空间飞行器设计-第8讲.ppt

1,第8讲 运载火箭的箭体结构,2,8.1 箭体结构的组成和功用,组成有效载荷整流罩、推进剂贮箱、输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和尾段等，有些大型火箭还有尾翼。,箭体结构是运载火箭的重要组成部分，其主要功用是装置各分系统(如有效载荷、控制系统、动力系统和测量系统等)，并按要求将其连接成结构紧凑、外形理想的整体。主要功用有：提供可靠的工作环境；承受操作和飞行中的外力；维持良好的气动外形；保持火箭完整性。,3,Saturn5,4,5,有效载荷整流罩,整流罩是有效载荷或末级火箭的包封部件，在大气层飞行段对其起保护作用。一般为锥柱、 锥柱锥硬壳式。,推进器贮箱,为贮存推进剂的容器，是火箭的承力结构，占火箭体积的大部分。 按形状分：圆柱、锥柱、截锥、球、环、扁豆形等。 按受力形式分：受力式、非受力（悬挂）式,按贮箱相互关系分：独立式、共底式。 按结构特点分：硬壳式、半硬壳式和网格式。,6,8.2 箭体的结构方案与结构型式,8.2.1 推进剂贮箱结构 按受力形式分为: 承力式储箱贮箱壁就是火箭的壳体，受内压和各种飞行载荷。 非承力式储箱贮箱壁是贮箱外壳，主要受内压载荷。,7,早期火箭如V-2，采用非承力式贮箱。 从20世纪50年代始，液体火箭广泛采用承力（载）式贮箱。这是因为火箭壳体上的主要载荷轴压，可由贮箱内的增压压力全部或绝大部分地抵消。承力式贮箱兼有贮箱壁和火箭外壳功能，结构质量减轻、火箭空间利用率提高。 现代火箭设计中可综合使用，如火箭的一子级采用多管发动机，可将一种推进剂贮箱设计为承力式，传递推力并作为另一种推进剂贮箱吊挂的支柱。,8,贮箱的布局： 串连布局：两个贮箱沿箭轴方向纵向排列。中间以共底或箱间段连接。 并联布局：贮箱沿箭轴方向纵向。(1)以某种推进剂贮箱作为中央储箱，周围环绕若干个另一种推进剂的小贮箱；(2)两种推进剂贮箱是直径相近的圆筒，对称地捆绑（多用在大型火箭的一级和某些多级火箭的末级）。 独立悬挂：贮箱悬挂在支持构件（构架或另一种推进剂贮箱上）。,9,10,11,贮箱的几何形状,分圆筒形和非圆筒形两类。 圆筒形：圆柱形筒壁，椭球、球或其它旋转体为前后箱底。 可采用“共底”贮箱： 优点：增大充液空间，省一个底和箱间段，减少箭体长度和质量。 关键问题：防止推进剂渗漏或共底失稳破坏导致的爆炸；对低温推进剂，储箱要作成夹层结构或采取绝热措施。,12,贮箱的几何形状,也可采用锥体贮箱。 锥底贮箱：因为锥形薄壳承受轴向力的能力比椭球形薄壳高得多，可用于支持发动机，直接承受推力和关机冲击载荷。 非圆筒形： 常用的有球形、环形（环柱形）贮箱。,13,8.2.2 仪器舱的结构方案,功用：安装控制系统、飞行测量系统、安全自毁系统等主要设备。,位置：对 多级火箭，一般在末级火箭上，位于有效载荷与贮箱之间。对单级火箭，可以装在火箭顶部、中部和下部，但要考虑发动机的影响。,受载：气动载荷，气动加热。 结构：可以利用独立舱段、箱间段、或者利用整流罩的包容空间。,14,8.2.3 尾段、箱间段、级间段,尾段保护各级发动机的壳段。 火箭垂直发射前，用尾段支承，一子级尾段 承受全箭质量和地面风引起的横向载荷； 飞行时，上面级的尾段，要承受飞行载荷。,箱间段连接两个推进剂贮箱的壳段，受力与 上面级尾段类似。,级间段连接级与级的连接壳段，除受飞行载 荷外，还受分离时的特殊载荷。,15,8.2.4 串连火箭级间结构方案,热分离：上面火箭点火以后，下面火箭再分离。级间连接解锁后，靠上面级发动机的喷流吹开下面级火箭。 特点：级间受高温、高速气流影响，要排焰。 采用杆式构架可以使燃气流顺利从杆间排出，并能参与火箭总体受力； 采用在级间结构底部开排焰孔方式，使喷流从中排出。,串连火箭有冷、热两种分离方式。,16,冷分离：下面级火箭先分离，上面级火箭的主发动机再点火。 特点：级间结构工作条件好，但分离速度低、失控时间长、“分离碰撞”问题较热分离情况严重；必须使上面火箭在点火前设法使液体推进剂沉底进入发动机。,热分离过程中，下面级前部结构需承受上面级 喷流，喷流在下面级贮箱外部滞止时形成高温 高压，应采用玻璃钢防热底结构予以防护。,17,8.2.5 箭体的结构型式,箭体是由薄板和加强筋组成的薄壁结构， 它能很好地承受火箭在各种使用条件下的外载荷。,硬壳式结构厚蒙皮隔框 半硬壳式结构： 梁式梁蒙皮隔框 桁条式桁条蒙皮隔框 网格式机械铣切的化学壁板 整体壁板 新结构夹层结构,18,8.3 箭体结构材料,现代火箭所用材料大都与飞机相同。 