CN211844956U - 一种运载火箭 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及高端设备制造技术领域，提供一种运载火箭，包括：头罩、舱体、第一姿控系统以及第二姿控系统；第一姿控系统和第二姿控系统独立工作；第一姿控系统位于头罩内，包括第一贮箱、第一气瓶以及设置有第一喷管的第一推力室，第一推力室和头罩外部连通；第二姿控系统位于舱体内，包括第二贮箱、第二气瓶以及设置有第二喷管的第二推力室，第二推力室和舱体外部连通；头罩和舱体可分离连接。使用两个或多个姿控系统，每个姿控系统独立工作，从而使得每个姿控系统不会承担过多的控制功能，降低空间约束对推进剂需求量的影响；头罩和舱体可分离连接，从而消除头罩及头罩内姿控系统，以提高运载火箭的运载能力。

Description

一种运载火箭

技术领域

本实用新型涉及高端设备制造技术领域，更具体地说，是涉及一种运载火箭。

背景技术

在小型运载火箭的总体设计方案中，液体姿控系统负责提供三通道的姿态控制和末级轨道调整的能力。

目前，液体姿控系统为适应不同飞行段的姿控要求以及轨道的修正要求，通常采用多套不同推力的推力室构成，不同的推力室通常共用一套贮箱、气瓶和管路。

但是，姿控系统承担较多的控制功能，当推进剂的需求量较大时，由于小型火箭的空间布局紧张，导致空间和推进剂需求量不匹配。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种姿控系统以及运载火箭，以解决现有技术中存在的空间与推进剂需求量不匹配的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：

本实用新型提供一种运载火箭，其特征在于，包括：头罩、舱体、第一姿控系统以及第二姿控系统；

所述第一姿控系统和第二姿控系统独立工作；

所述第一姿控系统位于所述头罩内，包括第一贮箱、第一气瓶以及设置有第一喷管的第一推力室，所述第一推力室和所述头罩外部连通；

所述第二姿控系统位于所述舱体内，包括第二贮箱、第二气瓶以及设置有第二喷管的第二推力室，所述第二推力室和所述舱体外部连通；

所述头罩和所述舱体可分离连接。

在一个实施例中，所述第一推力室沿头罩舱壁周向设置，和/或所述第一推力室沿所述头罩的中轴线对称分布，所述第一推力室的第一喷管的出口端朝向所述头罩舱壁，且和所述头罩外部连通；

所述第二推力室沿舱体舱壁周向设置，和/或所述第二推力室沿所述舱体的中轴线对称分布，所述第二推力室的第二喷管的出口端朝向所述舱体舱壁，且和所述舱体外部连通。

在一个实施例中，所述第一贮箱和所述第一气瓶靠近所述头罩的中轴线设置；

所述第二贮箱和所述第二气瓶位于相邻的两所述第二推力室之间。

在一个实施例中，所述第一姿控系统设于头罩舱壁上；

所述第二姿控系统设置在舱体舱壁上。

在一个实施例中，所述第一姿控系统固定设置于所述头罩舱壁上；

所述第二姿控系统固定设置于舱体舱壁上。

在一个实施例中，所述第一推力室固定设置于头罩大端舱壁上；

所述第二推力室固定设置于舱体前端舱壁上，所述舱体前端舱壁靠近所述头罩大端舱壁。

在一个实施例中，所述头罩舱壁安装有第一支撑件，所述第一支撑件包括用于安装所述第一贮箱的第一贮箱支撑件、用于安装所述第一气瓶的第一气瓶支撑件以及用于安装所述第一推力室的第一推力室支撑件；

所述舱体舱壁上安装有第二支撑件，所述第二支撑件包括用于安装所述第二贮箱的第二贮箱支撑件、用于安装所述第二气瓶的第二气瓶支撑件以及用于安装所述第二推力室的第二推力室支撑件。

在一个实施例中，所述第一贮箱支撑件或所述第一气瓶支撑件包括相同的两个第一支架，两个相同的所述第一支架分别设置在所述第一贮箱的左侧及右侧或所述第一气瓶的上侧及下侧，所述第一支架包括第一支撑板、第一连接部、第二连接部以及第一舱壁连接部，所述第一支撑板分别和所述第一连接部、第二连接部以及第一舱壁连接部连接，所述第一连接部、第二连接部分别和所述第一舱壁连接部连接，所述第一连接部、第二连接部分别连接在所述第一贮箱的上侧及下侧；

所述第二气瓶支撑件或所述第二贮箱支撑件包括相同的两个呈对称结构的第二支架，两个相同的所述第二支架分别设置在所述第二贮箱的上侧及下侧或所述第二气瓶的左侧及右侧，所述第二支架包括第二支撑板、外围框以及筋条，所述外围框连接在所述第二支撑板上，且所述外围框和所述第二支撑板的外围重合，所述筋条的一端连接在所述外围框的后端部，所述筋条的另一端连接在所述外围框的前端部，所述外围框的后端部与所述舱体舱壁连接；

