CN211448843U - 一种运载火箭的末级结构和运载火箭 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种运载火箭的末级结构和运载火箭，末级结构包括整流罩、末级发动机和卫星，整流罩内具有收纳空间，收纳空间包括锥形的第一收纳空间和柱形的第二收纳空间，第一收纳空间与第二收纳空间沿第二方向依次设置且相连通；末级发动机包括发动机主体和连接于发动机主体一端的喷管，喷管与第一收纳空间的形状相适配，并全部收容于第一收纳空间内，且喷管喷射方向朝向第一方向；发动机主体与整流罩相连，且发动机主体至少部分收容于第一收纳空间内；卫星通过姿态控制装置连接于发动机主体的另一端，且卫星靠近发动机主体的一端收容于第二收纳空间内；姿态控制装置用于当末级发动机和卫星与整流罩分离后，调整喷管的喷射方向至第二方向。

Description

一种运载火箭的末级结构和运载火箭

技术领域

本实用新型涉及航天航空技术领域，具体涉及一种运载火箭的末级结构和运载火箭。

背景技术

运载火箭指的是将人们制造的各种将航天器推向太空的载具。运载火箭一般为2—4级，用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等送入预定轨道。

参见图1所示，常规的运载火箭末级包括整流罩1，设于整流罩 1内的卫星2和末级发动机3，末级发动机3的一端与卫星2连接，另一端为喷管31，卫星2位于整流罩1的前端，末级发动机3位于整流罩1的后端，且喷管31的方向与飞行方向相反，整流罩1的后端连接上级舱罩50，上级舱罩50内收容有上级发动机51。由于整流罩1的前端设置成锥形，后端设计成柱形，受到卫星2外形结构的影响，卫星2无法伸入整流罩1的锥形空间内，主要集中在整流罩1的柱形空间内，这样导致整流罩1的锥形空间得不到充分利用，也浪费了上级舱罩50的空间，从而增大了运载火箭的长度和重量，增加了运载火箭的生产成本。

实用新型内容

针对现有技术中存在的缺陷，本实用新型的目的在于提供一种运载火箭的末级结构和运载火箭，可将整流罩的锥形的第一收纳空间有效填充，有效减小运载火箭的长度和重量，降低生产成本。

为达到以上目的，本实用新型采取的技术方案是：

一种运载火箭的末级结构，定义运载火箭的飞行方向为第一方向，与运载火箭的飞行方向相反的方向为第二方向，其包括：

整流罩，其内具有收纳空间，所述收纳空间包括锥形的第一收纳空间和柱形的第二收纳空间，所述第一收纳空间与所述第二收纳空间沿所述第二方向依次设置且相连通；

末级发动机，其包括发动机主体和连接于所述发动机主体一端的喷管，所述喷管与所述第一收纳空间的形状相适配，并全部收容于所述第一收纳空间内，且所述喷管喷射方向朝向所述第一方向；所述发动机主体与所述整流罩相连，且所述发动机主体至少部分收容于所述第一收纳空间内；

卫星，其通过姿态控制装置连接于所述发动机主体的另一端，且所述卫星靠近所述发动机主体的一端收容于所述第二收纳空间内；所述姿态控制装置用于当所述末级发动机和卫星与所述整流罩分离后，调整所述喷管的喷射方向至所述第二方向。

在上述技术方案的基础上，所述卫星通过火箭适配器与所述姿态控制装置相连。

在上述技术方案的基础上，所述火箭适配器为喇叭状，且所述火箭适配器的直径沿所述第二方向逐渐增大。

在上述技术方案的基础上，所述第二收纳空间为圆柱形。

在上述技术方案的基础上，所述姿态控制装置为姿态控制发动机。

在上述技术方案的基础上，所述姿态控制发动机为液体发动机或固体发动机。

在上述技术方案的基础上，所述末级发动机为液体发动机或固体发动机。

本实用新型还提供一种运载火箭，其包括：

上述所述的运载火箭的末级结构；

至少一个上级结构，所述上级结构包括上级舱罩和上级发动机，所述上级舱罩与所述整流罩可拆卸相连，所述上级发动机收容于所述上级舱罩内，且所述上级发动机的喷管的喷射方向朝向所述第二方向。

在上述技术方案的基础上，所述上级舱罩包括相互连接的第一舱段和第二舱段，所述第一舱段沿所述第一方向的一端开设有第二开口，所述第二收纳空间沿所述第二方向的一端开设有第一开口，所述第一开口与所述第二开口对接，且所述卫星远离所述发动机主体的一端收容于所述第一舱段内，所述上级发动机收容于所述第二舱段内。

