一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架及一级发动机的制作方法

本发明涉及垂直起降、重复使用火箭中一级发动机技术，具体涉及一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架及一级发动机。

背景技术：

机架是一级发动机总装布局的基础，是承担发动机与箭体之间连接、支承和传递推力的构件，在箭体俯仰、偏航、滚转时，还需要承受弯矩和扭矩。一级发动机的机架设计原则要求结构简单、工艺性好、结构开敞、承载力强。机架骨架一般为桁梁式结构，上、下接头通过主承力梁平行传力，附属结构缓解应力集中或支撑采用锻件或杆件整体组焊而成。

作为一种类型的垂直起降重复使用运载火箭的一级发动机，采用两大、两小单机(发动机),四台单机布局在3350mm箭径内，火箭起飞时，四个发动机同时点火工作，火箭贮箱的燃料和氧化剂通过供应系统和控制系统进入燃烧室，燃烧成高温高压燃气，经过推力室喷管高速喷出，形成反冲作用产生推力，推力经过推力室头部，传力结构和机架传递给火箭。

由于大、小发动机高度尺寸相差较大，小发动机高度是大发动机高度的一半，一般来说，机架下端接发动机，四个发动机推力室下段在同一平面，上端齐平接火箭箭体，若设计四机并联机架，需要设计出很长的传力结构，将小发动机推力传递到箭体，四机机架传力至同一尾段对接面，对于小发动机，机架冗长，支撑组件繁冗；若箭体设置悬挂结构，降低小发动机的对接面，则占用舱段空间，结构利用效率低。因此，需要合理的设计一级发动机的机架结构，使发动机与箭体协调优化，减少占用舱段空间。

技术实现要素：

为了解决现有一级发动机由于大、小发动机高度尺寸相差较大，使得机架冗长、支撑组件繁冗；或者占用舱段空间、结构利用效率低的技术问题，本发明提供了一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架及一级发动机。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：

一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架，其特殊之处在于：包括十字接头、4个主接头、4个连接杆、2个工字梁及2个传力杆；

4个连接杆依次分别通过4个主接头首尾连接，形成矩形框架；

所述4个主接头分别为第一主接头、第二主接头、第三主接头、第四主接头；

所述2个工字梁分别为第一工字梁和第二工字梁，所述第一工字梁的一端与第三主接头连接，其另一端与十字接头的第一接口连接；

第二工字梁的一端与第四主接头连接，另一端与十字接头的第二接口连接，所述第二接口与第一接口相邻；第三主接头和第四主接头之间的连接杆与2个工字梁形成第一等腰直角三角框架，所述第一等腰直角三角框架所在平面与矩形框架所在平面的夹角为93°；

所述2个传力杆的一端分别与第一主接头、第二主接头连接，2个传力杆的另一端均与十字接头上平行于所述第一等腰直角三角框架的上表面连接；

所述十字接头的下表面用于安装小发动机。

进一步地，还包括第一伺服机构安装接头、第一连接杆、第二连接杆、支撑杆、第二伺服机构安装接头；

所述第一连接杆的一端与十字接头的第三接口连接，第三接口与第二接口相邻，其另一端与第一伺服机构安装接头连接；

所述第二连接杆的一端与所述第二工字梁的一端连接，第二连接杆的另一端与第一伺服机构安装接头连接，第一连接杆、第二连接杆、第二工字梁形成第二等腰直角三角框架，所述第二等腰三角形框架与第一等腰直角三角框架位于同一平面；

所述支撑杆的一端与第一主接头连接，其另一端与第一伺服机构安装接头的上表面连接；

所述第二伺服机构安装接头设置在第二工字梁的一端下表面；

所述第一伺服机构安装接头的下表面、第二伺服机构安装接头的下表面均用于安装外部伺服机构。

进一步地，所述第一主接头上设有用于安装传力杆的第一安装管；

所述第一安装管上连接有用于安装支撑杆的第二安装管，且第二安装管与第一安装管连通。

进一步地，所述第二主接头上设有用于安装传力杆的第三安装管。

进一步地，所述十字接头上表面设有用于安装传力杆的v型中空安装管，所述2个传力杆的另一端均通过v型中空安装管与十字接头上平行于所述第一等腰直角三角框架的上表面连接。

