用于助推飞行器的分离弹簧安装结构及助推飞行器的制作方法

1.本发明涉及航空航天飞行器结构技术领域，尤其涉及一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构及助推飞行器。

背景技术：

2.利用助推飞行器作为运载工具将上面级送入空中，助推飞行器通常是由几级组成，当下面级完成工作后，必须要抛弃下面级以提高运载能力、确保有效载荷进入空中，故需设计级间分离结构。箱式发射助推飞行器，第一级尾罩分离主要用发动机启动推力作为分离冲量来源；尾罩上安装弹簧做为尾罩的侧向动力源，使得尾罩分离过程中沿着指定轨迹抛离。该分离方式虽然能够实现可靠分离，但分离过程的动力学扰动较大，分离体振动载荷大。尾罩上的弹簧容易与尾罩脱离，有撞击飞行器的风险，因此可靠性不高。工作过程中，弹簧压缩和释放，弹簧的一端必须固定，否则容易脱出形成多余物。在空间较大场合，固定弹簧比较容易，可以焊接、捆绑，无法焊接的条件下，弹簧固定非常困难。另外焊接后不适合维修拆开和再次焊接，因此迫切需要一种弹簧端头连接技术满足弹簧的连接需求。

技术实现要素：

3.本发明提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构及助推飞行器，能够解决现有技术中空间受限情况下弹簧固定困难的技术问题。
4.根据本发明的一方面，提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，分离弹簧安装结构包括：第一固定安装件，第一固定安装件具有第一安装孔；第二固定安装件，第二固定安装件具有第二安装孔；弹簧，弹簧的一端与第一固定安装件连接，弹簧的另一端与第二固定安装件连接；螺纹连接件，螺纹连接件用于实现弹簧与尾罩本体的固定连接；其中，尾罩本体具有螺纹连接孔，螺纹连接件依次穿过第一安装孔、弹簧以及第二安装孔与尾罩本体上的螺纹连接孔相配合以实现弹簧与尾罩本体的固定连接。
5.进一步地，分离弹簧安装结构包括多个螺纹连接件，第二固定安装件具有多个第二安装孔，尾罩本体具有多个螺纹连接孔，多个螺纹连接件、多个第二安装孔以及多个螺纹连接孔一一对应设置。
6.进一步地，第一固定安装件具有第一固定安装基体、第一卡扣和第二卡扣，第一卡扣设置在第一固定安装基体的一侧，第二卡扣设置在第一固定安装基体的另一侧，第一卡扣与弹簧的一侧相配合，第二卡扣与弹簧的另一侧相配合，第一卡扣和第二卡扣用于实现第一固定安装件与弹簧的一端之间的固定连接；第二固定安装件具有第二固定安装基体、第三卡扣和第四卡扣，第三卡扣设置在第二固定安装基体的一侧，第四卡扣设置在第二固定安装基体的另一侧，第三卡扣与弹簧的一侧相配合，第四卡扣与弹簧的另一侧相配合，第三卡扣和第四卡扣用于实现第二固定安装件与弹簧的另一端之间的固定连接。
7.进一步地，弹簧为螺旋形压缩弹簧，弹簧的材质包括弹簧钢。
8.进一步地，第一固定安装件和第二固定安装件的材质均包括铝合金、钛合金、钢或
高温合金。
9.进一步地，螺纹连接件的材质包括铝合金、钛合金、钢或高温合金。
10.进一步地，第一固定安装件和第二固定安装件的厚度均为0.2mm至5mm。
11.根据本发明的又一方面，提供了一种助推飞行器，助推飞行器包括分离弹簧安装结构和尾罩本体，分离弹簧安装结构为如上所述的分离弹簧安装结构，分离弹簧安装结构设置在尾罩本体上。
12.进一步地，尾罩本体具有弹簧容纳腔，螺纹连接孔设置在弹簧容纳腔的腔底面上，分离弹簧安装结构设置在弹簧容纳腔内。
13.进一步地，助推飞行器包括多个分离弹簧安装结构，尾罩本体具有多个弹簧容纳腔，多个分离弹簧安装结构一一对应设置在多个弹簧容纳腔内。
