CN112706948B - 惯组支架和惯组组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种惯组支架和惯组组件。惯组支架包括支架本体和强化背板。支架本体为一体式结构并包括本体侧板和承载板，本体侧板与火箭箭体内壁的形状适配；承载板从本体侧板朝向内舱的轴线延伸并垂直于轴线方向；支架本体的面向火箭箭体内壁的一侧设置有沿径向凹入的凹陷部。强化背板包括和火箭箭体内壁形状适配的背板侧板以及从背板侧板突出的突出部。装配时，强化背板的突出部形状适配地插入支架本体的凹陷部、并且背板侧板贴合在火箭箭体内壁和本体侧板的至少一部分之间。本发明所提供的惯组支架方便生产、容易装配。且装配得到的惯组支架成品具有较高的强度、较好的稳定性和安装精度，同时还兼具轻质、便于使用操作等优点。

Description

惯组支架和惯组组件

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种用于安装在运载火箭内的惯组支架和惯组组件。

背景技术

在现有的运载火箭中，惯组是重要的姿态敏感器件。惯组用于测量火箭飞行时在三个相互正交的基准方向上的姿态角和加速度、用于火箭制导与姿态控制、为火箭在轨修正、深空机动、捕获制动等动作提供航行、位置、姿态、速度等物理信息。而惯组支架则是运载火箭箭体飞行姿态和轨迹控制系统的装载平台。

对于高速飞行的火箭来说，惯组需要一直处于工作状态，所以惯组安装位置一般在运载火箭顶级的仪器舱中。且由于惯组的安装精度、可靠性等因素直接影响运载火箭的飞行成功与否，所以对安装惯组的支架要求极高。因此，惯组支架需要综合考虑的问题较多，例如，惯组支架需要满足减震以及轻量化要求等。

目前常见的惯组支架一般为平板形式，为了保证安装后的惯组保持水平状态，这种平板形式的惯组支架在安装时需要在火箭箭体结构内设置一个安装基座，专用于安装平板形式的惯组支架，从而导致箭体结构复杂化且不利于火箭减重；同时，由于平板形式的惯组支架对安装基座要求较高，对现场装配工艺要求也较高，加工、装配难度大。

因而需要提供一种惯组支架和惯组组件，以至少部分地解决上述问题。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种惯组支架和惯组组件，惯组支架包括可拆卸地装配在一起的支架本体和强化背板。本发明所提供的惯组支架方便生产、容易装配。且装配得到的惯组支架成品具有较高的强度、较好的稳定性和安装精度，同时还兼具轻质、便于使用操作等优点。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于安装在火箭箭体内的惯组支架，所述火箭箭体具有倒置的截圆锥形的内舱，所述惯组支架安装在限定所述内舱的火箭箭体内壁上并用于承载惯组，所述惯组支架包括：

形成为一体式构件的支架本体，所述支架本体包括：

本体侧板，所述本体侧板与所述火箭箭体内壁的形状适配；

承载板，所述承载板从本体侧板朝向所述内舱的轴线延伸并垂直于轴线方向，所述承载板被构造为用于支撑所述惯组；

其中，所述支架本体的面向所述火箭箭体内壁的一侧设置有沿径向凹入的凹陷部；

强化背板，所述强化背板包括和所述火箭箭体内壁形状适配的背板侧板以及从所述背板侧板突出的突出部，

其中，所述支架本体和所述强化背板装配在一起并共同安装在所述内舱时，所述强化背板的所述突出部形状适配地插入所述支架本体的所述凹陷部、并且所述背板侧板贴合在所述火箭箭体内壁和所述本体侧板的至少一部分之间。

