CN215984225U - 用于生物载荷发射的液体火箭 - Google Patents

Abstract

本申请涉及火箭技术领域，提供了一种用于生物载荷发射的液体火箭，包括：飞船，包括端头帽和与端头帽密封连接的载荷舱；多级火箭，包括与飞船远离端头帽的一端相连的二级火箭和与二级火箭的另一端相连的一级火箭；其中，载荷舱设有工作窗口，工作窗口用于装载生物载荷，且载荷舱内设有温控系统和环控系统。通过本申请的技术方案，不仅能够满足生物载荷在火箭发射过程中生存的环境要求，同时又能够满足火箭的发射及飞行要求。

Description

用于生物载荷发射的液体火箭

技术领域

本申请涉及火箭技术领域，具体而言，涉及一种用于生物载荷发射的液体火箭。

背景技术

目前，传统火箭都是利用整流罩来发射卫星等非生物载荷，所以不会考虑生物载荷所需要的环境温度压力条件，这种火箭一旦飞到高空后整流罩内的气压将迅速降低，且在飞行过程中由于气动加热导致整流罩内温度上升到生物难以承受的环境。另外，由于传统火箭的发射流程是卫星载荷发射前一周整流罩就要合盖，然后进行加注，等待发射窗口进行发射，在这种情况下，生物载荷就难以适应这么长时间的等待，会导致中途死亡或完成增殖分化，失去了进入太空进行空间生物试验的时机。

实用新型内容

本申请实施例的目的在于提供一种用于生物载荷发射的液体火箭，不仅能够满足生物载荷在火箭发射过程中生存的环境要求，同时又能够满足火箭的发射要求。

本申请实施例提供了一种用于生物载荷发射的液体火箭，包括：飞船，包括端头帽和与所述端头帽密封连接的载荷舱；多级火箭，包括一级火箭和二级火箭，所述二级火箭的一端与所述飞船远离所述端头帽的一端相连，所述一级火箭与所述二级火箭的另一端相连；其中，所述载荷舱设有用于装载生物载荷的工作窗口，且所述载荷舱内设有温控系统和环控系统。

在上述实现过程中，用于生物载荷发射的液体火箭包括飞船和多级火箭。其中，飞船包括端头帽和载荷舱，端头帽与载荷舱的一端密封连接；多级火箭包括一级火箭和二级火箭，其中，二级火箭的一端与飞船远离端头帽的一端相连，另一端与一级火箭相连，且一级火箭可与二级火箭分离，二级火箭可与飞船分离。具体地，本申请的技术方案，取消了现有技术中整流罩结构，采用端头帽与载荷舱密封连接的形式，形成一个密闭的飞船，载荷舱周侧设有工作窗口，在火箭起飞前可通过工作窗口向载荷舱内装入生物载荷，方便生物载荷在临射前最短时间内装箭，飞船内部通过温控系统和环控系统来保证飞行和入轨后的压力温度条件，并可为生物载荷提供必要的环境条件，解决了采用整流罩无法满足生物载荷发射的问题。且飞船的外形可进行气动优化和防热工艺来承受主动段飞行过程中与整流罩作用类似的气动加热，既保证了火箭正常飞行，还能取消整流罩分离过程，同时由于飞船的密封环境，又可为飞船内部的仪器设备、电气元件提供一个相对舒适的空间环境，相对于卫星，飞船内的设备和元器件可采用低等级甚至商业级的，以降低生产成本。

在一种可能的实现方式中，所述载荷舱的底部设有固体火箭发动机，所述固体火箭发动机用于所述飞船返回时的反推再入。

在上述实现过程中，在载荷舱的底部设置有固体火箭发动机，固体火箭发动机用于在飞船返回时进行大冲量的瞬时反推，以使飞船反推再入返回地面。

在一种可能的实现方式中，所述二级火箭包括与所述飞船相连的仪器舱、与所述仪器舱相连的二级液氧贮箱、与所述二级液氧贮箱相连二级甲烷贮箱和与所述二级甲烷贮箱相连的二级液体火箭发动机；其中，所述二级液氧贮箱和所述二级甲烷贮箱为共底式贮箱。

