一种加速飞行器头体分离的装置的制作方法

本发明涉及一种分离装置，特别是一种用于加速飞行器头体分离的装置。

背景技术：
现代战争中，导弹武器发挥着越来越重要的作用，可以说，是影响整个战局的关键，同时也是一个国家军事实力的象征，导弹武器在飞行的末段，常常需要通过头体分离减轻导弹重量，实现最大的攻击效果；导弹武器在头体分离瞬间，需克服空气阻力，目前，现有可以提供分离动力的能源为反推火箭，燃气发生器、电动助推器等，没有足够的空间和较高的造价等原因，均不能满足产品的需求。

技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种加速飞行器头体分离装置，用以解决现有技术中头体分离速度慢和易发生结构干涉等问题。本发明的技术解决方案是：一种加速飞行器头体分离装置，包括本体、芯轴、压缩弹簧和堵盖；所述分离装置本体上对称设置两个内孔，每一个内孔的一端为导向孔，另一端为内螺纹孔，所述导向孔的直径小于内螺纹孔；所述芯轴包括小直径部分、大直径部分、直杆部分及第一外螺柱，所述直杆部分的直径小于大直径部分，芯轴从一端插入所述内孔后，所述大直径部分与所述导向孔相匹配，且大直径部分的外端面与分离装置本体外端面相贴合，所述小直径部分用于插入弹头体的对应孔中，对弹头体的分离进行定位和导向；所述堵盖一端设有第二外螺柱，另一端设有用于与对接体固连的定位法兰，堵盖的轴心处设置有通孔，所述堵盖的第二外螺柱旋入内螺纹孔后，芯轴的第一外螺柱从通孔中穿出；堵盖与芯轴之间设置有压缩弹簧。所述大直径部分与所述直杆部分之间设置有凸圆，所述凸圆与分离装置的内孔相匹配，用于进一步阻挡压缩弹簧运动。本发明与现有技术相比的有益效果是：1、本发明通过在飞行器分离面设置加速分离装置，可确保飞行器头体的快速、无干涉分离，提高了头体分离的可靠性，经飞行试验验证，也进一步提高了弹头体的落点精度。2、本发明利用穿入本体内腔的芯轴与堵盖间形成的缝隙设置压缩弹簧的方式提供头体分离作用力，可根据需要调节压缩弹簧的压缩程度，满足为不同的飞行器头体分离提供不同作用力的要求。3、本发明结构简单、操作方便、成本低，在航天及导弹武器等领域具有较好的应用前景。附图说明图1a为本发明分离装置与对接壳体安装的右视图，图1b为主视剖图；图2a为本发明分离装置结构的主视剖图，图2b为本发明的右视图；图3a为本发明芯轴结构三维立体图，图3b为本发明主视剖图；图4为本发明堵盖三维示意图具体实施方式下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：本发明为一种加速飞行器头体分离的装置，通过对分离过程中的弹头体1提供分离机械力，同时进行导向，起到辅助头体分离的作用；其中，作用力是通过压缩弹簧3-4产生的，对不同的飞行器，可根据需要采用不同的压缩弹簧3-4，以提供不同的分离作用力。分离装置3的本体3-1呈对称结构，且在每一个对称结构上设置一个内孔，内孔的前端(即与飞行器弹头体1对接一端)为导向孔，内孔的另一端为内螺纹孔，内螺纹孔的直径大于导向孔的直径，芯轴3-2包括小直径部分3-6、大直径部分3-7、凸圆3-8、直杆部分3-9以及第一外螺柱3-10，芯轴3-2用于从本体内螺孔一端插入本体的内孔，大直径部分3-7与分离装置本体3-1的导向孔相匹配，直径应略小于导向孔，保证能够有一定的配合强度，同时要求能够在受到压缩弹簧3-4的作用力时能够可靠运动，小直径部分3-6用于插入弹头体1的底孔中，凸圆3-8设置于大直径部分3-7和直杆部分3-9之间，用于进一步限制压缩弹簧3-4的运动，其外径与分离装置内螺纹孔相匹配，直径大于大直径部分3-7，与大直径部分3-7和直杆部分3-9为一体结构；直杆部分3-9与分离装置3内螺纹孔之间形成空隙，堵盖3-3上设有用于与对接体固连的定位法兰，第二外螺柱3-11用于旋入分离装置本体内螺纹，堵盖3-3旋入分离装置本体3-1部分的内螺纹后，定位法兰与分离装置本体3-1的端面贴合，堵盖3-3的第二外螺柱3-11前端与大直径部分3-7和直杆部分3-9之间形成缝隙，压缩弹簧3-4设置于缝隙之间，此外，堵盖3-3的轴心部分设置有通孔，该通孔的直径大于芯轴的第一外螺柱3-11以及芯轴3-2的直杆部分3-9，当芯轴3-2插入到位后、堵盖3-3安装到位后，其小直径部分3-6凸出于分离装置本体3-1部分的外端面，大直径部分3-7与分离装置本体3-1部分导向孔相匹配，直杆部分3-9与内螺纹孔形成缝隙，第一外螺柱3-10部分凸出定位法兰的端面，用于与工艺螺母螺纹连接。