CN111810317A - 一种火箭发动机机架 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭发动机机架，包括支座、主支撑杆、副支撑杆、伺服支杆和稳定支杆。伺服支杆的第一端通过第一锁紧组件与副支撑杆连接，伺服支杆的第二端通过第二锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第一端通过第三锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第二端通过第四锁紧组件与副支撑杆连接。安装后，如果稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置需要调节，此时可以调松对应的锁紧组件，对稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置进行调整，调整完成后再将对应的锁紧组件调紧。稳定支杆和伺服支杆通过锁紧组件与主支撑杆和副支撑杆连接的方式为可拆卸的连接方式，提高了火箭发动机机架的灵活性。

Description

一种火箭发动机机架

技术领域

本发明涉及航天航空及石油化工技术领域，特别涉及一种火箭发动机机架。

背景技术

火箭发动机机架作为重要的传力机构，结构设计时应该满足紧凑的几何尺寸、最轻的结构质量、均匀的应力分布和足够的结构刚度等。在火箭尺寸和质量约束下，最大限度保证火箭轴向和径向刚度，伺服作动器支点刚度。

现有技术中，火箭发动机机架一般为桁梁结构或桁架架构，桁梁结构或桁架架构通过焊接操作制作，一旦焊接成型后，火箭发动机机架结构无法调整，导致火箭发动机机架实际使用时的灵活性降低。

因此，如何提高火箭发动机实际使用时的灵活性，成为本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种火箭发动机机架，以提高火箭发动机实际使用时的灵活性。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种火箭发动机机架，包括：

支座，能够与发动机的推力室连接；

主支撑杆，个数为多个，所述主支撑杆的一端与所述支座连接且绕所述支座的轴线均匀分布，所述主支撑杆相对于所述支座的轴线倾斜布置，多个所述主支撑杆与所述支座的所述轴线之间的夹角相等；

副支撑杆，与所述主支撑杆的个数相等，所述副支撑杆的两端分别与相邻的两个所述主支撑杆的另一端连接；

伺服支杆，用于安装伺服机构，且与所述伺服机构的个数相等，所述伺服支杆的第一端与所述副支撑杆通过第一锁紧组件连接，所述伺服支杆的另一端所述主支撑杆通过第二锁紧组件连接，所述第二锁紧组件能够与所述伺服机构连接，所述伺服支杆的两端位于同一平面内，位于同一平面内的所述副支撑杆与所述主支撑杆上仅设置一个所述伺服支杆；

稳定支杆，与所述伺服支杆的个数相等，用于提高与所述伺服支杆连接的所述主支撑杆的稳定性，所述稳定支杆的第一端与安装有所述伺服支杆的所述主支撑杆通过第三锁紧组件连接，所述稳定支杆的第二端与所述副支撑杆通过第四锁紧组件连接，所述稳定支撑杆的两端分别与位于不同平面的所述主支撑杆和所述副支撑杆连接。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述第一锁紧组件、第三锁紧组件和所述第四锁紧组件包括：

第一弧形板，所述第一弧形板的外壁与所述伺服支杆或者所述稳定支杆连接，所述第一圆弧形板的内壁与所述副支撑杆或主支撑杆贴合，所述第一弧形板的开口端设置有第一连接板，所述第一连接板上开设有第一安装孔；

第二弧形板，与所述第一弧形板相对，所述第二弧形板的内壁与所述副支撑杆或所述主支撑杆贴合，所述第二弧形板的开口端设置有第二连接板，所述第二连接板能够与所述第一连接板贴合，所述第二连接板上开设有与所述第一安装孔位置对应的第二安装孔，所述第二安装板和所述第一安装板通过与所述第一安装孔和所述第二安装孔配合的螺栓连接。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述第二锁紧组件包括：

第三弧形板，所述第三弧形板的外壁与所述伺服支杆连接，所述第三弧形板的内壁与所述主支撑杆贴合，所述第三弧形板的开口端设置有第三连接板，所述第三连接板上开设有第三安装孔；