在上述实现过程中，二级火箭采用一个二级液体火箭发动机，二级火箭的二级液氧贮箱和二级甲烷贮箱采用共底式，有助于减少二级火箭重量，对于增加有效载荷重量效果较好，且整体结构尺寸较小，有助于降低结构复杂性。此外，二级液氧贮箱的推进剂管同样采用外壁式。

在一种可能的实现方式中，所述仪器舱设有第一姿控发动机，所述第一姿控发动机用于对所述二级火箭进行滚转通道的姿态控制。

在上述实现过程中，通过在仪器舱设置第一姿态发动机，第一姿态发动机能够在二级火箭与一级火箭分离后，对二级火箭进行滚转通道的姿态控制，顺便完成二级分离后的离轨钝化。

在一种可能的实现方式中，所述飞船与所述二级火箭之间设有服务舱，所述服务舱设有第二姿控发动机，所述第二姿控发动机用于对所述飞船进行调姿反向操作，且所述服务舱内设有与所述第一姿控发动机和所述第二姿控发动机相连的储供系统，所述储供系统设有推进剂。

在上述实现过程中，服务舱为二级火箭与飞船的连接舱，服务舱设有第二姿控发动机，第二姿控发动机能够在飞船与二级火箭分离入轨后对飞船进行姿态控制，同时，飞船在轨完成预设时间的空间生物试验后可由第二姿控发动机进行调姿反向等操作，然后服务舱与飞船分离，服务舱离轨钝化，飞船由固体火箭发动机点火工作反推再入返回地面。其中，服务舱内装有储供系统，储供系统装有用于供第一姿控发动机和第二姿控发动机推进剂。

在一种可能的实现方式中，所述飞船与所述服务舱相卡接或相铰接。

在上述实现过程中，飞船通过与服务舱相卡接或相铰接，从而可便于在发射时先对一级火箭和二级火箭进行加注，并便于临发射前通过载荷舱上的工作窗口将生物载荷装载入飞船，再将飞船整体通过升降装置快速安装在服务舱的顶端，迅速完成飞船的对接和固定，最后经自动化测试后发射，有效提高了火箭的装配和发射效率。相比传统火箭有了更加灵活的载荷装箭方式，特别适用于生物载荷要求临近发射装箭的要求。

具体地，可在飞船面朝二级火箭的一侧间隔设置多个卡接件，在服务舱面朝飞船的一侧设置与卡接件相配合的多个卡接配合件，多个卡接件对应与多个卡接配合部相卡接，从而实现飞船与服务舱的快速卡接装配。

在一种可能的实现方式中，所述一级火箭包括与所述二级火箭相连的一二级级间段、与所述一二级级间段相连的一级液氧贮箱、与所述一级液氧贮箱相连的一级箱间段、与所述一级箱间段相连的一级甲烷贮箱、与所述一级甲烷贮箱相连的一级尾段和与所述一级尾段相连的一级液体火箭发动机；其中，所述一级液体火箭发动机的数量为多个，多个所述液体火箭发动机相并联。

在上述实现过程中，一级火箭包括：一级液体火箭发动机和与一级液体火箭发动机依次相连的一级尾段、一级甲烷贮箱、一级箱间段、一级液氧贮箱、一二级级间段；其中，一级液体火箭发动机的数量可采用5个或7个或9个等不同数量进行并联设置，具体可根据实际需要进行设置，以满足不同的动力需求。具体布局时可将多个一级液体火箭发动机中的一个设于中心，剩余几个绕该一级液体火箭发动机一周均匀设置，相对应箭体直径需要变大，这样整箭的级间比更优，对于有效载荷的提升更加显著。

在一种可能的实现方式中，所述一级液氧贮箱和所述一级甲烷贮箱为分体式结构；和/或，所述一级液体火箭发动机与所述二级液体火箭发动机相同。

在上述实现过程中，一级火箭的一级甲烷贮箱和一级液氧贮箱采用分体式，结构简单，方便制造、运输和开展地面试验，一级液氧贮箱的推进剂管采用外壁式，工艺简单，成本低。

一级液体火箭发动机和二级液体火箭发动机为相同的发动机(如液氧/甲烷发动机)，相对于传统火箭采用多款发动机而言，便于整箭的技术状态固化、总装、测试、工装和质量管理统一。

