一种动力装置分离机构

技术领域

本发明涉及驱动辅助装置，具体涉及一种动力装置分离机构，可实现动力装置与被分离对象连接及分离。尤其适用于动力装置与导弹或飞行器的连接与分离。

背景技术

现有的小型导弹，不管是以无人机作为平台的空地导弹还是以人员和装甲车作为平台的地导弹，固体火箭发动机作为发射动力装置，具有结构简单、可靠性高、使用维护简单、易实现大推力、可长时间贮存等优势，在动力领取占据了重要地位。动力装置工作结束后，为了提高导弹的有效载荷，应及时将动力装置分离，因此需要考虑两者之间可靠连接以及可靠分离的问题。

传统的分离机构多采用爆炸螺栓分离，由于使用了火工品带来了安全隐患，同时也需要引入点火信号，需要足够的空间，结构复杂。因此需要采用一种新型的动力系统分离机构。

发明内容

针对现有技术的缺陷或不足，本发明提供了一种动力装置分离机构。

为此，所述提供的动力装置分离机构包括：

后导向套筒A，该后导向套筒A主体为筒状结构，且轴向一端敞口；

后导向套筒B，该后导向套筒B主体为筒状结构，且轴向一端敞口，另一端设有底面B，该底面上设有通孔B；

芯轴，该芯轴主体轴向一端设有安装结构，另一端设有小径段，该小径段与芯轴其余段之间形成有端面；

弹簧A；

前导向套筒A，该前导向套筒A主体为筒状结构，且轴向一端为敞口结构，另一端设有底面A，且底面A上设有通孔A，该通孔A的内壁的轴向中部段为锥面结构A，且锥面结构A的大直径端朝向前导向套筒A内部；

前导向套筒B，该前导向套筒B主体为筒状结构，且轴向一端敞口，且该敞口端外壁为锥面结构B；且所述锥面结构B与锥面结构A适配；

分体螺母，该分体螺母被分割为多个独立块体，且各块体围绕螺母周向组装成整体螺母，且该整体螺母的一端外壁为锥面结构C，另一端的内壁为锥面结构D；

弹簧B；

底座；

使用时，

所述后导向套筒A轴向一端、芯轴的安装结构端和弹簧A的轴向一端固定安装于动力装置的驱动端，同时芯轴位于后导向套筒A内，弹簧A位于芯轴与后导向套A之间，且三者共轴；

所述后导向套筒B通过其敞口端活动式套装在后导向套筒A外，弹簧A的轴向另一端固定在后导向套筒B内的底面B上，且芯轴穿过通孔B，同时芯轴上的端面伸出通孔B；在弹簧A张力的作用下，后导向套筒A远离动力装置的端部与后导向套筒B内部底面之间存在轴向距离L2；

所述底座固定安装于前导向套筒A的敞口端，所述弹簧B安装于前导向套筒A内，且弹簧B轴向两端分别与底座及前导向套筒B的端部连接；所述前导向套筒A固定安装在被驱动对象上；

所述前导向套筒A通过通孔A装配于芯轴上，且芯轴上的端面位于通孔A内，同时芯轴的小径段穿过通孔A位于前导向套筒A内；同时所述前导向套筒B通过设有锥形结构的端部敞口套装在芯轴的小径段上；

所述分体螺母装配于芯轴上，且在弹簧A张力的作用下，分体螺母位于通孔A内，同时分体螺母上的锥面结构C与通孔A内的锥面结构A适配，分体螺母的其余结构外壁与通孔A内的大直径段内壁相适配，分体螺母一轴向端部与芯轴上的端面相贴，另一端部伸出通孔A，同时，前导向套筒B端部的锥面结构B插入分体螺母内且锥面结构B与锥面结构D相适配，且前导向套筒B远离驱动装置的端部底面与芯轴小径段端部存在轴向距离L1，L1＞L2；