第四弧形板，与所述第三弧形板相对，所述第四弧形板的内壁与所述主支撑杆贴合，所述第四弧形板的开口端设置有第四连接板，所述第四连接板能够与所述第三连接板贴合，所述第四连接板上开设有与所述第三安装孔位置对应的第四安装孔，所述第四安装板和所述第三安装板通过与所述第四安装孔和所述第三安装孔配合的螺栓连接，所述第四弧形板的外壁设置有与所述伺服机构连接的安装座。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述主支撑杆与所述副支撑杆通过镂空连接块连接，

所述镂空连接块包括：

第一底板，用于与地面连接，所述第一底板开设有能够与地面连接的螺栓孔；

第一安装板，位于所述第一底板的上方用于与所述主支撑杆连接，所述第一安装板垂直于所述主支撑杆的长度延伸方向；

第二安装板，个数为两个，用于与所述副支撑杆连接，所述第二安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第二安装板的下端与所述第一底板连接，所述第二安装板垂直于所述副支撑杆的长度延伸方向；

第三安装板，所述第三安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第三安装板的下端与所述第一底板连接，所述第三安装板与所述第一底板垂直用于连接两个所述第二安装板的第一端；

第四安装板，所述第四安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第四安装板的下端与所述第一底板连接，所述第四安装板与所述第一底板垂直且用于连接两个所述第二安装板的第二端，所述第四安装板上开设有与所述镂空连接块的内部连通的操作孔，所述第四安装板、所述第三安装板和所述第二安装板围设成的形状与所述第一底板的形状相同，所述第四安装板、所述第三安装板、所述第二安装板和所述第一安装板焊接连接。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述支座为镂空支座，所述支座包括：

环形板；

第二底板，为正多边形底板，位于所述环形板的下方，所述底板的边数与所述主支撑杆的个数相等，所述第二底板的中心位置开设有第一中心孔；

倾斜板，与所述主支撑杆垂直，所述倾斜板的一端与所述第二底板连接，所述倾斜板的另一端与所述环形板的第一端连接，所述倾斜板的个数与所述第二底板的边数相等，所述倾斜板上开设有与所述主支撑杆配合的安装孔；

第三底板，与所述环形板的第二端连接，所述第三底板为环形底板且与所述环形板同轴布置，所述第三底板上设置有用于与推力室连接的第一螺纹孔，所述第一螺纹孔内预埋有双头螺栓；

圆台形板，所述圆台形板的尺寸较大的一端与所述第三底板的内圈连接，所述圆台形板的尺寸较小的一端与所述第二底板的第一中心孔的孔壁连接，且所述圆台形板能够与所述主支撑杆连接。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述第二底板、所述倾斜板、所述环形板、所述第三底板和所述圆台形板焊接连接。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述第三底板上开设有焊接定位孔。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述第二底板上开设用于安装吊装螺栓的第二螺纹孔。

优选的，在上述火箭发动机机架中，所述支座、所述主支撑杆、所述副支撑杆、所述伺服支杆和所述稳定支杆均为30CrMnSiA杆。

从上述技术方案可以看出，本发明提供的火箭发动机机架，包括支座、主支撑杆、副支撑杆、伺服支杆和稳定支杆。伺服支杆的第一端通过第一锁紧组件与副支撑杆连接，伺服支杆的第二端通过第二锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第一端通过第三锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第二端通过第四锁紧组件与副支撑杆连接。安装后，如果稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置需要调节，此时可以调松对应的锁紧组件，对稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置进行调整，调整完成后再将对应的锁紧组件调紧。稳定支杆和伺服支杆通过锁紧组件与主支撑杆和副支撑杆连接的方式为可拆卸的连接方式，提高了火箭发动机机架的灵活性。

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为本发明实施例提供的火箭发动机机架的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的支座的背面结构示意图；

图3为本发明实施例提供的支座的正面结构示意图。

其中，

1、支座，2、主支撑杆，3、副支撑杆，4、伺服支杆，5、第一弧形板，6、第二弧形板，7、第三弧形板，8、第四弧形板，9、安装座，10、镂空连接块，11、稳定支杆。

