[實用新型]一種火箭尾翼結構

有效

• 申請號: 201921309432.5
• 申請日: 2019-08-14
• 公開（公告）號: CN210922368U
• 公開（公告）日: 2020-07-03
• 發明（設計）人: 張麗
• 申請（專利權）人: 重慶零壹空間科技集團有限公司;重慶零壹空間航天科技有限公司;北京零壹空間技術研究院有限公司;西安零壹空間科技有限公司;深圳零壹空間電子有限公司
• 主分類號: F42B15/00
• 分類號: F42B15/00;F42B10/06
• 代理公司: 天津市鼎拓知識產權代理有限公司 12233
• 代理人: 朱麗麗

本申請公開了一種火箭尾翼結構，包括實心外框和位于外框內的蜂窩結構以及包裹在外框和蜂窩結構外的蒙皮；蜂窩結構由第一拼接板和第二拼接板拼合后釬焊形成；第一拼接板由直板在中部彎折度后形成；第二拼接板為直板且其長度與第一拼接板任一直邊長度相等；第一拼接板中部兩側均焊接有u型夾板；第二拼接板的兩端可插入夾板內且與夾板的內壁緊貼接觸；第一拼接板的兩端均焊接有平行于夾板側壁的接觸板；接觸板為90度翻轉的凸字型，相對接觸的兩個接觸板之間形成凹槽。本申請相對于膠接的結構，結構強度更高，并且夾板和接觸板的設計使得蜂窩結構的形成中，在保證結構強度的前提下，相對于板面重疊的釬焊設計結構，進一步減輕了蜂窩結構的重量。

技術領域

本公開一般涉及火箭結構技術領域，尤其涉及一種火箭尾翼結構。

背景技術

尾翼結構在火箭飛行過程中起穩定作用，類似于古代箭的羽毛一樣，至關重要。尾翼等相關結構質量的降低能有效地節省發動機的助推力?，F有尾翼結構類型很多，其中有蜂窩夾層尾翼，整體式尾翼和薄壁加筋尾翼或者根據使用要求采用組合式結構?，F階段蒙皮骨架尾翼結構的比強度和比剛度均相對較小。蜂窩因其較高的比強度和比剛度受到廣泛關注，蜂窩夾層尾翼的應用逐漸擴大。大部分蜂窩尾翼為膠接，易發生脫粘，不耐高溫，穩定性差。

發明內容

鑒于現有技術中的上述缺陷或不足，期望提供一種比剛度和比強度高的火箭尾翼結構。

第一方面本申請提供一種火箭尾翼結構，包括實心外框和位于所述外框內的蜂窩結構以及包裹在所述外框和蜂窩結構外的蒙皮；

所述蜂窩結構由第一拼接板和第二拼接板拼合后釬焊形成；所述第一拼接板由直板在中部彎折度后形成；所述第二拼接板為直板且其長度與所述第一拼接板任一直邊長度相等；

所述第一拼接板中部兩側均焊接有u型夾板；所述第二拼接板的兩端可插入所述夾板內且與所述夾板的內壁緊貼接觸；所述第一拼接板的兩端均焊接有平行于夾板側壁的接觸板；所述接觸板為90度翻轉的凸字型，相對接觸的兩個接觸板之間形成凹槽；若干所述第一拼接板和第二拼接板陣列排布形成所述蜂窩結構，左右相鄰的第一拼接板通過接觸板首尾接觸釬焊連接，上下相鄰的第一拼接板通過插入彼此夾板內和凹槽內的第二拼接板釬焊連接。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述外框的內壁開設有開口朝向所述蜂窩結構的U型槽；所述蜂窩結構卡入所述U型槽內。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述外框具有一條平行的內直邊；所述外框對應所述內直邊的上表面的位于所述U型槽的上部下沉形成沉降槽；所述沉降槽的底面開設有一排通向U型槽內的插口；所述沉降槽內焊接有定位齒板；所述定位齒板的底面對應所述插口設有定位齒柱；所述定位齒柱的底面設有六根矩陣排列的卡位柱；六根卡位柱可插入相鄰的第一拼接板連接處與接觸板形成的六個間隔空間內。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述外框的位于尾翼根部的部分開設有若干減重槽。

本申請的上述技術方案，通過將蜂窩結構設計為外框為實心結構和內部為蜂窩結構，實心外框的結構保證了尾翼結構的比剛度；且蜂窩結構由第一拼接板設計夾板和接觸板，使得第一拼接板和第二拼接板釬焊連接形成蜂窩結構，相對于膠接的結構，結構強度更高，并且夾板和接觸板的設計使得蜂窩結構的形成中，在保證結構強度的前提下，相對于板面重疊的釬焊設計結構，進一步減輕了蜂窩結構的重量。

根據本申請實施例提供的技術方案，通過在實心外框的內部設計U型槽，將蜂窩結構和外框采用插接的方式連接，并且在通過沉降槽和定位齒板的設計對蜂窩結構實現定位；保證了整個尾翼結構的結構強度。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本申請的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：

圖1為本申請實施例一的剖面結構示意圖；