并且，前导向套筒B外壁和前导向套筒A内壁之间形成空腔；

在动力装置的推动作用下，后导向套筒A和芯轴向推动方向运动，弹簧A被压缩，通过芯轴上的端面将螺母推入空腔，使得各块体结构进入空腔；之后芯轴进一步沿推力方向运动顶住前导向套筒B，芯轴继续运动，弹簧B被压缩；动力装置停止工作后，在弹簧A张力作用下，后导向套筒A、后导向套筒B、弹簧A和芯轴向反方向运动实现芯轴与前导向套筒A分离，从而实现动力装置与被驱动对象的分离，同时在弹簧B弹力作用下，前导向套筒B也向反方向运动直至锥面结构B与锥面结构A适配，从而将分体螺母封在空腔内。

可选的方案是，所述底座上设有安装弹簧B的凹槽。

可选的方案是，所述前导向套筒B另一端底面外壁设有安装弹簧B的型腔。

可选的方案是，所述前导向套筒A主体的内壁或/和前导向套筒B主体的外壁设有一圈凸起结构A；

使用时，前导向套筒B外壁、前导向套筒A内壁、凸起结构A和前导向套筒A设有通孔A的底面形成空腔。

可选的方案是，所述分体螺母被均匀分割为三个独立的块体。

可选的方案是，所述分体螺母与芯轴之间通过螺纹连接。

可选的方案是，所述分体螺母、芯轴、后导向套A、后导向套B、前导向套A和前导向套B为铝合金材质；弹簧A弹簧B为钢材质。

本发明机构中的后导向套筒A、后导向套筒B、芯轴、弹簧A组装后固定在动力装置上，前导向套筒A、前导向套筒B、分体螺母、弹簧B和底座组装后固定在被驱动对象上，两部分结构通过芯轴、分体螺母和前导向套筒A装配在一起，在预压缩弹簧A6作用下，通过分体螺母将动力装置和被驱动对象的可靠连接。本发明采用纯机械结构实现被驱动对象如导弹或飞行器和动力装置的自锁和分离，能在不利用任何外力，而仅依靠分离机构的弹簧力和动力装置的动力完成自锁和分离，结构简单，具有高可靠性。

本发明采用纯机械结构实现被驱动对象(如导弹或飞行器)和动力装置的自锁和分离，能在不利用任何外力，而仅依靠分离机构的弹簧力和动力装置的动力完成自锁和分离，结构简单，具有高可靠性。

附图说明

图1为本发明实施例的动力装置分离结构示意图，图中所标注的各部位尺寸单位为：mm。

图2为本发明实施例中前导向套筒A的结构示意图。

图3为本发明实施例中前导向套筒B的结构示意图。

具体实施方式

除非特殊说明，本文中的科学与技术根据相关领域普通技术人员的认识理解。

本文所述轴向、中部等方向或方位性术语与说明书附图中的相应方向或方位一致，需要说明的是，说明书附图中的具体方向或方位旨在解释本发明，本领域技术人员在本发明所公开范围之内进行的旋转、调换等等同变换均在本发明保护范围之内。以下为本发明的优选示例。

参见图1所示，该实施例的动力装置分离机构包括：后导向套筒A9、后导向套筒B8、芯轴7、弹簧A6、前导向套筒A1、前导向套筒B4、分体螺母5、弹簧B3和底座2；其中，

后导向套筒A9主体为筒状结构，且轴向两端敞口；

后导向套筒B8主体为筒状结构，且轴向一端敞口，另一端设有底面B，该底面上设有通孔B；

芯轴7主体轴向一端设有安装结构，另一端设有小径段，该小径段与芯轴其余段之间形成有端面；该实施例芯轴7最大直径根据选择的弹簧型号确定，本例直径为9mm，小径段的直径根据三瓣螺母的螺纹强度确定，本例为M6×0.75的细牙螺纹；

参见图2所示，前导向套筒A1主体为筒状结构，且轴向一端为敞口结构，另一端设有底面A，且底面A上设有通孔A12，该通孔A的内壁的轴向中部段为锥面结构A，且锥面结构A的大直径端朝向前导向套筒A内部；

参见图3所示，前导向套筒B4主体为筒状结构，且轴向一端敞口42，切该敞口端外壁为锥面结构B42；另一端设有底面43(该实施例底面43上设有通孔，目的是确保工作时安全，防止芯轴前进受阻)，该底面外壁设有装配弹簧B的型腔44；所述锥面结构B与锥面结构A适配；