在一种实施方式中，所述凹陷部位于所述承载板下方，所述本体侧板包括位于所述凹陷部上方的上侧板和位于所述凹陷部下方的下侧板，所述突出部设置在所述背板侧板的顶部。

在一种实施方式中，所述凹陷部在所述支架本体上沿周向方向整体延伸，所述突出部在所述背板侧板上沿周向方向整体延伸，并且，所述突出部的和所述火箭箭体内壁相对的一侧设置有多个凹孔，所述突出部下部开孔，所述凹孔与所述开孔相通。

在一种实施方式中，所述突出部的远离所述背板侧板的一端的轴向尺寸小于所述突出部的靠近所述背板侧板的一端的轴向尺寸。

在一种实施方式中，所述支架本体包括两组加强板，所述两组加强板分别沿周向设置在所述承载板的两侧，所述两组加强板和所述承载板、所述本体侧板固定连接。

在一种实施方式中，所述支架本体还包括平行于所述加强板的三角形的附加加强板，每一个所述附加加强板的一边固定在所述承载板的顶表面上，另一边固定在所述本体侧板的内表面上。

在一种实施方式中，所述惯组支架还包括安装在所述承载板下方的内衬板，所述内衬板包括两个相对的边，所述两个相对的边分别和所述两组加强板相连。

在一种实施方式中，所述内衬板的本体形成为矩形板，所述矩形板的每一条边上各设置有一条法兰边，所述法兰边和所述内衬板的本体的连接处设置有抗弯冲型筋，并且相邻的两条所述法兰边在所述矩形板的角位置处存在间隔。

在一种实施方式中，所述本体侧板包括位于所述凹陷部下方的下侧板，所述支架本体还包括在所述下侧板的顶端和底端处沿周向延伸的条状加强筋，每一个所述条状加强筋的两端分别和所述两组加强板相连。

在一种实施方式中，所述承载板的顶表面上设置有多个凸起平台，所述多个凸起平台的顶表面位于同一平面内。

在一种实施方式中，所述承载板的顶表面上设置有至少两个定位机构，所述至少两个定位机构围绕所述承载板的中心设置。

在一种实施方式中，所述承载板上设置有减重通孔，限定所述减重通孔的壁向下延伸并突出于所述承载板的本体的底表面；并且

所述承载板的底表面上还设置有横纵交错的条状加强筋，所述加强筋和限定所述减重通孔的壁相连。

在一种实施方式中，所述惯组支架还包括分别被安装在所述支架本体的周向上的两侧的两个抗扭支撑板，每一个所述抗扭支撑板的延伸方向和所述承载板的延伸方向一致，并且每一个所述抗扭支撑板均形成为三角形，每一个所述抗扭支撑板的一边和所述支架本体相连，另一边和所述火箭箭体内壁相连。

根据本发明的另一方面，提供了一种用于安装在具有倒锥形部段的火箭内的惯组组件，所述惯组组件包括根据上述方案中任意一项所述的惯组支架和装配在所述惯组支架上的惯组。

本发明所提供的惯组支架，具有以下优势：结构稳定、紧凑，间接有益于火箭的倒立的截圆锥形内舱的布局；惯组支架为多件式组合装配结构，各个部件形成配合紧密的近似整体结构，提高惯组支架整体刚度；惯组支架设置多处细节增强结构，使惯组支架可获得较强抗破坏性，满足结构静力学、结构动力学等使用要求；惯组支架结构易于加工制造、易于装配，且实现方法简易；惯组支架的各个部件以可拆卸的方式装配，这种分离式设计能够为不同使用环境搭建高强度安装结构。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1和图2示出了本发明的一个优选实施方式的支架本体的两个视角的示意图；

