CN108725844B - 航天运载器的控制舱结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天运载器的控制舱结构，包括：具有侧部和连接该侧部的两个端部的骨架、以及环绕地设置于侧部的蒙皮；其中骨架包括外端框和设置于外端框之内的内端框，外端框和内端框通过支撑结构连接。外端框至少包括沿第一方向间隔设置的第一外端框和第二外端框。第一外端框和第二外端框通过连接结构固定连接。支撑结构至少包括三个连接端，其中内端框连接支撑结构的第一连接端，支撑结构的第二连接端和第三连接端分别连接第一外端框和第二外端框；支撑结构的材料包括非金属材料。本发明的控制舱结构，通过采用骨架和蒙皮结构，可以在保证控制舱强度的前提下，降低控制舱重量，提高运载器的运载能力。

Description

航天运载器的控制舱结构

技术领域

本发明涉及运载器设计技术领域，具体涉及一种航天运载器的控制舱结构。

背景技术

作为火箭/导弹的结构段中最复杂的舱段，控制舱不但要满足舱内复杂仪器电缆管路的空间布局，而且还要满足火箭飞行过程中的载荷要求。目前，运载火箭/导弹的控制舱内均采用金属材料的横梁，用以满足火箭的飞行载荷要求，这会导致箭体/弹体的质量的大幅增加，从而严重影响了火箭/导弹的运载能力。

发明内容

针对现有技术中的上述技术问题，本发明提出一种航天运载器的控制舱结构，可以在保证控制舱强度的前提下，降低控制舱质量，从而提高运载能力。

本发明提供了一种航天运载器的控制舱结构，包括：具有侧部和连接所述侧部的两个端部的骨架、以及环绕所述侧部设置的蒙皮；其中所述骨架包括外端框、设置于所述外端框之内的内端框，连接所述外端框和所述内端框的支撑结构；所述外端框至少包括沿第一方向间隔设置的第一外端框和第二外端框；所述第一外端框和所述第二外端框通过连接结构固定连接，从而所述第一外端框、所述第二外端框和所述连接结构构成所述骨架的所述侧部结构；所述支撑结构至少包括三个连接端，其中所述内端框连接所述支撑结构的第一连接端，所述支撑结构的第二连接端和第三连接端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框；所述支撑结构的材料包括非金属材料；所述第一外端框设有用于与整流罩配合的结构，所述第二外端框设有用于与相邻舱段对接的结构。

在一个实施例中，所述支撑结构的形状为三角形，所述三个连接端分别对应三角形的三个顶点位置。

在一个实施例中，所述支撑结构的数量为3～7，且沿围绕所述第一方向的顺时针或逆时针均匀的设置。

在一个实施例中，所述支撑结构为直角三角形，且所述支撑结构中至少一个的直角边的两端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框，另一个直角边的两端分别连接所述第一外端框和所述内端框，且斜边连接所述内端框和所述第二外端框。

在一个实施例中，所述支撑结构的斜边与所述第二外端框所在平面的夹角在38-55度范围内。

在一个实施例中，所述支撑结构的两个直角边远离斜边侧设有安装结构，且所述蒙皮通过连接所述第一外端框和所述第二外端框的一个直角边设置的安装结构连接至所述骨架侧部。

在一个实施例中，控制舱结构还包括蜂窝板，所述蜂窝板通过连接所述第一外端框和所述内端框的另一个直角边设置的安装结构固定连接至所述支撑结构。

在一个实施例中，控制舱结构还包括蜂窝板，所述外端框和所述内端框均为圆形结构，从而所述第一外端框和所述内端框之间包括圆环结构；所述蜂窝板匹配地设置于所述圆环结构，且靠近所述支撑结构侧固定连接所述支撑结构；所述圆环结构包括未设置所述蜂窝板的安装部，所述内端框的内侧和所述安装部用于分别设置卫星载荷。

在一个实施例中，所述支撑结构的材料包括碳纤维复合材料。

在一个实施例中，所述连接结构包括两端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框的多根桁条。

在一个实施例中，控制舱结构还包括斜梁，所述斜梁的两端分别固定连接两个所述支撑结构，所述斜梁远离所述第二外端框侧包括固定设置的惯组支架。

本发明实施例的控制舱结构，通过内外端框和支撑结构形成骨架，并在骨架侧部设置蒙皮，可以在保证控制舱强度的前提下，大幅降低控制舱质量，从而提高同等推力发动机下，运载器的运载能力。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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。

