一种火箭副捆绑机构的制作方法

1.本发明涉及火箭捆绑技术领域，特别是指一种火箭副捆绑机构。


背景技术：

2.副捆绑机构用于火箭助推器与芯级火箭中心部位的连接。其主要功能不但承受助推器对芯级火箭产生的附加力矩，在火箭飞行时能够适应发动机膨胀导致的芯级相对于助推的偏差，并在助推器分离时实现释放脱开的功能。副捆绑机构的要求是易于安装，飞行时能够补充调节偏差，并且可以迅速安装和释放脱开。传统副捆绑机构采用火工品解锁，不但增加了火箭重量，还降低了安全性，且无法调节飞行过程中助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差。


技术实现要素：

3.本发明提供一种火箭副捆绑机构。解决了传统副捆绑机构的结构复杂、安全性低且无法调节飞行过程中助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差的问题。
4.为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
5.本发明的实施例提供一种火箭副捆绑机构，包括：
6.第一支座、第一调节楔块、第二调节楔块以及第二支座；
7.其中，所述第一支座的第一端面与芯级火箭固定连接，所述第一支座的第二端面上设置有第一固定板和第二固定板，所述第一固定板和第二固定板相对设置；
8.所述第一调节楔块和第二调节楔块均与所述第一支座的第二端面滑动连接，且均设置在所述第一固定板和所述第二固定板之间；
9.所述第二支座的第一端面与助推器固定连接，所述第二支座的第二端面上设置有第一滑动部和第二滑动部；
10.所述第一滑动部的第一端和第二滑动部的第一端均与所述第二支座的第二端面固定连接，且相对设置在所述第二支座的第二端面上，所述第一滑动部的第二端和第二滑动部的第二端均设置在所述第一调节楔块和第二调节楔块之间；
11.所述第一固定板上设置有第一螺栓孔，第一螺栓穿过第一螺栓孔与所述第一调节楔块接触，并推动所述第一调节楔块压紧所述第一滑动部；
12.所述第二固定板上设置有第二螺栓孔，第二螺栓穿过第二螺栓孔与所述第二调节楔块接触，并推动所述第二调节楔块压紧所述第二滑动部。
13.可选的，所述第一支座的第二端面上设置有燕尾槽，所述燕尾槽设置在第一固定板和第二固定板之间；
14.所述第一调节楔块和第二调节楔块均卡接在所述燕尾槽上，且与所述燕尾槽滑动连接。
15.可选的，所述火箭副捆绑机构，还包括：
16.设置在所述第一固定板上的第一凹槽，所述第一凹槽内设置有至少一个第一通
孔，且所述第一螺栓孔设置在所述第一凹槽内；
17.设置在所述第一调节楔块上，且与所述第一通孔对应设置的至少一个第二通孔；
18.至少一个第一导向杆，所述第一导向杆的第一端穿过所述第一通孔和所述第二通孔，所述第一导向杆的第二端固定在所述第一凹槽内；
19.第一盖板，所述第一盖板覆盖在所述第一凹槽上，且与所述第一凹槽固定连接；
20.所述第一盖板上设置有与第一螺栓孔相对应的第五通孔。
21.可选的，所述火箭副捆绑机构，还包括：
22.设置在所述第二固定板上的第二凹槽，所述第二凹槽内设置有至少一个第三通孔，且所述第二螺栓孔设置在所述第二凹槽内；
23.设置在所述第二调节楔块上，且与所述第三通孔所对应的至少一个第四通孔；
24.至少一个第二导向杆，所述第二导向杆的第一端穿过所述第三通孔和所述第四通孔，所述第二导向杆的第二端固定在所述第二凹槽内；
25.第二盖板，所述第二盖板覆盖在所述第二凹槽上，且与所述第二凹槽固定连接；
26.所述第二盖板上设置有与第二螺栓孔相对应的第六通孔。
27.可选的，所述第一滑动部包括：第一固定块、第一活动块、第一限位板、至少一个第三导向杆以及套设在所述第三导向杆第一端的第一矩形弹簧；
28.其中，所述第一固定块的第一端固定在所述第二支座的第二端面上，所述第一固定块的第二端的端面上设置有至少一个第一圆形槽；
29.所述第三导向杆的第一端固定在所述第一圆形槽内，所述第三导向杆的第二端端部与所述第一限位板固定连接；
