CN210036458U - 一种液体火箭的分离结构及液体火箭 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种液体火箭的分离结构及液体火箭，包括：分离爆炸螺栓和固定器，所述固定器用于将动力尾舱段连接至火箭一子级，所述分离爆炸螺栓爆炸后使所述固定器折断，从而使动力尾舱段与火箭一子级彼此分离，同现有技术相比，该结构具有设计合理，便于操作，安全可靠等优点。

Description

一种液体火箭的分离结构及液体火箭

技术领域

本实用新型涉及液体火箭发动机领域，特别涉及一种液体火箭的分离结构及液体火箭。

背景技术

随着航天产业的快速发展，涉及火箭的各项技术也实现了突飞猛进。目前，作为目前将卫星发射至太空的唯一运载工具，持续降低火箭制造与发射成本是各大商业航天公司追逐的目标。

火箭回收是降低火箭发射成本的重要途径。目前，美国的SPACE X及蓝色起源等火箭公司均通过在发射火箭后回收一子级的方式降低整体发射成本。由于火箭一子级的长径比较大，其在着陆过程经常发生摇晃，甚至侧翻等现象，从而造成火箭一子级的损坏，影响火箭一子级的安全回收。

因此，提供一种设计合理，便于操作，安全可靠的便于火箭分离的分离结构，是目前所要解决的问题。

发明内容

本实用新型的目的是提供一种液体火箭的分离结构及液体火箭，具有设计合理，便于操作，安全可靠等优点。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种液体火箭的分离结构，包括：分离爆炸螺栓和固定器，所述固定器用于将动力尾舱段连接至火箭一子级，所述分离爆炸螺栓爆炸后使所述固定器折断，从而使动力尾舱段与火箭一子级彼此分离。

优选的，所述固定器包括用于与动力尾舱段外壳体固定连接的第一部分和与火箭一子级的与动力尾舱段外壳体相邻壳体固定连接的第二部分，所述分离爆炸螺栓通过贯穿所述第一部分和所述第二部分将所述第一部分和所述第二部分彼此固定。

优选的，所述分离爆炸螺栓分别从所述第一部分和所述第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。

优选的，所述第一部分和所述第二部分为一体结构。

优选的，所述固定器和所述分离爆炸螺栓的材料为金属。

优选的，还包括：控制器，用于获取火箭一子级的分离信号，并控制分离爆炸螺栓引爆。

优选的，所述控制器内设定时器，以在接收到火箭一子级的分离信号后一定时间内控制所述分离爆炸螺栓引爆。

优选的，包括：氧化剂主管路分离阀及燃料主管路分离阀，其中，所述氧化剂主管路分离阀和所述燃料主管路分离阀用于设置在动力尾舱段的内部。

优选的，分离卡槽管路，所述氧化剂主管路分离阀和所述燃料主管路分离阀设置在所述分离卡槽管路。

本实用新型还提供一种液体运载火箭，包括以上任意一项分离结构。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：该液体火箭的分离结构，包括：分离爆炸螺栓和固定器，固定器用于将动力尾舱段连接至火箭一子级，分离爆炸螺栓爆炸后使固定器折断，从而使动力尾舱段与火箭一子级彼此分离，该分离结构设计合理，便于操作，安全可靠，方便对动力尾舱段进行回收，节约成本。

附图说明

附图1为本实用新型液体火箭整箭示意图；

附图2为本实用新型动力尾舱段及回收装置半抛开示意图；

附图3为本实用新型动力尾舱段与箭体分离示意图；

附图4为本实用新型动力尾舱段打开减速伞及翻转示意图；

附图5为本实用新型动力尾舱段打开主伞并调整空气舵示意图；

附图6为本实用新型动力尾舱段弹出着陆支腿并着陆示意图；

附图7为本实用新型分离爆炸螺栓与固定器连接的主视图；

附图8为本实用新型固定器的俯视图。

附图标记说明：

1火箭一子级 2动力尾舱段

3分离爆炸螺栓 4可调尾翼器

5第二控制器 6多台并联发动机

7降落伞包 8降落伞固定支架

9发动机安装机架 10着陆支腿

11氧化剂主管路分离阀 12燃料主管路分离阀

13减速伞 14主伞

15着陆平台 16固定器

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本实用新型所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本实用新型内容的实施例后，当可由本实用新型内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本实用新型内容的精神与范围。

本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，但并不作为对本实用新型的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本实用新型，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

