阅读说明：本技术 一种飞行器级间连接段与助推器前封头一体化构型 (Integrated configuration of interstage connecting section of aircraft and front seal head of booster ) 是由 郭德春 朱国祥 刘晓斌 高宇驰 于 2020-11-05 设计创作，主要内容包括：本发明公开一种飞行器级间连接段与助推器前封头一体化构型,级间连接段前段的内外壁与巡航级尾段平齐,级间连接段后段的外型面与助推器前封头上的过渡外型面相切,助推器的前封头外形为横椭球,前封头内部装药。本发明采用级间连接段与助推器前封头一体化构型,助推器无前裙。前封头内部既能装药又同步承力,从而综合有利于缩减飞行器发射尺寸和质量。(The invention discloses an integrated structure of an interstage connecting section of an aircraft and a front seal head of a booster. The invention adopts an integrated structure of the interstage connecting section and the front seal head of the booster, and the booster has no front skirt. The front seal head can charge and synchronously bear force, thereby being comprehensively beneficial to reducing the launching size and the launching quality of the aircraft.)

一种飞行器级间连接段与助推器前封头一体化构型

技术领域

本发明属于飞行器外形设计技术领域，具体涉及一种飞行器级间连接段与助推器的连接构型。

背景技术

高速巡航飞行器通常由固体火箭助推器(下文简称为助推器)、巡航级、级间连接段组成。级间连接段的作用是将巡航级和助推器以串联的方式进行连接。现有飞行器常用做法是在助推器前端安置前裙(见说明书附图1，图中1为前封头，2为前裙，3为发动机本体)，再在前裙上通过级间连接段与巡航级连接。这种做法的不足之处在于，前封头内部不装药，其容积未有效利用，并且需要在助推器上设置单独的前裙进行级间连接，飞行器总长缩减困难，不利于减小飞行器的尺度和重量规模。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本发明解决的技术问题在于，提供的一种飞行器级间连接段与助推器的连接构型，能够缩减飞行器发射尺寸和质量。

本发明的技术方案包括：

一种飞行器级间连接段与助推器前封头一体化构型，所述飞行器由固体火箭助推器、巡航级、级间连接段组成，助推器的前封头与级间连接段为一体化设计。

进一步地，所述级间连接段前段的内外壁与巡航级尾段平齐，所述级间连接段后段的外型面与所述助推器前封头上的过渡外型面相切，所述助推器的前封头外形为横椭球，所述前封头内部装药。

进一步地，

所述级间连接段长度L＝80～200毫米；

所述级间连接段后段的外型面与助推器前封头上的过渡外型面相切处的圆角r＝30～70毫米；

所述助推器前封头主体的母线为椭圆方程，其长半轴为H、短半轴为R，H/R＝4/3；所述前封头母线椭圆方程的短半轴R与助推器直径D的关系为R＝0.5×D；

所述助推器前封头上的过渡外型面母线与水平面的夹角a＝10～20度，过渡外型面母线与级间连接段内壁的最大厚度h＝(1.5～2.5)×d2，其中巡航级尾段的壁厚d2＝20～60毫米。

本发明与现有技术相比的有益效果：

采用级间连接段与助推器前封头一体化构型，助推器无前裙，前封头外形为横椭球，前封头内部既能装药又同步承力，从而综合有利于缩减飞行器发射尺寸和质量。

附图说明

图1为常用固体火箭助推器前裙示意图；

图2为本发明的级间连接段与助推器前封头一体化构型。

图中，1为前封头，2为前裙，3为发动机本体，4为巡航级尾段，5为级间连接段，6为助推器前封头。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明采用级间连接段的后段与助推器前封头一体化设计结构。级间连接段前段的内外壁与巡航级尾段平齐，级间连接段后段的外型面与助推器前封头上的过渡外型面相切，助推器的前封头外形为横椭球，前封头内部装药。

附图2中，4为巡航级尾段，5为级间连接段，6为助推器前封头。

d为巡航级尾段的外直径，d1为巡航级尾段的内直径，d和d1都是级间连接段构型设计的给定参数，通常d＝400～800毫米。d2为巡航级尾段的壁厚，d2通常在20～60毫米范围。

级间连接段长度L＝80～200毫米，其前段的内外壁与巡航级尾段平齐。根据上文表述关系，d1＝d-2×d2，这里的“×”为数学中的乘号。级间连接段的后段的外型面与助推器前封头上的过渡外型面相切，圆角r＝30～70毫米。

助推器前封头主体的母线为椭圆方程，其长半轴为H、短半轴为R，H/R＝4/3，这里的“/”为数学中的除号。进一步，前封头母线椭圆方程的短半轴R与助推器直径D的关系为R＝0.5×D，助推器直径D直接选取国内成熟固体火箭发动机的直径系列值，例如D＝1000毫米。

助推器前封头上的过渡外型面母线与水平面的夹角a＝10～20度，过渡外型面母线与级间连接段内壁的最大厚度h＝(1.5～2.5)×d2。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明的主要先进点在于，采用级间连接段与助推器前封头一体化构型，助推器无前裙，前封头外形为横椭球，前封头内部既能装药又同步承力，从而综合有利于缩减飞行器发射尺寸和质量。

上述具体实施方式仅限于解释和说明本发明的技术方案，但并不能构成对权利要求保护范围的限定。本领域技术人员应当清楚，在本发明的技术方案的基础上做任何简单的变形或替换而得到的新的技术方案，均落入本发明的保护范围内。