CN110466801B - 一种飞行器舱体结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器舱体结构，该舱体具有参与维持飞行器或航天器构型、提供舱体外挂摆动元件的转轴安装接口、提供摆动元件驱动装置的安装接口、承受摆动元件产生的力学载荷的作用。该舱体由舱段和组合支座构成，舱段为具有横向加强框、竖向加强筋的半硬壳壳体，并在组合支座下方设置一加强接头；组合支座包含壁板、柱体、角撑、斜撑、加强板，壁板和柱体提供外部元件安装接口，与角撑、斜撑一起承受和传递外部载荷。本发明解决了舱段受到侧向集中力作用，局部刚度、强度不足的问题，为摆动部件提供了机械接口和承载结构。

Description

一种飞行器舱体结构

技术领域

本发明涉及一种飞行器舱体结构，特别涉及一种采用半硬壳舱段、承受舱体外部较大集中力载荷、为外部摆动部件提供机械接口和力学接口的舱体。

背景技术

常见飞行器或航天器舱体通常为半硬壳壳体结构，其主要承受沿舱体轴线方向的均布载荷，沿轴线方向强度和刚度较好，舱体承受径向集中力的能力差。

目前常见的带有外部摆动/转动部件的舱体有如下两种技术解决方案：

第一种，采用半硬壳舱体+小载荷摆动/转动部件。这种情况下，转动或摆动部件根部与舱体连接处一般使用径向尺寸较小的薄壁零件进行补强，舱体承受径向集中力的能力依旧较差，这就要求摆动部件具有较小的质量或惯量，以避免产生较大集中力载荷使舱体破坏。载人飞船推进舱与太阳翼即为常见案例。

第二种，采用硬壳舱体+大载荷摆动/转动部件。这种情况下，采用的硬壳舱体一般选用钢材，其结构质量将大幅增加，结构效率低下，虽然满足了舱外大载荷摆动/转动部件的承载要求，但仅适用于本身就采用钢材的小直径固体火箭或其他对重量不作要求的载具上。一般带活动尾翼或栅格舵的弹道导弹尾段以及国外spaceX公司猎鹰火箭一二级间段即为本方案应用案例。

综上所述，当需要在半硬壳舱体外侧安装大载荷摆动部件，如在大气中承受气流冲刷的格栅舵或其他大惯量的有效载荷等，且对结构效率有较高要求时，上述两种方案均无法满足。

当前，尚未发现采用半硬壳壳体舱段、具有摆动部件机械接口和力学接口的舱体的相关技术说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

因此，要针对半硬壳舱体承受径向集中力载荷开展研究以适应舱外摆动部件安装承载要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，公开了一种飞行器舱体结构，解决了半硬壳壳体舱段受到大载荷摆动部件产生的侧向集中力作用下，局部刚度、强度不足的问题，同时为摆动部件提供了安装接口和承载结构。

本发明实现上述目的所采用的技术方案如下：一种飞行器舱体结构，包括舱段以及至少一件组合支座；舱段为具有横向的加强框、竖向的加强筋的半硬壳壳体；所述的组合支座位于所述的舱段内侧，在组合支座下方设置加强接头；

所述组合支座包含壁板、柱体、角撑、第一斜撑、第二斜撑、加强板，壁板与柱体构成组合支座的主体结构，通过各角撑、第一斜撑、第二斜撑、加强板进行加强，其中：

壁板上表面与舱段上加强框连接，下表面与舱段下加强框连接，壁板紧贴舱段一侧制有槽形缺口与加强筋连接；壁板提供驱动装置接口；

柱体通过螺钉与螺母及垫圈、螺钉与壁板上螺纹孔与壁板紧固连接；柱体内部中空，安装轴承与摆动部件转轴；

角撑位于壁板的四个角，各角撑零件中的竖直翻边与壁板侧面连接，各角撑零件中的水平翻边与加强框连接；

第一斜撑和第二斜撑的一端与壁板内部拐角连接，另一端与柱体侧面连接；

加强板一端与壁板内侧连接，另一端与柱体连接；

所述的组合支座由壁板、柱体、加强板形成安装空间，用于安装驱动摆动部件摆动的驱动装置。

所述壁板外表面设有槽形缺口，槽形缺口与对应的加强筋匹配，槽形缺口贯穿或不贯穿壁板结构；

壁板留有供转轴穿过的圆形通孔，与柱体空腔匹配，以圆形通孔为中心设有法兰安装面，轴向均匀分布螺栓孔，在圆形通孔下方实心区域开有螺纹孔，螺栓孔和螺纹孔用作与柱体连接，在与螺栓孔对应的壁板外表面位置，设有螺母安装凹槽；在内表面远离圆形通孔且同一水平高度处设有凸台，凸台挖有销孔，用作与驱动装置尾座连接；

