一種內埋安裝的固體火箭發動機固定裝置，固體火箭發動機包括前裙和后裙，固體火箭發動機固定于多個機身框上，固體火箭發動機插設于多個機身框內，固定裝置包括前裙固定組件和多個后裙固定組件，前裙通過前裙固定組件連接于機身框，多個后裙固定組件沿周向均布地夾持后裙，每個后裙固定組件固連于機身框，且能夠沿固體火箭發動機的軸向滑動。本發明涉及的一種內埋安裝的固體火箭發動機固定裝置，在固體火箭發動機燃燒室膨脹時，由于前裙與機身固定，后裙固定件能夠沿著固體火箭發動機軸線方向滑動，從而避免了固體火箭機身結構與固體火箭發動機之間變形不匹配。

技術領域

本發明屬于航空航天飛行器結構設計領域，更具體地，涉及一種內埋安裝的固體火箭發動機固定裝置。

背景技術

以內埋小型固體火箭發動機作為動力的飛行器具有飛行速度快、響應迅速的特點，在靶機、無人偵查方面具有一定的優勢。固體火箭發動機在工作過程中由于內壓急劇增加，發動機燃燒室尺寸迅速增大，包括沿著發動機軸線方向伸長、發動機直徑變大兩個自由度的變形。由于飛行器承力結構一般采用冷結構設計，在工作過程中不允許發生明顯的形變，所以將固體火箭發動機固定于飛行器承力結構上，機體結構與發動機殼體之間因變形不匹配導致過大的載荷，所以固體火箭發動機的固定方案需要考慮釋放發動機變形的自由度，允許發動機在軸向、徑向兩個方向相對機身承力結構有一定的相對滑動空間。采用渦噴發動機的現役主流戰斗機發動機工作中也會出現膨脹，相對機身冷結構也存在變形不匹配的問題，所以發動機與機身的固定一般采用承力桿、滑軌、可轉動接頭等組成的可以釋放發動機變形量的固定結構。

采用固體火箭發動機作為動力的飛行器一般飛行速度較高，飛機橫截面積較小，機身內空間不允許采用類似渦噴發動機的固定方式，而且固體火箭發動機現對膨脹量要大于渦噴發動機，所以，對于內埋小型固體火箭發動機作為動力的飛行器，需要設計一種空間緊湊、允許發動機大變形的固定方案。

發明內容

本發明的目的是提供一種內埋安裝的固體火箭發動機固定裝置，能夠在固定固體火箭發動機的同時，釋放固體火箭發動機的變形量。

為了實現上述目的，本發明提供一種內埋安裝的固體火箭發動機固定裝置，所述固體火箭發動機包括前裙和后裙，所述固體火箭發動機固定于多個機身框上，所述固體火箭發動機插設于多個所述機身框內，所述固定裝置包括前裙固定組件和多個后裙固定組件，所述前裙通過所述前裙固定組件連接于所述機身框，多個所述后裙固定組件沿周向均布地夾持所述后裙，每個后裙固定組件固連于所述機身框，且能夠沿所述固體火箭發動機的軸向滑動。

優選地，所述前裙固定組件包括多個第一連接件，所述多個第一連接件沿周向均布，且沿平行于所述固體火箭發動機軸向的方向穿過所述機身框連接于所述前裙。

優選地，所述后裙固定組件包括滑塊、固定支座、鎖緊件和頂桿；

所述固定支座連接于所述機身框，所述頂桿沿所述固體火箭發動機的徑向設于所述固定支座上，所述滑塊壓緊所述后裙的外壁且被所述頂桿壓緊。

優選地，所述滑塊的內側面為與所述固體火箭發動機外壁適配的弧形，所述滑塊的內側面光滑且能夠貼合于固體火箭發動機的外壁。

優選地，所述滑塊的外側面設有凹槽，所述頂桿的端部設有卡接部，所述卡接部適配于所述凹槽內徑且壓緊于所述凹槽內。

優選地，所述固定支座包括垂直連接的第一安裝板、第二安裝板和加強板，所述第一連接板與所述機身框固定連接，所述頂桿穿設于所述第二安裝板，所述加強板的兩端設于所述第一安裝板與所述第二安裝板之間。

優選地，還包括至少一個中間固定組件，所述中間固定組件連接于所述固體火箭發動機的殼體與所述機身框，且夾緊所述固體火箭發動機的殼體。