在一种可能的实现方式中，所述载荷舱设有观察窗口；和/或，所述端头帽呈锥形或圆形；和/或，所述载荷舱的底部设有控制系统和电气系统。

在上述实现过程中，观察窗口的数量为多个，便于满足观测、透光和通信时透波要求。

端头帽呈锥形和圆形，锥形的端头帽有助于飞船满足气动条件，当然，端头帽也可以为圆形，由于端头帽尺寸较小，所以对气动影响较小，圆形端头帽便于加工制造。

控制系统和电气系统用于对飞船和多级火箭进行系统控制和电气控制，保证发射及飞行的稳定性。

在一种可能的实现方式中，所述端头帽包括冯卡门端头帽。

在上述实现过程中，冯卡门的端头帽具有良好的气动外形，能够保证飞行过程中承受最佳的气动阻力。

本申请实施例提供的用于生物载荷发射的液体火箭，取消了现有技术中整流罩结构，采用端头帽与载荷舱密封连接的形式，形成一个密闭的飞船，载荷舱周侧设有工作窗口，在火箭起飞前可通过工作窗口向载荷舱内装入生物载荷，方便生物载荷在临射前最短时间内装箭，飞船内部通过温控系统和环控系统来保证飞行和入轨后的压力温度条件，并可为生物载荷提供必要的环境条件，解决了采用整流罩无法满足生物载荷发射的问题。且飞船的外形可进行气动优化和防热工艺来承受主动段飞行过程中与整流罩作用类似的气动加热，既保证了火箭正常飞行，还能取消整流罩分离过程，同时由于飞船的密封环境，又可为飞船内部的仪器设备、电气元件提供一个相对舒适的空间环境，相对于卫星，飞船内的设备和元器件可采用低等级甚至商业级的，以降低生产成本。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本申请实施例提供的一种用于生物载荷发射的液体火箭的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一级液体火箭发动机安装的剖视结构示意图；

图3为本申请实施例提供的二级液体火箭发动机安装的剖视结构示意图。

图标：1、端头帽；2、载荷舱；3、服务舱；4、仪器舱；5、二级液氧贮箱；6、二级甲烷贮箱；7、二级液体火箭发动机；8、一二级级间段；9、一级液氧贮箱；10、一级箱间段；11、一级甲烷贮箱；12、一级尾段；13、一级液体火箭发动机。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行描述。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

如图1所示，本申请实施例提供了一种用于生物载荷发射的液体火箭，包括：飞船，包括端头帽1、与端头帽1密封连接的载荷舱2和与载荷舱2相连的固体火箭发动机；多级火箭，包括与飞船远离端头帽1的一端相连的二级火箭和与二级火箭的另一端相连的一级火箭；其中，载荷舱2设有用于装载生物载荷的工作窗口，且载荷舱2内设有温控系统和环控系统。

在上述实现过程中，用于生物载荷发射的液体火箭包括飞船和多级火箭。其中，飞船包括端头帽1和载荷舱2，端头帽1与载荷舱2的一端密封连接；多级火箭包括一级火箭和二级火箭，其中，二级火箭的一端与飞船远离端头帽1的一端相连，另一端与一级火箭相连，且一级火箭可与二级火箭分离，二级火箭可与飞船分离。具体地，本申请的技术方案，取消了现有技术中整流罩结构，采用端头帽1与载荷舱2密封连接的形式，形成一个密闭的飞船，载荷舱2周侧设有工作窗口，在火箭起飞前可通过工作窗口向载荷舱2内装入生物载荷，方便生物载荷在临射前最短时间内装箭，飞船内部通过温控系统和环控系统来保证飞行和入轨后的压力温度条件，并可为生物载荷提供必要的环境条件，解决了采用整流罩无法满足生物载荷发射的问题。且飞船的外形可进行气动优化和防热工艺来承受主动段飞行过程中与整流罩作用类似的气动加热，既保证了火箭正常飞行，还能取消整流罩分离过程，同时由于飞船的密封环境，又可为飞船内部的仪器设备、电气元件提供一个相对舒适的空间环境，相对于卫星，飞船内的设备和元器件可采用低等级甚至商业级的，以降低生产成本。

