航天概论课件第五章.ppt

《航天概论课件第五章.ppt》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航天概论课件第五章.ppt（47页珍藏版）》请在三一文库上搜索。

1、航天概论,第五章 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）级间的结合方式： 串联式、并联式（捆绑式）和混合式三种类型。, 串联式将几个单级火箭依次前后沿轴向连接。 优点：结构紧 凑、气动阻力小、 发射设备简单； 缺点：长度大， 运输、贮存、起竖 等都不够方便。, 并联式

2、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： 在大气层飞行时承受空气动力 和气动

3、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： 安装发动机并将推

4、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 薄壁结构由蒙皮和加劲构件组成的结构。 运载火箭的外壳，包括头罩、仪器舱、贮箱、箱间段和级间段、尾段以及尾翼等，都是薄壁结构。 薄壁结构分类 骨架蒙皮结构 半硬壳式结构 硬壳式结构 整体壁板式结构,半硬壳式结构由蒙皮、纵向和横向的加劲件组成的薄壁结构。 纵向的加劲件有桁条和梁； 横向加劲件有隔框和肋； 由铆接、焊接和胶接等方式连接。 半硬壳式结构蒙皮 不是很强，不能单独 承受正应力，而是与 铆接在蒙皮上的桁条 共

5、同承受正应力。,硬壳式结构 由蒙皮和横向加劲件组成的 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。 整体壁板式结构采用机械铣切、化学铣切、精 密铸造等工艺方式将蒙皮和加劲件做成一体的薄 壁结构。, 除了如半硬壳式结构一样由 纵向和横向加劲组成正置的正 交加劲网格，还可以做成斜置 的对称方形或菱形加劲网格。 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。 箱底也称为封头。与壳段焊接在一起组成一个封闭的容器，形状多为

6、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。 头部整流罩： 由端头帽、前锥段、圆筒 段、倒锥段和纵向解锁机构 组成。, 端头帽承受较大的气动压力和气动加热作用，通常采用浸树脂的玻璃布成型，铆接铝合金端框。 前锥段、圆筒段和倒锥段等采用桁条、蒙皮铆接的半硬壳式结构。 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

7、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结构组合 的结构形式。,尾段： 由蒙皮、桁条、隔框铆

8、 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 有热分离和冷分离两种方式。 热分离： 下面级火箭关机后

9、，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。连接杆长度可调，并串联

10、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，主弹 簧组安装

11、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

12、效载荷弹射出去，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

13、境，又能长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

14、的结构形式 （1）航天器的本体结构 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。圆筒直径2.4m，筒高2.82m，总高5

15、.3m。 为了保证卫星天线相对地球“静止”，又能利用绕轴线自旋稳定，卫星采用双体自旋稳定。 圆筒外壁贴有45812片太阳能电池，组成太阳电池阵给卫星供电。, 为减轻结构重量，圆筒采用玻璃钢面板和铝蜂窝夹芯的夹层结构。波束天线反射器和喇叭天线也都采用蜂窝夹层结构。 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

16、+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。, 观察仪器装在可转动的扫描平台上。为了使观察仪器有宽广的视野，扫描平台安装在远离主舱的一个支架上。 另一根远离主舱13m长的支架上装有测量木星磁场的两台磁强计。远离

17、主舱的原因是为了避免主舱金属结构影响磁强计的测量精度。,（2） 天线结构 天线的基本形式有固定式天线和展开式天线两大类。 固定式天线： 抛物反射面或锥台反射面一般为夹层结构，面板为碳纤维或凯夫拉纤维复合材料，夹芯以铝蜂窝最为合适。 铝蜂窝导热性能好，当一边的面板在阳光直射下受热时，导热性好的夹芯有助于减小两面板间的温差，从而避免温差引起的反射面变形；, 反射面需要透波时，则采用芳纶蜂窝夹芯为宜，而且其膨胀系数比铝蜂窝小。 展开式天线： 有套筒式展开，桁架式展开和伞状展开等类型。 套筒式展开用于拉杆天线和螺旋天线，依靠卫星自旋的离心力、电机或压缩气体展开。 桁架式展开用于平面阵天线。 伞状展开用于大尺寸的天线反射面。 凯夫拉纤维复合材料骨架和柔软的金属网蒙皮。做成二折、三折和多折结构，发射过程收拢成筒状，入轨后由弹簧或机械螺杆控制撑开成伞状。,（3） 太阳电池阵结构 分为体装式和展开式两种类型。 体装式将太阳电池装在航天器本体外壁上，如国际通信卫星-。 结构形式有模压铝板、夹层结构板和夹层结构圆柱壳。 展开式结构发射过程中收拢在星体内部或侧壁上，入轨后展开到位。 结构主体为太阳阵基板，有刚性基板、半刚性基板和柔性基板三种类型。,