30.所述第一活动块套设在所述第三导向杆的第二端，且位于所述第一限位板和所述第一矩形弹簧之间；
31.所述第一活动块与所述第三导向杆滑动连接，所述第一活动块的侧面与所述第一调节楔块接触连接。
32.可选的，所述第二滑动部包括：第二固定块、第二活动块、第二限位板、至少一个第四导向杆以及套设在所述第四导向杆第一端的第二矩形弹簧；
33.其中，所述第二固定块的第一端固定在所述第二支座的第二端面上，所述第二固定块的第二端的端面上设置有至少一个第二圆形槽；
34.所述第四导向杆的第一端固定在所述第二圆形槽内，所述第四导向杆的第二端端部与所述第二限位板固定连接；
35.所述第二活动块套设在所述第四导向杆的第二端，且位于所述第二限位板和所述第二矩形弹簧之间；
36.所述第二活动块与所述第四导向杆滑动连接，所述第二活动块的侧面与所述第二调节楔块接触连接。
37.可选的，所述第一调节楔块和所述第一滑动部的接触面均为倾斜面；
38.所述第二调节楔块和第二滑动部的接触面均为倾斜面。
39.可选的，所述第一滑动部与所述第一调节楔块所接触的端面的长度大于第一调节楔块与所述第一滑动部所接触的端面的长度；
40.所述第二滑动部与所述第二调节楔块所接触的端面的长度大于第二调节楔块与
所述第二滑动部所接触的端面的长度。
41.可选的，所述第一支座的第一端面为弧形结构，所述第一支座的第一端面通过至少两个第三螺栓与所述芯级火箭固定连接。
42.可选的，所述第二支座的第一端面为弧形结构，所述第二支座的第一端面通过至少三个第四螺栓与所述助推器固定连接。
43.本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
44.本发明所述的火箭副捆绑机构包括：第一支座、第一调节楔块、第二调节楔块以及第二支座；其中，第一支座的第一端面与芯级火箭固定连接，第一支座的第二端面上设置有第一固定板和第二固定板，第一固定板和第二固定板相对设置；第一调节楔块和第二调节楔块均与第一支座的第二端面滑动连接，且均设置在第一固定板和第二固定板之间；第二支座的第一端面与助推器固定连接，第二支座的第二端面上设置有第一滑动部和第二滑动部；第一滑动部和第二滑动部相对设置在第二支座的第二端面上，且所述第一滑动部和第二滑动部固定在第一调节楔块和第二调节楔块之间。实现了对飞行过程中的助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差的自动调节功能，同时，提高了副捆绑机构的安全性，还具有结构简单、质量小、安装方便的优点。
附图说明
45.图1是本发明的火箭副捆绑机构的立体图；
46.图2是本发明的火箭副捆绑机构的炸开后的结构示意图；
47.图3是本发明的火箭副捆绑机构的装配示意图；
48.图4是本发明的火箭副捆绑机构的装配后的剖面图；
49.图5是本发明的火箭副捆绑机构的侧视图；
50.图6是本发明的火箭副捆绑机构的燕尾槽的结构示意图；
51.图7是本发明的火箭副捆绑机构的俯视图。
52.附图标记说明：
53.1、第一支座；11、第一固定板；111、第一螺栓；12、第二固定板；121、第二螺栓；13、燕尾槽；14、第三螺栓；21、第一调节楔块；211、第一导向杆；212、第一盖板；22、第二调节楔块；221、第二导向杆；222、第二盖板；3、第二支座；31、第四螺栓；311、第一固定块；312、第一活动块；313、第一限位板；314、第三导向杆；315、第一矩形弹簧；321、第二固定块；322、第二活动块；323、第二限位板；324、第四导向杆；325、第二矩形弹簧；4、芯级火箭；5、助推器；61、第一内六角螺钉；62、第二内六角螺钉；7、捆绑连杆；71、第一螺钉；72、第二螺钉；81、第一内六角圆柱头轴肩头螺钉；82、第二内六角圆柱头轴肩头螺钉。
具体实施方式
54.下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
55.如图1至图6所示，本发明的实施例提出一种火箭副捆绑机构，包括：
56.第一支座1、第一调节楔块21、第二调节楔块22以及第二支座3；
