一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件的制作方法

1.本技术涉及液体动力技术领域，特别涉及一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件。


背景技术：

2.目前火箭、导弹和卫星等飞行器在飞行过程中需要姿控动力系统工作以完成机动和变轨，液体发动机因可以实现脉冲工作，并可被反复启动而被广泛应用于飞行器姿控动力系统中。
3.在一些相关技术中，飞行器的液体姿控动力系统在安装方式、结构形式方面差异较大，大多飞行器所采用的液体姿控动力系统将承力结构系统与供应管路系统分开布局设计，这样的结构设置存在以下问题：
4.(1)承力结构系统与供应管路系统分开布局所占用的空间较大，飞行器空间利用效率较低；姿控系统重量较大、增加了控制难度；液体姿控动力系统因推进剂及气体供应管路结构复杂，使得装配工艺性差和装配分散繁琐，限制了液体姿控动力系统的生产制造效率、可靠性与适用性。
5.(2)当前不同飞行器的液体姿控动力系统多为独立开发设计，适用性差、研制成本高。这都不利于火箭的经济性与可靠性的提升。


技术实现要素：

6.本技术实施例提供一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件，以解决相关技术中承力结构系统与供应管路系统分开布局所导致的空间利用率低和装配工艺复杂的问题。
7.第一方面，提供了一种液体发动机支架组件，其包括：
8.安装板，其内设有介质供应通道，并且其上远离飞行器的一侧设有用于安装液体发动机组的第一密封安装部，第一密封安装部上设有与所述介质供应通道连通的出口槽；
9.支撑杆件，其安装在安装板上靠近飞行器的一侧上；
10.管路组件，其与所述介质供应通道密封连接。
11.一些实施例中，所述安装板的数量为多个，并且与管路组件相连接形成闭合的环形结构；其中一个安装板上设有与介质供应通道连通的进料管；或，
12.所述安装板的数量为一个；安装板通过支撑杆件连接在飞行器的端部，并且其上设有与介质供应通道连通的进料管。
13.一些实施例中，所述安装板的数量为四个，安装板分为两组，每组中的安装板以所述环形结构的中心轴对称设置。
14.一些实施例中，所述安装板包括：
15.第一壳体，其横截面为u型；
16.第二壳体，其设置在第一壳体长度方向的两端，并与第一壳体形成安装空间；
17.多个管道部，其设置在安装空间内，并且两端穿设第二壳体；管道部内形成所述介质供应通道；
18.多个安装块，其位于安装空间内，并用于和支撑杆件连接；所述第一密封安装部设在第一壳体远离安装块的外侧表面上。
19.一些实施例中，所述安装板还包括多个承力筋，多个承力筋沿第一壳体的长度和/或高度方向分布在安装空间内；所述管道部穿设承力筋。
20.一些实施例中，所述第一壳体上设有附加板，附加板上设有第二密封安装部，附加板内设有与介质供应通道连通的输送管。
21.一些实施例中，所述附加板的数量为两个并且间隔设置，所述附加板位于第一密封安装部的两侧；或，
22.所述附加板的数量为三个，并相连形成u型，并围合成固定空间，第一密封安装部位于固定空间内。
23.一些实施例中，所述介质供应通道包括气体通道和液体通道。
24.一些实施例中，所述支撑杆件包括连接杆，连接杆的两端分别设有连接座，两个连接座分别用于连接飞行器和安装板连接；或，
25.所述支撑杆件包括伸缩杆，伸缩杆的两端分别设有连接座，两个连接座分别用于连接飞行器和安装板连接。
26.第二方面，提供了一种飞行器液体动力系统，其包括：
27.液体发动机支架组件；
28.液体发动机组，其安装在液体发动机支架组件上。
29.本技术提供的技术方案带来的有益效果包括：
30.本技术实施例提供了一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件，由于安装板内设有介质供应通道，安装板通过介质供应通道连接有管路组件；安装板上设有第一密封安装部和支撑杆件；使用时，安装板通过支撑杆件与飞行器连接，液体发动机组安装在安装板上，然后将管路组件与介质供应通道密封连接，这样的装配方式使得液体发动机组承力结构和管路的连接在与安装板连接的同时就可以完成，装配工艺简单。供应介质经过管路组件进入到安装板内，然后经过安装板的出口槽，进入液体发动机组内，这样的结构将承力结构和介质供应管路设为一体，从而减少空间的占用。
附图说明
