一种基于底遮板界面压接的飞行器连接结构和飞行器制造技术

本发明专利技术公开了一种基于底遮板界面压接的飞行器连接结构和飞行器。飞行器连接结构应用于飞行器，飞行器包括飞行器舱体和载荷，飞行器连接结构包括：转接支架，转接支架和载荷容置于飞行器舱体，转接支架的前端法兰的中心区域与载荷固定连接，前端法兰的外周与飞行器舱体连接，转接支架和飞行器舱体之间可分离；底遮板，底遮板与转接支架的后端法兰固定连接，并封盖飞行器舱体的舱体开口，在转接支架和飞行器舱体之间分离后，载荷通过舱体开口从飞行器舱体脱出。由此可以简化分离界面，提升分离可靠度，同时适应轻质化的大面积薄底遮板结构。底遮板四周与舱体为搭接连接，在底遮板与舱体搭接区域设置柔性缓冲隔热材料，保证搭接部位的热密封性。部位的热密封性。部位的热密封性。

【技术实现步骤摘要】
一种基于底遮板界面压接的飞行器连接结构和飞行器


[0001]本申请涉及航空航天结构设计的
，特别是一种基于底遮板界面压接的连接结构和飞行器。

技术介绍

[0002]对于内装填有效载荷的航空航天飞行器，需实现有效载荷与飞行器的分离脱出，通常的分离方案中至少设置两道分离界面，即飞行器舱体自身结构的分离，以及飞行器舱体与内装填有效载荷的分离。其中，飞行器舱体自身结构分离的主要目的是将飞行器上的封闭结构打开，例如分段舱体分开、底遮板分开、舱盖分开等，为下一步的内装填有效载荷的分离创造分离通道和空间。分离界面数量较多容易降低分离可靠度。

