ULA火箭船尾支撑连接支架结构设计

该支撑支架应用于运载火箭船尾段的结构连接场景，主要承担箭体尾部外挂组件与主承力舱段之间的载荷传递作用，在火箭飞行过程中需要承受气动载荷带来的交变应力、发动机传递的低频振动，同时还要适配箭体飞行过程中的温度形变差，避免局部应力集中导致的结构失效。从结构设计逻辑来看，支架采用了分体式带耳座的构型，主体为筒状承力腔体，侧壁延伸出带安装孔的连接支耳，支耳孔位做了沉台设计，既可以容纳紧固件头部保证安装面齐平，也能增加孔位周边的材料厚度，提升连接位置的抗剪切能力。筒状腔体的侧壁开设了径向通孔，用于穿装定位销或者管线固定件，腔体端部做了外翻的法兰边，法兰边与箭体安装面贴合时，能够增大接触面积，降低单位面积的压应力，避免安装时压损箭体表面的复合材料层。设计过程中针对安装边界做了多轮适配调整，支耳的延伸角度经过反复校核，既保证外挂组件安装后与船尾曲面的间隙满足热胀冷缩的余量要求，也让载荷传递路径尽可能沿着支架的材料纤维方向排布，减少不必要的弯折载荷。支架的外形轮廓做了多处圆角过渡，没有尖锐的直角结构，一方面是为了降低机加工或者注塑成型时的应力集中风险，另一方面也能减少火箭飞行过程中的气动扰流，降低尾部的湍流阻力。安装尺寸方面，支耳上的安装孔间距严格匹配箭体预装的螺纹孔位公差，筒状腔体的内径适配对接组件的定位凸台外径，装配时可以通过凸台实现快速定位，不需要额外的工装辅助就能完成初定位，紧固件拧紧后，支架与对接面之间的间隙控制在0.1mm以内，保证连接刚性满足振动工况要求。考虑到航天场景的轻量化要求，支架在非承力区域做了局部减薄设计，在保证整体结构强度、刚度满足载荷要求的前提下，尽可能去除多余材料，降低单个零件的重量，同时减薄区域的过渡位置做了等强度斜面处理，避免截面突变带来的应力集中问题。不同配色的样件对应不同的材料选型，分别适配不同温区的安装位置，靠近发动机侧的支架选用耐温等级更高的材料，远离热源的位置选用常规高强度树脂材料，在满足性能要求的同时控制整体制造成本。