一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置的制作方法

1.本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置。


背景技术：

2.航天飞行器有时在级间分离时采用发动机先启动再分离的热分离形式，以提高控制性。采用这种热分离方式时需要在级间分离前，在级间段壳体上打开排焰窗口，以避免级间段内因发动机喷出高温燃气的影响，损坏壳体和仪器。
3.现有技术一般采用的是在相邻的桁条和框之间的蒙皮处直接开设矩形、三角形或其他形状的通孔作为排焰口。由于蒙皮桁条结构中主要依靠蒙皮来传递剪力，挖掉的蒙皮结构处结构抗剪能力大幅下降，进而影响了级间段的扭转刚度。采用增加斜筋、将矩形排焰口改为三角形排焰口等方式可以在一定程度上提高结构抗剪能力和扭转刚度，但作用有限，且受限于结构尺寸的约束，设计灵活性差，影响飞行器的承载能力。
4.另外，高速飞行器在飞行时，要求外壳为密封连续壳体，以减少空气阻力，提高防热能力，保护内部器件。所以高速飞行器需要设置单独的排焰分离装置，在飞行中保证壳体完整，在需要时刻打开排焰窗口。不同飞行器的结构、外形尺寸等差异较大，现有排焰口都是根据特定型号的航天器单独设计的，通用性差，每设计一型都要重新进行设计、测试、验证，设计周期长。
5.综上，现有飞行器的排焰分离装置通用性差、承载能力弱，需要做出改进。


技术实现要素：

6.本发明提供一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置，目的是解决现有排焰分离装置通用性差、承载能力弱的问题。
7.一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置，包括标准壳体、辅助承载保护罩、起爆模块、连接螺栓副和柔性导爆索；
8.辅助承载保护罩至少有两个，沿圆周方向均匀分布，通过连接螺栓副固定在标准壳体的内侧；起爆模块设置在辅助承载保护罩的预留位置，通过连接螺栓副固定到标准壳体上；柔性导爆索设置在辅助承载保护罩和起爆模块之间的接触部位，通过预紧力保持与标准壳体的内表面贴合，沿排焰窗口环绕一周并连接起爆模块；
9.标准壳体为回转体结构，包括端法兰和回转壳体，端法兰有两片，规格相同，同轴设置在回转壳体的上下两端；回转壳体上均布至少两处预置排焰窗区域；预置排焰窗区域外周平行设置有两道连续的削弱槽，分别为内圈的分离槽和外圈的止裂槽；止裂槽和分离槽的槽底均采用圆角过渡，分离槽的槽底与回转壳体内壁之间的距离为h5，止裂槽的槽底与回转壳体内壁之间的距离为h4，满足h5≤h4≤11h5；
10.辅助承载保护罩包括保护罩环体和连接支耳，保护罩环体整体外形为沿分离槽扫掠形成的扁弧矩形，连接支耳有四个，分别设置在保护罩环体的四角；保护罩环体的截面呈
阶梯状，包括厚度依次增加的外环台阶、中环台阶和内环台阶，各环连接处采用圆角过渡；外环台阶上设置有第一通孔，用于连接标准壳体；中环台阶与回转壳体贴合的一侧设置有连续的柔性导爆索安装槽，柔性导爆索安装槽的截面为u形，开口侧朝向回转壳体，柔性导爆索安装槽的轴线沿分离槽的扫掠轨迹设置；连接支耳上设置有第一螺纹孔，用于连接端法兰；保护罩环体的其中一侧弧形段中间位置设置有起爆区，用于安装起爆模块；
11.起爆模块包括起爆座、起爆管、转接管和封头；每套起爆模块中起爆管、转接管和封头各有两件，成套使用，沿径向平行设置在起爆座上；同一根柔性导爆索的两端分别穿入两件起爆管中，安装到位的柔性导爆索端头沿起爆管小口端端面切平；起爆管的大口端与起爆座之间通过螺纹连接，小口端与转接管之间通过螺纹连接；封头可拆卸固定在转接管的开口侧；起爆座包括厚台阶区和薄台阶区；厚台阶区上设置有两个第二螺纹孔，用于安装起爆管；厚台阶区靠近回转壳体的一侧对称设置有两条同轴的导爆索安装槽，分别与柔性导爆索安装槽的打断部位连通；两条导爆索安装槽之间设置有封挡结构；薄台阶区上设置有第二通孔，用于安装连接螺栓副。
