CN117760272A - 一种整流罩、航天火箭 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种整流罩、航天火箭，涉及航天领域，以解决整流罩抛投分离所需能源过大，分离装置复杂、成本高的技术问题。整流罩包括通过第一固定装置连接的两个罩壳、以及用于推动两个罩壳相互远离的分离装置；每个罩壳靠近底端的外壁设有至少一个铰链，至少一个铰链用于与箭体铰接；分离装置包括至少一个压缩弹簧以及一端连接于压缩弹簧的顶推部，至少一个压缩弹簧设在一个罩壳靠近顶端的内部，顶推部背离压缩弹簧的端部抵接于另一个罩壳。所述整流罩，用于航天火箭，该分离为冷分离方式，分离系统主要采用机械式分离，分离过程中有导向约束，分离可靠度较高，结构制作成本低。本发明的整流罩旋转抛方案提供的力矩更大，利于节省能源、节省空间。

Description

一种整流罩、航天火箭

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种整流罩、航天火箭。

背景技术

作为运载火箭中的重要组成部分，整流罩在运载火箭中起到保护有效载荷和箭体的作用。当运载火箭飞行到一定高度，基本摆脱大气环境干扰后，整流罩便可抛离以减轻运载器的质量，整流罩能否正常抛离将直接影响运载火箭飞行的成败。

现有的运载火箭整流罩的分离方式主要有三种：整体拔罩分离、两半罩旋转分离、两半罩平推分离。其中，整体拔罩分离一般在整流罩下端与箭体连接的横向分离面解锁，整流罩在分离能源的作用下沿飞行方向相对箭体向前加速运动实现分离。旋转分离的整流罩结构通常被设计成为两瓣，两个半罩在分离能源的推动下向两侧旋转运动。平推分离先将整流罩与箭体的横向分离面解锁，然后解锁纵向分离面，两个半罩在推力作用下平动向两侧抛出。

现有技术中，整体拔罩分离方式多用于小型火箭，对于大型火箭（直径大于或等于5米的火箭）拔罩行程过长难以提供足够的分离能源；而两半罩平推分离方式需要克服较大的摩擦力，尤其是大型整流罩难以保证分离能源和分离可靠性。而对于大型火箭的整流罩采用旋转侧抛的分离方式，仍需要很大的分离能源，难以保证其分离的可靠性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种整流罩、航天火箭，以解决整流罩抛投分离能源过大，分离装置复杂、成本高的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

本发明实施例提供一种整流罩，用于航空火箭，所述整流罩包括通过第一固定装置连接的两个罩壳、以及用于推动所述两个罩壳相互远离的分离装置；

每个所述罩壳靠近底端的外壁设有至少一个铰链，所述至少一个铰链用于与箭体铰接；

所述分离装置包括至少一个压缩弹簧以及一端连接于所述压缩弹簧的顶推部，所述至少一个压缩弹簧设在一个所述罩壳靠近顶端的内部，所述顶推部背离所述压缩弹簧的端部抵接于另一个所述罩壳。

根据本发明的至少一个实施方式，所述整流罩还包括第二固定装置，所述第二固定装置用于所述两个罩壳与所述箭体之间的连接。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第一固定装置、所述第二固定装置均包括爆炸螺栓。

根据本发明的至少一个实施方式，所述分离装置还包括导向筒，所述压缩弹簧以及所述顶推部的至少部分设在所述导向筒内，所述导向筒的长度方向为垂直于连接面的方向，所述连接面为：所述两个罩壳的连接边缘段所形成的平面。

根据本发明的至少一个实施方式，所述整流罩还包括第一基座部，所述第一基座部设在相应所述罩壳内，所述第一基座部的端面还设有与所述顶推部配合的凹槽，所述凹槽的长度方向为平行于所述连接面的方向。

根据本发明的至少一个实施方式，所述整流罩还包括第二基座部，所述第二基座部设在相应所述罩壳内，所述导向筒设在所述第二基座部上。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第一基座部、所述第二基座部均可拆卸设在相应所述罩壳内；或，

