CN112343737A - 一种运载火箭 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：刚性的环形的尾段底板；刚性的锥形筒形状的发动机喷管，发动机喷管套在尾段底板的环形结构内且发动机喷管的较小的一端朝上；柔性的防热结构，防热结构在尾段底板的下表面和发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与尾段底板和发动机喷管固定，且遮盖尾段底板和发动机喷管之间的间隙；其中，防热结构用于在发动机喷管向下运动导致尾段底板和发动机喷管之间的间隙变大时，保持遮盖尾段底板和发动机喷管之间的间隙，阻挡发动机喷管喷出的火焰和热气进入运载火箭内。本申请实施例解决了运载火箭发动机喷管喷出的热气会进入到运载火箭的尾段内的技术问题。

Description

一种运载火箭

技术领域

本申请涉及火箭技术领域，具体地，涉及一种运载火箭。

背景技术

固体运载火箭以其良好的轻质化、低成本、批生产、快速发射等能力，而具有极其重要的商业和军事应用价值。随着各项指标的不断提高，对结构系统的安装操作方便性及轻质化提出了更高的要求。

固体运载火箭尾部受固体发动机喷管火焰的高密度热流加热，热环境条件极其严酷，局部温度高达1400℃～1500℃。在发动机工作时间段，发动机喷管轴向向下运动距离约25毫米，由轴向向下运动产生的发动机喷管和尾段底板之间的径向缝隙约7mm，发动机喷管喷出的热气会经过该缝隙进入尾段的内部。尾段内部安装舵机控制器、脱插控制器等重要仪器设备，工作温度要求160℃以下，承受不了发动机喷管喷出的热气的高温。

因此，运载火箭发动机喷管喷出的热气会进入到运载火箭的尾段内，是本领域技术人员急需要解决的技术问题。

在背景技术中公开的上述信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此其可能包含没有形成为本领域普通技术人员所知晓的现有技术的信息。

发明内容

本申请实施例提供了一种运载火箭，以解决运载火箭发动机喷管喷出的热气会进入到运载火箭的尾段内的技术问题。

本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：

刚性的环形的尾段底板；

刚性的锥形筒形状的发动机喷管，所述发动机喷管套在所述尾段底板的环形结构内且所述发动机喷管的较小的一端朝上；

柔性的防热结构，所述防热结构在所述尾段底板的下表面和所述发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与所述尾段底板和所述发动机喷管固定，且遮盖所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙；

其中，所述防热结构用于在所述发动机喷管向下运动导致所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙变大时，保持遮盖所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙，阻挡所述发动机喷管喷出的火焰和热气进入所述运载火箭内。

本申请实施例由于采用以上技术方案，具有以下技术效果：

防热结构固定在所述尾段底板的下表面和所述发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与所述尾段底板和所述发动机喷管固定，这样就遮盖住了所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙。尾段底板是相对于运载火箭是固定不动的，在运载火箭的发动机工作时，发动机喷管会远离发动机的方向运动，即发动机喷管向下运动，这样，就导致尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙变大；由于在柔性的防热结构的存在，柔性的防热结构受到发动机喷管运动的向下的力的作用，会发生形变以配合发动机喷管的移动，但仍然遮盖住尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙，防止发动机喷管喷出的火焰和热气通过尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙进入到运载火箭的尾段内，柔性的防热结构起到了防热和密封的作用。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例的一种运载火箭的局部示意图；

图2为图1的爆炸图；

图3为图1所示的运载火箭的防热结构的示意图；

图4为图1所示的运载火箭的防热结构与尾段底板和发动机喷管连接的示意图；

图5为图1所示的防热半筒和防热半翻边的柔性隔热材料的截面示意图。

附图标记说明：

100尾段底板，

200发动机喷管，

310防热筒，311防热半筒，

320防热翻边，321防热半翻边，331隔热毡夹层，332石英玻璃纤维布，

400金属压条。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例一

图1为本申请实施例的一种运载火箭的局部示意图；图2为图1的爆炸图；图3为图1所示的运载火箭的防热结构的示意图；图4为图1所示的运载火箭的防热结构与尾段底板和发动机喷管连接的示意图。如图1，图2，图3和图4所示，本申请实施例的运载火箭，包括：

刚性的环形的尾段底板100；

刚性的锥形筒形状的发动机喷管200，所述发动机喷管200套在所述尾段底板100的环形结构内且所述发动机喷管200的较小的一端朝上；

柔性的防热结构，所述防热结构在所述尾段底板100的下表面和所述发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与所述尾段底板100和所述发动机喷管200固定，且遮盖所述尾段底板100和所述发动机喷管200之间的间隙；

其中，所述防热结构用于在所述发动机喷管200向下运动导致所述尾段底板100和所述发动机喷管200之间的间隙变大时，保持遮盖所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙，阻挡所述发动机喷管喷出的热气进入所述运载火箭内。

