一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置

摘要

本发明提供了一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，属于飞行器分离技术领域，解决了现有技术无法保证涡波效应乘波体飞行器分离可靠性的问题。该装置包括前锥、后锥、支撑板、轴向连接筒、切割索组件、锁紧螺母和弹簧推杆组件。其中，前锥为中空结构，其前端设有可嵌入飞行器翼面、舵面的开口，其后端设有与后锥配合使用以实现飞行器导向运动的曲面结构，其内部设有平板结构。该平板结构上设有对飞行器限位的斜面凸台，以及固定弹簧推杆组件一端的位点。后锥与前锥采用一体式设计结构，内部安装用于支撑轴向连接筒、固定弹簧推杆组件另一端的支撑板。轴向连接筒前端套设有可起爆的切割索组件，后端通过锁紧螺母固定于支撑板上。

权利要求

1.一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，包括前锥（1）、后锥（2）、支撑板（3）、轴向连接筒（4）、切割索组件（5）、锁紧螺母（6）和弹簧推杆组件（7）；其中，前锥（1）为中空结构，其前端设有可嵌入飞行器翼面、舵面的开口，其后端设有与后锥（2）配合使用以实现飞行器导向运动的曲面结构，其内部设有平板结构（103）；该平板结构（103）上设有对飞行器限位的斜面凸台（101），以及固定弹簧推杆组件（7）一端的位点；

后锥（2）与前锥（1）采用一体式设计结构，内部安装有支撑轴向连接筒（4）并固定弹簧推杆组件（7）另一端的支撑板（3）；轴向连接筒（4）贯穿前锥（1）、后锥（2）的内部，其前端套设有可起爆的切割索组件（5），并设有前连接螺纹（401），其后端通过锁紧螺母（6）固定于支撑板（3）上；轴向连接筒（4）的前连接螺纹（401）与飞行器尾段连接。

2.根据权利要求1所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所述前锥（1）前端的开口包括水平方向开口和竖直方向开口，开口大小分别与嵌入的飞行器的水平翼面、垂直舵面的尺寸匹配。

3.根据权利要求1或2所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在

于，在前锥（1）的内部，所述平板结构（103）的中部设有可嵌入飞行器尾部并为该尾部提供支撑的中心孔，该中心孔的边缘处均匀设置多处用于对飞行器限位的斜面凸台（101）；其中，每一斜面凸台（101）的斜面与上述中心孔的轴线的夹角均相同，用于对飞行器提供轴向和径向的限位。

4.根据权利要求3所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所有斜面凸台（101）的中心均位于同一平面上；并且，所述平板结构（103）的中心孔外侧的周向上均匀设有多个尺寸相同的安装孔，用于通过紧固螺钉（8）穿过该安装孔进行前锥（1）和相应弹簧推杆组件（7）一端的连接；

所述支撑板（3）上设有与上述安装孔位置匹配的安装位点，用于进行实现支撑板（3）和相应弹簧推杆组件（7）另一端的连接，使得每一固定后的弹簧推杆组件（7）均与飞行器的轴向平行。

5.根据权利要求4所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所述前锥（1）后端的曲面结构为圆柱配合面（102）；并且，所述后锥（2）前端设有与上述圆柱配合面（102）尺寸匹配的导向圆柱面（201），以与上述前锥（1）的圆柱配合面（102）配合使用实现飞行器导向运动。

6.根据权利要求5所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所述前锥（1）后端的两侧分别设有至少一个方形凹槽（105）；并且，所述后锥（2）前端两侧分别设有至少一个方形凸起，每一方向凸起的位置、尺寸与相应方形凹槽（105）的位置尺寸匹配，以实现前锥（1）和后锥（2）连接结构的纵向抗弯位置限定和周向抗扭位置限定。

7.根据权利要求6所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所述轴向连接筒（4）的前端还设有用于切割索组件（5）起爆后可将轴向连接筒（4）切断的削弱槽（402），其后端设有用于连接锁紧螺母（6）的后连接螺纹（403）；

所述切割索组件（5）与削弱槽（402）的距离小于设定距离。

8.根据权利要求4、5、6、7任意一项所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，平板结构（103）上的所有安装孔均为螺钉安装孔（104）。

