一种发动机支撑装置和运载火箭的制作方法

本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种发动机支撑装置和运载火箭。

背景技术：

运载火箭是靠发动机喷射工质产生的反作用力向前推进的飞行器，通过自身携带全部推进剂，不依赖外界工质产生推力，可以在稠密大气层内，也可以在稠密大气层外飞行。

现有技术公开了一种发动机支撑装置，其包括圆环形安装架和四个支腿部件，圆环形安装架水平设置并开设有多个第一螺栓连接孔，四个支腿部件结构相同且均包括支腿本体和连接板，连接板水平设置并与支腿本体的下端固定连接，连接板上开设有至少一个第二螺栓连接孔，四个支腿部件沿圆环形安装架的周向均匀分布且使其支腿本体的上端均与圆环形安装架的外周边固定连接，圆环形安装架和四个支腿部件采用模锻件快速成型工艺制成一体。

上述的一种发动机支撑装置，由于采用圆环形安装架和四个支腿部件制成一体，使得其的制造成本较高；以及四个支腿部件的承载能力有限，而使得发动机支撑装置的承载能力有限。

技术实现要素：

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的发动机支撑装置的制造成本较高以及承载能力有限的缺陷，从而提供一种发动机支撑装置和运载火箭。

一种发动机支撑装置，其连接发动机和舱体内的周向连接框，所述发动机支撑装置包括：

分体支撑件，多个所述分体支撑件围合形成安装支撑件，所述安装支撑件适配于所述发动机且位于所述发动机的上方，所述安装支撑件连接所述发动机和所述舱体；

连接固定件，所述连接固定件适配于所述分体支撑件，且连接相邻的所述分体支撑件以形成所述安装支撑件。

进一步地，所述安装支撑件为锥形安装支撑件。

进一步地，所述安装支撑件上设有若干通过孔。

进一步地，所述分体支撑件包括沿靠近所述发动机的方向依次设置的第一弧形端框、端框连接件和第二弧形端框。

进一步地，所述第一弧形端框和所述第二弧形端框位于所述端框连接件的不同侧。

进一步地，所述第二弧形端框设有定位孔，所述定位孔通过定位销定位于所述舱体内。

进一步地，所述安装支撑件的外壁面设有加强筋条。

进一步地，所述加强筋条包括设于第一加强筋条和第二加强筋条，若干所述第一加强筋条沿所述安装支撑件的周向设置，所述第二加强筋条和所述第一加强筋条交错设置。

进一步地，所述安装支撑件的外壁面设有安装凸台。

一种运载火箭，包括:

如上述的一种发动机支撑装置；

舱体，所述发动机支撑装置连接所述发动机和舱体。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的一种发动机支撑装置，其连接发动机和舱体内的周向连接框，所述发动机支撑装置包括：分体支撑件，多个所述分体支撑件围合形成安装支撑件，所述安装支撑件适配于所述发动机且位于所述发动机的上方，所述安装支撑件连接所述发动机和所述舱体；连接固定件，所述连接固定件适配于所述分体支撑件，且连接相邻的所述分体支撑件以形成所述安装支撑件。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有多个分体支撑件，相对于现有技术中的发动机支撑装置为一体设置而言，本发明的发动机支撑装置的生产制造成本远低于后者的生产制造成本，从而降低了制造成本；以及多个分体支撑件围合形成安装支撑件，从而提高了承载能力。

2.本发明提供的一种发动机支撑装置，所述安装支撑件上设有若干通过孔。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有若干通过孔，其可允许例如姿轨控管路、电缆等通过以及允许对例如贮箱、气瓶等避让的空间。

3.本发明提供的一种发动机支撑装置，所述第一弧形端框和所述第二弧形端框位于所述端框连接件的不同侧。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有第一弧形端框和第二弧形端框位于端框连接件的不同侧，便于安装发动机，且减小了发动机支撑装置的质量，以提供运载火箭的运载能力。

4.本发明提供的一种发动机支撑装置，所述第二弧形端框设有定位孔，所述定位孔通过定位销定位于所述舱体内。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有定位孔，便于定位发动机支撑装置于舱体内。

5.本发明提供的一种发动机支撑装置，所述加强筋条包括设于第一加强筋条和第二加强筋条，若干所述第一加强筋条沿所述安装支撑件的周向设置，所述第二加强筋条和所述第一加强筋条交错设置。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有第一加强筋条和第二加强筋条，增大了安装支撑件的连接强度，从而提高了承载能力。

6.本发明提供的一种发动机支撑装置，所述安装支撑件的外壁面设有安装凸台。此结构的一种发动机支撑装置，通过设置有安装凸台，便于定位安装例如姿轨控阀体等。

7.本发明提供的一种运载火箭，包括:如上述的一种发动机支撑装置；舱体，所述发动机支撑装置连接所述发动机和舱体。此结构的一种运载火箭，由于包括上述的发动机支撑装置，因而自然具有因包括上述的发动机支撑装置所带来的一切优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1为本发明的实施例中提供的部分运载火箭的结构示意图；

