CN215261463U - 一种基于模块化固体动力***的运载器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种基于模块化固体动力***的运载器，包括多级动力***、多级助推***、整流罩以及控制舱；多级动力***之间固定连接，控制舱与整流罩固定连接，控制舱与多级动力***中的指定动力***固定连接，多级助推***与多级动力***中的指定动力***固定连接。本申请中多芯级固体火箭发动机采用固体火箭发动机，采用的固体动力***简单，并取消了助推分离，大大提高运载器的飞行可靠性。

Description

一种基于模块化固体动力***的运载器

技术领域

本实用新型涉及火箭领域，尤其涉及一种基于模块化固体动力***的运载器。

背景技术

为满足发射不同类型卫星、轨道飞行器等航天器的要求，需要研制具有不同运载能力的运载器。在设计一种新型运载器时，为缩短研制周期和降低研制费用，多利用已有的运载器做基础，即在原有运载火箭的基础上，在火箭芯级周围捆绑不同组合的助推器，形成系列化的火箭型谱。国内外主流并联运载火箭芯级均采用液体推进剂，助推采用液体推进剂或固体推进剂。助推火箭工作结束后，须与火箭芯级完成分离。但是，现有的运载器中，由于芯级采用液体推进剂，而液体发动机***组成复杂，零组件数量多，因此需要经过几万秒到几十万秒的热试车试验考核，另外还需研制与配套与之匹配推进剂增压、输送和管理***，液体动力***比固体动力***复杂的多，可靠性大大降低。同时，芯级采用液体推进剂，加注及地面测试复杂，火箭发射响应时间较长。同时，需靶场提供液体推进剂和气体供应，对靶场保障设施要求较高。并且，助推与芯级分离时，受连接形式及分离力等影响，会产生碰撞风险。

因此，如何提出一种降低对靶场的依赖的新型运载器，是本领域人员目前急需解决的问题。

实用新型内容

本申请提供了一种基于模块化固体动力***的运载器，能够最大程度缩短研发周期和成本，降低对靶场的依赖，实现对发射任务的快速响应。

为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

一种基于模块化固体动力***的运载器，包括多级动力***、多级助推***、整流罩以及控制舱；多级动力***之间固定连接，控制舱与整流罩固定连接，控制舱与多级动力***中的指定动力***固定连接，多级助推***与多级动力***中的指定动力***固定连接。

如上的，其中，多级动力***包括一级动力***、二级动力***以及三级动力***；多级助推***与一级动力***捆绑连接；控制舱分别与三级动力***和整流罩连接。

如上的，其中，多级助推***中的每个助推***包括依次连接的助推头罩、助推柱段、助推固体火箭发动机以及一个一级尾段。

如上的，其中，一级动力***包括芯一级固体火箭发动机、一级尾段以及一二级级间段；芯一级固体火箭发动机的后端面与一级尾段固定连接；芯一级固体火箭发动机的前端面与一二级级间段的后端面固定连接。

如上的，其中，二级动力***包括芯二级固体火箭发动机、二级尾段以及二三级级间段；芯二级固体火箭发动机的后端面与二级尾段通过螺栓连接；芯二级固体火箭发动机的前端面与二三级级间段的后端面通过螺栓连接。

如上的，其中，三级动力***包括芯三级固体火箭发动机以及三级尾段；芯三级固体火箭发动机的后端面与三级尾段通过螺栓连接；芯三级固体火箭发动机的前端面与控制舱通过螺栓连接。

如上的，其中，多级助推***为一级助推***和二级助推***，一级助推***中包括工作时长小于芯一级固体火箭发动机工作时长的第一助推固体火箭发动机，二级助推***中包括工作时长小于芯一级固体火箭发动机工作时长的第二助推固体火箭发动机。

如上的，其中，还包括实现一级动力***和二级动力***连接和分离的一二级分离环，一二级分离环的两端面分别与一二级间段和二级尾段通过螺栓连接。

如上的，其中，芯一级固体火箭发动机、芯二级固体火箭发动机与多个助推火箭发动机为同型发动机。

如上的，其中，多级助推***的数量为两个或四个，多级助推***中包括的助推固体火箭的数量为两个或四个。

本申请具体以下有益效果：

(1)本申请的提供的一种基于模块化固体动力***的运载器，多芯级固体火箭发动机采用固体火箭发动机，采用的固体动力***简单，并取消了助推分离，大大提高运载器的飞行可靠性。

