本申請涉及航天，尤其涉及一種小型固體火箭發(fā)動機支架裝置。

背景技術(shù)：

1、小型固體火箭發(fā)動機是指以固體推進劑為主裝藥劑，直徑小于300mm的火箭發(fā)動機。小型固體火箭發(fā)動機通過噴出高速燃?xì)猱a(chǎn)生推力，為運載火箭級間分離、頭罩分離和尾罩分離等提供動力。

2、傳統(tǒng)的小型固體火箭發(fā)動機支架多采用兩種安裝形式。一種為分體式安裝支架，即：在噴管殼體處采用法蘭支架固定，在燃燒室殼體處采用卡箍支架固定。另一種為法蘭卡箍一體化安裝支架，如圖1所示，法蘭卡箍一體化安裝支架包括：法蘭支架1’、卡箍2’、卡箍支架3’和安裝板4’，法蘭支架1’和卡箍支架2’均設(shè)置于安裝板3’上，卡箍2’設(shè)置于卡箍支架3’上。

3、但現(xiàn)有的兩種安裝形式存在以下問題：

4、(1)采用分體式安裝支架時，法蘭支架的法蘭面與箭壁相垂直，小型固體火箭發(fā)動機產(chǎn)生的推力傳遞至法蘭面，相對于箭壁產(chǎn)生彎矩。運載火箭箭體為大直徑薄壁結(jié)構(gòu)，局部位置剛度較差，法蘭支架處所承受的彎矩變形量較大，卡箍支架處所承受的變形量較小，因此，會導(dǎo)致小型固體火箭發(fā)動機的燃燒室殼體與噴管殼體連接處受彎矩?fù)p壞。

5、(2)法蘭卡箍一體化安裝支架的加工工藝復(fù)雜，成本高，工期較長，且會為運載火箭箭體增加重量，減少運力。

6、(3)卡箍多由不銹鋼板折彎而成，產(chǎn)品一致性差，安裝可靠性無法保證。由于卡箍固定剛性差，會導(dǎo)致飛行條件更加嚴(yán)苛。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本申請的目的在于提供一種小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，能夠解決分體式安裝支架導(dǎo)致的小型固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體與噴管殼體連接處因彎矩?fù)p壞的問題，還能夠解決法蘭卡箍一體化安裝支架帶來的工藝復(fù)雜、成本高、工期長和運載火箭運力減少的問題。

2、為達到上述目的，本申請?zhí)峁┮环N小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，包括：第一支撐板、法蘭支架、燃燒室殼體支架和第二支撐板；其中，第一支撐板的一端與法蘭支架的左側(cè)可拆卸連接，第一支撐板的另一端與燃燒室殼體支架的左側(cè)可拆卸連接；第二支撐板的一端與法蘭支架的右側(cè)可拆卸連接，第二支撐板的另一端與燃燒室殼體支架的右側(cè)可拆卸連接；第一支撐板、法蘭支架、燃燒室殼體支架和第二支撐板連接后，構(gòu)成剛性結(jié)構(gòu)。

3、如上的，其中，第一支撐板的一端通過多個抗剪螺栓與法蘭支架的左側(cè)固定；第一支撐板的另一端通過多個抗剪螺栓與燃燒室殼體支架的左側(cè)固定。

4、如上的，其中，第二支撐板的一端通過多個抗剪螺栓與法蘭支架的右側(cè)固定，第二支撐板的另一端通過多個抗剪螺栓與燃燒室殼體支架的右側(cè)固定。

5、如上的，其中，法蘭支架包括：法蘭左側(cè)板、法蘭底板、法蘭右側(cè)板和法蘭面板，法蘭面板的中部設(shè)置有法蘭孔；其中，法蘭左側(cè)板的底部與法蘭底板的左側(cè)連接；法蘭右側(cè)板的底部與法蘭底板的右側(cè)連接；法蘭面板的左側(cè)與法蘭左側(cè)板的中部連接，法蘭面板的右側(cè)與法蘭右側(cè)板的中部連接，法蘭面板的底部與法蘭底板的中部連接；第一支撐板的一端與法蘭左側(cè)板連接；第二支撐板的一端與法蘭右側(cè)板連接。