具体实施方式

本发明公开了一种火箭发动机机架，以提高火箭发动机实际使用时的灵活性。

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。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-图3。本发明公开了一种火箭发动机机架，包括支座1、主支撑杆2、副支撑杆3、伺服支杆4和稳定支杆11。

支座1能够与发动机的推力室连接，用于传递推力室作用在支座1上的力。

主支撑杆2用于传递推力室作用在支座1上的推力，主支撑杆2的一端与支座1的下端面连接，主支撑杆2的个数为多个，且绕支座1的轴线均匀分布，主支撑杆2相对于支座1的轴线倾斜布置，且多个主支撑杆2与支座1的轴线之间的夹角相等，主支撑杆2能够对推力室作用在支座1上的力进行均匀传递，减少火箭发动机机架的变形。

副支撑杆3的个数与主支撑杆2的个数相等，用于连接相邻两个主支撑杆2的另一端，副支撑杆3和与其连接的主支撑杆2位于同一平面内，形成一个三角形结构，三角形结构的个数与副支撑杆3的个数相等，且使多个主支撑杆2的下端连接为一体且形成一个平面，增强火箭发动机机架的平面刚度，减少火箭发动机机架的横向变形和位移，实现火箭发动机机架在地面的稳定支撑。

伺服支杆4上设置有用于固定伺服机构的支座1，用于对安装伺服机构的主支撑杆2起到支撑作用，增强与伺服机构连接的主支撑杆2的强度，伺服支杆4的个数与伺服机构的个数相等，如图1所示，伺服支杆4的第一端与副支撑杆3连接，伺服支杆4的第二端与主支撑杆2连接，伺服支撑的第二端设置用于固定伺服机构的支座1。为了保证副支撑杆3的使用强度，本方案中位于同一平面内的副支撑杆3与主支撑杆2上仅设置一个伺服支杆4。

稳定支杆11用于提高与伺服支杆4连接的主支撑杆2的稳定性，优选，稳定支撑的个数与伺服支杆4的个数相等。如图1所示，稳定支杆11的第一端与安装有伺服支杆4的主支撑杆2连接，稳定支杆11的第二端与副支撑杆3连接，稳定支杆11的第一端和稳定支杆11的第二端分别与位于不同平面的主支撑杆2和副支撑杆3连接，以实现对主支撑杆2的有效支撑。

本方案中伺服支杆4的第一端通过第一锁紧组件与副支撑杆3连接，伺服支杆4的第二端通过第二锁紧组件与主支撑杆2连接，第一锁紧组件和第二锁紧组件与副支撑杆3和主支撑杆2的松紧度可以调整。安装后，如果伺服支杆4与副支撑杆3和主支撑杆2的连接位置需要调节，此时可以调松第一锁紧组件和/或第二锁紧组件，对伺服支杆4与副支撑杆3和主支撑杆2的连接位置进行调整，调整完成后再将第一锁紧组件和/或第二锁紧组件调紧。伺服支杆4通过第一锁紧组件和第二锁紧组件分别与副支撑杆3和主支撑杆2连接的方式为可拆卸的连接方式，在一定程度上提高了火箭发动机机架的灵活性。

本方案中稳定支杆11的第一端通过第三锁紧组件与主支撑杆2连接，稳定支杆11的第二端通过第四锁紧组件与副支撑杆3连接，第三锁紧组件和第四锁紧组件在主支撑杆2和副支撑杆3上的松紧度可以调整。安装后，如果稳定支杆11与主支撑杆2和副支撑杆3的连接位置需要调节，此时可以调松第三锁紧组件和/或第四锁紧组件，对稳定支杆11与主支撑杆2和副支撑杆3的连接位置进行调整，调整完成后再将第三锁紧组件和/或第四锁紧组件调紧。稳定支杆11通过第三锁紧组件和第四锁紧组件分别与主支撑杆2和副支撑杆3连接的方式为可拆卸的连接方式，更进一步的提高了火箭发动机机架的灵活性。

本方案中第一锁紧组件、第二锁紧组件和第三锁紧组件的结构相同，但是由于第一锁紧组件用于与副支撑杆3连接，第二锁紧组件和第三锁紧组件用于与主支撑杆2连接，导致第一锁紧组件、第二锁紧组件和第三锁紧组件存在尺寸上的差异。

