本发明专利技术提供了一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明专利技术的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。从而确保运载器舱段间的顺利分离。从而确保运载器舱段间的顺利分离。
【技术实现步骤摘要】
航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器
[0001]本申请为2018年8月13日提交的，专利名称为“用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器”，申请号为“201810915582.4”的专利技术专利的分案申请。
[0002]本专利技术涉及航天运载器的结构领域，具体涉及一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。
技术介绍
[0003]航天运载器采用级间冷分离方式时，通常需要在箭体/弹体结构上安装正推火箭或反推火箭，从而通过正推火箭或反推火箭的点火对级间段施加分离力。此外，为了保持运载器的气动外形，避免运载器在高速飞行的过程中遭受严酷的气动加热，正反推火箭多采用内置式的安装方式。通常情况下，正反推火箭的喷口对应的箭体/弹体的结构上要设置开孔，这样，在正反推火箭点火后，喷出的火焰可以从对应的开孔中喷出，以确保小火箭在工作时的喷流推力。
[0004]航天运载器在高速飞行时，裸漏的开孔会使运载器在高速运动时产生的气动热通过开孔进入运载器内部，从而对运载器内部各部件及结构的安全造成严重隐患，巨大的气动热甚至会使正反推火箭提前爆炸，进而导致运载器的飞行失利。
技术实现思路
[0005]针对现有技术中的上述技术问题，本专利技术提出一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。本专利技术的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部；且在设于运载器内部的小火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。
[0006]本专利技术的一个方面提供了一种航天运载器舱段堵盖，包括主体部和从所述主体部边缘连接所述主体部的连接部；所述主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置分离火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住所述舱段开孔；所述连接部包括连接口和脱出口；所述连接口围绕所述主体部均匀设置且位于主体部的边缘，所述脱出口为在所述主体部边缘形成的缺口；其中堵盖通过连接件穿过所述连接口且连接到所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接；在所述内置火箭点火时，所述堵盖通过所述连接件从所述脱出口脱离而解除与所述舱段的连接，从而所述堵盖与所述舱段分离。
[0007]在一个实施例中，所述连接口和所述脱出口彼此连通，所述连接件为杆状部件；所述主体部和所述连接部的材料为易变形材料；所述堵盖通过杆状部件穿过所述连接口连接至所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接，且在所述分离火箭点火时，所述主体部在受到所述内置火箭喷出的火焰的作用下向远离所述舱段开孔的方向变形，从而使所述杆状部件从所述脱出口脱离。
[0008]在一个实施例中，所述主体部和所述连接部为一体的薄板结构；所述连接口和所
述脱出口均为贯穿所述薄板结构两个主表面的开口。
[0009]在一个实施例中，所述连接口为螺纹孔，且所述杆状部件为匹配所述螺纹孔的螺栓；所述脱出口为在所述薄板结构的边缘位置形成的缺口，且所述薄板结构在所述缺口位置彼此面对的部分之间的最小尺寸小于所述螺纹孔的孔径。
[0010]在一个实施例中，所述缺口为条形缺口，且所述条形缺口的宽度从靠近所述螺纹孔一侧向远离所述螺纹孔一侧逐渐增加。
[0011]在一个实施例中，所述缺口从靠近所述螺纹孔一侧向远离所述螺纹孔的方向上为梯形缺口。
[0012]在一个实施例中，所述梯形缺口的两个彼此面对的表面具有第一夹角，所述两个彼此面对的表面中的任意一个与从所述螺纹孔的轴线延伸且平分所述第一夹角的平面之间的夹角在15
‑
45度的范围内。
[0013]在一个实施例中，每个所述连接口和所述脱出口构成一对连接脱出结构，多对连接脱出机构围绕所述主体部均匀设置。
[0014]本专利技术的另一个方面提供了一种航天运载器的舱段结构，包括舱段、设置于所述舱段内部的分离火箭、对应所述分离火箭喷口的舱段开孔以及从所述舱段外侧覆盖所述舱段开孔的堵盖；所述堵盖设有连接口和脱出口，所述连接口围绕所述主体部均匀设置且位于主体部的边缘，所述脱出口为在所述主体部边缘形成的缺口；其中所述堵盖通过连接件穿过所述连接口且连接至所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接，在所述分离火箭点火时，所述堵盖通过所述连接件从所述脱出口脱离而解除与所述舱段的连接，从而所述堵盖从所述舱段分离。