6、如上的，其中，法蘭左側(cè)板包括：第一左梯形板和第二左梯形板；第一左梯形板為直角梯形，第二左梯形板為直角梯形，且第一左梯形板的上底小于第二左梯形板的上底，第一左梯形板的高與第二左梯形板的高相等；第一左梯形板的下底與第二左梯形板的下底連接，且法蘭面板的左側(cè)設(shè)置于第一左梯形板的下底與第二左梯形板的下底的連接處；第一左梯形板的高與法蘭底板的左側(cè)連接；第二左梯形板的高與法蘭底板的左側(cè)連接；其中，第一左梯形板上開設(shè)有第一通孔；第一支撐板的一端與第二左梯形板連接。

7、如上的，其中，法蘭右側(cè)板包括：第一右梯形板和第二右梯形板；第一右梯形板為直角梯形，第二右梯形板為直角梯形，且第一右梯形板的上底小于第二右梯形板的上底，第一右梯形板的高與第二右梯形板的高相等；第一右梯形板的下底與第二右梯形板的下底連接，且法蘭面板的右側(cè)設(shè)置于第一右梯形板的下底與第二右梯形板的下底的連接處；第一右梯形板的高與法蘭底板的右側(cè)連接；第二右梯形板的高與法蘭底板的右側(cè)連接；其中，第一右梯形板上開設(shè)有第二通孔；第二支撐板的一端與第二右梯形板連接。

8、如上的，其中，燃燒室殼體支架包括：殼體左側(cè)板、殼體底板、殼體右側(cè)板、下支架和上支架；其中，殼體左側(cè)板的底部與殼體底板的左側(cè)連接；殼體右側(cè)板的底部與殼體底板的右側(cè)連接；下支架的左側(cè)與殼體左側(cè)板的中部連接，下支架的右側(cè)與殼體右側(cè)板的中部連接，下支架的底部與殼體底板的中部連接；上支架的左端與下支架的左端可拆卸連接；上支架的右端與下支架的右端可拆卸連接；上支架和下支架連接后，構(gòu)成卡箍孔；第一支撐板的另一端與殼體左側(cè)板連接；第二支撐板的另一端與殼體右側(cè)板連接。

9、如上的，其中，殼體左側(cè)板包括：第一左殼體梯形板和第二左殼體梯形板；第一左殼體梯形板為直角梯形，第二左殼體梯形板為直角梯形，且第一左殼體梯形板的上底小于第二左殼體梯形板的上底，第一左殼體梯形板的高與第二左殼體梯形板的高相等；第一左殼體梯形板的下底與第二左殼體梯形板的下底連接，且下支架的左側(cè)設(shè)置于第一左殼體梯形板的下底與第二左殼體梯形板的下底的連接處；第一左殼體梯形板的高與殼體底板的左側(cè)連接；第二左殼體梯形板的高與殼體底板的左側(cè)連接；其中，第一左殼體梯形板上開設(shè)有第三通孔；第一支撐板的另一端與第二左殼體梯形板連接。

10、如上的，其中，殼體右側(cè)板包括：第一右殼體梯形板和第二右殼體梯形板；第一右殼體梯形板為直角梯形，第二右殼體梯形板為直角梯形，且第一右殼體梯形板的上底小于第二右殼體梯形板的上底，第一右殼體梯形板的高與第二右殼體梯形板的高相等；第一右殼體梯形板的下底與第二右殼體梯形板的下底連接，且下支架的右側(cè)設(shè)置于第一右殼體梯形板的下底與第二右殼體梯形板的下底的連接處；第一右殼體梯形板的高與殼體底板的右側(cè)連接；第二右殼體梯形板的高與殼體底板的右側(cè)連接；其中，第一右殼體梯形板上開設(shè)有第四通孔；第二支撐板的另一端與第二右殼體梯形板連接。