图1-1b是根据本发明实施例的控制舱结构示意图。

图2为根据本发明另一实施例的控制舱结构的示意图。

图3是本发明实施例中第一、第二外端框的轴截面相对位置关系示意图。

图4a、4b为根据本发明实施例的支撑结构示意图。

图5为本发明实施例中支撑结构设有安装结构的控制舱结构示意图。

图6a为本发明实施例的控制舱结构示意图，其中多个支撑结构沿S2方向依次分布。

图6b为6a沿A-A1方向的剖视示意图，其中，剖面图示意了具有三角形形状的支撑结构与第一、第二外端框等部件的连接示意图。

图7-9示意了根据本发明实施例的控制舱结构示意图。

图10为根据本发明实施例的导流件结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

在下文描述本发明的过程中，可能会在一定场景描述中，仅仅使用“火箭”“运载火箭”或“导弹”，这仅仅是为了描述方便，其内涵不限于所用得具体词。通常情况下，本发明得航天运载器可以包括运载火箭、导弹以及能够将有效载荷送入空中的类似产品。本领域技术人员在解释上述具体用词时，不得根据描述场景所用的具体词而将运载器仅仅限定为运载火箭或导弹之一，从而缩小本发明的保护范围。

本发明提供了一种航天运载器的控制舱结构。参见图1-1b，在一个实施例中，控制舱结构包括：具有侧部101和连接该侧部101的两个端部102的骨架1、以及环绕地设置于侧部101的蒙皮2。其中骨架1包括外端框、设置于外端框之内的内端框12，以及连接外端框和内端框12的支撑结构13。外端框至少包括沿第一方向(图中圆柱形骨架的轴线方向)间隔设置的第一外端框10和第二外端框11；第一外端框10和第二外端框11通过连接结构14固定连接，从而第一外端框10、第二外端框11和连接结构14构成骨架1的侧部结构。支撑结构13包括三个连接端，其中第一连接端与内端框12连接，第二连接端和第三连接端分别连接第一外端框10和第二外端框11。(图1和图1b所示的骨架中，支撑结构为三角形支架，其三个顶点位置对应其三个连接端，且分别连接内端框、第一外端框和第二外端框，从而进一步提高骨架的强度)。第一外端框10设有用于与整流罩配合的结构，第二外端框11设有用于与相邻舱段对接的结构。本发明的控制舱结构，通过采用内外端框、骨架及蒙皮的配合，可以在确保控制舱强度的情况下，降低控制舱质量，进而提高运载器的运载能力。

需要指出的是，图1中的标号2指出了蒙皮的设置位置，但并未示意出蒙皮结构。图1a中示意了一种展开状态的蒙皮，其中，宽度方向的尺寸匹配控制舱轴线方向的长度，长度方向的尺寸大致与控制舱的周向尺寸相等，但本发明的蒙皮的形状和尺寸不限于图中所示。

例如，如图1b所示，第一外端框10和第二外端框11可以通过桁条14连接。也就是说，多个桁条14可以在第一外端框10和第二外端框11之间依次设置，从而桁条14的两端可以分别固定连接第一、第二外端框10，11。例如，这些桁条14可以大致沿第一方向(火箭轴向方向)设置。例如，骨架1也可以包括沿与火箭轴向方向不同的第二方向设置的桁条，从而通过桁条14的彼此交叉，进一步提高骨架的强度。

需要说明的是，在设置桁条14时，例如，可以考虑留出电器装置和管路的操作窗口(操作窗口可以用于在电器装置或管路出现故障时，通过操作窗口进行故障处理)。通常情况下，电缆管路集中的位置和电器元件基中的位置附近均可以预留操作窗口，从而在电器装置或管路出现故障时，方便快速的进行故障维修。例如，操作窗口可以设置在相邻两个桁条之间，且为了避免操作窗口的存在影响控制舱的整体强度，该两个桁条14的横截面面积可以大于其它桁条14的面积，从而抵消由于操作窗口可能导致的受力不均情况。

参见图2，在该实施例中，例如，控制舱的两个端部102可以沿火箭的轴向方向S1间隔的排列。例如，控制舱的两个端部102的中点连线可以大致与火箭轴向方向S1重合。也就是说，在蒙皮2结构环绕地设置在骨架1侧部101之后，蒙皮2构成控制舱的侧面。例如，蒙皮2可以为如图1a所示的长方形结构，其在环绕骨架1侧部101安装之后，形成控制舱的侧面。

