一种运载火箭固体上面级结构及运载火箭

技术领域

本申请涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭固体上面级结构。

背景技术

上面级是多级火箭的末级部分，用于将有效载荷送入预定轨道，也被形象称为“太空摆渡车”。上面级具有自主轨道机动能力，其携带末级控制仪器设备、主推发动机和姿态修整发动机。由于上面级直接推送有效载荷，结构质量等效有效载荷质量，所以上面级的性能一定程度上影响运载火箭的运载能力。一般上面级可对应多个型号运载火箭使用，任务相对灵活，因此在多个运载火箭结构部段中受到重视。

目前我国现役上面级均为液体推进剂，其对应的结构较为复杂，管路、电缆、控制等系统相对庞大，地面供配气系统复杂，技术门槛较高。

因此，目前亟需解决的技术问题是：如何提供一种结构简单、减少结构重量、提高火箭运载能力和提高总装速度的上面级结构。

发明内容

本申请的目的在于提供一种运载火箭固体上面级结构，通过轻质化构型的方式，实现结构简单，减少结构重量，提高总装速度，通过卫星一体化设计，可替换部分卫星支架结构，间接提高火箭运载能力。

为达到上述目的，作为本申请的第一方面，本申请提供一种运载火箭固体上面级结构，所述上面级结构对接连接在级间段的级间分离面，所述上面级结构包括梁结构、仪器安装板和固体发动机，所述固体发动机固定连接在所述梁结构上；所述仪器安装板安装在所述梁结构的底端。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述梁结构包括中心承力筒、斜梁结构和框结构；所述中心承力筒为筒状；所述中心承力筒用于安装所述固体发动机和卫星载荷；所述斜梁结构倾斜设置在所述中心承力筒的外周侧；所述斜梁结构顶端与所述中心承力筒固定连接，底端与所述框结构固定连接；所述仪器安装板与所述框结构固定连接。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述中心承力筒的底端设置有发动机安装接口，顶端设置有载荷适配器接口；所述发动机安装接口，用于安装所述固体发动机；所述载荷适配器接口，用于安装所述卫星载荷。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述中心承力筒的筒壁设置有减重孔；所述减重孔包括多个；多个所述减重孔所述中心承力筒的筒壁周向间隔开分布。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述中心承力筒的外壁设置有级间分离盒，用于安装级间分离装置。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述仪器安装板为圆环板状；所述仪器安装板用于安装仪器设备、伺服系统、末修系统和/或测发控系统。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述固体发动机为球状。

如上所述的运载火箭固体上面级结构，其中，所述固体发动机的尾部设置全轴柔性摆动喷管。

作为本申请的第二方面，本申请还提供一种运载火箭，该运载火箭包括所述的运载火箭固体上面级结构、下面级结构、级间段和整流罩；所述运载火箭固体上面级结构通过所述级间段与所述下面级结构连接；所述运载火箭固体上面级结构对接连接在级间段的级间分离面；所述运载火箭固体上面级结构和所述级间段均设置在所述整流罩内。

如上所述的运载火箭，其中，所述级间段为锥形筒状，所述级间段内部包覆所述固体发动机的喷管。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请上面级结构采用固体发动机，可大幅度减少对于地面配套需求，实现快速总装，快速发射的目的，降低火箭的准备周期，总装测试简单，适合陆地和海上的双重发射应用。并且，固体发动机具有可长期贮存、任务机动、装配简单等优势，使用固体发动机的上面级整体设计相对难度低。

(2)本申请上面级结构包络在整流罩内部，实现星箭一体化设计，可间接提升运载能力，同时将火箭环境条件有效控制，提高其适应性。

(3)本申请上面级结构可对应多个火箭型号使用，结构简单且实用，减少结构重量，降低了末级产品重量，间接提高火箭运载能力。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例的一种运载火箭固体上面级结构与级间段对接的结构示意图。

图2为本申请实施例的梁结构的结构示意图。

图3为本申请实施例的一种运载火箭固体上面级结构的结构示意图。

图4为本申请实施例的一种运载火箭的结构示意图。

附图标记：1-梁结构；2-仪器安装板；3-固体发动机；4-级间段；5-喷管；6-整流罩；11-中心承力筒；12-斜梁结构；13-级间分离盒；14-框结构；111-载荷适配器接口；112-发动机安装接口；113-减重孔；121-轴向加强筋。

具体实施方式

下面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，本领域技术人员在没有做出创造性劳动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。