12.作为优选方案，辅助承载保护罩有四个，相邻两个之间间隔90
°
。
13.作为优选方案，标准壳体内壁表面，相邻的排焰区域位置之间还设置有横肋，横肋的截面呈梯形或矩形。
14.作为优选方案，起爆座与辅助承载保护罩的连接处远离导爆索安装槽一侧还设置有外延的护边，用于遮蔽柔性导爆索工作时的爆炸产物。
15.作为优选方案，第二螺纹孔的中心间距为20～23mm。
16.作为优选方案，止裂槽和分离槽的中心间距取值范围为7～10mm。
17.作为优选方案，柔性导爆索的药量为4g/m。
18.作为优选方案，标准壳体采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成。
19.作为优选方案，辅助承载保护罩为一体式结构，采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成。
20.作为优选方案，起爆座、起爆管、转接管和封头均采用0cr13ni8mo2al材料的不锈钢制成。
21.本发明所取得的有益技术效果是：
22.与现有技术相比，可实现排焰窗口段舱体受控切割分离，迅速打开大面积的排焰窗口，并实现模块化、大直径化和高承载性能，解决了现有排焰分离装置通用性差、承载能力弱的问题，具有突出的实质性特点和显著的进步。
附图说明
23.图1是本发明其中一种具体实施例的排焰分离装置结构示意图；
24.图2是本发明其中一种具体实施例的标准壳体结构示意图；
25.图3是本发明其中一种具体实施例的辅助承载保护罩结构示意图；
26.图4是图3在另一个视角的结构示意图；
27.图5是本发明其中一种具体实施例的切割分离截面局部结构示意图；
28.图6是本发明其中一种具体实施例的起爆结构部分的原理示意图；
29.图7是本发明其中一种具体实施例的起爆座结构示意图；
30.图8是图7中起爆座在另一个视角的结构示意图；
31.图9是本发明第二种具体实施例的排焰分离装置组合使用状态示意图；
32.附图标记：1、标准壳体；2、辅助承载保护罩；3、起爆模块；4、连接螺栓副；5、柔性导爆索；6、起爆座；7、起爆管；8、转接管；9、封头；11、端法兰；14、横肋；15、预置排焰窗区域；16、回转壳体；17、止裂槽；18、分离槽；21、保护罩环体；22、连接支耳；23、第一螺纹孔；24、起爆区；25、柔性导爆索安装槽；27、第一通孔；61、厚台阶区；62、薄台阶区；63、第二螺纹孔；64、导爆索安装槽；66、第二通孔；67、护边；211、外环台阶；212、中环台阶；213、内环台阶。
具体实施方式
33.下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步详细说明。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明要求保护的范围。
34.如图1～8所示，一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置具体实施例，适用于采用级间热分离的航天飞行器，针对级间热分离工作状态对级间段壳体开排焰窗口的功能需求，采用模块化的扁形排焰分离装置结构设计方案，能够在下级发动机启动时，快速、安全、可靠的受控打开排焰窗口，可以匹配多型级间段尺寸，使用成本低、可靠性高。本具体实施例中模块化大直径扁形排焰分离装置的方向根据飞行器舱段确定，靠近上级发动机的一侧为上，靠近下级发动机的一侧为下。
35.本具体实施例中模块化排焰分离装置包括标准壳体1、辅助承载保护罩2、起爆模块3、连接螺栓副4和柔性导爆索5。
