阅读说明：本技术 一种重型运载火箭 (Heavy carrier rocket ) 是由 冯国彦 于 2021-06-15 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种重型运载火箭,包括一级动力主体、二级动力主体、三级动力主体,三级动力主体顶部设有有效荷载主体；有效荷载主体内设有的逃逸塔、指令舱、服务舱；三级动力主体内设有的仪器仓、三级液氧箱、三级液氢箱、三级发动机；二级动力主体内设有的二级液氧箱、二级液氢箱、二级发动机；一级动力主体内包括自上至下依次设有的一级液氧箱、一级煤油箱、一级反应过渡段、一级尾段,一级尾段内设有一级发动机,一级尾段外侧设有稳定尾翼。本发明与现有技术相比的优点在于：结构明确,使用方便,采用多级结构,多级间采取不同的推进剂,配合相应的高压补燃发动机进行推进,从而实现重型运载火箭的升空和登月。(The invention discloses a heavy carrier rocket, which comprises a primary power main body, a secondary power main body and a tertiary power main body, wherein the top of the tertiary power main body is provided with a payload main body; an escape tower, an instruction cabin and a service cabin are arranged in the payload main body; an instrument bin, a tertiary liquid oxygen tank, a tertiary liquid hydrogen tank and a tertiary engine are arranged in the tertiary power main body; a secondary liquid oxygen tank, a secondary liquid hydrogen tank and a secondary engine are arranged in the secondary power main body; the primary power main body is internally provided with a primary liquid oxygen tank, a primary coal oil tank, a primary reaction transition section and a primary tail section which are sequentially arranged from top to bottom, a primary engine is arranged in the primary tail section, and a stabilizing tail wing is arranged on the outer side of the primary tail section. Compared with the prior art, the invention has the advantages that: the structure is clear, convenient to use adopts the multilevel structure, adopts different propellants between the multistage, and the corresponding high pressure afterburning engine of cooperation impels to realize the lift-off and the moon-climbing of heavy carrier rocket.)

一种重型运载火箭

技术领域

本发明涉及火箭技术领域，具体是指一种重型运载火箭。

背景技术

2014年，我国正式宣布，允许民营企业建造和发射卫星，激发了国内民营资本参与航天产业的热情， 加速了国内小卫星产业的发展。随之而来，商业火箭技术也蓬勃发展，尤其是固体多级运载火箭技术，由 于门槛相对较低，近年来多发商业固体多级运载火箭发射成功。而在运载火箭的研发和发射过程中，效率、 能耗、速度、高度等都存在一些问题。

因此，一种重型运载火箭亟待研究。

发明内容

本发明的目的是解决背景技术中提到的问题，提供一种重型运载火箭。

为解决上述技术问题，本发明提供的技术方案为：一种重型运载火箭，包括一级动力主体、二级动 力主体、三级动力主体，所述二级动力主体位于一级动力主体顶部，所述三级动力主体位于二级动力主 体顶部，所述三级动力主体顶部设有有效荷载主体；

所述有效荷载主体内包括自上至下依次设有的逃逸塔、指令舱、服务舱、登月舱、有效荷载支架；

所述三级动力主体内包括自上至下依次设有的仪器仓、三级液氧箱、三级液氢箱、三级发动机；

所述二级动力主体内包括自上至下依次设有的二级液氧箱、二级液氢箱、二级发动机，所述二级液 氧箱与二级液氢箱之间设有二级箱间段；

所述一级动力主体内包括自上至下依次设有的一级液氧箱、一级煤油箱、一级反应过渡段、一级尾 段，所述一级液氧箱与一级煤油箱之间设有一级箱间段，所述一级尾段内设有一级发动机，所述一级尾 段外侧设有稳定尾翼。

作为一种优选方案，所述一级动力主体、二级动力主体、三级动力主体、有效荷载主体总高度为111 米，起飞重量为3040吨，总推力为3430吨，月球运载能力45吨，近地轨道运载能力118吨。

作为一种优选方案，所述一级动力主体高42米，直径10.5米，所述一级尾段直径为13.5米，所述 稳定尾翼的数量为4个，翼展为18米，所述一级发动机包括7台500吨级推力高压补燃液氧煤油发动机。

