航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器的制作方法

航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器
1.本技术为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”的发明专利的分案申请。
技术领域
2.本发明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。


背景技术：

3.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。
4.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。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的上述技术问题，本发明提出一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。本发明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。
6.本发明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。
7.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。
8.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。
9.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。
10.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。
11.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。
12.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。
13.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。
14.本发明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。
15.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。
16.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。
17.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。
18.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。
19.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。
20.本发明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。
21.本发明的堵盖、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。
22.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
23.为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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。
24.图1是根据本发明实施例的堵盖的结构示意图。
25.图2为根据本发明实施例的堵盖、舱段及内置分离火箭的设置关系示意图。
26.图3a为本发明实施例的堵盖与舱段设置关系示意图。
27.图3b为图3a沿a
‑
a方向的剖视示意图。
28.图4为根据本发明实施例的堵盖及其在舱段上的设置示意图。
29.图5为本发明实施例的分离火箭在舱段内的设置示意图。
30.图6a和图6b为本发明实施例的堵盖的结构示意图。
31.图6c为图6a沿a
‑
a方向的剖视示意图。
32.图7a和图7b为本发明实施例中具有梯形缺口的堵盖的结构示意图。
33.图8
‑
10为根据本发明实施例的舱段结构示意图。
34.图11a为根据本发明实施例中设有堵盖的舱段结构的示意图
35.图11b为图11a沿a
‑
a方向的剖视示意图。
36.图12a和图12b为本发明实施例的脱出口的结构示意图。
具体实施方式
37.下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在
…
下”、“低”、“上方”、“在
…
上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
38.在下文描述本发明的过程中，可能会在一定场景描述中，仅仅使用“火箭”“运载火箭”或“导弹”，这仅仅是为了描述方便，其内涵不限于所用的具体词。通常情况下，本发明的航天运载器可以包括运载火箭、导弹以及能够将有效载荷送入空中的类似产品。本领域技术人员在解释上述具体用词时，不得根据描述场景所用的具体词而将运载器仅仅限定为运载火箭或导弹等的之一，从而缩小本发明的保护范围。
39.如前所述，为了使航天运载器的级间段顺利分离，通常可以在舱段内部设置分离
火箭(特别是级间段采用冷分离的情况)，且在舱段对应火箭喷口的位置设有开孔，从而通过分离火箭的喷流，加速舱段之间的分离。如果航天运载器的开孔为无保护的裸漏状态，则在运载器高速飞行时，气动加热产生的巨大热流可以通过开孔进入舱段内部，造成舱段内部零件受损，甚至引爆小火箭。为了解决该问题，例如，也可以在舱段开孔外设置金属盖板，以阻断热流进入舱段内部。例如，金属盖板可以通过胶类物质(例如，通过硅橡胶)粘接在开孔外侧。然而，在运载器高速飞行过程中，胶类物质在热流作用下容易软化而失去粘接能力，从而导致粘接的金属堵盖板被高速气流吹掉，变成裸露的喷口开孔。在此情况下，高速飞行产生的巨大热流同样会通过舱段开孔进入舱段内部，这给航天运载器的安全可靠飞行造成了较大隐患。
40.本发明的一个方面提供了一种航天运载器舱段堵盖。参见图1、图2以及图3a
‑
3b，该堵盖1包括主体部11和从主体部11边缘连接主体部11的连接部12。其中主体部11的主表面侧用于设置在舱段2外侧的对应内置分离火箭3喷口的舱段开孔21位置，以覆盖住舱段开孔21。连接部12包括连接口13和脱出口14；其中堵盖1通过连接件4穿过连接口13且连接到舱段开孔21周边的对应位置与所述舱段2连接。在内置分离火箭3点火时，堵盖1通过连接件4从脱出口14脱离而解除与舱段2的连接，从而堵盖1与舱段2分离。本发明的实施例提供的堵盖，可以通过连接部的连接口连接至舱段，且在小火箭点火时，堵盖可以通过脱出口实现与舱段的分离，以便舱段可以在舱段内置小火箭的喷流作用下，顺利实现级间分离，确保运载器的安全飞行。
