第1章 绪论
　　1.1 引言
　　飞行器是指任何由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的飞行物，按照其飞行的空域，可分为三类：航空器、航天器、火箭和导弹。在大气层内飞行的飞行器称为航空器，如气球、滑翔机、飞艇、飞机、直升机等。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在地球大气以外宇宙空间（太空）中飞行的飞行器称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等。它们在火箭等运载器的推动下获得必要的速度进入太空，然后主要在引力的作用下完成轨道运动。火箭是以火箭发动机为动力的飞行器，可以在大气层内，也可以在大气层外飞行。如我国的长征系列火箭、美国的土星系列火箭等。导弹是装有战斗部的可控火箭，有主要在大气层外飞行的弹道导弹和装有翼面在大气层内飞行的地空导弹、巡航导弹等。本书主要针对航天专业编写，限于篇幅，涉及的主要对象为航天器、火箭和导弹中的结构。本章主要介绍飞行器结构的基本概念、研制过程以及结构设计的主要工作等内容。
　　1.2 飞行器结构的概念与组成
　　1.2.1 飞行器结构的概念与分类
　　“结构”一词广泛应用于各学科领域。本书所指的结构是指飞行器结构。在不同的教材或参考书中，对某一具体飞行器的结构也有不同的定义，例如，火箭结构是火箭的主体，它将有效载荷、动力装置、控制、安全、外弹道测量等分系统连接成一个完整的整体；导弹结构是用于构成导弹外形、连接和安装弹上各分系统且能承受各种载荷的整体结构；航天器结构是为航天器提供总体构型，为各分系统仪器设备提供支撑，承受和传递载荷，并保持一定的刚度和尺寸稳定性的部件或附件的总称。这些定义的描述语言尽管有一定的差别，但均可归纳为：飞行器结构是将飞行器各分系统连接成一个完整的整体，承受和传递载荷，并能保持一定的刚度和尺寸稳定性的机械系统。
　　飞行器结构按照传递载荷作用的大小，可分为主结构和次结构。主结构是指处于飞行器主传力路径的主承力结构，如卫星的中心承力筒、大型运载火箭的各壳段、固体导弹的发动机壳体等，它们承受飞行器的主要载荷，是保证飞行器强度、刚度和稳定性的主要部件。次结构是指用于支撑飞行器上设备和保持飞行器的外形，由此构成飞行器的整个结构，如某些仪器设备的支架和安装结构等，对于航天器，也可以包括伸展在航天器本体外部的附件结构，如太阳翼、天线等结构。也可以将飞行器结构分为三级，除以上介绍的主结构和次结构外，还有第三级结构，它是指电缆、管路等的细小支架以及电子设备的结构等。
　　当然飞行器结构也可以按照其他方式进行分类。例如，按照结构功能可分为承载结构、密封结构和防热结构等；按照结构形状可分为杆系结构、板结构、壳结构等；按照组成结构的材料可分为金属结构、复合材料结构等。
　　1.2.2 飞行器结构的形式与组成
　　1.火箭与导弹
　　运载火箭按照所用的推进剂可分为固体火箭、液体火箭和固液混合型火箭三种类型。例如，中国的长征三号运载火箭是一种三级液体火箭；长征一号运载火箭则是一种固液混合型的三级火箭，其第一级、第二级是液体火箭，第三级是固体火箭；美国的“飞马座”运载火箭则是一种三级固体火箭。按照级数来分，运载火箭包括单级火箭和多级火箭两种类型，多级火箭又可分为串联型（图1.1（a））、并联型和串并联混合型（图1.1（b））三种。串联型多级火箭的级与级之间连接分离机构简单，但串联后火箭总长较长、火箭的长细比（长度与直径之比）大，给设计带来一定的困难；发射时，这种火箭竖起来后太高，给发射操作带来不便；同时，其上面级的火箭发动机要在高空点火，点火的可靠性差。并联型多级火箭采用横向捆绑连接，连接分离机构稍复杂，但其中间芯级第一级火箭采用横向捆绑的火箭可在地面同时点火，避免了高空点火，点火的可靠性高。导弹结构形式与火箭基本一样，但有效载荷不同，现在导弹为提高机动性和缩短发射时间，多采用固体火箭发动机。
