CN211844957U - 一种分体支架以及飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及高端装备制造技术领域，提供一种分体支架以及飞行器，包括：两个相同的支架，所述支架呈对称结构；两个相同的所述支架设置在所述气瓶或所述贮箱的相对侧；所述支架包括支撑板、外围框以及筋条；所述外围框连接在所述支撑板上，且所述外围框和所述支撑板的外围重合；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飞行器的舱体舱壁连接。通过分体支架将气瓶或贮箱以挂壁的形式安装在舱体舱壁上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

Description

一种分体支架以及飞行器

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，是涉及一种分体支架以及飞行器。

背景技术

目前全球小卫星产业高速发展，姿控动力系统是运载火箭的重要组成部分，贮箱、气瓶以及推力室作为姿控动力系统的重要部件，可以为姿控动力系统提供工作所需的压力源、燃料以及推进剂，通常需要将姿控动力系统安装在运载火箭内，以便于姿控动力系统为火箭的末速修正和姿态控制提供动力。

目前，通过在一平板上安装贮箱及气瓶，然后平板延轴向方向与火箭舱体连接。

但是，上述安装方式可能会导致前后舱段分隔，降低了运载火箭的空间利用效率。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种飞行器的姿控动力系统，以解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：

一方面，本实用新型提供一种分体支架，用于将贮箱或气瓶固定在飞行器的舱壁上，包括：两个相同的支架，所述支架呈对称结构；

两个相同的所述支架设置在所述气瓶或所述贮箱的相对侧；

所述支架包括支撑板、外围框以及筋条；

所述外围框连接在所述支撑板上，且所述外围框和所述支撑板的外围重合；

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飞行器的舱体舱壁连接。

在一个实施例中，两个相同的所述支架分别设置在所述贮箱的上侧以及下侧；

所述支撑板连接在所述贮箱上。

在一个实施例中，两个相同的所述支架分别设置在所述气瓶的左侧以及右侧，两个所述支架之间设有辅助支架，所述辅助支架包括辅助支撑板和辅助连接件，所述辅助支撑板和所述辅助连接件连接，所述辅助连接件的一部分和所述舱体舱壁连接，另一部分和所述支架连接；

所述支撑板设置有安装部，所述安装部和所述气瓶连接。

本实用新型提供的一种分体支架有益效果至少在于：

本实用新型通过分体支架将贮箱或气瓶以挂壁的形式安装在舱体舱壁上，无需安装在平板上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

另一方面，本实用新型提供一种飞行器，包括：舱体、姿控动力系统以及支撑件；

所述支撑件设在舱体舱壁上，所述姿控动力系统设在所述支撑件上，以使所述姿控动力系统以挂壁的形式安装在所述舱体舱壁上；

所述姿控动力系统包括贮箱、气瓶以及设有喷管的推力室；

所述支撑件包括用于安装所述贮箱的贮箱支撑件、用于安装所述气瓶的气瓶支撑件以及用于安装所述推力室的第一推力室支撑件；

所述贮箱支撑件为如第一方面所述的上下设置的分体支架；

所述气瓶支撑件为如第一方面所述的左右设置的分体支架。

在一个实施例中，所述贮箱支撑件的支撑板和所述贮箱通过四点固定方式连接，所述贮箱支撑件的外围框的后端部的形状为弧形；

所述气瓶支撑件的安装部和所述气瓶通过四点固定方式连接，所述气瓶支撑件的外围框的后端部的形状为直线，所述气瓶支撑件的外围框的前端部的形状为开口梯形，所述气瓶支撑件的安装部位于所述气瓶支撑件的外围框外。