进一步地，所述第一安装管与第一主接头连接处、第二安装管与第一安装管连接处均采用对接焊缝；

第三安装管与第二主接头连接处采用对接焊缝；

v型中空安装管与十字接头上表面连接处采用对接焊缝。

进一步地，所述第一主接头与第一安装管、第二安装管为一体化设置；

所述第二主接头与第三安装管为一体化设置；

所述十字接头与v型中空安装管为一体化设置。

进一步地，设第二主接头中心到第三主接头中心的距离为传力机架的高度，十字接头中心到第三主接头和第四主接头之间连接杆的距离为传力机架的悬臂长度；

则所述传力机架的高度和传力机架的悬臂长度比例为1.6：1。

进一步地，所述十字接头、主接头、连接杆、工字梁、传力杆、第一伺服机构安装接头、第一连接杆、第二连接杆、支撑杆、第二伺服机构安装接头均采用合金钢30crmnsia材料。

同时，本发明提供了一种一级发动机，包括箭体、设置在箭体内的2个小发动机、2个大发动机、用于安装2个大发动机的第一机架，其特殊之处在于：还包括2个如上述轻质侧壁悬挂垂向传力机架；

每个轻质侧壁悬挂垂向传力机架的4个主接头安装于箭体的内壁；

2个小发动机分别安装于2个轻质侧壁悬挂垂向传力机架的十字接头下表面。

与现有技术相比，本发明的优点是：

1、本发明垂向传力机架对高度低、推力小的小发动机安装方式单独设计，避免了四机并联整体机架低效率结构、变形不协调，同时缩短小发动机推进剂供应导管长度，小导管简短稳固；小发动机通过传力机架实现与箭体壁连接，传力机架外形尺寸小，尤其高度尺寸大幅降低，整体重量轻，传力路径短，推力传递效率高；且传力机架加工成本低，小发动机单独安装，维护方便，箭体舱段内预留空间大，便于操作。

将第一等腰直角三角框架所在平面与矩形框架所在平面的夹角设计为93°，使得小发动机安装后整体向外侧倾斜3°，大发动机、小发动机均可实现摆圆运动，且两者相互之间工作不会产生影响。

2、本发明垂向传力机架设有伺服机构安装接头，外部伺服机构通过该安装接头安装在传力机架上，可实现外部伺服机构对机架的传力。

3、本发明垂向传力机架在主接头上连接有安装管，且安装管与主接头一体化设计，连接处采用对接焊缝，降低了局部应力集中，提高传力机架的结构稳固性。

附图说明

图1是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架的结构示意图；

图2是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中第一主接头的结构示意图一；

图3是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中第一主接头的结构示意图二；

图4是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中第一主接头的剖视图；

图5是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中v型中空安装管的结构示意图；

图6是图5的俯视图；

图7是图6的a-a剖视图；

图8是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中十字接头的立体结构示意图；

图9是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中十字接头的俯视图；

图10是本发明轻质侧壁悬挂垂向传力机架中十字接头的横向剖视图；

图11是本发明一级发动机的四机布局平面展开图；

其中，附图标记如下：

1-连接杆，2-第一主接头，21-第一安装管，22-第二安装管，3-第二主接头，31-第三安装管，4-第三主接头，5-第四主接头，6-第一工字梁，7-第二工字梁，8-十字接头，81-第一接口，82-第二接口，83-第三接口，84-第四接口，85-v型中空安装管，9-传力杆，10-第一伺服机构安装接头，11-第一连接杆，12-第二连接杆，13-支撑杆，14-组件支撑框，15-轻质侧壁悬挂垂向传力机架，16-第一机架，17-箭体，18-小发动机，19-大发动机，20-第二伺服机构安装接头。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步详细描述。

本实施例以四机总装布局为基础，在有限的空间内，提供一种具有一定强度和刚性的、能够承受宽范围载荷变化、轻质高效、结构简单可靠的传力装置。

作为垂直起降重复使用运载火箭的一级发动机，采用两大、两小共四台发动机组成组合动力，作为火箭的主动力，由于大小发动机高度、外形差异较大，因此本实施例将两型号发动机安装设计为分体式机架，两个大发动机采用现有机架结构进行固定，四机中高度和推力小的两台小发动机，单独设计传力机架；由于小发动机径向距离大，每台小发动机更靠近箭壁，因此可利用箭体的支撑结构，通过垂向传力将小发动机推力传递至火箭。