所述第一推力室支撑件或所述第二推力室支撑件包括套筒、推力室连接部以及第二舱壁连接部；

所述第一推力室或所述第二推力室设有推力室安装件，所述推力室安装件和所述推力室连接部连接。

在一个实施例中，所述运载火箭还包括：设有末级喷管的末级发动机，所述末级喷管的出口端朝向所述头罩；

所述第二姿控系统位于所述末级发动机的末级喷管和舱体舱壁之间的空间内；

所述第一姿控系统位于头罩舱壁和所述末级发动机的末级喷管的出口端之间的空间内。

在一个实施例中，所述末级发动机的末级喷管的出口端位于所述头罩内。

在一个实施例中，所述第一姿控系统的最大推力大于所述第二姿控系统的最大推力。

本实用新型提供的一种运载火箭的有益效果至少在于：

第一方面，本实用新型提供的运载火箭中使用2个或多个姿控系统，每个姿控系统独立工作，均包括贮箱、气瓶和推力室，从而使得每个姿控系统不会承担过多的控制功能，降低空间约束对推进剂需求量的影响，进而解决推进剂需求量和空间不匹配的技术问题。

第二方面，本实施例提供的运载火箭的头罩和舱体可分离连接，在飞行过程中，当头罩内姿控系统中的推进剂消耗完后，可实现头罩和舱体的分离，消除头罩及头罩内姿控系统，从而使得运载火箭无需一直携带头罩以及头罩内的消极质量进行飞行，进而提高运载火箭的运载能力。

第三方面，本实用新型提供的运载火箭中的姿控系统设置在头罩内，从而确保姿控系统的稳定性及可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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实用新型的一些实施例，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为本实用新型实施例提供的运载火箭中第一姿控系统和第二姿控系统的结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的头罩内第一姿控系统和第一支撑件的结构示意图；

图3为本实用新型实施例提供的头罩内第一贮箱支撑件中的第一支架的结构示意图；

图4为本实用新型实施例提供的头罩内第一气瓶支撑件中的第一支架的结构示意图；

图5为本实用新型实施例提供的舱体内的第二姿控系统和第二支撑件的结构示意图；

图6为本实用新型实施例提供的舱体内第二贮箱支撑件中的第二支架的结构示意图；

图7为本实用新型实施例提供的头罩内第二气瓶支撑件中的第二支架的结构示意图；

图8为本实用新型实施例提供的头罩内第二气瓶支撑件的结构示意图；

图9为本实用新型实施例提供的运载火箭内的第一推力室支撑件或第二推力室支撑件的结构示意图；

图10为本实用新型实施例提供的运载火箭内的第一推力室和第一推力室支撑件连接后的结构示意图。

其中，图中各附图标记：

10	头罩	10a	头罩舱壁
				10b	头罩大端舱壁	20	舱体
20a	舱体舱壁	20b	舱体前端舱壁
				30	第一姿控系统	31	第一贮箱
32	第一气瓶	33	第一推力室
				33a	第一喷管	33b	推力室安装件
40	第二姿控系统	41	第二贮箱
				42	第二气瓶	43	第二推力室
43a	第二喷管	50	第一支撑件
				51	第一贮箱支撑件	511	第一支架
5111	第一支撑板	5112	第一连接部
				5113	第二连接部	5114	第一舱壁连接部
5115	外围加强部	52	第一气瓶支撑件
				53	第一推力室支撑件	531	套筒
532	第二舱壁连接部	533	推力室连接部
				60	第二支撑件	61	第二贮箱支撑件
611	第二支架	6111	第二支撑板
				6112	外围框	6113	筋条
6114	辅助支架	62	第二气瓶支撑件
				63	第二推力室支撑件	70	末级发动机
70a	末级喷管

具体实施方式

为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

需要说明的是，当部件被称为“固定于”或“设于”另一个部件，它可以直接或者间接位于该另一个部件上。当一个部件被称为“连接于”另一个部件，它可以是直接或者间接连接至该另一个部件上。术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置为基于附图所示的方位或位置，仅是为了便于描述，不能理解为对本技术方案的限制。术语“第一”、“第二”仅用于便于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明技术特征的数量。“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

请参阅图1，本实施例提供了一种运载火箭，包括头罩10、头罩10内的第一姿控系统30、舱体20以及舱体20内的第二姿控系统40；第一姿控系统30包括第一贮箱31、第一气瓶32以及设有第一喷管33a的第一推力室33，第一喷管33a和头罩10外部连通，确保第一推力室33的正常工作；第二姿控系统40包括第二贮箱41、第二气瓶42以及设置有第二喷管43a的第二推力室43，第二喷管43a和舱体20外部连通，确保第二推力室43的正常工作。