41.参见图4，例如，堵盖1可以为板状结构。进一步地，堵盖1可以为形状匹配舱段开孔21(图中仅以虚线从盖板一侧示意了舱段开孔的位置)的板形。如图4所示，例如，在舱段开孔21为圆形的情况下，堵盖1也可以为圆形板(例如，一类小火箭的轴线垂直舱段内壁，在此情况下，舱段开孔可以大致为圆形，这种小火箭是为了使舱段向侧向移动，避免其与待分离舱段发生撞击)。在舱段开孔21为椭圆形的情况下，堵盖1也可以为椭圆形板(例如，还有一类小火箭的轴线与舱段内壁具有一定夹角，此时，舱段开孔通常为椭圆形，这种小火箭在点火后主要用于产生前向分离推力)。通常情况下，舱段内部可以同时设置侧推火箭和前向火箭，相应地，对应侧推火箭喷口的堵盖可以同时包括圆形盖板和椭圆形盖板。例如，上述主体部11和连接部12可以为一体结构或分体结构(图中所示均为一体结构)。其中，在堵盖1中，主体部11可以用于堵住舱段2上对应小火箭3喷口的舱段开孔21，连接部12用于连接到舱段开孔21周边的舱段外壁上。
42.例如，如图4所示，连接口13可以围绕主体部11均匀的设置(例如，对于具有一体结构的板状堵盖，连接口13可以设置在板状结构的边缘)。例如，连接口13可以为螺纹孔，从而舱段2的对应位置(舱段开孔的周边位置)也可以设置螺纹孔，以便通过将螺栓(相当于连接件)旋入堵盖1和舱段2的螺纹孔将堵盖1固定连接到舱段2上。脱出口14可以连通连接口13，在小火箭3点火时，例如，螺栓可以从脱出口14脱离，实现堵盖1从对应舱段2的脱离。
43.参见图5，例如，内置小火箭3可以在舱段2的内壁22周向均匀设置。例如，小火箭3的数量可以为2
‑
6个。如果舱段间通过小火箭的正推方式实现彼此分离，通常情况下，小火箭3设置于靠近运载器头部侧的第一舱段2内部。例如，小火箭3的尾部可以靠近远离运载器头部的相邻舱段(第二舱段)，且尾部向该第一舱段2的内壁22侧倾斜。例如，第一舱段2内壁22可以设置安装支架5，每个小火箭3可以分别固定设置于支架5。例如，多个小火箭3的喷口
可以分别对准第一舱段2上对应位置设置的开孔21。
44.本领域技术人员可知，如果舱段间通过反推火箭实现彼此分离，则反推小火箭的设置方式与正推小火箭的设置方式相反。例如，反推小火箭可以设置在第二舱段的内部，且小火箭的尾部靠近第一舱段。从而在小火箭点火时，在喷出气流的作用下，推动第二舱段向远离第一舱段的方向运动，实现舱段间的分离。例如，对于采用反推小火箭的运载器，其对应小火箭喷口的舱段开孔设置在第二舱段的靠近第一舱段的壳体上。例如，每个小火箭可以分别固定设置在第二舱段内部对应的支架上，且尾部可以向第二舱段靠近第一舱段的内侧壁方向倾斜。
45.继续参见图1
‑
图5，在一个实施例中，连接口13和脱出口14可以彼此连通。连接件4为杆状部件，例如，杆状部件可以为如上所述的螺栓。主体部13和连接部14的材料为易变形材料(例如，具体可以为铝合金材料)。所述堵盖1通过杆状部件穿过所述连接口13且连接至所述舱段开孔21周边的对应位置与舱段2固定连接(例如，连接口可以为螺纹孔，杆状部件可以为螺栓，舱段开孔周边对应连接口的位置设置螺纹孔，从而可以通过螺栓旋入螺纹孔和舱段上对应的螺纹孔而将堵盖和舱段固定，如图3a和3b所示)，且在所述内置火箭3点火时，所述主体部11在受到所述内置火箭3喷出的火焰的作用下向远离所述舱段开孔21的方向变形，从而主体部11拖拽连接部13向远离舱段开孔21的方向变形，以使所述杆状部件从所述脱出口14脱离。
46.一方面，在小火箭3喷出的火焰喷流冲击到对应喷口的堵盖1时，堵盖1被加热，使堵盖1更加容易变形；另一方面，从小火箭3喷口喷出的喷流对堵盖1施加远离舱段2的力，导致堵盖1可以被容易地向远离舱段2方向变形，从而通过堵盖1的主体部11的拖拽，杆状部件可以从连接口13进入及离开脱出口14，实现堵盖1与舱段2的分离。本发明的实施例通过使连接口和脱出口彼此连通，可以在小火箭点火并使主体部向远离舱段变形时，使杆状部件从连接口滑动到脱出口，并从脱出口脱离，从而确保堵盖与舱体之间的连接被可靠地解除。
47.参见图6a
‑
