用于运载火箭的气压平衡装置及运载火箭的制作方法

[0001]
本申请涉及运载器技术领域，具体而言，本申请涉及一种用于运载火箭的气压平衡装置及运载火箭。


背景技术：

[0002]
地球经历数亿年的演变，在地球引力等多因素的作用下，大量的气体聚集在地球周围，形成现在厚重的大气层。1654年，著名的“马德保半球”实验，使人们认识到大气压强的存在。随着科技的进一步发展，人类对大气压强有了更深入的认识和研究。
[0003]
运载火箭的使命是飞离地球表面，并将有效载荷送入预定轨道。在脱离地球的过程中，火箭的箱体、壳段等结构承受着内外压差带来的压力。大气压力会使火箭结构发生弹性变形，严重时会突破箭体结构的强度极限，导致结构失效，最终造成火箭发射失利。因此，大气压力对火箭的受力影响在火箭结构强度设计中不容忽视。薄壁壳体且在火箭总装后形成封闭型腔的结构需要考虑天地压差对结构强度带来的影响。通常情况下，采用在结构表面开设泄气孔的方式，使结构内外两侧相通，当火箭在飞行过程中，结构的内外侧大气压力始终相同，大气压力不会对结构产生影响。
[0004]
在箭体结构上泄气孔是减小结构壳体大气压差有效方式之一，但是由于箭体结构上开设泄气孔，使得本已封闭的空间具有一定的开敞性，外界的水雾、粉尘、飞虫等多余物会通过泄气孔进入箭体内部。为避免多余物进入箭体内部，现有的做法是：在火箭总装、转场等过程中，将这些泄气孔用透明胶带进行密封，在进入发射流程时，再将泄气孔上的透明胶带取下。
[0005]
通过透明胶带对泄气孔进行密封，虽然可以有效避免多余物进入箭体，但利用透明胶带对泄气孔进行封堵可能不够严实，仍存在多余物进入箭体内的风险；另外，发射进入倒计时才取下泄气孔上封堵的透明胶带，而此时火箭已经加注完毕，在这个阶段进行箭上操作，增加了操作人员的风险。


技术实现要素：

[0006]
本申请针对现有技术中存在的缺陷，提出一种用于运载火箭的气压平衡装置及运载火箭，用以解决现有技术中泄气孔的封堵方式密封不严以及需要人为操作才能解除封堵的技术问题。
[0007]
第一个方面，本申请实施例提供了一种用于运载火箭的气压平衡装置，包括：泄压螺栓、防风盖板和回弹组件，所述泄压螺栓用于与所述运载火箭的箭体上预设的泄气孔配合；所述泄压螺栓包括第一泄气端和第二泄气端；所述泄压螺栓沿轴向设有第一气体通道，所述第一气体通道的一端与所述第一泄气端平齐，并用于与所述箭体外部的大气环境连通；所述泄压螺栓沿径向设有若干第二气体通道，所述第二气体通道靠近所述第二泄气端；所述第二气体通道的一端与所述第一气体通道连通，另一端用于与所述箭体内部的气压环境连通；所述防风盖板通过所述回弹组件安装于所述第一泄气端，所述回弹组件对所述防
风盖板施加有沿第一方向的预设弹性预紧力，以使得所述第一气体通道与所述第一泄气端平齐的一端可选择性地被所述防风盖板密封；其中，所述第一方向为由所述第一泄气端指向所述第二泄气端的方向。
[0008]
可选地，所述第一泄气端沿周向间隔设置有多个定位孔，所述防风盖板上设置有与所述定位孔一一对应的安装孔；所述回弹组件包括多个回弹定位件；所述回弹定位件的数量与所述安装孔的数量相同；每个所述回弹定位件均包括紧固螺栓和轻质弹簧，所述紧固螺栓依次穿过所述轻质弹簧和安装孔，并与所述定位孔连接。
[0009]
可选地，所述防风盖板中与所述第一气体通道对应的区域沿所述第一方向凸起并形成凸起部，所述凸起部与所述第一泄气端的内侧壁间隙配合；和/或，所述防风盖板为铝合金材质。
[0010]
可选地，所述防风盖板与所述第一泄气端之间还设有密封圈，所述密封圈套设在所述凸起部的外部，并粘接在所述防风盖板靠近所述第二泄气端的一侧；所述密封圈远离所述防风盖板的一侧与所述第一泄气端贴合。
[0011]
可选地，所述密封圈远离所述防风盖板的一侧为弧形结构；和/或，所述密封圈的材质为三元乙丙橡胶。
[0012]
可选地，所述泄压螺栓沿所述第一方向依次为安装部、限位部和操作部；所述安装部的直径和所述操作部的直径均小于所述限位部的直径，所述第二气体通道沿着所述限位部的径向布置，所述第一气体通道靠近所述第二泄气端的一端位于所述限位部；所述安装部的外表面设有用于与所述泄气孔配合的外螺纹。