36.辅助承载保护罩2有多个，沿圆周方向均匀分布，通过连接螺栓副4固定在标准壳体1的内侧。本具体实施例中辅助承载保护罩2有四个，相邻两个之间间隔90
°
，也可以采用其他数量，根据实际需要确定，优选采用偶数。辅助承载保护罩2的作用有三个：一是用于起爆模块3和柔性导爆索5的安装定位，并在分离过程中承受柔性导爆索5的分离冲击；二是有效增加排焰区的轴拉、压向的承载能力，解决因为标准壳体1上设置削弱槽造成排焰区壳体承载能力下降的问题；三是在排焰窗口打开后，作为对窗口周围进行补强的窗框，提升综合承载能力。
37.起爆模块3设置在辅助承载保护罩2的预留位置，通过连接螺栓副4固定到标准壳体1上。柔性导爆索5设置在辅助承载保护罩2和起爆模块3之间的接触部位，通过预紧力保持与标准壳体1的内表面贴合，沿排焰窗口环绕一周并连接起爆模块3。
38.本具体实施例中标准壳体1为回转体结构，采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成，包括端法兰11和回转壳体16，端法兰11有两片，规格相同，同轴设置在回转壳体16的上下两端。标准壳体1的整体外形高度，即两侧端法兰11外端面距离为h1；两侧端法兰11的内端面距离为h2。回转壳体16上均布多处预置排焰窗区域15。预置排焰窗区域15外周平行设置有两道连续的削弱槽，分别为内圈的分离槽18和外圈的止裂槽17。分离槽18槽底轴向间距a，径向间距弧长b，包围的区域即为预置的排焰窗口，其排焰窗口的面积为s1，s1＝a
×
b。止裂槽17的作用是防止分离时排焰窗口以外的部分产生裂纹，破坏整体结
构。
39.本具体实施例中止裂槽17和分离槽18的槽底均采用圆角过渡，圆角半径为r1，止裂槽17和分离槽18的中心间距为h3，优选的取值范围为h3＝7～10mm。分离槽18的槽底与回转壳体16内壁之间的距离，即分离槽18处回转壳体16的剩余厚度为分离厚度h5，本具体实施例中分离厚度h5＝37mm。止裂槽17的槽底与回转壳体16内壁之间的距离为止裂槽17剩余厚度h4。止裂槽17剩余厚度h4与分离槽18的剩余厚度h5的关系为h5≤h4≤11h5，以保证柔性导爆索5在爆炸时的燃气作用主要作用在分离槽18上，使分离面保证为分离槽18位置。同时不太厚的止裂槽17保证爆炸分离的冲击后效在止裂槽17处停止，避免对回转壳体16的非分离区域产生破坏。
40.本具体实施例中在标准壳体1内壁表面，相邻的排焰区域15位置之间还设置有若干道横肋14，以增加壳体刚度。横肋14的截面呈梯形或矩形，具体数量、位置、尺寸等参数可以根据实际需要做出适应性调整。排焰区域15在分离前作为回转壳体16的一部分，使级间段在分离前能够保持密封状态，分离前起爆脱开，形成足够面积的排焰口，满足排焰需要。
41.本具体实施例中辅助承载保护罩2为一体式结构，采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成，保证防护性的同时提高了结构承载能力。辅助承载保护罩2包括保护罩环体21和连接支耳22，保护罩环体21整体外形为沿分离槽18扫掠形成的扁弧矩形，连接支耳22有四个，分别设置在保护罩环体21的四角处。辅助承载保护罩2的整体外形高度，即同轴设置在两个连接支耳22外端面距离为h1，根据标准壳体1的内侧高度h2确定，采用小间隙或小过盈配合。保护罩环体21内孔高度h3和弧长b3围成的面积为排焰面积s2，s2＝b3×
h3。排焰面积s2略小于排焰窗口面积s1。本具体实施例中适应性的柔性导爆索药量为4g/m。
42.本具体实施例中保护罩环体21的截面呈阶梯状，包括厚度依次增加的外环台阶211、中环台阶212和内环台阶213，各环的厚度、径向宽度等具体尺寸根据实际需要确定，连接处采用圆角过渡。外环台阶211上设置有第一通孔27，用于连接标准壳体1，本具体实施例中第一通孔27有64处，规格为φ8.5mm，以匹配m8的螺钉。第一通孔27的具体数量、位置、尺寸等参数可以根据实际需要做出适应性调整。中环台阶212的外侧，即与回转壳体16贴合的一侧设置有连续的柔性导爆索安装槽25，柔性导爆索安装槽25的截面为u形，开口侧朝向回转壳体16，柔性导爆索安装槽25的轴线沿分离槽18的扫掠轨迹设置。内环台阶213用于增加整体刚度。