以圆形通孔为圆心，设置有加强筋，放射加强筋指向壁板的四角，圆形通孔与销孔之间设置水平加强筋；在圆形通孔朝外一侧，设置有外侧轴承安装台阶。

所述柱体为带有法兰的中空圆柱结构，其中，法兰与壁板上法兰匹配；紧邻法兰处，柱体开有沿周向的缺口，允许转轴部件中的曲柄伸出并提供一定摆动空间，曲柄伸出的一端与驱动装置连接；柱体端面制有螺纹孔，用于与转轴轴承端盖连接，柱体端面外表面制有螺纹孔，用于与斜撑、加强板连接；柱体外表面制有周向分布的减重槽；柱体中空腔内部体制有内侧轴承安装台阶、曲柄定位台阶。柱体下端制有小平面，与壁板下表面平齐。

圆形通孔与柱体中空腔体共同构成了串联圆柱形腔体，用于容纳转轴，其中腔体靠近壁板一端有轴承安装台阶用来安装转轴外侧轴承，腔体靠近柱体一端有轴承安装台阶，用于安装转轴内侧轴承，形成轴承安装台阶的两圆柱面直径D1、D2，以及形成轴承安装台阶的两圆柱面直D3、D4。

(D1-D2)/2＜δ1，

(D3-D4)/2＜δ2，

其中，δ1为转轴外侧轴承的外圈厚度，δ2为为转轴内侧轴承的外圈厚度。

组合支座中，柱体直径D0、柱体周向缺口中面与壁板水平加强筋的距离C1、柱体缺口中面与柱体端面距离C2、柱体轴线与壁板左侧边缘轴线距离L1、柱体轴线与销孔轴线距离L2、柱体轴线距离壁板下端面距离H1、柱体轴线距离壁板上端面距离H2以及第一斜撑与柱体轴线夹角α、第二斜撑与柱体轴线夹角β、加强板倾斜角γ满足如下关系：

缺口(402)偏移角度δ满足：

其中L₀为驱动装置零位时的初始长度。

每件角撑均由水平翻边和竖直翻边构成，翻边之间设有加强筋，水平翻边为拱形与舱段加强框匹配连接，竖直翻边为矩形与壁板侧壁匹配连接。

所述第一斜撑、第二斜撑均为空间结构，一端为L形接头，一端为圆弧形接头，两端通过中间连接梁连接成一体；L形接头与壁板左上拐角连接，第二斜撑L形接头与壁板左下拐角连接；第一斜撑、第二斜撑与柱体轴线间夹角α、β均处于30°～45°范围内。

所述加强板一端为柱面翻边，与柱体连接，一端为带缺口的平面翻边，平面翻边内侧安装游动螺母，平面翻边安装于壁板右壁内侧，通过外侧穿入的螺钉将加强板与壁板连接在一起。

所述的舱段、组合支座的材料采用金属或纤维复合材料或金属与纤维复合材料的结合。

所述壁板、柱体、角撑、第一斜撑、第二斜撑、加强板之间的连接方式，采用螺钉连接或铆钉连接或胶液粘接。

本发明与现有技术相比具有如下优点和有益效果：

1.本发明通过在半硬壳舱段内壁增设组合支座的方案，提高了半硬壳舱段局部曾在能力，解决了常规半硬壳舱段无法在舱外安装大载荷摆动部件的难题，提高了飞行器舱段结构效率，有利于常规飞行器舱体的功能拓展；

2.本发明通过在半硬壳舱段内侧增设壁板、在壁板上下设置加强框、并通过角撑零件将壁板和加强框进行连接，使壁板零件与加强框连接成一体，提高了半硬壳舱段局部刚度和强度；

3.本发明通过在半硬壳舱段内增设带圆孔的壁板和柱体零件，形成了串联的圆柱形腔体，可容纳外部摆动部件的转轴，有利于半硬壳舱段安装大尺寸的外部摆动部件；

4.本发明通过在壁板内表面设置加强筋、在柱体与壁板之间设置斜撑零件，使得外部摆动部件转轴与半硬壳舱段之间形成了简洁有效的载荷传递路径，使外部大载荷有效、安全地传递并分散到经过加强的半硬壳舱段上；