图3为该优选实施方式中的强化背板的示意图；

图4为该优选实施方式中的内衬板的示意图；

图5为该优选实施方式中的支架本体、强化背板、内衬板装配在一起后的示意图；

图6为沿图5中的A-A线截取的截面图。

附图标记：

200惯组支架

100支架本体

1承载板

11凸起平台

12定位销

13减重通孔

131限定减重通孔的壁

14条状加强筋

15定位孔

2上侧板

21瞄准窗口

22瞄准盖板

3强化背板

31突出部

311凹孔

32内嵌槽

33网格筋

35背板侧板

4下侧板

51附加加强板

52上侧加强板

521上侧加强板减重孔

53下侧加强板

531下侧加强板减重孔

54回转加强筋

6抗扭支撑板

7凹陷部

9内衬板

92法兰边

931抗弯冲型筋

94间隔

具体实施方式

现在参考附图，详细描述本发明的具体实施方式。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

本发明提供了一种惯组支架和惯组组件，图1-图6示出了根据本发明的优选实施方式中的至少部分结构。

首先需要说明的是，本发明所提到的惯组可以为激光捷联惯性测量组合，惯组也可以为其他的惯性测量装置、惯性导航装置。本发明所提供的惯组支架和惯组组件用于安装在火箭内的倒置的截圆锥形的内舱内，本发明所提到的方向术语“轴向”、“径向”、“周向”可参考该截圆锥形内舱而进行理解，其中，“周向”在图1、图2和图5中由D示出。本发明所提到的方向术语“向内”、“内侧”指的是指向或更靠近截圆锥形内舱的轴线的方向；本发明所提到的方向术语“向外”、“外侧”指的是背离或更远离截圆锥形内舱的轴线的方向。本发明所提到的方向术语“上”和“下”参考火箭发射前放置在水平面上、且惯组支架正确安装在火箭内时的位置进行理解。

在本发明的优选实施方式中，惯组支架能够被安装在限定倒置的截圆锥形的内舱的火箭箭体内壁上并用于承载惯组。惯组支架的整体结构在图5和图6中示出，惯组支架200大致包括图1-图2中所示的支架本体100、图3中所示的强化背板3和图4中所示的内衬板9。

首先参考图1和图2，惯组支架200的支架本体100为一体式构件，支架本体100包括本体侧板、承载板1。其中，在本实施方式中，本体侧板由上侧板2和下侧板4构成并与火箭箭体内壁形状适配，即本体侧板也形成为大致和截圆锥形相一致的弧形壁，由于火箭内的截圆锥形的内舱的半径较大，图1、图2和图5中的本体侧板的弧度并不明显。承载板1从本体侧板朝向截圆锥形的轴线延伸并垂直于轴向方向，承载板1被构造为用于承载惯组。

参考图1-2、图5-6，支架本体100还包括两组加强板，每一组加强板包括上侧加强板52和下侧加强板53，两组加强板设置在承载板1、本体侧板的周向方向D上的两侧。两组加强板和承载板1、本体侧板均相固定，并且优选地，上侧加强板52、下侧加强板53均可以形成为大致直角三角形，对于上侧加强板52所构成的大致直角三角形，其两条直角边分别和承载板1、上侧板2固定连接；对于下侧加强板53所构成的大致直角三角形，其两条直角边分别和承载板1、下侧板4固定连接。

参考图2，支架本体100的面向火箭箭体内壁的一侧具有沿径向凹入的凹陷部7，凹陷部7是为了安装用于加强惯组支架200的强度的强化背板3而设置的。

强化背板3的大致结构在图3中示出。参考图3，强化背板3包括和火箭箭体内壁形状适配的背板侧板35和从背板侧板35沿径向突出的突出部31。当支架本体100和强化背板3装配在一起并共同安装在火箭内时，参考图5，突出部31形状适配地插入凹陷部7、并且背板侧板35位于本体侧板和火箭箭体内壁之间。