43.本具体实施例中连接支耳22有四个，分别设置在保护罩环体21的四角处。连接支耳22上设置有第一螺纹孔23，用于连接标准壳体1的端法兰11。保护罩环体21的其中一侧弧形段中间位置设置有起爆区24，起爆区24将止裂槽17、分离槽18和柔性导爆索安装槽25打断，宽度为b2，用于安装起爆模块3，宽度b2的具体尺寸根据起爆模块3的安装需要确定。辅助承载保护罩2与标准壳体1对齐安装时，柔性导爆索安装槽25的中心位置与分离槽18的中心位置对齐。
44.本具体实施例中起爆模块3包括起爆座6、起爆管7、转接管8和封头9。每套起爆模块3中起爆管7、转接管8和封头9各有两件，成套使用，沿径向平行设置在起爆座6上。同一根柔性导爆索5的两端分别穿入两件起爆管7中，安装到位的柔性导爆索5端头沿起爆管7小口端端面切平。
45.起爆管7的大口端与起爆座6之间通过螺纹连接。起爆管7的小口端与转接管8之间通过螺纹连接。封头9通过螺纹可拆卸固定在转接管8的开口侧，日常保养和维护过程中起到保护作用，使用时拆掉封头9，替换为火工起爆装置。起爆座6、起爆管7、转接管8和封头9均采用0cr13ni8mo2al材料的不锈钢制成，保证对爆炸冲击的防护安全性并防止氢脆。
46.本具体实施例中起爆座6为阶梯状的立方体块，采用0cr13ni8mo2al材料制成，包括厚台阶区61和薄台阶区62。厚台阶区61上设置有两个第二螺纹孔63，用于安装起爆管7，第二螺纹孔63的中心间距为c1，一般取20～23mm，本具体实施例中起爆间距c1＝20mm。由于此间距内无柔性导爆索5分布，需要两侧的爆炸冲击对起爆间距内的回转壳体16施加分离作用，故较小的间距可以保证在较小的柔性导爆索5药量下能有较强的分离作用。同时，过小的间距会造成起爆座6内柔性导爆索5互相影响，同时考虑到安装空间，故间距c1不小于20mm。厚台阶区61的外侧，即靠近回转壳体16的一侧对称设置有两条同轴的导爆索安装槽64，分别与柔性导爆索安装槽25的打断部位连通。两条导爆索安装槽64之间设置有封挡结构65，用于防止不同导爆索安装槽64在柔性导爆索5工作时产生互相影响。薄台阶区62上设置有第二通孔66，用于安装连接螺栓副4，将起爆座6固定到标准壳体1上。起爆座6的两侧边间距为宽度c2，c2的尺寸根据起爆区24的宽度b2确定，采用小间隙或小过盈配合。起爆座6与辅助承载保护罩2的连接处远离导爆索安装槽64一侧还设置有外延的护边67，用于遮蔽柔性导爆索5工作时的爆炸产物。
47.本具体实施例中模块化排焰分离装置的工作原理是：
48.当到达预设时刻，各窗口的起爆座上安装的起爆管同时受控起爆，给予各排焰窗口处内置的柔性导爆索起爆作用。各柔性导爆索迅速爆炸，产生爆轰作用。被保护罩聚集的爆轰作用到达壳体的分离槽处，造成各排焰窗口处分离槽处壳体断裂，同时断裂作用被控制在止裂槽内的区域里。排焰窗口的分离槽切断后，爆轰作用后的燃气压力作用在相应的预置排焰窗区域壳体边缘，并推动分离后的各排焰窗壳体同时向外飞出，打开发动机的排焰通道，完成排焰分离装置的工作过程。
49.如图9所示，一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置第二具体实施例，用于某固体火箭级间热分离，采用了两套串联设置的模块化排焰分离装置，上、下端面分别与前后两级壳体连接。两套模块化排焰分离装置的总高度为2
×
h1。作为优选方案，可以将位于下层的排焰分离装置翻置，将上、下两套排焰分离装置中的起爆模块3邻近放置。两套排焰分离装置之间的端法兰11贴合，通过螺栓连接成一体。
