一种锥型底火箭贮箱结构的制作方法

1.本发明属于火箭技术领域，具体地涉及一种锥型底火箭贮箱结构。


背景技术：

2.目前，世界航天业已然进入到商业化时代，其核心特征就是低成本火箭发射和卫星运营服务，美国spacex公司作为全球商业航天的引领者，其研制的猎鹰火箭的发射费用几乎降了一个数量级。降本增效，是运载火箭研制的必然选择。
3.运载火箭主要含结构、动力、电气控制系统等，火箭结构是运载火箭重要组成。一般的液体火箭结构例如图4a至图4c所示，主要包括一级箭体结构、二级箭体结构和整流罩等。一级箭体结构主要包含一级动力舱、一级后箱、一级箱间段、一级前箱、级间段等。
4.为了降低火箭的长度，火箭可采用共底贮箱设计方案，国内的某型号火箭三级采用液氢液氧推进剂，由于液氢、液氧两种推进剂液态温度不同，贮箱共底需要隔热，采用了双层共底真空结构，相当于将前箱后底后凸底改为后凹底结构；前箱后凹底与后箱前凸底结构相对贴合、之间留有间隙空腔，前箱后凹底与后箱前凸底机械连接、抽真空形成真空腔，提升隔热效果。该方案仍存在工艺较为复杂的缺憾。
5.另一方面，在一级箭体贮箱具有多段用于连接的y型环、过渡段及端框等结构，部件繁多、工艺复杂，限制了火箭成本的进一步降低。


