一种飞行器载荷释放机构的制作方法

1.本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种用于飞行器载荷释放的机构。


背景技术：

2.随着飞行器技术的快速发展，大量高精探测设备、微型武器装备、小型观测卫星得到广泛应用，飞行器携带的有效载荷功能趋于多样化，结构和组成趋于小型化、复杂化，载荷释放技术已成为飞行器领域的研究热点，直接关系到后续任务的完成。
3.飞行器由于受到空间、成本的限制，且有效载荷的电子化、复杂化趋势对载荷冲击较为敏感，这些均对释放动力源提出了很高的要求。传统的释放机构大多采用火工机构，火工机构的体积大、成本高、安全性差，起爆后污染严重、易形成伴飞物，载荷冲击大，且不能重复利用，越来越难满足新的要求。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的不足，本发明提供了一种用于飞行器载荷释放的机构，采用弹簧为动力源、通过电拔销器进行解锁的方式在有限的空间内对载荷进行释放，释放的冲击小、同步性高、一致性好，且具有结构简单、装配容易、成本较低、可重复使用等优点。
5.本发明提供的一种用于飞行器载荷释放的机构，其特征在于，该机构主要包括推杆筒、推杆、套筒、底螺、电拔销器、缓冲垫、弹簧、钢套等。
6.所述推杆筒为阶梯形筒状结构，其后端设置有与所述套筒外壁形成间隙配合的第一台阶孔；所述推杆筒的后端根部设置有法兰盘，法兰盘上设置有螺钉孔，通过螺钉与飞行器舱体固定连接；所述推杆筒的后端筒体上设置有凸台，凸台上设置有第一中心孔和螺孔，所述电拔销器穿过第一中心孔通过螺钉固定在凸台上；所述推杆筒的前端设置有对所述弹簧径向限位的第二台阶孔；所述推杆筒的前端壁上设置有第二中心孔。
7.所述套筒安装于所述推杆筒内部，其端部外侧与有效载荷共形、通过固定连接的缓冲垫形成有效载荷的作用面，其端部内侧设置有用于安置推杆的螺孔，所述套筒外壁上设置有安装钢套的台阶孔。
8.所述钢套为台阶状，钢套的外壁通过过盈配合嵌套于所述套筒的台阶孔中，所述电拔销器的销轴设置在钢套的内孔中对套筒进行限位。所述的钢套采用高强度、高耐研磨性材料。
9.所述推杆穿过第二中心孔，一端与所述底螺固定连接，另一端设置有约束弹簧轴向运动的法兰圆盘，法兰圆盘上设置有通过螺钉将其固定安装在所述套筒内的台阶通孔。
10.所述弹簧安装于所述推杆上。
11.机构锁紧时，所述套筒通过所述推杆对弹簧进行压缩，所述电拔销器通过销轴对所述套筒进行限位；机构释放时，所述电拔销器通过拔销动作对所述套筒解除限位，所述弹簧通过所述推杆驱动载荷释放，所述底螺随所述推杆运动直至被所述推杆筒端壁限位，所述弹簧结束对载荷的做功。
12.进一步的，所述底螺与所述推杆筒之间的距离小于所述的套筒与所述推杆筒配合面长度，使做功行程小于导向行程，保证释放时推力的稳定性、一致性。
13.进一步的，所述推杆设置为中空筒状结构，所述套筒、所述推杆、所述底螺均为低密度合金材料，在所述的套筒筒体上还可设置有减轻孔，这样的设置可以减小无效载荷重量，增加所述弹簧对有效载荷的做功效率。
14.进一步的，所述钢套外径小于所述推杆筒上第一中心孔直径，所述钢套被所述套筒、所述推杆筒压紧，保证拔销时所述钢套的稳定。
15.本发明能够在有限的空间内使有效载荷达到一定的释放速度，并有效地减小释放过载。具体而言，本发明具有以下优点：
16.(1)采用电拔销器解锁、弹簧作为释放的动力源设计，降低了解锁、释放时的冲击，提高了机构的可靠性、一致性，同时还具有节能环保、可重复使用的优点；
17.(2)结构简单、占用空间小，装配容易、成本较低；
18.(3)做功能力可调，通过改变所述套杆长度调节，即改变所述底螺到所述套杆筒的距离，调节做功行程，进而调节释放速度；