需要说明的是，一方面，骨架1的侧部101结构例如可以与具有圆柱形结构的控制舱侧面的形状大致匹配，以方便蒙皮2在其外设置时对蒙皮2进行赋形，同时也可以避免蒙皮2在与骨架101安装后靠近的内表面受力不均。

例如，如图2所示，外端框可以为环状结构，且横截面(即在垂直于环形结构所在平面的方向剖切外端框所得的外端框的截面)可以呈L形，从而方便骨架1结构的连接、蒙皮2在外端框上的设置以及与相邻舱段结构的结合等。

参见图3，在该实施例中，例如，第一外端框10和第二外端框11的轴截面均为L形，且两个外端框的L内侧彼此相对设置。具体地，在本发明实施例的骨架1结构中，第一外端框10和第二外端框11沿第一方向S1相对设置，其中一个L形外端框的内直角105与另一个L形端框的内直角106均在两个外端框的内侧。例如，在L形横截面结构中，与骨架1端部大致平行的部分的长度小于与控制舱轴线方向大致一致的部分的长度，例如，两个边之比可以在2：3-1：3之间，从而可以提高连接结构(例如，桁条)以及支撑结构与第一外端框10和第二外端框11的连接强度(在控制舱的轴线方向上，为支撑结构以及桁条提供更多的接触及连接面积，从而提高外端框、支撑结构和桁条的连接强度)，从而在确保控制舱具有较轻质量的前提下，确保控制舱的轴向方向的强度。

为了进一步降低控制舱的重量，提高运载火箭的运载能力，例如，支撑结构13可以为非金属材料。例如，支撑结构13为碳纤维复合材料，从而提高骨架1结构的强度，降低骨架1的重量。例如，支撑结构13可以包括均匀设置的多组杆状结构，每组杆状部件包括三个连接端，其中，第一连接端连接内端框12，第二连接端和第三连接端分别连接在第一方向S1上间隔设置的第一外端框10和第二外端框11。从而内端框12、第一外端框10和第二外端框通过多组杆状结构固定。例如，为了进一步提高控制舱的轴向强度，第一外端框10和第二外端框11通过多个桁条14固定。进一步地，每组杆状部件与内端框12连接的端部彼此固定。例如，每组杆状部件用于连接内端框12的连接端为一体结构。

在该实施例中，每组杆状部件为三个杆状部件组成的三角形结构(其中，三个杆状部件分别构成三角形的三条边)，即每个支撑结构13可以为三角形结构。进一步地，三角形的内部可以包括多条加强筋，从而进一步提高骨架结构的稳定性，提高控制舱的强度。

在本发明的一个实施例中，控制舱的第一外端框10所在端用于连接整流罩(例如，第一外端框可以通过爆炸螺栓与整流罩连接)，第二外端框11所在端用于与相邻舱对接(例如，第二外端框具有用于与相邻舱段插合的凹槽(例如，凹槽可以为矩形结构，例如，这些凹槽可以沿第二外端框的周向方向设置)。此外，控制舱的第一外端框10所在侧可以设置有效载荷。例如，有效载荷可以为卫星、导弹弹头等。

参见图4a，在一个实施例中，支撑结构13包括第一端131、第二端132和连接第一端131和第二端132的支撑主体部133。内端框12在第一方向S1上靠近第一外端框10。例如，内端框12与第一外端框10在第一方向S1上的两端分别大致齐平。第一端131连接内端框12，第二端132连接第二外端框11，支撑主体部133与第二外端框11所在的平面具有不为0的第一夹角。进一步地，第一夹角可以在30-50度之间，从而可以更好的避免在火箭受到扭转力时，发生骨架断裂的情况。例如，支撑主体部133可以是碳纤维复合材料，从而进一步提高骨架1强度，降低骨架1重量。鉴于碳纤维复合材料的特性，第一夹角可以在34-46度之间，从而更好的避免支撑结构在受到外力作用时发生形变或断裂。

参见图4b，在一个实施例中，所述支撑结构13的形状为三角形，且对应该三角形的所述支撑结构的三个顶点位置分别连接所述第一外端框10、所述第二外端框11和所述内端框12。例如，在支撑结构13为三角形的情况下，支撑主体部133可以包括该三角形的三个边。从而通过利用三角形具有稳定性的特点，提高骨架结构的强度。

