一种复合舱段结构及飞行器的制作方法

本实用新型涉及高端装备制造技术领域，具体涉及一种复合舱段结构及飞行器。

背景技术：

飞行器（例如微型固体运载火箭或导弹等）的舱段结构设计一般包括光筒结构、蒙皮桁条结构和网格加筋结构三类。其中，光筒结构舱段工艺最简单，但承载效率最低。蒙皮桁条结构舱段的可设计性强，稳定性好，轴向载荷承载效率最高，适用于按稳定性和应力、强度、刚度设计的结构，具有较好的重量优势。网格加筋结构舱段更适用于需要承载加大外压载荷的结构。从火箭设计角度考虑，对于主要承受轴向载荷的固体运载火箭舱段结构，其设计必须考虑轴向载荷承载能力、外压负荷、加工工艺、减重设计和特殊安装空间的需要等综合因素。

现有技术中，对于舱段结构的减重和承载方面的设计上，虽然已存在相应的改进方案，但是现有的技术方案难以在满足承载方面的设计要求的同时，降低结构重量，且舱段结构的加工效率较低。

技术实现要素：

鉴于上述现有技术的现状，本发提供一种复合舱段结构及飞行器，以解决现有技术中舱段结构难以兼顾结构减重和加工效率的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：

第一方面，提供了一种复合舱段结构，包括舱段壳体，所述舱段壳体为一体锻造成型结构，所述舱段壳体的内侧面上沿所述舱段壳体的周向开设有第一环向槽和第二环向槽；所述第一环向槽远离所述第二环向槽一侧的舱段壳体为上段舱段壳体，所述上段舱段壳体为蒙皮桁条结构；所述第二环向槽远离所述第一环向槽一侧的舱段壳体为下段舱段壳体，所述下段舱段壳体为蒙皮桁条结构；所述第一环向槽和所述第二环向槽之间的舱段壳体为中段舱段壳体，所述中段舱段壳体为网格加筋结构；所述网格加筋结构包括多个第一加强筋和第二加强筋，所述第一加强筋沿所述舱段壳体的轴向一体成型于所述中段舱段壳体上，各所述第一加强筋间隔布设；所述第二加强筋沿所述舱段壳体的周向一体成型于所述中段舱段壳体上，各所述第二加强筋间隔布设，且所述第二加强筋与所述第一加强筋相互垂直。

在一些方案中，所述中段舱段壳体上还设有多个安装结构，且每个所述安装结构位于其中两根所述第一加强筋之间。

在一些方案中，所述安装结构为沿所述舱段壳体的轴向开设于所述中段舱段壳体内侧面的凹槽，且所述凹槽的两端分别与所述第一环向槽和所述第二环向槽贯通。

在一些方案中，所述网格加筋结构包括多个网格区域，各所述网格区域的边界由所述第一加强筋和第二加强筋围成，且所述网格区域的边界内还包括多个由所述第一加强筋和第二加强筋交错构成的方格区域。

在一些方案中，所述安装结构、第一环向槽和所述第二环向槽上设有护罩，所述护罩配合连接在所述安装结构、第一环向槽和所述第二环向槽上。

在一些方案中，所述蒙皮桁条结构，具体包括：蒙皮，沿所述舱段壳体的周向围设于所述上段舱段壳体的内侧面以及所述下段舱段壳体的内侧面；若干条桁条，沿所述舱段壳体的轴向间隔布设在所述蒙皮上。

在一些方案中，所述上段舱段壳体和所述下段舱段壳体分别设有端框，所述端框与所述蒙皮一体成型。

在一些方案中，所述端框的壁厚为2mm。

在一些方案中，所述中段舱段壳体沿其径向贯通开设有至少一个操作开口。

第二方面，提供了一种飞行器，所述飞行器包括上述的复合舱段结构。

本实用新型的有益效果在于：本实用新型提供的复合舱段结构采用一体成型的舱段壳体，由此可以使成品材料有效利用率不低于45%，且生产周期能够不大于45日，成本较传统成型方式制作的舱段壳体降低一半以上。此外，所述舱段壳体分上、中、下三段结构，并分别采用蒙皮桁条结构、网格加筋结构和蒙皮桁条结构的复合结构，可以提高工艺加工效率，降低结构重量。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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。