[0013]
可选地，所述第二气体通道的数量为四个，四个所述第二气体通道沿所述限位部的周向等间距布置。
[0014]
可选地，所述第二气体通道的孔径小于所述第一气体通道的孔径；其中，所述第一气体通道的孔径为15~35毫米，所述第二气体通道的孔径为6~10毫米。
[0015]
可选地，所述预设弹性预紧力根据所述防风盖板的重力、所述泄气孔的内侧和外侧的压力差产生的压力以及所述运载火箭飞行过程中的过载确定。
[0016]
第二个方面，本申请实施例还提供了一种运载火箭，包括：箭体和本申请实施例第一个方面所述的气压平衡装置；所述箭体包括尾段舱体，所述尾段舱体的端部预设有泄气孔，所述气压平衡装置与所述泄气孔配合安装；所述第一气体通道与所述第一泄气端平齐的一端与所述尾段舱体外部的大气环境连通；所述第二气体通道远离所述第一气体通道的一端与所述尾段舱体内部的气压环境连通。
[0017]
本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果至少包括：本申请实施例中提供的气压平衡装置，该气压平衡装置的泄压螺栓用于与运载火箭的箭体上预设的泄气孔配合，且该泄压螺栓中的第一气体通道与箭体外部的大气环境连通，同时第二气体通道与箭体内部的气压环境连通，从而具备了箭体内部和外部的气压相连通的条件；利用回弹组件对防风盖板施加预设弹性预紧力，从而实现了对第一气体通道的选择性密封。
[0018]
在运载火箭起飞之前，防风盖板将第一密封通道密封，可以有效避免火箭在总装、运输环境中向箭体的内部引入多余物，从而节省了箭体的防护成本和清洁成本；通过防风盖板在火箭飞行过程中的受力的边界条件，作为回弹组件的约束条件，实现防风盖板在箭
体内外存在压力差时，防风盖板受压力打开，直至箭体内外压力相等时，防风盖板将第一气体通道封闭，最终实现箭体内外大气压的动态平衡。
[0019]
此外，该气压平衡装置从结构上保证了泄气孔的密闭，无需人工对泄气孔进行封堵，避免了人为操作带入的漏封、封堵不严实的隐患；该气压平衡装置无需在发射前将泄气孔的封堵物拆除，避免了人员由于火箭加注有毒推进剂带来的人身安全隐患。
[0020]
本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
[0021]
本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1为本申请实施例提供的一种用于运载火箭的气压平衡装置的立体结构示意图；图2为本申请实施例提供的图1的正视图；图3为本申请实施例提供的图2中沿a-a方向的剖面示意图；图4为本申请实施例提供的图2中去除泄压螺栓后的俯视图；图5为本申请实施例提供的图4中沿b-b方向的剖面示意图；图6为本申请实施例提供的图5中c的局部放大图；图7为本申请实施例提供的一种运载火箭的气压平衡装置与尾段舱体中的泄气孔的配合示意图；图8为本申请实施例提供的一种运载火箭的箭体的整体结构示意图。
[0022]
图中：1-气压平衡装置；100-泄压螺栓；100a-第一泄气端；100b-第二泄气端；110-安装部；111-第一气体通道；120-限位部；121-第二气体通道；130-操作部；200-防风盖板；210-凸起部；300-回弹组件；310-回弹定位件；311-紧固螺栓；312-轻质弹簧；400-密封圈；2-尾段舱体；21-泄气孔；3-箭体。
具体实施方式
[0023]
下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。
[0024]
本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该
理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0025]
