航天器发射技术中的弹体类型

弹体这一术语的内涵，说法不一。从军事使用和作战目的角度看，有的人把火箭、导弹除去弹头的部分称为弹体；但从学科专业的角度看，则又把动力装置、制导系统、战斗部，或者还可以加上电源与配电系统等称为火箭、导弹的几个不同专业内容的分系统，而把串联这些分系统成为一个完整的总体结构部分称为弹体。本书采用后一种内涵。

火箭和导弹的战斗部、动力装置，以及导弹的制导系统，在前面几小节中都介绍过了。它们确实是火箭、导弹的相对独立的重要组成部分，或者说，它们都堪称独立的分系统，各有各的结构原理，各有各的功能。但要完成火箭、导弹的最终作战任务，必须把它们连成一体，使它们分工协作才行。执行这项结构总成任务的就是弹体。因此，弹体作为火箭、导弹的组成部分，有别于前述其他各个部分，它是火箭、导弹系统的集成者。火箭、导弹总成的好坏对火箭、导弹总体性能的高低具有非常重要的作用。

一般说来，弹体是包含装在其上的弹翼的。但从结构功能和组成来讲，把弹体和弹翼分开叙述较为方便。下面对它们进行分别叙述。

1.功能及技术要求

1）弹体要将前面讲过的各部分加上各种翼面（如果有的话）构成一个整体，亦即靠弹体装配连接它们，这样它才能飞翔自如，完成作战使命。

2）要求弹体保有良好的气动外形及飞行性能，以保证火箭、导弹在飞行中既有稳定性又有机动性。

3）要求弹体为其内部所装的仪表设备创造良好的微环境条件，以保证它们能正常工作，这就要求弹体具有防风、防雨、防沙、防气动加热，以及为了保持内部气压而采取密封的结构等。

4）要求弹体要便于维护使用，以及在运输、发射、飞行过程中进行支撑、吊挂、机动飞行时能承受最严重的有关的外载荷和质量力。为此，火箭、导弹在运输、支撑和飞行中要各有相应的结构和承载能力。

2.受力构件

火箭、导弹在贮存、运输、发射和飞行中所受到的作用力计有轴力、剪力、弯矩和扭矩。图2.28所示是弹体载荷及受力示意。

图2.28　弹体载荷及受力示意

（在弹体对称平面内，翼－身连接归为一点，飞行攻角α＝0，无扭矩作用）

图中，Yw为弹翼升力；Gwny为y向弹翼重量过载；Gwnx为x向弹翼重量过载；Xw为弹翼阻力；P为发动机推力；Yt为尾翼升力；Gtny为y向尾翼重量过载；q为弹身气动分布载荷；qm1为与过载nyCG成正比的质量分布载荷；qm2为与角加速度和给定的弹体截面到弹体重心之间的距离x成正比的质量分布载荷；Q为剪力；M为弯矩。

与上述这些作用力相适应，弹体的受力构件一般包括隔框、桁梁和桁条、蒙皮。桁梁与桁条的区别在于桁梁的断面尺寸较大，形状较复杂，承载能力较强。

1）隔框

隔框的作用是保持弹体的横断面形状，并承受横向载荷。隔框有普通隔框和加强隔框之分，如图2.29所示。

图2.29　隔框的结构

（a）普通隔框；（b）加强隔框

2）桁梁和桁条

它们都是纵向受力构件。桁梁较强，桁条较弱。桁梁的结构如图2.30所示。桁条的断面一般为角型。

图2.30　桁梁的结构

3）蒙皮

顾名思义，它是包蒙在骨架外面以形成弹体光滑外表的金属板壳（早期有布蒙皮，称为蒙布）。它能承受局部气动载荷和弯矩、扭矩产生的轴力和剪力，如图2.31所示，将这些载荷和力传递到骨架上去。蒙皮的类型有薄板蒙皮、整体壁板蒙皮、填料夹层蒙皮和蜂窝夹层蒙皮等，如图2.32所示。

图2.31　蒙皮受力示意

（a）没有力矩的蒙皮；（b）有力矩的蒙皮

图2.32　蒙皮的结构类型

（a）整体壁板蒙皮；（b）填料夹层蒙皮；（c）蜂窝夹层蒙皮

4）隔框、桁梁（条）和蒙皮的连接方式

它们的连接方式有很多种，图2.33所示为几种典型的连接方式。

图2.33　隔框、桁梁（条）和蒙皮的连接方式

3.弹体的典型结构

1）骨架蒙皮式（半硬壳式）弹体

它是由隔框、桁梁（条）作骨架，外蒙蒙皮的一种结构，如图2.34所示。蒙皮与骨架的连接可以采用点焊或铆接。这种结构形式适用于大型火箭与导弹。

图2.34　骨架蒙皮式（半硬壳式）弹体

2）硬壳式弹体

它仅由隔框和蒙皮所组成，如图2.35所示。其蒙皮较厚，可直接承受各种载荷而无须桁梁或桁条。这时，隔框虽依然有横向加强的作用，但多数情况下，它只起舱段之间的连接作用。这种结构易于制造且表面质量好。按其受力特性（弹径大时，其临界应力降低，且不适宜开口）来说，这种结构形式多适用于小型火箭与导弹。