实施例一

如图1和3所示，本申请提供一种运载火箭固体上面级结构，运载火箭固体上面级结构对接连接在级间段4的级间分离面，级间分离面即相邻两级火箭部分分离的面，运载火箭固体上面级结构用于连接卫星载荷，从而替换传统卫星支架结构，减少结构复杂度，减轻结构重量。运载火箭固体上面级结构包括梁结构1、仪器安装板2和固体发动机3，固体发动机3固定连接在梁结构1上；仪器安装板2安装在梁结构1的底端，仪器安装板2用于安装运载火箭所需要的仪器或设备。梁结构1为固体发动机3提供支撑，并且梁结构1还用于安装卫星载荷，实现星箭一体化，间接提高火箭运载能力。

作为本发明的具体实施例，上面级结构和级间段4连接后设置在整流罩6的内部空间，充分利用整流罩6内空间，同时改善仪器设备工作环境。上面级结构顶部连接卫星载荷，实现星箭一体化设计，将传统卫星支架结构形式替换成上面级结构，减少结构重量，间接提高火箭运载能力。

如图2所示，梁结构1包括中心承力筒11、斜梁结构12和框结构14；中心承力筒11为筒状；中心承力筒11设置在梁结构1的中心。中心承力筒11用于安装固体发动机3和卫星载荷；固体发动机3配合连接在该圆柱空腔内，且与中心承力筒11固定连接，中心承力筒11为固体发动机3提供支撑力，使得固体发动机3安装稳定可靠。斜梁结构12倾斜设置在中心承力筒11的外周侧；斜梁结构12沿着中心承力筒11的外壁向外倾斜，且斜梁结构12沿着中心承力筒11的顶端向中心承力筒11的底端方向倾斜。斜梁结构12顶端与中心承力筒11的顶端固定连接，底端与框结构14固定连接；框结构14通过连接杆与中心承力筒11固定连接。仪器安装板2与框结构14固定连接。

作为本发明的具体实施例，中心承力筒11内部开设有圆柱空腔，圆柱空腔上端和下端均开口，从而适于配合连接固体发动机3。

作为本发明的具体实施例，框结构14为圆环状，框结构14的直径大于中心承力筒11的最大直径，框结构14套设在中心承力筒11的外周侧，且框结构14的中心线与中心承力筒11的中心线重合。

作为本发明的具体实施例，上面级结构设置中心承力筒11结构，中心承力筒11中心安装固体发动机3的同时，上端提供载荷适配器接口111，载荷适配器接口111供载荷适配器对接。

如图2所示，中心承力筒11的底端设置有发动机安装接口112，顶端设置有载荷适配器接口111；发动机安装接口112，用于安装固体发动机3，固体发动机3通过固定连接件与发动机安装接口112固定连接；载荷适配器接口111，用于安装卫星载荷；卫星载荷通过固定连接件与载荷适配器接口111固定连接；从而实现星箭一体化。

如图2所示，中心承力筒11的筒壁设置有减重孔113；减重孔113包括多个；多个减重孔113中心承力筒11的筒壁周向间隔开分布。减重孔113用于减轻结构重量。

如图2所示，中心承力筒11的外壁设置有级间分离盒13，级间分离盒13用于安装级间分离装置；级间分离装置固定连接在级间分离盒13上。

作为本发明的具体实施例，梁结构1采用T700碳纤复合材料，一体化成型。T700碳纤复合材料为刚度较强的碳纤维增强复合材料，采用该材料制成的结构以提升整体结构刚度。

作为本发明优选的实施例，斜梁结构12包括八个斜梁，八个斜梁沿着中心承力筒11的外周均匀间隔开分布，用于提高结构稳定性和结构刚度。

如图2所示，斜梁处设置轴向加强筋121，提供主承力同时提高结构刚度。轴向加强筋121固定连接在中心承力筒11的外壁，顶端与斜梁结构12固定连接；底端与级间分离盒13固定连接；轴向加强筋121沿着中心承力筒11的轴向方向设置。

作为本发明优选的实施例，框结构14整体为圆环状，纵截面为L型，L型框结构14为仪器安装板2提供安装接口同时，可提高整体结构的抗弯强度。

作为本发明的具体实施例，仪器安装板2为圆环板状；仪器安装板2用于安装仪器设备、伺服系统、末修系统(末修姿控系统)和/或测发控系统。仪器设备、伺服系统、末修系统(末修姿控系统)和/或测发控系统可以安装在仪器安装板2上下两面。