本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。
[0026]
下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。
[0027]
结合图1至图3所示，本申请实施例提供了一种用于运载火箭的气压平衡装置1，包括：泄压螺栓100、防风盖板200和回弹组件300。泄压螺栓100用于与运载火箭的箭体上预设的泄气孔配合，用于平衡箭体内部和外部之间的气压差。本申请实施例中对泄气孔的位置可不作具体限定，只要该泄气孔可以连通箭体的内部气压和箭体的外部气压即可，具体位置可以根据箭体的结构进行设计。
[0028]
在图3中，泄压螺栓100包括相对布置的第一泄气端100a和第二泄气端100b，当泄压螺栓100与泄气孔配合时，第一泄气端100a位于泄气孔的外侧（箭体外部），第二泄气端100b位于泄气孔的内侧（箭体内部）。泄压螺栓100沿轴向设有第一气体通道111，第一气体通道111的一端与第一泄气端100a平齐，并用于与箭体外部的大气环境连通。此外，第一气体通道111的另一端可以与第二泄气端100b平齐，从而形成通孔结构的第一气体通道111（图中未示出）；第一气体通道111也可以不与第二泄气端100b平齐，从而形成盲孔结构的第一气体通道111（如图3所示）。
[0029]
进一步地，如图1和图3所示，泄压螺栓100沿径向设有若干个第二气体通道121，第二气体通道121的一端与第一气体通道111连通，第二气体通道121的另一端可以与箭体内部的气压环境相连通。相对于第一泄气端100a而言，第二气体通道121更加靠近第二泄气端100b，以保证泄压螺栓100与泄气孔配合时第二气体通道121的另一端能够位于箭体的内部。
[0030]
为了实现箭体内外气压的自动平衡，防风盖板200通过回弹组件300安装在第一泄气端100a，且该回弹组件300对防风盖板200施加有沿第一方向的预设弹性预紧力。由于该预设弹性预紧力的存在，使得第一气体通道111与第一泄气端100a平齐的一端可选择性地被防风盖板200密封，即该防风盖板200在初始状态下对第一气体通道111密封，但是在某些特殊条件下（由预设弹性预紧力和箭体的内外气压差等因素决定）可以将防风盖板200朝与第一方向相反的方向顶起，从而实现第一气体通道111与外部大气压的导通。如图3中的箭头所示的方向即为第一方向，第一方向具体指由第一泄气端100a指向第二泄气端100b的方向。本申请实施例中对预设弹性预紧力的大小不作具体限定，该预设弹性预紧力需要根据实际情况计算得到。
[0031]
本申请实施例中提供的用于运载火箭的气压平衡装置1，该气压平衡装置1的泄压螺栓100用于与运载火箭的箭体上预设的泄气孔配合，且该泄压螺栓100中的第一气体通道111与箭体外部的大气环境连通，同时第二气体通道121与箭体内部的气压环境连通，从而具备了箭体内部和外部的气压相连通的条件；利用回弹组件300对防风盖板200施加预设弹性预紧力，从而实现了对第一气体通道111的选择性密封。
[0032]
在运载火箭起飞之前，防风盖板200将第一密封通道密封，可以有效避免火箭在总装、运输环境中向箭体的内部引入多余物，从而节省了箭体的防护成本和清洁成本；通过防风盖板200在火箭飞行过程中的受力（例如：防风盖板200的重力、箭体内外侧压力差产生的压力、飞行过程中的过载以及回弹组件300施加的预设弹性预紧力等）的边界条件，作为回弹组件300的约束条件，实现防风盖板200在箭体内外存在压力差时，防风盖板200受压力打开，直至箭体内外压力相等时，防风盖板200封闭，最终实现箭体内外大气压的动态平衡。
[0033]
此外，该气压平衡装置1从结构上保证了泄气孔的密闭效果，无需人工对泄气孔进行封堵，避免了人为操作带入的漏封、封堵不严实的隐患；该气压平衡装置1无需在发射前将泄气孔的封堵物拆除，避免了人员由于火箭加注有毒推进剂带来的人身安全隐患。
[0034]