57.其中，所述第一支座1的第一端面与芯级火箭4固定连接，所述第一支座1的第二端面上设置有第一固定板11和第二固定板12，所述第一固定板11和第二固定板12相对设置；
58.所述第一调节楔块21和所述第二调节楔块22均与所述第一支座1的第二端面滑动连接，且均设置在所述第一固定板11和所述第二固定板12之间；
59.所述第二支座3的第一端面与助推器5固定连接，所述第二支座3的第二端面上设置有第一滑动部和第二滑动部；
60.所述第一滑动部的第一端和第二滑动部的第一端均与所述第二支座3的第二端面固定连接，且相对设置在所述第二支座3的第二端面上，所述第一滑动部的第二端和第二滑动部的第二端均设置在所述第一调节楔块21和第二调节楔块22之间；
61.所述第一固定板11上设置有第一螺栓孔，第一螺栓111穿过第一螺栓孔与所述第一调节楔块21接触，并推动所述第一调节楔块21压紧所述第一滑动部；
62.所述第二固定板12上设置有第二螺栓孔，第二螺栓121穿过第二螺栓孔与所述第二调节楔块22接触，并推动所述第二调节楔块22压紧所述第二滑动部。
63.本实施例中，所述第一调节楔块21可通过调节所述第一螺栓111的供给量来对所述第一滑动部进行挤压，所述第二调节楔块22可通过调节第二螺栓121的供给量对所述第二滑动部进行挤压；所述第一调节楔块21和第二调节楔块22通过第一螺栓111和第二螺栓121对所述第一滑动部和所述第二滑动部进行加紧后，在调节楔块与滑动部之间的摩擦力的作用下，可实现所述第一支座1和所述第二支座3的固定连接；同时，安装时还可通过调节滑动部与调节楔块的位置来实现装配误差的调节；
64.飞行过程中，当由于芯级火箭发动机振动以及力矩的影响，使芯级火箭4与助推器5产生沿x轴方向上的位移差时，调节楔块与滑动部之间可通过沿x轴方向上的上下相对滑动来消除振动所产生的位移差，从而实现飞行过程中x轴位移差的自动调节功能；其中，所述x轴方向为平行与芯级火箭4的方向，即从芯级火箭4的尾部指向芯级火箭4的头部方向；x轴位移差的调节量为所述调节楔块的长度与滑动部的长度的差值，即图5中的h，图5中的x为从芯级火箭4的尾部指向芯级火箭4的头部的方向；
65.同时，由于所述调节楔块与滑动部之间为滑动连接，当捆绑连杆7解锁释放时，在助推器5的自身重力下，所述滑动部可直接脱离所述调节楔块的夹持，使得所述副捆绑机构实现自动脱开的功能。
66.如图6所示，本发明的一个可选的实施例中，所述第一支座1的第二端面上设置有燕尾槽13，所述燕尾槽13设置在第一固定板11和第二固定板12之间；
67.所述第一调节楔块21和第二调节楔块22均卡接在所述燕尾槽13上，且与所述燕尾槽13滑动连接，所述第一调节楔块21和第二调节楔块22通过所述燕尾槽13可实现在所述第一支座1上的自由滑动。
68.本发明的一个可选的实施例中，所述火箭副捆绑机构，还包括：
69.设置在所述第一固定板11上的第一凹槽，所述第一凹槽内设置有至少一个第一通孔，且所述第一螺栓孔设置在所述第一凹槽内；
70.设置在所述第一调节楔块21上，且与所述第一通孔对应设置的至少一个第二通孔；
71.至少一个第一导向杆211，所述第一导向杆211的第一端穿过所述第一通孔和所述第二通孔，所述第一导向杆211的第二端固定在所述第一凹槽内；
72.第一盖板212，所述第一盖板212覆盖在所述第一凹槽上，且与所述第一凹槽固定连接；
73.所述第一盖板212上设置有与第一螺栓孔相对应的第五通孔。
74.所述火箭副捆绑机构，还包括：
75.设置在所述第二固定板12上的第二凹槽，所述第二凹槽内设置有至少一个第三通孔，且所述第二螺栓孔设置在所述第二凹槽内；
76.设置在所述第二调节楔块22上，且与所述第三通孔所对应的至少一个第四通孔；
77.至少一个第二导向杆221，所述第二导向杆221的第一端穿过所述第三通孔和所述第四通孔，所述第二导向杆221的第二端固定在所述第二凹槽内；
78.第二盖板222，所述第二盖板222覆盖在所述第二凹槽上，且与所述第二凹槽固定连接；
79.所述第二盖板222上设置有与第二螺栓孔相对应的第六通孔。