如图1至10所示，一种用于连接小发动机的轻质侧壁悬挂垂向传力机架，包括十字接头8、4个主接头、4个连接杆1、2个工字梁及2个传力杆9；4个连接杆1依次分别通过4个主接头首尾连接，形成矩形框架；4个主接头分别为第一主接头2、第二主接头3、第三主接头4、第四主接头5，2个工字梁分别为第一工字梁6和第二工字梁7，第一工字梁6的一端与第三主接头4连接，另一端与十字接头8的第一接口81连接；第二工字梁7的一端与第四主接头5连接，另一端与十字接头8的第二接口82连接；第二接口82与第一接口81相邻；第三主接头4和第四主接头5之间的连接杆1与2个工字梁形成第一等腰直角三角框架，2个传力杆9的一端分别与第一主接头2、第二主接头3连接，2个传力杆9的另一端均与十字接头8上平行于第一等腰直角三角框架的上表面连接；十字接头8的下表面用于安装小发动机18。机架与发动机、箭体内壁对接接头的具体结构形式可根据发动机接口及箭体接口的需求进行设计。为了协调发动机之间、发动机与箭体之间的距离，将第一等腰直角三角框架所在平面与矩形框架所在平面的夹角设计为93°，即与箭壁对接的四个接头平面与发动机对接平面夹角为93°，使得小发动机安装后整体向外侧倾斜3°，大发动机、小发动机均可实现摆圆运动，且两者之间工作不会产生影响。

4个连接杆包括平行设置的两个竖直连接杆和平行设置的两个水平连接杆；第一主接头2、第二主接头3、第三主接头4、第四主接头5呈对称分布在同一平面内，四个主接头分别与工字梁和传力杆相连，竖直连接杆协调上主接头(第一主接头2、第二主接头3)、下主接头(第三主接头4、第四主接头5)的变形，横向连接杆封闭接头，使得传力机架结构稳定，减小焊接变形。十字接头8下端连接小发动机，十字接头8为机架的传力中心点。对主接头、十字接头8结构进行了拓扑设计，仅保留承力骨架，去除了内部低效率结构，使传力机架重量轻。

本实施例传力机架还包括第一伺服机构安装接头10、第一连接杆11、第二连接杆12、支撑杆13、第二伺服机构安装接头20；第一连接杆11的一端与十字接头8的第三接口83连接，第三接口83与第二接口82相邻，其另一端与第一伺服机构安装接头10连接；第二连接杆12的一端与第二工字梁7的一端连接，第二连接杆12的另一端与第一伺服机构安装接头10连接，第一连接杆11、第二连接杆12、第二工字梁7形成第二等腰直角三角框架，第二等腰直角三角框架与第一等腰直角三角框架位于同一平面；支撑杆13的一端与第一主接头2连接，其另一端与第一伺服机构安装接头10的上表面连接；第二伺服机构安装接头20设置在第二工字梁7的一端下表面，第一伺服机构安装接头10的下表面、第二伺服机构安装接头20的下表面均用于安装外部伺服机构，伺服机构通过伺服机构安装接头安装在机架上，实现外部伺服机构对并联机架的传力。第二伺服机构安装接头直接设置在第二工字梁上，降低变形，提高机架扭转一阶频率，第一伺服机构安装接头由第一连接杆11、第二连接杆12、支撑杆13稳固，在满足强度和刚度要求前提下，该设计为最简洁的支撑方式和支撑结构。

第一主接头2上设有用于安装传力杆9的第一安装管21，第一安装管21上连接有用于安装支撑杆13的第二安装管22，且第二安装管22与第一安装管21连通，第二安装管22和第一安装管21呈类v型布置；第二主接头3上设有用于安装传力杆9的第三安装管31；每个主接头与其上连接的安装管为一体化设计，焊缝位置避开安装管应力集中部位，通过接口优化，使第一安装管21与第一主接头2连接处、第三安装管31与第二主接头3连接处、v型中空安装管85与十字接头8上表面连接处焊缝由角焊缝改为对接焊缝，整个主接头与安装管为锻件机加工艺，中间低效率部位做空，提高了结构利用率，使接头轻质高效。

十字接头8上表面两个传力杆9的交汇处设有中心接头，该中心接头为v型中空安装管85，按传力路径简化为y型构件，避免多杆交接处开斜坡口拼焊，通过拓扑优化，做成中空结构，使接头轻质高效。十字接头8为整个传力机架的力中心，下端面与发动机对接，十字向外延伸出与承力梁协调的工字接口结构，沿主承力方向，保留骨架，去除中部材料，十字接头8设有用于连接小发动机的连接螺栓孔；连接螺栓孔均布在空间开敞的四角，方便安装；十字接头8的第四接口84连接有组件支撑框14，组件支撑框14用于支撑外部伺服机构。