需要说明的是，本实施例并不意图对第一姿控系统30以及第二姿控系统40中的气瓶、贮箱以及推力室的形状、大小、数量以及连接关系进行限定，具体可以结合运载火箭的整体设计以及运载火箭的飞行要求确定。本实施例也并不意图对头罩10和舱体20之间的可分离连接的方式做任何限定，具体可以结合实际需求确定。本实施例也并不意图对第一姿控系统30和第二姿控系统40的数量进行限定，可以根据需求进行设置。

为了确保第一推力室33和头罩10外部连通，可选地，可以在头罩10上第一推力室33的第一喷管33a对应的位置开设通孔，从而确保第一推力室33和头罩10外部连通。

为了确保第二推力室43和舱体20外部连通，可选地，可以在舱体20上第二推力室43的第二喷管43a对应的位置开设通孔，从而确保第二推力室43和舱体20外部连通。

具体地，推力室有多个，多个推力室之间并联；气瓶、贮箱以及推力室之间串联。

可选地，第一姿控系统30和第二姿控系统40均采用固液姿控系统，优选地，气瓶用于存储高压氦气、贮箱用于存储业态氧化剂，推力室用于存储推进剂。

可选地，运载火箭包括一个第一姿控系统30以及一个第二姿控系统40，换言之，运载火箭一共包括两个姿控系统。

可选地，头罩10和舱体20通过分离环或爆炸螺栓连接。

可选地，运载火箭可以是现有技术中的任意一种，优选小型运载火箭。

具体地，通过如下方法确定第一姿控系统30和第二姿控系统40：

第一步：确定第一姿控系统30的第一推力室33以及第二姿控系统40的第二推力室43的大小，使得第一推力室33和第二推力室43的工作区段能够清晰的区分开，优化第一姿控系统30和第二姿控系统40的推进剂加注量，以满足各级飞行段的需求。

第二步：根据头罩10和舱体20的空间约束，设计第一姿控系统30和第二姿控系统40中的设备安装及管路布局方案，使得第一姿控系统30和第二姿控系统40独立工作，第二姿控系统40应当能够支撑第一姿控系统30工作结束分离后的运载火箭的运行。

第三步：根据第一姿控系统30和第二姿控系统40推进剂消耗的分配、头罩10分离环境约束，确定头罩10分离的时刻。

需要说明的是，当头罩10内的第一姿控系统30内的推进剂用尽后，此时，头罩10内的第一姿控系统30便成为消极质量，此时，通过将头罩10和舱体20分离，可消除第一姿控系统30这一消极质量，从而提高运载火箭的运载能力。

本实施例提供的运载火箭的工作原理如下：

当运载火箭起飞后，第一姿控系统30进行工作，当第一姿控系统30的第一推力室33中的推进剂用尽后，头罩10和舱体20分离，从而消除第一姿控系统30这一消极质量，第二姿控系统40进行工作，确保运载火箭的继续飞行。

本实施例提供的运载火箭的有益效果至少在于：

第一方面，本实施例提供的运载火箭使用2个或多个姿控系统，每个姿控系统独立工作，均包括贮箱、气瓶和推力室，从而使得每个姿控系统不会承担过多的控制功能，降低空间约束对推进剂需求量的影响，进而解决推进剂需求量和空间不匹配的技术问题。

第二方面，本实施例提供的运载火箭的头罩10和舱体20可分离连接，在飞行过程中，当头罩10内姿控系统中的推进剂消耗完后，可实现头罩10和舱体20的分离，消除头罩10及头罩10内姿控系统，从而使得运载火箭无需一直携带头罩10以及头罩10内的消极质量进行飞行，进而提高运载火箭的运载能力。

第三方面，本实施例提供的运载火箭中的姿控系统设置在头罩10内，从而确保姿控系统的稳定性及可靠性。

在一个实施例中，第一姿控系统30的最大推力大于第二姿控系统40的最大推力，使得第一姿控系统30承担更多的控制功能，确保了姿态控制的稳定性及可靠性，同时充分利用头罩10内的空间，当头罩10和舱体20分离时，能够进一步消除头罩10及头罩10内姿控系统的消极质量，进一步提高运载火箭的运载能力。换言之，第一姿控系统30的最大推力大于第二姿控系统40的最大推力，可以使得第一姿控系统30承担更多的控制功能，充分利用头罩10内的空间，运载火箭可以消除更多的消极质量，进一步提高火箭的运载能力。

作为一种可能的情况，对于小型运载火箭，采用双姿控系统方案，相较于采用一套姿控系统的方案，可以增加小型运载火箭的推进剂量约15.5kg，还可以增加约13.4kg的运载能力。

还需要说明的是，第一姿控系统30的最大推力大于第二姿控系统40的最大推力是优选方案，本实施例并没有具体限定第一姿控系统30和第二姿控系统40的最大推力的大小，比如，第一姿控系统30的最大推力也可以等于或小于第二姿控系统40的最大推力。