9.根据权利要求8所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，所述后锥（2）的后端设有与助推火箭连接的安装结构。

10.根据权利要求1、2、4、5、6、7、9任意一项所述的用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，其特征在于，还包括控制器；其中，所述控制器用于控制切割索组件（5）起爆。

说明书

一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行器分离技术领域，尤其涉及一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置。

背景技术

[0002] 随着高超声速飞行器技术的不断发展，提高乘波体宽速域气动性能成为一重要的研究方向。涡波效应乘波体是通过科学有效的气动外形设计，使乘波体在低速飞行时，在飞行器背面引入漩涡效应，利用涡升力保证乘波体的高升阻比。

[0003] 涡波效应乘波体飞行器具有后掠水平翼面，且上有垂直舵面，下有腹翼，尾段为径向收缩式曲面结构，尾端径向尺寸小，不能以常规轴向端面连接分离方式进行级间连接，否则结构难以承受飞行过程产生的巨大弯矩。并且，该飞行器的头部顶点与尾段几何中心不在同一轴线，以常规飞行器尾端面进行轴向分离时，受偏心矩影响，不能保持水平分离。

[0004] 现有的锁紧释放装置中，专利202210173791.2需要将入轨飞行器下表面与运载飞行器上表面贴合连接，而涡波效应乘波体飞行器腹部有腹翼，不适用该贴合连接的方案，影响入轨飞行器下表面气流分布，无法发挥涡波效应乘波体应有的气动特性。专利201911055185.5公开的级间舱两端均为回转体，不具备涡波效应乘波体飞行器的分离导向功能。专利201810834546通过在级间舱壳体安装增压罩，增加上面级与下面级之间的气动阻力差，依靠气动阻力差实现级间分离，但分离速度底，可靠性差，且分离机构与上面级通过爆炸螺栓连接，只适用于轴对称飞行器，不适用于涡波效应乘波体飞行器。

发明内容

[0005] 鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，用以解决现有技术无法保证涡波效应乘波体飞行器分离可靠性的问题。

[0006] 一方面，本发明实施例提供了一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，包括前锥（1）、后锥（2）、支撑板（3）、轴向连接筒（4）、切割索组件（5）、锁紧螺母（6）和弹簧推杆组件（7）；其中，

[0007] 前锥（1）为中空结构，其前端设有可嵌入飞行器翼面、舵面的开口，其后端设有与后锥（2）配合使用以实现飞行器导向运动的曲面结构，其内部设有平板结构（103）；该平板结构（103）上设有对飞行器限位的斜面凸台（101），以及固定弹簧推杆组件（7）一端的位点；

[0008] 后锥（2）与前锥（1）采用一体式设计结构，内部安装有支撑轴向连接筒（4）、并固定弹簧推杆组件（7）另一端的支撑板（3）；轴向连接筒（4）贯穿前锥（1）、后锥（2）的内部，其前端套设有可起爆的切割索组件（5），其后端通过锁紧螺母（6）固定于支撑板（3）上。

[0009] 上述技术方案的有益效果如下：该锁紧释放装置应用于涡波效应乘波体飞行器与助推火箭的级间锁紧与分离，能够保证飞行器的气动外形不受影响，抵抗飞行过程巨大弯矩，分离具有导向功能，保证飞行器姿态，以及分离快速、可靠。具体地，当进行级间锁紧时，将飞行器嵌入前锥（1）穿过轴向连接筒（4）后依次通过锁紧螺母（6）、支撑板（3）固定于后锥（2）上，实现轴向锁紧限位。由于该锁紧释放装置嵌入了飞行器的翼面、舵面，相比现有常规的轴向端面连接分离方式，增大了固定面积后，结构能够承受飞行过程所产生的巨大弯矩。当进行级间分离时，通过切割索组件（5）的切割实现级间分离，弹簧推杆组件（7）提供分离冲量，后锥（2）与飞行器携带的前锥（1）分离后，通过弹簧推杆组件（7）实现前锥（1）、后锥（2）的轴向限位，使得飞行器与前锥（1）实现分离。相比常规飞行器尾端面轴向分离方式，保证了飞行器与助推火箭进行水平分离，保证了分离可靠性。

