航天概论课件 第五章

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1、航天概论第五章第五章 飞行器结构飞行器结构 什么是飞行器结构？ 它是飞行器的主体。 将飞行器上各个分系统联结和组成一个完整的整体，为它们提供支承作用和可靠的工作环境，承受地面操作和飞行中的外载荷，保证一定的刚度和良好的外形，维持飞行器作为一个整体的完整性。 5.1 运载火箭的箭体结构5.1.1 箭体结构布局和组成布局：（1）运载火箭构造特点： 一般采用液体火箭。 采用二级或三级火箭。（2）级间级间 的结结合方式： 串联联式、并联联式（捆绑绑式）和混合式三种类类型。 串联联式将几个单级单级 火箭依次前后沿轴轴向连连接。 优优点：结结构紧紧凑、气动动阻力小、发发射设备简单设备简单 ；缺点：长长度大

2、，运输输、贮贮存、起竖竖等都不够够方便。 并联式各级火箭围绕芯级（末级）火箭周围横向连接，优点：长度短，发射时可多个火箭同时点火；缺点：横向尺寸大，气动阻力大，发射设备复杂 。 混合式串联和并联同时使用的组合方式。兼有上述两种方式的优缺点，是大运载能力火箭常用的布局方式。（3）级间的分离方式 冷分离和热分离两种。冷分离两级火箭先分开，然后上面级发动机点火。热分离上面级发动机先点火，然后再使两级火箭分离。箭体结构的组成： 头部（有效载荷） 头部整流罩 推进剂贮箱 仪器舱 箱间段 级间段 发动机支架 尾段头部： 又称为有效载荷。人造卫星、飞船、空间站部段、深空探测器等航天器。头部整流罩： 在大气层

3、飞行时承受空气动力和气动加热载荷，对有效载荷或末级火箭起保护作用。 飞出大气层后与火箭分离抛弃，以节省发动机 能量。推进剂贮箱： 包括氧化剂箱和燃烧剂箱。 功能：贮存推进剂，同时还是火箭的承力结构。箱间段： 氧化剂箱和燃烧剂箱之间的连接部段。 起连接和承力作用。 内部空间安装推进系统的增压气瓶、管路和阀门以及安全执行机构的自毁装置和遥测仪器等。仪器舱： 安装陀螺惯性平台、弹上计算机等控制仪器、遥测仪器和温度调节设备等； 承受头部传来的轴力和弯矩。级间段： 多级火箭级间的连接部件，起级间连接和承力作 用。 设有分离机构，在后面级完成任务后将后面级分 离抛弃。 结构形式与分离方式有关。发动机支架：

4、 安装发动机并将推力传给推进剂贮箱的承力构件。 发动机零、组件安装的支持部件。尾段： 火箭竖立在发射台上的承力部件； 一级发动机的保护罩。 有尾翼时，还是尾翼的支持部件。5.1.2 箭体结构的型式薄壁结结构由蒙皮和加劲劲构件组组成的结结构。运载载火箭的外壳，包括头头罩、仪仪器舱舱、贮贮箱、箱间间段和级间级间 段、尾段以及尾翼等，都是薄壁结结构。薄壁结结构分类 骨架蒙皮结构 半硬壳式结构 硬壳式结构 整体壁板式结构 半硬壳式结结构由蒙皮、纵向和横向的加劲劲件组成的薄壁结构。 纵纵向的加劲劲件有桁条和梁； 横向加劲劲件有隔框和肋； 由铆铆接、焊焊接和胶接等方式连连接。 半硬壳式结构蒙皮不是很强，不

5、能单独承受正应力，而是与铆接在蒙皮上的桁条共同承受正应力。 硬壳式结构 由蒙皮和横向加劲劲件组成的薄壁结构。 主要由壳体（蒙皮）承受正应力，一般不设纵向构件。 多用于直径较小的战术导弹。整体壁板式结结构采用机械铣铣切、化学铣铣切、精密铸铸造等工艺艺方式将蒙皮和加劲劲件做成一体的薄壁结构。 除了如半硬壳式结结构一样样由纵纵向和横向加劲组劲组 成正置的正交加劲劲网格，还还可以做成斜置的对对称方形或菱形加劲劲网格。薄壁结构之外，还有夹层结构和复合材料结构等型式。（1） 推进剂贮箱结构 由短壳、箱底、壳段、推进剂管理系统、隧道管和和输送管路系统等组成。 短壳半硬壳式结构或整体网格加劲结构。 箱底也称为