请参考图1、图2及图10，在一个实施例中，第一推力室33沿头罩舱壁10a周向设置，第一推力室33的第一喷管33a的出口端朝向头罩舱壁10a，且和头罩10外部连通，从而充分利用头罩10内的空间，同时能够为头罩10中间位置留有可使用的空间。

请参考图2，在一个实施例中，第一推力室33沿头罩10的中轴线对称分布，从而降低头罩10的质心偏差。

请参考图2，在一个实施例中，第一贮箱31和第一气瓶32靠近头罩10的中轴线设置，从而降低头罩10的质心偏差。

具体地，为了使得第一贮箱31和第一气瓶32能够靠近头罩10的中轴线，需要将第一贮箱31和第一气瓶32靠近头罩10尖端设置，换言之，第一贮箱31和第一气瓶32位于头罩10大端和头罩10尖端之间的空间，一方面能够降低头罩10的质心偏差，另一方面也能够为头罩10大端的中间位置留有可使用的空间，提高空间利用效率。

需要说明的是，在保证第一姿控系统30的稳定性及可靠性，同时降低头罩10的质心偏差，并为头罩10中间位置留有可使用的空间的前提下，本实施并不意图对第一贮箱31、第一气瓶32以及第一推力室33之间的位置关系做限定。

请参考图2，在一个实施例中，第一姿控系统30固定设置于头罩舱壁10a上，从而使得第一姿控系统30以挂壁的形式安装在头罩10内，为头罩10的中间位置留有可使用的空间，从而提高头罩10内的空间利用率。

请参考图1及图2，在一个实施例中，第一推力室33固定设置于头罩大端舱壁10b上，从而确保第一姿控系统的可靠性及稳定性。

请参考图2，在一个实施例中，头罩舱壁10a安装有第一支撑件50，第一支撑件50包括用于安装第一贮箱31的第一贮箱支撑件51、用于安装第一气瓶32的第一气瓶支撑件52以及用于安装第一推力室33的第一推力室支撑件53。

请参考图2以及图3，在一个实施例中，第一贮箱支撑件51包括相同的两个第一支架511，两个相同的第一支架511分别设置在第一贮箱31的左侧及右侧，第一支架511包括第一支撑板5111、第一连接部5112、第二连接部5113以及第一舱壁连接部5114，第一支撑板5111分别和第一连接部5112、第二连接部5113以及第一舱壁连接部5114连接，第一连接部5112、第二连接部5113分别和第一舱壁连接部5114连接，第一连接部5112、第二连接部5113分别连接在第一贮箱31的上侧及下侧，这样设置的好处在于通过两个相同的支架实现对第一贮箱31在上下左右4个部位的连接，从而将第一贮箱31更稳定的安装在头罩舱壁10a上。

需要说明的是，第一贮箱支撑件51中的第一支架511的形状可以结合其情况做对应的改变。

第一贮箱31的上侧可以理解为靠近头罩10大端的表面，第一贮箱31的下侧可以理解为靠近头罩10尖端的表面。第一贮箱31的左侧和右侧可以理解为第一贮箱31轴线的两侧。

可选地，第一支架511中的第一支撑板5111分别和第一连接部5112、第二连接部5113以及第一舱壁连接部5114垂直连接。

可选地，第一支架511中的第一连接部5112、第二连接部5113分别和第一舱壁连接部5114垂直。

可选地，第一支架511中的第一支撑板5111设有若干个三角形通孔。优选两个三角形通孔。其中，三角形通孔的形状及大小可以不同。

可选地，第一贮箱支撑件51中的第一连接部5112和第二连接部5113的形状不同。优选地，第一连接部5112的高度小于第二连接部5113的高度，第二连接部5113位于第一贮箱31的上侧，第一连接部5112位于第一贮箱31的下侧，从而匹配第一贮箱31安装在头罩10内的高度差，确保第一贮箱31所在的水平面和头罩10的横截面是平行的。

为了确保第一支撑板5111对第一贮箱31的固定作用，可选地，第一支撑板5111靠近第一贮箱31的外围上设有外围加强部5115。

请参考图2以及图4，在一个实施例中，第一气瓶支撑件52包括相同的两个第一支架511，两个相同的第一支架511分别设置在第一气瓶32的上侧及下侧，第一支架511包括第一支撑板5111、第一连接部5112、第二连接部5113以及第一舱壁连接部5114，第一支撑板5111分别和第一连接部5112、第二连接部5113以及第一舱壁连接部5114，第一连接部5112、第二连接部5113分别和第一舱壁连接部5114连接，第一连接部5112、第二连接部5113分别连接在第一贮箱31的上侧及下侧，这样设置的好处在于通过两个相同的支架实现对第一气瓶32在上下2个部位的连接，同时每个支架上通过两个连接部实现对第一气瓶32的连接，从而将第一气瓶32更稳定的安装在头罩舱壁10a上。

