一种可伸缩舱段飞行器的制作方法

1.本技术涉及飞行器技术领域，具体涉及一种可伸缩舱段飞行器。


背景技术：

2.随着科技水平的逐步提升，飞行器的功能性也逐渐丰富，飞行器支撑载荷将各种载荷运输升空的需求逐渐增多，但载荷往往非常重，对飞行器结构的刚度和强度提出了更高的要求，将载荷直接连接在发动机上，相互连接处的结构较复杂，安装过程繁琐，此时需要用到全包裹发动机的飞行器舱段，再将载荷连接在飞行器舱段外。
3.现有技术中，申请号为cn202011165133.6的专利中提出一种运载火箭，末端仓内设有发动机，为了拥有更高的强度，发动机安装在舱段内且两端与发动机前后裙固连，但发动机在工作过程中会产生轴向热膨胀，此时舱段由于缺少释力结构和空间，舱段会因热膨胀产生的轴向位移而发生变形甚至断裂，存在安全隐患。


技术实现要素：

4.鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本技术旨在提供一种可伸缩舱段飞行器，包括：舱段本体，所述舱段本体包括沿第一方向分布的第一舱段和第二舱段，所述舱段本体外连接有载荷组件，所述载荷组件用于支撑载荷；所述舱段本体内具有第一腔体，所述第一腔体内设有发动机，所述发动机一端与所述第一舱段远离所述第二舱段的端部连接，另一端与所述第二舱段远离所述第一舱段的端部连接；伸缩结构，所述伸缩结构包括设于所述第一舱段靠近所述第二舱段端部的第一延伸部和设于所述第二舱段靠近所述第一舱段端部的第二延伸部，所述第一延伸部、所述第二延伸部的延伸方向为所述第一方向，所述第一延伸部设于所述第二延伸部远离所述第一腔体侧；所述舱段本体具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述发动机产生沿所述第一方向的热膨胀，所述第一延伸部和所述第二延伸部同步向相互远离侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向伸长，当处于所述第二状态时，所述发动机停止产生热膨胀，所述第一延伸部和所述第二延伸部同步向相互靠近侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向缩回。
5.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第二延伸部上设有一圈第一凸环，所述第一凸环远离所述第一延伸部侧与所述第二舱段连接，所述第一凸环上设有第一防热环，所述第一防热环包括：第一竖向部，所述第一竖向部设于所述第一凸环远离所述第二延伸部侧，所述第一竖向部远离所述第一舱段侧与所述第二舱段螺接；第三延伸部，所述第三延伸部设于所述第一竖向部远离所述第二舱段的端部，设于所述第一竖向部靠近所述第一腔体侧，所述第三延伸部的延伸方向为所述第一方向；所
述第一竖向部、所述第一凸环和所述第二延伸部之间形成一圈第一滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第一延伸部在所述第一滑动槽内向远离所述第一凸环侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第一延伸部向靠近所述第一凸环侧滑动。
6.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一延伸部上设有第二防热环，所述第二防热环包括：第二竖向部，所述第二竖向部设于所述第一延伸部远离所述第二延伸部侧，所述第二竖向部远离所述第二舱段侧与所述第一舱段螺接；第四延伸部，所述第四延伸部设于所述第二竖向部远离所述第一延伸部的端部，所述第四延伸部的延伸方向为所述第一方向，所述第四延伸部、所述第二竖向部和所述第一延伸部之间形成一圈第二滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第三延伸部在所述第二滑动槽内向远离所述第二竖向部侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第三延伸部向靠近所述第二竖向部侧滑动。
7.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一舱段靠近所述第一延伸部侧的内壁上设有一圈第一凹槽，所述第一凹槽内周向呈阵列分布有多个第一顶块，各所述第一顶块远离所述第一舱段侧与所述发动机外壁抵接，所述第一顶块连接有第一顶丝，所述第一顶丝用于连接所述第一顶块与所述第一舱段。