在一个实施例中，所述贮箱、气瓶以及推力室中的任意一个或多个相对所述舱体的中心线对称设置。

在一个实施例中，所述飞行器还包括：设置在所述舱体舱壁上的关键设备，所述关键设备和所述贮箱、气瓶、推力室中的任意一个或多个相对所述舱体的中心线对称设置。

在一个实施例中，所述贮箱的数量为两个；

两个所述贮箱相对所述舱体的中心线对称设置，所述气瓶设置在两个所述贮箱的中心线上；

所述气瓶和所述关键设备相对所述舱体的中心线对称设置。

在一个实施例中，所述贮箱、气瓶以及推力室设置在发动机的发动机喷管和舱体舱壁之间；

所述推力室沿着所述舱体舱壁周向设置，所述推力室的喷管的出口端的一部分朝向所述舱体舱壁，所述推力室的喷管的出口端的另一部分朝向和所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致，相邻的两所述喷管的出口端朝向所述舱体舱壁的推力室之间设有贮箱、气瓶或者所述喷管的出口端朝向与所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室。

在一个实施例中，所述飞行器还包括：第二推力室支撑件，所述第一推力室支撑件套设在所述喷管的出口端朝向所述舱体舱壁的推力室上，所述第二推力室支撑件设在所述喷管的出口端朝向与所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室上；

所述第一推力室支撑件相对所述舱体的中心线对称设置；

所述第二推力室支撑件相对所述舱体的中心线对称设置。

本实用新型提供的一种飞行器有益效果至少在于：

本实用新型通过支撑件将姿控动力系统以挂壁的形式安装在舱体舱壁上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

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一种用于安装贮箱的支架的结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的一种用于安装气瓶的支架的结构示意图；

图3为本实用新型实施例提供的一种用于安装气瓶的分体支架的结构示意图；

图4为本实用新型实施例提供的一种飞行器的俯视图；

图5为本实用新型实施例提供的一种飞行器的剖视图；

图6为本实用新型实施例提供的一种飞行器内的支撑件的结构示意图；

图7为本实用新型实施例提供的一种第一推力室支撑件的结构示意图；

图8为本实用新型实施例提供的一种第二推力室支撑件的结构示意图；

图9为本实用新型实施例提供的一种推力室的结构示意图；

图10为本实用新型实施例提供的一种推力室和第一推力室支撑件组装后的俯视图。

其中，图中各附图标记：

10-支架；11-支撑板；111-安装部；12-外围框；121-前端部；122-后端部；

123-侧端部；13-筋条；14-辅助支架；141-辅助支撑板；142-辅助连接件；

21-舱体；21a-舱体舱壁；22-姿控动力系统；221-气瓶；222-贮箱；

223-推力室；2231-喷管；2232-推力室本体；2233-推力室安装部；

23-支撑件；231-贮箱支撑件；232-气瓶支撑件；233-第一推力室支撑件；

2331-套筒；2332-第一舱壁连接部；2333-推力室连接部；

234-第二推力室支撑件；2341-推力室支撑板；2341a-第二舱壁连接部；

2341b-容纳空间。

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“设置于”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。

第一方面，请参考图1、图2及图4，本实施例提供了一种分体支架，用于将贮箱222或气瓶221固定在飞行器的舱壁上，包括：两个相同呈对称结构的支架10，两个相同的支架10设置在气瓶221或贮箱222的相对侧；支架10包括支撑板11、外围框12以及筋条13，外围框12连接在支撑板11上，且外围框12和支撑板11的外围重合；筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，筋条13的另一端连接在外围框12的前端部121，外围框12的后端部122与飞行器的舱体舱壁21a连接。

外围框12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11的外围轮廓线部分重合或完全重合。

外围框12的后端部122可以为靠近舱体舱壁21a且和舱体舱壁21a连接的部分，外围框12的前端部121可以为外围框12的后端部122相对的部分。

外围框12和支撑板11的外围重合可以为外围框12和支撑板11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分体支架的材料，支撑板11的外围形状、大小，筋条13的形状，外围框12、筋条13分别与支撑板11的角度做任何限定，具体需要结合实际情况确定。

