力能够将飞行器推开，此处，第二凸台17的截面形状不加以限定，根据飞行器的凹槽的实际形状进行设置，例如为三角形、正方形或者长方形等形状。

在任一优选的实施例中，所述弹簧推杆13可拆卸地与所述承力块16连接。

在本实施例中，弹簧推杆13与承力块16的连接方式，此处不加以限定，可选地，螺纹连接，具体连接方式：在承力块16上开设螺纹孔，将弹簧推杆13的一端设计为螺纹结构，然后将其旋进螺纹孔内，实现弹簧推杆13与承力块16的连接。

具体工作过程如下：

将本装置安装在飞行器与火箭的分离端面上，将本装置先进行预压缩，推冲杆设有第一轴承的一端开设有一个螺纹孔，用一个螺杆连到螺纹孔上，从推冲端盖侧将推冲杆拉进推冲壳体内，使推冲杆设有承力块的一侧与推冲壳体设有容纳槽的一侧平齐，从而固定住推冲杆，此时弹簧处于压缩状态，当把推冲壳体上的螺杆拆除后，压缩的弹簧的作用力开始推动推冲杆，使得推冲杆弹出并推动飞行器，实现飞行器与火箭分离的目的。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。