6c，在一个实施例中，主体部11和连接部12为一体的薄板结构，例如薄板结构的形状可以为匹配舱段开孔21的圆形或椭圆形，从而提高堵盖1与舱段2连接的紧凑性。连接口11和脱出口12均为贯穿薄板结构两个主表面的开口。例如，连接口13为螺纹孔15，且杆状部件3为匹配螺纹孔15的螺栓41。脱出口14为在薄板结构的边缘位置形成的缺口16，堵盖1的螺纹孔15连接缺口16。薄板结构在缺口16位置彼此面对的部分之间的最小尺寸(缺口16处w所示缺口尺寸的最小值)小于所述螺纹孔15的孔径d1。
48.在该实施例中，一方面，缺口16处的最小尺寸小于螺纹孔15的直径d1，因此，在堵盖1未变形的时候，螺栓41无法从缺口16中脱出。另一方面，当堵盖1的主体部11变形时，会拉动螺纹孔15向远离舱段2的方向运动，相对地，螺栓41向远离螺纹孔15的方向运动，并经由缺口16脱出。
49.需要说明的是，尽管缺口16的最小尺寸略大于螺栓41直径d1，但螺栓41本身强度很大，且一端仍然固定在舱段2对应的螺纹孔内，加之堵盖1的材料易变形(在经小火箭喷出的喷流加热后更加容易变形)，因此，堵盖1的主体部11很容易在小火箭3喷流的作用下，带动堵盖1的连接部12向远离舱段2方向变形(这种变形可以使堵盖边缘的缺口被螺栓扯开，螺栓从缺口脱出)，从而使堵盖1连接部12脱离螺栓41的限制，实现从堵盖1从舱段2的分离。
50.在一个实施例中，例如，缺口16的最小尺寸可以比螺栓41直径d1小0.05
‑
1mm。进一
步地，该值可以在0.1
‑
0.5mm的范围内。一方面，在堵盖1为易变形材料(铝材)的情况下，缺口16最小尺寸不能比螺栓41直径d1小的太少，否则，可能会出现限制失效的情况(即堵盖未变形时，螺栓41即无法稳定的螺纹孔中被限位，并在受到较小的干扰外力时即从螺纹孔中脱出)。另外，缺口16的最小尺寸也不能比螺纹孔15直径d1小太多，否则，可能会发生小火箭3即使点火，也无法使螺栓41脱出的情况(即主体部的变形无法带动连接部的缺口与螺栓彼此脱出)，从而影响舱段之间的分离。本发明的实施例的堵盖，通过限定缺口最小尺寸与螺纹孔孔径的关系，可以确保堵盖与舱段的连接及可靠分离，从而提高运载器的飞行成功概率。
51.参见图7a，在一个实施例中，所述缺口16为条形缺口17(条形缺口是指缺口的长度大于其宽度w)，且所述条形缺口17的宽度w从靠近所述螺纹孔15一侧向远离所述螺纹孔15一侧(沿图中所示的s1方向)逐渐增加。例如，条形缺口17的一端连接螺纹孔15。在此情况下，条形缺口17紧靠螺纹孔15的一端的宽度w最小，且向远离螺纹孔15一侧，宽度w逐渐增大。例如，条形缺口17在靠近螺纹孔15的一端的宽度比螺栓31直径略小。例如，小的数值在0.05
‑
1mm之间。例如，条形缺口17的最大宽大略大于螺纹孔15的直径d1。例如，在条形缺口17从靠近螺纹孔15一侧向远离螺纹孔15一侧延伸大约1/2
‑
2/3条形缺口17的长度的位置，条形缺口17的宽度w可以等于螺栓31直径d1。此后，条形缺口17的宽度w可以大于螺纹孔15的直径d1。这样，一方面条形缺口17可以有足够的强度限制螺栓41的脱出，另一方面，也不会在小火箭3点火时，造成螺栓41无法脱出的情况。本发明的实施例提供的堵盖，通过使条形缺口的尺寸渐变，以及进一步设定条形缺口宽度小于等于螺纹孔孔径的长度，可以使螺栓更易脱出，从而改善舱段结构的稳定性，并提高小火箭点火后舱段之间分离的可靠性。
52.继续参见图7a，在一个实施例中，例如，条形缺口17为梯形缺口(对于具有薄板结构的堵盖，堵盖在垂直于螺纹孔孔轴的截面中，缺口位置呈梯形)。例如，梯形缺口的两个彼此面对的表面具有第一夹角，两个彼此面对的表面中的任意一个与从螺纹孔15的轴线延伸且平分第一夹角的平面之间的夹角在15
‑
45度的范围内。也就是说，如图7b所示，薄板结构在垂直于螺纹孔15孔轴的截面所形成的梯形的两个边的延长线通过在该截面处螺纹孔15的圆心，且两个边与平分两个边所呈夹角且通过圆心的直线所呈的角度a在15
‑
45度的范围内。进一步地，该角度a可以在18
