一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构

技术领域

本申请涉及飞行器结构技术领域，特别涉及一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构。

背景技术

飞行器高速飞行时，承受严酷的气动力和气动热载荷，防热和承载是飞行器舱体结构设计的重要考虑因素，随着航天技术的发展，对舱体结构轻质化要求越来越高，在舱体结构设计时，结构轻质化的途径主要包括选用轻质化的材料、高效的结构型式以及集成化、融合一体化设计等途径。

发动机是飞行器的动力源，为飞行器提供飞行所需的动力，一般多级火箭飞行器包括多级发动机，发动机在工作过程需满足承载等要求，并要与舱体可靠连接，传递推力，固体发动机工作时因高压、温升等原因，发动机会有较明显的变形，发动机与飞行器舱体的可靠连接及发动机的外防热等设计是飞行器结构设计中的重点和难点，一般来讲，固体发动机因为承受高压压力，发动机壳体具有良好的力学性能，充分地利用发动机壳体承受飞行器的弯矩、轴力等载荷，是飞行器轻质化结构设计的有效途径。但是，发动机一般为圆柱形状，异形飞行器舱段与发动机的一体化融合设计难度较大，需要充分考虑发动机与舱体的变形匹配、装配工艺性、防热承载的可靠性等因素。

综上，飞行器舱体与发动机的融合设计具有重要的意义，如何解决异形飞行器舱体与发动机的结构一体化融合设计，满足发动机与舱体的变形匹配、装配和防热承载是设计的重点和难点。

发明内容

本申请实施例提供一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构，以解决相关技术中不便于飞行器仓体与发动机的结构一体化融合的问题。

本申请实施例提供了一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构，包括舱体总装，所述舱体总装包括依次连接的第一舱体、第二舱体和第三舱体；

所述第二舱体包括相互搭接的第一壳体、第二壳体、第三壳体和第四壳体；

发动机，所述发动机设置于第二舱体内；

所述第一舱体与发动机的前裙连接，所述第三舱体与发动机的后裙连接。

一些实施例中，所述发动机的前裙与第一舱体之间通过螺栓连接。

一些实施例中，所述发动机的后裙与第三舱体之间通过螺栓连接。

一些实施例中，所述第一壳体与第三壳体之间呈对称设置；

所述第二壳体与第四壳体之间呈对称设置；

所述第一壳体、第二壳体、第三壳体和第四壳体均为与发动机配合的弧形结构。

一些实施例中，所述第一壳体的两端分别与第二壳体的一端和第四壳体的一端通过径向螺钉连接；

所述第二壳体的两端分别与第二壳体的另一端和第四壳体的另一端通过径向螺钉呈连接。

一些实施例中，所述第二舱体内还设置有控制设备。

一些实施例中，所述第二舱体的外侧靠近第一舱体的一端处开设有第一安装槽；

所述第一舱体与第二舱体之间通过第一螺钉穿过第一安装槽与第二舱体连接；

所述第一安装槽内设置有覆盖第一螺钉的防热帽。

一些实施例中，所述第二舱体的外侧靠近第三舱体的一端处开设有第二安装槽；

所述第二舱体与第三舱体之间通过第二螺钉穿过第二安装槽连接；

所述第二安装槽的槽底开设有的腰型孔，所述第二螺钉穿过腰型孔与第三舱体连接；

所述第二安装槽内设置有覆盖第二螺钉的防热口盖。

一些实施例中，所述第二舱体与第三舱体的连接段之间设置有润滑层。

一些实施例中，所述润滑层采用铜合金材料。

本申请实施例提供了一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构，舱体总装包括依次连接的第一舱体、第二舱体和第三舱体，第二舱体与第一舱体采用轴向固定连接，第二舱体与第三舱体采用轴向浮动连接，在发动机工作伸长时，第二舱体、第三舱体之间相互轴向窜动，满足发动机与舱体总装的变形匹配要求。