技术实现思路

[0003]本申请提供一种飞行器连接结构和飞行器，目的是简化分离界面，提升分离可靠度，同时适应轻质化的大面积薄底遮板结构。
[0004]第一方面，提供了一种飞行器连接结构，应用于飞行器，所述飞行器包括飞行器舱体和载荷，所述飞行器连接结构包括：
[0005]转接支架，所述转接支架和所述载荷容置于所述飞行器舱体，所述转接支架的前端法兰的中心区域与所述载荷固定连接，所述前端法兰的外周与飞行器舱体连接，所述转接支架和所述飞行器舱体之间可分离；
[0006]底遮板，所述底遮板与所述转接支架的后端法兰固定连接，并封盖所述飞行器舱体的舱体开口，在所述转接支架和所述飞行器舱体之间分离后，所述载荷通过所述舱体开口从所述飞行器舱体脱出。
[0007]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述后端法兰的外径小于所述底遮板的外径。
[0008]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述后端法兰包括第一后端法兰孔、第二后端法兰孔和第三后端法兰孔；所述第一后端法兰孔用于与所述底遮板固定连接；所述第二后端法兰孔位于所述第一后端法兰孔和所述第三后端法兰孔之间，所述第二后端法兰孔用于减重；所述第三后端法兰孔用于与底遮板固定连接以实现飞行器尾部封堵及热密封。
[0009]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述飞行器舱体的舱体内部设置有舱体突出部，所述载荷容置于从所述飞行器舱体的背离所述底遮板的一端到所述舱体突出部之间的空间内；
[0010]所述前端法兰包括内环部和对称设置的多个臂部，所述内环部与所述载荷固定连接，所述臂部的一端与所述内环部连接，另一端与所述飞行器舱体的舱体突出部固定连接。
[0011]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述飞行器连接结构还包括柔性缓冲垫，所述底遮板的外周通过所述柔性缓冲垫搭接抵压于所述舱体开口上。
[0012]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述底遮板包括相连的主体部和外圈部，所述主体部的厚度大于所述外圈部的厚度；所述飞行器舱体包括相连的舱体后端框和内圈部，所述内圈部的厚度小于所述舱体后端框的厚度，所述内圈部形成所述舱体开口，所述柔性缓冲垫设置于所述内圈部和所述外圈部之间。
[0013]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述内圈部的厚度小于或等于所述外圈部的厚度。
[0014]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述外圈部的厚度为2～4mm，所述内圈部厚度为5～12mm，所述柔性缓冲垫的原始厚度为7～12mm，安装后所述柔性缓冲垫的厚度压缩至4～7mm。
[0015]结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，安装后所述内圈部的外侧与所述外圈部的背离所述转接支架的一侧齐平。
[0016]第二方面，提供了一种飞行器，所述飞行器包括飞行器舱体、载荷和如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的飞行器连接结构。
[0017]与现有技术相比，本申请提供的方案至少包括以下有益技术效果：
[0018](1)底遮板结构与内装填投送载荷为一体结构，与飞行器舱体同步分离，简化了分离界面，提升分离可靠度。
[0019](2)底遮板与飞行器舱体采用内环连接、外环搭接接触的连接形式，有利于底遮板高效承受内/外压差载荷，使得底遮板可以做轻质化和薄壁化设计，有利于结构减重。
[0020](3)在底遮板与舱体搭接区域设置柔性缓冲材料，能够适应薄壁轻质化大面积的底遮板结构易变性的特点，可以保证搭接区域的间隙消除，提升飞行器舱体在底遮板搭接区域的热密封可靠性。
附图说明
[0021]图1为本申请实施例提供的一种飞行器连接结构的示意图。
[0022]图2为本申请实施例提供的一种飞行器连接结构的一个视角图。
[0023]图3为本申请实施例提供的一种飞行器连接结构的一个视角图。
[0024]图4为本申请实施例提供的一种飞行器连接结构的截面图。
[0025]附图标记说明：1、飞行器舱体，2、转接支架，3、底遮板，4、柔性缓冲垫，1
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1、舱体突出部，1
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2、舱体后端框，2
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1、第二前端法兰孔，2
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2、第一前端法兰孔，2
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3、第一后端法兰孔，3
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1、底遮板法兰孔，5、载荷。
具体实施方式
[0026]下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步详细的描述。
[0027]本专利技术提出了一种底遮板与内装填投送载荷一体化分离的飞行器连接结构，以将飞行器底遮板与飞行器内装填投送载荷同步分离，简化分离界面，提高分离可靠度。本专利技术提供的连接结构例如可以适用于投送载荷从飞行器底部脱出分离的场景。
[0028]如图1所示，飞行器连接结构可以应用于飞行器舱体1，包括转接支架2、底遮板3。在未分离的状态下，转接支架2可以容置在飞行器舱体1内，底遮板3盖住飞行器舱体1的一侧舱体开口。转接支架2连接在飞行器舱体1和底遮板3之间。转接支架2背离底遮板3的一侧
设置有前端法兰，转接支架2面向底遮板3的一侧设置有后端法兰。
[0029]转接支架2的前端法兰的中心区域可以设置有第一前端法兰孔2
‑
3。转接支架2可以通过第一前端法兰孔2
‑
3与载荷5固定连接。转接支架2的外周可以设置有第二前端法兰孔2
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1。转接支架2可以通过第二前端法兰孔2
‑
1与飞行器舱体1固定连接。
[0030]在图1所示的实施例中，转接支架2的前端法兰可以包括内环部和4个臂部。内环部位于转接支架2前端法兰的中心区域，且内环部设置有上述第一前端法兰孔2
‑
3。4个臂部的一端均与内环部连接，4个臂部的另一端分别固定在飞行器舱体1的4个舱体突出部1
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1上。其中舱体突出部1
‑
1可以设置在飞行器舱体1的内侧，并向内突出。飞行器舱体1的背离底遮板3的一端到舱体突出部1
‑
1的空间可以用于容置载荷5。上述转接支架2的第二前端法兰孔2
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1具体设置在转接支架2的臂部，并与舱体突出部1
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1上的舱体法兰孔固定连接。
[0031]转接支架本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器连接结构，其特征在于，应用于飞行器，所述飞行器包括飞行器舱体(1)和载荷(5)，所述飞行器连接结构包括：转接支架(2)，所述转接支架(2)和所述载荷(5)容置于所述飞行器舱体(1)，所述转接支架(2)的前端法兰的中心区域与所述载荷(5)固定连接，所述前端法兰的外周与飞行器舱体(1)连接，所述转接支架(2)和所述飞行器舱体(1)之间可分离；底遮板(3)，所述底遮板(3)与所述转接支架(2)的后端法兰固定连接，并封盖所述飞行器舱体(1)的舱体开口，在所述转接支架(2)和所述飞行器舱体(1)之间分离后，所述载荷(5)通过所述舱体开口从所述飞行器舱体(1)脱出。2.根据权利要求1所述的飞行器连接结构，其特征在于，所述后端法兰的外径小于所述底遮板(3)的外径。3.根据权利要求1或2所述的飞行器连接结构，其特征在于，所述后端法兰包括第一后端法兰孔(2
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3)、第二后端法兰孔和第三后端法兰孔；所述第一后端法兰孔(2
‑
3)用于与所述底遮板(3)固定连接；所述第二后端法兰孔位于所述第一后端法兰孔(2
‑
3)和所述第三后端法兰孔之间，所述第二后端法兰孔用于减重；所述第三后端法兰孔用于与底遮板(3)固定连接以实现飞行器尾部封堵及热密封。4.根据权利要求1所述的飞行器连接结构，其特征在于，所述飞行器舱体(1)的舱体内部设置有舱体突出部(1
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1)，所述载荷(5)容置于从所述飞行器舱体(1)的背离所述底遮板(3)的一端到所述舱体突出部(1

【专利技术属性】
技术研发人员：崔慧永，梁锦辉，单瀚祥，陈晨，解向前，毛婷，刘滔，秦琪，王捷冰，赵良，黄永辉，刘志超，纪祖赑，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：