所述第一基座部、所述第二基座部均固定设在相应所述罩壳内。

根据本发明的至少一个实施方式，所述顶推部背离所述压缩弹簧的端部为弧形面结构，所述凹槽为弧形槽。

根据本发明的至少一个实施方式，当所述分离装置为一个，所述分离装置至少部分位于所述整流罩的中心轴；或者，

当所述分离装置为两个，两个所述分离装置对称分布在所述整流罩的中心轴的两侧。

相对于现有技术，本发明实施例的整流罩通过第一固定装置连接两个罩壳，在两个罩壳靠近顶端的内部设置分离装置，分离装置推动两个罩壳相互远离，从而实现两个罩壳的分离，由于每个罩壳靠近底端的外壁设有至少一个铰链，并通过铰链与箭体铰接，两个罩壳分离后开始旋转实现侧抛。分离装置采用压缩弹簧及顶推部的方式，利用压缩弹簧的蓄能，带动顶推部使得两个罩壳实现脱离，采用该种机械分离方式，不仅可靠性程度高，结构制作成本也较低。由于分离装置位于整流罩的顶端位置，相对于将分离机构置于底端位置的现有技术，本发明实施例的分离装置距铰接点的距离更大，从而使用相同分离能源的条件下，其能提供的力矩更大，使得罩壳旋转的分离能量提高1-3倍，从而有利于节省能源，节省空间。对于更大型、更重的整流罩分离方式也可适用。

根据本发明的另一目的在于还提供一种航天火箭，包括箭体、以及上述的整流罩，所述箭体对称设置有转轴，每个所述罩壳的铰链所具有的限位槽卡在相应所述转轴上；

当所述罩壳转动预设角度，所述铰链脱离所述转轴。

所述航空火箭相对于现有技术所具有的优势与上述整流罩相对于现有技术所具有的优势相同，在此不再赘述。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是根据本发明的实施方式的整流罩结构示意图。

图2是根据本发明的实施方式的整流罩打开状态结构示意图。

图3是根据本发明的实施方式的分离装置结构示意图。

附图标记：10、罩壳；11、第一基座部；111、凹槽；12、第二基座部；13、铰链；20、分离装置；21、压缩弹簧；22、顶推部；23、导向筒；30、箭体； 31、转轴；40、第一固定装置；50、第二固定装置。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。

运载火箭中整流罩的抛离直接影响运载火箭飞行的成败。现有的整流罩抛离均需较大的分离能源，使得成本高昂且结构复杂，进而可靠性降低。

为了解决上述问题，请参阅图1-图2所示，本发明的实施例整流罩包括通过第一固定装置40连接的两个罩壳10、以及用于推动两个罩壳10相互远离的分离装置20； 每个罩壳10靠近底端的外壁设有至少一个铰链13，至少一个铰链13用于与箭体30铰接；分离装置20包括至少一个压缩弹簧21以及一端连接于压缩弹簧21的顶推部22，至少一个压缩弹簧21设在一个罩壳10靠近顶端的内部，顶推部22背离压缩弹簧21的端部抵接于另一个罩壳10。

上述两个罩壳10相当于两个半罩壳，两个罩壳10对称设置且尺寸相同，两个罩壳10之间通过第一固定装置40连接在一起共同组成火箭的整流罩。

压缩弹簧21在装入整流罩内时，成压缩状态储存分离势能，第一固定装置40则提供抵抗压缩弹簧恢复力的力。

实际应用中，当火箭需要抛离整流罩时，通过信号使得第一固定装置40断开，两个罩壳10之间无连接，这时压缩弹簧21回复并带动顶推部22，由于顶推部22的端部抵接于另一个罩壳10上，两个罩壳10受到相互远离的顶推力，从而从顶端实现分离。而每个罩壳10靠近底端的外壁设有至少一个铰链13，至少一个铰链13用于与箭体30铰接，使得罩壳10以箭体为支点进行旋转，进而实现抛离。

可以理解的是，每个罩壳10上的铰链13可以为一个，可以实现脱离更为简单可靠；每个罩壳10上的铰链13也可以为多个，在罩壳10的旋转过程中，转动过程更为稳定。

由上可知，本发明实施例整流罩的分离为冷分离方式，分离系统主要采用机械式分离，分离过程中有导向约束，分离可靠度较高，结构制作成本低。

考虑到整流罩与箭体之间需要可靠的固定性，上述整流罩还包括第二固定装置50，第二固定装置50用于两个罩壳10与箭体30之间的连接。第二固定装置50在各个罩壳10的底端与箭体30实现固定连接。