6、封头。与壳段焊接在一起组成一个封闭的容器，形状多为椭球形或半球形。 壳段连接前、后底之间的直筒段。结构形式有 光筒壳和加劲壳两种。 防晃板扇形防晃板、环向防晃板。（2）干壳段结构 包括头部整流罩、仪器舱、箱间段、级间段、尾段等。头头部整流罩： 由端头头帽、前锥锥段、圆圆筒 段、倒锥锥段和纵纵向解锁锁机构组组成。 端头头帽承受较较大的气动压动压 力和气动动加热热作用，通常采用浸树树脂的玻璃布成型，铆铆接铝铝合金端框。 前锥锥段、圆圆筒段和倒锥锥段等采用桁条、蒙皮铆铆接的半硬壳式结结构。 前锥段和圆筒段受气动加热作用，需采取适当的防热措施。仪器舱： 为各种仪器设备的正常工作提供良好的环境，需要具备

7、隔热减震等功能。 外形通常为锥形、圆柱形壳体或上锥形、下柱形组合的壳体。 壳体结构由蒙皮、前后端框、中间框、梁、桁条、舱口盖等组成主体结构。内壁有仪器的安装支架、安装梁、爆炸螺栓盒等零组件。外边喷涂防热涂层或粘贴软木层。 材料为高强度硬铝合金或碳/环氧复合材料。箱间段： 圆柱形，由隔框、桁条、蒙皮铆接的半硬壳式结构。 壳体中部分布若干用于安装和检查仪器的舱口，舱口用带有旋转锁的口盖封闭；级间段： 结构形式取决于分离方式。 冷分离的级间段一般采用半硬壳式结构，结构形式与箱间段没有多大区别，只是增加了分离机构。 热分离的级间段需要在点火后分离前的一段时间内使火焰安全排出。通常采用半硬壳式结构和杆系

8、结构组合的结构形式。尾段： 由蒙皮、桁条、隔框铆接而成的半硬壳式结构。 为了提高结构的效率，往往采用横向隔框在蒙皮内，纵向桁条在蒙皮外的结构形 式。 由于发动机高温喷流的辐射作用，尾舱底部必须采取防热措施。 5.1.3 分离和解锁机构 火箭上兼有连接、解锁和分离功能的机构或组件。 运载火箭的分离机构包括串联式级间分离机构、并联式级间分离机构、头罩分离机构和有效载荷分离机 构等。 对分离机构的基本要求是：* 分离前确保可靠的连接，* 分离时确保可靠地分离，* 分离过程和分离后保证分离体不发生碰撞，保证继续飞行体正常工作，无过大的振动、冲击及环境污 染等。 （1）串联式级间分离机构 有热分离和冷分

9、离两种方式。热分离： 下面级火箭关机后，推力衰减到一定值时，上面级火箭启动； 上面级火箭推力增加到一定值时，按预定程序引爆连接两级火箭的爆炸螺栓或者可切开结构蒙皮的柔性环形炸药索，使两级火箭在强大的燃气流作用下逐渐分开。 冷分离： 完成分离动作后上面级发动机才启动工作。 分离力是借助安装在上面级的辅助加力火箭或下面级的反推火箭实现的。 解锁机构也采用爆炸螺栓或柔性爆炸索。 分离过程干扰小，级间结构比较简单，重量小。但上面级的失控时间较长，初始干扰大。 （2） 并联式级间分离机构 利用气动阻力实现分离的并联式分离机构：大型捆绑式运载火箭的连接分离机构： 前支点每个助推器由三根连接杆与芯级相连。连

10、接杆长度可调，并串联爆炸螺栓用以解锁。 后支点采用球头爆炸螺栓，球铰连接允许助推器轴向运动以补偿装配和飞行中的结构变形。 （3） 头头部整流罩分离机构 向前纵向分离、旋转式分离和无污染侧向平推分离三种形式。向前纵向分离方式： 头部整流罩整体沿火箭纵轴向前推出， 超过有效载荷顶端后，头罩偏离飞行轨道。 结构形式类似于级间串联冷分离， 纵向分离力和使头罩偏离轨道的横向力由安装在头罩上的分离火箭提供， 解锁机构采用爆炸螺栓或爆炸索。旋转式分离方式： 头部整流罩由两瓣组成， 两个半罩之间的纵向分离面由多个爆炸螺栓或爆炸索连接； 整流罩下端由滑动铰链与箭体连接。 分离力由安装在不同位置的两组弹簧提供，主

