运载火箭尾段结构及运载火箭制造技术

本发明专利技术提供了一种运载火箭尾段结构及运载火箭，其中运载火箭尾段结构包括：上支撑框、中间框和下支撑框，上支撑框、中间框和下支撑框用于承载径向载荷，且沿运载火箭尾段结构的轴向间隔设置；纵向支撑件，多个纵向支撑件中的至少一个纵向支撑件的两端分别与上支撑框和中间框连接，至少一个纵向支撑件的两端分别与中间框和下支撑框连接；蒙皮，设置在纵向支撑件上，蒙皮包覆上支撑框、中间框、下支撑框和纵向支撑件；连接支座，设置在纵向支撑件上，且位于容纳腔外；连接支座用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。本发明专利技术通过设置连接支座，实现了着陆支撑机构在尾段上的快速安装和便捷拆卸及维护，进而提高了运载火箭的安装效率和维护效率。维护效率。维护效率。

【技术实现步骤摘要】
运载火箭尾段结构及运载火箭


[0001]本专利技术涉及运载火箭
，具体而言，涉及一种运载火箭尾段结构及运载火箭。

技术介绍

[0002]目前，随着航天科技的快速发展，世界航天已进入以大规模互联网星座、太空资源开发与利用、载人月球探测和大规模深空探测等为代表的新阶段，人们进入空间的需求快速增长。若采用一次性运载火箭实施发射任务，对发射成本和运载火箭产能将是巨大挑战。重复使用是降低发射成本和应对产能需求的必要选择，是当前运载火箭的重点发展方向，是未来大规模、低成本进出太空的基础。同时重复使用运载火箭技术的发展还能够有效支撑人类地外天地着陆和起飞返回任务的实现。
[0003]可重复使用运载火箭是指可以多次往返于地球与太空，可按需执行一定任务并返回地面的航天飞行器；按起降方式，其可分为垂直起降、垂直起飞水平降落和水平起降方式；其中垂直起降方式通常采用传统运载火箭构型，增加着陆支撑机构、气动减速和控制机构以及用于回收相关的控制系统设备等，返回过程利用气动和主发动机反推减速，最后依靠着陆支撑机构的缓冲实现垂直着陆；该方式继承了传统运载火箭的构型设计，火箭整体结构效率较高，对着陆点要求低，可应用范围较广，特别适用于未来地外星体着陆和起飞。
[0004]尾段作为可重复使用运载火箭的主要部段，一般位于运载火箭的后端，用于连接发动机机架和推进剂贮箱，不仅需要为舱内仪器设备提供良好的温度环境和力学环境，而且也是着陆支撑机构传递的集中力的主要承载位置；现有的运载火箭的尾段通常采用焊接等方式与着陆支撑机构固定连接，而没有单独与着陆支撑机构相配合的结构，使得着陆支撑机构在尾段上的安装和拆卸维护不便，进而降低运载火箭的安装效率和维护效率。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种运载火箭尾段结构及运载火箭，以解决现有技术中的运载火箭的尾段没有单独与着陆支撑机构相配合的结构，使得着陆支撑机构在尾段上的安装和拆卸维护不便，进而降低运载火箭的安装效率和维护效率的问题。
[0006]为了解决上述问题，根据本专利技术的一个方面，本专利技术提供了一种运载火箭尾段结构，包括：上支撑框、中间框和下支撑框，上支撑框、中间框和下支撑框用于承载径向载荷，且沿运载火箭尾段结构的轴向依次间隔设置；纵向支撑件，纵向支撑件为多个，多个纵向支撑件中的至少一个纵向支撑件的两端分别与上支撑框和中间框连接，至少一个纵向支撑件的两端分别与中间框和下支撑框连接，多个纵向支撑件共同承载轴向载荷；蒙皮，设置在纵向支撑件上，蒙皮包覆上支撑框、中间框、下支撑框和纵向支撑件，以形成容纳腔；连接支座，连接支座设置在纵向支撑件上，且位于容纳腔外；连接支座用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。
[0007]进一步地，中间框为至少两个，包括中上框和中下框，中上框和中下框沿运载火箭
尾段结构的轴向间隔设置；其中，中上框通过纵向支撑件与上支撑框连接固定，中下框通过纵向支撑件与下支撑框连接固定。
[0008]进一步地，中上框由截面形状为“Ω”型，中上框由两个二分之一框组成，二分之一框由铝合金板滚弯而成，铝合金板的抗拉强度不低于420MPa。
