本申请公开了一种蓄能式弹射密封防护装置以及飞行器发射方法，涉及航天技术领域，其包括：发射筒，其套设在飞行器外，在发射筒内壁还设置有限位槽；防护盖，其可拆卸连接于发射筒的一侧；锁紧组件，其数量有若干个，中心对称安装于防护盖内壁，所述锁紧组件包括钢珠和锁定解锁装置，当锁定解锁装置处于锁定状态时，所述钢珠部分嵌入限位槽，当锁定解锁装置处于解锁状态时，钢珠脱出限位槽；弹性蓄能组件，其设置在防护盖和飞行器之间；所述限位槽和锁紧组件的数量相同。本申请的目的在于解决相关技术中小型飞行器筒式发射时密封装置结构复杂、重量大、碎片干扰严重的问题。碎片干扰严重的问题。碎片干扰严重的问题。
【技术实现步骤摘要】
一种蓄能式弹射密封防护装置以及飞行器发射方法
[0001]本申请涉及航天
，具体涉及一种蓄能式弹射密封防护装置以及飞行器发射方法。
技术介绍
[0002]目前，筒式飞行器在地面贮存时要求具备较好的密封性能，满足雨水、盐雾、沙尘等环境条件的防护与使用；而小型飞行器地面或者空中筒式发射时，还要求具备消极重量小、干扰弱等特点。现有的技术主要采用如下几种技术：易碎盖密封盖技术，采用某些材料易碎的特性辅以特定结构设计，确保通过飞行器发射气流、或者本身动能来破坏易碎盖达到出筒的目的；该方案简洁，但碎片的大小、脱落轨迹随机，容易干扰飞行器，往往应用在大吨位的飞行器的防护。机械式开关密封盖技术，采用特定的动力单元实现密封盖关闭/开启；该技术结构复杂、质量大、且需要额外的动力、控制单元，往往应用在的空间结构充裕的飞行器的防护。综上所述，现有的筒式发射的飞行器的防护盖技术方案对于小型飞行器的筒式发射，尤其是空中的筒式发射工况，不具备技术优势。
技术实现思路
[0003]针对现有技术中存在的缺陷，本申请的目的在于提供一种蓄能式弹射密封防护装置以及飞行器发射方法，以解决相关技术中小型飞行器筒式发射时密封装置结构复杂、重量大、碎片干扰严重的问题。
[0004]为达到以上目的，采取的技术方案是：发射筒，其套设在飞行器外，在发射筒内壁还设置有限位槽；
[0005]防护盖，其可拆卸连接于发射筒的一侧；
[0006]锁紧组件，其数量有若干个，中心对称安装于防护盖内壁，所述锁紧组件包括钢珠和锁定解锁装置，当锁定解锁装置处于锁定状态时，所述钢珠部分嵌入限位槽，当锁定解锁装置处于解锁状态时，钢珠脱出限位槽；
[0007]弹性蓄能组件，其设置在防护盖和飞行器之间；
[0008]所述限位槽和锁紧组件的数量相同。
[0009]优选的，所述弹性蓄能组件包括：
[0010]底板，其和防护盖固定连接；
[0011]压板，其通过蓄能弹簧和底板弹性连接，飞行器和压板远离底板的一侧互相抵触；
[0012]所述蓄能弹簧的数量有若干个，均匀设置在底板和压板之间。
[0013]优选的，所述锁定解锁组件包括：
[0014]基座，其固定设置在防护盖或锁紧组件上；
[0015]紧固装置，其设置在基座内，用以将钢珠推入限位槽；
[0016]锁定装置，其设置在基座内，用以解锁或锁定所述紧固装置。
[0017]优选的，所述紧固装置包括：
[0018]限位销，其滑动设置在基座内部，并且其一端和钢珠互相抵触；
[0019]端帽，其固定设置在基座内；
[0020]解锁弹簧，其将限位销和端帽之间弹性连接；
[0021]所述钢珠、限位销、解锁弹簧和端帽沿与发射筒内壁垂直的方向串行设置。
[0022]优选的，所述锁定装置包括：
[0023]锁舌，其和限位销互相配合锁定，并且沿远离防护盖的方向伸出基座；
[0024]锁定弹簧，其将锁舌和基座互相弹性连接；
[0025]所述锁舌和锁定弹簧沿与发射筒内壁平行的方向串行设置。
[0026]优选的，所述锁定装置还包括手动拉杆，手动拉杆部分设置在防护盖内，且手动拉杆和锁舌靠近防护盖的一端固定连接。
[0027]优选的，所述蓄能组件还包括导向螺钉，所述导向螺钉滑动连接于所述底板以及所述压板。
[0028]优选的，所述发射筒内壁上还设置有若干个支撑环。
[0029]一种飞行器发射方法，包括：
[0030]飞行器装入发射筒，且飞行器、发射筒、防护盖和弹性蓄能组件同轴，此时锁定解锁装置处于锁定状态；
[0031]飞行器发射时，飞行器前端挤压防护盖上的弹性蓄能组件压缩；
[0032]在弹性蓄能组件压缩到预设位置后，飞行器触发锁定解锁装置，使得钢珠脱出限位槽，解除防护盖和发射筒之间的连接，防护盖在弹性蓄能组件的弹力下向前弹出，发射筒和飞行器相对脱出。
[0033]优选的，在飞行器装入发射筒前，选用的防护盖和弹性蓄能组件需要满足以下关系：
[0034][0035]其中，
[0036]S为防护装置脱离后防护罩和飞行器之间的安全距离，由发射任务决定；
[0037]F为弹性蓄能组件在解锁时的总弹力；
[0038]f为防护装置脱离时的阻力；
[0039]t为防护装置脱离后防护罩和飞行器达到安全距离的时间，由发射任务决定；