在一种可能的实现方式中，载荷舱2的底部设有固体火箭发动机，所述固体火箭发动机用于所述飞船返回时的反推再入。

在上述实现过程中，在载荷舱2的底部设置有固体火箭发动机，固体火箭发动机用于在飞船返回时进行大冲量的瞬时反推，以使飞船反推再入返回地面。

如图1和图2所示，在一种可能的实现方式中，二级火箭包括与飞船相连的仪器舱、与仪器舱4相连的二级液氧贮箱5、与二级液氧贮箱5相连二级甲烷贮箱6和与二级甲烷贮箱6相连的二级液体火箭发动机7；其中，二级液氧贮箱5和二级甲烷贮箱6为共底式贮箱。

在上述实现过程中，二级火箭采用一个二级液体火箭发动机7，二级火箭的二级液氧贮箱5和二级甲烷贮箱6采用共底式，有助于减少二级火箭重量，对于增加有效载荷重量效果较好，且整体结构尺寸较小，有助于降低结构复杂性。此外，二级液氧贮箱5的推进剂管同样采用外壁式。

在一种可能的实现方式中，仪器舱4设有第一姿控发动机，第一姿控发动机用于对二级火箭进行滚转通道的姿态控制。

在上述实现过程中，通过在仪器舱4设置第一姿态发动机，第一姿态发动机能够在二级火箭与一级火箭分离后，对二级火箭进行滚转通道的姿态控制，顺便完成二级火箭分离后的离轨钝化。

如图1所示，在一种可能的实现方式中，飞船与二级火箭之间设有服务舱3，服务舱3设有第二姿控发动机，第二姿控发动机用于对飞船进行调姿反向操作，且服务舱3内设有与第一姿控发动机和第二姿控发动机相连的储供系统，储供系统推进剂。

在上述实现过程中，服务舱3为二级火箭与飞船的连接舱，服务舱3设有第二姿控发动机，第二姿控发动机能够在飞船与二级火箭分离入轨后对飞船进行姿态控制，同时，飞船在轨完成预设时间的空间生物试验后可由第三姿控发动机进行调姿反向等操作，然后服务舱3与飞船分离，服务舱3离轨钝化，飞船由固体火箭发动机点火工作反推再入返回地面。其中，服务舱3内装有储供系统，储供系统装有用于供第一姿控发动机和第二姿控发动机使用的推进剂。

在一种可能的实现方式中，飞船与服务舱3相卡接或相铰接。

在上述实现过程中，飞船通过与服务舱3相卡接或相铰接，从而可便于在发射时先对一级火箭和二级火箭进行加注，并便于临发射前通过载荷舱2上的工作窗口将生物载荷装载入飞船，再将飞船整体通过升降装置快速安装在服务舱3的顶端，迅速完成飞船的对接和固定，最后经自动化测试后发射，有效提高了火箭的装配和发射效率。相比传统火箭有了更加灵活的载荷装箭方式，特别适用于生物载荷要求临近发射装箭的要求。

具体地，可在飞船面朝二级火箭的一侧间隔设置多个卡接件，在服务舱3面朝飞船的一侧设置与卡接件相配合的多个卡接配合件，多个卡接件对应与多个卡接配合部相卡接，从而实现飞船与服务舱3的快速卡接装配。

如图1和图3所示，在一种可能的实现方式中，一级火箭包括与二级火箭相连的一二级级间段8、与一二级级间段8相连的一级液氧贮箱9、与一级液氧贮箱9相连的一级箱间段10、与一级箱间段10相连的一级甲烷贮箱11、与一级甲烷贮箱11相连的一级尾段12和与一级尾段12相连的一级液体火箭发动机13；其中，一级液体火箭发动机13的数量为多个，多个液体火箭发动机相并联。

