一种运载火箭的制作方法

本实用新型属于航天设备技术领域，尤其涉及一种运载火箭。

背景技术：

小型或微小型运载火箭是定位于为微小或微纳卫星提供发射服务的运载工具，现有国内外的小型或微小型运载火箭在总体结构上继承了中大型液体运载火箭的成熟技术，即小型或微小型运载火箭在总体结构上一般采用2-5级串联布局的方式，运载火箭的最前端为整流罩，与整流罩相连的为多个依次串联的发动机，运载火箭的尾端设有助推器。运载火箭点火发射后，助推器工作给运载火箭以向上的推动力，而后多个发动机依次工作并继续为运载火箭提供动力，随后各发动机停机分离，最后将卫星送入预设的轨道。

目前，运载火箭为了获得较好的气动外形，往往将整流罩的前端设置成锥形状，另一端设计成柱形状，从而减小整流罩的空气阻力。运载火箭运载的卫星等运载物主要集中在整流罩的柱形状空间中，而整流罩的锥形状空间闲置或者盛装极少物件，就这导致整流罩的锥形状空间存在极大的浪费，也增大了运载火箭的体积和重量，从而增加发动机的动力输出，生产成本较高。

技术实现要素：

本实用新型提供一种运载火箭，旨在解决整流罩的锥形状空间闲置而导致运载火箭的体积和重量大，运载能力差，生产成本高的问题。

本实用新型是这样实现的，提供一种运载火箭，包括运载物、具有容置腔室的整流罩和与所述整流罩连接的动力系统，所述整流罩包括呈锥形状的第一容置腔体和与所述第一容置腔体连接的第二容置腔体，所述动力系统包括与所述整流罩相连的动力装置和与所述运载物相连的推动装置，所述推动装置设于所述第一容置腔体中，所述运载物设于所述推动装置与所述动力装置之间。

更进一步地，所述第二容置腔体呈圆柱体构型，所述第二容置腔体的一端与所述第一容置腔体相连，所述第二容置腔体的另一端与所述动力装置相连。

更进一步地，所述运载物设于所述第二容置腔体中。

更进一步地，所述动力装置包括多个依次串联的发动。

更进一步地，各所述发动机为液体火箭发动机或者固体火箭发动机。

更进一步地，所述运载火箭还包括设于所述动力装置上的多个助推器。

更进一步地，各所述助推器为液体火箭助推器或者固体火箭助推器。

本实用新型提供的运载火箭的有益效果在于：与现有技术相比，本实用新型由于将推动装置设置在呈锥形状的第一容置腔体中，并与运载物相连，将动力装置与整流罩相连，运载物设置在动力装置和推动装置之间，因此推动装置和动力装置形成相对间隔设置；动力装置推动运载火箭上升，当整流罩分离后，推动装置带动运载物可转动180°掉头，推动装置可继续为运载物提供动力直至到达预设轨道。所以将推动装置设于第一容置腔体中，可将第一容置腔体有效填充，从而可有效减小运载火箭的体积和重量，提高运载火箭空间利用率和运载能力，降低生产成本。

附图说明

图1是现有技术提供的运载火箭的结构示意图。

图2是本实用新型提供的运载火箭的结构示意图。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

如图1所示，在现有技术中，动力系统2的动力装置21和推动装置22是串联设置的，从上到下依次为运载物3、推动装置22和动力装置21，整流罩1的第一容置腔体11处于闲置状态。如图2所示，本实用新型将推动装置22设于整流罩1的呈锥形状的第一容置腔体11中，从上到下依次为推动装置22、运载物3和动力装置21，推动装置22和动力装置21相对设置。

实施例一

请一并参阅图2，现对本实用新型实施例一提供的运载火箭进行说明。该运载火箭包括运载物3、具有容置腔室的整流罩1和与该整流罩1连接的动力系统2。该整流罩1包括呈锥形状的第一容置腔体11和与第一容置腔体11连接的第二容置腔体12，第一容置腔体11和第二容置腔体12均为中空结构，中空的第一容置腔体11和中空的第二容置腔体12合围成容置腔室。动力系统2包括动力装置21和推动装置22，第一容置腔体11设于第二容置腔体12的一侧，动力装置21设于第二容置腔体12的另一侧；推动装置22设于第一容置腔体11内，并与运载物3相连，运载物3设于推动装置22和动力装置21之间，且推动装置22与动力装置21为相对间隔设置。

本申请中的运载物3可以为卫星，也可以为其它设备，在此不作唯一限定。

当运载火箭点火后，动力装置21首先工作并提供向上的推动力，从而将运载火箭推动升空，当运载火箭达到预设的高度和速度后，动力装置21和整流罩1相继分离，在地球引力的作用下，进入惯性飞行阶段，推动装置22和运载物3通过自带的位置调节器可实现180°掉头；当与运载物3预设的轨道相切时，推动装置22点火工作进入最后加速阶段，直至达到预设的速度后，推动装置22停机并与运载物3分离，运载物3成功进入预设的运行轨道。

本实用新型由于将推动装置22设置在呈锥形状的第一容置腔体11中，并与运载物3相连，将动力装置21与整流罩1相连，且动力装置21和推动装置22相对间隔设置；动力装置21推动运载火箭上升，当整流罩1分离后，推动装置22与运载物3可转动180°掉头，推动装置22工作继续为运载物3提供动力直至到达预设轨道。所以将推动装置22设于第一容置腔体11中，可将第一容置腔体11有效填充，从而可有效减小运载火箭的体积和重量，提高运载火箭空间利用率和运载能力，降低生产成本。