可选地，外围框12和支撑板11垂直。

可选地，筋条13和支撑板11垂直。

可选地，筋条13和支撑板11的对称线之间的最小角度为锐角。

可选地，分体支架的材料为铝合金，从而确保分体支架的轻质化以及高强度。

可选地，分体支架的材料为镁铝合金，从而确保分体支架的轻质化以及高强度。

可选地，外围框12的后端部122上设有若干个通孔，通过外围框12的后端部122上设置的若干个通孔与飞行器的舱体舱壁21a连接。

可选地，外围框12的后端部122通过铆钉和飞行器的舱体舱壁21a铆接固定。

可选地，通过现有技术中的拓扑优化方法设计出支撑板11的形状、筋条13的数量以及筋条13的位置，从而确保支架10可适应剧烈振动冲击环境，并且具有相对较小的质量。

本实施例提供的分体支架的工作原理如下：

将气瓶221或贮箱222安装在分体支架上，将分体支架安装在舱体舱壁21a上。

本实施例提供的分体支架的有效效果至少在于：

一方面，通过分体支架将贮箱222或气瓶221以挂壁的形式安装在舱体舱壁21a上，无需安装在平板上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

另一方面，分体支架有效减轻了支架10重量，降低了加工难度。

请参考图1、图4及图5，在一个实施例中，两个相同的支架10分别设置在贮箱222的上侧以及下侧，支撑板11连接在贮箱222上，从而使得两个支架10能够将贮箱222更为稳定的固定在舱体舱壁21a上。

可选地，外围框12的后端部122的形状为弧形，从而使得外围框12的后端部122更好的贴合飞行器在水平方向上的舱体舱壁21a，确保支架10能够稳定的连接在飞行器的舱体舱壁21a上。

可选地，外围框12的后端部122的形状为弧形，外围框12的前端部121的形状为弧形，外围框12的后端部122的弧形的直径大于外围框12的前端部121的弧形的直径。外围框12的前端部121的形状为弧形，因此支撑板11的前端部为弧形，而支撑板11的前端部121和贮箱222是接触的，通过设置支撑板11的前端部121的形状为弧形，从而使得支撑板11能够更好的贴合贮箱222的表面，从而对具有弧形表面的贮箱222具有一定的固定作用。舱体21的直径是大于贮箱222的直径的，因此，外围框12的后端部122的弧形的直径大于外围框12的前端部121的弧形的直径。

可选地，外围框12的侧端部123的形状为直线。

可选地，外围框12的两个侧端部123相互平行。

可选地，外围框12和支撑板11的外围完全重合。

可选地，外围框12和筋条13分别与支撑板11垂直。

可选地，部分筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的侧端部123。作为一种可行的实现方式，筋条13的数量为8个，6个筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的前端部121，2个筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的侧端部123。

可选地，两个支架10通过四点固定方式和贮箱222固定连接。作为一种可行的实现方式，支撑板11上设有两个安装孔，两个安装孔相对支撑板11的对称线对称设置，支撑板11和贮箱222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，安装孔位于支撑板11上最靠近外围框12的侧端部123的两个相邻的筋条13以及外围框12所形成的区域内。

请参考图3，在一个实施例中，两个相同的支架10分别设置在气瓶221的左侧以及右侧，两个支架10之间设有辅助支架14，辅助支架14包括辅助支撑板141和辅助连接件142，辅助支撑板141和辅助连接件142连接，辅助连接件142的一部分和舱体舱壁21a连接，另一部分和支架10连接，从而增加分体支架的局部刚度。

可选地，辅助支撑板141和辅助连接件142垂直。

可选地，辅助支撑板141有一个，辅助连接件142呈U型，辅助连接件142的一部分和舱体舱壁21a连接，另一部分和两个支架10连接。

可选地，辅助支撑板141有两个，辅助连接件142有两个，每个辅助连接件142呈L型，辅助连接件142的一部分和舱体舱壁21a连接，另一部分和一个支架10连接。

请参考图2、图3、图4及图5，在一个实施例中，两个相同的支架10分别设置在气瓶221的左侧以及右侧，支撑板11设置有安装部111，安装部111和气瓶221连接，从而通过两个支架10可将气瓶221更为稳定的固定在舱体舱壁21a上。