14.应用本发明的技术方案，提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，该分离弹簧安装结构通过设置第一固定安装件和第二固定安装件，弹簧的两端分别与第一固定安装件和第二固定安装件连接，安装时，螺纹连接件穿过第一固定安装件的第一安装孔进入弹簧内部，通过第二固定安装件的第二安装孔与尾罩本体连接，此种方式在尾罩上实现分离弹簧的可靠安装满足弹簧压缩与释放动作下弹簧与尾罩同步运动，同时实现了尾罩与弹簧的方便拆装，能够很好地实现助推飞行器与尾罩的分离动作。同时，由于本发明的结构形状没有限制，因此适应性强，能够适合各种助推飞行器的尾罩分离。因此，本发明所提供的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构与现有技术相比，能够有效解决弹簧安装问题，拆装方便且连接效果好，适用于高速飞行器领域的安装需求。
附图说明
15.所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
16.图1示出了根据本发明的具体实施例提供的尾罩本体上分离弹簧安装结构的爆炸结构示意图；
17.图2示出了根据本发明的具体实施例提供的第一固定安装件的结构示意图；
18.图3示出了根据本发明的具体实施例提供的第二固定安装件的结构示意图；
19.图4示出了根据本发明的具体实施例提供的尾罩本体上分离弹簧安装结构的纵向剖面结构示意图。
20.其中，上述附图包括以下附图标记：
21.10、第一固定安装件；11、第一固定安装基体；12、第一卡扣；13、第二卡扣；10a、第一安装孔；20、第二固定安装件；20a、第二安装孔；21、第二固定安装基体；22、第三卡扣；23、第四卡扣；30、弹簧；40、螺纹连接件；100、分离弹簧安装结构；200、尾罩本体；200a、弹簧容纳腔；200b、螺纹连接孔。
具体实施方式
22.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相
互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
23.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
24.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
25.如图1至图4所示，根据本发明的具体实施例提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，该分离弹簧安装结构包括第一固定安装件10、第二固定安装件20、弹簧30和螺纹连接件40，第一固定安装件10具有第一安装孔10a，第二固定安装件20具有第二安装孔20a，弹簧30的一端与第一固定安装件10连接，弹簧30的另一端与第二固定安装件20连接，螺纹连接件40用于实现弹簧30与尾罩本体的固定连接；其中，尾罩本体200具有螺纹连接孔，螺纹连接件40依次穿过第一安装孔10a、弹簧30以及第二安装孔20a与尾罩本体上的螺纹连接孔相配合以实现弹簧30与尾罩本体的固定连接。
26.应用此种配置方式，提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，该分离弹簧安装结构通过设置第一固定安装件和第二固定安装件，弹簧的两端分别与第一固定安装件和第二固定安装件连接，安装时，螺纹连接件穿过第一固定安装件的第一安装孔进入弹簧内部，通过第二固定安装件的第二安装孔与尾罩本体连接，此种方式在尾罩上实现分离弹簧的可靠安装满足弹簧压缩与释放动作下弹簧与尾罩同步运动，同时实现了尾罩与弹簧的方便拆装，能够很好地实现助推飞行器与尾罩的分离动作。同时，由于本发明的结构形状没有限制，因此适应性强，能够适合各种助推飞行器的尾罩分离。因此，本发明所提供的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构与现有技术相比，能够有效解决弹簧安装问题，拆装方便且连接效果好，适用于高速飞行器领域的安装需求。