在上述实现过程中，一级火箭包括：一级液体火箭发动机13和与一级液体火箭发动机13依次相连的一级尾段12、一级甲烷贮箱11、一级箱间段10、一级液氧贮箱9、一二级级间段8；其中，一级液体火箭发动机13的数量可采用5个或7个或9个等不同数量进行并联设置，具体可根据实际需要进行设置，以满足不同的动力需求。具体布局时可将多个一级液体火箭发动机13中的一个设于中心，剩余几个绕该一级液体火箭发动机13一周均匀设置，相对应箭体直径需要变大，这样整箭的级间比更优，对于有效载荷的提升更加显著。

在一种可能的实现方式中，一级液氧贮箱9和一级甲烷贮箱11为分体式结构。

在上述实现过程中，一级火箭的一级甲烷贮箱11和一级液氧贮箱9采用分体式，结构简单，方便制造、运输和开展地面试验，一级液氧贮箱9的推进剂管采用外壁式，工艺简单，成本低。

在一种可能的实现方式中，一级液体火箭发动机13与二级液体火箭发动机7相同。

在上述实现过程中，一级液体火箭发动机13和二级液体火箭发动机7为相同的发动机(如液氧/甲烷发动机)，相对于传统火箭采用多款发动机而言，便于整箭的技术状态固化、总装、测试、工装和质量管理统一。

在一种可能的实现方式中，载荷舱2设有观察窗口。

在上述实现过程中，观察窗口的数量为多个，便于满足观测、透光和通信时透波要求。

在一种可能的实现方式中，端头帽1呈锥形或圆形。

在上述实现过程中，端头帽1呈锥形和圆形，锥形的端头帽1有助于飞船满足气动条件，当然，端头帽1也可以为圆形，由于端头帽1尺寸较小，所以对气动影响较小，圆形端头帽1便于加工制造。

在一种可能的实现方式中，载荷舱2的底部设有控制系统和电气系统。

控制系统和电气系统用于对飞船和多级火箭进行系统控制和电气控制，保证发射及飞行的稳定性。

在一种可能的实现方式中，端头帽1包括冯卡门端头帽1。

在上述实现过程中，冯卡门的端头帽1具有良好的气动外形，能够保证飞行过程中承受最佳的气动阻力。

下面结合一个具体实施例来详细描述本申请实施例提供的用于生物载荷发射的液体火箭。

如图1至图3所示，液体火箭包括飞船、二级火箭和一级火箭。其中，一级火箭安装有5台海平面推力100kN(10t)的液氧/甲烷发动机，环型布局(外环4台，中间1台)，通过四台“x”型安装发动机单向摇摆实现一级飞行段三轴姿态稳定控制，采用电动伺服机构；二级火箭安装1台真空推力121.7kN(10t)的液氧/甲烷发动机，通过主发动机双向摆动提供俯仰、偏航通道姿态控制能力；仪器舱和服务舱均安装有单组元或双组元姿控发动机，二者共用安装在服务舱内的储供系统，一级火箭分离后二级火箭和飞船利用仪器舱上的姿控发动机进行的滚转通道的姿态控制，顺便完成二级分离后的离轨钝化；飞船与二级火箭分离入轨后由服务舱上的姿控发动机进行飞船的姿态控制；飞船在轨完成一个月左右的空间生物试验后，利用服务舱上的姿控发动机进行调姿反向等操作，然后与飞船分离，服务舱离轨钝化，飞船由固体主推发动机点火工作反推再入返回地面。整个过程中分离3次：一级分离，二级分离和服务舱分离。

具体地，一级火箭包括：一级液体火箭发动机、一级尾段、一级甲烷贮箱、一级箱间段、一级液氧贮箱、一二级级间段；火箭一级两贮箱采用分体式，结构简单，方便制造、运输和开展地面试验，液氧贮箱的推进剂管采用外壁式，工艺简单，成本低。

二级火箭包括：二级液体火箭发动机、二级甲烷贮箱、二级液氧贮箱、仪器舱；火箭二级两贮箱采用共底式，虽结构稍复杂，但可减少二级结构重量，对于增加有效载荷重量效果较好，且整体结构尺寸较小，可以减少结构复杂带来的弊端。液氧贮箱的推进剂管同样采用外壁式。