[0015]在一个实施例中，所述连接口与所述脱出口彼此连通，所述连接件为杆状部件；所述堵盖的材料为易变形材料；所述堵盖通过杆状部件穿过所述连接口且连接至所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接，在所述分离火箭点火时，所述堵盖在受到所述分离火箭喷出的火焰作用下向远离所述舱段开口的方向变形，从而使所述杆状部件从所述脱出口脱离。
[0016]在一个实施例中，所述堵盖为薄板结构且材料为铝合金；所述连接口和所述脱出口均为贯穿所述堵盖两个主表面的开口。
[0017]在一个实施例中，所述连接口为螺纹孔，所述杆状部件为匹配所述螺纹孔的螺栓；所述脱出口为在所述薄板结构的边缘位置形成的缺口，其中所述薄板结构在所述缺口位置彼此面对的部分之间最小尺寸小于所述螺纹孔的孔径。
[0018]在一个实施例中，所述缺口为条形缺口，且所述条形缺口的宽度从靠近所述螺纹孔一侧向远离所述螺纹孔一侧逐渐增加。
[0019]在一个实施例中，所述缺口在从靠近所述螺纹孔一侧向远离所述螺纹孔的方向上为梯形缺口，所述梯形缺口的两个彼此面对的表面具有第一夹角；所述两个彼此面对的表面中的任意一个与从所述螺纹孔的轴线延伸且平分所述第一夹角的平面之间的夹角在15
‑
45度的范围内。
[0020]本专利技术的再一个方面提供了一种航天运载器，其包括上述堵盖，或包括上述舱段结构。
[0021]本专利技术的堵盖、舱段结构和航天运载器，可以通过堵盖设置在对应内置小火箭喷
口的舱段开口位置，一方面实现阻止气动热进入舱体内部，保护小火箭和舱段内的其它部件的作用；另一方面实现小火箭点火时，堵盖通过脱出孔从舱段的分离的作用，确保小火箭的喷流能够从对应的舱段开孔喷出，进而实现舱段间的彼此分离。
[0022]在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。
附图说明
[0023]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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专利技术的一些实施例，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。
[0024]图1是根据本专利技术实施例的堵盖的结构示意图。
[0025]图2为根据本专利技术实施例的堵盖、舱段及内置分离火箭的设置关系示意图。
[0026]图3a为本专利技术实施例的堵盖与舱段设置关系示意图。
[0027]图3b为图3a沿A
‑
A方向的剖视示意图。
[0028]图4为根据本专利技术实施例的堵盖及其在舱段上的设置示意图。
[0029]图5为本专利技术实施例的分离火箭在舱段内的设置示意图。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航天运载器舱段堵盖，其特征在于：包括主体部和从所述主体部边缘连接所述主体部的连接部；所述主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置分离火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住所述舱段开孔；所述连接部包括连接口和脱出口，所述连接口围绕所述主体部均匀设置且位于主体部的边缘，所述脱出口为在所述主体部边缘形成的缺口；其中堵盖通过连接件穿过所述连接口且连接到所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接；在所述分离火箭点火时，所述堵盖通过所述连接件从所述脱出口脱离而解除与所述舱段的连接，从而所述堵盖与所述舱段分离；所述堵盖为圆形板或椭圆形板。2.根据权利要求1所述的航天运载器舱段堵盖，其特征在于，所述连接口和所述脱出口彼此连通，所述连接件为杆状部件；所述主体部和所述连接部的材料为易变形材料；所述堵盖通过杆状部件穿过所述连接口且连接至所述舱段开孔周边的对应位置与所述舱段连接；在所述分离火箭点火时，所述主体部在受到所述分离火箭喷出的火焰的作用下向远离所述舱段开孔的方向变形，从而使所述杆状部件从所述脱出口脱离。3.根据权利要求2所述的航天运载器舱段堵盖，其特征在于，所述主体部和所述连接部为一体的薄板结构；所述连接口和所述脱出口均为贯穿所述薄板结构两个主表面的开口。4.根据权利要求3所述的航天运载器舱段堵盖，其特征在于，所述连接口为螺纹孔，且所述杆状部件为匹配所述螺纹孔的螺栓；所述脱出口为在所述薄板结构的边缘位置形成的缺口，且所述薄板结构在所述缺口位置彼此面对的部分之间的最小尺寸小于所述螺纹孔的孔径。5.根据权利要求4所述的航天运载器舱段堵盖，其特征在于，所述缺口为条形缺口，且所述条形缺口的宽度从靠近所述螺纹孔一侧向远离所述螺纹孔一侧逐渐增加。6.根据权利要求1
...
【专利技术属性】
技术研发人员：戴政，张蕾，刘建，宋晓伟，秦春云，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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