80.本实施例中，所述第一导向杆211用于对所述第一调节楔块21进行支撑和导向，防止所述第一调节楔块21在滑动过程中出现偏移；一种优选的方案中，所述第一导向杆211可设置两个，且分别位于所述第一螺栓孔的两侧；所述第二导向杆221则用于对所述第二调节楔块22的支撑和导向，防止所述第二调节楔块22在滑动过程中出现偏移；一种优选的方案中，所述第二导向杆221可设置两个，且分别位于所述第二螺栓孔的两侧；所述第一导向杆211与所述第二导向杆221对称设置；第一盖板212用于对所述第一导向杆211的第二端进行固定，安装时，所述第一盖板212通过第一螺钉71固定在第一凹槽上，所述第一螺栓111穿过第五通孔和第一螺栓孔与所述第一调节楔块21接触，并通过调节第一螺栓111的供给量来推动所述第一调节楔块21向着所述第二调节楔块22所在的方向滑动；所述第二盖板222用于对所述第二导向杆221的第二端进行固定，安装时，所述第二盖板222通过第二螺钉72固定在第二凹槽上，所述第二螺栓121穿过第六通孔和第二螺栓孔与所述第二调节楔块22接触，并通过调节第二螺栓121的供给量来推动所述第二调节楔块22向着所述第一调节楔块21所在的方向滑动。
81.本发明的一个可选的实施例中，所述第一滑动部包括：第一固定块311、第一活动块312、第一限位板313、至少一个第三导向杆314以及套设在所述第三导向杆314第一端的第一矩形弹簧315；
82.其中，所述第一固定块311的第一端固定在所述第二支座3的第二端面上，所述第一固定块311的第二端的端面上设置有至少一个第一圆形槽；
83.所述第三导向杆314的第一端固定在所述第一圆形槽内，所述第三导向杆314的第二端端部与所述第一限位板313固定连接；
84.所述第一活动块312套设在所述第三导向杆314的第二端，且位于所述第一限位板313和所述第一矩形弹簧315之间；
85.所述第一活动块312与所述第三导向杆314滑动连接，所述第一活动块312的侧面与所述第一调节楔块21接触连接。
86.本发明的一个可选的实施例中，所述第二滑动部包括：第二固定块321、第二活动
块322、第二限位板323、至少一个第四导向杆324以及套设在所述第四导向杆324第一端的第二矩形弹簧325；
87.其中，所述第二固定块321的第一端固定在所述第二支座3的第二端面上，所述第二固定块321的第二端的端面上设置有至少一个第二圆形槽；
88.所述第四导向杆324的第一端固定在所述第二圆形槽内，所述第四导向杆324的第二端端部与所述第二限位板323固定连接；
89.所述第二活动块322套设在所述第四导向杆324的第二端，且位于所述第二限位板323和所述第二矩形弹簧325之间；
90.所述第二活动块322与所述第四导向杆324滑动连接，所述第二活动块322的侧面与所述第二调节楔块22接触连接。
91.本实施例中，所述第一活动块312可通过压缩第一矩形弹簧315的方式在所述第三导向杆314上滑动；所述第二活动块322可通过压缩第二矩形弹簧325的方式在所述第四导向杆324上滑动；所述第三导向杆314的第一端通过至少一个第一内六角螺钉61固定在所述第一圆形槽内，所述第三导向杆314的第二端通过第一内六角圆柱头轴肩头螺钉81与所述第一限位板313固定连接；所述第四导向杆324的第一端通过至少一个第二内六角螺钉62固定在所述第二圆形槽内，所述第四导向杆324的第二端通过第二内六角圆柱头轴肩头螺钉82与所述第二限位板323固定连接；一种优选的方案中，所述第三导向杆314和第四导向杆324的个数均为4个。
