一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型

摘要

本发明公开了一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，应用于空间探测飞行器的大型推进模块，属于航天领域。该飞行器推进模块构型包括推进贮箱、推进承力筒、贮箱安装法兰。其中，推进承力筒和贮箱安装法兰之间通过螺栓连接，装配形成推进模块的主结构；推进贮箱则与贮箱安装法兰之间通过机械连接，以内嵌的方式，安装在推进承力筒侧壁，与推进承力筒、贮箱安装法兰共同参与推进模块承载，形成高度集成化的飞行器推进模块构型。本发明满足了大型空间探测飞行器的推进布局、质量和力学特性的优化要求。

权利要求

1.一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，采用贮箱嵌入式安装形式，包括推进贮箱(1)、推进承力筒(2)、贮箱安装法兰(3)；

所述推进承力筒(2)和贮箱安装法兰(3)之间通过螺栓连接，装配形成推进模块的主结构；

所述推进贮箱(1)则与贮箱安装法兰(3)之间通过机械连接，以内嵌的方式，安装在推进承力筒(2)的侧壁，与推进承力筒(2)、贮箱安装法兰(3)共同参与推进模块承载，形成高度集成化的飞行器推进模块构型。

2.根据权利要求1所述的一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，所述推进贮箱(1)采用球形或球柱形构型，靠近贮箱质心平面处，设计有周向连接法兰。

3.根据权利要求1所述的一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，所述推进承力筒(2)采用圆柱筒体构型，包括上端框(201)、筒体(202)、下端框(203)；

上端框(201)的截面设计为“L”型外翻形式，缘板与腹板之间做“大倒圆”设计，并通过局部锪平打孔的方法，提供舱段间的机械连接接口；下端框(203)为一体式环形结构件，设计有器箭包带连接分离接口，采用金属锻环整体机加工成型；筒体(202)采用金属网格加筋壁板拼焊成型，周向开设有贮箱安装开口，安装开口周边设计有贮箱安装法兰(3)的安装接口；上端框(201)、筒体(202)、下端框(203)三者单独成型后，采用拼焊形式装配成型。

4.根据权利要求1所述的一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，所述上端框(201)为一体式环形结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型。

5.根据权利要求1所述的一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，所述贮箱安装法兰(3)为一体式筒型结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型。

6.根据权利要求1所述的一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，其特征在于，所述贮箱安装法兰(3)前端作外翻平面设计，翻边平面设计有推进贮箱(1)的安装接口；后端作外翻圆柱弧面设计，翻边弧面与筒体(202)贴合，并设计有筒体(202)机械连接接口。

说明书

一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型

技术领域

[0001] 本发明涉及航天领域，特别涉及适用于空间探测飞行器的大承载推进模块，具体涉及一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型。

背景技术

[0002] 随着现代航天技术的发展，空间探测飞行器主结构、推进贮箱越来越趋向于大型化、重型化。需要使用一种简捷、高效的推进模块构型，旨在满足主结构承载和大型推进贮箱的安装需求，同时又能够降低飞行器重量和质心分布，改善整器力学特性。

[0003] 目前，国内外空间探测飞行器推进模块仍多采用贮箱叠放、环向布局等构型，均需专门设计贮箱安装板、安装支架等结构件，用于贮箱与主承力结构之间的转载，导致飞行器的整体空间利用率不高，承载效率较低，结构重量偏重。国内外对于主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型研究较少。

[0004] 据申请人了解，目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道。

发明内容

[0005] 本发明的目的在于提供一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，来满足大型空间探测飞行器推进布局、质量和力学特性的优化需求。

[0006] 本发明的技术方案如下：一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，采用贮箱嵌入式安装形式，包括推进贮箱、推进承力筒、贮箱安装法兰；所述推进承力筒和贮箱安装法兰之间通过螺栓连接，装配形成推进模块的主结构；所述推进贮箱则与贮箱安装法兰之间通过机械连接，以内嵌的方式，安装在推进承力筒的侧壁，与推进承力筒、贮箱安装法兰共同参与推进模块承载，形成高度集成化的飞行器推进模块构型。

[0007] 推进贮箱可采用球形或球柱形贮箱形式。靠近贮箱质心平面处，设计周向连接法兰，用于贮箱安装。周向连接法兰在满足贮箱安装和贮箱自身力学载荷条件设计要求的基础上，还需设计有承载外界载荷作用的能力。

[0008] 推进承力筒采用圆柱筒体构型，包括上端框、筒体、下端框；其中，上端框为一体式环形结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型；上端框的截面设计为“L”型外翻形式，缘板与腹板之间做“大倒圆”设计，并通过局部锪平打孔，提供舱段间的连接接口；下端框为一体式环形结构件，设计有器箭包带连接分离接口，采用金属锻环整体机加工成型；筒体采用金属网格加筋壁板拼焊成型，周向开设有贮箱安装开口，安装开口周边设计有贮箱安装法兰安装接口；上端框、筒体、下端框三者单独成型后，采用拼焊形式装配成型；

[0009] 贮箱安装法兰为一体式结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型；贮箱安装法兰主体采用圆柱筒型，其前端作外翻平面设计，翻边平面设计有推进贮箱安装接口；后端作外翻圆柱弧面设计，翻边弧面与筒体贴合，并设计有筒体机械连接接口。