‑
25度之间。本发明实施例的堵盖，通过进一步设定角度关系，可以改善螺栓对堵盖的限位及螺栓脱出的可靠性，从而提高运载器级间段成功分离的概率。
53.在上述实施例中，例如，每个连接口13和脱出口14构成一对连接脱出结构，多对连接脱出机构围绕主体部11均匀设置。例如，在连接口13为螺纹孔15，脱出口14为缺口16的情况下，每对连接脱出结构为彼此连通的螺纹孔15和缺口16。也即堵盖1在垂直于螺纹孔15的轴向方向的截面上形成螺纹孔15和缺口16连通的结构。例如，多对这种结构可以环绕主体部11设置(图7b示意了相对于堵盖圆心大致彼此呈120度角均布的三个脱出结构)，从而提高堵盖1在舱段2上连接的可靠性以及螺栓41脱出的可靠性。
54.本发明的另一个方面提供了一种航天运载器的舱段结构。参见图8
‑
图9，舱段结构包括舱段2、设置于舱段2内部的分离火箭3、对应分离火箭3喷口的舱段开孔21以及从舱段2外侧覆盖舱段开孔21的堵盖1。所述堵盖1的边缘包括连接口13和脱出口14，其中堵盖1通过连接件4穿过连接口13且连接至舱段开孔21周边的对应位置与舱段2连接。在所述分离火箭
3点火时，堵盖1通过连接件4从脱出口14脱离而解除与舱段2的连接，从而堵盖1从舱段2分离。本发明的航天运载器的舱段结构，通过在舱段外对应分离火箭喷口的开孔位置设置堵盖，以及在堵盖的边缘设置连接口和脱出口，可以在舱段内的火箭点火时，可靠地实现堵盖从舱段的分离，从而也确保舱段之间的成功分离。
55.参见图10，例如，内置小火箭3可以在舱段2内部周向均匀设置。例如，小火箭3的数量可以为2
‑
6个。例如，小火箭3可以包括侧推火箭(第一类火箭)，此类侧推火箭的喷口可以大致与舱段2的内壁垂直(如图10中靠左的火箭，)。在此情况下，该火箭的喷口可以为圆形，因此舱段开孔21及堵盖1也可以大致为圆形。同样，小火箭3可以为用于产生前向分离推力的火箭，也即第二类火箭。例如，该第二类分离火箭的轴线可以与舱段2的内壁呈不等于90度的夹角(如图10中靠右侧的小火箭)。在此情况下，对应小火箭喷口的舱段开孔21可以为椭圆形，从而对应该舱段开孔21的堵盖1也可以为椭圆形。
56.例如，如果舱段间通过小火箭3的正推方式实现彼此分离，通常情况下，小火箭3设置于靠近运载器头部侧的第一舱段2内部。其中，对于上述第二类火箭而言，小火箭3的尾部靠近远离运载器头部的相邻舱段(第二舱段)，且尾部向该第一舱段2的内壁22侧倾斜。例如，第一舱段2内部可以设置安装支架5，每个小火箭3可以分别固定设置于与其对应的支架5。例如，多个小火箭3的喷口可以分别对准第一舱段2上对应位置设置的开孔21。对于上述第一类火箭而言，小火箭3的轴线大致与舱段2的内壁垂直。例如，第一类小火箭通过固定连接于舱段2的安装架5固定。
57.本领域技术人员可知，如果舱段间通过反推火箭实现彼此分离，则反推小火箭3的设置方式与正推小火箭3的设置方式相反。例如，反推小火箭3可以设置在第二舱段内。对于上述第二类火箭而言，小火箭3的头部远离第一舱段2，尾部靠近第一舱段2。从而在小火箭3点火时，在运载器的轴向方向产生推力，以推动第二舱段向远离第一舱段2的方向运动，实现舱段间的分离。例如，对于采用反推小火箭的运载器，其对应小火箭3喷口的舱段开孔21可以设置在第二舱段的轴向方向中部附近的壳体上。例如，每个小火箭3可以分别通过设置在第二舱段内部的支架固定，且尾部可以向第二舱段的内侧壁方向倾斜。同样，对于采用第一类分离火箭的运载器而言，第一类火箭的轴线方向可以大致与第二舱段的内壁垂直，且喷口正对舱段开孔，以在小火箭点火时，产生使第二舱段侧向移动的推力。
