专利名称:一种具有导向功能的头体分离装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种具有导向功能的头体分离装置，特别是飞行器的后端面有凸起物的头体分离装置，属于头体分离结构技术领域：
，具体为分离和导向功能一体化的头体分离装置。
背景技术：
为将飞行器运送到预定空域，运载火箭多采用多级发动机串联的连接方式。火箭逐级分离到达预定空域后，飞行器与运载器实施头体分离。为减小飞行器的质量，增加射程，通常将飞行器的部分结构件和姿控发动机伸入到分离体内(安装在飞行器的后端面)。为减少分离过程中的分离干扰对飞行器飞行姿态的影响，同时避免分离体碰撞飞行器后端的凸起物，一般采用在分离面安装分离机构和导向机构。采取两套机构(分离机构和导向机构)分别设计的方案，不可避免的增加了飞行器和分离体的结构质量，减小了运载器的射程，不能适应远射程飞行器的头体分离要求。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有导向功能的头体分离装置，该装置将分离功能和导向功能集为一体，结构简单、质量轻，能够满足头体分离要求。
本发明的技术方案:本发明的具有导向功能的头体分离装置包括导向组件、推力组件，其导向组件和推力组件安装在缸体内，包括安装在缸体内的导向推杆和推力弹簧；导向推杆的前端伸出缸体前盖，作为顶在头部即飞行器后端的推力端，导向推杆的后端是与缸体内径匹配的活塞，在活塞与缸体后盖之间的缸体腔内放置压缩弹簧，缸体的后盖通过基座固定在分离体内壁上。
所述的导向推杆的最大行程L小于弹簧的最大压缩量5mm 10mm。
所述的导向推杆的最大行程L大于飞行器后端面凸出结构件的最大长度H约5mm 10mm.
所述的导向推杆的前端沉入飞行器后端的凹槽内。
本发明的技术效果体现在:将分离功能和导向功能集成设计，以小型化的结构方式实现了运载器头体的迅速、可靠分离。根据飞行器后端凸起物的最大高度来设计防护推杆的最大行程及弹簧的最大压缩量，从而保护飞行器后端的结构件。
通过调整弹簧的性能参数和初始压缩量就能实现各种分离速度及分离导向行程范围。
飞行器后端的凹槽约束导向推杆，确保飞行器和分离体的分离姿态不会发生扭转。本发明有效解决了飞行器头体分离过程中的分离防护问题，其结构高度集成优化、简单、功能独立、质量轻。
[0011]图1为本发明具有导向功能的头体分离装置的结构示意图。
图2为本发明与飞行器和分离体的安装示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实例对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，本发明的具有导向功能的头体分离装置包括导向组件、推力组件，导向组件和推力组件安装在缸体I内，导向推杆2和推力弹簧3安装在缸体I内；导向推杆2的前端2a伸出缸体I前盖la，作为顶在头部即飞行器4后端的推力端，导向推杆2的后端是与缸体I内径匹配的活塞2b，在活塞2b与缸体I后盖Ib之间的缸体腔内放置压缩弹簧3，缸体I的后盖Ib通过基座6固定在分离体5上。
进一步地，所述的导向推杆2的最大行程L小于弹簧3的最大压缩量约5mm IOmm0
进一步地，所述的导向推杆2的最大行程L大于飞行器后端面凸起的结构件7的最大长度H约5mm 10mm。
优选地，所述的导向推杆2的前端2a沉入飞行器4后端的凹槽4a内。
图2为本发明与飞行器和分离体的安装示意图:
图2给出的是飞行器和分离体相连后的旋转体的一部分，一般，飞行器和分离体接合面周边布置有不少于4个同样的头体分离装置。如图所示，本发明的头体分离装置的缸体I后盖Ib通过基座6固定在分离体5上，头体(即飞行器与分离体)对接后，导向推杆2的前端2a沉入飞行器4后端的凹槽4a内，压缩弹簧3处于压缩状态。
头体分离瞬间，约束取消，压缩弹簧3的势能通过导向推杆2转化为飞行器4和分离体5分离的动能。头体分离过程中，在导向推杆2的行程范围内，由于导向推杆2的最大行程L小于弹簧3的最大压缩量、飞行器4后端凸起的结构件7的最大高度H小于导向推杆2的最大行程L，飞行器4后端的凹槽4a约束导向推杆2，使飞行器4和分离体5的分离姿态不会发生扭转，从而保护飞行器4后端凸起的结构件7不被碰撞。
在能量转换过程中，由于飞行器4的质量、分离体5的质量和飞行器4后端凸起的结构件7最大高度H均为常数，头体分离速度取决于弹簧3的固有性能参数及其压缩量，因此通过选择不同性能参数的弹簧3就能获得不同的头体分离速度。
权利要求
1.一种具有导向功能的头体分离装置，包括导向组件、推力组件，其特征在于:导向组件和推力组件安装在缸体(I)内，包括安装在缸体(I)内的导向推杆(2)和推力弹簧(3)；导向推杆⑵的前端(2a)伸出缸体⑴前盖(Ia)，作为顶在头部即飞行器(4)后端的推力端，导向推杆(2)的后端是与缸体(I)内径匹配的活塞(2b)，在活塞(2b)与缸体(I)后盖(Ib)之间的缸体腔内放置压缩弹簧(3)，缸体⑴的后盖(Ib)通过基座(6)固定在分离体(5)内壁上。
2.根据权利要求
1所述的具有导向功能的头体分离装置，其特征在于:导向推杆(2)的最大行程L小于弹簧(3)的最大压缩量5mm 10mm。
3.根据权利要求
1或2所述的具有导向功能的头体分离装置，其特征在于:导向推杆(2)的最大行程L大于飞行器后端面凸出结构件的最大长度H,其差值为5mm 10_。
4.根据权利要求
1或2所述的具有导向功能的头体分离装置，其特征在于:导向推杆(2)的前端(2a)沉入飞行器⑷后端的凹槽(4a)内。
专利摘要
本发明提供一种具有导向功能的头体分离装置，包括导向组件、推力组件，其导向组件和推力组件安装在缸体内，包括安装在缸体内的导向推杆和推力弹簧；导向推杆的前端伸出缸体前盖，作为顶在头部即飞行器后端的推力端，导向推杆的后端是与缸体内径匹配的活塞，在活塞与缸体后盖之间的缸体腔内放置压缩弹簧，缸体的后盖通过基座固定在分离体内壁上。所述的导向推杆的最大行程L小于弹簧的最大压缩量5mm～10mm。所述的导向推杆的最大行程L大于飞行器后端面凸出结构件的最大长度H约5mm～10mm。所述的导向推杆的前端沉入飞行器后端的凹槽内。
文档编号F42B15/36GKCN101995192SQ201010263781
公开日2013年7月17日 申请日期2010年8月24日
发明者梁纪秋, 范开春, 郑菊, 鲍永定 申请人:湖北航天技术研究院总体设计所导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan