一种带有故障后自动抛伞功能的阻力伞抛放机构的制作方法

本发明属于飞行器阻力伞系统，具体为一种带有故障后自动抛伞功能的阻力伞抛放机构。

背景技术：

现有空天飞行器上阻力伞抛放装置或者没有误放伞后的抛伞功能,或者为了实现抛伞功能增加了舱盖位置传感器和相应的电气系统。这两种方式或者损失了飞行器平台的安全性，或者大大增加了阻力伞系统所占用的空间、重量和系统的复杂程度，损失了飞行器平台的性能。

技术实现要素：

本发明结构简单可靠，适用于不常使用且对空间、重量及可靠性要求高的阻力伞系统中。

一种带有故障后自动抛伞功能的阻力伞抛放机构，由爆炸螺栓(1)、电起爆器(2)、推销器(3)、非电传爆组件(4)、假锁装置(5)组成，所述爆炸螺栓(1)连接机体结构及阻力伞舱后盖，假锁装置(5)连接机体支座和阻力伞挂环，推销器(3)的推销端通过螺纹安装在假锁装置(5)上，非电传爆组件(4)的输出端连接爆炸螺栓(1)和推销器(3)的另一端，非电传爆组件(4)输入端连接电起爆器(2)。

推销器(3)由推销(521)、推销器外壳(522)两部分组成.推销(521)为活塞加杆体组合结构,推销器外壳(522)为一端封闭内含火药的活塞缸结构,非封闭端设六方及螺纹与假锁装置(5)中假锁螺栓(501)装配。

假锁装置(5)由假锁螺栓(501)、自锁螺母(502)、垫圈(503)、衬套(504)、调隙垫圈(505)、内环(511)、轴颈(512)组成；假锁螺栓(501)为空心六角头螺栓，六角头顶面开盲孔，孔内有一定深度的内螺纹用于安装推销器(3)，假锁螺栓(501)光杆部分开有两道剪切破坏槽，槽距与内环(511)宽度相等；衬套(504)为翻边衬套，安装于机体支座双耳孔内，翻边处于双耳内侧；调隙垫圈(505)厚度根据装配需要调整，假锁螺栓(501)与自锁螺母(502)、垫圈(503)、衬套(504)、调隙垫圈(505)配合将内环(511)、轴颈(512)安装于机体支座上。

优点及解决的技术问题

本发明通过在抛盖放伞装置中设置假锁装置来实现：

1、飞行器在空中飞行时，阻力伞因各种因素误放伞的情况下，假锁装置在阻力伞气动阻力作用下自动抛伞，保障飞行安全；

2、在执行放伞功能时“假锁”变“真锁”，保证正常放伞时阻力伞气动阻力能够正常为飞机减速。

假锁装置仅需要在传统非电传爆系统中增加一路并行点火线路，就能够实现“故障-安全”功能，不需要新增阻力伞舱盖传感器及相关的逻辑判断系统，系统逻辑简单，且所有功能仅依靠火工品系统即可实现，节省了传感器及其电缆安装的结构空间、重量。

附图说明

图1阻力伞抛放机构的安装

图2阻力伞抛放机构的组成

图3假锁装置(假锁状态)

图4假锁装置(真锁状态)

图5假锁螺栓

图中：爆炸螺栓1、电起爆器2、推销器3、非电传爆组件4、假锁装置5、假锁螺栓501、自锁螺母502、垫圈503、衬套504、调隙垫圈505、内环511、轴颈512，推销521、推销器外壳522。

具体实施方式

本阻力伞抛放伞装置工作过程如下：

正常工作时首先给两个电起爆器2通电，电起爆器2工作并点燃2×4路非电传爆组件4，传爆组件4将爆轰波传递至三颗爆炸螺栓1和推销器3，爆炸螺栓1和推销器3同步工作或靠延期药控制按程序先后工作(推销器先工作爆炸螺栓后工作)，推销器3将推销521推入假锁螺栓501内，使假锁装置由“假锁”状态转为“真锁”状态，此时假锁装置能够承受阻力伞正常气动阻力载荷。三颗爆炸螺栓工作，将阻力伞舱后盖抛出，放出阻力伞，阻力伞通过假锁装置将气动阻力传至机体，为飞机减速。

故障状态为飞行器在空中飞行时阻力伞因各种因素误将阻力伞放出产生气动阻力，直接危及飞行安全，此时阻力伞抛放装置未点火，假锁装置处于“假锁”状态，当气动阻力通过轴颈512和内环511施加到假锁螺栓501上时，假锁螺栓上的两道剪切破坏槽破坏，由于推销器3未将推销521推入假锁螺栓501内，剪切破坏槽破坏后假锁螺栓501不能承载，气动阻力将会将阻力伞拉离机体，阻力伞抛放机构在故障放伞状况下自动执行了抛伞功能，实现飞行安全。

技术特征：

技术总结
本发明属于飞行器阻力伞系统，具体为一种带有故障后自动抛伞功能的阻力伞抛放机构。由爆炸螺栓、电起爆器、推销器、非电传爆组件、假锁装置组成，所述爆炸螺栓连接机体结构及阻力伞舱后盖，假锁装置连接机体支座和阻力伞挂环，推销器的推销端通过螺纹安装在假锁装置上，非电传爆组件的输出端连接爆炸螺栓和推销器的另一端，非电传爆组件输入端连接电起爆器。仅需要在传统非电传爆系统中增加一路并行点火线路，就能够实现“故障‑安全”功能，不需要新增阻力伞舱盖传感器及相关的逻辑判断系统，系统逻辑简单，且所有功能仅依靠火工品系统即可实现，节省了传感器及其电缆安装的结构空间、重量。

技术研发人员：黄方略;谷云峰;单忠茂;马天力;樊健平
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
技术研发日：2017.12.14
技术公布日：2018.07.03