CN117516297A - 一种火箭整流罩倒锥结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种火箭整流罩倒锥结构，包括；倒锥形的内蒙皮和外蒙皮，所述内蒙皮和外蒙皮之间固定连接有夹层；在所述外蒙皮外侧设置多个外桁条；在所述内蒙皮内侧设置多个内桁条，所述多个内桁条与所述外桁条一一对应设置；所述外桁条与火箭整流罩倒锥结构的爆炸螺栓盒固定连接。本发明通过在外蒙皮外侧设置外桁条，并使外桁条与爆炸螺栓盒连接，当爆炸螺栓盒爆炸时，将其力分散传递到倒锥结构中；通过外蒙皮外侧设置外桁条，实现了壁纸复合材料夹层在固化后变形的问题。
Description
技术领域
本发明涉及整流罩倒锥结构应用领域，具体涉及一种火箭整流罩倒锥结构。
背景技术
卫星整流罩是运载火箭最重要的舱体之一备良好的气动外形、较轻的结构质量和可靠的分离功能，主要作用是在运载火箭临射和飞行过程中维持气动外形，保护罩内有效载荷不受外界自然环境和气动冲刷的影响，在飞出大气层后从火箭上可靠分离。目前国内外卫星整流罩主要有金属铆接结构和复合材料结构两大类。金属材料结构方案，因为材质原因，一般情况下导致整流罩产品质量较重。随着复合材料的快速发展，渐渐地整流罩产品转向复合材料结构方向。同时，新一代运载火箭对整流罩结构提出整体高效透波、质轻、高承载等要求，并且降低整流罩的设计制造成本也是科研人员的目标之一。
目前国内大型运载火箭整流罩倒锥结构方案包括金属加筋壁板、复材加筋壁板等方案，但未出现质量更轻的倒锥复合材料夹层设计方案，原因在于倒锥结构力学环筋严苛，复材夹层传力路径设计困难。为了优化复合材料倒锥结构的传力路径，可采用倒锥结构预埋轴向桁条的设计方案，将夹层结构上下壁板有效连接，但该方案对复合材料成型精度要求较高，易因工艺精度导致带应力装配。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种火箭整流罩倒锥结构。解决现有技术中复合材料夹层在固化变形后错位带来尺寸偏差的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种火箭整流罩倒锥结构，包括；
倒锥形的内蒙皮和外蒙皮，所述内蒙皮和外蒙皮之间固定连接有夹层；
在所述外蒙皮外侧设置多个外桁条；
在所述内蒙皮内侧设置多个内桁条，所述多个内桁条与所述外桁条一一对应设置；
所述外桁条与火箭整流罩倒锥结构的爆炸螺栓盒固定连接。
可选地，所述内蒙皮和所述外蒙皮均为环状结构，所述内蒙皮的半径小于所述外蒙皮的半径，所述内蒙皮套设在所述外蒙皮内。
可选地，所述内蒙皮与外蒙皮之间固定连接的夹层为蜂窝结构。
可选地，在所述蜂窝结构内填充发泡胶。
可选地，所述多个外桁条在外蒙皮外侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
可选地，所述多个内桁条在内蒙皮内侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
可选地，所述爆炸螺栓盒包括：方形爆炸螺栓盒本体，沿所述爆炸螺栓盒本体的第一侧面、第二侧面和第三侧面，所述第一侧面和第三侧面相邻；所述第二侧面和所述第三侧面相邻；所述第一侧面和所述第二侧面相对设置；所述第一侧面和所述第二侧面设有互相平行的第一外桁条和第二外桁条。
可选地，所述第一外桁条包括：沿所述第一外桁条的第一平面、第一纵面和第二平面；所述第一纵面与所述爆炸螺栓盒第一侧面通过螺栓连接；
所述第二外桁条包括：沿所述第二外桁条的第三平面、第二纵面和第四平面；所述爆炸螺栓盒第二侧面与所述第二纵面通过螺栓连接。
可选地，所述外桁条与所述内桁条通过紧固件固定连接。
可选地，所述紧固件为螺栓。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明所述的火箭整流罩倒锥结构，包括：倒锥形的内蒙皮和外蒙皮，所述内蒙皮和外蒙皮之间固定连接有夹层；在所述外蒙皮外侧设置多个外桁条；在所述内蒙皮内侧设置多个内桁条，所述多个内桁条与所述外桁条一一对应设置；所述外桁条与火箭整流罩倒锥结构的爆炸螺栓盒固定连接。本发明通过在外蒙皮外侧设置外桁条，并使外桁条与爆炸螺栓盒连接，当爆炸螺栓盒爆炸时，将其力分散传递到倒锥结构中；通过外蒙皮外侧设置外桁条，实现了避免复合材料夹层在固化后变形的问题。
附图说明
图1是本发明的实施例提供的内外蒙皮结构示意图；
图2是本发明的实施例提供的外蒙皮与爆炸盒连接示意图；
图3是本发明的实施例提供的内桁条示意图；
图4是本发明的实施例提供的外桁条示意图；
图5是本发明的实施例提供的整流罩结构示意图；
图6是本发明实施例提供的蜂窝结构示意图；
图7本发明实施例提供的火箭整流罩的整体结构示意图；