优选地，在本实施方式中，支架本体100的凹陷部7位于承载板1的下方、上侧板2和下侧板4之间。换句话说，凹陷部7的存在将本体侧板分为了上侧板2和下侧板4。同时，强化背板3的突出部31是设置在背板侧板35的顶部处的，当支架本体100和强化背板3装配在一起并共同安装在火箭箭体内壁上时，支架本体100的上侧板2和背板侧板35共同形状适配地贴合在火箭箭体内壁上，支架本体100下侧板4贴合在背板侧板35的内侧。支架本体100的凹陷部7和强化背板3的突出部31通过紧固件锁紧，两个部件可以彼此作用，使整个惯组支架200形成一个近似整体，提高整体支架刚度。当然，所述突出部也可以不设置在背板侧板的顶部，例如设置在稍往下的位置，使背板侧板在突出部上方有一部分与支架本体的上侧板贴合。

参考图1、图2和图5，凹陷部7在支架本体100上沿周向方向D整体延伸，突出部31在背板侧板35上沿周向方向D整体延伸，并且，突出部31的和火箭箭体内壁相对的一侧设置有凹孔311，并且凹孔311在其底部处和背板侧板35的径向内侧连通。换句话说，突出部31的和火箭箭体内壁相对的一侧设置多个凹孔311，并且突出部31的下部开孔，凹孔311和开孔相通。凹孔311的设置能够方便强化背板3的安装（例如凹孔311附近可以设置铆钉孔），同时也能够减轻重量。凹陷部和突出部不限于在整个周向方向上延伸，也可以设置在周向的一部分上。

同样优选地，参考图6，突出部31的截面可以为楔形面，例如突出部31的远离背板侧板35的端部的轴向尺寸小于突出部31的靠近背板侧板35的端部的轴向尺寸。突出部31这样的尺寸设置能够起到导向作用，便于突出部31插入支架本体100的凹陷部7。图6示出了强化背板3的突出部31插入支架本体100的凹陷部7以使得强化背板3和支架本体100装配在一起时的示意图。

参考图3，强化背板3上设置有内嵌槽32，支架本体100的下侧板4上可以设置配合凸起，当强化背板3安装在支架本体100上时，内嵌槽32和配合凸起彼此配合能够避免强化背板3和支架本体100相对于彼此滑移。同时，强化背板3进行了轻量化设计，同时为满足强度要求，设置了网格筋33结构。

惯组支架200还包括如图4所示的内衬板9，内衬板9大致为矩形板。内衬板9安装在支架本体100上的状态在图5中示出。内衬板9的两个相对的边中的一个边和承载板1的径向内端相连，两个相对的边中的另一个边和本体侧板的底端相连。内衬板9的另外两个相对的边分别和两个下侧加强板53相连。

优选地，矩形的内衬板9的每一条边上各设置有一条法兰边92，法兰边92和内衬板9的本体的连接处设置有抗弯冲型筋931，并且相邻的法兰边92在矩形板的角位置处存在间隔94，该间隔94可以被称为是过渡止裂槽，过渡止裂槽的设置能够防止在火箭上复杂的振动环境中，相邻的法兰边92之间的应力集中处发生扯裂现象。

内衬板9加强了两个下侧加强板53之间的连接刚度，可有效消除在火箭飞行中下侧加强板53的振动响应，从而提高惯组支架200整体的结构刚度。并且，内衬板9的法兰边92可以通过螺栓固定在支架本体100上。内衬板9独立于支架本体100设计制造，大大降低了惯组支架200的制造难度，节约了成本，使得惯组支架200满足各种使用及考核要求，具有方便制造、方便装配、成本低廉的优势。

除了上述设计以外，惯组支架200的各个部件还可以具有一些其他的优选设计方案。

例如，参考图1、图5和图6，承载板1的顶表面上设置有多个凸起平台11（本实施方式中为四个），多个凸起平台11的顶表面位于同一平面内，这样在惯组支架200安装在火箭内时多个凸起平台11的顶表面就位于同一水平面内。承载板1的中心位置处可以设置减重通孔13，多个凸起可以均匀地围绕减重通孔13设置。凸起平台11的顶表面用于和惯组直接接触并向惯组提供支持力。这样的设置是因为装配工人在将惯组支架200铆接在火箭箭体侧壁上以后，由于惯组支架200的制作工艺以及装配时可能产生的误差，导致承载板1的顶表面难以保持理想中的水平状态。而承载板1上的四个凸起平台11可精加工，使得四个凸起平台11的顶表面位于同一平面内，将惯组安装于四个精加工后的凸起平台1111上即可保证惯组的水平状态。