8.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第二舱段靠近所述第二延伸部侧的内壁上设有一圈第二凹槽，所述第二凹槽内周向呈阵列分布有多个第二顶块，各所述第二顶块远离所述第二舱段侧与所述发动机外壁抵接，所述第二顶块连接有第二顶丝，所述第二顶丝用于连接所述第二顶块与所述第二舱段。
9.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第二延伸部远离所述第一腔体侧设有一圈第三凹槽，所述第三凹槽内设有密封组件，所述密封组件用于防止热空气进入所述第一腔体内。
10.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一延伸部沿所述第一方向的长度大于所述发动机的热膨胀位移。
11.根据本技术实施例提供的技术方案，当所述舱段本体处于所述第二状态，所述伸缩结构缩回后复位时，所述第一延伸部远离所述第一舱段的端部与所述第一凸环之间具有第一间隙，所述第一间隙为误差提供预留量，所述第三延伸部与所述第二竖向部抵接，所述第四延伸部与所述第一竖向部抵接。
12.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一防热环和所述第二防热环的材质为高硅氧玻璃纤维。
13.根据本技术实施例提供的技术方案，所述第一竖向部与所述第一凸环螺接，所述第二竖向部与所述第一延伸部螺接。
14.综上所述，本技术提出一种可伸缩舱段飞行器，包括舱段本体，所述舱段本体包括沿第一方向分布的第一舱段和第二舱段，所述舱段本体外连接有载荷组件，所述载荷组件用于支撑载荷；所述舱段本体内具有第一腔体，所述第一腔体内设有发动机，所述发动机一端与所述第一舱段远离所述第二舱段的端部连接，另一端与所述第二舱段远离所述第一舱
段的端部连接；伸缩结构，所述伸缩结构包括设于所述第一舱段靠近所述第二舱段侧的第一延伸部和设于所述第二舱段靠近所述第一舱段侧的第二延伸部，所述第一延伸部、所述第二延伸部的延伸方向为所述第一方向，所述第一延伸部设于所述第二延伸部远离所述第一腔体侧；所述舱段本体具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述发动机产生沿所述第一方向的热膨胀，所述第一延伸部和所述第二延伸部同步向相互远离侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向伸长，当处于所述第二状态时，所述发动机停止产生热膨胀，所述第一延伸部和所述第二延伸部同步向相互靠近侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向缩回。该方案通过将整个舱段，拆分为独立的所述第一舱段和所述第二舱段，所述第一舱段和所述第二舱段相互靠近侧设有搭接的所述第一延伸部和所述第二延伸部，当所述发动机产生轴向热膨胀时，所述第一延伸部和所述第二延伸部向相互远离侧同步滑动，释放所述热膨胀产生的力，使所述飞行器不被热膨胀拉扯断裂，保证结构完整性。
附图说明
15.图1为本技术实施例提供的可伸缩舱段飞行器的结构示意图；图2为本技术实施例提供的可伸缩舱段飞行器轴向的剖面示意图；图3为本技术实施例提供的图2中ii的局部放大图；图4为本技术实施例提供的可伸缩舱段飞行器径向（所述伸缩结构、所述第一防热环和所述第二防热环）的剖面示意图；图5本技术实施例提供的可伸缩舱段飞行器复位时所述第一防热环和所述第二防热环的轴向的剖面示意图。
16.图中所述文字标注表示为：1、第一舱段；2、第二舱段；3、第二延伸部；4、第一延伸部；5、第一防热环；6、第二防热环；7、密封组件；8、第一凸环；9、第一间隙；10、第二顶丝；11、第二顶块；12、第一顶丝；13、第一顶块；14、第一凹槽；15、发动机；16、第三延伸部；17、第四延伸部；18、第一竖向部；19、第二竖向部。
具体实施方式
17.下面结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
18.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
19.诚如背景技术中提到的，针对现有技术中的问题，本技术提出了一种可伸缩舱段飞行器，包括：舱段本体，所述舱段本体包括沿第一方向分布的第一舱段1和第二舱段2，所述舱段本体外连接有载荷组件，所述载荷组件用于支撑载荷；所述舱段本体内具有第一腔体，所述第一腔体内设有发动机15，所述发动机15一端与所述第一舱段1远离所述第二舱段2的端部连接，另一端与所述第二舱段2远离所述第一舱段1的端部连接；伸缩结构，所述伸缩结构包括设于所述第一舱段1靠近所述第二舱段2端部的第一