主要有：铝合金、合金钢、钛合金、新型复合材料和非金属材料。 早期液体火箭贮箱采用铝-镁合金，其焊接性 能好，但强度较低。现广泛采用Al-Cu-Mg和 Al-Zn-Mg高强度铝合金；而贮箱增压用的高压气瓶 多用钛合金。,19,近10多年以来，火箭结构上常用的轻型合金未出现高性能的新材料，其发展仍为挖潜。而Al-Li,Mg-Li, 钛合金等比强度高、比刚度高、韧性好，很适合承受轴向压缩载荷的薄壁结构，并实现质量减轻，是今后的应用研究方向之一。 美国X-33就应用了含Li2%-3%的Al-Li合金。,20,复合材料是火箭和其他飞行器材料的发展方向。 在火箭结构上，复合材料应用比重日益增长，在 有效载荷支撑段、仪器舱、级间段和整流罩等处不同程度使用。 美国“三叉戟”导弹应用了65%的新型复合材料。 仪器舱壳体石墨环氧； 发动机喷管碳-碳、碳-酚醛； 整流罩玻纤-酚醛； 芯级发动机壳体凯芙拉（Kevla）。,21,8.4 分离系统,种类：级间分离；助推器与火箭分离；有效载荷整流荷罩与火箭分离；有效载荷（卫星、弹头）与火箭（导弹）分离；冷发射时尾罩与导弹分离等。 要求：分离前保证两分离体可靠地连接，分离时保证分离过程中或分离之后，不对继续飞行体的正常飞行有影响。,22,图6-4 多级火箭分离示意图,23,8.4.1 分离系统组成,分离系统按其功能主要由三部分组成： 连接解锁装置 分离冲量装置 火工品引爆装置。,24,一、连接解锁装置,1. 无碎片爆炸螺栓 用于多点连接的连接解锁装置。 螺杆体内腔的炸药引爆后，或者剪断销钉，或者使螺杆削弱槽断裂，实现两分离体解锁。 特点：结构简单、装配和使用方便。但对于大直径运载火箭，需要的数量较多。如采用电传爆引爆方式，分离可靠性较低、同步性较差、解锁时冲击载荷较大。,25,26,27,包带连接解锁装置 1包带；2V型块；3，4上、下分离体,28,2. 炸药索,a) 聚能炸药索,图8-7 聚能炸药索解锁装置,29,b) 封闭炸药索,图8-8 封闭炸药索解锁装置,30,常用的分离冲量装置有： 1）压缩螺旋弹簧组件。 2）气动作动筒。 3）火药作动筒。 4）固体装药的分离火箭。,二、分离冲量装置,31,1. 压缩螺旋弹簧组件,利用压缩弹簧释放的能量使两分离体分开。,特点：设计制造简单，弹簧力预测较准确，可靠性高，无污染，分离冲击载荷小，成本低。 缺点：不适宜于要求分离冲量大的级间分离。,32,2.气动作动筒,组成：作动筒、气源、电爆阀门。,利用高压气体推动作动筒产生推力，将两体分开。,特点：冲击载荷小，分离和缓。分离时间长，分离装置复杂，使用不方便。,33,3.火药作动筒,利用火药爆炸产生的高压燃烧气推动作动筒。 特点：结构简单、紧凑、质量小、使用方便。 但分离冲击载荷大。,34,4.分离火箭,方向：正推、反推、侧（横）推,正推：装在上面级，使上面级加速，并使上面级 储箱内的液体推进剂沉低。 反推：安装在被抛掉的分离体上，使分离体减速。用于级间分离，导弹头体分离。不宜于星箭分离。 侧推：通常用于助推器与火箭芯级分离。也可用于头体分离。,35,5.冷气喷流装置,利用携带的干净冷气（氦、氮），通过专用喷管喷出产生推力。 特点：分离力小、冲击载荷小、无污染，适宜于要求无污染的星箭分离。,36,三、引爆装置,收到分离指令后，采用电爆管引爆连接解锁装置或分离冲量装置。 方式： 电发火引爆：给每一个电爆管供电，使其引爆。 非电激发传爆：先使一个电爆装置引爆，通过传爆支管将爆轰波同时传给各路封闭导爆索，引爆起爆器，使连接解锁装置解锁或使分离火箭点火。,37,8.4.2 级间分离系统,1. 串连式火箭的级间分离,a) 级间热分离,图8-9 级间热分离,多级火箭的联结有串联、并联、混合三种形式。,热分离的基本程序是：启动第二级发动机，关闭第一级发动机，起爆炸断联结件。,38,b) 级间冷分离,图8-10 级间冷分离,又称减速分离。分离指令程序：级间联结件爆破断开，启动第一级的制动火箭或其他制动装置，启动第二级的火箭发动机。级间分离机构组件少、轻，分离平稳。但这种分离方式对于控制系统的精度要求较高。,39,2. 并连式火箭的级间分离,采用辅助分离冲量装置分离,图8-11 采用分离火箭的助推器分离,b) 利用惯性力作用分离,40,8.4.3 整流罩分离,1. 整体轴向分离,2. 下端活动铰链约束侧向转动分离,3. 无污染炸药索侧向平推分离,41,图8-12 下端铰链约束侧向转动分离系统,42,图8-13 下端铰链约束侧向转动分离过程,43,图8-14 卫星整流罩无污染炸药索