58.本发明的舱段结构与现有技术的区别包括堵盖1及在堵盖1上设置的结构。参见图11a和图11b，例如，堵盖1可以为板状结构。进一步地，堵盖1可以为形状匹配舱段开孔21的形状。例如，在舱段开孔21为圆形的情况下，堵盖1也可以为圆形板。例如，在舱段开孔21为椭圆形的情况下，堵盖1也可以为椭圆形板。例如，堵盖1可以为一体结构(图中所示的堵盖为一体结构)或两部分连接而成的分体结构。其中，堵盖1的中部可以用于堵住舱段上设置的对应小火箭3喷口的开孔，边缘部用于通过连接口13连接到舱段开孔21周边的舱段外壁上。
59.例如，连接口13可以在堵盖1的边缘均匀的设置(例如，对于一体板状的堵盖，连接口可以设置在板状结构的边缘)。例如，连接口13可以为螺纹孔(图11a中示意了设置在堵盖边缘的三个螺纹孔)，从而舱段2的对应位置也设置螺纹孔(图中未示意)，以便通过将螺栓41(相当于连接件)旋入堵盖1和舱段2彼此对应的螺纹孔内将堵盖1固定连接到舱段2上。脱出孔14可以连通连接口13(如图11a所示，每个连接口13均连接一个脱出孔14)，从而在小火
箭3点火时，例如，螺栓41可以从脱出口14脱离，以实现堵盖1从对应舱段2的脱离。
60.继续参见图11a和图11b，在一个实施例中，连接口13和脱出口14彼此连通。连接件4为杆状部件，例如，杆状部件可以为如上所述的螺栓41。堵盖1的材料为易变形材料(例如，具体可以为铝合金材料)。所述堵盖1通过杆状部件穿过连接口13且连接至所述舱段开孔21周边的对应位置与舱段2螺接(例如，连接口可以为螺纹孔，杆状部件可以为螺栓，舱段开孔周边设置螺纹孔，从而可以通过螺栓旋入螺纹孔和舱段上的螺纹孔而将堵盖和舱段固定)；在所述内置火箭点3火时，堵盖1在受到所述内置火箭3喷出的火焰的作用下向远离所述舱段开孔21的方向变形，从而使所述杆状部件从所述脱出口14脱离。
61.在该实施例中，一方面，在小火箭3喷出的火焰喷流冲击到对应喷口的堵盖1时，堵盖1被加热，使堵盖1更加容易变形；另一方面，从小火箭3喷口喷出的喷流对堵盖1施加远离舱段2的力，导致堵盖1可以被轻松地向远离舱段2方向变形，从而通过堵盖1中间部分的拖拽，杆状部件可以从连接口13进入及离开脱出口14，实现堵盖1与舱段2的分离。本发明的实施例通过使连接口和脱出口彼此连通，可以在小火箭点火并使堵盖向远离舱段变形时，使杆状部件从处于边缘位置的连接口滑动到脱出口，并从脱出口脱离，从而确保堵盖与舱体之间的连接解除。
62.参见图12a，在一个实施例中，堵盖1为一体的薄板结构，例如薄板结构的形状可以为匹配舱段开孔21的圆形，从而提高薄板与舱段2连接的紧凑性。连接口13和脱出口14均为贯穿具有薄板结构的堵盖1的两个主表面的开口。例如，连接口13为螺纹孔15，且杆状部件为匹配螺纹孔15的螺栓41。脱出口14为在堵盖1的边缘位置形成的缺口16，堵盖1的螺纹孔15连接缺口16。薄板结构在缺口16位置彼此面对的部分之间的最小尺寸(图中w所示尺寸的最小值)小于所述螺纹孔15的孔径d1。一方面，缺口16处的最小尺寸小于螺纹孔15的直径d1，在堵盖1未变形的时候，螺栓41无法从缺口16中脱出。另一方面，当堵盖1在分离火箭3喷流的作用下发生变形时，会拉动螺纹孔15向远离舱段2的方向运动，相对地，螺栓41向远离螺纹孔15的方向运动，并经由缺口16脱出。
63.需要说明的是，尽管缺口16的最小尺寸略大于螺栓41的直径d1，可能会阻止螺栓41从螺纹孔15滑到缺口16内。但一方面螺栓41本身强度很大，且一端仍然固定在舱段2对应的螺纹孔内；另一方面堵盖1的材料易变形(在经小火箭喷出的喷流加热后更加容易变形)，因此，堵盖1可以在小火箭3喷流的作用下，带动堵盖1的边缘部向远离舱段2的方向变形，从而缺口16部分被螺栓41扯开，螺栓41从螺纹孔15进入缺口16，从而使堵盖1脱离螺栓41的限制。
64.在一个实施例中，所述连接口13为螺纹孔15，所述杆状部件为匹配所述螺纹孔15的螺栓41。所述脱出口14为在所述薄板结构的边缘位置形成的缺口16，其中所述薄板结构在所述缺口16位置彼此面对的部分之间最小尺寸小于所述螺纹孔15的孔径。本发明实施例提供的舱段结构，通过使缺口的最小尺寸小于螺纹孔的直径，可以避免螺栓从缺口中脱出，从而提高堵盖与舱段结构之间的连接可靠性。