延伸部4和设于所述第二舱段2靠近所述第一舱段1端部的第二延伸部3，所述第一延伸部4、所述第二延伸部3的延伸方向为所述第一方向，所述第一延伸部4设于所述第二延伸部3远离所述第一腔体侧；所述舱段本体具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述发动机15产生沿所述第一方向的热膨胀，所述第一延伸部4和所述第二延伸部3同步向相互远离侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向伸长，当处于所述第二状态时，所述发动机15停止产生热膨胀，所述第一延伸部4和所述第二延伸部3同步向相互靠近侧滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向缩回。
20.在一优选实施例中，所述第一延伸部4沿所述第一方向的长度大于所述发动机的热膨胀位移。
21.在某种特定的场景中，所述载荷组件为翼体段，所述翼体段为大型平板结构，所述翼体段支撑运输飞机，所述翼体段的两端连接在两个该飞行器上，该飞行器可将飞机运输升空，由于飞机重量非常大，连接在发动机15上对发动机15的强度要求的非常高，通过改变材质或者连接结构过程复杂，而且所述发动机15如果悬挂在所述第一腔体内，沿所述第一方向的两端不固定则强度和刚度都不符合标准，所述发动机15两端与所述舱段本体两端固定又缺少释力空间，为解决上述矛盾选择舱段作为连接结构；请参考图1和图4所示，所述第一舱段1和所述第二舱段2为圆筒型结构，二者可拆卸连接，所述第一方向为所述舱段本体的轴向方向，所述第一延伸部4和所述第二延伸部3为所述第一舱段1和所述第二舱段2相互靠近的端部各延伸出的一圈延伸结构，相互搭接构成所述伸缩结构，通过设置两个独立的舱段，在所述发动机15工作产生沿所述第一方向的热膨胀时，会对所述舱段本体产生沿所述第一方向的拉扯力，该力使得所述第一舱段1和所述第二舱段2向相互远离侧移动，此时所述第一延伸部4在所述第二延伸部3顶部沿所述第一方向滑动，大量实验数据可得出该类型的所述发动机15可产生15毫米的轴向热膨胀位移，优选地，所述第一延伸部4和所述第二延伸部3可相对滑动的长度结合制造成本设置为25毫米-30毫米之间，保证所述第一延伸部4和所述第二延伸部3搭接，不会滑脱，这样可在所述伸缩结构伸长时释放所述发动机15产生的热膨胀，避免整体舱段的断裂，当所述发动机15停止工作后，所述轴向热膨胀消失，所述第一延伸部4和所述第二延伸部3又慢慢闭合缩回原位，但该过程可忽略，因为所述发动机15停止工作意味着整个飞行过程的结束，所述飞行器与载荷脱离坠毁，完成运载功能，所述伸缩结构可保证包裹所述发动机15的所述第一舱段1和所述第二舱段2释放轴向热膨胀，避免飞行器断裂，保证结构的完整性。
22.在一优选实施例中，所述第二延伸部3上设有一圈第一凸环8，所述第一凸环8远离所述第一延伸部4侧与所述第二舱段2连接，所述第一凸环8上设有第一防热环5，所述第一防热环5包括：第一竖向部18，所述第一竖向部18设于所述第一凸环8远离所述第二延伸部3侧，所述第一竖向部18远离所述第一舱段1侧与所述第二舱段2螺接；第三延伸部16，所述第三延伸部16设于所述第一竖向部18靠近所述第二延伸部3侧，设于所述第一竖向部18靠近所述第一腔体侧，所述第三延伸部16的延伸方向为所述第一方向；所述第一竖向部18、所述第一凸环8和所述第二延伸部3之间形成一圈第一滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第一延伸部4在所述第一滑动槽内向
远离所述第一凸块侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第一延伸部4向靠近所述第一凸块侧滑动。
23.在一优选实施例中，所述第一延伸部4上设有第二防热环6，所述第二防热环6包括：第二竖向部19，所述第二竖向部19设于所述第一延伸部4远离所述第二延伸部3侧，所述第二竖向部19远离所述第二舱段3侧与所述第一舱段1螺接；第四延伸部17，所述第四延伸部17设于所述第二竖向部19远离所述第一延伸部4侧，所述第四延伸部17的延伸方向为所述第一方向，所述第四延伸部17、所述第二竖向部19和所述第一延伸部4之间形成一圈第二滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第三延伸部16在所述第二滑动槽内向远离所述第二竖向部19侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第三延伸部16向靠近所述第二竖向部19侧滑动。
