本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种便于调整的模块化配重装置及火箭。
背景技术：
为了保证火箭和导弹飞行的稳定，火箭或导弹的重心应在压心之前至少一个箭体直径的位置。而为了保证其控制舵面具有足够大的控制力矩，该重心与控制舵之间就需要保证一定的距离。这就要求火箭和导弹的重心要适当靠前。此外，火箭或导弹在飞行中由于燃料不断消耗，其重心会逐渐不断前移，因而布置在弹尾的控制力，包括弹翼或者推力矢量，随着燃料的消耗，越到后段其重心前移后产生的控制力矩越大，可用过载越高，有更加明显的优势。因此，在火箭和导弹的设计过程中，经常需要加装合适的配重结构，以满足重心的要求，保证火箭或导弹的稳定飞行。
现在已有的发明和常用的方法是采用类似的实心锥形钢锭或钢板结构，该方案及结构难以安装，不易拆卸，并且不方便调节配重的质量，难以达到根据实际的重心需要而不断调整的要求。
所以，如何改善配重装置的机构设计，提高配重调节效率、改善拆装使用性能是本领域技术人员亟待解决的问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种便于调整的模块化配重装置及火箭，以解决现有技术中的配重装置存在的难以安装、不易拆卸、不方便调节配重等问题。
为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
本发明提供的一种便于调整的模块化配重装置，包括环形的安装基座、多个固定梁、多个第一配重块和多个第二配重块；多个所述固定梁沿所述安装基座的轴线方向设置于所述安装基座的内环面，且多个所述固定梁沿所述安装基座的周向均匀分布；多个所述第一配重块沿所述安装基座的周向贴合设置于所述安装基座的后侧端面，且任意两个相邻的所述第一配重块之间设置一个所述固定梁；任一个所述第一配重块的后侧端面设置一个所述第二配重块。
进一步，还包括多个凹槽，多个所述凹槽沿所述安装基座的轴线方向设置于所述安装基座的内环面，所述固定梁设置于所述凹槽内。该技术方案的技术效果在于：利用凹槽来安装并限制固定梁的位置，能够防止固定梁沿安装基座的切向和轴向移动，保证配重的精准度。
进一步，还包括多个螺孔，多个所述螺孔分别对应地设置于所述固定梁与所述凹槽内。该技术方案的技术效果在于：在固定梁卡入上述凹槽后，再通过螺孔和螺钉实现紧固，保证了固定梁的安装稳定性和可拆换性。需要说明的是，每一个固定梁使用的螺孔可设置为一排，沿固定梁的长度方向分布。每一排螺孔设置为2个或者3个。
进一步，还包括多个第一螺纹孔和多个第一安装通孔；多个所述第一螺纹孔设置于所述安装基座的后侧端面，多个所述第一安装通孔设置于所述第一配重块上，所述第一螺纹孔和所述第一安装通孔一一对应。该技术方案的技术效果在于：第一螺纹孔和第一安装通孔对应配合设置，可将第一配重块稳固地、可拆换地安装在安装基座的后侧端面。
进一步，还包括多个第二螺纹孔和多个第二安装通孔；多个所述第二螺纹孔设置于所述第一配重块的后侧端面，多个所述第二安装通孔设置于所述第二配重块上，所述第二螺纹孔和所述第二安装通孔一一对应。该技术方案的技术效果在于：第二螺纹孔和第二安装通孔对应配合设置，可将第二配重块稳固地、可拆换地安装在第二配重块的后侧端面。
进一步，还包括多个沉孔；多个所述沉孔设置于所述第一配重块的后侧端面并与所述第一安装通孔同轴；多个所述沉孔设置于所述第二配重块的后侧端面并与所述第二安装通孔同轴。该技术方案的技术效果在于：由于使用螺钉依次穿过第一安装通孔、第一螺纹孔(安装第一配重块时)，或者使用螺钉依次穿过第二安装通孔、第二螺纹孔(安装第二配重块时)，故分别在第一安装通孔、第二安装通孔的端面设置沉孔，能够减少螺钉的安装空间，避免螺钉的头部对其他配重块产生干涉。
进一步，所述安装基座、所述固定梁、所述第一配重块和所述第二配重块的材料为钢材。该技术方案的技术效果在于：采用钢作为材料，则安装基座、固定梁、第一配重块和第二配重块本身均具有一定重量。并且，钢材的强度和刚度能够保证配重装置的结构完整，延长其使用寿命。
进一步，所述固定梁的数量为四个。该技术方案的技术效果在于：四个固定梁沿安装基座的周向均匀分布，将配重装置分成了对称设置的四个部分，比两个固定梁的结构更加利于调整，又比四个以上的固定梁结构更方便配重块的装配拆卸。