图1为本实用新型在一实施例中提供的复合舱段结构的整体效果图；

图2为本实用新型在一实施例中提供的复合舱段结构的剖面示意图。

其中，图中各附图标记：

01-复合舱段结构；

11-舱段壳体；

12-第一环向槽；

13-第二环向槽；

14-蒙皮桁条结构；

141-蒙皮；

142-桁条；

15-网格加筋结构；

151-第一加强筋；

152-第二加强筋；

153-网格区域；

154-方格区域；

16-安装结构；

17-护罩；

18-端框；

19-操作开口。

具体实施方式

为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，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，当部件被称为“固定于”或“设置于”另一个部件，它可以直接或者间接位于该另一个部件上。当一个部件被称为“连接于”另一个部件，它可以是直接或者间接连接至该另一个部件上。术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置为基于附图所示的方位或位置，仅是为了便于描述，不能理解为对本技术方案的限制。术语“第一”、“第二”仅用于便于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明技术特征的数量。“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

请参阅图1-2，下将通过具体实施例的方式对本实用新型提供的复合舱段结构进行清楚、完整的说明，以使本领域的技术人员能够轻松的实现该技术方案。

图1为本实用新型在一实施例中提供的复合舱段结构的整体效果图。

在一实施例中，如图1所示，所示复合舱段结构包括舱段壳体11，所述舱段壳体11为一体锻造成型结构。具体的，所述舱段壳体11的材料为锻铝2a14，整舱一体成型。示例性的，在具体实施中，可以采用空心铸锭环轧成壳体毛坯，再整体加工成型来得到该舱段壳体11。本实施例提供的这种舱段壳体11的构造结构，在加工过程中可以通过控制锻铝的延伸率保证结构的强度和分离性能。

图2为本实用新型在一实施例中提供的复合舱段结构的剖面示意图。

再结合图2所示，所述舱段壳体11的内侧面上周向开设有第一环向槽12和第二环向槽13，即所述第一环向槽12和第二环向槽13将所述舱段壳体11划分为上、中、下三段结构：所述第一环向槽12远离所述第二环向槽13一侧（即图2中所示第一环向槽12的上方侧）的舱段壳体为上段舱段壳体，以下简称为上段；所述第二环向槽13远离所述第一环向槽12一侧（即图2中所示第二环向槽13的下方侧）的舱段壳体为下段舱段壳体，以下简称为下段；所述第一环向槽12和所述第二环向槽13之间的舱段壳体为中段舱段壳体，以下简称为中段。其中，所述上段和下段为蒙皮桁条结构14，所述中段为网格加筋结构15。

具体的，结合图2所示，所述网格加筋结构15具体包括多个第一加强筋151和第二加强筋152，所述多个第一加强筋151沿所述舱段壳体11的轴向一体成型于所述第一环向槽12的第二环向槽13之间所在舱段壳体11上（即中段上），各所述第一加强筋151之间相间隔布设；所述多个第二加强筋152沿所述舱段壳体11的周向一体成型于所述第一环向槽12的第二环向槽13之间所在舱段壳体11上（即中段上），各所述第二加强筋152之间相间隔布设，所述第二加强筋152与第一加强筋151相互垂直。

在一些实施例中，所述网格加筋结构15包括多个网格区域153，各所述网格区域153的边界由所述第一加强筋151和第二加强筋152围成，且所述网格区域153的边界内还包括多个由所述第一加强筋151和第二加强筋152交错构成的方格区域154。

在一些实施例中，所述第一环向槽12的第二环向槽13之间所在中段上，还设有多个安装结构16，且每个所述安装结构16位于其中两根所述第一加强筋之间。示例性的，如图2所示，所述安装结构16包括两根所述第一加强筋151之间的间隔。