附图标记：
8、内桁条；9、外桁条；10、爆炸螺栓盒；11、内蒙皮；12、外蒙皮；13、蜂窝结构。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种火箭整流罩倒锥结构，包括；
倒锥形的内蒙皮11和外蒙皮12，所述内蒙皮11和外蒙皮12之间固定连接有夹层；
在所述外蒙皮12外侧设置多个外桁条9；
在所述内蒙皮11内侧设置多个内桁条8，所述多个内桁条8与所述外桁条9一一对应设置；
所述外桁条9与火箭整流罩倒锥结构的爆炸螺栓盒10固定连接，如图2所示。
本实施例中，常见的针对复合材料夹层结构倒锥结构传力方式为内埋桁条方案，该方案对于小型结构具有可行性。但对于大型复合材料夹层结构倒锥结构，桁条和蒙皮在固化变形后的尺寸差异较大，易因工艺精度导致带应力装配。为了避免在复合材料夹层结构中添加轴向桁条带来的工艺困难，提供一种复合材料整流罩倒锥结构设计方案，在复合材料夹层倒锥结构中不添加轴向复合材料预埋桁条，通过外置桁条和内部发泡胶结构，使爆炸螺栓盒的集中载荷顺利传递至柱段，确保倒锥结构的强度满足设计要求。通过该方法可明显降低工艺难度，并确保整流罩结构的强度和稳定性，如图3-4所示。
在本发明的一种可选实施例中，所述内蒙皮12和所述外蒙皮11均为环状结构，所述内蒙皮12的半径小于所述外蒙皮11的半径，所述内蒙皮12套设在所述外蒙皮11内。
在本发明的一种可选实施例中，所述内蒙皮11与外蒙皮12之间固定连接的夹层为蜂窝结构13。
具体地，内蒙皮11和外蒙皮12之间通过夹层结构固定连接，该夹层结构为蜂窝结构13，且在内蒙皮11和外蒙皮12上均设置有多个开口，两层蒙皮上的开口两两相对设置。
在本发明的一种可选实施例中，在所述蜂窝结构13内填充发泡胶。
在本实施例中，为了降低复合材料工艺生产的困难，在爆炸螺栓盒两侧布置外置桁条，包括外蒙皮桁条和内蒙皮桁条。其中外蒙皮桁条与爆炸螺栓盒连接，爆炸螺栓盒传力路径包括爆炸螺栓盒、外蒙皮桁条腹板和爆炸螺栓盒、预埋块、内外蒙皮桁条缘板两个传力路径。在内\外蒙皮桁条缘板之间喷涂发泡胶提升蜂窝夹心局部刚度，使内、外蒙皮桁条可通过紧固件连接。通过紧固件连接使内、外蒙皮桁条结构连为一体，使夹层结构不发生面层间失效。
通过向外桁条9和内桁条8缘板之间填充发泡胶，使爆炸螺栓盒的集中载荷顺利传递至柱段，且爆炸螺栓盒是位于倒锥结构上，确保倒锥结构的强度满足设计要求。通过该方法可以降低工艺难度，并确保整流罩结构的强度和稳定性。
本发明的一种可选实施例中，所述多个外桁条9在外蒙皮12外侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
本发明的一种可选实施例中，所述多个内桁条8在内蒙皮11内侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
如图5所示，本实施例中，分别在内蒙皮11内侧和外蒙皮12外侧沿火箭整流罩轴向方向均匀设置多个内桁条8和多个外桁条9，且内桁条8和外桁条9应保持对应设置，这样能避免在连接过程中发生错位从而产生带应力。
本发明的一种可选实施例中，所述爆炸螺栓盒10包括：方形爆炸螺栓盒本体，沿所述爆炸螺栓盒本体的第一侧面、第二侧面和第三侧面，所述第一侧面和第三侧面相邻；所述第二侧面和所述第三侧面相邻；所述第一侧面和所述第二侧面相对设置；所述第一侧面和所述第二侧面设有互相平行的第一外桁条和第二外桁条。
在本实施例中，爆炸螺栓盒设置在倒锥结构外蒙皮12的底部，与外桁条9固定连接。
本发明的一种可选实施例中，所述第一外桁条包括：沿所述第一外桁条的第一平面、第一纵面和第二平面；所述第一纵面与所述爆炸螺栓盒第一侧面通过螺栓连接；
所述第二外桁条包括：沿所述第二外桁条的第三平面、第二纵面和第四平面；所述爆炸螺栓盒第二侧面与所述第二纵面通过螺栓连接。
在本实施例中，所述纵面为外桁条9的腹板，所述平面为外桁条9的缘板，内桁条8和外桁条9的缘板之间通过紧固件连接，且在内桁条8和外桁条9缘板之间喷涂发泡胶，通过喷涂发泡胶，不仅能提高蜂窝夹层局部的刚度，同时再内蒙皮11和外蒙皮12固定连接的过程中，不会因为固化加热和冷却的过程导致其发生形变，并且蜂窝结构13的阻尼大，缓冲隔振性能好；隔热性能好，并且强度、刚度、热膨胀系数均可设计。如图6所示，从而避免的带应力的发生。通过紧固件连接使内、外蒙皮桁条结构连为一体，使夹层结构不发生面层间失效。
本发明的一种可选实施例中，所述外桁条9与所述内桁条8通过紧固件固定连接。
本发明的一种可选实施例中，所述紧固件为螺栓。