需要说明的是，第一气瓶支撑件52中的第一支架511的形状可以结合其情况做对应的改变。

具体地，第一气瓶32的上侧可以理解为气瓶轴线的一侧，第一气瓶32的下侧可以理解为气瓶轴线的一侧的相对侧。也可以理解为第一气瓶支撑件52中的两个第一支架511分别和气瓶轴线平行。

可选地，第一气瓶支撑件52中的第一连接部5112和第二连接部5113的形状及大小相同。

可选地，第一气瓶支撑件52中的第一连接部5112和/或第二连接部5113为平板。

可选地，第一气瓶支撑件52中的第一支撑板5111设有若干个三角形通孔。优选两个三角形通孔，两个三角形通孔的形状及大小相同。

可选地，第一气瓶支撑件52中的第一支撑板5111呈对称结构，第一连接部5112和第二连接部5113以第一支撑板5111的对称线对称设置。

为了确保第一支撑板5111对第一气瓶32的固定作用，可选地，第一支撑板5111靠近第一气瓶32的外围上设有外围加强部5115。

请参考图9，在一个实施例中，第一推力室支撑件53包括套筒531、推力室连接部533以及第二舱壁连接部532，第二舱壁连接部532和头罩舱壁10a连接，推力室连接部533和第一推力室33连接。

可选地，套筒531设有若干个通孔，从而减轻套筒531的质量。

请参考图1及图10，在一个实施例中，第一推力室33设有推力室安装件33b，推力室安装件33b和推力室连接部533连接，从而便于将第一推力室33安装在第一推力室支撑件53上。

请参考图1及图5，在一个实施例中，第二推力室43沿舱体舱壁20a周向设置，第二推力室43的第二喷管43a的出口端朝向舱体舱壁20a，且和舱体20外部连通，从而充分利用舱体20的空间，同时能够为舱体20中间位置留有可使用的空间。

请参考图5，在一个实施例中，第二推力室43沿舱体20的中轴线对称分布，从而降低舱体20的质心偏差。

请参考图5，在一个实施例中，第二贮箱41位于相邻的两第二推力室43之间，从而充分利用舱体20内的空间，提高空间利用率，同时能够为舱体20中间位置留有可使用的空间。

请参考图5，在一个实施例中，第二气瓶42位于相邻的两第二推力室43之间，从而充分利用舱体20内的空间，提高空间利用率，同时能够为舱体20中间位置留有可使用的空间。

需要说明的是，在保证第二姿控系统40的稳定性及可靠性，同时降低舱体20的质心偏差，并为舱体20中间位置留有可使用的空间的前提下，本实施并不意图对第二贮箱41、第二气瓶42以及第二推力室43之间的位置关系做具体限定。

请参考图5，在一个实施例中，第二姿控系统40固定设置于舱体舱壁20a上，从而使得第二姿控系统40以挂壁的形式安装在舱体20内，为舱体20的中间位置留有可使用的空间，从而提高舱体20内的空间利用率。

请参考图1，在一个实施例中，第二推力室43固定设置于舱体前端舱壁20b上，舱体前端舱壁20b靠近头罩大端舱壁10b，从而确保第二姿控系统的可靠性及稳定性。

请参考图5，在一个实施例中，舱体舱壁20a上安装有第二支撑件60，第二支撑件60包括用于安装第二贮箱41的第二贮箱支撑件61、用于安装第二气瓶42的第二气瓶支撑件62以及用于安装第二推力室43的第二推力室支撑件63。

请参考图5及图6，在一个实施例中，第二贮箱支撑件61包括相同的两个呈对称结构的第二支架611，两个相同的第二支架611分别设置在第二贮箱41的上侧及下侧，第二支架611包括第二支撑板6111、外围框6112以及筋条6113，外围框6112连接在第二支撑板6111上，且外围框6112和第二支撑板6111的外围重合，筋条6113的一端连接在外围框6112的后端部，筋条6113的另一端连接在外围框6112的前端部，外围框6112的后端部与舱体舱壁20a连接，采用两个支架将第二贮箱41安装在舱体舱壁20a上，从而减轻第二贮箱支撑件61的重量。

外围框6112可以为由片状体所形成的中空结构，中空区域的形状和支撑板的外围轮廓线部分重合或完全重合。外围框6112的后端部可以为靠近舱体舱壁20a且和舱体舱壁20a连接的部分，外围框6112的前端部可以为外围框6112的后端部相对的部分。外围框6112和支撑板的外围重合可以为外围框6112和支撑板的外围完全重合或部分重合。