具体的，所述安装结构16为沿所述舱段壳体11的轴向开设于所述中段舱段壳体内侧面的凹槽，且所述凹槽的两端分别与所述第一环向槽12和所述第二环向槽13贯通。

在一些实施例中，结合图2所示，所述安装结构16、所述第一环向槽12和第二环向槽13是用于安装护罩17的。在实际使用中，可以在安装结构16、第一环向槽12和第二环向槽13中填设炸药，然后加设护罩17，即所述安装结构、第一环向槽12和所述第二环向槽13上设有护罩，所述护罩配合连接在所述安装结构、第一环向槽12和所述第二环向槽13上。由于所述护罩和安装结构16为现有技术，在本实用新型中仅是对安装结构16的构造和位置关系进行了改进，故这里不再详细说明。

需要说明的是，中段因为安装结构16（为一些特殊安装需要的结构，并非本实用新型对于现有技术的贡献，故不再赘述）的需要，需要通过铣削加工出舱段内侧特殊安装结构16，基于工艺考虑，所以不适合采用蒙皮桁条结构14，而采用网格加筋结构15，可以由铣削成型来实现。

在一些实施例中，结合图2所示，所述第一环向槽12的第二环向槽13之间所在舱段壳体11沿其径向贯通开设有至少一个操作开口19。

在一些实施例中，结合图2所示，所述蒙皮桁条结构14可以具体包括蒙皮141和若干条桁条142，所述蒙皮141沿所述舱段壳体11的周向围设于上段的内侧面以及下段的内侧面；所述桁条142沿所述舱段壳体11的轴向间隔布设在所述蒙皮141上。

具体的，与现有技术不同的地方在于：所述舱段壳体11的上段和下段上分别设有端框18，所述端框18与蒙皮141为一体化成型。示例性的，所述舱段壳体11的上、下段的蒙皮桁条结构14，端框18与蒙皮141一体化成型，桁条142采用标准规格的2a12铝合金t4状态的型材，均布于壳体内部，铆接于上下端框18。由此可见，本实施例中，整体式金属壳体无需进行端框18、蒙皮铆接工作，无需铆接桁架和工装。

在一些实施例中，所述端框18为标准化的端框接口结构，且壁厚为2mm。具体的，端框18采用标准化的接口结构，桁条142采用标准规格的2a12铝合金t4状态的型材，这样可以提升结构产品的适用性和互换性，便于产品备料和应用，有利于实现批量化的低成本和高效率。其中，所述标准化的端框接口结构具体是指本行业中对于该端框的标准要求，为行业标准规定，故这里不予赘述。

需要说明的是，所述蒙皮桁条结构14为现有技术，故这里不再赘述。

综上所述，上述复合舱段结构在采用一体成型的舱段壳体11，由此可以使成品材料有效利用率不低于45%，且生产周期能够不大于45日，成本较传统成型方式壳体降低一半以上；此外，所述舱段壳体11分上、中、下三段结构，并分别采用蒙皮桁条结构14、网格加筋结构15和蒙皮桁条结构14的复合结构，从而可以提高工艺加工效率，降低结构重量。

此外，基于上述复合舱段结构的发明构思，在实际应用中，可以将本发明应用至飞行器中，以此来改进飞行器中舱段壳体的性能。示例性的，在本发明的一些实施例中，还提供了一种飞行器，所述飞行器包括上述图1-2所示结构的复合舱段结构。

具体的，所述飞行器可以是导弹、微型固体运载火箭等。利用本发明提供的复合舱段结构来替换现有飞行器上的舱段壳体，利用复合结构，可以降低结构重量，同时由于舱段壳体为一体化设计，提高了材料的利用率，相比现有技术，可以有效降低产品的加工周期和成本。这种改进，对于航天飞行器技术来说是一种非常重大的技术突破，能够在提升飞行器整体的性能的同时，还可以帮助产业上下游实现较好的成本控制。

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。

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