可选地，外围框12的前端部121的形状为开口梯形，从而使得外围框12的前端部121能够更好的固定具有弧形表面的气瓶221，确保支架10能够稳定的连接在气瓶221上。

可选地，外围框12的后端部122的形状为直线，从而使得外围框12的后端部122能够更好的贴合飞行器在垂直方向上的舱体舱壁21a，确保支架10能够稳定的连接在飞行器的舱体舱壁21a上。

可选地，外围框12和支撑板11的外围部分重合，安装部111位于外围框12的外侧。

可选地，两个支架10通过四点固定方式和气瓶221固定连接。作为一种可行的实现方式，支架10的安装部111有两个，两个安装部111相对支撑板11的对称线对称设置，每个安装部111均设有安装孔，两个安装部111和气瓶221通过2颗螺钉固定。

可选地，外围框12的两个侧端部123呈倒V型。

第二方面，请参考图4及图9，本实施例提供了一种飞行器，包括：舱体21、姿控动力系统22以及支撑件23；支撑件23设在舱体舱壁21a上，姿控动力系统22设在支撑件23上，以使姿控动力系统22以挂壁的形式安装在舱体舱壁21a上；姿控动力系统22包括贮箱222、气瓶221以及设有喷管2231的推力室223；支撑件23包括用于安装贮箱222的贮箱支撑件231、用于安装气瓶221的气瓶支撑件232以及用于安装推力室223的第一推力室支撑件233，贮箱支撑件231为第一方面所述的位于贮箱222的上侧以及下侧的分体支架，气瓶支撑件232为第一方面所述的位于气瓶221的左侧以及右侧的分体支架。

可选地，贮箱支撑件231和气瓶支撑件232采用铝合金材料制成，从而确保贮箱支撑件231和气瓶支撑件232的轻质化以及高强度。

可选地，贮箱支撑件231和气瓶支撑件232采用镁铝合金材料制成，从而确保贮箱支撑件231和气瓶支撑件232的轻质化以及高强度。

具体地，气瓶221、贮箱222以及推力室223之间串联，各个推力室223之间并联，本实施例并不意图对管路的布局进行限定，具体需要结合气瓶221、贮箱222以及推力室223的数量以及安装位置确定管路布局。

本实施例提供的飞行器的工作原理如下：

将姿控动力系统22中的贮箱222、气瓶221以及推力室223分别安装在支撑件23中的贮箱支撑件231、气瓶支撑件232以及第一推力室支撑件233上，然后将贮箱支撑件231、气瓶支撑件232以及第一推力室支撑件233分别安装在飞行器的舱体舱壁21a上。

本实施例提供的飞行器的有益效果至少在于：

本实施例通过支撑件23将姿控动力系统22以挂壁的形式安装在舱体舱壁21a上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题。

请参考图1、图4及图5，在一个实施例中，贮箱支撑件231的支撑板11和贮箱222通过四点固定方式连接，通过四点固定方式连接贮箱222和贮箱支撑件231，从而将贮箱222稳定的固定在贮箱支撑件231上。

可选地，贮箱222和贮箱支撑件231之间通过紧固件连接，优选地，紧固件为螺钉。

可选地，贮箱支撑件231的支撑板11上设有两个安装孔，两个安装孔相对支撑板11的对称线对称设置，两个支撑板11和贮箱222通过4颗螺钉固定。其中，对于安装孔的位置，作为一种可能的情况，安装孔位于支撑板11上最靠近外围框12的侧端部123的两个相邻的筋条13以及外围框12所形成的区域内。

需要说明的是，贮箱支撑件231的两个支撑板11和贮箱222通过四点固定方式连接为优选实现方式，本实施例并不意图对贮箱支撑件231的支撑板11和贮箱222之间的连接方式做具体限定。