在一些实施例中，本申请的发明人考虑到，回弹组件300一方面需要对防风盖板200施加预设弹性预紧力，另一方面还需要对防风盖板200与泄压螺栓100的连接关系起到一定的导向作用，保证防风盖板200被顶开后仍然不完全脱离泄压螺栓100。为此，本申请实施例为防风盖板200通过回弹组件300与泄压螺栓100支架连接提供如下一种可能的实现方式：如图3所示，为了便于防风盖板200与泄压螺栓100的第一泄气端100a连接，第一泄气端100a沿周向间隔设置有多个定位孔（图中未示出），防风盖板200上设置有与定位孔一一对应的安装孔（图中未示出）。
[0035]
如图1和图3所示，本申请实施例中的回弹组件300包括有多个回弹定位件310，回弹组件300中的回弹定位件310的数量与安装孔的数量相同，回弹定位件310对防风盖板200可以起到固定和支撑的作用。
[0036]
具体地，如图5所示，每个回弹定位件310均包括紧固螺栓311和轻质弹簧312，轻质弹簧312为质量忽略不计的弹簧，在不考虑弹簧本身的重力的前提下便于计算相应的预设弹性预紧力。紧固螺栓311依次穿过轻质弹簧312和安装孔之后，再与定位孔连接，即轻质弹簧312位于防风盖板200远离第一泄气端100a的一侧，由紧固螺栓311的螺栓头对轻质弹簧312进行固定。其中，紧固螺栓311主要起定位和导向的作用，可防止防风盖板200脱落，并且可以为轻质弹簧312和防风盖板200提供导向。
[0037]
可以理解的是，紧固螺栓311的螺栓头与防风盖板200之间留有一定的间距，便于放置轻质弹簧312，轻质弹簧312在初始状态下对防风盖板200施加有预设弹性预紧力。回弹组件300对防风盖板200施加的预设弹性预紧力等于各轻质弹簧312对防风盖板200施加的预设弹性预紧力之和。
[0038]
可选地，多个定位孔沿着第一泄气端100a的周向呈圆周阵列分布，对应的多个安装孔也沿着防风盖板200的周向呈圆周阵列分布，从而提升回弹定位件310对防风盖板200的定位和支撑效果，并且各回弹定位件310的轻质弹簧312对防风盖板200施加的预设弹性预紧力的分布更加均匀。
[0039]
本实施例中，通过回弹定位件310将防风盖板200安装在泄压螺栓100的第一泄气端100a，利用回弹定位件310的紧固螺栓311为防风盖板200提供导向，同时利用回弹定位件310的轻质弹簧312对防风盖板200施加预设弹性预紧力，使得在初始状态下防风盖板200对泄气孔进行封闭；在火箭飞行过程中的受力的边界条件，作为回弹组件300的约束条件，实现防风盖板200在箭体内外存在压力差时，防风盖板200受压力打开，直至箭体内外压力相
等时，防风盖板200封闭，最终实现箭体内外大气压的动态平衡。
[0040]
在一些实施例中，如图4至图6所示，防风盖板200中与第一气体通道111对应的区域沿第一方向凸起并形成凸起部210，凸起部210与第一泄气端100a的内侧壁间隙配合。利用该凸起部210可以增加防风盖板200对第一气体通道111的密封效果。
[0041]
可选地，防风盖板200可以选用铝合金材质（例如：2a12），铝合金材质的防风盖板200质量相对较轻，且硬度较高，有利于提高密封效果，且易于控制。防风盖板200可以由铝合金板材冲压成型制备得到。可选地，铝合金盖板的质量为0.005kg~0.01kg。
[0042]
在一些实施例中，继续参阅图3至图6，防风盖板200与第一泄气端100a之间还设置有密封圈400，密封圈400套设在凸起部210的外部，并且该密封圈400通过硅基胶液粘接在防风盖板200靠近第二泄气端100b的一侧，使得在防风盖板200被顶起时，该密封圈400可以与防风盖板200一并运动。其中，密封圈400远离防风盖板200的一侧与第一泄气端100a贴合，从而提高防风盖板200对第一气体通道111的密封效果。
[0043]
在一些实施例中，继续参阅图6，密封圈400与防风盖板200相连的一侧为平面结构，密封圈400远离防风盖板200的一侧为弧形结构，该弧形结构可以与泄压螺栓100的第一泄气端100a的端面接触，并且在回弹组件300的作用下该密封圈400与第一泄气端100a接触的一侧会产生一定的挤压变形，进一步增加了密封效果。
