航天概论课件第五章

无污染侧向平推分离方式：
弹射分离和减速分离两种形式。
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弹射分离利用弹簧或燃气作动器将有效载荷弹出；
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连接解锁装置为带有爆炸螺栓的包带。
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分离前，在包带紧箍力作用下将两分离体连接在
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一起。
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分离时引爆爆炸螺栓，包带解锁松开，同时受压
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缩的弹簧伸长，或者燃气作动器中的火药点燃，
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将有效载荷弹射出去，实现与末级火箭分离。
第五章 飞行器结构
航天概论
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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： 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。 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。
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末级火箭起保护作用。
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飞出大气层后与火箭分离抛弃，以节省发动机能量。
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。
推进剂贮箱：
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。
箱间段：
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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。
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国际通信卫星-Ⅵ：
· 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。
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。
剂贮箱结构
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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。
· 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。
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。
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结构形式有模压铝板、夹层结构板和夹层结构圆柱壳。
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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。
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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。
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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。
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冷分离和热分离两种。
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冷分离——两级火箭先分开，然后上面级发动机点火。
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。
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5.1.3 分离和解锁机构
冷分离：
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：
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。
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，并串联爆炸螺栓用以解锁。
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。
整流罩分离机构
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。
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热分离——上面级发动机先点火，然后再使两级火箭分离。
级间的分离方式
箭体结构的组成：
头部（有效载荷）
头部整流罩
推进剂贮箱
级间段
仪器舱
箱间段
发动机支架
尾段
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头部：
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又称为有效载荷。人造卫星、
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飞船、空间站部段、深空探测器
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等航天器。
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头部整流罩：
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在大气层飞行时承受空气动力
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和气动加热载荷，对有效载荷或
姿态控制方式和运行轨道也是决定结构形式的重要因素。
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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；
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三轴稳定卫星，则采用六面体箱式外形。
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5.2.2 航天器的结构形式
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。
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。
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。
安装发动机并将推力传给推进剂
发动机支架：
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。
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。
固定式天线：
天线结构
太阳电池阵结构
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分为体装式和展开式两种类型。
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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-Ⅵ。
主要特点：
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；
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。
航天器的本体结构
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本体结构的形式主要从使用功能要求出发进行设计；
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尾段：
发动机零、组件安装的支持部件。
贮箱的承力构件。
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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 整体壁板式结方式：
旋转式分离方式：
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头部整流罩由两瓣组成，
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两个半罩之间的纵向分离
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面由多个爆炸螺栓或爆炸
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索连接；
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整流罩下端由滑动铰链与
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箭体连接。
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分离力由安装在不同位置的两组弹簧提供，主弹
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簧组安装在整流罩与箭体结合面附近的罩体内侧，
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辅助弹簧安装在整流罩上端纵向分离面处。
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有效载荷分离机构
减速分离（制动分离）：
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 ：
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；
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；