请参考图1、图4及图6，在一个实施例中，贮箱支撑件231的外围框12的后端部122的形状为弧形，可使得外围框12的后端部122能够更好的贴合飞行器在水平方向上的舱体舱壁21a，从而确保贮箱支撑件231能够稳定的连接在飞行器的舱体舱壁21a上。

可选地，贮箱支撑件231的外围框12的前端部121的形状为弧形，外围框12的前端部121的的弧形的直径小于外围框12的前端部121的弧形的直径，贮箱支撑件231的外围框12的前端部121为弧形，换言之，支撑板11的前端部121也是弧形，而支撑板11的前端部121和贮箱222是接触的，通过设置支撑板11的前端部121的形状为弧形，从而使得支撑板11能够更好的贴合贮箱222的表面，从而对具有弧形表面的贮箱222具有一定的固定作用。

可选地，贮箱支撑件231和舱体舱壁21a之间通过紧固件连接，优选地，紧固件为铆钉。

可选地，贮箱支撑件231的外围框12和支撑板11的外围完全重合。

可选地，贮箱支撑件231的外围框12和支撑板11垂直。

可选地，贮箱支撑件231的筋条13和支撑板11垂直。

可选地，部分筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的侧端部123。作为一种可行的实现方式，筋条13的数量为8个，6个筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的前端部121，2个筋条13的一端连接在外围框12的后端部122，另一端连接在外围框12的侧端部123。

请参考图3、图4及图5，在一个实施例中，气瓶支撑件232的安装部111和气瓶221通过四点固定方式连接。

可选地，气瓶221和气瓶支撑件232之间通过紧固件连接，优选地，紧固件为螺钉。

需要说明的是，气瓶支撑件232的安装部111和贮箱222通过四点固定方式连接为优选实现方式，本实施例并不意图对气瓶支撑件232的支撑板11和贮箱222之间的连接方式做具体限定。

可选地，支架10的安装部111有两个，两个安装部111相对支撑板11的对称线对称设置，每个安装部111均设有安装孔，两个安装部111和气瓶221通过2颗螺钉固定。

请参考图2、图3、图5及图6，在一个实施例中，气瓶支撑件232的外围框12的后端部122的形状为直线，从而使得外围框12的后端部122能够更好的贴合飞行器在垂直方向上的舱体舱壁21a，确保支架10能够稳定的连接在飞行器的舱体舱壁21a上。

请参考图2、图3、图5及图6，在一个实施例中，气瓶支撑件232的外围框12的前端部121的形状为开口梯形，从而使得外围框12的前端部121能够更好的固定具有弧形表面的气瓶221，确保支架10能够稳定的连接在气瓶221上。

可选地，气瓶支撑件232和舱体舱壁21a之间通过紧固件连接，优选地，紧固件为铆钉。

可选地，气瓶支撑件232的外围框12和支撑板11的外围部分重合，安装部111设置在外围框12之外。

可选地，气瓶支撑件232的外围框12和支撑板11垂直。

可选地，气瓶支撑件232的筋条13和支撑板11垂直。

可选地，外围框12的两个侧端部123呈倒V形。

请参考图3，在一个实施例中，气瓶支撑件232的辅助支架14包括两个端部连接的辅助支撑板141和每个辅助支撑板141连接的辅助连接件142，每个辅助连接件142呈L型，辅助连接件142的一部分和舱体舱壁21a连接，另一部分和一个支架10连接，从而增加气瓶支撑件232的局部刚度。

可选地，辅助支撑板141和辅助连接件142垂直连接。

可选地，辅助连接件142和舱体舱壁21a垂直连接，优选地，辅助连接件142和舱体舱壁21a之间通过铆钉铆接固定。

可选地，两个辅助支撑板141通过两点固定方式连接。

请参考图4及图9，在一个实施例中，贮箱222、气瓶221以及推力室223中的任意一个或多个相对舱体21的中心线均匀分布在舱体舱壁21a上，从而控制舱体21的质心位置。