[0009]进一步地，中下框由截面形状为“C”型，中下框由四个四分之一框组成，四分之一框由铝合金板滚弯而成，铝合金板的抗拉强度不低于420MPa，铝合金板的厚度为2
‑
3mm。
[0010]进一步地，多个纵向支撑件中的至少一个纵向支撑件为支撑梁，支撑梁依次与上支撑框、中间框和下支撑框连接；连接支座设置在支撑梁上；多个纵向支撑件中包括多个支撑桁条，一部分支撑桁条的两端分别与上支撑框和中间框连接，一部分支撑桁条的两端分别与中间框和下支撑框连接。
[0011]进一步地，每三个支撑梁形成一个主支撑部，其中，位于中间的支撑梁为主梁，分别位于主梁两边的两个支撑梁为第一副梁和第二副梁，主梁的形心、第一副梁的形心和第二副梁的形心共面，形成第一定位面，以运载火箭尾段结构的中轴线和第一定位面的交点为圆心，第一副梁的形心与圆心的连线为第一径，主梁的形心与圆心的连线为主径，第二副梁的形心与圆心的连线为第二径，第一径与主径之间的夹角和第二径与主径之间的夹角相同，度数范围为5
‑
7度。
[0012]进一步地，每三个支撑梁形成一个主支撑部，其中，位于中间的支撑梁为主梁，分别位于主梁两边的两个支撑梁为第一副梁和第二副梁，连接支座与主梁通过键连接固定；连接支座为多个，多个连接支座沿蒙皮的周向间隔设置，主支撑部为多个，多个连接支座与多个主支撑部一一对应设置。
[0013]进一步地，支撑桁条的形心在第一定位面上的投影为投影点，投影点与圆心的连线为投影线，第一径或第二径与相邻的投影线之间的夹角为8
‑
10度。
[0014]进一步地，支撑桁条为多个，两端分别与上支撑框和中间框连接的多个支撑桁条为一组，两端分别与中间框和下支撑框连接的多个支撑桁条为另一组；其中，同一组中的多个支撑桁条的形心共面，形成第二定位面，以运载火箭尾段结构的中轴线和第二定位面的交点为中心，相邻的两个支撑桁条的形心分别与中心的连线，分别为第一边和第二边，第一边和第二边之间的夹角为9
‑
11度。
[0015]进一步地，纵向支撑件为铝合金锻件，其抗拉强度不低于600MPa。
[0016]进一步地，运载火箭尾段结构还包括舱门，蒙皮上开设有用于连通容纳腔的舱口，舱门设置在舱口处，用于开闭舱口。
[0017]进一步地，舱口为多个，多个舱口在蒙皮上间隔设置，舱门为多个，多个舱门与多个舱口一一对应设置。
[0018]进一步地，上支撑框和下支撑框均由铝合金材料的挤压型材拉弯而成，铝合金材料的抗拉强度不低于600MPa。
[0019]进一步地，蒙皮由厚度为1.2
‑
1.5mm的铝合金板搭接成型；连接支座由TC4钛合金材料锻造成型。
[0020]进一步地，连接支座包括：支撑板，支撑板与蒙皮抵接；连接键，连接键设置在支撑板朝向蒙皮的一面上，且穿过蒙皮；连接键与纵向支撑件配合，以固定连接支座；连接部，连接部设置在支撑板背离蒙皮的一面上，连接部用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。
[0021]根据本专利技术的另一方面，提供了一种运载火箭，包括上述的运载火箭尾段结构。
[0022]应用本专利技术的技术方案，本专利技术提供了一种运载火箭尾段结构，包括：上支撑框、中间框和下支撑框，上支撑框、中间框和下支撑框用于承载径向载荷，且沿运载火箭尾段结构的轴向依次间隔设置；纵向支撑件，纵向支撑件为多个，多个纵向支撑件中的至少一个纵向支撑件的两端分别与上支撑框和中间框连接，至少一个纵向支撑件的两端分别与中间框和下支撑框连接，多个纵向支撑件共同承载轴向载荷；蒙皮，设置在纵向支撑件上，蒙皮包覆上支撑框、中间框、下支撑框和纵向支撑件，以形成容纳腔；连接支座，连接支座设置在纵向支撑件上，且位于容纳腔外；连接支座用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。