需要说明的是，本实施例并不意图对第二支架611的材料，第二支撑板6111的外围形状、大小，筋条6113的形状，外围框6112、筋条6113分别与第二支撑板6111的角度做任何限定，具体需要结合实际情况确定。

可选地，筋条6113和外围框6112分别和第二支撑板6111垂直。

可选地，筋条6113和第二支撑板6111的对称线之间的最小角度为锐角。

可选地，第二支架611的材料为铝合金或镁铝合金，从而确保第二支架611的轻质化以及高强度。

可选地，外围框6112的后端部上设有若干个通孔，通过外围框6112的后端部上设置的若干个通孔与舱体舱壁20a连接。优选地，外围框6112的后端部通过铆钉和舱体舱壁20a铆接固定。

可选地，通过现有技术中的拓扑优化方法设计出第二支撑板6111的形状、筋条6113的数量以及筋条6113的位置，从而确保第二支架611可适应剧烈振动冲击环境，并且具有相对较小的质量。

可选地，外围框6112的后端部的形状为弧形，外围框6112的前端部的形状为弧形，外围框6112的后端部的弧形的直径大于外围框6112的前端部的弧形的直径。外围框6112的后端部的形状为弧形，从而使得外围框6112的后端部更好的贴合运载火箭在水平方向上的舱体舱壁20a，确保第二支架611能够稳定的连接在舱体舱壁20a上。外围框6112的前端部的形状为弧形，因此，第二支撑板6111的前端部也是弧形，而第二支撑板6111的前端部和第二贮箱41是接触的，通过设置第二支撑板6111的前端部的形状为弧形，从而使得第二支撑板6111能够更好的贴合第二贮箱41的表面，从而对具有弧形表面的第二贮箱41具有一定的固定作用。舱体20的直径是大于第二贮箱41的直径的，因此，外围框6112的后端部的弧形的直径大于外围框6112的前端部的弧形的直径。

可选地，外围框6112和第二支撑板6111的外围完全重合，外围框6112的侧端部的形状为直线，优选地，外围框6112的两个侧端部相互平行。

可选地，外围框6112和筋条6113分别与第二支撑板6111垂直。

可选地，部分筋条6113的一端连接在外围框6112的后端部，另一端连接在外围框6112的侧端部。作为一种可行的实现方式，筋条6113的数量为8个，6个筋条6113的一端连接在外围框6112的后端部，另一端连接在外围框6112的前端部，2个筋条6113的一端连接在外围框6112的后端部，另一端连接在外围框6112的侧端部。

可选地，两个第二支架611通过四点固定方式和第二贮箱41固定连接。作为一种可行的实现方式，第二支撑板6111上设有两个安装孔，两个安装孔相对第二支撑板6111的对称线对称设置，第二支撑板6111和第二贮箱41通过2颗螺钉固定。其中，对于一个安装孔的位置，作为一种可能的情况，安装孔位于第二支撑板6111上最靠近外围框6112的侧端部的两个相邻的筋条6113以及外围框6112所形成的区域内。

请参考图5、图7以及图8，在一个实施例中，第二气瓶支撑件62包括相同的两个呈对称结构的第二支架611，两个相同的第二支架611分别设置在第二气瓶42的左侧及右侧，第二支架611包括第二支撑板6111、外围框6112以及筋条6113，外围框6112连接在第二支撑板6111上，且外围框6112和第二支撑板6111的外围重合，筋条6113的一端连接在外围框6112的后端部，筋条6113的另一端连接在外围框6112的前端部，外围框6112的后端部与舱体舱壁20a连接，采用两个支架将第二气瓶42安装在舱体舱壁20a上，从而减轻第二气瓶支撑件62的重量。

可选地，外围框6112的前端部的形状为开口梯形，从而使得外围框6112的前端部能够更好的固定具有弧形表面的气瓶，确保支架能够稳定的连接在气瓶上。

可选地，外围框6112的后端部的形状为直线，从而使得外围框6112的后端部能够更好的贴合运载火箭在垂直方向上的舱体舱壁20a，确保支架能够稳定的连接在舱体舱壁20a上。

可选地，两个第二支架611通过四点固定方式和气瓶固定连接。作为一种可行的实现方式，第二支撑板6111设有两个安装部，外围框6112和第二支撑板6111的外围部分重合，两个安装部位于外围框6112的外侧，且相对第二支撑板6111的对称线对称设置，每个安装部均设有安装孔，两个安装部和第二气瓶42通过2颗螺钉固定。

请参考图8，可选地，两个第二支架611之间设有辅助支架6114，从而增加两个第二支架611之间的局部刚性，辅助支架6114分别连接在舱体舱壁20a以及两个第二支架611上。

请参考图9，在一个实施例中，第二推力室支撑件63包括套筒531、推力室连接部533以及第二舱壁连接部532。

可选地，第一推力室支撑件53和第二推力室支撑件63的形状相同。

请参考图1及图10，在一个实施例中，第二推力室43设有推力室安装件33b，推力室安装件33b和推力室连接部533连接，从而便于将第二推力室43安装在第二推力室支撑件63上。