　　图1.1 火箭结构示意图
　　液体火箭结构一般由有效载荷（卫星或其他航天器）、头部整流罩、贮箱及箱间段、仪器舱、级间段、发动机推力结构、尾舱、管路系统等部分组成，需要分离的部位有分离连接装置。
　　有效载荷一般位于火箭的顶端，随着火箭、导弹的种类不同，含义有所不同。例如，运载火箭的有效载荷是人造地球卫星、载人飞船、空间探测器等，弹道式导弹的有效载荷是弹头，有翼式导弹的有效载荷是战斗部，探空火箭的有效载荷是探测仪器、生物实验箭头等。运载火箭和探空火箭的有效载荷一般需要整流罩的保护。整流罩是具有一定刚度的可抛掷薄壁结构，具有良好的气动外形和无线电波穿透性，在大气层内飞行时保护有效载荷，承受气动载荷和热流。贮箱占火箭体积的大部分，除了贮存推进剂，还是火箭的承力结构，主要承受轴向载荷、弯矩和内压力。
　　贮箱一般是薄壁结构，壁厚小于或等于箱体曲率半径的1/20，箱壁结构形式取决于载荷类型。低温推进剂贮箱还需要采取充分的隔热措施，以减少液体蒸发。仪器舱用以安装飞行控制仪器、遥测仪器和热调节设备，承受轴向载荷和弯矩。按所处部位不同，仪器舱有截锥和圆筒两种形式。
　　级间段是多级火箭级间的连接部件，其结构形式与分离方式有关。冷分离方式的级间段采用半硬壳结构；热分离方式的级间段可采用合金钢管焊接成形的杆系结构，便于上面级发动机燃气流顺畅排出；也可采用开有排气舱口的网络结构。
　　发动机推力结构用于安装发动机并把推力传给贮箱的承力构件。它还是发动机零、组件的安装支持部件。大型运载火箭发动机推力结构为杆系结构或半硬壳结构，后者有圆筒形和截锥形两种形式，它们能均匀地传递推力。
　　尾舱位于火箭的尾部，是火箭竖立在发射台上的承力构件，又是发动机的保护罩。当火箭有尾翼时，它是尾翼的支持部件。尾舱上若有发射支点，它还承受轴向载荷和侧风引起的弯矩和剪力。发射支点若在火箭的其他部件上，尾舱则只承受在大气层飞行时的空气动力载荷，所以重量较小。在一些火箭的尾舱上装有4个尾翼，用以增加火箭的静稳定性，改善火箭的稳定控制性能。
　　固体火箭结构与液体火箭类似，差别在于固体火箭没有推进剂贮箱和箱间段，其固体发动机壳体是箭体的组成部分，推进剂装于其内。固体火箭的运动组件较少，结构简单。固体火箭的比冲和燃烧时间有限，在运载能力相同时固体火箭比液体火箭所需级数多。
　　2.航天器
　　航天器任务的多样性决定航天器结构形式的多样性。航天器结构一般分为卫星结构、空间探测器结构、载人飞船结构和航天飞机结构。这里主要介绍卫星结构和载人飞船结构。
　　卫星结构多种多样，早期近地轨道卫星大多为固定式结构。为了增加功能和扩大尺寸，现代卫星大多采用一些可展开式结构，这种结构在发射时藏在运载火箭的有限容积内，到了空间展开成较大的结构。为了达到多用途和提高经济效益的目的，后又发展出公用舱结构。但无论怎么发展，从功能上看，卫星结构大都由承力部件、外壳、安装部件、太阳电池阵和天线等附件结构等组成，如图1.2（a）所示。
　　承力部件与运载火箭相连接，承受发射过程中的推力和弯矩。因而需要有很高的强度和刚度。承力部件有以下几种形式：圆柱（或截锥）壳式中心承力筒、板式平台结构、整体壳式结构、杆系结构等。
　　外壳处于卫星的最外层，形成卫星的外表面，也可兼作承力构件。外壳的形状多种多样，如球形、多面柱形、锥形和各种不规则的多面体等。除维持外形外，外壳还应满足表面积、热控制、卫星内容积、各种表面开孔、空间辐射防护等要求。
　　安装部件的结构形式可以是仪器舱、盘式构件或支架，用于保证仪器设备安装的各种要求，如安装精度、密封性、热控制、防振、防磁等。