本申请实施例的运载火箭，防热结构固定在所述尾段底板的下表面和所述发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与所述尾段底板和所述发动机喷管固定，这样就遮盖住了所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙。尾段底板是相对于运载火箭是固定不动的，在运载火箭的发动机工作时，发动机喷管会远离发动机的方向运动，即发动机喷管向下运动，这样，就导致尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙变大；由于在柔性的防热结构的存在，柔性的防热结构受到发动机喷管运动的向下的力的作用，会发生形变以配合发动机喷管的移动，但仍然遮盖住尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙，防止发动机喷管喷出的火焰和热气通过尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙进入到运载火箭的尾段内，柔性的防热结构起到了防热和密封的作用。

实施中，如图1所示，所述防热结构包括：

圆台形筒的防热筒310，所述防热筒310套在所述发动机喷管200的外周面，所述防热筒310的内壁的下部与所述发动机喷管200的外壁固定；

防热翻边320，连接在所述防热筒310的较小一端，所述防热翻边320与所述尾段底板100固定。

防热筒和防热翻边组合形成的防热结构的形式，能够将尾段底板和发动机喷管之间的环形的间隙完全遮盖住，阻挡发动机喷管喷出的热气进入运载火箭内；同时，实现了防热筒与发动机喷管固定，防热翻边与尾段底板的固定，将防热结构稳固的进行固定。

为了便于将防热结构固定，作为一种可选的方式，防热结构由防热展开结构围合形成，且在接口处搭接缝合形成。

防热结构需要从发动机喷管的下端安装固定，采用防热展开结构围合形成防热结构的形式，在安装时，把防热展开结构围合在发动机喷管位于尾段底板之下的部分，再通过在接口处搭接缝合形成即可实现防热结构的安装固定。

为了便于将防热结构固定，同时降低对防热结构材料的要求，实施中，如图2和图3所示，所述防热结构包括两个对称结构的防热子结构，所述防热子结构包括：

防热半筒311，所述防热半筒311是圆台形筒的一半；

防热半翻边321，连接在所述防热半筒311的较小的一端，所述防热半翻边321与所述防热半筒311的较小的一端缝合在一起；

两个对称的所述防热子结构围合形成所述防热结构，且在接口处缝合形成。

防热结构需要从发动机喷管的下端安装固定，两个防热子结构在安装在发动机喷管的外周面之间，是分体的，没有进行缝合的；在需要安装防热结构时，先将两个防热子结构围合在一起，先将两个防热子结构的一侧缝合在一起，再将一侧被缝合在一起的两个防热子结构围合在发动机喷管位于尾段底板之下的部分，再通过在接口处缝合形成即可实现防热结构的安装固定。

实施中，两个对称的所述防热子结构在缝合的位置是搭接缝合，且搭接的宽度是大于等于60毫米小于等于90毫米中的任一值。

搭接缝合的方式使得两个对称的防热子结构的固定连接更为牢固。另外两个防热子结构缝合的方式，降低了防热子结构的制造精度。

具体的，两个对称的所述防热子结构在缝合的位置搭接的宽度80毫米。

80毫米的搭接宽度，能够使得两个对称的防热子结构的固定连接足够牢固。

图5为图1所示的防热半筒和防热半翻边的柔性隔热材料的截面示意图。实施中，所述防热半筒311是柔性隔热材料制成的防热半筒，所述防热半翻边321是柔性隔热材料制成的防热半翻边；

如图5所示，所述柔性隔热材料是夹心结构，中间是隔热毡夹层331，两侧分别是一层或多层的石英玻璃纤维布332，所述隔热毡夹层和所述石英玻璃纤维布缝合固定在一起。

这样，防热结构就是柔性隔热材料制成的，隔热效果好，且密度较小，防热结构自身的重量较小，是轻质化的防热结构，符合运载火箭轻质化的发展趋势；防热结构可以根据石英玻璃纤维布的烧蚀性能和运载火箭对防热结构的防热要求和密封要求，控制隔热毡夹层两侧的石英玻璃纤维布的层数。