可选地，第一推力室33和第二推力室43的形状相同。

请参考图1，在一个实施例中，运载火箭还包括：设有末级喷管70a的末级发动机70，末级喷管70a的出口端朝向头罩10；第二姿控系统40位于末级发动机70的末级喷管70a和舱体舱壁20a之间的空间内；第一姿控系统30位于头罩舱壁10a和末级发动机70的末级喷管70a的出口端之间的空间内，从而以充分末级发动机70的末级喷管70a和头罩10之间的空间。

请参考图1，在一个实施例中，末级发动机70的末级喷管70a的出口端位于头罩10内。

具体地，末级发动机70的末级喷管70a的出口端位于头罩10内，第二姿控系统40位于末级发动机70的末级喷管70a和舱体舱壁20a之间的空间内；第一姿控系统30位于头罩舱壁10a和末级发动机70的末级喷管70a的出口端之间的空间内，从而充分利用头罩10以及舱体20内的末级发动机70的末级喷管70a的空间。

具体地，末级发动机70指的是为运载火箭的最后一级飞行提供动力的发动机，末级发动机70的末级喷管70a的出口端位于头罩10内，而运载火箭飞行时，头罩10尖端方向为飞行方向，因此，在头罩10和舱体20分离后，舱体20改变飞行方向，即舱体20倒置，从而确保末级发动机70的正常工作。

可选地，头罩10和舱体20通过分离环或爆炸螺栓连接，确保头罩10和舱体20连接的稳定性，分离环或爆炸螺栓上安装有分离导爆索，确保头罩10和舱体20能够顺利分离并能够对末级发动机70进行点火。其中，分离环为金属分离环。

请参考图1至图10，以下提供一种运载火箭的具体实施例，应当理解的是，运载火箭也可以为其他形式，并不仅限于下述的实施例。

一种运载火箭，包括：头罩10、头罩10内的一个第一姿控系统30、舱体20、舱体20内的一个第二姿控系统40以及舱体20内的设有末级喷管70a的末级发动机70，末级喷管70a的出口端位于头罩10内；

第一姿控系统30的最大推力大于第二姿控系统40的最大推力；

头罩10和舱体20通过金属分离环连接，金属分离环上安装有分离导爆索；

第一姿控系统30位于头罩舱壁10a和末级喷管70a的出口端之间的空间内，包括第一贮箱31、第一气瓶32以及设置有第一喷管33a的第一推力室33，多个第一推力室33沿着头罩大端舱壁10b周向设置，且以头罩10的中轴线呈对称分布，每个第一推力室33的第一喷管33a的出口端朝向头罩大端舱壁10b，且和头罩10外部连通，第一贮箱31和第一气瓶32靠近头罩10的中轴线设置，第一推力室33安装在头罩大端舱壁10b设置的第一推力室支撑件53上，第一贮箱31以及第一气瓶32、分别安装在头罩舱壁10a设置的第一贮箱支撑件51、第一气瓶支撑件52上；

第二姿控系统40位于末级喷管70a和舱体舱壁20a之间的空间内，包括第二贮箱41、第二气瓶42以及设置有第二喷管43a的第二推力室43，第二推力室43的第二喷管43a的出口端朝向靠近头罩大端舱壁10b的舱体前端舱壁20b上，且和舱体20外部连通，多个第二推力室43沿着舱体前端舱壁20b周向设置，且以舱体20的中轴线呈对称分布，第二贮箱41以及第二气瓶42位于相邻的两第二推力室43之间，第二推力室43安装在舱体前端舱壁20b设置的第二推力室支撑件63上，第二贮箱41以及第二气瓶42分别安装在舱体舱壁20a设置的第二贮箱支撑件61以及第二气瓶支撑件62上。

本实施例提供的运载火箭的有益效果至少在于：

第一方面，本实用新型使用2个姿控系统，每个姿控系统独立工作，均包括贮箱、气瓶和推力室，从而使得每个姿控系统不会承担过多的控制功能，降低空间约束对推进剂需求量的影响，进而解决推进剂需求量和空间不匹配的技术问题。

第二方面，本实施例提供的运载火箭的头罩10和舱体20可分离连接，在飞行过程中，当头罩10内姿控系统中的推进剂消耗完后，可实现头罩10和舱体20的分离，消除头罩10及头罩10内姿控系统，从而使得运载火箭无需一直携带头罩10以及头罩10内的消极质量进行飞行，进而提高运载火箭的运载能力。

第三方面，第一姿控系统30的最大推力大于第二姿控系统40的最大推力，使得第一姿控系统30的承担更多的控制功能，同时能够充分利用头罩10内的空间，当头罩10和舱体20分离时，可消除更多的消极质量，进一步提高运载火箭的运载能力。