11、如上的，其中，上支架的內(nèi)壁上設(shè)置有上減振墊，下支架的內(nèi)壁上設(shè)置有下減振墊。

12、本申請實現(xiàn)的有益效果如下：

13、(1)本申請的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置為可裝配輕量化支架，可在最小結(jié)構(gòu)重量條件下，實現(xiàn)最大承載能力。

14、(2)本申請的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置通過優(yōu)化結(jié)構(gòu)，能夠在改善小型固體火箭發(fā)動機飛行條件的同時，在小型固體火箭發(fā)動機產(chǎn)生巨大推力時保證發(fā)動機正常工作，提高運載火箭飛行安全性。

15、(3)本申請的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，簡化了加工工藝，能夠推動運載火箭低成本快速制造。

16、(4)本申請的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，能夠解決分體式安裝支架導(dǎo)致的小型固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體與噴管殼體連接處因彎矩?fù)p壞的問題，還能夠解決法蘭卡箍一體化安裝支架帶來的工藝復(fù)雜、成本高、工期長和運載火箭運力減少的問題。

技術(shù)特征：

1.一種小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，包括：第一支撐板、法蘭支架、燃燒室殼體支架和第二支撐板；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，第一支撐板的一端通過多個抗剪螺栓與法蘭支架的左側(cè)固定；第一支撐板的另一端通過多個抗剪螺栓與燃燒室殼體支架的左側(cè)固定。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，第二支撐板的一端通過多個抗剪螺栓與法蘭支架的右側(cè)固定，第二支撐板的另一端通過多個抗剪螺栓與燃燒室殼體支架的右側(cè)固定。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，法蘭支架包括：法蘭左側(cè)板、法蘭底板、法蘭右側(cè)板和法蘭面板，法蘭面板的中部設(shè)置有法蘭孔；

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，法蘭左側(cè)板包括：第一左梯形板和第二左梯形板；

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，法蘭右側(cè)板包括：第一右梯形板和第二右梯形板；

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，燃燒室殼體支架包括：殼體左側(cè)板、殼體底板、殼體右側(cè)板、下支架和上支架；

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，殼體左側(cè)板包括：第一左殼體梯形板和第二左殼體梯形板；

9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，殼體右側(cè)板包括：第一右殼體梯形板和第二右殼體梯形板；

10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，其特征在于，上支架的內(nèi)壁上設(shè)置有上減振墊，下支架的內(nèi)壁上設(shè)置有下減振墊。

技術(shù)總結(jié)
本申請公開了一種小型固體火箭發(fā)動機支架裝置，涉及航天技術(shù)領(lǐng)域，包括：第一支撐板、法蘭支架、燃燒室殼體支架和第二支撐板；其中，第一支撐板的一端與法蘭支架的左側(cè)可拆卸連接，第一支撐板的另一端與燃燒室殼體支架的左側(cè)可拆卸連接；第二支撐板的一端與法蘭支架的右側(cè)可拆卸連接，第二支撐板的另一端與燃燒室殼體支架的右側(cè)可拆卸連接；第一支撐板、法蘭支架、燃燒室殼體支架和第二支撐板連接后，構(gòu)成剛性結(jié)構(gòu)。本申請能夠解決分體式安裝支架導(dǎo)致的小型固體火箭發(fā)動機燃燒室殼體與噴管殼體連接處因彎矩?fù)p壞的問題，還能夠解決法蘭卡箍一體化安裝支架帶來的工藝復(fù)雜、成本高、工期長和運載火箭運力減少的問題。

技術(shù)研發(fā)人員：劉陽,牛淼,張東博,楊浩亮
受保護的技術(shù)使用者：北京中科宇航技術(shù)有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/10