[0044]
可选地，该密封圈400沿径向的截面形状为半圆形。这种结构设计一方面有利于密封圈400与防风盖板200的粘接，另一方面可以进一步提升密封效果。
[0045]
可选地，密封圈400的材质为三元乙丙橡胶（epdm）。三元乙丙橡胶具有耐高温、耐烧蚀的特性，选用的这种材料可以有效抵抗火箭在飞行过程中，发动机喷出的火焰形成的热环境，有利于对第一气体通道111的密封。
[0046]
在一些实施例中，继续参阅图1和图3，为了便于描述，将泄压螺栓100沿第一方向依次设定为安装部110、限位部120和操作部130。其中，安装部110的直径和操作部130的直径均小于限位部120的直径，安装部110的直径与泄气孔的内径基本相等，保证安装部110能与泄气孔配合即可。由于限位部120的直径大于泄气孔的内径，从而可以对泄压螺栓100起到轴向定位的作用。
[0047]
进一步地，第二气体通道121沿着限位部120的径向布置，第一气体通道111靠近第二泄气端100b的一端位于限位部120内，即第一气体通道111不贯穿整个泄压螺栓100。
[0048]
可选地，箭体上的泄气孔内设有内螺纹，安装部110的外表面设有用于与泄气孔内的内螺纹配合的外螺纹，即泄压螺栓100的安装部110与泄气孔之间可通过螺纹连接实现配合。
[0049]
可选地，操作部130为螺栓头结构，例如：六角螺栓头。操作人员将泄压螺栓100安装在泄气孔内，利用工具夹持操作部130即可拧紧泄压螺栓100，便于泄压螺栓100的安装。
[0050]
可选地，安装部110的外螺纹为m50
×
2的左旋螺纹，限位部120的直径为60毫米。
[0051]
可选地，继续参阅图1，第二气体通道121的数量为四个，四个第二气体通道121沿限位部120的周向等间距布置，相当于四个第二气体通道121在限位部120呈圆周阵列分布。其中，两个相对的第二气体通道121的轴线重合，且都与第一气体通道111的轴线垂直。
[0052]
在一些实施例中，继续参阅图3，单个第二气体通道121的孔径小于第一气体通道111的孔径，多个第二气体通道121的孔径之和与第一气体通道111的孔径相当，保证箭体的
内部的气体能够平稳地排出至箭体的外部。
[0053]
可选地，第一气体通道111的孔径为25毫米~35毫米，包括端点值25毫米和35毫米。
[0054]
可选地，第二气体通道121的孔径为6毫米~10毫米，包括端点值6毫米和10毫米。
[0055]
在一些实施例中，预设弹性预紧力根据防风盖板200的重力、泄气孔的内侧和外侧的压力差产生的压力以及运载火箭飞行过程中的过载确定。
[0056]
具体地，选用的回弹组件300的预设弹性预紧力根据以下公式进行计算：f
弹
≥mg；（1）式（1）为火箭静止时，回弹组件300的预设弹性预紧力的计算公式，此时预设弹性预紧力大于防风盖板200重力，防风盖板200起到密封压紧的作用。其中，m为防风盖板200的质量。
[0057]
当火箭起飞后，火箭随着高度上升，防风盖板200主要受向下的重力mg、回弹组件300向上的预设弹性预紧力(f
弹
)、箭体内外侧压力差产生的向下的压力（f1）以及飞行过程中的过载（f2），计算时防风盖板200受到泄压螺栓100的反作用力（f
反
）可以忽略（设置密封圈400时f
反
为泄压螺栓100对密封圈400的反作用力）。
[0058]
可以看到，火箭在飞行过程中，防风盖板200受到的气压产生的压力、过载都是时刻改变的，防风盖板200是一个复杂的受力过程。本申请实施例仅为说明本装置的工作原理，对防风盖板200在飞行过程中的受力进行简化，设定火箭飞行高度至28km时，防风盖板200在受两个g的过载时，防风盖板200打开的情况。
[0059]
f1=(p
0-p1)*πr
²
/4；(2-1)f2=2mg；(2-2)f
弹
<f1+f2+mg；(2-3)f
弹