第四方面，末级发动机70倒置，在末级发动机70的末级喷管70a和舱体前端舱壁20b之间的空间内布置第二姿控系统40，从而能够更加合理的利用舱体20内的空间。

第五方面，第一姿控系统30设置在头罩10内以及第二姿控系统40设置在靠近头罩10的舱体20内，同时头罩10内的推力室设置在头罩大端舱壁10b上，舱体20内的推力室设置在舱体前端舱壁20b，从而确保姿控系统的稳定性及可靠性。

第六方面，第一姿控系统30以挂壁的行驶安装在头罩舱壁10a上，第二姿控系统40也以挂壁的形式安装在舱体舱壁20a上，从而能够容纳末级发动机70的末级喷管70a，提高运载火箭的空间利用效率。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种运载火箭，其特征在于，包括：头罩、舱体、第一姿控系统以及第二姿控系统；

所述第一姿控系统和第二姿控系统独立工作；

所述第一姿控系统位于所述头罩内，包括第一贮箱、第一气瓶以及设置有第一喷管的第一推力室，所述第一推力室和所述头罩外部连通；

所述第二姿控系统位于所述舱体内，包括第二贮箱、第二气瓶以及设置有第二喷管的第二推力室，所述第二推力室和所述舱体外部连通；

所述头罩和所述舱体可分离连接。

2.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第一推力室沿头罩舱壁周向设置，和/或所述第一推力室沿所述头罩的中轴线对称分布，所述第一推力室的第一喷管的出口端朝向所述头罩舱壁，且和所述头罩外部连通；

所述第二推力室沿舱体舱壁周向设置，和/或所述第二推力室沿所述舱体的中轴线对称分布，所述第二推力室的第二喷管的出口端朝向所述舱体舱壁，且和所述舱体外部连通。

3.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第一贮箱和所述第一气瓶靠近所述头罩的中轴线设置；

所述第二贮箱和所述第二气瓶位于相邻的两所述第二推力室之间。

4.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第一姿控系统固定设置于所述头罩舱壁上；

所述第二姿控系统固定设置于舱体舱壁上。

5.如权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，所述第一推力室固定设置于头罩大端舱壁上；

所述第二推力室固定设置于舱体前端舱壁上，所述舱体前端舱壁靠近所述头罩大端舱壁。

6.如权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，所述头罩舱壁安装有第一支撑件，所述第一支撑件包括用于安装所述第一贮箱的第一贮箱支撑件、用于安装所述第一气瓶的第一气瓶支撑件以及用于安装所述第一推力室的第一推力室支撑件；

所述舱体舱壁上安装有第二支撑件，所述第二支撑件包括用于安装所述第二贮箱的第二贮箱支撑件、用于安装所述第二气瓶的第二气瓶支撑件以及用于安装所述第二推力室的第二推力室支撑件。

7.如权利要求6所述的运载火箭，其特征在于，所述第一贮箱支撑件或所述第一气瓶支撑件包括相同的两个第一支架，两个相同的所述第一支架分别设置在所述第一贮箱的左侧及右侧或所述第一气瓶的上侧及下侧，所述第一支架包括第一支撑板、第一连接部、第二连接部以及第一舱壁连接部，所述第一支撑板分别和所述第一连接部、第二连接部以及第一舱壁连接部连接，所述第一连接部、第二连接部分别和所述第一舱壁连接部连接，所述第一连接部、第二连接部分别连接在所述第一贮箱的上侧及下侧；

所述第二气瓶支撑件或所述第二贮箱支撑件包括相同的两个呈对称结构的第二支架，两个相同的所述第二支架分别设置在所述第二贮箱的上侧及下侧或所述第二气瓶的左侧及右侧，所述第二支架包括第二支撑板、外围框以及筋条，所述外围框连接在所述第二支撑板上，且所述外围框和所述第二支撑板的外围重合，所述筋条的一端连接在所述外围框的后端部，所述筋条的另一端连接在所述外围框的前端部，所述外围框的后端部与所述舱体舱壁连接；

所述第一推力室支撑件或所述第二推力室支撑件包括套筒、推力室连接部以及第二舱壁连接部；

所述第一推力室或所述第二推力室设有推力室安装件，所述推力室安装件和所述推力室连接部连接。

8.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述运载火箭还包括：设有末级喷管的末级发动机，所述末级喷管的出口端朝向所述头罩；

所述第二姿控系统位于所述末级发动机的末级喷管和舱体舱壁之间的空间内；

所述第一姿控系统位于头罩舱壁和所述末级发动机的末级喷管的出口端之间的空间内。

9.如权利要求8所述的运载火箭，其特征在于，所述末级发动机的末级喷管的出口端位于所述头罩内。

10.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述第一姿控系统的最大推力大于所述第二姿控系统的最大推力。

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