具体的，所述石英玻璃纤维布采用石英玻璃纤维布。

具体的，缝合所述隔热毡夹层和所述石英玻璃纤维布的缝合线，缝合所述防热半筒和所述防热半翻边的缝合线，缝合两个所述防热子结构的缝合线都是防火防热的缝合线。

这样，通过防火防热的缝合线的缝合，使得套在发动机喷管外周面的防热结构本身是防火防热的，整体能防火防热。

具体的，缝合线采用耐高温的石英线缝合。

石英线作为缝合线，价格低廉，缝合方便。

实施中，所述柔性隔热材料的厚度是大于等于3毫米小于等于5毫米的任一值。

这样厚度的柔性隔热材料，能达到适合的防火防热的效果。

具体的，柔性隔热材料的厚度是4毫米。

实施中，如图4所示，所述防热筒310的内壁的下部与所述发动机喷管200的外壁之间的固定为粘接固定。

粘接固定的方式，发动机喷管不需要额外设置安装接口，发动机喷管的结构较为简单，便于发动机喷管的制造。

具体的，所述防热筒的内壁的下部与所述发动机喷管的外壁的固定通过室温固化环氧胶粘剂HYJ-16粘接固定。

通过室温固化环氧胶粘剂HYJ-16能够方便的将防热筒和发动机喷管进行粘接固定。

实施中，如图2和图4所示，运载火箭还包括多个金属压条400，所述金属压边400具有两个压边螺栓孔；

所述防热翻边320具有翻边螺栓孔，所述尾段底板100具有多个底板螺栓孔；

通过螺栓的螺杆依次穿过所述压边螺栓孔，所述翻边螺栓孔和所述底板螺栓孔与螺母固定，实现所述防热翻边和所述尾段底板的固定。

由于防热结构是柔性的，因此在通过螺栓安装时，需要金属压边垫在防热翻边的一侧，以实现稳定的安装。通过螺栓的螺杆依次穿过所述压边螺栓孔，翻边螺栓孔和底板螺栓孔与螺母固定，实现防热翻边和尾段底板的固定。这样，防热翻边和尾段底板的固定是通过机械固定实现的，可靠性高，便于安装和拆卸。

实施中，如图2所示，所述金属压条400是9个金属压条，所述金属压条400是环向扇形结构，各个所述金属压条围合环形。

9个金属压条就有18个压边螺栓孔，防热翻边和尾段底板通过18个螺栓固定，两者之间的连接稳固；同时，金属压条的用料是短小的料，较为节约金属压条的原料；同时，在其中一个金属压条损坏时，仅需要将这一个金属压条进行更换即可。

具体的，金属压条采用不锈钢1Cr18Ni9Ti材料加工形成。

在本申请及其实施例的描述中，需要理解的是，术语“顶”、“底”、“高度”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。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；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或两个元件的相互作用关系。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。

在本申请及其实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

上文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本申请的不同结构。为了简化本申请的公开，上文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本申请。此外，本申请可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本申请提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种运载火箭，其特征在于，包括：

刚性的环形的尾段底板；

刚性的锥形筒形状的发动机喷管，所述发动机喷管套在所述尾段底板的环形结构内且所述发动机喷管的较小的一端朝上；

柔性的防热结构，所述防热结构在所述尾段底板的下表面和所述发动机喷管的外周面形成的夹角处分别与所述尾段底板和所述发动机喷管固定，且遮盖所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙；

其中，所述防热结构用于在所述发动机喷管向下运动导致所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙变大时，保持遮盖所述尾段底板和所述发动机喷管之间的间隙，阻挡所述发动机喷管喷出的火焰和热气进入所述运载火箭内。

2.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述防热结构包括：

圆台形筒的防热筒，所述防热筒套在所述发动机喷管的外周面，所述防热筒的内壁的下部与所述发动机喷管的外壁固定；

防热翻边，连接在所述防热筒的较小一端，所述防热翻边与所述尾段底板固定。

3.根据权利要求2所述的运载火箭，其特征在于，所述防热结构由防热展开结构围合形成，且在接口处搭接缝合形成。

4.根据权利要求2所述的运载火箭，其特征在于，所述防热结构包括两个对称结构的防热子结构，所述防热子结构包括：

防热半筒，所述防热半筒是圆台形筒的一半；

防热半翻边，连接在所述防热半筒的较小的一端，所述防热半翻边与所述防热半筒的较小的一端缝合在一起；

两个对称的所述防热子结构围合形成所述防热结构，且在接口处缝合形成。

5.根据权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，两个对称的所述防热子结构在缝合的位置是搭接缝合，且搭接的宽度是大于等于60毫米小于等于90毫米中的任一值。

6.根据权利要求5所述的运载火箭，其特征在于，所述防热半筒是柔性隔热材料制成的防热半筒，所述防热半翻边是柔性隔热材料制成的防热半翻边；

所述柔性隔热材料是夹心结构，中间是隔热毡夹层，两侧分别是一层或多层的石英玻璃纤维布，所述隔热毡夹层和所述石英玻璃纤维布缝合固定在一起；

所述柔性隔热材料的厚度是大于等于3毫米小于等于5毫米的任一值。

7.根据权利要求6所述的运载火箭，其特征在于，缝合所述隔热毡夹层和所述石英玻璃纤维布的缝合线，缝合所述防热半筒和所述防热半翻边的缝合线，缝合两个所述防热子结构的缝合线都是防火防热的缝合线。

8.根据权利要求7所述的运载火箭，其特征在于，所述防热筒的内壁的下部与所述发动机喷管的外壁之间的固定为粘接固定。

9.根据权利要求8所述的运载火箭，其特征在于，还包括多个金属压条，所述金属压边具有两个压边螺栓孔；

所述防热翻边具有翻边螺栓孔，所述尾段底板具有多个底板螺栓孔；

通过螺栓的螺杆依次穿过所述压边螺栓孔，所述翻边螺栓孔和所述底板螺栓孔与螺母固定，实现所述防热翻边和所述尾段底板的固定。

10.根据权利要求9所述的运载火箭，其特征在于，所述金属压条是9个金属压条，所述金属压条是环向扇形结构，各个所述金属压条围合环形。

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