如图7所示，在本实施例中，紧固件可采用不仅包含螺栓在内的具有螺旋固定功能的元件。整流罩倒锥部分力学环境严苛，传统夹层结构无法直接应用，对于大型运载火箭整流罩倒锥复合材料夹层结构，在预埋轴向复材桁条工艺精度控制困难的情况下，通过外置桁条实现了集中的爆炸螺栓盒载荷传递，通过外置桁条之间的蜂窝+发泡胶+紧固件的连接方案，确保倒锥夹层结构不发生夹层结构界面脱粘。该方案在轻量化设计、工艺可行性和结构可靠性中取得平衡，得到了适用于大型运载火箭整流罩倒锥的复合材料夹层设计方案，如图5所示。
本发明相对于现有技术有以下益处：
在以往常见的符合材料夹层结构倒锥结构传力方式为内埋桁条方案，该方案对于小型结构具有可行性。但对于大型复合材料夹层结构倒锥结构，桁条和蒙皮在固化变形后的尺寸差异较大，易因工艺精度导致带应力装配，内埋桁条方案。
为了降低复合材料工艺生产的困难，在爆炸螺栓盒两侧布置外置桁条，如图4所示，包括外蒙皮桁条和内蒙皮桁条。其中外蒙皮桁条与爆炸螺栓盒连接，爆炸螺栓盒传力路径包括爆炸螺栓盒、外蒙皮桁条腹板和爆炸螺栓盒、预埋块、内外蒙皮桁条缘板两个传力路径。在内\外蒙皮桁条缘板之间喷涂发泡胶提升蜂窝夹心局部刚度，使内、外蒙皮桁条可通过紧固件连接。通过紧固件连接使内、外蒙皮桁条结构连为一体，使夹层结构不发生面层间失效。
整流罩倒锥部分力学环境严苛，传统夹层结构无法直接应用，对于大型运载火箭整流罩倒锥复合材料夹层结构，在预埋轴向复材桁条工艺精度控制困难的情况下，通过外置桁条实现了集中的爆炸螺栓盒载荷传递，通过外置桁条之间的蜂窝+发泡胶+紧固件的连接方案，确保倒锥夹层结构不发生夹层结构界面脱粘。该方案在轻量化设计、工艺可行性和结构可靠性中取得平衡，得到了适用于大型运载火箭整流罩倒锥的复合材料夹层设计方案。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，包括；
倒锥形的内蒙皮(11)和外蒙皮(12)，所述内蒙皮(11)和外蒙皮(12)之间固定连接有夹层；
在所述外蒙皮(12)外侧设置多个外桁条(9)；
在所述内蒙皮(11)内侧设置多个内桁条(8)，所述多个内桁条(8)与所述外桁条(9)一一对应设置；
所述外桁条(9)与火箭整流罩倒锥结构的爆炸螺栓盒(10)固定连接。
2.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述内蒙皮(11)和所述外蒙皮(12)均为环状结构，所述内蒙皮(11)的半径小于所述外蒙皮(12)的半径，所述内蒙皮(11)套设在所述外蒙皮(12)内。
3.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述内蒙皮(11)与外蒙皮(12)之间固定连接的夹层为蜂窝结构。
4.根据权利要求3所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，在所述蜂窝结构内填充发泡胶。
5.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述多个外桁条(9)在外蒙皮(12)外侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
6.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述多个内桁条(8)在内蒙皮(11)内侧沿火箭整流罩轴向均匀设置。
7.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述爆炸螺栓盒(10)包括：方形爆炸螺栓盒(10)本体，沿所述爆炸螺栓盒(10)本体的第一侧面、第二侧面和第三侧面，所述第一侧面和第三侧面相邻；所述第二侧面和所述第三侧面相邻；所述第一侧面和所述第二侧面相对设置；所述第一侧面和所述第二侧面设有互相平行的第一外桁条和第二外桁条。
8.根据权利要求7所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述第一外桁条包括：沿所述第一外桁条的第一平面、第一纵面和第二平面；所述第一纵面与所述爆炸螺栓盒(10)第一侧面通过螺栓连接；
所述第二外桁条包括：沿所述第二外桁条的第三平面、第二纵面和第四平面；所述爆炸螺栓盒(10)第二侧面与所述第二纵面通过螺栓连接。
9.根据权利要求1所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述外桁条(9)与所述内桁条(8)通过紧固件固定连接。
10.根据权利要求9所述的火箭整流罩倒锥结构，其特征在于，所述紧固件为螺栓。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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