作为本发明优选的实施例，仪器安装板2采用T700碳纤维面板加铝蜂窝芯子结构。仪器安装板2内根据承载设备设计埋件，增加设备安装稳定性。

作为本发明优选的实施例，级间段4采用T700碳纤维复合材料，一体化成型，结构为锥形筒状，级间段4上端和下端开口，内部设计网格筋，以提高结构刚度和结构强度。

作为本发明的具体实施例，固体发动机3为球状。固体发动机3的尾部设置全轴柔性摆动喷管，全轴柔性摆动喷管可以实现火箭的俯仰和偏航控制。

作为本发明优选的实施例，固体发动机3采用固体HTPB(端羟基聚丁二烯)四组元装药固体发动机3。也就是说固体发动机3内均储存有固体HTPB(端羟基聚丁二烯)推进剂，推进剂燃烧后形成运载火箭航行的动力。

实施例二

如图4所示，本申请还提供一种运载火箭，包括下面级结构、运载火箭固体上面级结构、级间段4和整流罩6；运载火箭固体上面级结构通过级间段4与下面级结构连接，运载火箭固体上面级结构对接连接在级间段4的级间分离面；整流罩6固定连接在运载火箭固体上面级结构远离下面级结构的一侧，运载火箭固体上面级结构和级间段4均设置在整流罩6内，运载火箭固体上面级结构的固体发动机3和仪器设备等在飞行过程中，不受整流罩6外部气动力影响。

作为本发明优选的实施例，级间段4为锥形筒状，级间段4用于过渡连接相邻两级火箭部段，级间段4内部包覆固体发动机3的喷管5。

优选的，整流罩6具有与级间段4配合连接的倒锥空间；倒锥空间为倒立的锥状，锥形筒状的级间段4配合连接在整流罩6的倒锥空间内。

作为本发明的具体实施例，固体发动机3包括发动机壳体、点火装置、燃烧室和喷管5等，点火装置、燃烧室设置在发动机壳体内。燃烧室由纤维缠绕壳体、衬层和药柱等组成。点火装置用于点火，燃烧室用于提供推进剂燃烧的空间，推进剂在燃烧室内燃烧后，喷出的燃气进入喷管5，喷管5用于改变燃气喷出的方向，从而调节运载火箭的俯仰和偏航姿态。

作为本发明优选的实施例，固体发动机3的外部为发动机壳体，发动机壳体通过爆炸螺栓与级间段4连接。

作为本发明优选的实施例，级间段4内部还安装二级滚控系统和航电设备。

作为本发明的具体实施例，通过级间段4和中心承力筒11结构提供主承力结构。

作为本发明的具体实施例，上面级结构内置仪器舱包络在整流罩6内部，在飞行过程中，不受气动环境影响，内部工作环境好，可以减少部分防护结构和材料，整体减重。当次级工作完成后，在上面级与级间段4对接面处分离，上面级作为运载火箭的末级，随卫星载荷入轨，之后星箭分离，三级(上面级)钝化离轨。钝化指的是火箭末级在完成任务后，排放所有剩余燃料、气瓶中剩余气体以及电池完全放电。

作为本发明的一种运载火箭与卫星载荷的分离方法如下：

步骤S1，下面级结构分离。

具体的，下面级结构包括一级火箭与二级火箭。上面级结构作为三级火箭。下面级结构分离为一级火箭与二级火箭分离。

步骤S2，整流罩与上面级结构分离。

步骤S3，二级火箭与上面级结构分离。

二级火箭与上面级结构分离后，上面级结构作为运载火箭的末级，随卫星载荷入轨。

步骤S4，在卫星达到轨道高度要求时，上面级结构与卫星载荷分离。

步骤S5，上面级结构与卫星载荷分离后，上面级结构钝化离轨。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请上面级结构采用固体发动机，可大幅度减少对于地面配套需求，实现快速总装，快速发射的目的，降低火箭的准备周期，总装测试简单，适合陆地和海上的双重发射应用。并且，固体发动机具有可长期贮存、任务机动、装配简单等优势，使用固体发动机的上面级整体设计相对难度低。

(2)本申请上面级结构包络在整流罩内部，实现星箭一体化设计，可间接提升运载能力，同时将火箭环境条件有效控制，提高其适应性。

(3)本申请上面级结构可对应多个火箭型号使用，结构简单且实用，减少结构重量，降低了末级产品重量，间接提高火箭运载能力。

在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请的描述中，“例如”一词用来表示“用作例子、例证或说明”。本申请中被描述为“例如”的任何实施例不一定被解释为比其它实施例更优选或更具优势。为了使本领域任何技术人员能够实现和使用本发明，给出了以下描述。在以下描述中，为了解释的目的而列出了细节。应当明白的是，本领域普通技术人员可以认识到，在不使用这些特定细节的情况下也可以实现本发明。在其它实例中，不会对公知的结构和过程进行详细阐述，以避免不必要的细节使本发明的描述变得晦涩。因此，本发明并非旨在限于所示的实施例，而是与符合本申请所公开的原理和特征的最广范围相一致。

以上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。