一种火箭助推器的捆绑连杆机构的制作方法

1.本发明涉及连接结构技术领域，特别是指一种火箭助推器的捆绑连杆机构。


背景技术：

2.捆绑连杆机构用于火箭助推器与芯级火箭的主要连接方式，其主要功能承受助推器对芯级产生的附加力矩，并在助推器分离时实现助推器分离的功能。火箭助推器的捆绑机构按照形式划分主要有：连杆式捆绑机构、楔块式捆绑机构、球头连杆机构等。按照分离方式划分的捆绑机构主要有：气动解锁式，机械解锁式、电动解锁式、火工品解锁式。
3.捆绑连杆机构需要综合考虑结构简单、重量轻、分离可靠、装配可调节性，释放局部自由度等，传统捆绑连杆不具备长度可调节量，且连接复杂、火箭助推器膨胀容易导致火箭助推器与芯级火箭发生相对位移、爆炸螺栓容易回弹导致分离失效等缺点。


技术实现要素：

4.本发明提供一种火箭助推器的捆绑连杆机构。解决了传统捆绑连杆机构长度不可调节、连接复杂以及爆炸螺栓容易回弹导致失效等问题。
5.为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：本发明的实施例提供一种火箭助推器的捆绑连杆机构，包括：用于与火箭助推器连接的第一拉耳；与所述第一拉耳固定连接的第一分离筒；与所述第一分离筒可分离连接的第二分离筒；与所述第二分离筒固定连接的调节筒；与所述调节筒固定连接的第二拉耳，所述第二拉耳用于与芯级火箭连接。
6.可选的，所述第二分离筒上设置有左旋螺纹，所述第二拉耳上设置有右旋螺纹；所述调节筒与所述第二分离筒连接的一端为左旋螺纹，与所述第二拉耳连接的一端为右旋螺纹。
7.可选的，所述第一分离筒通过爆炸螺栓以及爆炸螺栓螺母与第二分离筒可分离连接。
8.可选的，第二分离筒内与所述爆炸螺栓的卡接缝隙中设置有爆炸螺栓垫圈。
9.可选的，所述第一拉耳和所述第二拉耳呈90
°
放置。
10.可选的，所述第一拉耳内部设置有第一吸能块；所述第二拉耳内部设置有第二吸能块。
11.可选的，所述第一拉耳通过第一销轴螺栓和第一自锁螺母与火箭助推器固定连接；所述第二拉耳的第一端通过第二销轴螺栓和第二自锁螺母与芯级火箭连接。
12.可选的，所述火箭助推器的捆绑连杆机构，还包括：位于所述第一分离筒和第二分离筒上的爆炸螺栓电缆，所述爆炸螺栓电缆与所述爆炸螺栓电连接；覆盖所述爆炸螺栓电缆的防热保护罩，所述防热保护罩与所述第一分离筒和第二
分离筒固定连接。
13.可选的，所述防热保护罩通过至少一个保护罩螺栓与所述第一分离筒和第二分离筒固定连接。
14.可选的，所述保护罩螺栓插入所述防热保护罩的连接孔中时，所述保护罩螺栓与所述防热保护罩之间还设有保护罩弹簧垫圈和保护罩平垫圈。
15.本发明的上述方案至少包括以下有益效果：本发明所述的火箭助推器的捆绑连杆机构，包括：用于与火箭助推器连接的第一拉耳；与所述第一拉耳固定连接的第一分离筒；与所述第一分离筒可分离连接的第二分离筒；与所述第二分离筒固定连接的调节筒；与所述调节筒固定连接的第二拉耳，所述第二拉耳用于与芯级火箭连接。实现了捆绑连杆机构整体长度的可调节，同时具有分离可靠、质量小、结构简单，便于安装的优点。
附图说明
16.图1是本发明的火箭助推器的捆绑连杆机构的正视图的剖面图；图2是本发明的火箭助推器的捆绑连杆机构的立体图；图3是本发明的火箭助推器的捆绑连杆机构的正视图；图4是本发明的火箭助推器的捆绑连杆机构的俯视图；图5是本发明的火箭助推器的捆绑连杆机构的剖面的爆炸示意图。