5.本发明通过对组合支座进行布局设计，使壁板、柱体和加强板之间形成了足够的安装空间，能够容纳摆动部件驱动装置，为摆动部件摆动提供了动力源和支反力，保证了舱体外部摆动部件正常功能。

综上，本发明解决了半硬壳舱体受到侧向集中力作用，局部刚度、强度不足的问题，提供了外部摆动部件(含驱动装置)的安装空间和接口，有利于拓展飞行器或航天器应用领域。

附图说明

图1是设有不少于1处的组合支座的飞行器或航天器舱体示意图；

图2是组合支座在舱段内部安装示意图；

图3是组合支座组成示意图；其中图3(a)是组合支座组成部件示意图，图3(b)是组合支座正视图，图3(c)是组合支座俯视图；

图4是组合支座中壁板和柱体连接示意图；

图5是组合支座壁板和柱体与其他加强构件安装示意图；

图6是壁板结构示意图；其中图6(a)是壁板内侧结构示意，图6(b)是壁板外侧结构示意，图6(c)是壁板俯视图；

图7是柱体结构示意图；其中图7(a)是柱体俯视图，图7(b)、7(c)是柱体轴测图，图7(d)是柱体D-D剖面图，图7(e)是柱体E-E剖面图；

图8是壁板与柱体组合体细节图；其中图8(a)是组合体正视图,图8(b)是组合体B-B剖面图，图8(c)是组合体A-A剖面图，图8(d)是组合体C-C剖面图；

图9是第一角撑轴测视图；

图10是第二角撑轴测视图；

图11是第三角撑轴测视图；

图12是第四角撑轴测视图；

图13是第一斜撑轴测视图；

图14是第二斜撑轴测视图；

图15是加强板结构示意图，其中图15(a)、15(b)是加强板轴测图，图15(c)是加强板三视图；

图16是飞行器或航天器舱体摆动部件转轴、曲柄和驱动装置安装示意图；

图17是一种舱体的应用实例。

图中，1——半硬壳舱段，2——组合支座，3——壁板，4——柱体，5——第一角撑，6——第二角撑，7——第三角撑，8——第四角撑，9——第一斜撑，10——第二斜撑，11——加强板，12——螺钉，13——螺母及垫圈，14——安装空间，15——转轴，16——曲柄，17——驱动装置；

101——上加强框，102——下加强框，103——加强接头；

301——槽型缺口，302——圆形通孔，303——法兰安装面，304——螺栓孔，305——螺纹孔，306——螺母安装凹槽，307——凸台，308——销孔，309——放射加强筋，3011——水平加强筋，3012——外侧轴承安装台阶；

401——法兰，402——缺口，403——螺纹孔，404——螺纹孔，405——减重槽，406——小平面，407——内侧轴承安装台阶，408——曲柄定位台阶；

501——水平翻边，502——竖直翻边，503——加强筋；

601——水平翻边，602——竖直翻边，603——加强筋；

701——水平翻边，702——竖直翻边，703——加强筋；

801——水平翻边，802——竖直翻边，803——加强筋；

901——L形接头，902——圆弧形接头，903——连接梁；

1001——L形接头，1002——圆弧形接头，1003——连接梁；

1101——柱面翻边，1102——平面翻边，1103——缺口，1104——游动螺母。

D₁、D₂、D₃、D₄组合支座圆柱腔体内径；

δ₁——外侧轴承的外圈厚度；

δ₂——内侧轴承的外圈厚度；

D0——柱体直径；

C1——柱体周向缺口中面与壁板横筋距离；

C2——柱体周向缺口中面与柱体端面距离；

L1——柱体轴线与壁板左侧轴线距离；

L2——柱体轴线与凸台销孔轴线距离；

H1——柱体轴线距离壁板下端距离；

H2——柱体轴线距离壁板上端距离；

α——第一斜撑与柱体轴线夹角；

β——第二斜撑与柱体轴线夹角；

γ——加强板倾斜角；

L₀——驱动装置零位下长度。

具体实施方式

为了更好地理解本发明，下面通过具体实例，并结合附图对本发明作进一步地描述。

如图1所示，本发明所述的飞行器或航天器舱体由半硬壳舱段1与不少于1处的组合支座2组成，图1给出了舱体具有2处组合支座2的情况。

如图2所示，给出了组合支座2位于舱段1内部安装情况，组合支座2上方设有上加强框101，下方设有下加强框102以及接加强头103；舱段1内侧加强筋104嵌入组合支座2槽形缺口301内。