支架本体100的上侧板2上可以设置有用于地面瞄准的瞄准窗口21和瞄准盖板22。透镜能够放置于瞄准窗口21上并由窗口盖板压在透镜的边缘从而将透镜固定在上侧板2上。本体侧板上设置有多个铆接孔，以用于将惯组支架200铆接至舱段蒙皮。

继续参考图1和图5，承载板1的顶表面上设置有至少两个定位机构，至少两个定位机构围绕承载板1的中心设置。两个定位机构例如可以为两个定位销12和/或两个定位孔15。两个定位销12例如为圆柱体形状，其可通过螺纹配合的方式贯穿承载板1并拧紧在承载板1上。在将惯组安装于惯组支架200上时，只需要使惯组向外的一侧同时抵紧两个定位销12，即完成了惯组在切向方向上的定位，这里的切向方向为和周向方向D相切的方向，在截圆锥形内舱的半径较大的情况下，该切向方向近似为周向方向D。两个定位孔15沿径向关于减重通孔13相对地设置，用于帮助装配工人在安装惯组时径向定位惯组，保证惯组安装的径向方向正确。

参考图2，承载板1的限定减重通孔13的壁131向下延伸并突出于承载板1的本体的底表面。并且，承载板1的底表面上还设置有横纵交错的条状加强筋14，条状加强筋14和限定减重通孔13的壁131相连。横纵交错的条状加强筋14和限定减重通孔13的壁131连为一体，显著提高了支架本体100的刚度。

优选地，参考图5，惯组支架200还包括两个抗扭支撑板6，两个抗扭支撑板6分别被安装在支架本体100的周向上的两侧并且两个抗扭支撑板6还和火箭箭体内壁相连，抗扭支撑板6的延伸方向和承载板1的延伸方向一致。更具体地，抗扭支撑板6的本体也可以形成为大致直角三角形，每一个抗扭支撑板6的一个直角边设置有下翻的法兰翻边从而和承载板1相连，另一个直角边也设置有下翻的法兰翻边从而和火箭箭体内壁相连。两个抗扭支撑板6分别从承载板1的周向两侧为承载板1提供轴向支撑，有效防止承载板1在复杂的力学环境中产生轴向扭转或滑移。

参考图1、图5和图6，支架本体100还包括附加加强板51，附加加强板51为平行于加强板的大致直角三角形板状结构，其一个直角边固定在承载板1的顶表面上，另一个直角边固定在本体侧板的内表面上。上侧加强板52、下侧加强板53和附加加强板51的设置大大提高了惯组支架200整体的结构刚度，保证了惯组工作环境的稳定性与可靠性。

参考图1和图2，支架本体100还包括在下侧板4的顶端和底端上沿周向方向D延伸的条状的回转加强筋54，每一个回转加强筋54的两端分别和两组加强板相连。回转加强筋54可提高支架本体100的凹陷部7处以及下侧板4的抗弯强度。

除了承载板1上设置有减重通孔13以外，惯组支架200的各个板状结构上设置有类似的减重孔。例如，上侧加强板52上设置有上侧加强板减重孔521、下侧加强板53上设置有下侧加强板减重孔531，并且上侧加强板52、下侧加强板53上的减重孔的形状可以和上侧加强板52、下侧加强板53的形状相一致，即形成为三角形。由于三角形的稳定性，这些减重孔最大程度上保留了各个加强板自身的刚度，减小了各个加强板因受力导致形变的可能性。也就是说，这样的设置在实现减重目的的基础上还能够保证上侧加强板52、下侧加强板53在各处都具有较好的强度、避免断裂和形变。内衬板9上设置有多个圆形的内衬板减重孔911，内衬板减重孔911不仅减轻了内衬板9的质量，还可以实现火箭姿控系统管路、设备电缆的穿插。