(2)本申请的提供的基于模块化固体动力***的运载器，包括多个固体模块均为同型号的固体火箭发动机，易于组织批量生产，最大程度缩短研发周期和成本。该运载器可缩短在发射场的测试操作周期，减少发射场地测试操作人员的数量，提高火箭的发射可靠性，降低对靶场保障条件的依赖，有效降低火箭发射的整体费用。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，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中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实施例提供的基于模块化固体动力***的运载器的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的又一基于模块化固体动力***的运载器的结构示意图；

图3a-d是本申请实施例提供的一级动力***和多级助推***中三通道控制状态示意图；

图4a-c是本申请实施例提供的二级动力***中控制状态示意图；

附图标记：

1-芯一级固体火箭发动机；2-第一助推固体火箭发动机；3-第二助推固体火箭发动机2；4-一级尾段；5-助推柱段；6-助推头罩；7-一二级级间段；8-一二级分离环；9-二级尾段；10-芯二级固体火箭发动机；11-二三级间段； 12-三级尾段；13-芯三级固体火箭发动机；14-控制舱；15-整流罩；16-第三助推固体火箭；17-第四助推固体火箭。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能解释为对本实用新型的限制。

本申请提供了一种基于模块化固体动力***的运载器，大大提高运载器的可靠性，最大程度缩短研发周期和成本，降低对靶场的依赖，实现对发射任务的快速响应。

其中，本实施例提供的基于模块化固体动力***的运载器，用于进行三通道姿态的控制，具体包括多级动力***、多级助推***、整流罩14以及控制舱15。多级动力***之间固定连接，控制舱15与整流罩14固定连接，控制舱15与多级动力***中的指定动力***固定连接，多级助推***与多级动力***中的指定动力***固定连接。

优选地，整流罩14的柱段直径为4200mm，柱段长度为5000mm，可满足市场主流卫星的发射需求。

优选地，控制舱15能够实现火箭的控制、测量和遥测等功能，控制舱的长度为1540mm。

具体地，多级动力***包括一级动力***、二级动力***以及三级动力***。其中一级动力***与二级动力***通过螺栓固定连接，二级动力***与三级动力***通过螺栓固定连接。其中多级助推***与一级动力***捆绑连接。控制舱15分别与三级动力***和整流罩14连接。

其中，多级助推***中的每个助推***包括一个助推固体火箭发动机、与助推固体火箭发动机对应连接的一个助推柱段5、与助推固体火箭发动机对应连接的一个助推头罩6以及与助推固体火箭发动机对应连接的一个一级尾段4。一级尾段4与对应的助推固体火箭发动机的后端面连接，助推柱段5 分别与对应的助推固体火箭发动机的前端面连接，助推柱段5还与对应的助推头罩6连接。

优选地，助推柱段5分别与助推固体火箭发动机和助推头罩6通过螺栓连接。

优选地，为了工艺的实现性以及良好的气动特性，助推头罩6采用正锥形式，锥半角为25°。

请参见图1，一级动力***包括芯一级固体火箭发动机1、一级尾段4、一二级级间段7；二级动力***包括二级尾段9、芯二级固体火箭发动机10、二三级级间段11；三级动力***包括三级尾段12、芯三级固体火箭发动机 13。其中，多级助推***为一级助推***和二级助推***。一级助推***中包括第一助推固体火箭发动机2，二级助推***中包括第二助推固体火箭发动机3。

优选地，第一助推固体火箭发动机2、第二助推固体火箭3对称设置在芯一级固体火箭发动机1的两侧，第一助推固体火箭发动机2、第二助推固体火箭3与芯一级固体火箭发动机1捆绑连接。

其中，除了每个助推固体火箭发动机有对应的尾段外，每级动力***中包括对应的尾段。每级助推***中的对应的尾段与该级助推***中的助推固体火箭发动机的数量相同，每级动力***中包括对应的尾段与该级动力***中的芯级固体火箭发送机的数量相同。例如第一助推固体火箭发动机2对应一个一级尾段4，第二助推固体火箭发动机3对应一个一级尾段4。具体地，在一级动力***中，一级尾段4的数量为一个。芯一级固体火箭发动机1的后端面与对应的一级尾段4通过螺栓连接；芯一级固体火箭发动机1的前端面与一二级级间段7的后端面通过螺栓连接。