31.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例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技术的一些实施例，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的附图。
32.图1为本技术实施例提供的液体发动机支架组件的整体结构示意图；
33.图2为本技术实施例提供的第一种结构的安装板的背面示意图；
34.图3为本技术实施例提供的第一种结构的安装板的正面示意图；
35.图4为本技术实施例提供的第二种结构的安装板的背面示意图；
36.图5为本技术实施例提供的第二种结构的安装板的正面示意图；
37.图6为本技术实施例提供的第三种结构的安装板的背面示意图；
38.图7为本技术实施例提供的第三种结构的安装板的正面示意图；
39.图8为本技术实施例提供的第四种结构的安装板的背面示意图；
40.图9为本技术实施例提供的第四种结构的安装板的正面示意图；
41.图10为本技术实施例提供的管路组件的结构示意图；
42.图11为本技术实施例提供的支撑杆件的结构示意图。
43.图中：1、安装板；100、第一壳体；101、管道部；102、第二壳体；103、安装块；104、承力筋；105、附加板；106、输送管；107、第二密封安装部；2、介质供应通道；200、气体通道；201、液体通道；3、支撑杆件；300、连接杆；301、连接座；4、第一密封安装部；5、出口槽；6、液体发动机组；7、管路组件；700、管道本体；701、密封连接头；8、进料管。
具体实施方式
44.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
45.本技术实施例提供了一种飞行器液体动力系统及其液体发动机支架组件，以解决相关技术中承力结构系统与供应管路系统分开布局所导致的空间利用率低和装配工艺复杂的问题。
46.图1-图5，一种液体发动机支架组件，其包括：安装板1、支撑杆件3、管路组件7和第一密封安装部4。其中，安装板1内设有介质供应通道2，并且其上远离飞行器的一侧设有用于安装液体发动机组6的第一密封安装部4，第一密封安装部4上设有与介质供应通道2连通的出口槽5。
47.支撑杆件3安装在安装板1上靠近飞行器的一侧上；管路组件7与介质供应通道2密封连接将供应介质传递至液体发动机组6，液体发动机组6工作产生推力，支撑杆件3用于将液体发动机组6产生的推力传递给飞行器主体，以调整飞行器飞行姿态。
48.安装板1内设有介质供应通道2，安装板1通过介质供应通道2连接有管路组件7；安装板1上设有第一密封安装部4和支撑杆件3；使用时，安装板1通过支撑杆件3与飞行器连接，液体发动机组6安装在安装板1上，然后将管路组件7与介质供应通道2密封连接，这样的装配方式，使得液体发动机组6的承力结构和管路的连接在与安装板1连接的同时就可以完成，装配工艺简单。供应介质经过管路组件7和进入到安装板1内，然后经过安装板1的出口槽5，进入液体发动机组6内，这样的结构将承力结构和介质供应管路设为一体，从而减少空间的占用，简化结构，降低重量，也使得装配工艺简单，加快了液体姿控动力系统的生产制造效率，利于火箭的经济性与可靠性的提升。
49.在一些优选的实施例中，对于安装板1的数量可根据具体的情况进行设置：
50.第一种方案，液体发动机组6为助推发动机，其数量为一个，通过支撑杆件3连接在飞行器的端部，提供推力。
51.第二种，安装板1的数量为多个，并且与管路组件7相连接形成闭合的环形结构；其中一个安装板1上设有与介质供应通道2连通的进料管8；进料管8可向其中一个安装板1内
通入供应介质，然后进入管路组件7，管路组件7将供应介质送到其他的安装板1中，为其他的液体发动机组6提供供应介质；供应介质为液体推进剂或者气体控制气。介质供应通道2可以是单独的通道，也可以是如图2所示的两个通道，介质供应通道2包括气体通道200和液体通道201，分别进行容纳气体介质和液体介质。
52.进一步的，安装板1的数量为两个，两个安装板1以环形结构的中心轴对称设置。
53.进一步的，安装板1的数量为三个，三个安装板1均匀分布在环形结构上，均匀分布的位置可以参考相关技术中类似于一个圆被均为三个部分的例子，来进行安装三个安装板1。
54.进一步的，安装板1的数量为四个，安装板1分为两组，每组中的安装板1以环形结构的中心轴对称设置。