本发明中，支架本体大致一体地设置能够提升惯组支架整体的结构刚度，同时可有效减少因火箭飞行中的震动而导致各部件之间产生松动、异响和碰撞。优选地，支架本体采用铝镁合金制成，铝镁合金通常是指以镁为主要添加元素的铝合金，具有很好的强度、刚性和尺寸稳定性，尤其是铝镁合金低密度低质量的优点，使得惯组支架在保证结构刚度的同时大大减小了自身的重量，对火箭实现减重降成本具有重要意义。

本发明的优选实施方式还包括了惯组安装在惯组支架上之后与惯组支架共同形成为的惯组组件，该惯组支架可以为如图1-图5中所示的惯组支架200。

作为上述实施方式的解释或补充，本发明所提供的惯组支架包括如下至少九个方面的工业实用性和技术优势：

1)稳定结构设计

本发明主体结构参考倒锥舱体结构特点，设计稳定三角支撑结构。在运载火箭飞行中，倒锥部段所承受的气动载荷、环境载荷等较圆柱部段更为严酷，所以对内部元件要求更高。惯组支架主体结构水平支撑惯组安装，侧板与舱内侧壁连接，承载板与侧板通过上侧加强板、下侧加强板、附加加强板等结构稳定连接。

2)结构动力学设计

本发明的主要结构尺寸较大，两侧加强板的空间面积较大、相对距离较远且加强板厚度较薄，以结构动力学角度分析，从加强板边缘中间处向两端连接处延伸，将产生由强到弱的局部振动，从而影响整个惯组支架模态频率。因此，为解决以上问题，消除局部刚度弱的状态，通过在加强板之间增加内衬板的方式完成。由于内衬板面积较大，在内衬板中心处也会出现以上问题，所以，在内衬板上冲型出法兰边等结构。该结构将会增强局部刚度、抑制振动的同时，还可以为支架整体减重。

3)结构紧凑设计

火箭的倒立的截圆锥形舱体对结构强度、结构减重等因素要求较高，而且有末级姿态调整系统，需要占据末级舱段中较大空间，从结构纵向剖面看，是上大下小结构。所以，末级姿态调整发动机安装位置靠近上端，相对增加作用力臂长度，使其能够更有效发挥控制作用。然而惯组支架因刚度需要，也要占据内舱区域轴向较大空间，本发明所提供的惯组支架能够使得容纳有惯组支架的火箭舱段依然不具有过大的高度。

4)侧壁连接强化设计

末级舱段一般结构轻量化，主承力结构会设计在关键位置且较少，不会针对某支架做结构强化处理，所以，本发明设计局部强化结构，满足惯组支架整体连接刚度。本发明设计强化背板，该结构件上下分别与舱段连接，轴向两侧与舱体的轴向承力结构件连接，使末级舱体局部加强，该区域作为惯组支架主体结构安装位置。

5)多位置安装设计

本发明主体结构水平支撑结构与舱体内壁通过一排螺栓紧固连接。由于单排排列紧固件，其连接作用范围近似轴线，所以，沿该轴线的旋转自由度可控性不强。如果增加多排螺栓，需要的空间较大，且作用效果不明显，因此，在周向方向上也设置连接结构，并将侧板分为上侧板和下侧板与舱体内壁相连。上侧板为辅助，与末级舱体中框上方的箭体主承力结构和锥形内壁连接，下侧板为主，与末级舱体中心下方的强化背板连接。形成多位置的安装紧固连接，有效提高惯组支架整体连接刚度。