[0010] 基于上述装置的进一步改进，所述前锥（1）、后锥（2）均采用椎形薄壁壳体结构；并且，

[0011] 所述前锥（1）前端的开口包括水平方向开口和竖直方向开口，开口大小分别与嵌入的飞行器的水平翼面、垂直舵面的尺寸匹配。

[0012] 进一步，在前锥（1）的内部，所述平板结构（103）的中部设有可嵌入飞行器尾部并为该尾部提供支撑的中心孔，该中心孔的边缘处均匀设置多处用于对飞行器限位的斜面凸台（101）；其中，

[0013] 每一斜面凸台（101）的斜面与上述中心孔的轴线的夹角均相同，用于对飞行器提供轴向和径向的限位。

[0014] 进一步，所有斜面凸台（101）的中心均位于同一平面上；并且，

[0015] 所述平板结构（103）的中心孔外侧的周向上均匀设有多个尺寸相同的安装孔，用于通过紧固螺钉（8）穿过该安装孔进行前锥（1）和相应固定弹簧推杆组件（7）一端的连接；

[0016] 所述支撑板（3）上设有与上述安装孔位置匹配的安装位点，用于进行实现支撑板（3）和相应固定弹簧推杆组件（7）另一端的连接，使得每一固定弹簧推杆组件（7）均与飞行器的轴向平行。

[0017] 进一步，所述前锥（1）后端的曲面结构为圆柱配合面（102）；并且，

[0018] 所述后锥（2）前端设有与上述圆柱配合面（102）尺寸匹配的导向圆柱面（201），以与上述前锥（1）的圆柱配合面（102）配合使用实现飞行器导向运动。

[0019] 进一步，所述前锥（1）后端的两侧分别设有至少一个方形凹槽（105）；并且，[0020] 所述后锥（2）前端两侧分别设有至少一个方形凸起，每一方向凸起的位置、尺寸与上述方形凹槽（105）的位置尺寸匹配，以实现前锥（1）和后锥（2）连接结构的纵向抗弯位置限定和周向抗扭位置限定。

[0021] 进一步，所述轴向连接筒（4）的前端还设有用于连接飞行器尾段的前连接螺纹（401）、用于切割索组件（5）起爆后可将轴向连接筒（4）切断的削弱槽（402），其后端设有用于连接锁紧螺母（6）的后连接螺纹（403）；

[0022] 所述切割索组件（5）与削弱槽（402）的距离小于设定距离。

[0023] 进一步，平板结构（103）上的所有安装孔均为螺钉安装孔（104）。

[0024] 进一步，所述后锥（2）的后端设有与助推火箭连接的安装结构。

[0025] 进一步，该锁紧释放装置还包括控制器；其中，

[0026] 所述控制器用于控制切割索组件（5）起爆。

[0027] 与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

[0028] 1、保证涡波效应乘波体飞行器气动外形不受影响，充分利用飞行器气动特性，保证飞行器宽速域的高升阻比特性。

[0029] 2、该装置连同涡波效应乘波体飞行器飞行时结构刚度高，安全抵抗18000N·m纵向弯矩。

[0030] 3、保证涡波效应乘波体飞行器飞行器分离姿态，分离后飞行器姿态变化量≤±1°。

[0031] 4、涡波效应乘波体飞行器快速可靠分离，分离速度≥2.5m/s，分离时间≤300ms。

[0032] 提供发明内容部分是为了以简化的形式来介绍对概念的选择，它们在下文的具体实施方式中将被进一步描述。发明内容部分无意标识本公开的重要特征或必要特征，也无意限制本公开的范围。

附图说明

[0033] 通过结合附图对本公开示例性实施例进行更详细的描述，本公开的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本公开示例性实施例中，相同的参考标号通常代表相同部件。