[0040]M为防护罩的质量。
[0041]本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：
[0042]本申请的蓄能式弹射密封防护装置，由于通过设置蓄能组件，在飞行器加速飞行的过程中，会逐渐吸收飞行器动能，积蓄能量，达到指定能量大小的时候释放，将防护盖和发射筒分离，释放出飞行器。本申请一方面没有破碎破片，使得分离后残余物和飞行器的相对位置比较容易判断，对飞行器的影响较小，另一方面也无需复杂的接卸结构、控制单元就能将防护罩脱离飞行器。
附图说明
[0043]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使
用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0044]图1为本申请中一个实施例的剖视图。
[0045]图2为图1所示实施例中，去除了飞行器和发射筒后的俯视图。
[0046]图3为图2中沿A
‑
A剖面的剖视图。
[0047]图4为图2中沿B
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B剖面的剖视图。
[0048]图5为图1所示实施例中锁紧组件的正视图。
[0049]图6为图5中沿C
‑
C剖面的剖视图。
[0050]图7为图6中沿E
‑
E剖面的剖视图。
[0051]图8为图5中沿D
‑
D剖面的剖视图。
[0052]附图标记：
[0053]1、发射筒；11、限位槽；12、支撑环；2、防护盖；3、锁紧组件； 31、钢珠；32、锁定解锁装置；321、基座；322、紧固装置；3221、限位销；3222、端帽；3223、解锁弹簧；323、锁定装置；3231、锁舌； 3232、锁定弹簧；3233、手动拉杆；4、弹性蓄能组件；41、底板；42、压板；43、蓄能弹簧；44、导向螺钉。
具体实施方式
[0054]为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面所描述的本专利技术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。
[0055]如图1所示，本实施例包括发射筒1、防护盖2、锁紧组件3和弹性蓄能组件4，所述发射筒1套设在飞行器外，图1中飞本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种蓄能式弹射密封防护装置，其特征在于，其包括：发射筒(1)，其套设在飞行器外，在发射筒内壁还设置有限位槽(11)；防护盖(2)，其可拆卸连接于发射筒的一侧；锁紧组件(3)，其数量有若干个，中心对称安装于防护盖(2)内壁，所述锁紧组件(3)包括钢珠(31)和锁定解锁装置(32)，当锁定解锁装置(32)处于锁定状态时，所述钢珠(31)部分嵌入限位槽(11)，当锁定解锁装置(32)处于解锁状态时，钢珠(31)脱出限位槽(11)；弹性蓄能组件(4)，其设置在防护盖(2)和飞行器之间；所述限位槽(11)和锁紧组件(3)的数量相同。2.如权利要求1所述的蓄能式弹射密封防护装置，其特征在于：所述弹性蓄能组件(4)包括：底板(41)，其和防护盖(2)固定连接；压板(42)，其通过蓄能弹簧(43)和底板(41)弹性连接，飞行器和压板(42)远离底板(41)的一侧互相抵触；所述蓄能弹簧(43)的数量有若干个，均匀设置在底板(41)和压板(42)之间。3.如权利要求2所述的蓄能式弹射密封防护装置，其特征在于：所述蓄能组件还包括导向螺钉(44)，所述导向螺钉(44)滑动连接于所述底板(41)以及所述压板(42)。4.如权利要求1所述的蓄能式弹射密封防护装置，其特征在于：所述锁定解锁组件包括：基座(321)，其固定设置在防护盖(2)或锁紧组件(3)上；紧固装置(322)，其设置在基座(321)内，用以将钢珠(31)推入限位槽(11)；锁定装置(323)，其设置在基座(321)内，用以解锁或锁定所述紧固装置(322)。5.如权利要求4所述的蓄能式弹射密封防护装置，其特征在于：所述紧固装置(322)包括：限位销(3221)，其滑动设置在基座(321)内部，并且其一端和钢珠(31)互相抵触；端帽(3222)，其固定设置在基座(321)内；解锁弹簧(3223)，其将限位销(3221)和端帽(3222)之间弹性连接；所述钢珠(31)、限位销(3221)、解锁弹簧(...
【专利技术属性】
技术研发人员：张正义，陈兴峰，汪文龙，黄康，王中洋，杨锐，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：
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