继续参见图4b,例如，支撑结构13可以为直角三角形，且支撑结构13中至少一个的直角边的两端分别连接第一外端框10和第二外端框11，另一个直角边的两端分别连接第一外端框10和内端框12，斜边的两端分别连接内端框12和第二外端框11。本发明的实施例通过进一步将支撑结构设置为直角三角形，可以显著地提高骨架的轴向、径向的强度。

在该实施例中，例如，与斜边相对的直角之间和斜边之间可以设置杆状连接结构，从而进一步提高支撑结构的强度。例如，在直角三角形的多个边之间可以通过设置相互交叉的多个杆状部件，形成强度更大的网格结构，以进一步提高控制舱的可靠性。例如，杆状部件可以与支撑结构一体设置。进一步的，杆状部件的横截面的形状可以为“凹”形，且凹口深度为该方向尺寸的1/4-1/3之间，从而在降低支撑结构重量的前提下，确保支撑结构的强度。

参见图5，在该实施例中，例如，直角三角形的两个直角边可以设置多个安装点134，135，以方便其它结构(例如，蒙皮以及之后提及的蜂窝板的固定)在骨架1上的固定。例如，直角三角形的其中一个边可以大致沿第一方向S1设置，也即火箭的轴向方向。另一个边可以大致沿控制舱的圆形轴截面(沿控制舱的轴线方向截取的平面)的径向方向设置，从而同时提高控制舱在轴向和径向方向的强度。

在该实施例中，在支撑结构13为直角三角形的情况下，例如，支撑结构12的斜边与第二外端框11所在平面的夹角在38-55度范围内。进一步地，该夹角可以在43-50度之间，从而进一步提高骨架1整体的强度。

参见图6a和6b，在一个实施例中，支撑结构13的数量为3～7，且沿围绕第一方向(火箭轴向方向)的顺时针或逆时针S2均匀的设置。也即在沿火箭轴向方向观察支撑结构的布局情况下，多个支撑结构12沿顺时针或逆时针S2方向设置。例如，支撑结构13的数量可以为4-5个，其中的四个支撑结构13可以在S2方向上依次间隔90度设置。如前所述，在支撑结构13为直角三角形的情况下，该四个支撑结构13中的每一个的一条直角边可以大致沿第一方向设置，另一条直角边沿第一外端框10指向内端框(例如，第一外端框和内端框大致在同一平面上)12的径向方向设置，从而四个另一条直角边将第一外端框10所在的圆形结构四等分。直角三角形的三个顶点分别连接第一外端框10、第二外端框11以及内端框12。其中连接内端框12和第一外端框10的直角边的远离第二外端框12侧设置蜂窝板3，且连接第一外端框10和第二外端框11的直角边靠近第一外端框10的位置设置爆炸螺栓16。如前所述，第二外端框11设有具有凹槽结构的对接结构111，对接结构111用于与相邻舱段匹配对接。此外，图6a和图6b还示意了控制舱的侧面设置的操作窗口15。直角三角形的各个连接位置例如通过铆接、螺接、粘接或铰接的方式分别于与第一外端框10、第二外端框11、内端框、蜂窝板3的对应位置连接。本发明的实施例的控制舱，通过均匀设置多个支撑结构13，以及使多个支撑结构13在控制舱的轴线方向所截取的平面的周向方向上间隔90度设置，进一步提高支撑结构13的整体强度的均匀性，避免控制舱受力后，骨架发生破损或断裂。

继续参见图6a和6b，例如，可以在连接第一外端框10和第二外端框11的直角边上设置爆炸螺栓16。例如，爆炸螺栓16可以设置在直角边靠近第一外端框10的位置。进一步的，爆炸连接螺栓16可以同时与第一外端框10和支撑结构13的用于连接第一、第二外端框10，11的直角边靠近第一外端框10的部分固定连接，从而通过爆炸连接螺栓16连接支撑结构13的一个直角边和第一外端框10，进一步提高骨架1整体的抗剪切、抗扭、抗拉强度。如图所示，在设置四个支撑结构13的情况下，由于爆炸螺栓16分别设置在该四个支撑结构13上，因此，爆炸连接螺栓16例如也依次间隔90度设置。例如，这四个爆炸连接螺栓16的连接端(用于连接整流罩)可以在同一个平面内，从而确保控制舱与整流罩可靠连接。