＞f2+mg；(2-4)其中，p0为标准大气压强（单位为pa），本实施例设定的标准大气压强为p0=101.325kpa；p1为某型火箭在一二级分离时火箭外侧的大气压强，本申请实施例中设定的分离高度为28km，p1=1.616kpa；r为泄压螺栓100内第一气体通道111的半径，本实例中设定半径r=15mm（mm为毫米）；f2为火箭飞行时防风盖板200的过载力。
[0060]
根据上述公式，当回弹组件300采用四根轻质弹簧312时，计算得到单根轻质弹簧312的预设弹性预紧力应小于17.83n。简化起见，本气压平衡装置1选用的单根轻质弹簧312的预设弹性预紧力为17n。
[0061]
当火箭在发射前，防风盖板200受重力g和四根轻质弹簧312的总弹力（f
弹
）作用，此时f
弹
＞g，防风盖板200被轻质弹簧312向上挤压，通过密封圈400紧紧贴合在泄压螺栓100的第一泄气端100a的端面。
[0062]
可以看到，运载火箭飞行至28km时，防风盖板200的受力情况见公式（2-3），此时防风盖板200受到的向下的作用力大于轻质弹簧312产生的向上的总弹力，轻质弹簧312受到挤压，防风盖板200会被向下顶出。防风盖板200被顶出后，箭体内部的气流从泄压螺栓100的第二气体通道121经第一气体通道111后流出，直至箭体内外气压达到平衡，此时公式（2-1）中的p0=p1，f1=0，表明防风盖板200不再受到箭体内外压差导致的压力。箭体内外压力平衡后，防风盖板200的受力情况见公式（2-4）。此时盖板受到轻质弹簧312的总弹力大于盖板的自身重力和过载之和，弹簧开始伸长，并将防风盖板200重新顶到泄压螺栓100的第一泄
气端100a的端面，此时密封圈400起到缓冲和密封的作用。
[0063]
基于同一发明构思，结合图1、图7和图8所示，本申请实施例还提供了一种运载火箭，包括：箭体3和本申请实施例中前述的气压平衡装置1。其中，箭体3包括尾段舱体2，尾段舱体2的端部预设有泄气孔21，气压平衡装置1与该泄气孔21配合安装。
[0064]
在气压平衡装置1的泄压螺栓100与尾段舱体2的泄气孔21配合安装之后，泄压螺栓100的第一泄气端100a位于尾段舱体2的外部，泄压螺栓100的第二泄气端100b位于尾段舱体2的内部。
[0065]
进一步地，由于泄压螺栓100沿轴向设有第一气体通道111，第一气体通道111的一端与第一泄气端100a平齐，第一气体通道111的另一端可以与第二泄气端100b平齐，泄压螺栓100沿径向设有若干个第二气体通道121，第二气体通道121的一端与第一气体通道111连通。第一气体通道111与第一泄气端100a平齐的一端与尾段舱体2外部的大气环境连通；第二气体通道121远离所述第一气体通道111的一端与尾段舱体2内部的气压环境连通。
[0066]
本申请实施例中提供的运载火箭，包括了本申请实施例中前述的气压平衡装置1，该气压平衡装置1的泄压螺栓100与运载火箭的箭体3上预设的泄气孔21配合，且该泄压螺栓100中的第一气体通道111与箭体3外部的大气环境连通，同时第二气体通道121与箭体3内部的气压环境连通，从而具备了箭体3内部和外部的气压相连通的条件；利用回弹组件300对防风盖板200施加预设弹性预紧力，从而实现了对第一气体通道111的选择性密封，密封效果较好，且无需人为操作。
[0067]
在运载火箭起飞之前，防风盖板200将第一密封通道密封，可以有效避免火箭在总装、运输环境中向箭体3的内部引入多余物，从而节省了箭体3的防护成本和清洁成本；通过防风盖板200在火箭飞行过程中的受力（例如：防风盖板200的重力、箭体3内外侧压力差产生的压力、飞行过程中的过载以及回弹组件300施加的预设弹性预紧力等）的边界条件，作为回弹组件300的约束条件，实现防风盖板200在箭体3内外存在压力差时，防风盖板200受压力打开，直至箭体3内外压力相等时，防风盖板200封闭，最终实现箭体3内外大气压的动态平衡。
[0068]
此外，该气压平衡装置1从结构上保证了泄气孔21的密闭，无需人工对泄气孔21进行封堵，避免了人为操作带入的漏封、封堵不严实的隐患；该气压平衡装置1无需在发射前将泄气孔21的封堵物拆除，避免了人员由于火箭加注有毒推进剂带来的人身安全隐患。