17.附图标记说明：1、第一销轴螺栓；2、第一自锁螺母；20、分离面；21、第二销轴螺栓；22、第二自锁螺母；23、第二平垫圈；3、第一平垫圈；4、第一拉耳；5、第一分离筒；6、第一吸能块；7、爆炸螺栓电缆；8、防热保护罩；9、爆炸螺栓螺母；10、爆炸螺栓；11、第二分离筒；12、爆炸螺栓垫圈；13、调节筒；14、第二吸能块；15、第二拉耳；16、保护罩螺栓。
实施方式
18.下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
19.如图1至图5所示，本发明的实施例提出一种火箭助推器的捆绑连杆机构，包括：用于与火箭助推器连接的第一拉耳4；与所述第一拉耳4固定连接的第一分离筒5；与所述第一分离筒5可分离连接的第二分离筒11；与所述第二分离筒11固定连接的调节筒13；与所述调节筒13固定连接的第二拉耳15，所述第二拉耳15用于与芯级火箭连接。
20.所述第一拉耳4通过第一销轴螺栓1和第一自锁螺母2与火箭助推器固定连接。
21.本实施例中，所述第一拉耳4的第一端与所述火箭助推器固定连接，所述第一拉耳4的第二端上设置有外螺纹，所述第一分离筒5的第一端设置有内螺纹，所述第一拉耳4的第二端与所述第一分离筒5的第一端通过内外螺纹进行固定连接；
所述第一拉耳4通过第一销轴螺栓1和第一自锁螺母2与火箭助推器固定连接，所述第一销轴螺栓1和第一自锁螺母2连接时还设有用于防止第一销轴螺栓1松动的第一平垫圈3；使得所述第一销轴螺栓1和第一自锁螺母2连接的更加紧固；所述第二拉耳15的第一端通过第二销轴螺栓21和第二自锁螺母22与所述芯级火箭固定连接，第二销轴螺栓21和第二自锁螺母22连接时还设有用于防止第二销轴螺栓21松动的第二平垫圈23。
22.本发明的一个可选的实施例中，所述第二分离筒11上设置有左旋螺纹，所述第二拉耳15上设置有右旋螺纹；所述调节筒13与所述第二分离筒11连接的一端为左旋螺纹，与所述第二拉耳15连接的一端为右旋螺纹。
23.本实施例中，所述第二分离筒11的第一端设置有左旋外螺纹，所述调节筒13的第一端设置有左旋内螺纹，所述第二分离筒11的第一端与所述调节筒13的第一端通过内外螺纹进行固定连接，所述第二拉耳15的第二端设置有右旋外螺纹，所述调节筒13的第二端设置有右旋内螺纹，所述第二拉耳15的第二端与所述调节筒13的第二端通过内外螺纹固定连接；所述第二拉耳15和所述第二分离筒11通过所述调节筒13连接后，可在保持所述第二拉耳15和所述第二分离筒11水平方向不动的情况下，通过旋转所述调节筒13来调节所述第二拉耳15和所述第二分离筒11之间的间距。
24.该实施例中，所述调节筒13两端不同的螺纹设计，使得所述捆绑连杆机构在装置完成后，可在保持第二分离筒11和第二拉耳15水平方向不动的情况下，通过旋转调节筒13来实现整个捆绑连杆机构的长度，从而实现捆绑连杆机构长度的可调节，满足飞行过程中助推器与芯级火箭在轴向上的位移差。
25.本发明的一个可选的实施例中，所述第一分离筒5通过爆炸螺栓10以及爆炸螺栓螺母9与第二分离筒11可分离连接。
26.所述第二分离筒11内与所述爆炸螺栓10的卡接缝隙中设置有爆炸螺栓垫圈12，所述爆炸螺栓垫圈12套设在所述爆炸螺栓10上。
27.本实施例中，所述爆炸螺栓螺母9设置在所述第一分离筒5内，所述爆炸螺栓10设置在所述第二分离筒11内，装配时，所述第一分离筒5和所述第二分离筒11通过所述爆炸螺栓螺母9和爆炸螺栓10的螺接来实现固定连接，所述第一分离筒5与所述第二分离筒11需要脱离时，则通过爆炸螺栓螺母9与爆炸螺栓10的分离来实现。