27.作为本发明的一个具体实施例，如图1所示，用于助推飞行器的分离弹簧安装结构包括第一固定安装件10、第二固定安装件20、弹簧30和螺纹连接件40，在本实施例中，采用螺钉作为螺纹连接件40，尾罩本体200具有弹簧容纳腔200a，螺纹连接孔200b设置在弹簧容纳腔200a的腔底面上，分离弹簧安装结构设置在弹簧容纳腔200a内。在弹簧安装时，螺钉依次穿过第一安装孔10a、弹簧30以及第二安装孔20a与尾罩本体上的螺纹连接孔相配合以实现弹簧30与尾罩本体的固定连接。
28.进一步地，为了提高弹簧与尾罩本体之间的连接可靠性，可将分离弹簧安装结构配置为包括多个螺纹连接件40，第二固定安装件20具有多个第二安装孔20a，尾罩本体具有多个螺纹连接孔，多个螺纹连接件40、多个第二安装孔20a以及多个螺纹连接孔一一对应设置。
29.在此种配置方式下，第一螺纹连接件依次分别穿过第一安装孔10a、弹簧30以及第二安装孔20a与尾罩本体上的第一螺纹连接孔相配合，第二螺纹连接件依次分别穿过第一安装孔10a、弹簧30以及第二安装孔20a与尾罩本体上的第二螺纹连接孔相配合，以此类推，直至第n螺纹连接件依次分别穿过第一安装孔10a、弹簧30以及第二安装孔20a与尾罩本体上的第n螺纹连接孔相配合，此种方式能够极大地提高弹簧与尾罩本体之间的连接可靠性。
30.此外，在本发明中，为了实现弹簧与第一固定安装件10以及第二固定安装件20的可靠连接，可将第一固定安装件10配置为具有第一固定安装基体11、第一卡扣12和第二卡扣13，第一卡扣12设置在第一固定安装基体11的一侧，第二卡扣13设置在第一固定安装基体11的另一侧，第一卡扣12与弹簧30的一侧相配合，第二卡扣13与弹簧30的另一侧相配合，第一卡扣12和第二卡扣13用于实现第一固定安装件10与弹簧30的一端之间的固定连接；第二固定安装件20具有第二固定安装基体21、第三卡扣22和第四卡扣23，第三卡扣22设置在第二固定安装基体21的一侧，第四卡扣23设置在第二固定安装基体21的另一侧，第三卡扣22与弹簧30的一侧相配合，第四卡扣23与弹簧30的另一侧相配合，第三卡扣22和第四卡扣23用于实现第二固定安装件20与弹簧30的另一端之间的固定连接。
31.在此种配置方式下，第一固定安装基体11上设置有第一卡扣和第二卡扣，当需要与弹簧的一端固定连接时，通过施加一定外力使得第一卡扣和第二卡扣进入弹簧内部，当外力解除时，第一卡扣和第二卡扣即可卡紧弹簧，从而实现第一固定安装件与弹簧的一端之间的固定连接；同理，第二固定安装基体21上设置有第三卡扣和第四卡扣，当需要与弹簧的另一端固定连接时，通过施加一定外力使得第三卡扣和第四卡扣进入弹簧内部，当外力解除时，第三卡扣和第四卡扣即可卡紧弹簧，从而实现第二固定安装件与弹簧的另一端之间的固定连接
32.进一步地，在本发明中，尾罩本体200可以采用铝合金、钛合金、钢、高温合金等材料。结构形面为球形、椭球形、抛物面或者其他需要的形面。
33.此外，考虑结构强度以及使用可靠性，弹簧30为螺旋形压缩弹簧，弹簧30的材质包括弹簧钢。弹簧参数选取可以依据弹簧手册和使用条件进行选取。
34.进一步地，在本发明中，考虑固定安装件的结构强度以及使用可靠性，可将第一固定安装件10和第二固定安装件20的材质均配置为包括铝合金、钛合金、钢或高温合金。第一固定安装件10和第二固定安装件20的厚度均为0.2mm至5mm。第一固定安装件10和第二固定安装件20的外径与弹簧尺寸相适应，即第一固定安装件10和第二固定安装件20的外径与弹簧的外径相同或稍大于弹簧的外径。
35.此外，在本发明中，为了保证连接的可靠性，可将螺纹连接件40的材质配置为包括铝合金、钛合金、钢或高温合金。