92.该实施例中，如图7所示，图7中的y表示垂直与助推器5和芯级火箭4的方向，即所述助推器5向所述芯级火箭4靠近的方向；所述第一滑动部和所述第二滑动部的结构设计，使得所述火箭副捆绑机构能够具有在y轴方向上实现位移差的自动调节的功能(所述y轴方向为垂直与助推器5和芯级火箭4的方向)，即当所述助推器5向所述芯级火箭4靠近时，所述第一调节楔块21和第二调节楔块22会推动所述第一活动块312和第二活动块322，使所述第一活动块312和第二活动块322对第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325进行压缩，从而使所述第一支座1向着所述第二支座3的方向移动，从而消除所述助推器5向所述芯级火箭4靠近时所产生的位移差；同理当所述助推器5远离所述芯级火箭4时，则可通过拉伸的方式来恢复第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325的压缩量的方式，来消除远离时所述产生的位移差；安装时，需要对第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325进行一定的压缩，从而满足所述助推器5远离所述芯级火箭4时的拉伸，同时压缩后第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325在所述助推器5与芯级火箭4分离时，还可对分离产生推冲力来辅助助推器5的分离。
93.该实施例中，所述y轴方向上的位移差的调节量与第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325的高度有关，即图7中的l，因此可通过选取不同规格的第一矩形弹簧315和第二矩形弹簧325来设置y轴方向上的位移差的调节量。
94.本发明的一个可选的实施例中，所述第一调节楔块21和所述第一滑动部的接触面均为倾斜面；
95.所述第二调节楔块22和第二滑动部的接触面均为倾斜面。
96.本发明的一个可选的实施例中，所述第一滑动部与所述第一调节楔块21所接触的端面的长度大于第一调节楔块21与所述第一滑动部所接触的端面的长度的设计，是为了使所述第一调节楔块21能够在所述第一滑动部上稳定的滑动，同时增加所述第一调节楔块21
与所述第一滑动部在x方向上的调节量。
97.所述第二滑动部与所述第二调节楔块22所接触的端面的长度大于第二调节楔块22与所述第二滑动部所接触的端面的长度的设计，是为了使所述第二调节楔块22能够在所述第二滑动部上稳定的滑动，同时增加所述第二调节楔块22与所述第二滑动部在x方向上的调节量。
98.本发明的一个可选的实施例中，所述第一支座1的第一端面为弧形结构，所述第一支座1的第一端面通过至少两个第三螺栓14与所述芯级火箭4固定连接，所述第一支座1的第一端面的弧形结构设计是为了能够与所述芯级火箭4连接更加紧密，所述第一支座1上的弧形结构的具体弧度值，则可根据与所述芯级火箭4的接触面的弧度来设定。
99.本发明的一个可选的实施例中，所述第二支座3的第一端面为弧形结构，所述第二支座3的第一端面通过至少三个第四螺栓31与所述助推器5固定连接，所述第二支座3的第一端面的弧形结构设计是为了能够与所述助推器5连接更加紧密，所述第二支座3上的弧形结构的具体弧度值，则可根据与所述助推器5的接触面的弧度来设定。
100.本实施例所述的火箭副捆绑机构的具体使用过程为：首先将所述第一固定板11、第二固定板12、第一调节楔块21以及第二调节楔块22依次固定在所述第一支座1的第二端面上，并将所述第一支座1的第一端面与所述芯级火箭4固定连接，然后将所述第一滑动部和第二滑动部固定在所述第二支座3的第二端面上，并将所述第二支座3的第一端面与所述助推器5固定连接，然后调节所述第一滑动部和第二滑动部的位置，并将所述第一滑动部和第二滑动部放置在所述第一调节楔块21和第二调节楔块22之间，同时，通过第一活动块312将第一矩形弹簧315压缩至第一预设值，通过第二活动块322将第二矩形弹簧325压缩至第二预设值，所述第一预设值与所述第二预设值相等，最后通过转动第一螺栓111来推动第一调节楔块21，同时，通过转动第二螺栓121来推动第二调节楔块22，使得所述第一调节楔块21和第二调节楔块22对所述第一滑动部和第二滑动部进行加紧；