技术实现要素：

6.基于现有技术存在的问题，本发明提供一种锥型底火箭贮箱结构，通过简化贮箱的连接结构，尤其是后箱及发动机部分的连接结构，进而减少火箭贮箱部件数量及工艺难度，进一步降低火箭成本。
7.依据本发明的技术方案，本发明提供了一种锥型底火箭贮箱结构，所述锥型底火箭贮箱结构为一种精简结构的锥型共底火箭贮箱，所述锥型共底火箭贮箱包括有上端的贮箱前锥底、下端的贮箱后锥底，贮箱前锥底下方连接有前箱壳体，贮箱后锥底上方连接有后箱壳体；前箱壳体和后箱壳体之间通过共底r型环相连接；共底r型环内侧连接有锥型共底，锥型共底呈向上或向下突起的锥形，锥型共底的下表面贴合地设置有共底隔热层。
8.进一步地，锥型共底呈向上突起的锥形，锥型共底的下端与共底r型环内侧的上端相对接；共底隔热层贴合锥型共底的下表面设置，并贴合地延伸至共底r型环的下端。
9.进一步地，共底隔热层为耐低温性能的pmi泡沫材料、气凝胶、玄武岩或陶瓷纤维复合材料制成的板状结构。
10.进一步地，贮箱前锥底和贮箱后锥底分别呈向上和向下突起的锥形。
11.进一步地，贮箱前锥底和前箱壳体之间通过前r型环相连接，前r型环的上端连接级间段；贮箱后锥底和后箱壳体之间通过后r型环相连接，后r型环的下端连接动力舱。
12.进一步地，前r型环和后r型环均通过各自的第一对接端与相邻的级间段或动力舱相连接；第一对接端开设有第一连接孔，级间段和动力舱上均开设有第二连接孔，第一连接
孔和第二连接孔相对齐并穿入设置有螺栓或铆钉。
13.进一步地，前r型环和后r型环均由外侧向内侧或者由内侧向外侧开设有凹槽。
14.进一步地，前r型环和后r型环均通过各自的第二对接端与相邻的前箱壳体或后箱壳体相连接；前r型环和后r型环均通过各自的第三对接端与相邻的贮箱前锥底或贮箱后锥底相连接。
15.进一步地，第二对接端及第三对接端均开设有环槽从而与相连接的部件相卡合并通过锁底焊缝相连接。
16.进一步地，第二对接端及第三对接端与相连接的部件厚度相同并通过对接焊缝相连接。
17.与现有技术相比，本发明的有益技术效果如下：1、本发明采用单层锥型共底贮箱设计，相当于去掉了一个箱底和一个箱间段，也可以理解为两个贮箱合并为一个贮箱（增加一个箱底），简化了结构，降低了结构配套成本。贮箱采用单层共底结构，共底下单面安装共底隔热层；单层共底与真空双层共底相比，结构更简单，既提高了可靠性，又进一步降低了结构配套成本。
18.2、本发明采用r型环三合一结构，相比现有的贮箱结构去掉了过渡段和端框结构件，结构设计精简优化，节省了产品配套成本，降低了火箭长径比，有助于总体和结构的优化设计。
附图说明
19.图1a是本发明一实施例的锥型共底处的结构示意图。
20.图1b是本发明一实施例的前r型环处的结构示意图。
21.图1c、图1d分别是本发明一具有图1a、图1b所示结构的火箭的结构示意图。
22.图2、图3分别是本发明另一些实施例的前r型环处的结构示意图。
23.图4a、图4b分别是现有火箭的结构示意图。
24.图4c是图4a中一级前箱与级间段连接部分的剖视示意图。
25.附图中的附图标记说明：a、一级箭体结构；b、二级箭体结构；c、整流罩；a1、一级前箱；a2、一级后箱；a3、一级箱间段；a4、级间段；a5、动力舱；a11、前箱前端框；a12、前箱前过渡段；a13、前箱前底；a14、前箱前y型环；a15、前箱壳体；a16、前箱后y型环；a17、前箱后底；a18、前箱后过渡段；a19、前箱后端框；a21、后箱前端框；a22、后箱前过渡段；a23、后箱前底；a24、后箱前y型环；a25、后箱壳体；a26、后箱后y型环；a27、后箱后底；a28、后箱后过渡段；a29、后箱后端框；1、贮箱前锥底；2、贮箱后锥底；3、共底r型环；4、锥型共底；5、共底隔热层；6、前r型环；7、后r型环；8、第一对接端；9、第一连接孔；10、第二连接孔；11、凹槽；12、第二对接端；13、第三对接端；14、环槽。
具体实施方式
26.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳
动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
27.另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
28.需要注意，本发明中提及的“第一”、“第二”等概念仅用于对不同的装置、模块或单元进行区分，并非用于限定这些装置、模块或单元所执行的功能的顺序或者相互依存关系。
29.需要注意，本发明中提及的“一个”、“多个”的修饰是示意性而非限制性的，本领域技术人员应当理解，除非在上下文另有明确指出，否则应该理解为“一个或多个”。
30.本发明涉及一种锥型底火箭贮箱结构，属于火箭技术领域，所述锥型底火箭贮箱结构为一种精简结构的锥型共底火箭贮箱，所述锥型共底火箭贮箱包括有上端的贮箱前锥底、下端的贮箱后锥底，贮箱前锥底下方连接有前箱壳体，贮箱后锥底上方连接有后箱壳体；前箱壳体和后箱壳体之间通过共底r型环相连接；共底r型环内侧连接有锥型共底，锥型共底呈向上或向下突起的锥形，锥型共底的下表面贴合地设置有共底隔热层。本发明采用单层锥型共底贮箱设计，锥型共底下单面安装共底隔热层，简化了结构，降低了结构配套成本；采用r型环三合一结构，相比现有的贮箱结构省去了过渡段和端框结构件，结构设计精简优化，节省了产品配套成本，降低了火箭长径比，有助于总体和结构的优化设计。