36.作为本发明的一个具体实施例，尾罩本体200上可以根据需要安装一个或者多个分离弹簧安装结构，并且在每个分离弹簧安装结构的位置设计圆柱形凹槽，凹槽直径与圆柱弹簧外直径间隙为0.5mm至20mm，凹槽底部平台上设有螺纹连接孔200b，螺纹连接孔200b
的尺寸为m3至m10。第一固定安装件10上设置有一个第一安装孔10a，第一安装孔10a的孔直径为5mm至30mm，第一固定安装件10上设置有第一卡扣和第二卡扣，第一卡扣和第二卡扣用于实现第一固定安装件与弹簧之间的固定连接。第二固定安装件20上设置有一个或多个第二安装孔20a，第二安装孔20a的孔直径为3mm至10mm，第二固定安装件20上设置有第三卡扣和第四卡扣，第三卡扣和第四卡扣用于实现第二固定安装件与弹簧之间的固定连接。采用螺钉作为螺纹连接件40，螺钉的螺纹尺寸选择m3至m10。对应的第一固定安装件10和第二固定安装件20根据螺钉的选择，选择相适应的孔直径大小。螺钉可以是一字槽螺钉、内六角螺钉等。
37.第一固定安装件10和第二固定安装件20先与弹簧安装在一起，第二固定安装件20一端进入尾罩本体200的圆柱型弹簧容纳腔200a，螺钉通过第一固定安装件10的第一安装孔进入的弹簧内部，通过第二固定安装件20上的第二安装孔将第二固定安装件20与尾罩本体200进行螺钉连接，安装工具从第一固定安装件10的第一安装孔进入操作以拧紧螺钉，从而实现弹簧与尾罩本体之间的固定连接。
38.根据本发明的另一方面，提供了一种助推飞行器，该助推飞行器包括分离弹簧安装结构100和尾罩本体200，分离弹簧安装结构100为如上所示的分离弹簧安装结构100，分离弹簧安装结构100设置在尾罩本体200上。
39.应用此种配置方式，提供了一种助推飞行器，由于本发明所提供的分离弹簧安装结构通过设置第一固定安装件和第二固定安装件，弹簧的两端分别与第一固定安装件和第二固定安装件连接，安装时，螺纹连接件穿过第一固定安装件的第一安装孔进入弹簧内部，通过第二固定安装件的第二安装孔与尾罩本体连接，此种方式在尾罩上实现分离弹簧的可靠安装满足弹簧压缩与释放动作下弹簧与尾罩同步运动，同时实现了尾罩与弹簧的方便拆装，能够很好地实现助推飞行器与尾罩的分离动作。同时，由于本发明的结构形状没有限制，因此适应性强，能够适合各种助推飞行器的尾罩分离。因此，将本发明所提供的分离弹簧安装结构应用于助推飞行器中，能够极大地提高助推飞行器的工作性能。
40.进一步地，在本发明中，为了实现分离弹簧安装结构在尾罩本体上的可靠安装，提高分离弹簧安装结构与尾罩本体连接的稳定性，尾罩本体200具有弹簧容纳腔200a，螺纹连接孔200b设置在弹簧容纳腔200a的腔底面上，分离弹簧安装结构设置在弹簧容纳腔200a内。
41.为了进一步地提高分离弹簧安装结构与尾罩本体连接的可靠性，可将助推飞行器配置为包括多个分离弹簧安装结构100，尾罩本体具有多个弹簧容纳腔200a，多个分离弹簧安装结构100一一对应设置在多个弹簧容纳腔200a内。
42.为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图4对本发明所提供的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构进行详细说明。
43.如图1至图4所示，根据本发明的具体实施例提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，该分离弹簧安装结构包括第一固定安装件10、第二固定安装件20、弹簧30和螺纹连接件40，在本实施例中，第一固定安装件10和第二固定安装件20均为圆片形结构，螺纹连接件40为螺钉，第一安装孔10a和第二安装孔20a均为圆孔。