作为一种优选方案，所述二级动力主体高25米，直径10.5米，所述二级发动机包括2太220吨级推 力高压补燃氢氧发动机。

作为一种优选方案，所述三级动力主体高19米，直径6.75米，所述三级发动机包括4台25吨级推 力膨胀循环氢氧发动机。

作为一种优选方案，所述一级动力主体与二级动力主体之间、所述二级动力主体与三级动力主体之 间均设有直径10.5米的铝制推进剂贮箱桁条和隔框加强。

本发明与现有技术相比的优点在于：结构明确，使用方便，采用多级结构，多级间采取不同的推进 剂，配合相应的高压补燃发动机进行推进，从而实现重型运载火箭的升空和登月。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明一级尾段的结构示意图。

如图所示：1、一级动力主体，2、二级动力主体，3、三级动力主体，4、有效荷载主体，5、逃逸塔， 6、指令舱，7、服务舱，8、登月舱，9、有效荷载支架，10、仪器仓，11、三级液氧箱，12、三级液氢 箱，13、三级发动机，14、二级液氧箱，15、二级液氢箱，16、二级发动机，17、二级箱间段，18、一 级液氧箱，19、一级煤油箱，20、一级反应过渡段，21、一级尾段，22、一级箱间段，23、一级发动机， 24、稳定尾翼。

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”、“正面”、“背面”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 方便描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所致的方式或原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，属于“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，属于“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 以是点连接；可以是直接连接，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。

结合附图，一种重型运载火箭，包括一级动力主体1、二级动力主体2、三级动力主体3，所述二级 动力主体2位于一级动力主体1顶部，所述三级动力主体3位于二级动力主体2顶部，所述三级动力主 体3顶部设有有效荷载主体4；

所述有效荷载主体4内包括自上至下依次设有的逃逸塔5、指令舱6、服务舱7、登月舱8、有效荷 载支架9；

所述三级动力主体3内包括自上至下依次设有的仪器仓10、三级液氧箱11、三级液氢箱12、三级发 动机13；

所述二级动力主体2内包括自上至下依次设有的二级液氧箱14、二级液氢箱15、二级发动机16，所 述二级液氧箱14与二级液氢箱15之间设有二级箱间段17；

所述一级动力主体1内包括自上至下依次设有的一级液氧箱18、一级煤油箱19、一级反应过渡段 20、一级尾段21，所述一级液氧箱18与一级煤油箱19之间设有一级箱间段22，所述一级尾段21内设 有一级发动机23，所述一级尾段21外侧设有稳定尾翼24。

所述一级动力主体1、二级动力主体2、三级动力主体3、有效荷载主体4总高度为111米，起飞重 量为3040吨，总推力为3430吨，月球运载能力45吨，近地轨道运载能力118吨。

所述一级动力主体1高42米，直径10.5米，所述一级尾段21直径为13.5米，所述稳定尾翼24的 数量为4个，翼展为18米，所述一级发动机23包括7台500吨级推力高压补燃液氧煤油发动机。

所述二级动力主体2高25米，直径10.5米，所述二级发动机16包括2太220吨级推力高压补燃氢 氧发动机。

所述三级动力主体3高19米，直径6.75米，所述三级发动机13包括4台25吨级推力膨胀循环氢氧 发动机。

所述一级动力主体1与二级动力主体2之间、所述二级动力主体2与三级动力主体3之间均设有直 径10.5米的铝制推进剂贮箱桁条和隔框加强。

本发明在具体实施时，高度为111米，共分为一级、二级、三级，仪器仓和有效荷载做组成，起飞 重量大约3040吨，总推力3430吨，月球运载能力45吨，近地轨道运载能力118吨。一级共42米，直 径10.5米，到尾端直径扩大到13.5米，尾端上装有四个稳定尾翼，翼展为18米；配置7台双喷管500 吨推力YF480型发动机，推进剂为液氧和煤油。两个10.5米直径的铝制推进剂贮箱桁条和隔框加强。二 级长25米，直径10.5米，配置两台220吨推力高压补燃氢氧发动机，采用液氧和液氢为推进剂。三级 长19米，直径6.75米，配置四台25吨级推力膨胀循环氢氧发动机，采用液氧和液氢为推进剂。

以上对本发明及其实施方式进行了描述，这种描述没有限制性，附图中所示的也只是本发明的实施 方式之一，实际的结构并不局限于此。总而言之如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本发明 创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本发明的保 护范围。