由于整流罩在抛离过程中需要较短的时间内完成，因此，在系统给出抛离信号后，第一固定装置40、第二固定装置50需要在极短的时间内断开连接，二者一般采用爆炸螺栓的形式，每个爆炸螺栓形似普通螺栓，内部装有炸药和点火器。分离时，炸药被引爆，使剪切锁剪断或者沿螺栓削弱槽断开，实现两分离体解锁。可以理解的是，上述的固定装置除了爆炸螺栓外，还包括必要的信号控制装置、导爆索、爆炸螺栓盒等，每个爆炸螺栓盒用于收集断裂开的爆炸螺栓碎片，防止破坏其它部件。

为了保证分离装置20提供最佳的分离力，分离装置20还包括导向筒23，请参阅图1、图3所示，导向筒23的长度方向为垂直于连接面的方向，其中连接面为：两个罩壳10的连接边缘段所形成的平面。压缩弹簧21以及顶推部22的至少部分设在导向筒23内，当压缩弹簧21回复时，带动顶推部22在导向筒23内伸长，使得压缩弹簧21的回复力，正是两个罩壳10分离需要的力的方向，从而可以使用较小的分离装置20提供足够的分离力，由于分离装置20设在整流罩顶部，其提供的旋转力矩更大，因此分离装置20的结构更小。

在一些实施方式中，整流罩还包括第一基座部11，第一基座部11设在相应罩壳10内，第一基座部11的端面还设有与顶推部22配合的凹槽111，凹槽111的长度方向为平行于连接面的方向。由于两个罩壳10在分离过程是一个旋转过程，因此，顶推部22的端部止抵于相应罩壳10的位置是不断变化的。为了保证顶推部22在一定的分离间距内发挥最大的功效，也就是顶推部22的端部始终保持与相应罩壳10的接触，在第一基座部11的端面上设置的凹槽111，起到顶推部22的端部导向的作用，使得其沿着平行于连接面的方向在第一基座部11上滑动一定距离，从而使压缩弹簧21的回复力完全发挥并起到相应的分离作用。

为了使得顶推部22的端部与第一基座部11的端面上设置的凹槽111之间滑动过程更为顺畅，示例性地，顶推部22背离压缩弹簧21的端部为弧形面结构，凹槽111为弧形槽。例如顶推部22的端部为球面形结构、椭球面形的结构，相应地凹槽111的结构为适于球面形结构的半圆形凹槽、适于椭球面形的结构的弧形结构。可以理解的是，上述顶推部22可以为杆状结构，也可以为板状结构，可选地为圆形杆。

在一些实施方式中，请参阅图3所示，整流罩还包括第二基座部12，第二基座部12设在相应罩壳10内，导向筒23设在第二基座部12上。也就是，第一基座部11设在一个罩壳10内，第二基座部12设在另一个罩壳10内。导向筒23设在第二基座部12上，可以为导向筒23提供更为稳定地平台，进而使得整个分离装置20在施力过程中更为稳定可靠。

示例性地，第一基座部11、第二基座部12均可拆卸设在相应罩壳10内，可根据需要调控分离能源和改善分离结构，可拓展性强。例如二者可通过螺接的方式固定在相应的罩壳10上。

在另一可选的实施方式中，第一基座部11、第二基座部12均固定设在相应罩壳10内。示例性地，二者采用焊接的方式固定在相应罩壳10内，其稳定可靠性性更强。

示例性地，分离装置20可以为一个，一个分离装置20设在第一基座部11、第二基座部12之间，也就是一个压缩弹簧21以及顶推部22设在一个导向筒23内，该分离装置20为了取得最佳的分离效果，应设在整流罩的中心位置，也就是其部分部位应位于整流罩的中心轴。