28.本发明的一个可选的实施例中，所述第一拉耳4和所述第二拉耳15呈90
°
放置，此设计能够保证捆绑连杆机构在两个不同方向上的旋转，有效的防止了因火箭助推器膨胀导致的火箭助推器与芯级火箭发生相对位移的情况。
29.本发明的一个可选的实施例中，所述第一拉耳4内部设置有第一吸能块6；所述第二拉耳15内部设置有第二吸能块14。
30.本实施例中，所述第一拉耳4的第二端设置有容纳第一吸能块6的第一空腔，所述第一吸能块6设置在第一空腔内，所述第二拉耳15的第二端设置有容纳第二吸能块14的第二空腔，所述第二吸能块14设置在第二空腔内，所述第一吸能块6和所述第二吸能块14的设计是为了消除爆炸螺栓螺母9与爆炸螺栓10分离产生出的多余能量，防止分离后的两端残骸发生回弹导致分离失效。
31.本发明的一个可选的实施例中，所述的火箭助推器的捆绑连杆机构，还可以包括：位于所述第一分离筒5和第二分离筒11上的爆炸螺栓电缆7，所述爆炸螺栓电缆7与所述爆炸螺栓10电连接；覆盖所述爆炸螺栓电缆7的防热保护罩8，所述防热保护罩8与所述第一分离筒5和第二分离筒11固定连接。
32.所述防热保护罩8通过至少一个保护罩螺栓16与所述第一分离筒5和第二分离筒11固定连接。
33.所述保护罩螺栓16插入所述防热保护罩8的连接孔中时，所述保护罩螺栓16与所述防热保护罩8之间还设有保护罩弹簧垫圈和保护罩平垫圈。
34.本实施例中，所述第一分离筒5上设置有电缆出线孔，所述爆炸螺栓电缆7的一端通过所述电缆出线孔设置在所述第一分离筒5内，所述爆炸螺栓电缆7与进入所述第一分离筒5内的爆炸螺栓10的控制装置电连接，所述爆炸螺栓电缆7的另一端与飞控系统连接，使用时所述飞控系统通过爆炸螺栓电缆7向爆炸螺栓10发出起爆指令，所述爆炸螺栓10接收到起爆指令后发生爆炸，从而实现与所述爆炸螺栓螺母9的分离，从而使得所述第一分离筒5和第二分离筒11发生分离；该实施例中，所述防热保护罩8的设计是为了保证飞行过程中爆炸螺栓电缆7能够维持正常工作温度。
35.本实施例所述的火箭助推器的捆绑连杆机构的装配过程为：首先将爆炸螺栓电缆7的一端通过电缆出线孔穿入到第一分离筒5内并穿过爆炸螺栓螺母9与第二分离筒11内的爆炸螺栓10的控制装置连接，然后通过爆炸螺栓10和爆炸螺栓螺母9将所述第一分离筒5和第二分离筒11固定连接，然后将所述第一吸能块6安装到所述第一拉耳4内部，并将所述第一拉耳4的第二端与所述第一分离筒5固定连接，将所述第二吸能块14安装到所述第二拉耳15内部，并通过调节筒13将所述第二拉耳15与所述第二分离筒11固定连接，然后将第一拉耳4的第一端与火箭助推器固定连接，将所述第二拉耳15的第一端与所述芯级火箭固定连接，并安装完成后通过调节筒13将捆绑连杆机构的长度调节至合适长度，最后通过至少一个保护罩螺栓16将所述防热保护罩8与所述第一分离筒5和第二分离筒11固定连接。
36.分离过程：当火箭飞行到火箭助推器需要脱开芯级火箭时，飞控系统通过爆炸螺栓电缆7发出起爆指令，所述爆炸螺栓10接收到起爆指令后发生爆炸，从而使得所述第一分离筒5和第二分离筒11在分离面20处发生分离，从而实现火箭助推器与芯级火箭的分离。
37.本发明所述的火箭助推器的捆绑连杆机构采用爆炸螺栓10作为分离方式，具有分离可靠，且带有长度调节机构，能够在大型火箭装配时调节装配误差，满足飞行过程中助推器与芯级火箭在轴向上的位移差，并且具有质量小，结构简单，便于安装等优点。
38.以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。