飞船包括：固体火箭发动机、载荷舱和冯卡门端头帽等。

服务舱作为火箭二级和飞船的连接舱，同时内部装有姿控发动机用的推进剂储供系统。

一级火箭、二级火箭和服务舱正常总装好，立在发射工位上，发射前5小时先进行火箭一二级的推进剂加注，发射前3小时将生物载荷通过飞船的工作窗口装入飞船内容，发射前2小时将飞船运至发射工位，通过升降装置将飞船整体装入服务舱顶端，机械和电气接口设计成快接方式，迅速完成飞船的对接和固定，最后进行必要的总测，零时发射。

飞船固体发动机用来返回再入时进行大冲量的瞬时反推，冯卡门的端头帽具有良好的气动外形，保证飞行过程中承受最佳的气动阻力，载荷舱上设置有多个工作窗口和观察窗口，工作窗口用于安装生物载荷，太阳帆板收纳和回收伞收纳等，观察窗口方便观测、透光和通信时透波要求；在载荷舱的大端底部装有整箭的控制系统电气设备，一套系统完成多级火箭和飞船的控制，载荷舱的小端用来存放生物载荷；姿控发动机用于在轨运行时的姿态调节，用于太阳帆板对日调节或对地通讯调节。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

Claims (10)

1.一种用于生物载荷发射的液体火箭，其特征在于，包括：

飞船，包括端头帽和与所述端头帽密封连接的载荷舱；

多级火箭，包括一级火箭和二级火箭，所述二级火箭的一端与所述飞船远离所述端头帽的一端相连，所述一级火箭与所述二级火箭的另一端相连；

其中，所述载荷舱设有工作窗口，所述工作窗口用于装载生物载荷，且所述载荷舱内设有温控系统和环控系统。

2.根据权利要求1所述的液体火箭，其特征在于，

所述载荷舱的底部设有固体火箭发动机，所述固体火箭发动机用于所述飞船返回时的反推再入。

3.根据权利要求1或2所述的液体火箭，其特征在于，

所述二级火箭包括与所述飞船相连的仪器舱、与所述仪器舱相连的二级液氧贮箱、与所述二级液氧贮箱相连二级甲烷贮箱和与所述二级甲烷贮箱相连的二级液体火箭发动机；

其中，所述二级液氧贮箱和所述二级甲烷贮箱为共底式贮箱。

4.根据权利要求3所述的液体火箭，其特征在于，

所述仪器舱设有第一姿控发动机，所述第一姿控发动机用于对所述二级火箭进行滚转通道的姿态控制。

5.根据权利要求4所述的液体火箭，其特征在于，

所述飞船与所述仪器舱之间设有服务舱，所述服务舱设有第二姿控发动机，所述第二姿控发动机用于对所述飞船进行调姿反向操作，且所述服务舱内设有与所述第一姿控发动机和所述第二姿控发动机相连的储供系统，所述储供系统设有推进剂。

6.根据权利要求5所述的液体火箭，其特征在于，

所述飞船与所述服务舱相卡接或相铰接。

7.根据权利要求3所述的液体火箭，其特征在于，

所述一级火箭包括与所述二级火箭相连的一二级级间段、与所述一二级级间段相连的一级液氧贮箱、与所述一级液氧贮箱相连的一级箱间段、与所述一级箱间段相连的一级甲烷贮箱、与所述一级甲烷贮箱相连的一级尾段和与所述一级尾段相连的一级液体火箭发动机；

其中，所述一级液体火箭发动机的数量为多个，多个所述液体火箭发动机相并联。

8.根据权利要求7所述的液体火箭，其特征在于，

所述一级液氧贮箱和所述一级甲烷贮箱为分体式结构；和/或

所述二级液体火箭发动机为所述一级液体火箭发动机的真空版。

9.根据权利要求1或2所述的液体火箭，其特征在于，

所述载荷舱设有观察窗口；和/或

所述端头帽呈锥形或圆形；和/或

所述载荷舱的底部设有控制系统和电气系统。

10.根据权利要求1或2所述的液体火箭，其特征在于，

所述端头帽包括冯卡门端头帽。

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