图2为图1所示的部分运载火箭未显示发动机的结构示意图；

图3为图1所示的部分运载火箭未显示发动机的仰视图；

图4为图2所示的安装支撑件的结构示意图；

图5为图4所示的分体支撑件的结构示意图；

附图标记说明：

1-舱体，11-周向连接框；

2-发动机；

3-发动机支撑装置；

4-分体支撑件，41-第一弧形端框，42-端框连接件，43-第二弧形端框，44-第一弧形凹陷部；

5-连接固定件，51-加强固定本体，52-连接固定本体，53-第二弧形凹陷部；

61-第一加强筋条，62-第二加强筋条；

7-安装凸台；

8-通过孔；

9-安装支撑件。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，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，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例

本实施例提供一种如图1至图3所示的运载火箭，其包括发动机支撑装置3和舱体1，其中发动机支撑装置3连接发动机2和舱体1内的周向连接框11，舱体1可为末子级舱体1。

如图4所示，本实施例中的发动机支撑装置3包括多个分体支撑件4和连接固定件5。如图1所示，多个分体支撑件4围合形成安装支撑件9，安装支撑件9适配于发动机2且位于发动机2的上方，安装支撑件9连接发动机2和舱体1。

如图5所示，本实施例中的分体支撑件4包括沿靠近发动机2的方向依次设置的第一弧形端框41、端框连接件42和第二弧形端框43。其中第一弧形端框41和第二弧形端框43位于端框连接件42的不同侧，第一弧形端框41和发动机2的前裙固定连接，第二弧形端框43设有定位孔且定位孔通过定位销定位于舱体1内，定位销埋入于第二弧形端框43和周向连接框11。需要说明的是，发动机2的前裙通过设有连接孔和第一弧形端框41固定连接，其中发动机2的前裙靠近连接孔的位置处局部加厚设置；以及定位销包括定位销大头和定位销小头，定位销大头凸出于定位销小头；以及第二弧形端框43靠近定位孔的位置处局部加厚设置以避免定位销露出第二弧形端框43的端面。

通过设置有第一弧形端框41和第二弧形端框43位于端框连接件42的不同侧，便于安装发动机2，且减小了发动机支撑装置3的质量，以提供运载火箭的运载能力。通过设置有定位孔，便于定位发动机支撑装置3于舱体1内。

如图4所示，围合形成的安装支撑件9为锥形安装支撑件9。其中安装支撑件9上设有若干通过孔8，以及安装支撑件9的外壁面设有加强筋条和安装凸台7。

通过设置有若干通过孔8，其可允许例如姿轨控管路、电缆等通过以及允许对例如贮箱、气瓶等避让的空间；通过设置有安装凸台7，便于定位安装例如姿轨控阀体等。

具体参见图4和图5，每个分体支撑件4沿周向的两端部分别设有向内凹陷的第一弧形凹陷部44，相邻的两个分体支撑件4的两个第一弧形凹陷部44形成一个通过孔8。当然如图4和图5所示，分体支撑件4的其他位置处还设有多个不同大小的通过孔8。需要说明的是，通过孔8的大小、位置根据实际需要设置。

具体参见图4和图5，本实施例中的加强筋条包括设于第一加强筋条61和第二加强筋条62，若干第一加强筋条61沿安装支撑件9的周向设置，第二加强筋条62沿垂直于安装支撑件9的周向设置且和第一加强筋条61交错设置。通过设置有第一加强筋条61和第二加强筋条62，增大了安装支撑件9的连接强度，从而提高了承载能力。当然，也可设置加强筋条为第一加强筋条61或第二加强筋条62或者还可为其他结构。

本实施例中的连接固定件5适配于分体支撑件4，且连接相邻的分体支撑件4以形成安装支撑件9。具体参见图4，连接固定件5包括呈角度设置的加强固定本体51和连接固定本体52，其中加强固定本体51贴设于第一弧形端框41远离端框连接件42方向上的第一加强筋条61上且两者通过例如螺钉等紧固件连接，连接固定本体52贴设于第一弧形端框41上且两者通过例如螺钉等紧固件连接，以及连接固定本体52设有向内凹陷的第二弧形凹陷部53，第二弧形凹陷部53适配于由第一弧形凹陷部44形成的通过孔8。

其中，分体支撑件4采用zl104a铝合金先铸造后机加成，连接固定件5和末子级舱体1采用铝合金机加成型，以及定位销采用30crmnsia高强度合金钢棒料机加成型，各部件加工成型后，通过例如螺钉等紧固件连接装配成发动机支撑装置3，该结构构型简单便于装配，连接可靠，结构重量轻，承载大，承载效率高，可为发动机2及液体姿轨控系统等提供可靠支撑，占用舱内空间较小，传力路径简单，可为电气设备及液体姿轨控系统等提供更多的安装空间，也能够进一步压缩末子级舱内的空间布局，有效减小末子级舱内的质量以提升运载火箭的运载能力。

本发明的一种发动机支撑装置3的装配过程：首先，将每个第二弧形端框43的定位孔通过定位销定位，再通过例如螺钉等紧固件和舱体1内的周向连接框11固定；其次，通过连接固定件5将两两相邻的分体支撑件4连接以围合形成安装支撑件9；最后，将发动机2和安装支撑件9的第一弧形端框41固定连接以完成发动机2的安装。

本发明的一种发动机支撑装置3，通过设置有多个分体支撑件4，相对于现有技术中的发动机支撑装置3为一体设置而言，本发明的发动机支撑装置3的生产制造成本远低于后者的生产制造成本，从而降低了制造成本；以及多个分体支撑件4围合形成安装支撑件9，从而提高了承载能力。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。