44.尾罩本体200和第二固定安装件20安装在一起，弹簧30的两端分别与第二固定安装件20和第一固定安装件10安装在一起，螺钉通过第二固定安装件20上的圆孔将第二固定
安装件20和尾罩本体200连接在一起；分离弹簧安装结构位于尾罩本体的弹簧容纳腔200a内部。
45.尾罩本体200采用铝合金材料，尾罩本体200的结构形面为球形型面。弹簧30采用的是弹簧钢材料。第二固定安装件20，可以采用铝合金材料，厚度1mm，外径40mm。第一固定安装件10，可以采用铝合金材料，厚度1mm，外径50mm。螺钉可以采用钢材料。
46.弹簧30为螺旋形压缩弹簧。有效圈数：6.5；总圈数：8.5；材料直径3.5mm，弹簧中径35mm，自由长度90mm，工作行程57mm，刚度5.3n/mm。
47.尾罩本体200上安装两个个弹簧30，并且在每个弹簧30的位置设计圆柱形凹槽作为弹簧容纳腔，凹槽直径与圆柱弹簧外直径间隙为3mm，凹槽底部平台上设有两个螺纹孔，螺纹孔尺寸为m5。
48.第二固定安装件20上设有2个圆孔，孔直径5mm。第二固定安装件20上有两个翻边支耳，用于与弹簧固定。第一固定安装件10上设有一个圆孔，孔直径10mm。第一固定安装件10上有两个翻边支耳，用于与弹簧固定。
49.螺钉尺寸选择m5。螺钉是一字槽螺钉。
50.第二固定安装件20和第一固定安装件10先与弹簧30安装在一起，第二固定安装件20的一端进入尾罩本体200的圆柱凹槽，螺钉通过第一固定安装件10的圆孔进入的弹簧内部，通过第二固定安装件20上的两个圆孔与尾罩本体200进行螺钉连接，安装工具从第一固定安装件10的圆孔进入操作以拧紧螺钉，实现弹簧与尾罩本体之间的固定连接。本发明分离弹簧结构安装方案具有通用性，其各项参数由飞行器设计指标决定。
51.综上所述，本发明提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，该分离弹簧安装结构能够在尾罩上实现分离弹簧的可靠安装，很好地实现助推飞行器与尾罩的分离动作。同时，由于本发明的结构形状没有限制，因此适应性强，能够适合各种助推飞行器的尾罩分离。本发明与现有技术相比，具有以下有益效果。
52.(1)本发明实现了尾罩与分离弹簧的有效连接，在满足弹簧压缩与释放动作下弹簧与尾罩同步运动，同时实现了尾罩与弹簧的方便拆装。
53.(2)本发明的尾罩与分离弹簧安装方案，适用范围广，可以推广到其它飞行器。
54.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
55.此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
56.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修
改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述分离弹簧安装结构包括：第一固定安装件(10)，所述第一固定安装件(10)具有第一安装孔(10a)；第二固定安装件(20)，所述第二固定安装件(20)具有第二安装孔(20a)；弹簧(30)，所述弹簧(30)的一端与所述第一固定安装件(10)连接，所述弹簧(30)的另一端与所述第二固定安装件(20)连接；螺纹连接件(40)，所述螺纹连接件(40)用于实现所述弹簧(30)与尾罩本体的固定连接；其中，所述尾罩本体具有螺纹连接孔，所述螺纹连接件(40)依次穿过所述第一安装孔(10a)、所述弹簧(30)以及所述第二安装孔(20a)与所述尾罩本体上的螺纹连接孔相配合以实现所述弹簧(30)与尾罩本体的固定连接。2.