[0034] 图1示出了实施例1涡波效应乘波体飞行器与锁紧释放装置的连接示意图；

[0035] 图2示出了实施例1用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置组成示意图；

[0036] 图3示出了实施例2锁紧释放装置的锁紧状态示意图；

[0037] 图4示出了实施例2前锥的结构剖切示意图；

[0038] 图5示出了实施例2前锥的外部结构左视示意图；

[0039] 图6示出了实施例2前锥的外部结构右视示意图；

[0040] 图7示出了实施例2后锥的外部结构正视示意图；

[0041] 图8示出了实施例2后锥的外部结构俯视示意图；

[0042] 图9示出了实施例2轴向连接筒的结构示意图；

[0043] 图10示出了实施例2锁紧释放装置的锁紧状态示意图；

[0044] 图11示出了实施例2锁紧释放装置的解锁释放示意图；

[0045] 图12示出了实施例2锁紧释放装置与涡波效应乘波体飞行器完全分离示意图。

[0046] 附图标记：

[0047] 1‑ 前锥；2‑ 后锥；3‑ 支撑板；4‑ 轴向连接筒；5‑ 切割索组件；6‑ 锁紧螺母；7‑ 弹簧推杆组件；8‑紧固螺钉；101‑ 斜面凸台；102‑ 圆柱配合面；103‑ 平板结构；104‑ 螺钉安装孔；105‑ 方形凹槽；201‑ 导向圆柱面；202‑方形凸起；401‑ 前连接螺纹；402‑ 削弱槽；403‑ 后连接螺纹。

具体实施方式

[0048] 下面将参照附图更详细地描述本公开的实施例。虽然附图中显示了本公开的实施例，然而应该理解，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使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员。

[0049] 在本文中使用的术语“包括”及其变形表示开放性包括，即“包括但不限于”。除非特别申明，术语“或”表示“和/或”。术语“基于”表示“至少部分地基于”。术语“一个示例实施例”和“一个实施例”表示“至少一个示例实施例”。术语“另一实施例”表示“至少一个另外的实施例”。术语“第一”、“第二”等等可以指代不同的或相同的对象。下文还可能包括其他明确的和隐含的定义。

[0050] 涡波效应乘波体飞行器是一种利用涡波效应设计的乘波体飞行器，其具体结构参见《航空学报》中刘传振等发表的《涡波效应宽速域气动外形设计》，以及《航空工程进展》中易怀喜等发表的《涡升力乘波体发展研究综述》。该飞行器具有后掠水平翼面，上有垂直舵面，下有腹翼。尾段为径向收缩式曲面结构，尾端径向尺寸小，气动外形复杂，不能以常规轴向端面连接分离方式进行级间连接，且尾端面径向尺寸小，自身结构难以承受飞行过程所产生的巨大弯矩。并且，该飞行器头部顶点、质心与飞行器尾段几何中心不在同一轴线，以常规飞行器尾端面轴向分离时，受飞行器的偏心矩影响，飞行器不能保持水平分离。因此，目前尚难以应用于实际工程应用。

[0051] 实施例1

[0052] 本发明的一个实施例，公开了一种用于涡波效应乘波体飞行器的锁紧释放装置，如图1 2所示，包括前锥1、后锥2、支撑板3、轴向连接筒4、切割索组件5、锁紧螺母6和弹簧推~杆组件7。

[0053] 其中，前锥1为该锁紧释放装置的接口机构，其采用中空结构，其前端设有可嵌入飞行器翼面、舵面的开口，其后端设有与后锥2配合使用以实现飞行器导向运动的曲面结构，其内部设有平板结构103；该平板结构103上设有对飞行器限位的斜面凸台101，以及固定弹簧推杆组件7的位点。

[0054] 后锥2与前锥1采用一体式设计结构（使用同一锥度，表面平整连接过渡），内部安装有为轴向连接筒4提供支撑的支撑板3；轴向连接筒4贯穿前锥1、后锥2的内部，其前端套设有可起爆的切割索组件5，其后端通过锁紧螺母6固定于支撑板3上。

[0055] 切割索组件5、弹簧推杆组件7均为分离结构的常用组件。其中，弹簧推杆组件7的具体结构可参见专利CN201710957140.1等。切割索组件5一般包括切割索、电发火管以及火焰雷管等，其具体结构可参见专利CN201911055185.5、CN202110699070.0等，本领域技术人员能够理解。

[0056] 轴向连接筒4即沿飞行器轴向设置的筒状连接装置，通过其前端嵌入飞行器尾部，后端通过锁紧螺母6固定于支撑板3上，进而固定于后锥2上。

[0057] 级间锁紧时，涡波效应乘波体飞行器的尾段嵌入前锥1后，通过轴向连接筒4、锁紧螺母6与后锥2实现轴向锁紧，前锥1通过平板结构103、曲面结构径向支撑飞行器尾段，后锥2内支撑板3上的弹簧推杆组件7压缩蓄能；级间分离时，切割索组件5爆炸切断轴向连接筒
4，弹簧推杆组件7推动前锥1和飞行器运动，之后前锥1受弹簧推杆组件7结构限位停止运动，飞行器依靠惯性保持沿轴线运动与前锥分离。