如图1所示，第一锁紧组件、第二锁紧组件和第三锁紧组件均包括相对布置的第一弧形板5和第二弧形板6，第一弧形板5的开口端设置有第一连接板，第一连接板平行于第一弧形板5的开口端所在的平面，第一连接板上开设有第一安装孔，第二弧形板6的开口端设置有第二连接板，第二连接板平行于第二弧形板6的开口端所在的平面，第二连接板上开设有第二安装孔。组装时，第一弧形板5的开口端与第二弧形板6的开口端相对，两者扣和后，第二连接板与第一连接板贴合，第二安装孔与第一安装孔位置相对，第二连接板和第一连接板通过与第二安装板和第一安装孔配合的螺栓连接。

如图1所示，第一弧形板5上设置有四个第一连接板，第一连接板对称分布在第一弧形板5的轴线方向的两侧，第二弧形板6上设置有四个第二连接板，第二连接板对称分布在的第二弧形板6的轴线方向的两侧且与第一连接板位置对应。该种结构，能够保证伺服支杆4和稳定支杆11与主支撑杆2和副支撑杆3的连接强度。

第一锁紧组件用于与副支撑杆3连接，第一锁紧组件的第一弧形板5和第二弧形板6能够与副支撑杆3的杆壁贴合，且第一弧形板5的外壁需要与伺服支杆4焊接连接，第一弧形板5与伺服支杆4的焊接连接角度根据安装需求进行设定。

第二锁紧组件和第三锁紧组件用于与主支撑杆2连接，第二锁紧组件的第一弧形板5和第二弧形板6能够与主支撑杆2的杆壁贴合，且第一弧形板5的外壁需要与稳定支杆11焊接连接，第二弧形板6与主支撑杆2的焊接连接角度根据安装需求进行设定。

本方案中第二锁紧组件的结构与第一锁紧组件、第二锁紧组件和第三锁紧组件的结构不同，第二锁紧组件上能够安装伺服机构。

在本方案的一个具体实施例中，第二锁紧组件包括相对布置的第三弧形板7和第四弧形板8，第三弧形板7的外壁与伺服支杆4连接，第四弧形板8的内壁与主支撑杆2贴合，第三弧形板7的开口端设置有第三连接板，第三连接板与第三弧形板7的开口端所在的平面平行，第三连接板上开设有第三安装孔，第四弧形板8的内壁能够与主支撑杆2贴合，第四弧形板8的开口端设置有第四连接板，第四连接板与第四弧形板8的开口端所在的平面平行，第四连接板上开设有与第三安装孔位置对应的第四安装孔。组装时，第三弧形板7的开口端与第四弧形板8的开口端相对，两者扣和后，第三连接板与第四连接板贴合，第三安装孔与第四安装控股位置相对，第三连接板和第四连接板通过与第三安装孔和第四散装孔配合的螺栓连接。

本方案公开的第二锁紧组件相对于第一锁紧组件的区别在于，第四弧形板8的外壁设置有与伺服机构连接的安装座9，优选的，安装座9与第四弧形板8焊接连接。

在本方案的一个具体实施例中，主支撑杆2和副支撑杆3通过镂空连接块10连接。如图1所示，每个镂空连接块10与两个副支撑杆3和一个主支撑杆2连接。

镂空连接块10质量相对较轻，满足火箭发动机机架最轻的结构质量的要求。

如图1所示，镂空连接块10包括第一底板、第一安装板、第二安装板、第三安装板和第四安装板。

第一底板用于与地面连接，第一底板开设有能够与地面连接的螺栓孔；

第一安装板用于与主支撑杆2连接，第一安装板位于第一底板的上方，第一安装板垂直于主支撑杆2的长度延伸方向，如图1所示，第一安装板相对于第一底板倾斜布置；

第二安装板的个数为两个，用于与副支撑杆3连接，两个第二安装板之间具有夹角，第二安装板与第一底板垂直，第二安装板的上端与第一安装板连接，第二安装板的下端与第一底板连接，第二安装板垂直于副支撑杆3的长度延伸方向，第二安装板的第一端为两个第二安装板相互靠近的一端，第二安装板的第二端与第二安装板的第一端相对，第二安装板的第二端为两个第二安装板相互远离的一端；