参见图7，例如，在一个实施例中，所述支撑结构13的两个直角边远离斜边侧均设有安装结构134,135，且所述蒙皮2通过连接所述第一外端框10和所述第二外端框11的直角边上设置的安装结构135连接至所述骨架侧部101。例如，当支撑结构13间隔的设置在第一外端框10所在平面和第二外端框11所在平面之间时，蒙皮2例如通过其内表面对应地铆接到各个支撑结构13的上述直角边外侧设置的安装结构135上，从而蒙皮2构成控制舱的侧面。需要注意的是，蒙皮2可以将骨架1的侧部101全部封装，此时，蒙皮2构成能够将控制舱内部包裹的侧面，从而避免火箭等在高速运动中，气流及气流产生的热量损坏控制舱内仪器和电缆等。例如，蒙皮2为轻质高强度防热材料。例如，蒙皮2可以为纤维编织材料。进一步地，蒙皮2可以为碳纤维复合材料。本发明的控制舱，通过在控制舱的一些部件中采用由轻质高强度防热材料，可以降低控制舱质量、提高控制舱的强度。

在该实施例中，在将蒙皮2连接到骨架1上时，需要根据控制舱侧面的情况选择地避开设于骨架侧部101的各个功能结构。例如，在控制舱的侧部结构可以阻止气流和气流热进入控制舱内部的情况下，则蒙皮2可以避开该侧部结构，以通过减少蒙皮的量来进一步降低控制舱的重量。相反，如果该侧部结构不能阻止气流和气流热进入控制舱内部时，则蒙皮2需要封装该侧部结构(即，蒙皮环绕的包裹在骨架侧部101，在蒙皮2设置完成后，该侧部结构位于蒙皮2的内部)，从而避免在火箭/导弹等高速运动时，气流和气流热损坏控制舱的内部元器件。例如，这些侧部结构例如可以包括前文所述的爆炸连接螺栓16，用于操作电器元件和电缆管路的操作窗口15等。

参见图8，在一个实施例中，控制舱结构还包括蜂窝板3，所述蜂窝板3通过连接所述第一外端框10和所述内端框12的直角边设置的安装结构134固定连接至所述支撑结构13。例如，如图8所示，在内端框12和外端框为圆环结构的情况下，蜂窝板3设置在内外端框之间的圆环内。例如，蜂窝板3的靠近内端框12侧可以固定连接内端框12，且靠近外第一外端框10的侧可以固定连接第一外端框10的内侧。例如，当第一外端框10的横截面为L型结构时，蜂窝板3的靠近第一外端框10的侧可以匹配的连接第一外端框10向蜂窝板3所在方向凸出部分的内表面(第一外端框的向内端框突出部分且靠近第二外端框的表面)，且靠近内端框12的侧匹配的连接内端框12。此外，蜂窝板3的沿上述圆环结构周向的两侧可以分别与对应的支撑结构13固定。例如，蜂窝板3的靠近第一外端框10的侧为与第一外端框10的一段圆弧匹配的形状，且靠近内端框12的侧为与内端框12的一段外圆弧匹配的形状，以确保蜂窝板3匹配地、紧密地设置到第一外端框10和内端框12之间地圆环之中。本发明的实施例，通过设置蜂窝板与第一外端框和内端框的连接结构，以及使其沿径向的两侧分别匹配第一外端框和内端框，进一步提高了控制舱的结构强度，从而可以更好的避免火箭/导弹受到外力时控制舱的形变。

继续参见图8，在该实施例中，例如，蜂窝板3包括两块。例如，两块蜂窝板3大致覆盖内、外端框之间的圆环部分的一半，且两个蜂窝板3可以彼此紧靠的设置。在第一外端框10和内端框12之间圆环的剩余部分中，还包括两个大约为1/4的圆环。其中一个用于设置卫星，另一个用于设置惯组支架17。也就是说，从第一外端框10向第二外端框11的第一方向上观看，安装蜂窝板3的控制舱可以分为四个象限，其中相邻的两个象限由蜂窝板3覆盖，另外两个象限分别用于设置卫星和惯组支架17。

需要说明的是，在该实施例中，为了进一步提高有效载荷的携带数量，内端框的内侧也可以用于设置卫星。

在一个实施例中，所述支撑结构13的材料为碳纤维复合材料。例如，该碳纤维材料可以多层编制的碳纤维复合材料。例如，在多层的碳纤维复合材料的层与层之间可以相互交织，形成立体网状结构，从而进一步提高支撑结构的强度。