在上述技术方案的基础上，所述第一开口通过爆炸螺栓与所述第二开口相连。

与现有技术相比，本实用新型的优点在于：

本实用新型的运载火箭的末级结构包括整流罩、卫星、末级发动机和姿态控制装置，末级发动机包括发动机主体和连接于发动机主体一端的喷管，喷管与第一收纳空间的形状相适配，并全部收容于第一收纳空间内，且喷管喷射方向朝向第一方向，这样末级发动机的截面直径沿第一方向逐渐减小，能全部伸入锥形的第一收纳空间内；且发动机主体至少部分收容于第一收纳空间内，使得整流罩的第一收纳空间能充分利用，减小了第一收纳空间的长度和重量；卫星通过姿态控制装置连接于发动机主体的另一端，且卫星靠近发动机主体的一端收容于第二收纳空间内，由于卫星的外形与第二收纳空间相适配，因此第二收纳空间的截面积无需增大，且长度可以保持不变，因此大大减小了整个整流罩的长度和质量。

附图说明

图1为背景技术中运载火箭的结构示意图。

图2为本实用新型实施例中运载火箭的结构示意图；

图3为本实用新型实施例中整流罩与上级舱罩分离的示意图；

图4为本实用新型实施例中末级发动机调整姿态的示意图。

图中：1-整流罩，10-第一方向，11-第二方向，120-第一收纳空间，121-第二收纳空间，13-第一开口，2-卫星，3-末级发动机，30- 发动机主体，31-喷管，4-姿态控制装置，5-上级结构，50-上级舱罩，500-第一舱段，501-第二舱段，502-第二开口，51-上级发动机，6-火箭适配器。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本实用新型作进一步详细说明。

参见图2所示，本实用新型实施例提供一种运载火箭的末级结构，定义运载火箭的飞行方向为第一方向10，与运载火箭的飞行方向相反的方向为第二方向11，其包括整流罩1、卫星2、末级发动机 3和姿态控制装置4，整流罩1内具有收纳空间，收纳空间包括锥形的第一收纳空间120和柱形的第二收纳空间121，第一收纳空间120 的前端封闭，后端开口，第一收纳空间120与第二收纳空间121沿第二方向11依次设置且相连通；末级发动机3包括发动机主体30和连接于发动机主体30一端的喷管31，喷管31与第一收纳空间120的形状相适配，并全部收容于第一收纳空间120内，且喷管31喷射方向朝向第一方向10，这样末级发动机3的截面直径沿第一方向10逐渐减小，能全部伸入锥形的第一收纳空间120内；且发动机主体30 至少部分收容于第一收纳空间120内，使得整流罩1的第一收纳空间 120能充分利用，减小了第一收纳空间120的长度和重量；卫星2通过姿态控制装置4连接于发动机主体30的另一端，且卫星2靠近发动机主体30的一端收容于第二收纳空间121内，由于卫星2的外形与第二收纳空间121相适配，因此第二收纳空间121的截面积无需增大，且长度可以保持不变，因此大大减小了整个整流罩1的长度和质量；由于末级发动机3的喷管31喷射方向朝向第一方向10，与飞行方向相同，因此需要通过姿态控制装置4在末级发动机3和卫星2与整流罩1分离后，将喷管31进行180°旋转，将喷管31的喷射方向至第二方向11，实现运载物的发射。

可选的，卫星2通过火箭适配器6与姿态控制装置4相连。由于姿态控制装置4与卫星2的结构不相适配，为了将卫星2稳定地固定在火箭适配器6上，通过火箭适配器6将卫星2与姿态控制装置4连接，固定卫星2。

优选的，火箭适配器6为喇叭状，且火箭适配器6的直径沿第二方向逐渐增大。卫星2的外径比姿态控制装置4的外径小，因此采用喇叭状的火箭适配器6增大卫星2与姿态控制装置4的接触面积，稳定卫星2。

优选的，第二收纳空间121为圆柱形，能减小火箭发射过程中的空气阻力，减小发动机的能耗。

可选的，姿态控制装置4为姿态控制发动机。姿态控制发动机为液体发动机或固体发动机。末级发动机3为液体发动机或固体发动机。液体发动机是使用液体化学物质作为能源的火箭推进设备，与固体火箭发动机相比，具有以下优点：1、速度快，载重大；2、发动机可随意启动和关机；3、推力室可冷却，推进剂质量分数高。固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为热能，生产高温高压的燃烧产物经喷管膨胀加速，热能转变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。与液体火箭发动机相比，具有以下优点：1、工作时间短；2、加速度大。本申请中的姿态控制装置4和末级发动机3可以根据实际需要选择液体火箭发动机或者固体。