第三安装板的上端与第一安装板连接，第三安装板的下端与第一底板连接，第三安装板与第一底板垂直，第三安装板与两个第二安装板的第一端连接；

第四安装板的上端与第一安装板连接，第四安装板的下端与第一底板连接，第四安装板与第一底板垂直且用于连接两个第二安装板的第二端，第四安装板上开设有与镂空连接块10的内部连通的操作孔。

第四安装板、第三安装板和第二安装板围设成的形状与第一底板的形状相同，第一安装板在第一底板上的投影与第一底板的形状相同。

本方案中，镂空连接块10的第一底板与第四安装板、第三安装板和第二安装板焊接连接，第一安装板与第四安装板、第三安装板和第二安装板焊接连接，第四安装板和第三安装板均与第二安装板焊接连接。

镂空连接块10能够将主支撑杆2和副支撑杆3的力进行汇集平衡，火箭发动机机架与箭体连接后，火箭发动机机架将推力室的推力传递给火箭结构。

优选的，本方案在镂空连接块10与主支撑杆2和副支撑杆3的焊接处增加了定位孔以及焊接锁底。

在本方案的一个具体实施例中，支座为镂空支座。

如图2和3所示，支座1包括环形板、第二底板、倾斜板、第三底板和圆台形板。

环形板作为支座1的主体结构，环形板的轴线方向的两端分别为第一端和第二端，环形板的第一端与倾斜板连接，环形板的第二端与第三底板连接，环形板的第一端位于环形板的第二端的下方。

第二底板为正多边形底板，位于环形板的下方，底板的边数与主支撑杆2的个数相等，第二底板的中心位置开设有第一中心孔；

倾斜板与主支撑杆2垂直，倾斜板的一端与第二底板连接，倾斜板的另一端与环形板的第一端连接，倾斜板的个数与第二底板的边数相等，倾斜板上开设有与主支撑杆2配合的安装孔；

第三底板与环形板的第二端连接，第三底板为环形底板且与环形板同轴布置，第三底板上设置有用于与推力室连接的第一螺纹孔，第一螺纹孔内预埋有双头螺栓；

圆台形板的尺寸较大的一端与第三底板的内圈连接，圆台形板的尺寸较小的一端与第二底板的第一中心孔的孔壁连接，且圆台形板能够与主支撑杆2连接。具体的，主支撑杆2穿过倾斜板上的安装孔与圆台形板的侧壁连接。

本方案公开的支座1既可用于主支撑杆2的定位，也可以提供焊接锁底，提高焊缝处强度。

本方案中，环形板与倾斜板和第三底板焊接连接，倾斜板与第二底板焊接连接，第三底板与圆台形板焊接连接，圆台形板与第二底板的第一中心孔的孔壁焊接连接。

如图3所示，第三底板上开设有焊接定位孔。焊接定位孔的个数为两个，且相对布置在第三底板的径向方向上。

为了方便火箭发动机机架的运输，本方案在第二底板上开设有用于安装吊装螺栓的第二螺纹孔。

在本方案的一个具体实施例中，支座1、主支撑杆2、副支撑杆3、伺服支杆4和稳定支杆11均为30CrMnSiA杆。

在本方案的一个具体实施例中，主支撑杆2的个数为四个，副支撑杆3的个数也为四个，伺服支杆4的个数为两个，稳定支杆11的个数也为两个。四个主支撑杆2分别命名为第一主支撑杆2、第二主支撑杆2、第三主支撑杆2和第四主支撑杆2，且第一主支撑杆2、第二主支撑杆2、第三主支撑杆2和第四主支撑杆2依次绕支座1的轴线设置；四个副支撑杆3分别命名为第一副支撑杆3、第二副支撑杆3、第三副支撑杆3和第四副支撑杆3；两个伺服支杆4分别命名为第一伺服支杆4和第二伺服之间；两个稳定支杆11分别命名为第一稳定支杆11和第二稳定支杆11。