分离装置的安装过程如下：1)首先将芯轴3-2前端插入分离装置本体3-1内孔中，将芯轴3-2前端面(小直径部分3-6与大直径部分3-7相交处的平面)与分离装置本体3-3相应端面贴平，此时芯轴3-3小直径部分3-6凸出分离装置本体3-1前端面；2)将压缩弹簧3-4穿入芯轴3-2，并与芯轴3-2法兰后端面(即大直径部分3-7与直杆部分3-9相交处的平面)贴合；3)将压缩弹簧堵盖3-3前端旋入分离装置本体3-2后部的内螺孔中，直到堵盖3-3的定位法兰前端面与分离装置本体3-1后端面贴合；4)旋紧工艺螺母；5)将完成上述步骤的分离装置通过其本体3-1部分定位法兰上的连接孔与对接体相连；6)将工艺螺母拆下。如图1a和1b所示，飞行器包括弹头体1和对接体2，对接体2上设置有分离装置3，所述分离装置本体3-1上对称设置两个内孔，每一个内孔的一端为导向孔，另一端为内螺纹孔，所述导向孔的直径小于内螺纹孔；芯轴3-2从一端插入所述内孔后，芯轴3-2的大直径部分3-7与所述导向孔相匹配，且外端面与分离装置本体3-1相贴合，所述小直径部分3-6用于插入弹头体1的对应孔中，对弹头体1的分离进行定位和导向；分离装置3的另一端通过定位法兰与对接体2连接，分离装置3中设置有压缩弹簧3-4，用于对芯轴3-2施加作用力；对接体2上设有与其对应的安装面，采用沿周向均布的若干紧固件轴向连接方式。如图2a和2b所示，本发明的分离装置包括本体3-1、芯轴3-2、压缩弹簧3-4和堵盖3-3；所述分离装置本体3-1上对称设置两个内孔，每一个内孔的一端为导向孔，另一端为内螺纹孔，所述导向孔的直径小于内螺纹孔；所述芯轴3-2包括小直径部分3-6、大直径部分、直杆部分3-9及第一外螺柱3-10，所述直杆部分3-9的直径小于大直径部分3-7，凸圆3-8与直杆部分3-9在相交处形成一个环面，芯轴3-2从一端插入所述内孔后，所述大直径部分3-7与所述导向孔相匹配，且外端面与分离装置本体3-1相贴合，所述小直径部分3-6用于插入弹头体1的对应孔中，对弹头体1的分离进行定位和导向；所述堵盖3-3一端设有第二外螺柱3-11，另一端设置有定位法兰，所述定位法兰的直径大于第二外螺柱3-11，第二外螺柱3-11用于旋入本体3-1的内螺纹中，定位法兰用于与对接体2固连，堵盖3-3的轴心处设置有通孔，所述堵盖3-3的第二外螺柱3-11旋入本体3-1的内螺纹孔后，芯轴3-2的第一外螺柱3-10部分从通孔中穿出；堵盖3-3的定位法兰与芯轴3-2的环面之间设置有压缩弹簧3-4。如图3a和3b所示，本发明的芯轴结构示意图，包括小直径部分3-6、大直径部分3-7、直杆部分3-9以及第一外螺柱3-10，其中小直径部分3-6位于芯轴3-2的一端，其直径大小应与弹头体1底孔相配合，在头体分离时，起到定位和导向作用；大直径部分3-7与小直径部分3-6相邻，两者相交处形成一个圆环面，其中大直径部分3-7与分离装置本体3-1部分的导向孔大小相匹配，既保证有一定的匹配强度，又要求能够在受到作用力时，沿受力方向运动，进而辅助完成头体分离；直杆部分3-9的直径也小于大直径部分3-7，大直径部分3-7小于凸圆3-8的直径，相交处也形成一个圆环面；芯轴3-2另一端为第一外螺柱3-10，第一外螺柱3-10在分离装置3安装好后，从堵盖3-3的法兰端面向外伸出，用于与工艺螺母连接。如图4所示，本发明的堵盖3-3包括第二外螺柱3-11和定位法兰，且围绕堵盖轴心部分设置有通孔，该通孔是芯轴3-2直杆部分3-9和第一外螺柱3-10的过孔；堵盖3-3的第二外螺柱3-11用于旋入分离装置本体3-1的内螺纹孔，定位法兰的直径大于内螺纹孔，组装分离装置3时，堵盖3-3的第二外螺柱3-11旋入分离装置本体3-1部分的内螺纹孔直至定位法兰的端面与本体部分端面相贴合，此时，堵盖3-3的第二外螺柱3-11的端面与圆环面(即芯轴大直径部分3-7与直杆部分3-9相交处所形成的环面)之间设置有压缩弹簧3-4。本发明的工作原理是：本发明的对接体2位于飞行器中部，其前端与弹头相连，后端与发动机相接，飞行过程中，接到头体分离信号后，实现头体分离。头体分离后，位于连接壳体分离面前端部分与弹头部分组成弹头体，弹头体继续向预定目标飞行；位于连接壳体分离面后端部分(含本发明的分离装置)和发动与发动机一起完成既定任务被抛离。本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。