6)支架内部紧固设计

在强化背板与惯组支架主体结构在末级舱体中框的配合处，增加楔形的突出部和凹陷部的配合结构，连接紧固后，两块结构件可以彼此作用，使整个惯组支架形成一个近似整体，提高整体支架刚度。同时，在强化背板上挖内嵌槽，采用强化背板和下侧板的嵌入式配合，满足强化背板的强度使用的同时，达到减重和防止惯组支架主体下侧板的滑移。

7)细节补强设计

本发明的主安装结构均为面板式，在满足使用条件的前提下，尽可能做到轻量化，所以面板实际较薄，与此同时带来的问题是减弱了面板的抗弯能力，因此，本发明结构细节处做了补强设计。承载板底部增加了交叉筋结构、承载板周向边缘处增加筋结构、承载板和本体侧板交会处增加斜筋结构、强化背板增加网格筋结构、内衬板边缘增加翻边同时冲型筋结构、抗扭支撑板等。

8)设备安装面再加工设计

惯组支架的设备安装面对水平度有着很高的要求，常规工艺一般靠装配垫平，因此，对支架的安装提出了很高的要求。本发明主体结构的水平支撑板上，增加四个小型凸台，用于惯组设备安装。凸台突出主体结构，设备安装面较小，在惯组支架完成装配后，可使用机床设备进行二次平面加工，以达到使用要求，降低惯组支架装配难度。同时，凸台上可以设置惯组安装定位销，满足惯组设备安装需求。

9)功能型平台设计

在惯组附近一般会安置较多的传感器测量设备，用于确定工作状态下，惯组附近的冲击、噪声、温度等数据。在惯组支架主体平台上，设置传感器安装接口，如此，可获取更为准确的数据，而且无需额外设计传感器安装支架。在惯组支架装配时，通常需要定制工装，以保证装配位置准确。工装定位孔也可设计在惯组支架主体平台上。

结合以上描述，可以看到本发明所提供的惯组支架，具有以下优势：结构稳定、紧凑，有益于火箭的倒立的截圆锥形内舱的布局；惯组支架为多件式组合装配结构，各个部件形成配合紧密的近似整体结构，提高惯组支架整体刚度；惯组支架设置多处细节增强结构，使惯组支架可获得较强抗破坏性，满足结构静力学、结构动力学等使用要求；惯组支架结构易于加工制造、易于装配，且实现方法简易；惯组支架的各个部件以可拆卸的方式装配，这种分离式设计能够为不同使用环境搭建高强度安装结构。

以上描述出于说明的目的提供给相关领域的一个普通技术人员。不意图将本发明排他或局限于单个公开的实施方式。如上所述，在本技术领域中的普通技术人员将理解本发明可存在多种替代和变型。因此，虽然具体描述了一些替代实施方式，本领域普通技术人员将明白或相对容易地开发其他实施方式。本发明旨在包括这里描述的本发明的所有替代、改型和变型，以及落入以上描述的本发明的精神和范围内的其他实施方式。

Claims (14)

1.一种用于安装在火箭箭体内的惯组支架，所述火箭箭体具有倒置的截圆锥形的内舱，所述惯组支架（200）安装在限定所述内舱的火箭箭体内壁上并用于承载惯组，其特征在于，所述惯组支架（200）包括：

形成为一体式构件的支架本体（100），所述支架本体（100）包括：

本体侧板，所述本体侧板与所述火箭箭体内壁的形状适配；

承载板（1），所述承载板（1）从本体侧板朝向所述内舱的轴线延伸并垂直于轴线方向，所述承载板（1）被构造为用于支撑所述惯组；

其中，所述支架本体（100）的面向所述火箭箭体内壁的一侧设置有沿径向凹入的凹陷部（7）；

强化背板（3），所述强化背板（3）包括和所述火箭箭体内壁形状适配的背板侧板（35）以及从所述背板侧板（35）突出的突出部（31），

其中，所述支架本体（100）和所述强化背板（3）装配在一起并共同安装在所述内舱时，所述强化背板（3）的所述突出部（31）形状适配地插入所述支架本体（100）的所述凹陷部（7）、并且所述背板侧板（35）贴合在所述火箭箭体内壁和所述本体侧板的至少一部分之间。