如图3(a)、3(b)所示，给出了组合支座结构构成，组合支座2包含壁板3、柱体4、第一角撑5、第二角撑6、第三角撑7、第四角撑8、第一斜撑9、第二斜撑10、加强板11等部件，壁板3与柱体4构成组合支座2的主体结构，通过各第一角撑5、第二角撑6、第三角撑7、第四角撑8、第一斜撑9、第二斜撑10、加强板11等进行加强。如图3(c)所示由壁板3、柱体4与加强板11形成足够的安装空间14，该空间用于安装驱动摆动部件摆动的驱动装置17。

如图4所示，给出了壁板3与柱体4连接示意，柱体4通过螺钉12与螺母及垫圈13、螺钉12与壁板3上螺纹孔305与壁板3紧固连接；

如图5所示，给出组合支座2内部各构件之间的连接关系，壁板3上表面与舱段1上加强框101连接，下表面与舱段1下加强框102连接，壁板3紧贴舱段1一侧制有槽形缺口301与舱段1加强筋104连接；壁板3提供驱动装置17接口；柱体4内部中空，安装轴承与摆动部件转轴15；第一角撑5、第二角撑6、第三角撑7、第四角撑8分别位于壁板3四角，一面与壁板3侧面连接，一面与加强框101，102连接；第一斜撑9、第二斜撑10均为空间结构，一端与壁板3内部拐角连接，一端与柱体4侧面连接；加强板11一端与壁板3内侧连接，一端与柱体4连接。

如图6所示，给出了壁板结构示意图。图6(a)给出了壁板3内表面示意图，可知，壁板3留有供转轴15穿过、安装的圆形通孔302，与柱体4空腔匹配，以圆形通孔302为中心设有法兰安装面303，轴向均匀分布螺栓孔304，在圆形通孔(302)下方实心区域有螺纹孔(305)，螺栓孔(304)和螺纹孔(305)用作与柱体(4)连接，在与螺栓孔(304)对应的壁板外表面位置，设有螺母安装凹槽(306)；在内表面远离圆形通孔302、同一水平高度处，设有凸台307，凸台(307)挖有销孔(308)，用作与驱动装置17尾座连接；以圆形通孔302为圆心，设置有加强筋，放射加强筋309指向壁板3四角，其中圆形通孔302与销孔308之间设置水平加强筋3011。图6(b)给出了壁板3外表面示意图，图6(c)给出了壁板俯视图，壁板3外表面设有槽形缺口301，槽形缺口301与对应的舱段1加强筋104匹配，可以贯穿壁板结构，也可以不贯穿。

如图7所示，给出了柱体结构示意图，可知，柱体为带有法兰401的中空圆柱结构，其中，法兰401与壁板上法兰匹配；紧邻法兰401处，柱体开有沿周向的缺口402，允许转轴15部件中的曲柄16伸出并提供一定摆动空间，曲柄16伸出的一端与驱动装置17连接；柱体4端面制有螺纹孔403，用于与转轴15轴承端盖连接，柱体4端面外表面制有螺纹孔404，用于与第一斜撑9、第二斜撑10、加强板11连接；柱体4外表面制有周向分布的减重槽405；柱体4下端制有小平面406，与壁板3下表面平齐。

如图8所示，给出了壁板与柱体组合体细节图，如图8(a)、8(b)所示，圆形通孔302与柱体4中空腔体共同构成了串联圆柱形腔体，其中腔体靠近壁板3一端有轴承安装台阶3012用来安装转轴15外侧轴承，腔体靠近柱体4一端有轴承安装台阶407、曲柄定位台阶408。

如图8(c)、8(d)所示，还给出了组合支座各处关键尺寸关系式：由壁板3圆形通孔302与柱体4中空腔体，共同构成了转轴15安装接口，其中其中腔体靠近壁板3一端有轴承安装台阶3012用来安装转轴15外侧轴承，腔体靠近柱体4一端有轴承安装台阶407，用于安装转轴15轴承，形成轴承安装台阶3012的两圆柱面直径D1、D2，以及形成轴承安装台阶407的两圆柱面直D3、D4，分别满足：