19.(4)适应性强，可以适用于各类飞行器的载荷释放。
附图说明
20.图1为本发明提供的一种飞行器载荷释放机构的结构示意图。
21.图2为本发明提供的一种飞行器载荷释放机构的结构剖视图。
22.图3为本发明的推杆筒的结构剖视图。
23.图中：1-推杆筒；11-法兰盘；12-第一台阶孔；13-第一中心孔；14-第二台阶孔；15-第二中心孔；16-端壁；；17-凸台；2-推杆；3-套筒；4-底螺；5-电拔销器；6-缓冲垫；7-弹簧；8-钢套。
具体实施方式
24.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
25.如图1、图2所示，本发明的实施例包括推杆筒1、推杆2、套筒3、底螺4、电拔销器5、缓冲垫6、弹簧7、钢套8等。
26.如图3所示，推杆筒1为阶梯形筒状结构，材料为铝合金，其后端设置有与套筒3外壁形成间隙配合的第一台阶孔12；推杆筒1的后端根部设置有方形法兰盘11，法兰盘11上设置有4个螺钉孔，通过4个螺钉与飞行器舱体固定连接；推杆筒1的后端筒体上设置有平面凸台17，凸台17上设置有第一中心孔13和4个螺孔，电拔销器5穿过第一中心孔13通过4个螺钉固定在凸台17上；推杆筒1的前端设置有对弹簧7径向限位的第二台阶孔14；推杆筒1的前端端壁16上设置有第二中心孔15。
27.套筒3安装于推杆筒1内部，材料为铝合金，在其端部外侧设置为与有效载荷共形的圆弧面，根据圆弧面与有效载荷的间隙粘贴合适厚度的缓冲垫6，缓冲垫6安装后应与有效载荷刚好贴合或稍许压缩，可起到对有效载荷在飞行时的减震、释放时的减小冲击效果；
在套筒3端部内侧设置有用于推杆2安装的4个螺孔，套筒3外壁上可设置有4个结构减轻孔和1个用于安装钢套8的台阶孔，该台阶孔在套筒3上外壁直径大、内壁直径小；套筒3内壁直径与第二台阶孔14一致。
28.钢套8为台阶状，采用高强度、高耐研磨性钢，钢套8的外壁台阶面通过过盈配合嵌套于套筒3的台阶孔中，安装后不突出套筒3的内外壁；钢套8的外径小于推杆筒1上第一中心孔13直径，钢套8安装后被套筒3、推杆筒1压紧；钢套8内孔用于固定电拔销器5的销轴，与销轴为间隙配合。
29.本发明中所说的电拔销器5，可以是一个现成的产品，购回直接安装在本发明所述的飞行器载荷释放结构中应用，故在本发明的图1和图2中仅给出的是电拔销器5安置在本载荷释放结构中的结构关系的示意图，并未给出点拔销器5的内部具体结构，以及它的作动结构原理。对本发明所述的飞行器载荷释放结构而言，钢套8内孔与电拔销器5销轴的间隙配合关系，是指当电拔销器5的销轴从钢套8内孔中拔出解锁时，作为释放的动力源弹簧7开始推动推杆2做功，驱动载荷释放。
30.推杆2为中空的圆筒状铝合金结构，安装时穿过第二中心孔15，一端与底螺4固定连接，推杆2安装后底螺4与推杆筒1之间的距离为45mm，小于套筒3与推杆筒1的配合面长度55mm；推杆2另一端设置有约束弹簧7轴向运动的法兰圆盘，法兰圆盘上设置有通过4个螺钉将其固定连接在套筒3内的4个台阶通孔。弹簧7安装于推杆2上。
31.本发明中所述法兰盘11上设置的螺钉孔、凸台17上设置的螺孔、套筒3外壁上可设置的结构减轻孔，以及法兰圆盘上设置的台阶通孔，均可各自有3个以上，它们之间可以是各自根据具体情况或结构和体积上的差异采用不相等的个数。例如，在本实施例中所采用的是各自为4个。
32.以上所述为本发明的较佳实施例而已，但本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本发明所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。