101.飞行过程中，当芯级火箭4与助推器5产生沿x轴方向上的振动时，所述调节楔块与滑动部之间可通过上下相对滑动来消除振动所产生的位移差，当芯级火箭4与助推器5产生沿y轴方向上的振动时，则可通过压缩弹簧或释放弹簧来消除振动所产生的y轴方向上的位移差；飞行过程中，当所述助推器5需要脱离所述芯级火箭4时，则可先解锁释放所述捆绑连杆7，然后在助推器5自身重力下，所述第一滑动部和第二滑动部则可直接脱离所述第一调节楔块21和第二调节楔块22的夹持，从而实现副捆绑机构自动脱开。
102.本发明所述的火箭副捆绑机构，解决了传统副捆绑机构的结构复杂、安全性低且无法调节飞行过程中助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差的问题，实现了对飞行过程中的助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差的自动调节功能，同时，提高了副捆绑机构的安全性，还具有结构简单、质量小、安装方便的优点。
103.以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种火箭副捆绑机构，其特征在于，包括：第一支座(1)、第一调节楔块(21)、第二调节楔块(22)以及第二支座(3)；其中，所述第一支座(1)的第一端面与芯级火箭(4)固定连接，所述第一支座(1)的第二端面上设置有第一固定板(11)和第二固定板(12)，所述第一固定板(11)和第二固定板(12)相对设置；所述第一调节楔块(21)和第二调节楔块(22)均与所述第一支座(1)的第二端面滑动连接，且均设置在所述第一固定板(11)和所述第二固定板(12)之间；所述第二支座(3)的第一端面与助推器(5)固定连接，所述第二支座(3)的第二端面上设置有第一滑动部和第二滑动部；所述第一滑动部的第一端和第二滑动部的第一端均与所述第二支座(3)的第二端面固定连接，且相对设置在所述第二支座(3)的第二端面上，所述第一滑动部的第二端和第二滑动部的第二端均设置在所述第一调节楔块(21)和第二调节楔块(22)之间；所述第一固定板(11)上设置有第一螺栓孔，第一螺栓(111)穿过第一螺栓孔与所述第一调节楔块(21)接触，并推动所述第一调节楔块(21)压紧所述第一滑动部；所述第二固定板(12)上设置有第二螺栓孔，第二螺栓(121)穿过第二螺栓孔与所述第二调节楔块(22)接触，并推动所述第二调节楔块(22)压紧所述第二滑动部。2.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第一支座(1)的第二端面上设置有燕尾槽(13)，所述燕尾槽(13)设置在第一固定板(11)和第二固定板(12)之间；所述第一调节楔块(21)和第二调节楔块(22)均卡接在所述燕尾槽(13)上，且与所述燕尾槽(13)滑动连接。3.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，还包括：设置在所述第一固定板(11)上的第一凹槽，所述第一凹槽内设置有至少一个第一通孔，且所述第一螺栓孔设置在所述第一凹槽内；设置在所述第一调节楔块(21)上，且与所述第一通孔对应设置的至少一个第二通孔；至少一个第一导向杆(211)，所述第一导向杆(211)的第一端穿过所述第一通孔和所述第二通孔，所述第一导向杆(211)的第二端固定在所述第一凹槽内；第一盖板(212)，所述第一盖板(212)覆盖在所述第一凹槽上，且与所述第一凹槽固定连接；所述第一盖板(212)上设置有与第一螺栓孔相对应的第五通孔。4.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，还包括：设置在所述第二固定板(12)上的第二凹槽，所述第二凹槽内设置有至少一个第三通孔，且所述第二螺栓孔设置在所述第二凹槽内；设置在所述第二调节楔块(22)上，且与所述第三通孔所对应的至少一个第四通孔；至少一个第二导向杆(221)，所述第二导向杆(221)的第一端穿过所述第三通孔和所述第四通孔，所述第二导向杆(221)的第二端固定在所述第二凹槽内；第二盖板(222)，所述第二盖板(222)覆盖在所述第二凹槽上，且与所述第二凹槽固定连接；所述第二盖板(222)上设置有与第二螺栓孔相对应的第六通孔。5.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第一滑动部包括：第一固