本专利技术通过设置连接支座与运载火箭的着陆支本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭尾段结构，其特征在于，包括：上支撑框(10)、中间框(20)和下支撑框(30)，所述上支撑框(10)、所述中间框(20)和所述下支撑框(30)用于承载径向载荷，且沿所述运载火箭尾段结构的轴向依次间隔设置；纵向支撑件(40)，所述纵向支撑件(40)为多个，多个所述纵向支撑件(40)中的至少一个所述纵向支撑件(40)的两端分别与所述上支撑框(10)和所述中间框(20)连接，至少一个所述纵向支撑件(40)的两端分别与所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接，多个所述纵向支撑件(40)共同承载轴向载荷；蒙皮(50)，设置在所述纵向支撑件(40)上，所述蒙皮(50)包覆所述上支撑框(10)、所述中间框(20)、所述下支撑框(30)和所述纵向支撑件(40)，以形成容纳腔(51)；连接支座(60)，所述连接支座(60)设置在所述纵向支撑件(40)上，且位于所述容纳腔(51)外；所述连接支座(60)用于与运载火箭的着陆支撑机构相连接。2.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中间框(20)为至少两个，包括中上框(21)和中下框(22)，所述中上框(21)和所述中下框(22)沿所述运载火箭尾段结构的轴向间隔设置；其中，所述中上框(21)通过所述纵向支撑件(40)与所述上支撑框(10)连接固定，所述中下框(22)通过所述纵向支撑件(40)与所述下支撑框(30)连接固定。3.根据权利要求2所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中上框(21)由截面形状为“Ω”型，所述中上框(21)由两个二分之一框组成，所述二分之一框由铝合金板滚弯而成，所述铝合金板的抗拉强度不低于420MPa。4.根据权利要求2所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，所述中下框(22)由截面形状为“C”型，所述中下框(22)由四个四分之一框组成，所述四分之一框由铝合金板滚弯而成，所述铝合金板的抗拉强度不低于420MPa，所述铝合金板的厚度为2
‑
3mm。5.根据权利要求1所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，多个所述纵向支撑件(40)中的至少一个所述纵向支撑件(40)为支撑梁(41)，所述支撑梁(41)依次与所述上支撑框(10)、所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接；所述连接支座(60)设置在所述支撑梁(41)上；多个所述纵向支撑件(40)中包括多个支撑桁条(42)，一部分所述支撑桁条(42)的两端分别与所述上支撑框(10)和所述中间框(20)连接，一部分所述支撑桁条(42)的两端分别与所述中间框(20)和所述下支撑框(30)连接。6.根据权利要求5所述的运载火箭尾段结构，其特征在于，每三个所述支撑梁(41)形成一个主支撑部(43)，其中，位于中间的所述支撑梁(41)为主梁(431)，分别位于所述主梁(431)两边的两个所述支撑梁(41)为第一副梁(432)和第二副梁(433)，所述主梁(431)的形心、所述第一副梁(432)的形心和所述第二副梁(433)的形心共面，形成第一定位面，以所述运载火箭尾段结构的中轴线和所述第一定位面的交点为圆心，所述第一副梁(432)的形心与所述圆心的连线为第一径，所述主梁(431)的形心与所述圆心的连线为主径，所述第二副梁(433)的形心与所述圆心的连线为第二径，所述第一径与所述主径之间的夹角和所述第二径与所述主径之间的夹角相同，度数范围...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈梦鑫，张庚庆，王雷，
申请(专利权)人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：