CN115355768B - 带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天航空领域，公开了一种带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法，火箭适配器结构，包括：适配器本体，其具有沿长度方向设置的固定端和悬臂端，所述固定端用于与火箭末级连接；以及辅助支撑件，设置在所述适配器本体的所述悬臂端；所述辅助支撑件包括第一支撑部和第二支撑部，所述第一支撑部与所述适配器本体的悬臂端连接，所述第二支撑部与所述第一支撑部通过连接解锁机构连接，所述第二支撑部还用于与整流罩连接。通过辅助支撑件设置在适配器本体的悬臂端，可大幅提高火箭适配器结构的承载能力，在保证相同承载力下有效降低火箭适配器结构的重量。

Description

带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法

技术领域

本发明涉及航天航空领域，特别涉及一种带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法。

背景技术

根据卫星在火箭适配器上的安装方式不同，目前的火箭适配器结构可分为底座式结构和侧挂式结构。其中底座式火箭适配器与卫星是沿火箭飞行方向连接和分离，而侧挂式火箭适配器与卫星是横向连接和分离。

当卫星数量较多或卫星高度尺寸较大时，卫星侧挂安装方式往往导致火箭适配器的悬臂过长，为火箭适配器的结构刚度设计带来很大的困难。因此急需一种带辅助支撑的火箭适配器结构，从而解决火箭适配器悬臂过程导致承载能力不足的问题。

发明内容

本发明提供一种带辅助支撑的火箭适配器结构及火箭整流罩分离方法，以解决上述技术问题。

第一方面，本发明的带辅助支撑的火箭适配器结构，包括：

适配器本体，其具有沿长度方向设置的固定端和悬臂端，所述固定端用于与火箭末级连接；以及

辅助支撑件，设置在所述适配器本体的所述悬臂端；所述辅助支撑件包括第一支撑部和第二支撑部，所述第一支撑部与所述适配器本体的悬臂端连接，所述第二支撑部与所述第一支撑部通过连接解锁机构连接，所述第二支撑部还用于与整流罩连接。

进一步地，所述适配器本体包括内部中空的承力筒，所述承力筒的轴向一端为所述固定端，所述承力筒的轴向另一端为所述悬臂端。

上述进一步方案的有益效果是：通过内部中空的承力筒，便于电缆网线的走线和安装。

进一步，所述适配器本体还包括设置在所述承力筒的侧壁的连接部，所述连接部用于连接卫星。

进一步，所述连接部与所述卫星通过另一连接解锁机构连接。

进一步，所述连接部有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置。

上述进一步方案的有益效果是，通过设置多个连接部，可实现一个承力筒上安装多个卫星。

进一步，所述辅助支撑件有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置在靠近所述悬臂端的侧壁。

进一步，多个所述辅助支撑件沿所述承力筒的长度方向的投影将所述承力筒与所述整流罩之间的包络空间分割为多个子包络单元，所述承力筒的侧壁对应每个所述子包络单元设置有至少一个所述连接部。

进一步，所述辅助支撑件的所述第一支撑部和所述第二支撑部依次沿所述承力筒的径向分布。

进一步，所述连接解锁机构包括爆炸螺栓。

第二方面，本发明提出一种设置有所述的带辅助支撑的火箭适配器结构的火箭的整流罩分离方法，包括以下步骤：

向所述火箭发出第一控制指令，所述火箭执行所述第一控制指令，使所述火箭的所述火箭适配器结构的所述连接解锁机构解锁所述第一支撑部和所述第二支撑部；

向所述火箭发出第二控制指令，所述火箭执行所述第二控制指令，使所述火箭的整流罩与所述火箭适配器结构的适配器本体分离。

本发明提供的技术方案带来的有益效果包括：通过辅助支撑件设置在适配器本体的悬臂端，可大幅提高火箭适配器结构的承载能力，在保证相同承载力下有效降低火箭适配器结构的重量。另外，辅助支撑件的第一支撑部和第二支撑部通过连接解锁机构实现连接和解锁，提高火箭适配器结构承载力的同时，也利于整流罩分离。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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为本发明带辅助支撑的火箭适配器结构的横剖断面结构示意图。

图2为图1的剖视结构示意图

图中：1-适配器本体；11-固定端；12-悬臂端；2-连接部；3-卫星； 4-辅助支撑件；41-第一支撑部；42-第二支撑部；5-整流罩；6-子包络单元。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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的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。

参考图1、图2所示的带辅助支撑的火箭适配器结构，包括：适配器本体1以及辅助支撑件4。

适配器本体1具有沿长度方向设置的固定端11和悬臂端12，所述固定端11用于与火箭末级连接。

所述适配器本体1包括内部中空的承力筒，所述承力筒的轴向一端为所述固定端11，所述承力筒的轴向另一端为所述悬臂端12。

所述适配器本体1还包括设置在所述承力筒的侧壁的连接部2，所述连接部2用于连接卫星3。

辅助支撑件4设置在所述适配器本体1的所述悬臂端12；所述辅助支撑件4包括第一支撑部41和第二支撑部42，所述第一支撑部 41与所述适配器本体1的悬臂端12连接，所述第二支撑部42与所述第一支撑部41通过连接解锁机构连接，所述第二支撑部42还用于与整流罩5连接。