50.本发明所取得的有益技术效果是：
51.1、模块化使用：标准壳体高度较小，适应性强，可以用于不同级间段高度和排焰面积要求的级间热分离开排焰窗口的功能需求。
52.2、承载能力强：辅助承载保护罩可以有效增加排焰区轴向拉伸和压缩方向的承载能力，解决因设置分离槽造成的排焰区壳体承载能力下降问题。同时在排焰窗口打开后，通过辅助承载保护罩形成对窗口周围的补强窗框，提升综合承载能力。
53.3、排焰面积大:标准壳体周向50％左右的面积用作排焰窗口，满足大流量排焰的需求。
54.4、分离冲击小:通过设置止裂槽，有效隔绝分离槽被切断时造成的沿壳体传递的冲击作用，为级间段内仪器提供较好的冲击力学环境，并保护标准壳体排焰区域外部分不
会开裂。
55.5、分离快速：通过柔性导爆索的爆轰作用将排焰区域从标准分离壳体上沿分离槽切断，并利用柔性导爆索的后效作用将已经切割下的排焰区壳体沿径向快速推出。整体分离速度和排焰开窗速度快。
56.综上，本具体实施例所提出的技术方案与现有技术相比，可实现模块化使用，具有排焰面积大、承载能力强、分离冲击小，分离快速的优点，解决了现有技术通用性差、承载能力弱的问题，具有突出的实质性特点和显著的进步。

技术特征：
1.一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置，其特征在于，包括标准壳体(1)、辅助承载保护罩(2)、起爆模块(3)、连接螺栓副(4)和柔性导爆索(5)；所述辅助承载保护罩(2)至少有两个，沿圆周方向均匀分布，通过连接螺栓副(4)固定在标准壳体(1)的内侧；所述起爆模块(3)设置在辅助承载保护罩(2)的预留位置，通过连接螺栓副(4)固定到标准壳体(1)上；柔性导爆索(5)设置在辅助承载保护罩(2)和起爆模块(3)之间的接触部位，通过预紧力保持与标准壳体(1)的内表面贴合，沿排焰窗口环绕一周并连接起爆模块(3)；所述标准壳体(1)为回转体结构，包括端法兰(11)和回转壳体(16)，端法兰(11)有两片，规格相同，同轴设置在回转壳体(16)的上下两端；回转壳体(16)上均布至少两处预置排焰窗区域(15)；预置排焰窗区域(15)外周平行设置有两道连续的削弱槽，分别为内圈的分离槽(18)和外圈的止裂槽(17)；所述止裂槽(17)和分离槽(18)的槽底均采用圆角过渡，分离槽(18)的槽底与回转壳体(16)内壁之间的距离为h5，止裂槽(17)的槽底与回转壳体(16)内壁之间的距离为h4，满足h5≤h4≤11h5；所述辅助承载保护罩(2)包括保护罩环体(21)和连接支耳(22)，保护罩环体(21)整体外形为沿分离槽(18)扫掠形成的扁弧矩形，连接支耳(22)有四个，分别设置在保护罩环体(21)的四角；所述保护罩环体(21)的截面呈阶梯状，包括厚度依次增加的外环台阶(211)、中环台阶(212)和内环台阶(213)，各环连接处采用圆角过渡；外环台阶(211)上设置有第一通孔(27)，用于连接标准壳体(1)；中环台阶(212)与回转壳体(16)贴合的一侧设置有连续的柔性导爆索安装槽(25)，柔性导爆索安装槽(25)的截面为u形，开口侧朝向回转壳体(16)，柔性导爆索安装槽(25)的轴线沿分离槽(18)的扫掠轨迹设置；所述连接支耳(22)上设置有第一螺纹孔(23)，用于连接端法兰(11)；保护罩环体(21)的其中一侧弧形段中间位置设置有起爆区(24)，用于安装起爆模块(3)；所述起爆模块(3)包括起爆座(6)、起爆管(7)、转接管(8)和封头(9)；每套起爆模块(3)中起爆管(7)、转接管(8)和封头(9)各有两件，成套使用，沿径向平行设置在起爆座(6)上；同一根柔性导爆索(5)的两端分别穿入两件起爆管(7)中，安装到位的柔性导爆索(5)端头沿起爆管(7)小口端端面切平；所述起爆管(7