目前为了降低成本，可以仅对动力尾舱段进行回收，例如，将动力尾舱段与火箭一子级分离，在动力尾舱段安装降落伞包，打开降落伞包，保证动力尾舱段安全降落，进而完成对所述动力尾舱段回收。为了使得动力尾舱段与火箭一子级分离，可以在动力尾舱段与火箭一子级连接处放置爆炸螺栓。在引爆爆炸螺栓时，由于设计不合理，可以发生动力尾舱段不能及时与火箭一子级分离，影响动力舱段安全回收。

请参阅图1，图3，图7和图8所示，本实用新型的实施例提供了一种液体火箭的分离结构，包括：分离爆炸螺栓3和固定器16，固定器16用于将动力尾舱段2连接至火箭一子级1，分离爆炸螺栓3爆炸后使固定器16折断，从而使动力尾舱段2与火箭一子级1彼此分离。

具体的说：该液体火箭的分离结构由分离爆炸螺栓3和固定器16组成，固定器16用于将动力尾舱段2连接至火箭一子级1，分离爆炸螺栓3爆炸后使固定器16折断，从而使动力尾舱段2与火箭一子级1彼此分离，该分离结构设计合理，便于操作，安全可靠，方便对动力尾舱段2进行回收，节约成本。

具体的说，固定器16包括与动力尾舱段2外壳体固定连接的第一部分(即图7中所示固定器16的上半部分)和与火箭一子级1的与动力尾舱段2外壳体相邻壳体固定连接的第二部分(即图7中所示固定器16的下半部分)，分离爆炸螺栓2通过贯穿第一部分和第二部分将第一部分和第二部分彼此固定。通过引爆分离爆炸螺栓3，进而使得第一部分和第二部分分开，进一步完成动力尾舱段2分离，有利于后续动力尾舱段2的回收。值得一提的是，为了便于固定分离爆炸螺栓2，将分离爆炸螺栓2分别从第一部分和第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。

需要说明的是，在本实施方式中，第一部分和第二部分为独立部件时，两者相互紧贴，为了保证两者连接紧密，固定牢固，将第一部分和第二部分采用焊接固定方式，而在实际应用过程中，为了方便固定固定器16，将第一部分和第二部分设计为一体结构，进一步说明的是，固定器16和分离爆炸螺栓3的材料为金属。

为了精确控制火箭一子级与动力舱段2分离，需要应用控制器，控制器一方面用于获取火箭一子级1的分离信号，另一方面控制分离爆炸螺栓3引爆。特别的，控制器内设定时器，以在接收到火箭一子级1的分离信号后一定时间内控制分离爆炸螺栓3引爆。

优选的，为了将降低成本，将设有氧化剂主管路分离阀11及燃料主管路分离阀12设置在动力尾舱段2的内部。从而在动力尾舱段2回收时一并回收，实现重复利用，降低成本。例如，为了方便氧化剂主管路分离阀11和燃料主管路分离阀12分离，将氧化剂主管路分离阀11和燃料主管路分离阀12设置在分离卡槽管路。

在本实施方式中，如图2所示，动力尾舱段2可以包含外壳，多台并联发动机6，发动机安装机架9和可调尾翼装置。多台并联发动机6和发动机安装机架9均位于外壳内部，发动机安装机架9位于降落伞包7，降落伞固定支架8和多台并联发动机6上部(在火箭处于正向直立的情况下)，即降落伞包7，降落伞固定支架8和多台并联发动机6均设置于发动机安装机架9的同一侧。降落伞固定支架8两端分别连接降落伞包7和发动机安装支架9。例如，降落伞固定支架8可以位于发动机安装机架9中心线上，且靠近多台并联发动机6的一侧，多台并联发动机6的一端连接发动机安装机架9，且喷口朝向远离发动机机架9的另一端。

例如，如图2所示，着陆用支腿10可以为弹出式支腿，其一端与发动机安装机架9连接，且位于远离降落伞包7所在侧。降落伞包7与第一控制器电性连接，第一控制器用于检测动力尾舱段的姿态及控制降落伞包7的打开。可调尾翼装置包含可调尾翼4和第二控制器5，第二控制器5通过电性导线与可调尾翼器4连接。可调尾翼4部分位于动力尾舱段外壳的外侧，且控制器5 位于外壳的内侧。例如，第二控制器5可以为尾翼伺服控制器，用于调节可调尾翼4的姿态。例如，第一控制器可以设定动力尾舱段的倾角，并且控制器5根据倾角，相应地调整可调尾翼4的角度，从而在动力尾舱段的角度达到设定值后，第一控制器控制例如减速伞的打开。