(D₁-D₂)/2＜δ₁

(D₃-D₄)/2＜δ₂

其中，δ1为转轴(15)外侧轴承的外圈厚度，δ2为为转轴(15)内侧轴承的外圈厚度。

组合支座2中，柱体4直径D0、柱体4周向缺口中面与壁板3水平加强筋3011的距离C1、柱体4缺口402中面与柱体4端面距离C2、柱体4轴线与壁板3左侧边缘轴线距离L1、柱体4轴线与销孔308轴线距离L2、柱体4轴线距离壁板3下端面距离H1、柱体4轴线距离壁板3上端面距离H2以及第一斜撑9与柱体4轴线夹角α、第二斜撑10与柱体4轴线夹角β、加强板11倾斜角γ(详见图15(c))满足如下关系：

柱体4缺口402偏移角度δ满足：

其中L₀为驱动装置零位下长度。

如图9～图12所示，依次给出了第一角撑5、第二角撑6、第三角撑7、第四角撑8轴测图，每件角撑零件均由水平翻边501，601，701，801和竖直翻边502，602，702，802构成，翻边之间设有加强筋503，603，703，803，水平翻边501，601，701，801为拱形与舱段1加强框101，102匹配连接，竖直翻边502，602，702，802为矩形与壁板3侧壁匹配连接。

如图13～图14所示，依次给出了第一斜撑9和第二斜撑10轴测图。可见斜撑为空间结构，一端为L形接头901，1001，一端为圆弧形接头902，1002，两端通过中间连接梁903，1003连接成一体；第一斜撑9的L形接头901与壁板3左上拐角连接，第二斜撑10的L形接头1001与壁板3左下拐角连接；第一斜撑9、第二斜撑10与柱体4轴线间夹角α、β均处于30°～45°范围内。

如图15所示，给出了加强板11结构示意图，一端为柱面翻边1101，与柱体4连接，详见图15(a)，一端为带缺口1103的平面翻边1102，平面翻边1102内侧安装游动螺母1104，详见图15(c)，平面翻边1102安装于壁板3右壁内侧，通过外侧穿入的螺钉将加强板11与壁板3连接在一起。

如图16所示，本发明在履行正常功能时，在组合支座2空腔内安装有摆动部件转轴15，在安装空间内安装有驱动装置17，驱动装置17为作动筒式直线驱动装置，一端与转轴15上曲柄16零件连接，一端与壁板3上凸台307销孔308连接。

如图17所示，给出了一种在大气层内舱外摆动部件为栅格舵时的应用实例，实例中，当栅格舵摆动时，组合支座2凸台307结构为动力源提供支反力，保障栅格舵正常摆动。当栅格舵因气流冲刷而受到极大的作用力，并在舱段1与转轴15根部产生集中力和较大的弯矩，通过放射型加强构件(比如第一斜撑9和第二斜撑10)和壁板3上的加强筋309，3011，能够将集中力传递至舱段1加强框101，102、加强筋104以及加强接头103上，并在传递过程中，将集中力转换为舱段1能够承受的较均匀的均布力载荷或较小的集中力载荷，使飞行器或航天器舱体能够承受栅格舵带来的较大的集中力载荷。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (9)

1.一种飞行器舱体结构，其特征在于：包括舱段(1)以及至少一件组合支座(2)；舱段(1)为具有横向的上加强框(101)、下加强框(102)、竖向的加强筋(104)的半硬壳壳体；所述的组合支座(2)位于所述的舱段(1)内侧，在组合支座(2)下方设置加强接头(103)；

所述组合支座(2)包含壁板(3)、柱体(4)、角撑(5，6，7，8)、第一斜撑(9)、第二斜撑(10)、加强板(11)，壁板(3)与柱体(4)构成组合支座(2)的主体结构，通过各角撑(5，6，7，8)、第一斜撑(9)、第二斜撑(10)、加强板(11)进行加强，其中：

壁板(3)上表面与舱段(1)上加强框(101)连接，下表面与舱段(1)下加强框(102)连接，壁板(3)紧贴舱段(1)一侧制有槽形缺口(301)与加强筋(104)连接；壁板(3)提供驱动装置(17)接口；