参见图1-8，在一个实施例中，所述连接结构14包括两端分别连接所述第一外端框10和所述第二外端框11的多根桁条。例如，这些桁条14可以为长条形结构。例如，这些桁条的横截面可以为三角形、梯形，从而进一步提高桁条的抗剪切、抗拉伸性能。在第一、第二外端框10，11的横截面为L型的前提下，桁条可以安装在第一、第二外端框10，11沿着第一方向的内表面侧，从而避免在桁条安装在第一、第二外端框外表面侧的情况下，在外端框外表面突出的桁条影响蒙皮的安装，并提高骨架结构的强度。

在该实施例中，例如，用于连接第一、第二外端框的桁条，可以避开设于骨架侧部的结构，或者为这些侧部结构的连接提供固定点。例如，这些桁条中，也可以包括沿不同方向(例如，控制舱的周向)连接这些桁条的加强筋，或者在控制舱较易受到较大作用力的位置交叉设置桁条，使桁条和加强筋在该部分呈现网状结构。显然，桁条的数量增加，可以提高控制舱的强度，但也会导致控制舱的重量增加。本发明的实施例通过根据控制舱在火箭/导弹飞行时的受到的外力作用的大致分布情况，有针对性的选择桁条数量和桁条设置方式，从而在确保控制舱强度的情况下，不会使控制舱的重量增加过多。

参见图9，在一个实施例中，控制舱结构还包括斜梁18，所述斜梁18的两端分别固定连接两个所述支撑结构13，所述斜梁18远离所述第二外端框11侧固定设有惯组支架17。例如，为了提高惯组支架17的连接强度，可以在相邻两个支撑结构13之间再增加一个或多个支撑结构13，从而斜梁18可以固定在多个支撑结构13上，进一步提高斜梁的力学强度。此外，为了适应不同的惯组支架，斜梁可以包括一根或多根。例如，多根斜梁的长度、横截面面积和形状、与支撑结构的连接方式，设置位置等，可以彼此不同，以提高及均衡惯组支架的受力为原则。

参见图10，在一个实施例中，控制舱的侧部设有导流件4。例如，导流件3远离所述骨架1的侧面具有弧形结构或斜面结构(图10示意了具有弧面结构的导流件)。其中，导流件4远离控制舱的侧面41用于将气流导向远离控制舱的方向(图中箭头S3方向示意的高速气流的运动方向)，导流件4的靠近控制舱的侧面42用于与控制舱的骨架1固定连接。例如，导流件4的安装面42可以整体与骨架1匹配连接，从而提高导流件4与骨架1的结合强度。例如，导流件4的侧面41还可以沿气流方向设有导流槽，从而防止气流从图中所示S4方向导流件的两侧溢出，进一步提高了导流件的导流效果。另外，在导流件4的侧面41上，导流槽在S4方向上的深度从中间向两侧逐渐减小，并且在边缘位置设置气流阻挡部。例如，气流阻挡部可以为导流件4的侧面41在S4方向上的两侧相对于导流槽的突起，从而通过深度渐变的导流槽，使在S4方向上从中间向两侧的气流量、和流速均减小，并通过气流阻挡部阻断气流向控制舱的传播，从而进一步提高导流件对控制舱的保护。

需要说明的是，以上实施例以导流件远离控制舱的表面为弧形表面为例进行了说明，例如，该表面也可以为倾斜表面。

在一个实施例中，所述导流件4的远离所述骨架1的所述侧面41包括靠近所述内端框的第一表面、远离内端框的第二表面，以及连接所述第一表面和所述第二表面的主体部分。其中，在所述第一表面向所述第二表面的方向(也即气流的主体流动方向S1)上，所述侧面41到所述骨架的距离逐渐增加。也就是说，导流件4的侧面41可以通过其表面的形状，将首先到达第一表面的气流依次通过主体部分和第二表面，引向远离控制舱的方向，从而防止高速气流损坏控制舱及其内部器件。