本发明还提供一种火箭，包括火箭壳体以及上述的便于调整的模块化配重装置；所述便于调整的模块化配重装置设置于所述火箭壳体的内腔，且所述安装基座的轴线与所述火箭壳体的轴线重合。
进一步，所述固定梁沿所述安装基座径向的外侧端面与所述火箭壳体的内壁贴合固定设置。该技术方案的技术效果在于：固定梁的作用一方面用于帮助配重块定位和导向，另一方面可与安装基座配合，安装在火箭的内壁。
本发明的有益效果是：
1、便于调整的模块化配重装置适用于火箭或者导弹头部的配重，具有模块化的特点，方便根据重心设计的要求调整所需的安装重量。
2、便于调整的模块化配重装置，其配重的整体采用圆环形结构，配重块占据四周的空间而内部为中空，极大地节约箭体或弹体的内部空间，使整体内部结构更加紧密。
3、便于调整的模块化配重装置，其配重体中的配重块的形状简单，配合形式简单，通过螺钉连接就可以进行安装组合。通过两种配重块叠加装配，可以得到所需配重。
4、用于火箭的便于调整的模块化配重装置，不仅包括配重块，还包括配重与箭体的安装固定，所采用固定梁的形式，通过四周将其与箭体连接，防止出现晃动，具有固定可靠的优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式的技术方案，下面将对具体实施方式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为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的立体图；
图2为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的安装基座的侧视图；
图3为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的安装基座的仰视图；
图4为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的第一配重块的仰视图；
图5为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的第二配重块的仰视图；
图6为本发明实施例提供的火箭的固定梁的结构示意图。
附图标记：
1-安装基座；2-固定梁；3-第一配重块；
4-第二配重块；5-凹槽；6-螺孔；
7-第一螺纹孔；8-第一安装通孔；9-第二螺纹孔；
10-第二安装通孔；11-沉孔。
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。
现有技术说明：
为了保证火箭和导弹飞行的稳定，火箭或导弹的重心应在压心之前至少一个箭体直径的位置。而为了保证其控制舵面具有足够大的控制力矩，该重心与控制舵之间就需要保证一定的距离。这就要求火箭和导弹的重心要适当靠前。此外，火箭或导弹在飞行中由于燃料不断消耗，其重心会逐渐不断前移，因而布置在弹尾的控制力，包括弹翼或者推力矢量，随着燃料的消耗，越到后段其重心前移后产生的控制力矩越大，可用过载越高，有更加明显的优势。因此，在火箭和导弹的设计过程中，经常需要加装合适的配重结构，以满足重心的要求，保证火箭或导弹的稳定飞行。
现在已有的发明和常用的方法是采用类似的实心锥形钢锭或钢板结构，该方案及结构难以安装，不易拆卸，并且不方便调节配重的质量，难以达到根据实际的重心需要而不断调整的要求。
所以，如何改善配重装置的机构设计，提高配重调节效率、改善拆装使用性能是本领域技术人员亟待解决的问题。
本发明具体实施例：
本实施例提供了一种便于调整的模块化配重装置，其中：图1为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的立体图；图2为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的安装基座1的侧视图；图3为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的安装基座1的仰视图。如图1～3所示，便于调整的模块化配重装置包括环形的安装基座1、多个固定梁2、多个第一配重块3和多个第二配重块4。具体地，多个固定梁2沿安装基座1的轴线方向设置于安装基座1的内环面，且多个固定梁2沿安装基座1的周向均匀分布；多个第一配重块3沿安装基座1的周向贴合设置于安装基座1的后侧端面，且任意两个相邻的第一配重块3之间设置一个固定梁2；任一个第一配重块3的后侧端面设置一个第二配重块4。
