[實用新型]用于航天運載器的艙段的堵蓋、艙段結構和航天運載器

有效

• 申請號: 201821297860.6
• 申請日: 2018-08-13
• 公開（公告）號: CN208813524U
• 公開（公告）日: 2019-05-03
• 發明（設計）人: 戴政;張蕾;劉建;宋曉偉;秦春云
• 申請（專利權）人: 陜西藍箭航天技術有限公司
• 主分類號: B64G1/64
• 分類號: B64G1/64
• 代理公司: 北京科石知識產權代理有限公司 11595
• 代理人: 高元吉

本實用新型提供了一種用于航天運載器的艙段的堵蓋、艙段結構和航天運載器。堵蓋包括主體部和從主體部邊緣連接主體部的連接部。主體部的主表面側用于設置在艙段外側的對應內置火箭噴口的艙段開孔位置，以覆蓋住艙段開孔。連接部包括連接口和脫出口。其中堵蓋通過連接件穿過連接口且連接到艙段開孔周邊的對應位置與艙段來連接。在內置分離火箭點火時，堵蓋通過連接件從脫出口脫離而解除與艙段的連接，從而堵蓋與艙段分離。本實用新型的堵蓋可以在運載器高速飛行時，阻止氣動熱進入艙體內部，且在設于運載器內部的分離火箭點火工作時，堵蓋可以自動從艙體脫落，從而確保運載器艙段間的順利分離。

技術領域

本發明涉及航天運載器的結構領域，具體涉及一種用于航天運載器的艙段的堵蓋、艙段結構和航天運載器。

背景技術

航天運載器采用級間冷分離方式時，通常需要在箭體/彈體結構上安裝正推火箭或反推火箭，從而通過正推火箭或反推火箭的點火對級間段施加分離力。此外，為了保持運載器的氣動外形，避免運載器在高速飛行的過程中遭受嚴酷的氣動加熱，正反推火箭多采用內置式的安裝方式。通常情況下，正反推火箭的噴口對應的箭體/彈體的結構上要設置開孔，這樣，在正反推火箭點火后，噴出的火焰可以從對應的開孔中噴出，以確保小火箭在工作時的噴流推力。

航天運載器在高速飛行時，裸漏的開孔會使運載器在高速運動時產生的氣動熱通過開孔進入運載器內部，從而對運載器內部各部件及結構的安全造成嚴重隱患，巨大的氣動熱甚至會使正反推火箭提前爆炸，進而導致運載器的飛行失利。

發明內容

針對現有技術中的上述技術問題，本發明提出一種用于航天運載器的艙段的堵蓋、艙段結構和航天運載器。本發明的堵蓋可以在運載器高速飛行時，阻止氣動熱進入艙體內部；且在設于運載器內部的小火箭點火工作時，堵蓋可以自動從艙體脫落，從而確保運載器艙段間的順利分離。

本發明的一個方面提供了一種用于航天運載器的艙段的堵蓋。堵蓋包括主體部和從所述主體部邊緣連接所述主體部的連接部；所述主體部為板狀結構；所述連接部包括連接脫出結構；其中堵蓋通過連接脫出結構連接至所述艙段，且所述主體部覆蓋對應內置分離火箭噴口的艙段開孔；在所述分離火箭點火時，所述堵蓋通過所述連接脫出結構解除與所述艙段的連接，從而所述堵蓋與所述艙段分離。

在一個實施例中，所述連接脫出結構包括連接口和脫出口；其中堵蓋通過連接件穿過所述連接口且連接到所述艙段開孔周邊的對應位置與所述艙段連接；在所述分離火箭點火時，所述堵蓋通過所述連接件從所述脫出口脫離而解除與所述艙段的連接，從而所述堵蓋與所述艙段分離。

在一個實施例中，所述連接口和所述脫出口均為貫穿所述堵蓋兩個主表面的開孔且彼此連通，所述連接件為桿狀部件；所述主體部和所述連接部的材料為易變形材料；所述堵蓋通過桿狀部件穿過所述連接口且連接至所述艙段開孔周邊的對應位置與所述艙段連接；在所述分離火箭點火時，所述主體部在受到所述分離火箭噴出的火焰的作用下向遠離所述艙段開孔的方向變形，從而使所述桿狀部件從所述脫出口脫離。

在一個實施例中，所述連接口為螺紋孔，且所述桿狀部件為匹配所述螺紋孔的螺栓；所述脫出口為在所述薄板結構的邊緣位置形成的缺口，且所述薄板結構在所述缺口位置彼此面對的部分之間的最小尺寸小于所述螺紋孔的孔徑。

在一個實施例中，所述缺口為條形缺口，且所述條形缺口的寬度從靠近所述螺紋孔一側向遠離所述螺紋孔一側逐漸增加。

在一個實施例中，所述缺口從靠近所述螺紋孔向遠離所述螺紋孔的方向上為梯形缺口；所述梯形缺口的兩個彼此面對的表面具有第一夾角，所述兩個彼此面對的表面中的任意一個與從所述螺紋孔的軸線延伸且平分所述第一夾角的平面之間的夾角在15-45度的范圍內。