可选地，贮箱222有多个，多个贮箱222相对舱体21的中心线均匀分布在舱体舱壁21a。

可选地，推力室223有多个，多个推力室223相对舱体21的中心线均匀分布在舱体舱壁21a。

可选地，气瓶221有多个，多个气瓶221相对舱体21的中心线均匀分布在舱体舱壁21a。

请参考图4及图9，在一个实施例中，贮箱222、气瓶221以及推力室223中的任意一个或多个相对所述舱体21的中心线对称设置，从而有效控制舱体21的质心位置。

可选地，贮箱222有偶数个，这些贮箱222相对舱体21的中心线对称设置。

可选地，推力室223有偶数个，这些推力室223相对舱体21的中心线对称设置。

可选地，气瓶221有偶数个，这些气瓶221相对舱体21的中心线对称设置。

在一个实施例中，飞行器还包括：设置在舱体舱壁21a上的关键设备，关键设备和贮箱222、气瓶221、推力室223中的任意一个或多个相对舱体21的中心线对称设置，从而有效控制舱体21的质心。

可选地，关键设备设置在舱体舱壁21a上，确保前后舱段导通。

可选地，关键设备和舱体舱壁21a连接。

可选地，关键设备包括但不限于振动检测传感器，温度检测传感器，冲击检测传感器，变换器，视频装置等用于对舱体21内部环境进行检测的设备。

需要说明的是，本实施例并不意图对关键设备的数量及类型进行限定，任何现有技术中的用于对舱体21内环境进行检测的设备即可。

请参考图4、图5及图6，在一个实施例中，贮箱222的数量为两个；两个贮箱222相对舱体21的中心线对称设置，气瓶221设置在两个所述贮箱222的中心线上；气瓶221和关键设备相对舱体21的中心线对称设置，从而有效控制所在舱段的质心。

在一个实施例中，贮箱222、气瓶221以及推力室223设置在发动机的发动机喷管和舱体舱壁21a之间，从而提高空间利用效率。

可选地，发动机为末级发动机，末级发动机可以理解为飞行器最后一级飞行段的发动机。

需要说明的是，由于姿控动力系统22以挂壁的形式安装在舱体舱壁21a上，从而使得舱体21内部留有足够的空间，此时，利用该空间可容纳发动机的发动机喷管，从而提高舱体21内的空间利用效率。

请参考图4及图5，在一个实施例中，推力室223沿着舱体舱壁21a周向设置，使得舱体21中间位置提供可使用的空间，从而提高舱体21的空间利用效率。

请参考图4及图9，在一个实施例中，推力室223的喷管2231的出口端的一部分朝向舱体舱壁21a，推力室223的喷管2231的出口端的另一部分朝向和发动机的发动机喷管的出口端朝向一致，从而能够满足更多的姿态控制需求。

可选地，发动机为末级发动机，发动机的发动机喷管的出口端朝向头罩，因此需要将发动机倒置，而设置推力室223的喷管2231的出口端的朝向与发动机喷管的出口端的朝向一致，从而能够为舱体21提供反向作用力，使得舱体21倒置，进而确保发动机的正常工作。

需要说明的是，推力室223有若干个，若干个中的部分的推力室223的出口端的一部分朝向舱体舱壁21a，另一部分的推力室223的喷管2231的出口端的朝向和发动机的发动机喷管的出口端朝向一致，比如，推力室223有10个，8个推力室223的出口端的一部分朝向舱体舱壁21a，2个推力室223的喷管2231的出口端的朝向和发动机的发动机喷管的出口端朝向一致。

请参考图4及图5，在一个实施例中，相邻的两喷管2231的出口端朝向舱体舱壁21a的推力室223之间设有贮箱222、气瓶221或者喷管2231的出口端朝向与发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室223，提高舱体21内部的空间利用效率。

请参考图4、图5、图6、图7、图9及图10，在一个实施例中，第一推力室支撑件233套设在喷管2231的出口端朝向舱体舱壁21a的推力室223上。

请参考图9，可选地，推力室223包括喷管2231、推力室本体2232以及推力室安装部2233，推力室安装部2233用于将推力室223安装在第一推力室支撑件233上。