　　太阳电池阵结构是安装太阳电池的构件。其结构形式主要有两种：体装式结构和可展开式结构。体装式结构比较简单，直接在航天器本体表面直接粘贴太阳电池片。可展开式结构为太阳电池翼，简称太阳翼。这种结构分为刚性折叠、柔性折叠和柔性卷式三种。刚性折叠式结构由刚性板通过铰链连接而成，以铰链弹簧为动力展开成翼状。柔性折叠式结构由薄膜和折臂式（或望远镜镜筒式）的展开机构组成。柔性卷式结构由薄膜和支杆组成，可用卷筒卷成很小体积，其支杆类似于金属卷尺，靠电机和传动装置展开成具有一定刚度的长直杆。
　　图1.2 航天器结构示意图
　　载人飞船属于需要载人返回地面的航天器，必须具备与再入防热、着陆、救生、生命保障等要求相适应的结构，因此载人飞船与卫星的结构形式有较大区别。早期发射的飞船大多是截锥加上圆柱段，最外面都有防热结构。例如，“阿波罗”号飞船的结构由救生塔、指挥舱、服务舱、登月舱等几大部分组成，如图1.2（b）所示。救生塔是一个桁架式的塔形结构。它的功能是在发射过程出现紧急情况时，使飞船逃离危险区。登月舱是一个极其复杂的特殊结构，供载人登月之用。指挥舱的外形呈圆锥形，是需要返回地面的部分。它的外部由烧蚀材料层和不锈钢蜂窝夹层组成防热外壳。内部是铝蜂窝夹层结构的密封舱体，用多根锻铝纵梁加强，密封舱体为航天员提供可靠的工作环境。服务舱的外壳是一个铝蜂窝夹层的圆柱壳体。舱内有铝合金的径向壁板，用以安装主发动机、燃料和氧化剂箱等设备。载人飞船和返回式卫星在重返大气层时会遇到极高的温度，必须采用特殊的防热结构。
　　1.3 飞行器结构的研制过程
　　飞行器的研制是一个从确定要求开始，直到交付适合发射和使用的飞行器产品为止的过程。飞行器结构的研制，将参与到这整个过程中。飞行器结构的各个研制阶段主要经历设计（包括分析）、制造和试验三个步骤。“设计”是把飞行器系统对结构的要求转化为可实施的具体图样和文件；“制造”是把设计意图转化为实际的产品；“试验”是对某些产品结构进行模拟飞行条件下的地面验证。但由于飞行器的种类不同，各研制部门的情况不同，飞行器结构的研制程序也不完全相同。
　　需要说明的是，结构设计过程中需要进行结构分析，分析为设计提供定量的依据，同时又对设计的结果进行验证。在飞行器结构的研制过程中，设计和分析密切相关，往往要经过从分析到设计，再从设计到分析的多次迭代，才能得到最终的设计结果。因此，广义地说，分析也可认为是设计工作的一个部分，并且有时为了叙述方便，把设计与分析合称为设计。但由于分析工作的专业性、复杂性和重要性，一般与设计工作分开进行。在下述研制过程中也把设计和分析分开表示。
　　1.3.1 火箭、导弹结构的研制过程
　　导弹、火箭的研制过程一般分为论证阶段、方案阶段、工程研制阶段、设计定型阶段和生产定型阶段。其结构系统作为主要分系统，参与各个研制阶段，图1.3给出了导弹结构的研制过程，包括论证、方案、工程研制、设计定型、生产定型等五个阶段。因为论证阶段的主要工作是进行导弹战术技术指标的论证，所以论证工作由使用部门组织进行。设计定型、生产定型阶段的主要工作是进行定型鉴定试验、全面评定导弹性能指标、进行设计定型和生产定型。这三个阶段与导弹的具体研制工作联系不大，所以导弹结构系统的研制，主要是在方案阶段和工程研制阶段进行的。
　　1.方案阶段
　　方案阶段的主要工作是根据总体设计下达的结构设计任务书，首先进行导弹全结构的总体方案设计，完成各部段结构方案设计、部段之间的受力协调以及仪器设备、电缆、管路的安装铺设方案的设计。然后，在进行分析、比较，并确认关键技术可行后，选择出最佳设计方案和试验验证项目。最后，形成方案论证报告和原理样机，原理样机往往是三维模型，通过评审之后，方可进入工程研制阶段。