[0010] 贮箱安装法兰与推进承力筒之间通过机械连接，装配形成舱体主结构。推进贮箱与贮箱安装法兰之间通过机械连接，以嵌入安装的方式，安装在推进承力筒的侧壁。

[0011] 与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

[0012] 本发明中，推进贮箱通过贮箱安装法兰直接内嵌安装于推进承力筒侧壁，取消了常规贮箱安装板、安装支架等结构件，推进布局更为简化、紧凑；推进贮箱直接参与推进模块承载，提升和改善了推进模块的承载效率和力学特性；可视推进贮箱的具体承载限度要求，对推进承力筒和贮箱安装法兰的结构形式和设计参数进行适应性设计，主承力结构具有较高的可设计性。

[0013] 当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

[0014] 图1是本发明实施例的飞行器推进模块构型示意图；

[0015] 图2是本发明实施例的飞行器推进模块构型分解示意图；

[0016] 图3是本发明实施例的推进贮箱构型示意图；

[0017] 图4是本发明实施例的推进承力筒构型示意图；

[0018] 图5是本发明实施例的上端框构型示意图；

[0019] 图6是本发明实施例的下端框构型示意图；

[0020] 图7是本发明实施例的筒体构型示意图；

[0021] 图8是本发明实施例的贮箱安装法兰构型示意图；

[0022] 图9是本发明实施例的装配示意图；

[0023] 图中，1.推进贮箱；2.推进承力筒；3.贮箱安装法兰；101.周向连接法兰；201.上端框；202.筒体；203.下端框；201a.“大倒圆”设计；201b.舱段连接接口；202a.网格加筋壁板；202b.贮箱安装开口；202c.贮箱安装法兰接口；203a.包带连接分离接口；301.推进贮箱安装接口；302.筒体连接接口。

具体实施方式

[0024] 下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。

[0025] 参见图1和图2，图1是本实施例的飞行器推进模块构型示意图，图2是实施例的飞行器推进模块构型分解示意图。

[0026] 本实施例的主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，采用贮箱嵌入式安装形式，构型包括推进贮箱1、推进承力筒2、贮箱安装法兰3。

[0027] 参见图3，图3是本实施例的推进贮箱构型示意图。

[0028] 推进贮箱1可采用球形或球柱形贮箱形式。靠近贮箱质心平面处，设计周向连接法兰101，用于贮箱安装。周向连接法兰101在满足贮箱安装和贮箱自身力学载荷条件设计要求的基础上，还需设计有承载外界载荷作用的能力。

[0029] 参见图4，图4是本实施例的推进承力筒构型示意图。

[0030] 推进承力筒2采用圆柱筒体构型，包括上端框201、筒体202、下端框203。其中，上端框201为一体式环形结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型；上端框201的截面设计为“L”型外翻形式，缘板与腹板之间做“大倒圆”设计201a，以提升端框抗弯刚度；上端框201倒圆处以局部锪平后打孔的方法，设计舱段连接接口201b，该设计方法可缩减端框外翻边宽度，在简化端框结构形式的同时，有效保证连接接口强度和刚度。图5是本实施例的上端框构型示意图。下端框203为一体式环形结构件，设计有器箭包带连接分离接口203a，采用金属锻环整体机加工成型。图6是本实施例的下端框构型示意图。筒体202采用金属网格加筋壁板202a拼焊成型，周向开设有贮箱安装开口202b，开口周边设计有贮箱安装法兰接口202c。图7是本实施例的筒体构型示意图。上端框201、筒体202、下端框203三者单独成型后，采用拼焊形式装配成型；

[0031] 参见图8，图8是本实施例的贮箱安装法兰构型示意图。

[0032] 贮箱安装法兰3为一体式结构件，采用金属锻环整体机加工成型或金属件分段机加工后拼焊成型；贮箱安装法兰3主体采用圆柱筒型，其前端作外翻平面设计，翻边平面设计有推进贮箱安装接口301；后端作外翻圆柱弧面设计，翻边弧面与筒体202贴合，并设计有筒体连接接口302；

[0033] 参见图9，图9是本实施例的装配示意图。

[0034] 贮箱安装法兰3与推进承力筒2之间通过贮箱安装法兰接口202c和筒体连接接口302，以机械连接的方式，装配形成舱体主结构。推进贮箱1与贮箱安装法兰3之间通过周向连接法兰101和推进贮箱安装接口301，以嵌入安装的方式，通过机械连接安装在推进承力筒2侧壁。

[0035] 本发明的集成化飞行器推进模块构型，采用主结构、推进贮箱集成设计方法。推进贮箱1通过贮箱安装法兰3直接内嵌安装于推进承力筒2侧壁，取消了常规贮箱安装板、安装支架等结构件，推进布局更为简化、紧凑；推进贮箱1直接参与主结构承载，提升和改善了推进模块的承载效率和力学特性；可视推进贮箱1的具体承载限度要求，对推进承力筒2和贮箱安装法兰3的结构形式和设计参数进行适应性设计，主结构具有较高的可设计性。

[0036] 以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。