65.在该实施例中，例如，缺口16的最小尺寸可以比螺栓41直径小0.05
‑
1mm。进一步地，该值可以在0.1
‑
0.5mm的范围内。一方面，在堵盖1为易变形材料(例如，铝材)的情况下，缺口16最小尺寸不能比螺栓41直径小的太少，否则，可能会出现限制失效的情况(即堵盖1为变形时，螺栓41即无法稳定的螺纹孔中被限位，且在受到较小外力时即从螺纹孔中脱出，
导致堵盖出现预料不到的脱落)。另外，缺口16的最小尺寸也不能比螺纹孔15直径小太多，否则，可能会发生小火箭3即使点火，也无法使螺栓41脱出的情况，从而影响舱段之间的分离。本发明的实施例的堵盖，通过限定缺口最小尺寸与螺纹孔孔径的关系，可以确保堵盖与舱段的连接及可靠分离，从而提高运载器的飞行成功概率。
66.参见图12b，在一个实施例中，所述缺口16为条形缺口17，且所述条形缺口17的宽度从靠近所述螺纹孔15一侧向远离所述螺纹孔15一侧(沿图中s1方向)逐渐增加。例如，条形缺口17的一端连接螺纹孔15。在此情况下，条形缺口紧17靠螺纹孔15的一端的宽度最小，且向远离螺纹孔15一侧，宽度逐渐增大。例如，条形缺口17在靠近螺纹孔15的一端的宽度比螺栓41直径d1略小。例如，条形缺口17在靠近螺纹孔15的一端的宽度比螺栓41直径d1小的数值在0.05
‑
1mm之间。例如，条形缺口17的最大宽度也可以略小于或者略大于螺栓41的直径。
67.在该实施例中，例如，条形缺口16从靠近螺纹孔15一侧向远离螺纹孔15一侧延伸大约1/2
‑
2/3长度时条形缺口17的宽度可以等于螺栓41的直径。此后，条形缺口17的宽度可以逐渐大于螺纹孔41的直径。这样，一方面条形缺口17可以有足够的强度限制螺栓41的脱出；另一方面，也不会在小火箭3点火时，造成螺栓41无法脱出的情况。本发明的实施例提供的堵盖，通过使条形缺口的尺寸渐变，以及进一步设定条形缺口小于等于螺纹孔孔径的长度，可以使螺栓更易脱出，从而提高舱段分离的可靠性。
68.在一个实施例中，条形缺口17为梯形缺口(对于具有薄板结构的堵盖，堵盖在垂直于螺纹孔孔轴的任意截面的缺口位置均大致呈梯形)。例如，梯形缺口的两个彼此面对的表面具有第一夹角，两个彼此面对的表面中的任意一个与从螺纹孔15的轴线延伸且平分第一夹角的平面之间的夹角在15
‑
45度的范围内。参见图12a，也就是说，薄板结构在垂直于螺纹孔15的孔轴的任意截面所形成的梯形的两个边的延长线都通过在该截面处形成的螺纹孔15的圆心，且两个边与平分两个边的延长线在圆心的夹角处的直线所呈的角度a在15
‑
45度的范围内。进一步地，该角度可以在18
‑
25度之间。本发明实施例地堵盖，通过进一步设定角度关系，可以改善螺栓对堵盖的限位及螺栓脱出的可靠性，从而提高运载器级间段成功分离的概率。
69.本发明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。本发明的实施例提供的航天运载器，由于包括上述堵盖或舱段结构，因此具有相应的技术效果。
70.本发明航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器，通过堵盖设置在对应内置分离火箭喷口的舱段开口位置，一方面实现了阻止气动热进入舱体内部，保护小火箭和设于舱段内部的其它部件的作用；另一方面，实现了堵盖与舱段的可靠连接与可靠分离，提高了运载器中舱段分离的可靠性。
71.本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。
72.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。