例如，如图4所示，在动力尾舱段2未设置可调节尾翼的情况下，第一控制器可以实时检测动力尾舱段下落姿态，且在动力尾舱段2的轴向与重力方向呈一定角度时，控制减速伞13打开。在减速伞13打开之后，由于减速伞13在气流的作用下的下落速度远小于动力尾舱段2的下落速度，从而减速伞13快速地位于动力尾舱段之上，并沿重力方向对动力尾舱段2进行减速。

特别的，如图2所示，在动力尾舱段2的回收过程中，为了方便定位动力尾舱段2的位置，可以在外壳内设有导航定位器，从而通过导航定位器与地面信号接收器之间的通信，实时监测动力尾舱段的位置变化。

在本实施方式中，如图2，图4和图5所示，降落伞包7包含减速伞13 和主伞14，减速伞13可以位于主伞14的外侧，且二者打开时可以互不干扰。例如，第一控制器可以通过传感器获取动力尾舱段2的姿态，当动力尾舱段2 的轴线方向与重力方向呈一定角度或发动机喷口朝向远离地面的一侧时，第一控制器控制减速伞打开。减速伞13用于调节动力尾舱段2的姿态和起到减速作用，从而使动力尾舱段2处于垂直状态。当动力尾舱段2的发动机朝向远离地面且与地面垂直时，第一控制器控制主伞14打开。主伞14用于动力尾舱段2的减速，进而确保整个装置的回收。

如图1，图2和图6所示，为了保证动力尾舱段2回收安全，可以在动力尾舱段2的降落处安装着陆平台15。在本实施方式中，着陆平台15的外形可以为正方体结构。在实际应用过程中，着陆平台15的外形也可以是长方形，圆形，菱形等，在此不再一一介绍。特别需要说明的是，为了减小动力尾舱段2与着陆平台15之间的压力，可以在着陆平台15上表面设有胶体层。胶体层在动力尾舱段降落时起到缓冲作用，进而保障动力尾舱段2着陆安全。进一步地，为了避免胶体层出现位移移动，胶体与着陆平台15相互紧贴，两者粘性连接。

为了方便分离，如图3将多个爆炸分离结构沿动力尾舱段2与火箭一子级1连接的位置周向均匀布置。

需要说明的是，如图2所示，动力尾舱段2包括发动机机架9及降落伞固定支架8，降落伞固定支架8的一端固定连接发动机机架9靠近发动机喷管侧，且另一端用于设置降落伞包7，需要说明的是，降落伞包7通过降落伞固定支架8固定在动力尾舱段2上。

本实用新型还提供一种液体运载火箭，包含以上液体运载火箭。

在本实施方式中，值得一提的是，连接方式包含螺纹连接，焊接，铆接等，在此不再具体说明。

以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本实用新型保护的范围。

Claims (10)

1.一种液体火箭的分离结构，其特征在于，包括：分离爆炸螺栓和固定器，所述固定器用于将动力尾舱段连接至火箭一子级，所述分离爆炸螺栓爆炸后使所述固定器折断，从而使动力尾舱段与火箭一子级彼此分离。

2.根据权利要求1所述的分离结构，其特征在于，所述固定器包括用于与动力尾舱段外壳体固定连接的第一部分和与火箭一子级的与动力尾舱段外壳体相邻壳体固定连接的第二部分，所述分离爆炸螺栓通过贯穿所述第一部分和所述第二部分将所述第一部分和所述第二部分彼此固定。

3.根据权利要求2所述的分离结构，其特征在于，所述分离爆炸螺栓分别从所述第一部分和所述第二部分彼此相反侧伸出的部分通过螺母固定。

4.根据权利要求2所述的分离结构，其特征在于，所述第一部分和所述第二部分为一体结构。

5.根据权利要求2所述的分离结构，其特征在于，所述固定器和所述分离爆炸螺栓的材料为金属。

6.根据权利要求1所述的分离结构，其特征在于，还包括：

控制器，用于获取火箭一子级的分离信号，并控制分离爆炸螺栓引爆。

7.根据权利要求6所述的分离结构，其特征在于，所述控制器内设定时器，以在接收到火箭一子级的分离信号后一定时间内控制所述分离爆炸螺栓引爆。

8.根据权利要求1所述的分离结构，其特征在于，包括：氧化剂主管路分离阀及燃料主管路分离阀，其中，所述氧化剂主管路分离阀和所述燃料主管路分离阀用于设置在动力尾舱段的内部。

9.根据权利要求8所述的分离结构，其特征在于，包括：分离卡槽管路，所述氧化剂主管路分离阀和所述燃料主管路分离阀设置在所述分离卡槽管路。

10.一种液体火箭，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的分离结构。

Images