31.首先请参阅图4a至图4c，为现有液体火箭的结构。罐状的贮箱外侧为贮箱壳体，贮箱的两端为贮箱箱底，贮箱箱底露出于贮箱壳体外，贮箱两端的贮箱箱底外均具有多段相连接的环形连接结构。因此贮箱除了箱底及壳体以及总共还包括有前箱前端框a11、前箱前过渡段a12、前箱前y型环a14、前箱后y型环a16、前箱后过渡段a18、前箱后端框a19、后箱前端框a21、后箱前过渡段a22、后箱前y型环a24、后箱后y型环a26、后箱后过渡段a28和后箱后端框a29这12个用于连接的部件。进而需要对这些部件分别进行生产加工、装配连接，工艺复杂、加工难度大、成本较高，其总重也较大，对力求降低成本的商业化运载火箭的发展造成阻碍。
32.因此，本发明提出一种锥型底火箭贮箱结构，其改进重点即在于取消贮箱的过渡段、端框和y型环分体式的结构，将其三者结构、功能相融合并进行优化，形成前r型环6和后r型环7；并且，取消了前箱后底a17、一级箱间段a3及后箱前底a23范围的所有部件，替换为锥型共底4，同时，采用共底隔热层5替代了现有的双层共底真空结构；从而显著简化了结构，也减轻了重量。
33.请参阅图1a至图1d，本发明的一实施例中，火箭整体主要包括一级箭体结构a、二级箭体结构b和整流罩c等，其中，一级箭体结构a主要包含一级的动力舱a5、级间段a4以及本发明的锥型共底火箭贮箱结构。本发明的锥型共底火箭贮箱包括有上端的贮箱前锥底1、下端的贮箱后锥底2，贮箱前锥底1下方通过前r型环6连接有前箱壳体a15，贮箱后锥底2上方通过后r型环7连接有后箱壳体a25。
34.如图1a所示，为图1c中e部分的剖视示意图。前箱壳体a15和后箱壳体a25之间通过共底r型环3相连接，共底r型环3内侧的上端连接有锥型共底4，锥型共底4呈向上突起的锥形，锥型共底4的下表面贴合地设置有共底隔热层5。共底r型环3截面呈r字形，前箱壳体a15、后箱壳体a25及共底r型环3的外侧面相齐平，从而便于装配并减少气动阻力。共底隔热层5为耐低温性能的pmi泡沫材料、气凝胶、玄武岩或陶瓷纤维复合材料等隔热材料制成的板状结构。共底隔热层5贴合锥型共底4的下表面设置，并贴合地延伸至共底r型环3的下端，
从而保证隔热效果。锥型共底4将贮箱密封地分隔，贮箱前锥底1和贮箱后锥底2分别为向上和向下突出的锥面。锥型共底4上方形成前箱，用于贮存氧化剂例如液氧，下方形成后箱，用于贮存燃烧剂例如甲烷。
35.请参阅图1b，为图1c中d部分的剖视示意图。贮箱前锥底1和前箱壳体a15之间通过前r型环6相连接，前r型环6的上端连接级间段a4；贮箱后锥底2和后箱壳体a25之间通过后r型环7相连接，后r型环7的下端连接动力舱a5，从而形成稳定的整体固定的箭体结构。
36.前r型环6和后r型环7均通过各自的第一对接端8与相邻的级间段a4或动力舱a5相连接；第一对接端8开设有第一连接孔9，级间段a4和动力舱a5上均开设有第二连接孔10，第一连接孔9和第二连接孔10相对齐并穿入设置有螺栓或铆钉。
37.优选地，如图1b和图2所示，前r型环6和后r型环7均由外侧向内侧或者由内侧向外侧开设有凹槽11，起到减重作用。
38.前r型环6和后r型环7均通过各自的第二对接端12与相邻的前箱壳体a15或后箱壳体a25相连接；前r型环6和后r型环7均通过各自的第三对接端13与相邻的贮箱前锥底1或贮箱后锥底2相连接。
39.如图1b所示实施例中，第二对接端12及第三对接端13均与相连接的部件厚度相同并对接焊接。优选如图2所示，第二对接端12及第三对接端13均开设有环槽14从而与相连接的部件相卡合并焊接。环槽14即向内凹陷的、以容纳卡合相连接的板末端的环形槽，或可理解为在图1b所示结构基础上，在内侧增设了环形挡板；总之通过此结构增大了前r型环6与相连接部分贴合的面积，可通过锁底焊缝焊接，保证焊缝的密封。
40.如图3所示的再一实施例中，第一对接端8具有环槽结构，级间段a4末端及该环槽相对应地开设有通孔，例如为周向均匀分布的共上下两排孔，在该通孔中通过铆钉或者螺栓进行固定。前r型环6与贮箱前锥底1以及与前箱壳体a15之间通过对接焊缝焊接。
41.可以理解的是，前r型环6及后r型环7的r字形的三个端的连接方式以及是否开设有凹槽均可以根据需要进行选择及组合。r型环与贮箱壳体及贮箱箱底之间也可采用螺栓或铆钉连接，与级间段a4/动力舱a5之间也可采用焊接，出于对结构整体的装配便捷性及后续使用的需要考虑，优选将r型环与贮箱壳体及贮箱箱底之间直接焊接固定，形成与贮箱主体相连在一起的结构，而与级间段a4/动力舱a5之间采用可拆卸的螺栓连接，便于进行维护等工作。此外，以上仅给出了针对于一级箭体结构的例子，可以想到的是，对于二级箭体结构等，也可采用本发明。
42.此外，在材料方面，目前有项目采用更高强度的2195铝合金材料，也有采用复合材料或复合结构的贮箱，对超大型的火箭、也有采用不锈钢材料贮箱结构。本发明的共底贮箱优选采用综合性能较好、性价比更好的2a14铝合金材料。作为液氧、甲烷火箭的贮箱，2a14铝合金的低温强度接近500mpa，低温特性更好；并且密度相对较小有助于降低火箭重量；此外2a14铝合金的成本也相对较低，因此是较为理想的材料。以及采用搅拌摩擦焊接固相焊接工艺，能够有效地提升焊缝强度系数，减少焊接气孔、夹杂、裂纹等质量缺陷。
43.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和
范围。