请参考图7及图10，可选地，第一推力室支撑件233包括套筒2331、套设在套筒2331外部的第一舱壁连接部2332以及设置在套筒2331外侧的设置有安装孔的推力室连接部2333，套筒2331套设在喷管2231的出口端朝向舱体舱壁21a的推力室223上，第一舱壁连接部2332连接在舱体舱壁21a上，推力室连接部2333和推力室223连接。优选地，紧固件通过安装孔连接推力室223的推力室安装部2233和推力室连接部2333。优选地，套筒2331设置若干个通孔，从而降低套筒2331的质量。

请参考图4，在一个实施例中，第一推力室支撑件233相对舱体21的中心线对称设置，从而有效控制舱体21的质心。

请参考图4、图5、图6、图8及图9，在一个实施例中，飞行器还包括：第二推力室支撑件234，第二推力室支撑件234设在喷管2231的出口端朝向与发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室223上。

请参考图9，可选地，推力室223包括喷管2231、推力室本体2232以及推力室安装部2233，推力室安装部2233用于将推力室223安装在第一推力室支撑件233上或者第二推力室支撑件234上。需要说明的是，喷管2231的出口端的一部分朝向舱体舱壁21a的推力室223，与喷管2231的出口端的另一部分朝向和发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室223的形状及大小可以不同，比如，喷管2231大小不同，推力室安装部2233的形状不同。

请参考图8，可选地，第二推力室支撑件234为设有第二舱壁连接部2341a以及容纳空间2341b的推力室支撑板2341，容纳空间2341b用于容纳喷管2231的出口端朝向与发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室223，优选地，在推力室支撑板2341上开设通孔，和通孔连接的靠近舱体舱壁21a的端部和舱体舱壁21a连接，换言之，和通孔连接的靠近舱体舱壁21a的端部为第二舱壁连接部2341a；优选地，容纳空间2341b的形状为圆形；优选地，紧固件通过推力室支撑板2341上的安装孔将推力室223的推力室安装部2233和推力室支撑板2341连接。

请参考图4，在一个实施例中，第一推力室支撑件233相对舱体21的中心线对称设置，第二推力室支撑件234相对舱体21的中心线对称设置，从而有效控制舱体21的质心。

请参考图1至图10，以下提供1种飞行器的具体实施例，应当理解的是，飞行器也可以为其他形式，并不仅限于下述的实施例。

一种飞行器，包括：舱体21、两个贮箱222、一个气瓶221、10推力室223、两个相同的贮箱支撑件231、一个气瓶支撑件232、8个相同的第一推力室支撑件233、2个相同的第二推力室支撑件234以及设有发动机喷管的发动机；

贮箱支撑件231包括上下设置的两个支架10，气瓶支撑件232包括左右设置的两个支架10以及连接两个支架10的辅助支架14；

贮箱222和贮箱支撑件231四点固定连接，气瓶221和气瓶支撑件232四点固定连接；

两个贮箱222相对舱体21的中心线对称设置，气瓶221位于两个贮箱222的中心线上；

10个推力室223沿着舱体舱壁21a周向设置，且相对舱体21的中心线对称，喷管2231的出口端朝向舱体舱壁21a的8个推力室223分别通过第一推力室支撑件233安装在舱体舱壁21a上，喷管2231的出口端朝向和发动机喷管的出口端朝向一致的2个推力室223分别通过第二推力室支撑件234安装在舱体舱壁21a上；

贮箱222、气瓶221以及喷管2231的出口端朝向和发动机喷管的出口端朝向一致的2个推力室223，分别位于两相邻的喷管2231的出口端朝向舱体舱壁21a的推力室223之间。

本实施例提供的一种飞行器的姿控动力系统22的有益效果至少在于：

第一方面，本实施例通过支撑件23将姿控动力系统22以挂壁的形式安装在舱体舱壁21a上，使得前后舱段导通，解决现有技术中前后舱段分离的技术问题，同时提高空间利用效率。

