可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置的制作方法

本发明涉及磁悬浮，尤其涉及一种可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置。

背景技术：

1、飞行器电磁助推发射是一种采用磁悬浮与电磁推进技术，消除磁悬浮设备和飞行器组成的组合体与轨道的机械摩擦阻力，将组合体在近地面加速到超声速后，再将飞行器与磁悬浮设备分离，飞行器无控分离飞行一段时间后，再在空中自主点火，该发射方式使飞行器在近地面获得大量动能。飞行器电磁助推发射可以提升飞行器有效载荷质量，降低飞行器气动外形设计难度和空天运输成本，可应用于航天、军事等诸多领域。

2、组合发动机飞行器一般将进气道设计在机腹下方，由于进气道不能有效传递力学载荷，因此磁悬浮设备与飞行器的接口设计在机腹两侧，磁悬浮设备对飞行器形成半包围结构。飞行器与磁悬浮设备未分离时，两者在电磁载荷约束下在相同的平衡位置运动；分离过程中，外部载荷环境变化，其中磁悬浮设备主要受到电磁载荷作用，飞行器主要受到气动载荷作用，飞行器在侧风等气动载荷条件下，具有偏离平衡位置的趋势，而橇车则在电磁推进系统载荷的作用下，具有回复到平衡位置的趋势。由于磁悬浮设备对飞行器形成半包围结构，因此磁悬浮设备接口极有可能与飞行器发生碰撞。

3、因此，需要一种磁悬浮设备接口，能够避免飞行器与磁悬浮设备发生碰撞。

技术实现思路

1、本发明提供了一种可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置，能够解决现有技术中的问题。

2、本发明提供了一种可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置，其中，该接口装置包括传力单元和导向单元，飞行器通过所述传力单元与磁悬浮设备连接，在分离前所述传力单元用于将所述磁悬浮设备产生的力学载荷传递至所述飞行器，在分离时所述传力单元脱落以使所述飞行器与所述磁悬浮设备分离，所述导向单元设置在飞行器的机腹两侧，所述导向单元包括弹性材料部、结构件、第一预紧力调节部件和第二预紧力调节部件，所述结构件内设置有预紧力调节空腔，所述弹性材料部一端与所述机腹连接，另一端穿过所述结构件到达所述预紧力调节空腔，所述预紧力调节空腔底部设置有多个孔，所述第一预紧力调节部件设置在所述预紧力调节空腔内，所述第二预紧力调节部件穿过所述孔调节所述第一预紧力调节部件在所述预紧力调节空腔内的位置，以实现对所述弹性材料部的预紧力调节。

3、优选地，所述传力单元包括爆炸螺栓。

4、优选地，所述弹性材料部采用弹性阻尼材料。

5、优选地，所述弹性阻尼材料为金属橡胶、聚四氟乙烯或聚氨酯。

6、优选地，所述第一预紧力调节部件为垫片。

7、优选地，所述孔为螺纹孔，所述第二预紧力调节部件为螺栓。

8、通过上述技术方案，可以避免分离过程中飞行器与磁悬浮设备发生碰撞，且该接口装置具有结构简单、质量轻、可靠性高等优点。

技术特征：

1.一种可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置，其特征在于，该接口装置包括传力单元和导向单元，飞行器通过所述传力单元与磁悬浮设备连接，在分离前所述传力单元用于将所述磁悬浮设备产生的力学载荷传递至所述飞行器，在分离时所述传力单元脱落以使所述飞行器与所述磁悬浮设备分离，所述导向单元设置在飞行器的机腹两侧，所述导向单元包括弹性材料部、结构件、第一预紧力调节部件和第二预紧力调节部件，所述结构件内设置有预紧力调节空腔，所述弹性材料部一端与所述机腹连接，另一端穿过所述结构件到达所述预紧力调节空腔，所述预紧力调节空腔底部设置有多个孔，所述第一预紧力调节部件设置在所述预紧力调节空腔内，所述第二预紧力调节部件穿过所述孔调节所述第一预紧力调节部件在所述预紧力调节空腔内的位置，以实现对所述弹性材料部的预紧力调节。

2.根据权利要求1所述的接口装置，其特征在于，所述传力单元包括爆炸螺栓。

3.根据权利要求2所述的接口装置，其特征在于，所述弹性材料部采用弹性阻尼材料。

4.根据权利要求3所述的接口装置，其特征在于，所述弹性阻尼材料为金属橡胶、聚四氟乙烯或聚氨酯。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的接口装置，其特征在于，所述第一预紧力调节部件为垫片。

6.根据权利要求5所述的接口装置，其特征在于，所述孔为螺纹孔，所述第二预紧力调节部件为螺栓。

技术总结本发明涉及磁悬浮技术领域，公开了一种可被动控制飞行器分离姿态的磁悬浮设备接口装置，该接口装置包括传力单元和导向单元，飞行器通过传力单元与磁悬浮设备连接，分离前传力单元用于将磁悬浮设备产生的力学载荷传递至飞行器，分离时传力单元脱落以使飞行器与磁悬浮设备分离，导向单元设置在飞行器的机腹两侧，导向单元包括弹性材料部、结构件、第一预紧力调节部件和第二预紧力调节部件，结构件内设置有预紧力调节空腔，弹性材料部一端与机腹连接，另一端穿过结构件到达预紧力调节空腔，预紧力调节空腔底部设置有多个孔，第一预紧力调节部件设置在预紧力调节空腔内，第二预紧力调节部件穿过孔调节第一预紧力调节部件在预紧力调节空腔内的位置。技术研发人员：毛凯,高文轶,翟茂春,侯召轩,李少伟,王晓明,徐颖蕾,杨德林,余笔超受保护的技术使用者：中国航天科工飞航技术研究院（中国航天海鹰机电技术研究院）技术研发日：技术公布日：2024/7/4