)的大口端与起爆座(6)之间通过螺纹连接，小口端与转接管(8)之间通过螺纹连接；封头(9)可拆卸固定在转接管(8)的开口侧；所述起爆座(6)包括厚台阶区(61)和薄台阶区(62)；厚台阶区(61)上设置有两个第二螺纹孔(63)，用于安装起爆管(7)；厚台阶区(61)靠近回转壳体(16)的一侧对称设置有两条同轴的导爆索安装槽(64)，分别与柔性导爆索安装槽(25)的打断部位连通；两条导爆索安装槽(64)之间设置有封挡结构(65)；薄台阶区(62)上设置有第二通孔(66)，用于安装连接螺栓副(4)。2.根据权利要求1所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述辅助承载保护罩(2)有四个，相邻两个之间间隔90
°
。3.根据权利要求1所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述标准壳体(1)内壁表面，相邻的排焰区域(15)位置之间还设置有横肋(14)，所述横肋(14)的截面呈梯形或矩形。4.根据权利要求1所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述起爆座(6)与辅助承载保护罩(2)的连接处远离导爆索安装槽(64)一侧还设置有外延的护边(67)，用于遮蔽柔性导爆索(5)工作时的爆炸产物。5.根据权利要求1所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述第二螺纹孔(63)的中
心间距为20～23mm。6.根据权利要求1所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述止裂槽(17)和分离槽(18)的中心间距取值范围为7～10mm。7.根据权利要求6所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述柔性导爆索(5)的药量为4g/m。8.根据权利要求1～7其中任意一项所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述标准壳体(1)采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成。9.根据权利要求1～7其中任意一项所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述辅助承载保护罩(2)为一体式结构，采用2a14t6材质的铝合金，整体锻造成型后机械加工而成。10.根据权利要求1～7其中任意一项所述的模块化排焰分离装置，其特征在于，所述起爆座(6)、起爆管(7)、转接管(8)和封头(9)均采用0cr13ni8mo2al材料的不锈钢制成。

技术总结
本发明提出一种用于飞行器级间热分离的模块化排焰分离装置，属于航空航天技术领域，包括标准壳体、辅助承载保护罩、起爆模块、连接螺栓副和柔性导爆索；辅助承载保护罩通过连接螺栓副固定在标准壳体的内侧；起爆模块设置在辅助承载保护罩的预留位置，通过连接螺栓副固定到标准壳体上；柔性导爆索设置在辅助承载保护罩和起爆模块之间的接触部位，通过预紧力保持与标准壳体的内表面贴合，沿排焰窗口环绕一周并连接起爆模块；标准壳体为回转体结构，包括端法兰和回转壳体；辅助承载保护罩包括保护罩环体和连接支耳；起爆模块包括起爆座、起爆管、转接管和封头。本发明解决了现有排焰分离装置通用性差、承载能力弱的问题。承载能力弱的问题。承载能力弱的问题。


技术研发人员：李辰 王帅 赵宇辉 苏晗 曲展龙 宋保永 孙璟 唐科 赫志亮 彭帅 陈楷 高浩鸿 吴锦涛 冯丽娜 汪锐琼 李岩
受保护的技术使用者：北京宇航系统工程研究所
技术研发日：2022.12.11
技术公布日：2023/4/19