本发明提供的便于调整的模块化配重装置，能够较好地解决现有技术中的配重装置存在的难以安装、不易拆卸、不方便调节配重等问题：首先，便于调整的模块化配重装置适用于火箭或者导弹头部的配重，具有模块化的特点，方便根据重心设计的要求调整所需的安装重量。其次，便于调整的模块化配重装置，其配重的整体采用圆环形结构，配重块占据四周的空间而内部为中空，极大地节约箭体或弹体的内部空间，使整体内部结构更加紧密。再次，便于调整的模块化配重装置，其配重体中的配重块的形状简单，配合形式简单，通过螺钉连接就可以进行安装组合。通过两种配重块叠加装配，可以得到所需配重。
在上述实施例的基础上，如图1～3所示，进一步地，配重装置还包括多个凹槽5，多个凹槽5沿安装基座1的轴线方向设置于安装基座1的内环面，固定梁2设置于凹槽5内。该结构设计的配重装置中，利用凹槽5来安装并限制固定梁2的位置，能够防止固定梁2沿安装基座1的切向和轴向移动，保证配重的精准度。
在上述实施例的基础上，如图1～3所示，进一步地，配重装置还包括多个螺孔6，多个螺孔6分别对应地设置于固定梁2与凹槽5内。该结构设计的配重装置中，在固定梁2卡入上述凹槽5后，再通过螺孔6和螺钉实现紧固，保证了固定梁2的安装稳定性和可拆换性。需要说明的是，每一个固定梁2使用的螺孔6可设置为一排，沿固定梁2的长度方向分布。每一排螺孔6设置为2个或者3个。
图4为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的第一配重块3的仰视图；图5为本发明实施例提供的便于调整的模块化配重装置的第二配重块4的仰视图。
在上述实施例的基础上，如图2、3、4所示，进一步地，配重装置还包括多个第一螺纹孔7和多个第一安装通孔8；多个第一螺纹孔7设置于安装基座1的后侧端面，多个第一安装通孔8设置于第一配重块3上，第一螺纹孔7和第一安装通孔8一一对应。该结构设计的配重装置中，第一螺纹孔7和第一安装通孔8对应配合设置，可将第一配重块3稳固地、可拆换地安装在安装基座1的后侧端面。
在上述实施例的基础上，如图4、5所示，进一步地，配重装置还包括多个第二螺纹孔9和多个第二安装通孔10；多个第二螺纹孔9设置于第一配重块3的后侧端面，多个第二安装通孔10设置于第二配重块4上，第二螺纹孔9和第二安装通孔10一一对应。该结构设计的配重装置中，第二螺纹孔9和第二安装通孔10对应配合设置，可将第二配重块4稳固地、可拆换地安装在第二配重块4的后侧端面。
在上述实施例的基础上，如图4、5所示，进一步地，配重装置还包括多个沉孔11；多个沉孔11设置于第一配重块3的后侧端面并与第一安装通孔8同轴；多个沉孔11设置于第二配重块4的后侧端面并与第二安装通孔10同轴。该结构设计的配重装置中，由于使用螺钉依次穿过第一安装通孔8、第一螺纹孔7(安装第一配重块3时)，或者使用螺钉依次穿过第二安装通孔10、第二螺纹孔9(安装第二配重块4时)，故分别在第一安装通孔8、第二安装通孔10的端面设置沉孔11，能够减少螺钉的安装空间，避免螺钉的头部对其他配重块产生干涉。
在上述实施例的基础上，进一步地，安装基座1、固定梁2、第一配重块3和第二配重块4的材料为钢材。该结构设计的配重装置中，采用钢作为材料，则安装基座1、固定梁2、第一配重块3和第二配重块4本身均具有一定重量。并且，钢材的强度和刚度能够保证配重装置的结构完整，延长其使用寿命。
在上述实施例的基础上，如图1、2、3所示，进一步地，固定梁2的数量为四个。该结构设计的配重装置中，四个固定梁2沿安装基座1的周向均匀分布，将配重装置分成了对称设置的四个部分，比两个固定梁2的结构更加利于调整，又比四个以上的固定梁2结构更方便配重块的装配拆卸。
本发明还提供一种火箭，包括火箭壳体以及上述的便于调整的模块化配重装置；便于调整的模块化配重装置设置于火箭壳体的内腔，且安装基座1的轴线与火箭壳体的轴线重合。
图6为本发明实施例提供的火箭的固定梁2的结构示意图。在上述实施例的基础上，如图6所示，进一步地，固定梁2沿安装基座1径向的外侧端面与火箭壳体的内壁贴合固定设置。该结构设计的火箭，固定梁2的作用一方面用于帮助配重块定位和导向，另一方面可与安装基座1配合，安装在火箭的内壁。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。