通过第二舱体维持了飞行器外形，实现了发动机的防隔热，并承载飞行时的气动分布载荷，通过第一壳体、第二壳体、第三壳体和第四壳体之间的搭接，使第二舱体可以分块安装提高了装配的工艺性，且当发动机与第一舱体和第三舱体之间连接后，分块的第二舱体更易安装拼接，也便于拆卸发动机，提高了安装效率和拆卸效率。

通过发动机的前裙与第一舱体连接，发动机的后裙与第三舱体连接，发动机的前裙与第一舱体轴向L型端框连接，发动机的后裙与第三舱体轴向L型端框连接，发动机的壳体是飞行器的主承载结构，利用发动机的壳体承受飞行器的弯矩、轴力等主要载荷，实现发动机与舱体总装的结构融合。

附图说明

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。

图1为本申请实施例提供的结构示意图；

图2为本申请实施例中发动机提供的前裙连接示意图；

图3为本申请实施例中发动机提供的后裙连接示意图；

图4为本申请实施例中第二舱体和第一舱体提供的连接示意图；

图5为本申请实施例中第二舱体和第三舱体提供的连接示意图；

图6为本申请实施例中第二舱体提供的结构示意图；

图7为本申请图6中提供的结构放大示意图。

1、发动机；1a、前裙；1b、后裙；2、第二舱体；2a、第一壳体；2b、第二壳体；2c、第三壳体；2d、第四壳体；3、第一舱体；4、第三舱体；7、第一螺钉；8、润滑层；9、第二螺钉；10、防热帽；11、腰型孔；12、防热口盖。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构，其能解决不便于飞行器仓体与发动机的结构一体化融合的问题。

参见图1-3和图6所示，本申请实施例提供了一种异形飞行器舱体与发动机结构融合结构，包括

舱体总装和发动机1。

其中，舱体总装包括依次连接的第一舱体3、第二舱体2和第三舱体4，第二舱体2与第一舱体3采用轴向固定连接，第二舱体2与第三舱体4采用轴向浮动连接，在发动机1工作伸长时，第二舱体2、第三舱体4之间相互轴向窜动，满足发动机1与舱体总装的变形匹配要求。

第二舱体2包括相互搭接的第一壳体2a、第二壳体2b、第三壳体2c和第四壳体2d。

第二舱体2为设置在发动机1外侧的壳体，第二舱体2维持了飞行器外形，实现了发动机1的防隔热，并承载飞行时的气动分布载荷，通过第一壳体2a、第二壳体2b、第三壳体2c和第四壳体2d之间的搭接，使第二舱体2可以分块安装提高了装配的工艺性，且当发动机1与第一舱体3和第三舱体4之间连接后，分块的第二舱体2更易安装拼接，也便于拆卸发动机1，提高了安装效率和拆卸效率。

其中，发动机1的前裙1a与第一舱体3连接，发动机1的后裙1b与第三舱体4连接，发动机1的前裙1a与第一舱体3轴向L型端框连接，发动机1的后裙1b与第三舱体4轴向L型端框连接，发动机1的壳体是飞行器的主承载结构，利用发动机1的壳体承受飞行器的弯矩、轴力等主要载荷，实现发动机1与舱体总装的结构融合。

本实施例中，发动机1的前裙1a与第一舱体3之间通过螺栓连接，使发动机1与第一舱体3轴向L型端框连接，即可使发动机1与第一舱体3之间完成固定连接，第一舱体3朝向第二舱体2的一端延伸有安装板，前裙1a设置于安装板的下方与第一舱体3连接。

本实施例中，发动机1的后裙1b与第三舱体4之间通过螺栓连接，使发动机1的后裙1b与第三舱体4轴向L型端框连接，即可使发动机1与第三舱体4之间完成固定连接，第三舱体4朝向第二舱体2的一端延伸有安装板，后裙1b设置于安装板的下方与第三舱体4连接。