具体地，在二级动力***中，芯二级固体火箭发动机10的后端面与二级尾段9通过螺栓连接；芯二级固体火箭发动机10的前端面与二三级级间段 11的后端面通过螺栓连接。

其中，还包括一二级分离环8，一二级分离环8的两端面分别与一二级间段7和二级尾段9通过螺栓连接，实现一级动力***和二级动力***的连接和分离。

具体地，在三级动力***中，芯三级固体火箭发动机13的后端面与三级尾段12通过螺栓连接；芯三级固体火箭发动机13的前端面与控制舱15通过螺栓连接。

其中，三级尾段12还与二三级级间段11连接，用于实现二级和三级动力***的连接。

其中，第一、二助推固体火箭发动机与芯一级固体火箭发动机1捆绑连接。

其中，请继续参见图2，为本申请实施例提供的又一运载器的结构示意图。与图1中的运载器的区别在于，多级助推***为一级助推***、二级助推***、三级助推***以及四级助推***。一级助推***中包括第一助推固体火箭发动机2，二级助推***中包括第二助推固体火箭3，三级助推***中包括第三助推固体火箭16，四级助推***中包括第四助推固体火箭17。其中第一至四级助推固体火箭位于芯一级固体火箭发动机1的四周，第一至四级助推固体火箭与芯一级固体火箭发动机1捆绑连接。

进一步地，每个固体火箭发动机中均包括摆动喷管。其中，芯一级固体火箭发动机中包括一个芯一级摆动喷管，每一级助推固体火箭发动机均包括一个助推摆动喷管，一级动力***与多级助推***分别通过对应的摆动喷管进行三通道的控制，一级动力***与芯一级固体火箭发动机包括的芯一级摆动喷管对应，每一级助推***与该级助推固体火箭发动机包括的助推喷管对应。

其中一级动力***与多级助推***分别通过芯一级摆动喷管和多个助推摆动喷管进行三通道的控制。具体地，控制舱14令多个助推摆动喷管产生绕质心转动的力矩，控制舱14令芯一级摆动喷管产生绕质心转动的力矩，芯一级摆动喷管和助推摆动喷管均发生角度的偏转从而控制火箭姿态的变化，即实现三通道的控制。

其中三通道的控制具体为俯仰、偏航和滚转的控制，以图1中的方案进行举例，将第一助推固体火箭发动机2中的助推摆动喷管定义为第一助推摆动喷管，将第二助推固体火箭发动机3中的助推摆动喷管定义为第二助推摆动喷管。其中实施例一中的一级动力***与多级助推***分别通过对应的芯一级摆动喷管，和第一、二助推摆动喷管进行三通道的控制，请继续参见图 3a-d，其中芯一级摆动喷管位于第一、二助推摆动喷管的中间，虚线为各摆动喷管执行控制动作后的摆动位置。以芯一级固体火箭发动机1的中心点为原点，X轴沿箭体轴向，指向一级尾段，按照左手坐标系形成X、Y、Z轴，其中图3a为运载器的初始状态，图3b为俯仰控制状态，图3c为偏航控制状态，图3d为滚转控制状态。在运载器的运行过程中，根据控制需求使芯一级摆动喷管、第一和第二助推摆动喷管在推力矢量装置的作用下摆动相应的角度，实现三通道控制。其中推力矢量装置为多级助推固体火箭发动机。

其中，芯二级固体火箭发动机10包括芯二级摆动喷管，二级动力***通过芯二级摆动喷管进行姿态控制，具体为俯仰和偏航控制。依然以图1中的方案进行举例，请继续参见图4a-c，虚线为各摆动喷管执行控制动作后的摆动位置，其中图4a为初始状态，图4b为俯仰控制状态，图4c为偏航控制状态。在运载器的运行过程中，芯二级摆动喷管在推力矢量的作用以及控制舱 14的控制下摆动相应的角度，从而实现姿态控制。

其中图2的方案中，三通道的控制方式参考上述描述，与上述的控制方式的区别仅在于一级动力***还包括第三和第四助推摆动喷管，第一至四助推摆动喷管位于芯一级摆动喷管的四周，第一至四助推摆动喷管在推力矢量的作用下摆动相应的角度，具体控制方式在此不进行赘述。

其中，本申请基于直径为2650mm的固体火箭发动机完成运载器的设计。其中运载器总长43.775m，其中芯一级固体火箭发动机1、芯二级固体火箭发动机10以及多个助推固体火箭发动机均为同型发动机。其中，芯一级固体火箭发动机1与多个助推固体火箭发动机的直径、长度、装药量均相同。其中，多个助推固体火箭发动机工作时间均短于芯一级固体火箭发动机，通过延长芯一级固体火箭发动机的工作时长，解决助推火箭发动机推力不同步的问题。