根据权利要求1所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述分离弹簧安装结构包括多个所述螺纹连接件(40)，所述第二固定安装件(20)具有多个第二安装孔(20a)，所述尾罩本体具有多个螺纹连接孔，多个所述螺纹连接件(40)、多个所述第二安装孔(20a)以及多个所述螺纹连接孔一一对应设置。3.根据权利要求2所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述第一固定安装件(10)具有第一固定安装基体(11)、第一卡扣(12)和第二卡扣(13)，所述第一卡扣(12)设置在所述第一固定安装基体(11)的一侧，所述第二卡扣(13)设置在所述第一固定安装基体(11)的另一侧，所述第一卡扣(12)与所述弹簧(30)的一侧相配合，所述第二卡扣(13)与所述弹簧(30)的另一侧相配合，所述第一卡扣(12)和所述第二卡扣(13)用于实现所述第一固定安装件(10)与所述弹簧(30)的一端之间的固定连接；所述第二固定安装件(20)具有第二固定安装基体(21)、第三卡扣(22)和第四卡扣(23)，所述第三卡扣(22)设置在所述第二固定安装基体(21)的一侧，所述第四卡扣(23)设置在所述第二固定安装基体(21)的另一侧，所述第三卡扣(22)与所述弹簧(30)的一侧相配合，所述第四卡扣(23)与所述弹簧(30)的另一侧相配合，所述第三卡扣(22)和所述第四卡扣(23)用于实现所述第二固定安装件(20)与所述弹簧(30)的另一端之间的固定连接。4.根据权利要求3所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述弹簧(30)为螺旋形压缩弹簧，所述弹簧(30)的材质包括弹簧钢。5.根据权利要求4所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述第一固定安装件(10)和所述第二固定安装件(20)的材质均包括铝合金、钛合金、钢或高温合金。6.根据权利要求1至5中任一项所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述螺纹连接件(40)的材质包括铝合金、钛合金、钢或高温合金。7.根据权利要求6所述的用于助推飞行器的分离弹簧安装结构，其特征在于，所述第一固定安装件(10)和所述第二固定安装件(20)的厚度均为0.2mm至5mm。8.一种助推飞行器，其特征在于，所述助推飞行器包括分离弹簧安装结构(100)和尾罩本体(200)，所述分离弹簧安装结构(100)为权利要求1至7所述的分离弹簧安装结构(100)，所述分离弹簧安装结构(100)设置在所述尾罩本体(200)上。9.根据权利要求8所述的助推飞行器，其特征在于，所述尾罩本体(200)具有弹簧容纳腔(200a)，所述螺纹连接孔(200b)设置在所述弹簧容纳腔(200a)的腔底面上，所述分离弹
簧安装结构设置在所述弹簧容纳腔(200a)内。10.根据权利要求9所述的助推飞行器，其特征在于，所述助推飞行器包括多个所述分离弹簧安装结构(100)，所述尾罩本体具有多个所述弹簧容纳腔(200a)，多个所述分离弹簧安装结构(100)一一对应设置在多个所述弹簧容纳腔(200a)内。

技术总结

本发明提供了一种用于助推飞行器的分离弹簧安装结构及助推飞行器，包括：第一固定安装件，第一固定安装件具有第一安装孔；第二固定安装件，第二固定安装件具有第二安装孔；弹簧，弹簧的一端与第一固定安装件连接，弹簧的另一端与第二固定安装件连接；螺纹连接件，螺纹连接件用于实现弹簧与尾罩本体的固定连接；其中，尾罩本体具有螺纹连接孔，螺纹连接件依次穿过第一安装孔、弹簧以及第二安装孔与尾罩本体上的螺纹连接孔相配合以实现弹簧与尾罩本体的固定连接。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中空间受限情况下弹簧固定困难的技术问题。技术问题。技术问题。