且前导向套筒A1主体的内壁和前导向套筒B4主体的外壁设有一圈凸起结构A45；

分体螺母5，该分体螺母被均匀分割为三个块体，各块体围绕螺母周向组装成整体螺母，且该整体螺母的一端外壁为锥面结构C，另一端的内壁为锥面结构D；根据承受的最大过载力，螺纹轴向长度为5mm，以保证三瓣螺母的连接强度；

底座2内壁设有装配弹簧B的凹槽；

该实施例中，弹簧B3选择YA 0.5×4×9GB/T2089普通圆柱螺旋压缩弹簧；弹簧A6选择YA 4×20×48.5GB/T2089普通圆柱螺旋压缩弹簧，根据导弹在实际情况下的最大过载，计算承受的最大载荷，即锁紧力；再根据弹簧A的刚度37N/mm计算弹簧预压缩量,该预压缩的力就可以保证动力装置与导弹在最大过载的条件下可靠连接。

装配时，先将后导向套筒A9通过螺纹与动力装置前端上内螺纹可靠连接，芯轴7螺纹与动力装置上外螺纹可靠连接，将弹簧A6装入后导向套筒A9内，将后导向套B8套入芯轴和后导向套筒A9，将前导向套A1通过通孔A套在芯轴上；

在压力机的作用下挤压动力装置，弹簧A随着动力装置的移动进行压缩，直到后导向套筒A9左侧端面顶住后导向套筒B8底面内部，芯轴7小径段伸出通孔A，利用合适工装伸入前导向套A内将分体螺母5通过螺纹与芯轴7小径段紧固，且螺母5的端部仅贴芯轴上的端面，然后松开压力机，弹簧A6在弹簧力的作用下向后端移动，缓慢松开工装，分体螺母外圆锥面与前导向套筒A1通孔A中的锥型面定位，即图1所示装配状态；之后将前导向套筒B4顶住三瓣螺母5，弹簧B3一端装入前导向套筒B4底面外的型腔内，底座2与前导向套筒A1通过螺纹可靠连接，弹簧B3另一端与底座相抵，最后将底座通过螺栓与导弹尾部连接；

装配完后，在弹簧A6张力的作用下，分体螺母5位于通孔A内，同时螺母上的锥面结构C与通孔A内的锥面结构A适配，螺母的其余结构外壁与通孔A内的大直径段内壁相适配；

所述前导向套筒B4通过设有锥形结构的端部敞口套装在芯轴的小径段上，同时端部的锥面结构B插入分体螺母5内且锥面结构B与锥面结构D相适配；芯轴7远离动力装置的端面与前导向套筒B底面之间存在轴向距离L2；并且前导向套筒B4外壁、前导向套筒A1内壁、凸起结构A和前导向套筒A1的底面形成空腔10；

从而在预压缩弹簧A6作用下，通过分体螺母将动力装置和导弹尾部或飞行器可靠连接。该实施例的L1＝8mm，L2＝7mm，弹簧B的可压缩行程L3＝5mm。

分离时，在动力装置11的推动作用下，弹簧A6在推力的作用下进一步被压缩，同时带动弹簧A、芯轴和分体螺母向导弹尾部方向移动，当分体螺母移动到前导空腔后，通过前导向套筒B的锥面将分体螺母打开，分体螺母脱离芯轴螺纹，掉落至空腔腔内；

芯轴进一步前行顶住前导向套筒B，弹簧B被压缩；

当动力装置工作结束后，弹簧A、芯轴和后导向套筒A、B连同动力装置在弹簧A 6张力的作用下向后分离，同时弹簧B3通过弹簧力将前导向套筒B向后推动，前导向套筒B将分体螺母各块体卡死在空腔内；从而在弹簧A、芯轴和后导向套筒A、B向后移动的过程中，实现动力装置和导弹的分离。

具体方案是，各部件材质可选合理的金属材料，如三瓣螺母、芯轴、楔形装置、底座以及上下套筒采用7075铝合金；大弹簧、小弹簧采用60Si2MnA钢。

以上所述仅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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。