芯三级固体火箭发动机13同样采用直径为2650mm的固体火箭发动机，级间段和尾段均为2650mm，上述参数能够使本申请提供的运载器便于结构***的通用化设计和生产。

进一步地，在上述结构中，每个助推固体火箭发动机的前连接点位于助推柱段5，助推柱段5的长度为1000mm，实现了多级助推固体火箭发动机与多个芯级固体火箭发动机之间的轴向力的传递。每个助推火箭的后连接点位于一级尾段，一级尾段长度为1330mm，实现了多级助推固体火箭发动机与多个芯级固体火箭发动机之间的径向力的传递。

优选地，一二级动力***分离采用热分离方式，分离环采用瓜瓣式分离。为保证分离片不会撞击助推头罩6，一二级间段的长度设置为3380mm。并且，由于多级助推***捆绑在一级动力***中，在一二级动力***分离时，多级助推***能够随一级动力***一起分离，同时设置了一二级分离环8，运载器在运行过程中实现了一二级动力***分离的可靠性和安全性。

优选地，二三级动力***分离采用冷分离，根据芯三级发动机喷管长度及分离方案，三级尾段长度为1330mm，二三级间段长度为1779mm。

其中在运载器飞行的过程中，芯一级固体火箭发动机与助推固体火箭发动机同时分离。

本申请具体以下有益效果：

(1)本申请的提供的一种基于模块化固体动力***的运载器，多芯级固体火箭发动机采用固体火箭发动机，采用的固体动力***简单，并取消了助推分离，多级助推***能够随一级动力***一起分离，大大提高运载器的飞行可靠性。

(2)本申请的提供的基于模块化固体动力***的运载器，包括多个固体模块均为同型号的固体火箭发动机，易于组织批量生产，最大程度缩短研发周期和成本。该运载器可缩短在发射场的测试操作周期，减少发射场地测试操作人员的数量，提高火箭的发射可靠性，降低对靶场保障条件的依赖，有效降低火箭发射的整体费用。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，包括多级动力***、多级助推***、整流罩以及控制舱；

多级动力***之间固定连接，控制舱与整流罩固定连接，控制舱与多级动力***中的指定动力***固定连接，多级助推***与多级动力***中的指定动力***固定连接。

2.根据权利要求1所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，多级动力***为一级动力***、二级动力***以及三级动力***；多级助推***与一级动力***捆绑连接；控制舱分别与三级动力***和整流罩连接。

3.根据权利要求1所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，多级助推***中的每个助推***包括依次连接的助推头罩、助推柱段、助推固体火箭发动机以及一个一级尾段。

4.根据权利要求2所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，一级动力***包括芯一级固体火箭发动机、一级尾段以及一二级级间段；芯一级固体火箭发动机的后端面与一级尾段固定连接；芯一级固体火箭发动机的前端面与一二级级间段的后端面固定连接。

5.根据权利要求4所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，二级动力***包括芯二级固体火箭发动机、二级尾段以及二三级级间段；芯二级固体火箭发动机的后端面与二级尾段通过螺栓连接；芯二级固体火箭发动机的前端面与二三级级间段的后端面通过螺栓连接。

6.根据权利要求5所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，三级动力***包括芯三级固体火箭发动机以及三级尾段；芯三级固体火箭发动机的后端面与三级尾段通过螺栓连接；芯三级固体火箭发动机的前端面与控制舱通过螺栓连接。

7.根据权利要求6所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，多级助推***为一级助推***和二级助推***，一级助推***中包括工作时长小于芯一级固体火箭发动机工作时长的第一助推固体火箭发动机，二级助推***中包括工作时长小于芯一级固体火箭发动机工作时长的第二助推固体火箭发动机。

8.根据权利要求2所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，还包括实现一级动力***和二级动力***连接和分离的一二级分离环，一二级分离环的两端面分别与一二级间段和二级尾段通过螺栓连接。

9.根据权利要求5所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，芯一级固体火箭发动机、芯二级固体火箭发动机与多个助推火箭发动机为同型发动机。

10.根据权利要求1-9任一项所述的基于模块化固体动力***的运载器，其特征在于，多级助推***的数量为两个或四个，多级助推***中的助推固体火箭发动机的数量为两个或四个。

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