在一些可选的实施中，参见图6-7所示，第一壳体2a与第三壳体2c之间呈上下对称设置，第二壳体2b与第四壳体2d之间呈左右对称设置，第一壳体2a、第二壳体2b、第三壳体2c和第四壳体2d均为与发动机1配合的弧形结构，第一壳体2a、第二壳体2b、第三壳体2c和第四壳体2d围成菱形的结构，当发动机1位于第二舱体2的内部时，发动机1的上下两端的表面与第一壳体2a和第三壳体2c的内侧贴合接触，使结构紧凑化，提高空间利用率，且减少舱体总装的重量，提高发动机1的效率。

本实施例中，第一壳体2a的两端分别与第二壳体2b的一端和第四壳体2d的一端通过径向螺钉连接，第二壳体2b的两端分别与第二壳体2b的另一端和第四壳体2d的另一端通过径向螺钉呈连接，通过径向螺钉使第一壳体2a、第二壳体2b、第三壳体2c和第四壳体2d之间相互固定连接，使其可以组装固定，且径向螺钉上也设置有防热帽10使其具有防热能力，提高寿命，当发动机1与第一舱体3和第三舱体4安装完成后，首先使第二壳体2b和第四壳体2d与第一舱体3和第三舱体4对接，然后在使第一壳体2a和第三壳体2c与第二壳体2b和第四壳体2d之间搭接。

在一些可选的实施例中，参见图6所示，第二舱体2内还设置有控制设备，控制设备设置在发动机1的两侧，且位于第二壳体2b和第四壳体2d与发动机1之间的空隙处，使第二舱体2内的空间完全利用，提高了空间的利用率，使发动机1与舱体总装之间的融合更加有效。

在一些可选的实施例中，参见图1和图4-5所示，第二舱体2的外侧靠近第一舱体3的一端处开设有第一安装槽；

第一舱体3与第二舱体2的第二壳体2b和第四壳体2d之间通过第一螺钉7连接，第一螺钉7穿过第一安装槽与第二舱体2连接，第一安装槽内设置有覆盖第一螺钉7的防热帽10，通过防热帽10实现螺钉的防热，第二舱体2设置于安装板的上方与其连接。

本实施例中，第二舱体2的外侧靠近第三舱体4的一端处开设有第二安装槽，第二舱体2与第三舱体4之间通过第二螺钉9穿过第二安装槽连接，第二安装槽的槽底开设有的腰型孔11，第二螺钉9穿过腰型孔11与第三舱体4连接，第二安装槽内设置有覆盖第二螺钉9的防热口盖12，通过防热口盖12使第二螺钉9具有防热能力，防热口盖12内部与第二螺钉9之间存在间隙，此间隙满足发动机1的发热变形，通过腰型孔11，使第二螺钉9可在腰型孔11内沿其长度方向轴向窜动，以满足发动机1工作时伸长变形的匹配要求，避免了发动机1在发热变形时无法伸展，导致其容易受损寿命降低，且与舱体总装之间的融合度降低。

本实施例中，第二舱体2与第三舱体4的连接段之间设置有润滑层8，润滑层8设置于第二舱体2与第三舱体4相互重合连接的接触面之间，用于减小第二舱体2与第三舱体4之间轴向窜动的摩擦力，有利于变形匹配。

本实施例中，润滑层8采用铜合金材料，铜合金材料的润滑效率高和润滑寿命长。

本申请的工作原理及工作过程：

当安装舱体总装和发动机1时，首先时发动机1的前裙1a与第一舱体3之间连接，然后使发动机1的后裙1b与第三舱体4之间连接，即可使发动机1与舱体总装一体化，使发动机1的壳体承载飞行器的弯矩、轴力等载荷，实现舱体总装与发动机1的结构融合设计，达到结构减重的目的，然后再使第二壳体2b和第四壳体2d与第一舱体3和第三舱体4对接，然后在使第一壳体2a和第三壳体2c与第二壳体2b和第四壳体2d之间搭接，即可完成组装，使发动机1与舱体总装之间融合安装。

当发动机1热变形的时候可通过腰型孔11，使第二螺钉9可在腰型孔11内沿其长度方向轴向窜动，以满足发动机1工作时伸长变形的匹配要求，避免了发动机1在发热变形时无法伸展，导致其容易受损寿命降低，且与舱体总装之间的融合度降低。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。