24.请参考图2、图3和图5所示，所述第一凸环8沿第二方向的高度低于所述第二舱段2，所述第一延伸部4和所述第二连接部不进行固定连接，只进行搭接，向相互远离侧同步滑动时，所述第一防热环5与所述第二舱段2随动，所述第二防热环6与所述第一舱段1随动，所述伸缩结构轴向伸长后，舱段间会产生大的缝隙，热空气会冲击缝隙，并进入所述第一腔体内，对箭体结构产生破坏，此时需要设置密封结构，所述第一防热环5和所述第二防热环6均为4个独立的防热环周向呈阵列分布在所述舱段本体外，各所述防热环通过自身接合部相连接，所述第一防热环5和所述第二防热环6相配合滑动，所述第一竖向部18和所述第三延伸部16采用耐高温材料一体成型形成所述第一防热环5，所述第二竖向部19和所述第四延伸部17采用耐高温材料一体成型形成所述第二防热环6，所述第三延伸部16搭接在所述第一延伸部4上，所述第四延伸部17搭接在所述第三延伸部16上，在所述发动机15产生轴向热膨胀后所述第一延伸部4插在所述第一滑动槽内滑动，所述第三延伸部16插在所述第二滑动槽内滑动，可避免热空气进入所述第一腔体内破坏内部结构，在所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第一防热环5和所述第二防热环6也同步向相互远离侧滑动，在所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第一防热环5和所述第二防热环6也同步向相互靠近侧滑动，所述第一防热环5和所述第二防热环6实现在所述伸缩结构外侧形成一层密闭层，阻隔热空气进入所述第一腔体内，此时所述第一延伸部4、所述第二延伸部3、所述第一防热环5和所述第二防热环6共同形成了稳定且阻隔热空气的可伸缩结构。
25.在一优选实施例中，所述第一舱段1靠近所述第一延伸部4侧的内壁上设有一圈第一凹槽14，所述第一凹槽14内周向呈阵列分布有多个第一顶块13，各所述第一顶块13远离所述第一舱段1侧与所述发动机15外壁抵接，所述第一顶块13连接有第一顶丝12，所述第一顶丝12用于连接所述第一顶块13与所述第一舱段1。
26.在一优选实施例中，所述第二舱段2靠近所述第二延伸部3侧的内壁上设有一圈第二凹槽，所述第二凹槽内周向呈阵列分布有多个第二顶块11，各所述第二顶块11远离所述第二舱段2侧与所述发动机15外壁抵接，所述第二顶块11连接有第二顶丝10，所述第二顶丝10用于连接所述第二顶块11与所述第二舱段2。
27.请参考图3所示，由于所述发动机15为整个飞行器提供动力，所以若所述发动机15和所述舱段本体之间连接较少的话则很难进行传力，这样则无法为载荷提供强大的支撑
力，此时使用所述第一顶块13和所述第一顶丝12，所述第二顶块11和所述第二顶丝10作为传力结构，在标准结构中，所述第一舱段1设有一圈所述第一凹槽14，所述第二舱段2设有一圈所述第二凹槽，在凹槽内设置传力结构，但所述舱段本体长度较长，为更好地传力，沿所述第一方向，所述第一舱段1的内壁可设有多个均匀分布的所述第一凹槽14，所述第二舱段2的内壁可设有多个均匀分布的所述第二凹槽，各凹槽内分布设置多个传力结构，以所述第一舱段1为例，所述第一舱段1上设有多圈第一螺纹孔组，各所述第一螺纹孔组与各所述第一凹槽14连通，各所述第一螺纹孔内设有所述第一顶丝12，所述第一顶块13远离所述发动机15侧具有第四凹槽，所述第一螺纹孔远离所述第一舱段1侧与所述第四凹槽连通，所述第一顶丝12抵在所述第四凹槽内，所述第一顶块13远离所述第一舱段1侧与所述发动机15外壁抵接，形成传力结构，在装配前，使用螺钉将所述第一顶块13抓起，预留装配间隙，使得所述第一顶块13的底部与所述第一舱段1的内壁平齐，便于装入所述发动机15，所述发动机15装配完成后，再拧紧所述第一顶丝12将所述第一顶块13顶在所述发动机15外壁上，所述第一顶丝12和所述第一顶块13还可调整所述舱段本体与所述发动机15之间沿所述第一方向的夹角，所述第二顶丝10和所述第二顶块11结构和功能均与所述第一顶丝12和所述第一顶块13类似，不再赘述。
28.在一优选实施例中，所述第二延伸部3远离所述第一腔体侧设有一圈第三凹槽，所述第三凹槽内设有密封组件7，所述密封组件7用于防止热空气进入所述第一腔体内。