2.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述凹陷部（7）位于所述承载板（1）下方，所述本体侧板包括位于所述凹陷部（7）上方的上侧板（2）和位于所述凹陷部（7）下方的下侧板（4），所述突出部（31）设置在所述背板侧板（35）的顶部。

3.根据权利要求1或2所述的惯组支架，其特征在于，所述凹陷部（7）在所述支架本体（100）上沿周向方向（D）整体延伸，所述突出部（31）在所述强化背板（3）上沿周向方向（D）整体延伸，并且，所述突出部（31）的和所述火箭箭体内壁相对的一侧设置有多个凹孔（311），所述突出部（31）下部开孔，所述凹孔（311）与所述开孔相通。

4.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述突出部（31）的远离所述背板侧板（35）的一端的轴向尺寸小于所述突出部（31）的靠近所述背板侧板（35）的一端的轴向尺寸。

5.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述支架本体（100）包括两组加强板，所述两组加强板分别沿周向方向（D）设置在所述承载板（1）的两侧，所述两组加强板和所述承载板（1）、所述本体侧板固定连接。

6.根据权利要求5所述的惯组支架，其特征在于，所述支架本体（100）还包括平行于所述加强板的三角形的附加加强板（51），每一个所述附加加强板（51）的一边固定在所述承载板（1）的顶表面上，另一边固定在所述本体侧板的内表面上。

7.根据权利要求5所述的惯组支架，其特征在于，所述惯组支架（200）还包括安装在所述承载板下方的内衬板（9），所述内衬板（9）包括两个相对的边，所述两个相对的边分别和所述两组加强板相连。

8.根据权利要求7所述的惯组支架，其特征在于，所述内衬板（9）的本体形成为矩形板，所述矩形板的每一条边上各设置有一条法兰边（92），所述法兰边（92）和所述内衬板（9）的本体的连接处设置有抗弯冲型筋（931），并且相邻的两条所述法兰边（92）在所述矩形板的角位置处存在间隔（94）。

9.根据权利要求5所述的惯组支架，其特征在于，所述本体侧板包括位于所述凹陷部（7）下方的下侧板（4），所述支架本体（100）还包括在所述下侧板（4）的顶端和底端处沿周向方向（D）延伸的条状的回转加强筋（54），每一个所述回转加强筋（54）的两端分别和所述两组加强板相连。

10.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述承载板（1）的顶表面上设置有多个凸起平台（11），所述多个凸起平台的顶表面位于同一平面内。

11.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述承载板（1）的顶表面上设置有至少两个定位机构，所述至少两个定位机构围绕所述承载板（1）的中心设置。

12.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述承载板（1）上设置有减重通孔（13），限定所述减重通孔的壁（131）向下延伸并突出于所述承载板（1）的本体的底表面；并且

所述承载板（1）的底表面上还设置有横纵交错的条状加强筋（14），所述条状加强筋（14）和限定所述减重通孔的壁（131）相连。

13.根据权利要求1所述的惯组支架，其特征在于，所述惯组支架（200）还包括分别被安装在所述支架本体（100）的周向方向（D）上的两侧的两个抗扭支撑板（6），每一个所述抗扭支撑板（6）的延伸方向和所述承载板（1）的延伸方向一致，并且每一个所述抗扭支撑板（6）均形成为三角形，每一个所述抗扭支撑板（6）的一边和所述支架本体相连，另一边和所述火箭箭体内壁相连。

14.一种用于安装在具有倒锥形部段的火箭内的惯组组件，所述惯组组件包括根据权利要求1-13中任意一项所述的惯组支架和装配在所述惯组支架上的惯组。

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