在另一可选的实施方式中，分离装置20可以为多个，本发明实施例以2个为例进行说明，例如，两个分离装置20设在第一基座部11、第二基座部12之间，也就是两个压缩弹簧21以及顶推部22，分别设在相应的导向筒23内，两个间隔设置的分离装置20对称分布在整流罩的中心轴的两侧；还可选地，每个分离装置20具有独立的第一基座部11和第二基座部12，从另一角度描述，一个罩壳10上设有两个第一基座部11，另一个罩壳10上设有两个第二基座部12。每组相对应的第一基座部11和第二基座部12之间设有一个分离装置20。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航天火箭，包括箭体30、以及上述的整流罩，箭体30对称设置有转轴31，每个罩壳10的铰链13所具有的限位槽卡在相应转轴31上；罩壳10转动预设角度，铰链13脱离转轴31。

请参阅图2所示，运载火箭飞行至一定高度，整流罩分离指令发出，第二固定装置50的横向爆炸螺栓解锁，箭体30的末级与整流罩从横向分离面断开连接，一定延时之后，第一固定装置40的纵向爆炸螺栓解锁，整流罩从纵向分离面对半分成两个罩壳10：左半罩和右半罩，两个压缩状态的压缩弹簧21能量得以释放。压缩弹簧21一端推动顶推部22在第一基座部11的凹槽111上滑动，另一端顶推右第二基座部12，在弹簧力的作用和铰链13的约束下，左右半罩分别绕转轴31向外侧旋转，达到一定角度后脱离转轴31，脱离箭体30，完成侧抛分离。

本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，将机械式分离装置设置在整流罩靠近顶部的位置，距离相应罩壳的旋转轴的间距更长，所提供的旋转力矩更大，相对于传统的旋转抛方案，在相同分离能源的条件下，本发明实施例的使半罩旋转的分离能量提高1-3倍，因此使得分离装置的结构更为简单和小型化，对于火箭而言，减轻死重至关重要，因此，本发明实施例的这一分离方式可以应用于更为大型、更重的火箭整流罩的抛离。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。

Claims (8)

1.一种整流罩，其特征在于，用于航天火箭，所述整流罩包括通过第一固定装置连接的两个罩壳、以及用于推动所述两个罩壳相互远离的分离装置；

每个所述罩壳靠近底端的外壁设有至少一个铰链，所述至少一个铰链用于与箭体铰接；

所述分离装置包括至少一个压缩弹簧以及一端连接于所述压缩弹簧的顶推部，所述至少一个压缩弹簧设在一个所述罩壳靠近顶端的内部，所述顶推部背离所述压缩弹簧的端部抵接于另一个所述罩壳；

所述分离装置还包括导向筒，所述压缩弹簧以及所述顶推部的至少部分设在所述导向筒内，所述导向筒的长度方向为垂直于连接面的方向，所述连接面为：所述两个罩壳的连接边缘段所形成的平面；

所述整流罩还包括第一基座部，所述第一基座部设在相应所述罩壳内，所述第一基座部的端面还设有与所述顶推部配合的凹槽，所述凹槽的长度方向为平行于所述连接面的方向。

2.根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述整流罩还包括第二固定装置，所述第二固定装置用于所述两个罩壳与所述箭体之间的连接。

3.根据权利要求2所述的整流罩，其特征在于，所述第一固定装置、所述第二固定装置均包括爆炸螺栓。

4.根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述整流罩还包括第二基座部，所述第二基座部设在相应所述罩壳内，所述导向筒设在所述第二基座部上。

5.根据权利要求4所述的整流罩，其特征在于，所述第一基座部、所述第二基座部均可拆卸设在相应所述罩壳内；或，

所述第一基座部、所述第二基座部均固定设在相应所述罩壳内。

6.根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述顶推部背离所述压缩弹簧的端部为弧形面结构，所述凹槽为弧形槽。

7.根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，当所述分离装置为一个，所述分离装置至少部分位于所述整流罩的中心轴；或者，

当所述分离装置为两个，两个所述分离装置对称分布在所述整流罩的中心轴的两侧。

8.一种航天火箭，其特征在于，包括箭体、以及权利要求1-7任一项所述的整流罩，所述箭体对称设置有转轴，每个所述罩壳的铰链所具有的限位槽卡在相应所述转轴上；

当所述罩壳转动预设角度，所述铰链脱离所述转轴。