29.请参考图3所示，所述密封组件7即为第一密封环，所述第一密封环不影响所述第一延伸部4在所述第二延伸部3上相对滑动，更进一步提升整个飞行器的密封效果，防止热空气进入所述第一腔体内。
30.在一优选实施例中，当所述舱段本体处于所述第二状态，所述伸缩结构缩回后复位时，所述第一延伸部4远离所述第一舱段1的端部与所述第一凸环8之间具有第一间隙9，所述第一间隙9为误差提供预留量，所述第三延伸部16与所述第二竖向部19抵接，所述第四延伸部17与所述第一竖向部18抵接。
31.请参考图3所示，所述发动机15的轴向长度和所述舱段本体的轴向长度以及所述发动机15在工作中所产生轴向热膨胀的位移测量均存在误差，所述第一间隙9即为所述误差提供预留量，保证装配顺利及伸缩功能的有效实现，请参考图5所示，所述舱段本体处于原位时，所述第三延伸部16的端部与所述第二竖向部19远离所述第一舱段1侧抵接，所述第四延伸部17的端部与所述第一竖向部18远离所述第二舱段2侧抵接保证了整个装置的结构平整度。
32.在一优选实施例中，所述第一防热环5和所述第二防热环6的材质为高硅氧玻璃纤维。
33.高硅氧纤维是高纯氧化硅非晶体连续纤维的简称，其氧化硅含量96
–
98%，连续耐温摄氏1000度，短暂耐温摄氏1400度，高硅氧纤维在摄氏1000度时能长久保持良好的强度和弹性，是超高温热流和喷射火焰的有效热屏障。
34.在一优选实施例中，所述第一竖向部18与所述第一凸环8螺接，所述第二竖向部19与所述第一延伸部4螺接。
35.请参考图1所示，所述第一竖向部18与所述第二竖向部19的连接螺钉顶部与所述第一防热环5和所述第二防热环6平齐，保证整个装置的凸起部分较少，提升飞行器的外形
平整度，减少气流对所述飞行器的摩擦力。
36.本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想。以上所述仅是本技术的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本技术的保护范围。

技术特征：
1.一种可伸缩舱段飞行器，其特征在于，包括：舱段本体，所述舱段本体包括沿第一方向分布的第一舱段（1）和第二舱段（2），所述舱段本体外连接有载荷组件，所述载荷组件用于支撑载荷；所述舱段本体内具有第一腔体，所述第一腔体内设有发动机（15），所述发动机（15）一端与所述第一舱段（1）远离所述第二舱段（2）的端部连接，另一端与所述第二舱段（2）远离所述第一舱段（1）的端部连接；伸缩结构，所述伸缩结构包括设于所述第一舱段（1）靠近所述第二舱段（2）端部的第一延伸部（4）和设于所述第二舱段（2）靠近所述第一舱段（1）端部的第二延伸部（3），所述第一延伸部（4）、所述第二延伸部（3）的延伸方向为所述第一方向，所述第一延伸部（4）设于所述第二延伸部（3）远离所述第一腔体侧；所述舱段本体具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述发动机（15）产生沿所述第一方向的热膨胀，所述第一延伸部（4）和所述第二延伸部（3）同步相互远离滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向伸长，当处于所述第二状态时，所述发动机（15）停止产生热膨胀，所述第一延伸部（4）和所述第二延伸部（3）同步相互靠近滑动，所述伸缩结构沿所述第一方向缩回。2.根据权利要求1所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第二延伸部（3）上设有一圈第一凸环（8），所述第一凸环（8）远离所述第一延伸部（4）侧与所述第二舱段（2）连接，所述第一凸环（8）上设有第一防热环（5），所述第一防热环（5）包括：第一竖向部（18），所述第一竖向部（18）设于所述第一凸环（8）远离所述第二延伸部（3）侧，所述第一竖向部（18）远离所述第一舱段（1）侧与所述第二舱段（2）螺接；第三延伸部（16），所述第三延伸部（16）设于所述第一竖向部（18）远离所述第二舱段（2）的端部，设于所述第一竖向部（18）靠近所述第一腔体侧，所述第三延伸部（16）的延伸方向为所述第一方向；所述第一竖向部（18）、所述第一凸环（8）和所述第二延伸部（3）之间形成一圈第一滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第一延伸部（4）在所述第一滑动槽内向远离所述第一凸环（8）侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第一延伸部（4）向靠近所述第一凸环（8）侧滑动。