[0069]
应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：1、气压平衡装置的泄压螺栓用于与运载火箭的箭体上预设的泄气孔配合，且该泄压螺栓中的第一气体通道与箭体外部的大气环境连通，同时第二气体通道与箭体内部的气压环境连通，从而具备了箭体内部和外部的气压相连通的条件；利用回弹组件对防风盖板施加预设弹性预紧力，从而实现了对第一气体通道的选择性密封。
[0070]
2、在运载火箭起飞之前，防风盖板将第一密封通道密封，可以有效避免火箭在总装、运输环境中向箭体的内部引入多余物，从而节省了箭体的防护成本和清洁成本；通过防风盖板在火箭飞行过程中的受力（例如：防风盖板的重力、箭体内外侧压力差产生的压力、飞行过程中的过载以及回弹组件施加的预设弹性预紧力等）的边界条件，作为回弹组件的约束条件，实现防风盖板在箭体内外存在压力差时，防风盖板受压力打开，直至箭体内外压力相等时，防风盖板将第一气体通道封闭，最终实现箭体内外大气压的动态平衡。
[0071]
3、该气压平衡装置从结构上保证了泄气孔的密闭，无需人工对泄气孔进行封堵，避免了人为操作带入的漏封、封堵不严实的隐患；该气压平衡装置无需在发射前将泄气孔的封堵物拆除，避免了人员由于火箭加注有毒推进剂带来的人身安全隐患。
[0072]
4、通过回弹定位件将防风盖板安装在泄压螺栓的第一泄气端，利用回弹定位件的紧固螺栓为防风盖板提供导向，同时利用回弹定位件的轻质弹簧对防风盖板施加预设弹性预紧力，使得在初始状态下防风盖板对泄气孔进行封闭，并且在火箭飞行过程中可以实现箭体内外大气压的动态平衡。
[0073]
5、防风盖板中与第一气体通道对应的区域沿第一方向凸起并形成凸起部，凸起部与第一泄气端的内侧壁间隙配合。利用该凸起部可以增加防风盖板对第一气体通道的密封效果；防风盖板可以选用铝合金材质，铝合金材质的防风盖板质量相对较轻，且硬度较高，有利于提高密封效果，且易于控制。
[0074]
6、防风盖板与第一泄气端之间还设置有密封圈，密封圈套设在凸起部的外部，并且该密封圈通过硅基胶液粘接在防风盖板靠近第二泄气端的一侧，使得在防风盖板被顶起时，该密封圈可以与防风盖板一并运动。其中，密封圈远离防风盖板的一侧与第一泄气端贴合，从而提高防风盖板对第一气体通道的密封效果。
[0075]
7、密封圈与防风盖板相连的一侧为平面结构，密封圈远离防风盖板的一侧为弧形结构，该弧形结构可以与泄压螺栓的第一泄气端的端面接触，并且在回弹组件的作用下该密封圈与第一泄气端接触的一侧会产生一定的挤压变形，进一步增加了密封效果。
[0076]
8、密封圈的材质为三元乙丙橡胶，三元乙丙橡胶具有耐高温、耐烧蚀的特性，选用的这种材料可以有效抵抗火箭在飞行过程中，发动机喷出的火焰形成的热环境，有利于提高第一气体通道的密封性。
[0077]
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“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申请和简化描述，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申请的限制。
[0078]
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。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0079]
在本申请的描述中，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申请中的具体含义。
[0080]
在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0081]
以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。