本实施例传力机架宽度由十字梁和发动机分布圆确定。发动机呈向外倾斜3°安装角，设第二主接头3中心到第三主接头4中心的距离为传力机架的高度，十字接头8中心到第三主接头4和第四主接头5之间连接杆1的距离为传力机架的悬臂，传力机架的高度和传力机架的悬臂长度比例为1.6：1，为最优比例，即在满足机架强度和刚度要求条件下，极大缓和接头与安装管应力集中，同时机架主承力结构重量最轻。

本实施例的传力机架所有零件材料(十字接头8、主接头、连接杆1、工字梁、传力杆9、第一伺服机构安装接头10、第一连接杆11、第二连接杆12、支撑杆13)均采用高强合金钢30crmnsia，为设计强度、刚度性能优良的机架提供了基本保障。通过优化传力路径，将发动机推力垂直传递至火箭舱壁，减小了机架的外廓尺寸。以最恶劣载荷为输入条件，按等强度设计原则，经多方案计算对比，筛选出最优的组合，使机架的强度、刚度和稳定性满足要求。

本实施例的传力机架可推广应用于固体火箭发动机、其他军工系统及民用有类似传力要求的领域。

本实施例传力机架高度低、推力小的小发动机机架单独设计思路，避免了四机并联机架低效率结构、变形不协调，缩短小发动机推进剂供应导管长度，小导管简短稳固，简化支撑结构；安装小发动机的传力机架与箭体传力结构一体化设计，机架外形尺寸小，尤其高度尺寸大幅降低，整体重量轻，传力路径短，推力传递效率高。传力机架加工成本低，小发动机单独安装，维护方便，箭体舱段内预留空间大，便于操作；侧壁悬挂机架方案，首次实现发动机与箭体在竖直接面垂向传递推力，提高结构利用率，解决了发动机降低质量与提高小回路一阶低频相悖的难题；侧壁机架方案，遵循等强度设计原则，接头采用整体设计，消除了现有根部(与传力杆、支撑杆连接处)的角焊缝，降低了局部应力集中。接头和安装管中空设计，精简了低效率结构，减轻机架重量，提高了发动机推质比。

本实施例传力机架用于垂直起降的可重复使用火箭返回主动力装置传递推力。切换组成组合动力的大、小不同推力发动机工作，是实现可回收火箭起飞与回落大范围推力调节的方式之一。组合动力系统复杂，推质比敏感，布局空间有限，一体式机架难以匹配不同推力，不再适应。本发明打破了传统的整体平行传力设计思路，设置沿火箭尾段支撑结构垂向传力路径，充分利用了大推力发动机与箭壁之间的布局空间，实现了小发动机与箭体连接和传力一体化设计。本发明结构简单可靠，轻便灵活，使组合动力在箭体内协调搭配，布局紧凑，且满足各自工作过程中摆圆运动要求。

基于上述的传力机架，本实施例提供一种用于垂直起降重复使用运载火箭的一级发动机，四机布局平面展开图如图11所示，两大、两小四台发动机组成组合动力作为火箭主动力。该发动机包括箭体17、设置在箭体17内的2个小发动机18、2个大发动机19、用于安装2个大发动机19的第一机架16、2个上述的轻质侧壁悬挂垂向传力机架15；每个轻质侧壁悬挂垂向传力机架15的4个主接头安装于箭体17的内壁；2个小发动机18分别安装于2个轻质侧壁悬挂垂向传力机架的十字接头8下表面；由于两型发动机高度、外形差异较大，设计分体式机架为最优结构方案，通过将外形和高度小的小发动机18单独设计分体式小型机架，协调匹配小发动机推力小的特点，悬挂于箭体内壁已有的支撑箭体骨架结构，实现小发动机的固定安装与推力传递。垂向传力相对于现有平行传力机架，实现箭体传力结构与发动机机架一体化协同设计，避免箭体结构与机架安全系数无谓叠加，减轻结构重量，缩短传力路径，优化箭体空间。

以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并不将本发明的技术方案限制于此，本领域技术人员在本发明主要技术构思的基础上所作的任何公知变形都属于本发明所要保护的技术范畴。