实施例二

请一并参阅图2，本实施例是基于实施例一的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例一的区别在于：第二容置腔体12呈圆柱体构型，该第二容置腔体12的一端与第一容置腔体11相连，另一端与动力装置21相连。具体地，第二容置腔体12具有一开口端，并与第一容置腔体11连通；第二容置腔体12的另一端为密封端，并与动力装置21相连。此结构，将第二容置腔体12设置成圆柱体构型，可与呈锥形状的第一容置腔体11配合，以减小空气阻力，满足工程动力学设计，减少能耗，降低成本。

在其它实施例中，第二容置腔体12也可以设置成其它构型，在此不作唯一限定。如第二容置腔体12的主视图呈等腰梯形，第二容置腔体12的下底面与第一容置腔体11相连，第二容置腔体12的上底面与动力装置21相连。此结构，第二容置腔体12倒立设置，第一容置腔体11的锥形面可与第二容置腔体12的侧面相配合，进而可减小运载火箭飞行的阻力，减少能耗，降低成本。

实施例三

请一并参阅图2，本实施例是基于实施例一的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例一的区别在于：运载物3设于第二容置腔体12中。此结构，当动力装置21停机并与整流罩1分离后，设置在整流罩1的第二容置腔体12中的运载物3可不受影响，储存安全性能高。

可选地，运载物3也可以设置在其它位置处。当推动装置22同时将整流罩1的第一容置腔体11和第二容置腔体12占满，此时，运载物3就只能设置在运载火箭的其它位置处，但始终保持推动装置22位于运载物3的一端，动力装置21位于运载物3的另一端，且推动装置22与动力装置21为相对间隔设置，运载物3设置在推动装置22与动力装置21之间。

实施例四

请一并参阅图2，本实施例是基于实施例一的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例一的区别在于：动力装置21包括多个依次串联的发动机。为方便描述，将多个发动机由下至上的顺序分别称为第一级火箭发动机、第二级火箭发动机、…、第n级火箭发动机，其中n指发动机的数量。此结构，前一发动机关机后可与后面的发动机分离。通过多个发动机可调整运载火箭的运行高度和速度，进而可使得运载物3能准确地进入预设的轨道，可提高运载物3的入轨精度。

同理，推动装置22也可以包括多个依次串联的推动器。当动力装置21依次脱离后，推动装置22可带动运载物3继续运行，推动装置22的各推动器依次停机脱离，并将运载物3送入预设的轨道中。

实施例五

本实施例是基于实施例四的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例四的区别在于：各发动机为液体火箭发动机或者固体火箭发动机。

液体火箭发动机是使用液体化学物质作为能源的火箭推进设备，与固体火箭发动机相比，具有以下优点：1、速度快，载重大；2、发动机可随意启动和关机；3、推力室可冷却，推进剂质量分数高。

固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为热能，生产高温高压的燃烧产物经喷管膨胀加速，热能转变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。与液体火箭发动机相比，具有以下优点：1、工作时间短；2、加速度大。

本申请中的动力装置21的各发动机可以根据实际需要选择液体火箭发动机或者固体火箭发动机；同理，本申请中的推动装置22也可以根据实际需要选择液体火箭发动机或者固体火箭发动机，在此不作唯一限定。

实施例六

本实施例是基于实施例一的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例一的区别在于：运载火箭还包括设于动力装置21上的多个助推器(附图未示出)。此结构，运载火箭点火后，多个助推器最先工作，并提供推动力，以为运载火箭提供足够的推动力。

实施例七

本实施例是基于实施例六的基础上进行的改进，本实施例与上述实施例六的区别在于：各助推器为液体火箭助推器或者固体火箭助推器。

液体火箭助推器和固体火箭助推器都是一种捆绑在火箭芯级第一级上，提高火箭动力的液体燃料小型动力设备。与固体火箭助推器相比，液体火箭助推器可在必要时切断推进剂的供应以实现紧急刹车。与液体火箭助推器相比，固体火箭助推器的推动力更大，且不需要制冷隔热设备。

本申请中的助推器可以根据实际需要选择液体火箭助推器或者固体火箭助推器，在此不作唯一限定。

本申请提供的运载火箭的有益效果如下：

1、将推动装置22设置在呈锥形状的第一容置腔体11中，可提高运载火箭的空间利用率，减小运载火箭的体积和重量，从而可降低成本；

2、呈圆柱体构型的第二容置腔体12可与呈锥形状的第一容置腔体11配合，以减小空气阻力，减少能耗；

3、设置在第二容置腔体12中的运载物3的储存安全性能高；

4、多个发动机可控制和调整运载火箭的高度和速度，控制和调整能力强；

5、液体火箭发动机或固体火箭发动机具有突出的优点，使用性能好；

6、多个助推器可为运载火箭提供充足的推动力；

7、液体火箭助推器或固体火箭助推器具有突出的优点，使用性能好。

本申请提供的运载火箭通过将推动装置22设置在整流罩1呈锥形状的第一容置腔体11中，可有效减小整流罩1的空间浪费率，进而提高运载火箭的运载能力。具体地，可提高小型/微小型运载火箭10％以上的运载能力。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。