第二方面，贮箱222对称设置、推力室223周向设置且相对舱体21的中心线对称，有效控制舱段质心位置。

第三方面，贮箱支撑件231以及气瓶支撑件232均为分体支架，从而有效控制支架10重量。

第四方面，气瓶支撑件232的两个支架10之间设计有辅助支架14，从而增加两个支架10的局部刚度。

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)

1.一种分体支架，用于将贮箱或气瓶固定在飞行器的舱壁上，其特征在于，包括：两个相同的支架，所述支架呈对称结构；

两个相同的所述支架设置在所述气瓶或所述贮箱的相对侧；

所述支架包括支撑板、外围框以及筋条；

所述外围框连接在所述支撑板上，且所述外围框和所述支撑板的外围重合；

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飞行器的舱体舱壁连接。

2.根据权利要求1所述的分体支架，其特征在于，两个相同的所述支架分别设置在所述贮箱的上侧以及下侧；

所述支撑板连接在所述贮箱上。

3.根据权利要求1所述的分体支架，其特征在于，两个相同的所述支架分别设置在所述气瓶的左侧以及右侧，两个所述支架之间设有辅助支架，所述辅助支架包括辅助支撑板和辅助连接件，所述辅助支撑板和所述辅助连接件连接，所述辅助连接件的一部分和所述舱体舱壁连接，另一部分和所述支架连接；

所述支撑板设置有安装部，所述安装部和所述气瓶连接。

4.一种飞行器，其特征在于，包括：舱体、姿控动力系统以及支撑件；

所述支撑件设在舱体舱壁上，所述姿控动力系统设在所述支撑件上，以使所述姿控动力系统以挂壁的形式安装在所述舱体舱壁上；

所述姿控动力系统包括贮箱、气瓶以及设有喷管的推力室；

所述支撑件包括用于安装所述贮箱的贮箱支撑件、用于安装所述气瓶的气瓶支撑件以及用于安装所述推力室的第一推力室支撑件；

所述贮箱支撑件为权利要求2所述的分体支架；

所述气瓶支撑件为权利要求3所述的分体支架。

5.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述贮箱支撑件的支撑板和所述贮箱通过四点固定方式连接，所述贮箱支撑件的外围框的后端部的形状为弧形；

所述气瓶支撑件的安装部和所述气瓶通过四点固定方式连接，所述气瓶支撑件的外围框的后端部的形状为直线，所述气瓶支撑件的外围框的前端部的形状为开口梯形，所述气瓶支撑件的安装部位于所述气瓶支撑件的外围框外。

6.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述贮箱、气瓶以及推力室中的任意一个或多个相对所述舱体的中心线对称设置。

7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括：设置在所述舱体舱壁上的关键设备，所述关键设备和所述贮箱、气瓶、推力室中的任意一个或多个相对所述舱体的中心线对称设置。

8.如权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述贮箱的数量为两个；

两个所述贮箱相对所述舱体的中心线对称设置，所述气瓶设置在两个所述贮箱的中心线上；

所述气瓶和所述关键设备相对所述舱体的中心线对称设置。

9.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述贮箱、气瓶以及推力室设置在发动机的发动机喷管和舱体舱壁之间；

所述推力室沿着所述舱体舱壁周向设置，所述推力室的喷管的出口端的一部分朝向所述舱体舱壁，所述推力室的喷管的出口端的另一部分朝向和所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致，相邻的两所述喷管的出口端朝向所述舱体舱壁的推力室之间设有贮箱、气瓶或者所述喷管的出口端朝向与所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室。

10.如权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括：第二推力室支撑件，所述第一推力室支撑件套设在所述喷管的出口端朝向所述舱体舱壁的推力室上，所述第二推力室支撑件设在所述喷管的出口端朝向与所述发动机的发动机喷管的出口端朝向一致的推力室上；

所述第一推力室支撑件相对所述舱体的中心线对称设置；

所述第二推力室支撑件相对所述舱体的中心线对称设置。

Images