如图1所示，第一主支撑杆2、第二主支撑杆2、第三主支撑杆2和第四主支撑杆2的第一端与支座1连接，第一副支撑杆3的两端分别与第一主支撑杆2和第二主支撑杆2的第二端连接，第二副支撑杆3的两端分别与第二主支撑杆2和第三主支撑杆2的第二端连接，第三副支撑杆3的两端分别与第三主支撑杆2和第四主支撑杆2的第二端连接，第四副支撑杆3的两端分别与第四主支撑杆2和第一主支撑杆2第二端连接，第一伺服支杆4的第一端与第一副支撑杆3连接，第一伺服支撑的第二端与第一主支撑杆2连接，第二伺服支杆4的第一端与第四副支撑杆3连接，第二伺服支杆4的第二端与第四主支撑杆2连接，第一稳定支杆11的第一端与第一副支撑杆3连接，第一稳定支杆11的第二端与第三副支撑杆3连接，第二稳定支杆11的第一端与第二副支撑杆3连接，第二稳定支杆11的第二端与第四主支撑杆2连接。

该实施例中，镂空连接块10为八面体，不仅包括第一底板、第一安装板、第二安装板、第三安装板和第四安装板，第一底板、第一安装板、第二安装板和第三安装板均为平板，第四安装板包括三个板体，三个板体相互连接，此处分别命名为第五安装板、第六安装板和第七安装板，其中第五安装板与第三安装板平行，第五安装板和第六安装板分别与两个第二安装板平行。第五安装板和第六安装板上开设有操作孔。

该实施例中，第二底板为正方形底板，倾斜板的个数为四个。如图2所示，本方案在相邻两个倾斜板与环形板的第一端的连接位置设置有镂空孔。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业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发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明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公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种火箭发动机机架，其特征在于，包括：

支座(1)，能够与发动机的推力室连接；

主支撑杆(2)，个数为多个，所述主支撑杆(2)的一端与所述支座(1)连接且绕所述支座(1)的轴线均匀分布，所述主支撑杆(2)相对于所述支座(1)的轴线倾斜布置，多个所述主支撑杆(2)与所述支座(1)的所述轴线之间的夹角相等；

副支撑杆(3)，与所述主支撑杆(2)的个数相等，所述副支撑杆(3)的两端分别与相邻的两个所述主支撑杆(2)的另一端连接；

伺服支杆(4)，用于安装伺服机构，且与所述伺服机构的个数相等，所述伺服支杆(4)的第一端与所述副支撑杆(3)通过第一锁紧组件连接，所述伺服支杆(4)的另一端所述主支撑杆(2)通过第二锁紧组件连接，所述第二锁紧组件能够与所述伺服机构连接，所述伺服支杆(4)的两端位于同一平面内，位于同一平面内的所述副支撑杆(3)与所述主支撑杆(2)上仅设置一个所述伺服支杆(4)；

稳定支杆(11)，与所述伺服支杆(4)的个数相等，用于提高与所述伺服支杆(4)连接的所述主支撑杆(2)的稳定性，所述稳定支杆(11)的第一端与安装有所述伺服支杆(4)的所述主支撑杆(2)通过第三锁紧组件连接，所述稳定支杆(11)的第二端与所述副支撑杆(3)通过第四锁紧组件连接，所述稳定支撑杆的两端分别与位于不同平面的所述主支撑杆(2)和所述副支撑杆(3)连接。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述第一锁紧组件、第三锁紧组件和所述第四锁紧组件包括：

第一弧形板(5)，所述第一弧形板(5)的外壁与所述伺服支杆(4)或者所述稳定支杆(11)连接，所述第一圆弧形板的内壁与所述副支撑杆(3)或主支撑杆(2)贴合，所述第一弧形板(5)的开口端设置有第一连接板，所述第一连接板上开设有第一安装孔；