需要说明的是，尽管本发明的实施例以两个外端框和一个内端框为例进行了描述，但为了进一步增加控制舱的力学性能，也可以在第一方向上，依次设置多个外端框，从而支撑结构可以分别与这些外端框和内端框分别具有固定连接点，以进一步提高骨架的强度。例如，外端框的数量可以为3-5个，且在第一方向上，这些外端框可以根据控制舱受力情况间隔相同或不同的距离。例如，在控制舱设置三个外端框的前提下，在第一方向上处于中间的外端框到第一外端框的距离小于其到第二外端框的距离，从而可以更好的分散和抵抗火箭受到的剪切力和扭转力等。同样，这些外端框可以通过桁条彼此连接。此外，内端框的数量和内径也可以根据需要设计。例如，沿第一方向布置的内端框的数量可以为2-3个，且这些内端框均与支撑结构具有固定连接点。在设置内端框的数量、位置和尺寸(例如，这些内端框可以为以控制舱轴线为轴线的一组同心圆环，例如，这些内端框的内径可以彼此不同)时，需要综合考虑内端框与内部电缆、元器件的布局，从而确保在提高控制舱强度的同时，不会大幅降低控制舱内部空间。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明实施例的控制舱结构，通过内外端框和支撑结构形成骨架，并在骨架侧部设置蒙皮，可以在保证控制舱强度的前提下，大幅降低控制舱质量，从而提高同等推力发动机下，运载器的运载能力。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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。

Claims (11)

1.一种航天运载器的控制舱结构，其特征在于，包括：具有侧部和连接所述侧部的两个端部的骨架、以及环绕所述侧部设置的蒙皮；

其中所述骨架包括外端框、设置于所述外端框之内的内端框，连接所述外端框和所述内端框的支撑结构；

所述外端框至少包括沿第一方向间隔设置的第一外端框和第二外端框；所述第一外端框和所述第二外端框通过连接结构固定连接，从而所述第一外端框、所述第二外端框和所述连接结构构成所述骨架的侧部结构；

所述支撑结构至少包括三个连接端，其中所述内端框连接所述支撑结构的第一连接端，所述支撑结构的第二连接端和第三连接端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框；所述支撑结构的材料包括非金属材料；

控制舱的所述侧部设有导流件，所述导流件包括沿气流运动方向设置的导流槽，所述导流槽为从靠近控制舱向远离控制舱延伸的结构，且在所述导流槽的宽度方向上，所述导流槽的深度从中间向两侧逐渐减小；

所述第一外端框设有用于与整流罩配合的结构，所述第二外端框设有用于与相邻舱段对接的结构。

2.根据权利要求1所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构的形状为三角形，所述三个连接端分别对应三角形的三个顶点位置。

3.根据权利要求2所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构的数量为3-7，且沿围绕所述第一方向的顺时针或逆时针均匀设置。

4.根据权利要求3所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构为直角三角形，且所述支撑结构中至少一个的直角边的两端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框，另一个直角边的两端分别连接所述第一外端框和所述内端框，且斜边连接所述内端框和所述第二外端框。

5.根据权利要求4所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构的斜边与所述第二外端框所在平面的夹角在38-55度范围内。

6.根据权利要求4所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构的两个直角边远离斜边侧设有安装结构，且所述蒙皮通过连接所述第一外端框和所述第二外端框的一个直角边设置的安装结构连接至所述骨架侧部。

7.根据权利要求6所述的控制舱结构，其特征在于，还包括蜂窝板，所述蜂窝板通过连接所述第一外端框和所述内端框的另一个直角边设置的安装结构固定连接至所述支撑结构。

8.根据权利要求1-6任一项所述的控制舱结构，其特征在于，还包括蜂窝板，所述外端框和所述内端框均为圆形结构，从而所述第一外端框和所述内端框之间包括圆环结构；所述蜂窝板匹配地设置于所述圆环结构，且靠近所述支撑结构侧固定连接所述支撑结构；

所述圆环结构包括未设置所述蜂窝板的安装部，所述内端框的内侧和所述安装部用于分别设置卫星载荷。

9.根据权利要求1-7任一项所述的控制舱结构，其特征在于，所述支撑结构的材料包括碳纤维复合材料。

10.根据权利要求1-7任一项所述的控制舱结构，其特征在于，所述连接结构包括两端分别连接所述第一外端框和所述第二外端框的多根桁条。

11.根据权利要求4-7任一项所述的控制舱结构，其特征在于，还包括斜梁，所述斜梁的两端分别固定连接两个所述支撑结构，所述斜梁远离所述第二外端框侧包括固定设置的惯组支架。

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