55.以上的液体发动机组6为偏航发动机、滚转发动机、助推发动机等液体火箭发动机组，飞行器为运载火箭、空间卫星或导弹武器；根据飞行器姿控需求选择安装板1的数量和液体发动机组6的类型，以及安装板1安装位置，从而组合装配成环形结构。
56.在一些优选的实施例中，为实现保证结构强度的情况下，进一步的降低重量进行了以下的设置：
57.安装板1包括：
58.第一壳体100，其横截面为u型；第二壳体102，其设置在第一壳体100长度方向的两端，并与第一壳体100形成安装空间；多个管道部101，其设置在安装空间内，并且两端穿设第二壳体102：管道部101内形成介质供应通道2；多个安装块103，其位于安装空间内，并用于和支撑杆件3连接；第一密封安装部4设在第一壳体100远离安装块103的外侧表面上。
59.通过以上的结构第一壳体100，其横截面为u型；第二壳体102降低了重量，
60.进一步的，实现在降低重量的情况下，保证结构强度的情况，安装板1还包括多个承力筋104，多个承力筋104沿第一壳体100的长度和/或高度方向分布在安装空间内；管道部101穿设承力筋104。
61.进一步的，为实现一个安装板1上可以安装不同的液体发动机组6，在第一壳体100上设有附加板105，附加板105上设有第二密封安装部107，附加板105内设有与介质供应通道2连通的输送管106；
62.其中，具体的附加板105的设置形式可以参考，图6-图9，其提供了两种不同形式的附加板105的设置形式，例如：
63.第一种，附加板105的数量为两个并且间隔设置，附加板105位于第一密封安装部4的两侧；
64.第二种，附加板105的数量为三个，并相连形成u型，并围合成固定空间，第一密封安装部4位于固定空间内。
65.从而可以进行安装不同的液体发动机组6，液体发动机组6可以为偏航发动机、滚转发动机、助推发动机，也可以参考附图1中所示的几种不同的液体发动机组6。从而使得本装置可以实现安装不同的液体发动机组6，使得满足多种使用需求，使得当前不同飞行器的液体姿控动力系统可以多种形式的开发设计，适用性强，利于火箭的经济性与可靠性的提升。优选地，液体发动机支架通过焊接或者增材制造方式制造。
66.参考图10，在一些优选的实施例中，管路组件7包括、管道本体700和密封连接头
701，密封连接头701上设有螺纹槽和置o型圈密封，从而便于进行安装拆卸的同时，达到密封效果。
67.参考图11，在一些优选的实施例中，对于支撑杆件3的具体结构形式有以下的操作：
68.第一种，支撑杆件3包括连接杆300，连接杆300的两端分别设有连接座301，两个连接座301分别用于连接飞行器和安装板1的安装块103连接，安装块103上设有安装孔；
69.第二种，支撑杆件3包括伸缩杆，伸缩杆的两端分别设有连接座301，两个连接座301分别用于连接飞行器和安装板1连接。第二种结构中伸缩杆的设置原因在于不同的飞行器尺寸不同，便于进行适配。
70.应当理解的是，第一种结构形式在适配不同的飞行器尺寸时，可以相应的更换连接杆300的长度即可，当然优选为第二种的形式，进一步增加适配性。伸缩杆最好应为机械式的，具有自锁的功能，以保证稳定的安全。同时，连接座301的结构形式不仅仅限于附图中的所示的结构形式，只是提供的一种形式，其他的结构也是可以的。
71.工作原理：
72.使用时，安装板1通过支撑杆件3与飞行器连接，液体发动机组6安装在安装板1上，然后将管路组件7与介质供应通道2密封连接，这样的装配方式，使得液体发动机组6的承力结构和管路的连接在与安装板1连接的同时就可以完成，装配工艺简单。供应介质经过管路组件7和进入到安装板1内，然后经过安装板1的出口槽5，进入液体发动机组6内，这样的结构将承力结构和介质供应管路设为一体，从而减少空间的占用，简化结构，降低重量，也使得装配工艺简单，加快了液体姿控动力系统的生产制造效率，利于火箭的经济性与可靠性的提升。
73.本技术还出了一种飞行器液体动力系统，其包括：
74.前文所说明的液体发动机支架组件；液体发动机组6安装在液体发动机支架组件上。
75.这样的飞行器液体动力系统，装配工艺性好和装配简单，加快了生产制造效率、可靠性与适用性增强。
76.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
77.需要说明的是，在本技术中，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。
78.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。