3.根据权利要求2所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第一延伸部（4）上设有第二防热环（6），所述第二防热环（6）包括：第二竖向部（19），所述第二竖向部（19）设于所述第一延伸部（4）远离所述第二延伸部（3）侧，所述第二竖向部（19）远离所述第二舱段（3）侧与所述第一舱段（1）螺接；第四延伸部（17），所述第四延伸部（17）设于所述第二竖向部（19）远离所述第一延伸部（4）的端部，所述第四延伸部（17）的延伸方向为所述第一方向，所述第四延伸部（17）、所述第二竖向部（19）和所述第一延伸部（4）之间形成一圈第二滑动槽；当所述舱段本体处于所述第一状态时，所述第三延伸部（16）在所述第二滑动槽内向远离所述第二竖向部（19）侧滑动，当所述舱段本体处于所述第二状态时，所述第三延伸部（16）向靠近所述第二竖向部（19）侧滑动。4.根据权利要求1所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第一舱段（1）靠近所述第一延伸部（4）侧的内壁上设有一圈第一凹槽（14），所述第一凹槽（14）内周向呈阵列分布有多个第一顶块（13），各所述第一顶块（13）远离所述第一舱段（1）侧与所述发动机（15）外
壁抵接，所述第一顶块（13）连接有第一顶丝（12），所述第一顶丝（12）用于连接所述第一顶块（13）与所述第一舱段（1）。5.根据权利要求1所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第二舱段（2）靠近所述第二延伸部（3）侧的内壁上设有一圈第二凹槽，所述第二凹槽内周向呈阵列分布有多个第二顶块（11），各所述第二顶块（11）远离所述第二舱段（2）侧与所述发动机（15）外壁抵接，所述第二顶块（11）连接有第二顶丝（10），所述第二顶丝（10）用于连接所述第二顶块（11）与所述第二舱段（2）。6.根据权利要求1所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第二延伸部（3）远离所述第一腔体侧设有一圈第三凹槽，所述第三凹槽内设有密封组件（7），所述密封组件（7）用于防止热空气进入所述第一腔体内。7.根据权利要求1所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第一延伸部（4）沿所述第一方向的长度大于所述发动机（15）的热膨胀位移。8.根据权利要求3所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：当所述舱段本体处于所述第二状态，所述伸缩结构缩回后复位时，所述第一延伸部（4）远离所述第一舱段（1）的端部与所述第一凸环（8）之间具有第一间隙（9），所述第一间隙（9）为误差提供预留量，所述第三延伸部（16）与所述第二竖向部（19）抵接，所述第四延伸部（17）与所述第一竖向部（18）抵接。9.根据权利要求3所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第一防热环（5）和所述第二防热环（6）的材质为高硅氧玻璃纤维。10.根据权利要求3所述的可伸缩舱段飞行器，其特征在于：所述第一竖向部（18）与所述第一凸环（8）螺接，所述第二竖向部（19）与所述第一延伸部（4）螺接。

技术总结
本申请提供一种可伸缩舱段飞行器，包括沿第一方向分布的第一舱段和第二舱段，伸缩结构包括设于第一舱段靠近第二舱段侧的第一延伸部和设于第二舱段靠近第一舱段侧的第二延伸部，舱段本体具有第一状态和第二状态，当处于第一状态时，发动机产生沿第一方向的热膨胀，第一延伸部和第二延伸部同步相互远离滑动，该方案通过将整个舱段拆分为独立的第一舱段和第二舱段，第一舱段和第二舱段相互靠近侧设有搭接的第一延伸部和第二延伸部，当发动机产生轴向热膨胀时，第一延伸部和第二延伸部向相互远离侧同步滑动，释放热膨胀产生的力，使飞行器不被热膨胀拉扯断裂，保证结构完整性。保证结构完整性。保证结构完整性。


技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：北京凌空天行科技有限责任公司
技术研发日：2023.04.03
技术公布日：2023/5/16