本实用新型还提供一种运载火箭，参见图2所示，其包括上述的运载火箭的末级结构和至少一个上级结构5，上级结构包括上级舱罩 50和上级发动机51，上级舱罩50与整流罩1可拆卸相连，上级发动机51收容于上级舱罩50内，且上级发动机51的喷管的喷射方向朝向第二方向11。

参见图3所示，上级舱罩50包括相互连接的第一舱段500和第二舱段501，第一舱段500沿第一方向10的一端开设有第二开口502，第二收纳空间121沿第二方向11的一端开设有第一开口13，第一开口13与第二开口502对接，且卫星2远离发动机主体30的一端收容于第一舱段500内，这样不仅可以充分利用锥形的第一收纳空间120 的空间，也能充分利用第一舱段500的内部空间，进一步缩短了运载火箭的长度，大大减小了运载火箭的质量。上级发动机51收容于第二舱段501内，且远离末级发动机3设置，与末级发动机3互不干扰。

优选的，第一开口13通过爆炸螺栓与第二开口502相连，当运载火箭发射上升到预定位置后，控制爆炸螺栓爆炸，使整流罩1与上级舱罩50分离。

本实用新型的运载火箭的发射过程为：

参见图3-4所示，上级发动机51推动运载火箭上升到预定位置后，爆炸螺栓爆炸，以使整流罩1与上级舱罩50分离，分离后，姿态控制装置4调整末级发动机3带动运载物(卫星2)180°转动，末级发动机3的喷管31喷射方向朝向第二方向10，再通过末级发动机3继续为运载物(卫星2)提供动力直至到达预设轨道。

本实用新型不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本实用新型的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种运载火箭的末级结构，定义运载火箭的飞行方向为第一方向(10)，与运载火箭的飞行方向相反的方向为第二方向(11)，其特征在于，其包括：

整流罩(1)，其内具有收纳空间，所述收纳空间包括锥形的第一收纳空间(120)和柱形的第二收纳空间(121)，所述第一收纳空间(120)与所述第二收纳空间(121)沿所述第二方向(11)依次设置且相连通；

末级发动机(3)，其包括发动机主体(30)和连接于所述发动机主体(30)一端的喷管(31)，所述喷管(31)与所述第一收纳空间(120)的形状相适配，并全部收容于所述第一收纳空间(120)内，且所述喷管(31)喷射方向朝向所述第一方向(10)；所述发动机主体(30)与所述整流罩(1)相连，且所述发动机主体(30)至少部分收容于所述第一收纳空间(120)内；

卫星(2)，其通过姿态控制装置(4)连接于所述发动机主体(30)的另一端，且所述卫星(2)靠近所述发动机主体(30)的一端收容于所述第二收纳空间(121)内；所述姿态控制装置(4)用于当所述末级发动机(3)和卫星(2)与所述整流罩(1)分离后，调整所述喷管(31)的喷射方向至所述第二方向(11)。

2.如权利要求1所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述卫星(2)通过火箭适配器(6)与所述姿态控制装置(4)相连。

3.如权利要求2所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述火箭适配器(6)为喇叭状，且所述火箭适配器(6)的直径沿所述第二方向逐渐增大。

4.如权利要求1所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述第二收纳空间(121)为圆柱形。

5.如权利要求1所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述姿态控制装置(4)为姿态控制发动机。

6.如权利要求5所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述姿态控制发动机为液体发动机或固体发动机。

7.如权利要求1所述的运载火箭的末级结构，其特征在于，所述末级发动机(3)为液体发动机或固体发动机。

8.一种运载火箭，其特征在于，其包括：

如权利要求1所述的运载火箭的末级结构；

至少一个上级结构(5)，所述上级结构包括上级舱罩(50)和上级发动机(51)，所述上级舱罩(50)与所述整流罩(1)可拆卸相连，所述上级发动机(51)收容于所述上级舱罩(50)内，且所述上级发动机(51)的喷管的喷射方向朝向所述第二方向(11)。

9.如权利要求8所述的运载火箭，其特征在于，所述上级舱罩(50)包括相互连接的第一舱段(500)和第二舱段(501)，所述第一舱段(500)沿所述第一方向(10)的一端开设有第二开口(502)，所述第二收纳空间(121)沿所述第二方向(11)的一端开设有第一开口(13)，所述第一开口(13)与所述第二开口(502)对接，且所述卫星(2)远离所述发动机主体(30)的一端收容于所述第一舱段(500)内，所述上级发动机(51)收容于所述第二舱段(501)内。

10.如权利要求9所述的运载火箭，其特征在于，所述第一开口(13)通过爆炸螺栓与所述第二开口(502)相连。

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