[0058] 级间锁紧时，前锥1内部斜面凸台101为飞行器提供径向支撑，级间分离时，斜面凸台101推动飞行器沿前锥1后端的曲面结构轴线运动。

[0059] 上述锁紧释放装置带动涡波效应乘波体飞行器先运动后分离，前锥1与后锥2配合运动，保证飞行器沿轴线运动，前锥1受弹簧推杆组件7的结构限位运动停止，飞行器依靠惯性保持沿轴线运动与前锥1分离。

[0060] 与现有技术相比，本实施例提供的锁紧释放装置应用于涡波效应乘波体飞行器与助推火箭的级间锁紧与分离，能够保证飞行器的气动外形不受影响，抵抗飞行过程巨大弯矩，分离具有导向功能，保证飞行器姿态，以及分离快速、可靠。具体地，当进行级间锁紧时，将飞行器嵌入前锥1穿过轴向连接筒4后依次通过锁紧螺母6、支撑板3固定于后锥2上，实现轴向锁紧限位。由于该锁紧释放装置嵌入了飞行器的翼面、舵面，相比现有常规的轴向端面连接分离方式，增大了固定面积后，结构能够承受飞行过程所产生的巨大弯矩。当进行级间分离时，通过切割索组件5的切割实现级间分离，弹簧推杆组件7提供分离冲量，后锥2与飞行器携带的前锥1分离后，通过弹簧推杆组件7实现前锥1、后锥2的轴向限位，使得飞行器与前锥1实现分离。相比常规飞行器尾端面轴向分离方式，保证了飞行器与助推火箭进行水平分离，保证了分离可靠性。

[0061] 实施例2

[0062] 在实施例1的基础上进行改进，该锁紧释放装置还包括紧固螺钉8，用于将弹簧推杆组件7固定于前锥1的安装孔上，实现弹簧推杆组件与前锥1的固定连接，如图3所述。前锥1的位点通安装孔+紧固螺钉8实现了弹簧推杆组件7的固定。

[0063] 优选地，前锥1、后锥2均采用锥形薄壁壳体结构（也称薄锥壳）。

[0064] 前锥1、后锥2具有设定长度，使得该飞行器的水平翼面、垂直舵面、腹翼均处于该锁紧释放装置的内部。

[0065] 前锥1前端的开口包括水平方向开口和竖直方向开口，开口大小分别与嵌入的飞行器的水平翼面、垂直舵面的尺寸匹配，用于将涡波效应乘波体飞行器翼面及舵面嵌入前锥壳体内。

[0066] 优选地，在前锥1的内部，所述平板结构103的中部设有可嵌入飞行器尾部并为该尾部提供支撑的中心孔，该中心孔的边缘处均匀设置多处用于对飞行器限位的斜面凸台101。

[0067] 其中，每一斜面凸台101的斜面与上述中心孔的轴线的夹角均相同，用于对飞行器提供轴向和径向的限位。如图5所示，前锥1内部有4处斜面凸台101，斜面与轴线夹角为40°，可用于飞行器的轴向和径向限位。

[0068] 优选地，所有斜面凸台101的中心（几何中心、质心）均位于同一平面上，尺寸可以不同。即斜面凸台101所在剖面为平板结构103。并且，所述平板结构103的中心孔外侧的周向上均匀设有4个尺寸相同的安装孔，用于供前锥1和相应固定弹簧推杆组件7一端的连接。

[0069] 优选地，前锥1后端的曲面结构为圆柱配合面102，如图4所示。并且，所述后锥2前端设有与上述圆柱配合面102尺寸匹配的导向圆柱面201，以与前锥1的圆柱配合面102配合使用实现飞行器导向运动。级间锁紧时，前锥1内部斜面凸台101为飞行器提供径向支撑，级间分离时，斜面凸台101推动飞行器沿导向圆柱面201轴线运动。