定块(311)、第一活动块(312)、第一限位板(313)、至少一个第三导向杆(314)以及套设在所述第三导向杆(314)第一端的第一矩形弹簧(315)；其中，所述第一固定块(311)的第一端固定在所述第二支座(3)的第二端面上，所述第一固定块(311)的第二端的端面上设置有至少一个第一圆形槽；所述第三导向杆(314)的第一端固定在所述第一圆形槽内，所述第三导向杆(314)的第二端端部与所述第一限位板(313)固定连接；所述第一活动块(312)套设在所述第三导向杆(314)的第二端，且位于所述第一限位板(313)和所述第一矩形弹簧(315)之间；所述第一活动块(312)与所述第三导向杆(314)滑动连接，所述第一活动块(312)的侧面与所述第一调节楔块(21)接触连接。6.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第二滑动部包括：第二固定块(321)、第二活动块(322)、第二限位板(323)、至少一个第四导向杆(324)以及套设在所述第四导向杆(324)第一端的第二矩形弹簧(325)；其中，所述第二固定块(321)的第一端固定在所述第二支座(3)的第二端面上，所述第二固定块(321)的第二端的端面上设置有至少一个第二圆形槽；所述第四导向杆(324)的第一端固定在所述第二圆形槽内，所述第四导向杆(324)的第二端端部与所述第二限位板(323)固定连接；所述第二活动块(322)套设在所述第四导向杆(324)的第二端，且位于所述第二限位板(323)和所述第二矩形弹簧(325)之间；所述第二活动块(322)与所述第四导向杆(324)滑动连接，所述第二活动块(322)的侧面与所述第二调节楔块(22)接触连接。7.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第一调节楔块(21)和所述第一滑动部的接触面均为倾斜面；所述第二调节楔块(22)和第二滑动部的接触面均为倾斜面。8.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第一滑动部与所述第一调节楔块(21)所接触的端面的长度大于第一调节楔块(21)与所述第一滑动部所接触的端面的长度；所述第二滑动部与所述第二调节楔块(22)所接触的端面的长度大于第二调节楔块(22)与所述第二滑动部所接触的端面的长度。9.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第一支座(1)的第一端面为弧形结构，所述第一支座(1)的第一端面通过至少两个第三螺栓(14)与所述芯级火箭(4)固定连接。10.根据权利要求1所述的火箭副捆绑机构，其特征在于，所述第二支座(3)的第一端面为弧形结构，所述第二支座(3)的第一端面通过至少三个第四螺栓(31)与所述助推器(5)固定连接。

技术总结
本发明提供一种火箭副捆绑机构。所述火箭副捆绑机构包括：第一支座、第一调节楔块、第二调节楔块以及第二支座；其中，第一支座的第一端面与芯级火箭固定连接，第一支座的第二端面上设置有第一固定板和第二固定板，第一固定板和第二固定板相对设置；第一调节楔块和第二调节楔块均与第一支座的第二端面滑动连接，且均设置在第一固定板和第二固定板之间；第二支座的第一端面与助推器固定连接，第二支座的第二端面上设置有第一滑动部和第二滑动部；第一滑动部和第二滑动部相对设置在第二支座的第二端面上，且所述第一滑动部和第二滑动部固定在第一调节楔块和第二调节楔块之间。本发明的方案实现了对助推器与芯级火箭在轴向上产生的位移差的自动调节。位移差的自动调节。位移差的自动调节。


技术研发人员：谷泽林 布向伟 魏凯 彭伟斌 宋文锋 侯世远
受保护的技术使用者：东方空间技术（北京）有限公司 东方空间（西安）宇航技术有限公司 东方空间（海南）科技有限公司
技术研发日：2023.02.23
技术公布日：2023/5/4