第二弧形板(6)，与所述第一弧形板(5)相对，所述第二弧形板(6)的内壁与所述副支撑杆(3)或所述主支撑杆(2)贴合，所述第二弧形板(6)的开口端设置有第二连接板，所述第二连接板能够与所述第一连接板贴合，所述第二连接板上开设有与所述第一安装孔位置对应的第二安装孔，所述第二安装板和所述第一安装板通过与所述第一安装孔和所述第二安装孔配合的螺栓连接。

3.根据权利要求1所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述第二锁紧组件包括：

第三弧形板(7)，所述第三弧形板(7)的外壁与所述伺服支杆(4)连接，所述第三弧形板(7)的内壁与所述主支撑杆(2)贴合，所述第三弧形板(7)的开口端设置有第三连接板，所述第三连接板上开设有第三安装孔；

第四弧形板(8)，与所述第三弧形板(7)相对，所述第四弧形板(8)的内壁与所述主支撑杆(2)贴合，所述第四弧形板(8)的开口端设置有第四连接板，所述第四连接板能够与所述第三连接板贴合，所述第四连接板上开设有与所述第三安装孔位置对应的第四安装孔，所述第四安装板和所述第三安装板通过与所述第四安装孔和所述第三安装孔配合的螺栓连接，所述第四弧形板(8)的外壁设置有与所述伺服机构连接的安装座(9)。

4.根据权利要求1所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述主支撑杆(2)与所述副支撑杆(3)通过镂空连接块(10)连接，

所述镂空连接块(10)包括：

第一底板，用于与地面连接，所述第一底板开设有能够与地面连接的螺栓孔；

第一安装板，位于所述第一底板的上方用于与所述主支撑杆(2)连接，所述第一安装板垂直于所述主支撑杆(2)的长度延伸方向；

第二安装板，个数为两个，用于与所述副支撑杆(3)连接，所述第二安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第二安装板的下端与所述第一底板连接，所述第二安装板垂直于所述副支撑杆(3)的长度延伸方向；

第三安装板，所述第三安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第三安装板的下端与所述第一底板连接，所述第三安装板与所述第一底板垂直用于连接两个所述第二安装板的第一端；

第四安装板，所述第四安装板的上端与所述第一安装板连接，所述第四安装板的下端与所述第一底板连接，所述第四安装板与所述第一底板垂直且用于连接两个所述第二安装板的第二端，所述第四安装板上开设有与所述镂空连接块(10)的内部连通的操作孔，所述第四安装板、所述第三安装板和所述第二安装板围设成的形状与所述第一底板的形状相同，所述第四安装板、所述第三安装板、所述第二安装板和所述第一安装板焊接连接。

5.根据权利要求1所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述支座(1)为镂空支座，所述支座(1)包括：

环形板；

第二底板，为正多边形底板，位于所述环形板的下方，所述底板的边数与所述主支撑杆(2)的个数相等，所述第二底板的中心位置开设有第一中心孔；

倾斜板，与所述主支撑杆(2)垂直，所述倾斜板的一端与所述第二底板连接，所述倾斜板的另一端与所述环形板的第一端连接，所述倾斜板的个数与所述第二底板的边数相等，所述倾斜板上开设有与所述主支撑杆(2)配合的安装孔；

第三底板，与所述环形板的第二端连接，所述第三底板为环形底板且与所述环形板同轴布置，所述第三底板上设置有用于与推力室连接的第一螺纹孔，所述第一螺纹孔内预埋有双头螺栓；

圆台形板，所述圆台形板的尺寸较大的一端与所述第三底板的内圈连接，所述圆台形板的尺寸较小的一端与所述第二底板的第一中心孔的孔壁连接，且所述圆台形板能够与所述主支撑杆(2)连接。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述第二底板、所述倾斜板、所述环形板、所述第三底板和所述圆台形板焊接连接。

7.根据权利要求5所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述第三底板上开设有焊接定位孔。

8.根据权利要求5所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述第二底板上开设用于安装吊装螺栓的第二螺纹孔。

9.根据权利要求1所述的火箭发动机机架，其特征在于，所述支座(1)、所述主支撑杆(2)、所述副支撑杆(3)、所述伺服支杆(4)和所述稳定支杆(11)均为30CrMnSiA杆。

Images