11、弹 簧组安装在整流罩与箭体结合面附近的罩体内侧，辅助弹簧安装在整流罩上端纵向分离面处。无污染侧向平推分离方式： 两个半罩之间的纵向分离面由无污染炸药索分离插接头连接； 半罩下端框仍采用爆炸螺栓或爆炸索等普通解锁装置与火箭箭体连接。 分离过程中和分离结束后，爆炸产生的燃气始终封闭在气囊和衰减管内，不对有效载荷产生污染。 （4）有效载载荷分离机构 弹射分离和减速分离两种形式。 弹射分离利用弹簧或燃气作动器将有效载荷弹出； 连接解锁装置为带有爆炸螺栓的包带。 分离前，在包带紧箍力作用下将两分离体连接在一起。 分离时引爆爆炸螺栓，包带解锁松开，同时受压缩的弹簧伸长，或者燃气作动器中的火药点燃，将有效载

12、荷弹射出去，实现与末级火箭分离。 减速分离（制动分离）： 利用安装在末级火箭上的反推火箭或喷流装置，使末级火箭减速来实现分离的。 连接解锁装置一般也采用包带。在爆炸螺栓解锁时点燃反推火箭。 星、箭脱开后，随着反推火箭推力加大，有效载荷逐渐与末级火箭拉开距离，实现分离。5.1 无人航天器结构5.2.1 航天器结构的功能和特点功能 ： 将航天器上各分系统连接组合成一个整体，承受载荷，提供支承作用和保障工作环境。 航天器上还有各种可活动的结构部件，包括分离机构和展开组件。 大多采用模块式设计。一般由有效载荷舱、服务舱、推进舱、天线和太阳电池阵等模块组成； 要求既能一次性地承受发射时的力学环境，又能长

13、期承受轨道上的空间环境。主要特点：（1）在离地球表面数百公里以上的空间飞行，空气阻力可忽略不计，不要求做成流线型，外形主要考虑使用要求； （2）空间运行轨道环境对航天器的作用是长期的，贯穿整个使用寿命。选材要求耐真空、耐高低温交变、耐空间粒子和紫外线辐射，并且满足真空环境下材料升华出气率的要求；特别注意考虑温度变化引起的热应力；（3）为携带更多的有效载荷，在保证刚度和强度要求的条件下，重量最轻。为此，要求进行优化设计和采用先进的材料和工艺；（4）载人飞船返回舱、返回式卫星再入地球大气层时，要经受严重的气动加热环境，要求采取热防护措施保护结构和内部仪器设备。5.2.2 航天器的结构形式（1）航天

14、器的本体结构 本体结构的形式主要从使用功能要求出发进行设计； 姿态控制方式和运行轨道也是决定结构形式的重要因素。 * 自旋和双体自旋卫星，一般采用圆柱体、棱柱体等回转体外形；* 三轴稳定卫星，则采用六面体箱式外形。* 地球同步轨道卫星，由于变轨和轨道保持的需要，必须考虑远地点发动机和推进剂贮箱的安装，采用承力筒加箱式结构或构架式加箱式结构。* 低轨道卫星则主要考虑功能设备的安装要求，如哈勃望远镜的本体结构采用碳纤维复合材料整体构架，以保证轴向无热变形。国际通信卫星-： 装有远地点发动机的地球同步轨道卫星，采用承力圆筒壳结 构。圆圆筒直径2.4m，筒高2.82m ，总总高5.3m。 为为了保证卫

15、证卫 星天线线相对对地球“静止”，又能利用绕轴线绕轴线 自旋稳稳定，卫卫星采用双体自旋稳稳定。 圆圆筒外壁贴贴有45812片太阳能 电电池，组组成太阳电电池阵给卫阵给卫 星 供电电。 为为减轻结轻结 构重量，圆圆筒采用玻璃钢钢面板和铝铝蜂 窝夹窝夹 芯的夹层结夹层结 构。波束天线线反射器和喇叭天线线 也都采用蜂窝夹层结窝夹层结 构。我国通信卫星系列公用平台： 中心承力筒加箱形壁板 结构，由通信舱、服务舱、 推进舱、天线和太阳电池阵 等5个模块组成。 推进舱为中心筒承力结 构，高度1983mm，采用碳纤维复合材料波纹筒，内装推 进剂贮箱。 周围由碳纤维复合材料面板和铝蜂窝夹心的夹层板构成六面体箱式外形结构。我国对地观察卫星系列公用平台 结构形式为中心承力筒+板+构架结构，由有效载荷舱、服务舱和太阳电池阵3个模块组成。 中心承力筒采用碳纤维复合材料薄壁加劲圆柱壳结构。 中心承力筒上连接中心承力构架，中心构架采用碳纤维复合材料矩形管和铝合金接头。 承力筒下端与运载火箭连接的转接锥采用铝合金蒙皮桁条加劲壳结构。美国“旅行者”号深空探测器： 探测器为环状10边形结构，装有直径3.7m的对地球定向的大型高增益天线。 主舱四周有16个小喷管，用来控制飞行姿态和修正飞行轨道。