柱体(4)通过螺钉(12)与螺母及垫圈(13)、螺钉(12)与壁板(3)上螺纹孔(305)与壁板紧固连接；柱体(4)内部中空，安装轴承与摆动部件转轴(15)；

角撑(5，6，7，8)位于壁板(3)的四个角，各角撑零件中的竖直翻边与壁板(3)侧面连接，各角撑零件中的水平翻边与上加强框(101)、下加强框(102)连接；

第一斜撑(9)和第二斜撑(10)的一端与壁板(3)内部拐角连接，另一端与柱体(4)侧面连接；

加强板(11)一端与壁板(3)内侧连接，另一端与柱体(4)连接；

所述的组合支座(2)由壁板(3)、柱体(4)、加强板(11)形成安装空间(14)，用于安装驱动摆动部件摆动的驱动装置(17)。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述壁板(3)外表面设有槽形缺口(301)，槽形缺口(301)与对应的加强筋(104)匹配，槽形缺口(301)贯穿或不贯穿壁板结构；

壁板(3)留有供转轴(15)穿过的圆形通孔(302)，与柱体(4)空腔匹配，以圆形通孔(302)为中心设有法兰安装面(303)，轴向均匀分布螺栓孔(304)，在圆形通孔(302)下方实心区域开有螺纹孔(305)，螺栓孔(304)和螺纹孔(305)用作与柱体(4)连接，在与螺栓孔(304)对应的壁板外表面位置，设有螺母安装凹槽(306)；在内表面远离圆形通孔(302)且同一水平高度处设有凸台(307)，凸台(307)挖有销孔(308)，用作与驱动装置(17)尾座连接；

以圆形通孔(302)为圆心，设置有加强筋，放射加强筋(309)指向壁板(3)的四角，圆形通孔(302)与销孔(308)之间设置水平加强筋(3011)；在圆形通孔(302)朝外一侧，设置有外侧轴承安装台阶(3012)。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述柱体(4)为带有法兰(401)的中空圆柱结构，其中，法兰(401)与壁板上法兰匹配；紧邻法兰(401)处，柱体开有沿周向的缺口(402)，允许转轴(15)部件中的曲柄(16)伸出并提供一定摆动空间，曲柄(16)伸出的一端与驱动装置(17)连接；柱体(4)端面制有螺纹孔(403)，用于与转轴(15)轴承端盖连接，柱体(4)端面外表面制有螺纹孔(404)，用于与第一斜撑(9)、第二斜撑(10)、加强板(11)连接；柱体(4)外表面制有周向分布的减重槽(405)；柱体(4)中空腔内部体制有内侧轴承安装台阶(407)、曲柄定位台阶(408)；柱体(4)下端制有小平面(406)，与壁板(3)下表面平齐。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：圆形通孔(302)与柱体(4)中空腔体共同构成了串联圆柱形腔体，用于容纳转轴(15)，其中腔体靠近壁板(3)一端有外侧轴承安装台阶(3012)用来安装转轴(15)外侧轴承，腔体靠近柱体(4)一端有内侧轴承安装台阶(407)，用于安装转轴(15)内侧轴承，形成外侧轴承安装台阶(3012)的两圆柱面直径D1、D2，以及形成内侧轴承安装台阶(407)的两圆柱面直径D3、D4。

5.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：每件角撑均由水平翻边和竖直翻边构成，翻边之间设有加强筋，水平翻边为拱形与舱段(1)的上加强框(101)、下加强框(102)匹配连接，竖直翻边为矩形与壁板(3)侧壁匹配连接。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述第一斜撑(9)、第二斜撑(10)均为空间结构，一端为L形接头，一端为圆弧形接头，两端通过中间连接梁连接成一体；第一斜撑(9)的第一L形接头(901)与壁板(3)左上拐角连接，第二斜撑(10)的第二L形接头(1001)与壁板(3)左下拐角连接；第一斜撑(9)、第二斜撑(10)与柱体(4)轴线间夹角α、β均处于30°～45°范围内。

7.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述加强板(11)一端为柱面翻边(1101)，与柱体(4)连接，一端为带缺口(1103)的平面翻边(1102)，平面翻边(1102)内侧安装游动螺母(1104)，平面翻边(1102)安装于壁板(3)右壁内侧，通过外侧穿入的螺钉将加强板(11)与壁板(3)连接在一起。

8.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述的舱段(1)、组合支座(2)的材料采用金属或纤维复合材料或金属与纤维复合材料的结合。

9.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体结构，其特征在于：所述壁板(3)、柱体(4)、角撑(5，6，7，8)、第一斜撑(9)、第二斜撑(10)、加强板(11)之间的连接方式，采用螺钉连接或铆钉连接或胶液粘接。

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