[0070] 优选地，前锥1后端的两侧分别设有至少一个方形凹槽105，如图6所示。并且，后锥2前端两侧分别设有至少一个方形凸起，每一方向凸起的位置、尺寸与上述方形凹槽105的位置尺寸匹配，以保证飞行器沿轴线运动，同时实现前锥1和后锥2连接结构的纵向抗弯位置限定和周向抗扭位置限定，起到抗弯和抗扭转作用。

[0071] 优选地，轴向连接筒4的前端还设有用于连接飞行器尾段的前连接螺纹401、用于切割索组件5起爆后可将轴向连接筒4切断的削弱槽402，其后端设有用于连接锁紧螺母6的后连接螺纹403，如图9所示。

[0072] 优选地，切割索组件5与削弱槽402的距离小于设定距离，以使爆炸产生的冲击波能够有效地切断轴向连接筒4，实现前锥1、后锥2的轴向连接力解除。

[0073] 优选地，平板结构103上的所有安装孔均为螺钉安装孔104，尺寸与紧固螺钉8的尺寸适配。

[0074] 后锥2采用锥壳结构。后端设有与助推火箭连接的安装结构，具体结构可根据助推火箭的前端结构进行设计，例如螺纹连接或者其他连接方式。

[0075] 后锥2前端有导向圆柱面201，圆柱面两侧有方形凸起202，与前锥1两侧方形凹槽105配合，保证飞行器沿轴线运动，同时起到纵向抗弯位置限定和周向抗扭作用，如图7 8所~
示。

[0076] 优选地，后锥2的支撑板3上设有4处螺纹安装孔，用于4组弹簧推杆组件7的另一端与支撑板3连接安装。级间锁紧时，弹簧推杆组件7的一端顶在前锥1的103平板结构上，另一端固定于支撑板3上。级间释放分离时，弹簧推杆组件7为前锥1提供轴向推力并为前锥1提供轴向结构限位。

[0077] 优选地，该锁紧释放装置还包括控制器。其中，控制器用于控制切割索组件5在设定时间或设定时刻或设定地点起爆。

[0078] 实施时，分离过程参见图10 图12所示。~

[0079] 级间锁紧时，以轴向连接锁紧、径向支撑来增加飞行器抗弯性能为设计思路，涡波效应乘波体飞行器与前锥1、后锥2为轴向串联连接，参见图10。涡波效应乘波体飞行器尾段嵌入到前锥1，飞行器的水平翼面、垂直舵面、腹翼插入到前锥1的开口中，前锥1内斜面凸台101与飞行器尾段内的4处限位面紧密接触，参见图3放大细节；轴向连接筒4的前连接螺纹
401与飞行器尾段连接，前锥1套接在后锥2的导向圆柱面201上，支撑板3安装在后锥2内部，
4组弹簧推杆组件7安装在支撑板3的安装孔上，紧固螺钉8穿过前锥1的螺钉安装孔104，连接在弹簧推杆组件7的推杆上，将前锥1与4个弹簧推杆组件7连接。轴向连接筒4穿过支撑板
3的中心孔，锁紧螺母6安装在后连接螺纹403上，底面抵住支撑板3，实现涡波效应乘波体飞行器与前锥1、后锥2的轴向锁紧，4组弹簧推杆组件7被压缩蓄能，前锥1的斜面凸台101对飞行器轴向限位和径向支撑，至此完成飞行器的级间锁紧。

[0080] 为减少飞行器分离姿态受自身偏心矩影响，以飞行器先定向运动，后分离为设计思路进行分离设计。释放分离时，如图11所示，切割索组件5起爆（为本领域现有成熟技术，不再赘述），沿削弱槽402将轴向连接筒4切断，涡波效应乘波体飞行器与前锥1、后锥2的轴向连接力解除，4组弹簧推杆组件7弹性势能释放，作用在平板结构103上，推动前锥1带动涡波效应乘波体飞行器一起沿导向圆柱面201的轴线运动；前锥1受4组弹簧推杆组件7的结构限位运动停止，涡波效应乘波体飞行器依靠惯性保持沿轴线运动，与前锥1实现分离，如图12所示，分离姿态≤±1°，全程分离时间≤300ms。

[0081] 以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对现有技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。