火箭的整流罩5为多块弧形板沿火箭周向拼接而成的圆筒结构，该圆筒结构的中心轴即为火箭的整流罩5的中心轴。

所述连接部2与所述卫星3通过另一连接解锁机构连接。

本实施例中的连接解锁机构包括爆炸螺栓，当然，也可以是其他可遥控解锁的连接机构。

所述连接部2有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置。

所述辅助支撑件4有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置在靠近所述悬臂端12的侧壁。

如图1所示，多个所述辅助支撑件4沿所述承力筒的长度方向的投影将所述承力筒与所述整流罩5之间的包络空间分割为多个子包络单元6，所述承力筒的侧壁对应每个所述子包络单元6设置有至少一个所述连接部2。本实施例中的辅助支撑件4设置有四个，从而形成有四个子包络单元6，每个子包络单元6设置有一个卫星3。每个子包络单元6内沿承力筒的侧壁的长度方向间距设置有两个连接部2。

所述辅助支撑件4的所述第一支撑部41和所述第二支撑部42依次沿所述承力筒的径向分布。

在整流罩5分离前，第一支撑部41与第二支撑部42之间的连接解锁机构先解锁，使第一支撑部41与第二支撑部42可分离，再分离整流罩5，第二支撑部42随整流罩5一同与火箭适配器本体1断开连接。

需要说明的是，本实施例的火箭的适配器本体1与卫星3采用横向连接和分离的方式，即卫星3分离方向与火箭飞行方向垂直。适配器本体1与整流罩5分属于火箭不同的子级，且适配器本体1位于整流罩5内部。

通过辅助支撑件4设置在适配器本体1的悬臂端12，可大幅提高火箭适配器结构的承载能力，在保证相同承载力下有效降低火箭适配器结构的重量。另外，辅助支撑件4的第一支撑部41和第二支撑部42通过连接解锁机构实现连接和解锁，提高火箭适配器结构承载力的同时，也利于整流罩5分离。

基于同一发明构思，本发明还提出一种设置有所述的带辅助支撑的火箭适配器结构的火箭的整流罩5分离方法，包括以下步骤：

向所述火箭发出第一控制指令，所述火箭执行所述第一控制指令，使所述火箭的所述火箭适配器结构的所述连接解锁机构解锁所述第一支撑部41和所述第二支撑部42，此过程后，第一支撑部41与第二支撑部42断开连接。

向所述火箭发出第二控制指令，所述火箭执行所述第二控制指令，使所述火箭的整流罩5与所述火箭适配器结构的适配器本体1分离。随整流罩5一同分离的还有与整流罩5连接的第二支撑部42。

还可包括想火箭发出第三控制指令的步骤，火箭执行第三控制指令，连接部2断开卫星3与适配器本体1的连接，使卫星3从适配器本体1上分离。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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发明和简化描述，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发明的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。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发明中的具体含义。

需要说明的是，在本发明中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的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发明的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (7)

1.一种带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，包括：

适配器本体，其具有沿长度方向设置的固定端和悬臂端，所述固定端用于与火箭末级连接；以及

辅助支撑件，设置在所述适配器本体的所述悬臂端；所述辅助支撑件包括第一支撑部和第二支撑部，所述第一支撑部与所述适配器本体的悬臂端连接，所述第二支撑部与所述第一支撑部通过连接解锁机构连接，所述第二支撑部还用于与整流罩连接；

其中，所述适配器本体包括内部中空的承力筒，所述承力筒的轴向一端为所述固定端，所述承力筒的轴向另一端为所述悬臂端；

其中，所述适配器本体还包括设置在所述承力筒的侧壁的连接部，所述连接部用于连接卫星；

其中，所述连接部与所述卫星通过另一连接解锁机构连接。

2.如权利要求1所述的带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，所述连接部有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置。

3.如权利要求1所述的带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，所述辅助支撑件有多个，分别沿所述承力筒的周向间隔设置在靠近所述悬臂端的侧壁。

4.如权利要求3所述的带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，多个所述辅助支撑件沿所述承力筒的长度方向的投影将所述承力筒与所述整流罩之间的包络空间分割为多个子包络单元，所述承力筒的侧壁对应每个所述子包络单元设置有至少一个所述连接部。

5.如权利要求1所述的带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，所述辅助支撑件的所述第一支撑部和所述第二支撑部依次沿所述承力筒的径向分布。

6.如权利要求1-5中任一项所述的带辅助支撑的火箭适配器结构，其特征在于，所述连接解锁机构包括爆炸螺栓。

7.一种设置有如权利要求1至6中任一项所述的带辅助支撑的火箭适配器结构的火箭的整流罩分离方法，其特征在于，包括以下步骤：

向所述火箭发出第一控制指令，所述火箭执行所述第一控制指令，使所述火箭的所述火箭适配器结构的所述连接解锁机构解锁所述第一支撑部和所述第二支撑部；

向所述火箭发出第二控制指令，所述火箭执行所述第二控制指令，使所述火箭的整流罩与所述火箭适配器结构的适配器本体分离。