图2.35　硬壳式弹体

3）整体壁板式弹体

它仅用几块整体壁板焊接、连接而成，如图2.36所示。

图2.36　整体壁板式弹体

1—吊挂接头；2—大口盖；3—折返螺栓；4—设备维护口盖；5—大口盖连接孔；6—舱段连接栓；7—加强框；8—弹翼槽口；9—发射支撑架；10—舱体；11—纵向加强筋；12—加强口框；13—横向加强筋

4.弹翼

弹翼有固定翼和操纵翼之分，其主要功能是产生气动力，以平衡、稳定或操纵火箭和导弹。弹翼上还可以装置其他构件，如副翼、操纵机构、无线电天线和曳光管等。

弹翼展向的外载荷及受力图（剪力图、弯矩图和扭矩图）如图2.37所示。

图中，q为展向分布载荷；qair为气动分布载荷；qg为重量分布载荷；Q为剪力；Mb为弯矩；Peng为发动机重量载荷；Mtw为扭矩。

图2.37　弹翼展向的外载荷及受力图

适应这些受力情况，弹翼的受力构件一般包括翼梁、纵墙桁条、翼肋和蒙皮。典型的骨架蒙皮式弹翼如图2.38所示，此外，尚有整体壁板式弹翼、夹层式弹翼等典型形式。(https://www.xing528.com)

图2.38　骨架蒙皮式弹翼

1）翼梁

翼梁是弹翼的主要纵向受力构件，其构造主要有组合式和整体式两种，如图2.38所示。其突缘承受由弯矩产生的轴力，腹板承受剪力。为适应弹翼外形和节省重量的需要，翼梁多设计成等强度变断面梁。

2）纵墙

当翼梁的突缘很弱或者根本没有突缘时，它就演变成一种只有腹板的翼墙，它与蒙皮和翼梁腹板一起组成一种围框结构（参见图2.38）以承受扭矩。在后纵墙上可连接副翼。纵墙一般可用辅助接头连接到弹体上。

3）桁条

桁条用来支撑蒙皮并提高其承载能力，同时将局部气动载荷传递到翼肋上，并帮助翼梁抵抗弯曲（参见图2.38）。

4）翼肋

翼肋用来保证翼剖面形状，并把蒙皮和桁条传给它的局部气动载荷传给翼梁腹板，对蒙皮、桁条和翼梁腹板起支持和加强作用。其结构形式如图2.38所示。加强翼肋能承受和传递较大的集中载荷。

5）蒙皮

蒙皮类同弹体蒙皮，此处不再赘述。

5.弹体机构

1）操纵机构

它是指舵机与操纵元件之间的传动机构。显然，其功能是用舵机带动操纵元件按预定要求偏转，以产生相应的操纵力。

按功能的性质来看，推力矢量控制的有关操纵机构也应归属于此，不过，它一般都是和发动机设计一起完成的，故此处不赘述。下面只简单介绍翼面的操纵机构。

操纵机构按其同时所带动的操纵元件之转动方向的异同来分，有同向操纵机构、差动反向操纵机构和复合操纵机构（既有同向，也有反向）。而所有操纵机构的原动舵机的动作规律都受控于制导系统的控制信息。图2.39所示为复合操纵机构示意。该机构同时装有同动舵机和差动舵机，故分别看去，其机构动作并不难看清。

图2.39　复合操纵机构示意

1—1′舵面；2—2′带摇臂的半轴；3—3′拉杆；4，12—调节拉杆；5，11—调节摇臂；6—同动舵机；7—中心支架；8—叉形摇臂；9—万向接头；10—差动舵机

2）分离机构

分离机构是用来完成火箭、导弹的头体分离和级间分离的，某些大型多弹头战斗部的母弹头整流罩的抛离，也是用分离机构来完成的。总之，凡是在整个飞行过程中，在某飞行阶段上已成为冗重的部分，要想抛掉它都要采用分离机构。从结构功能上来看，可称其为某种特定形式下的“离合器”，是一重要机构分离机构的构造类型，总的来说有纵向分离机构和横向分离机构之分。但对头体分离而言，一般只出现纵向分离，至多出现纵向加横向分离，而很少出现单独横向分离。

（1）头体分离机构。

头体分离一般只出现在大型弹道导弹和宇宙火箭上。它们的头体分离机构一般采用爆炸螺栓、分离弹簧、气压作动筒和分离火箭等。若从头体分离系统来看，可分为弹射式、制动式（图2.40）和组合式等几种。弹射式头体分离系统又有弹簧式、气动式和药筒式等形式。它们都是被装在头体之间、用以产生弹射力而将头部弹离的装置。

图2.40　制动式头体分离系统示意

（2）级间分离机构。

级间分离既包括助推级与主级之间，也包括主级的上面级与下面级或前面级与后面级之间的分离。此外，无论大型导弹与中型导弹，都有纵向分离和横向分离。

图2.41所示为一种中型导弹的横向分离示意。其分离方式是，4个助推器被捆绑在弹体上，当助推器工作完毕、推力消失时，它们在空气阻力的作用下，向后滑动而打开前端的卡接装置。由于每个助推器的头部呈斜锥状，在气动力的作用下，产生一个向外的作用力，使4个助推器向四周张开，并剪断尾部的安装铰链。于是，4个助推器就呈花瓣状飞离弹体。

大型火箭的级间分离另有一些特点。通常有热分离与冷分离两种分离方式。所谓热分离指级间连接件未脱开之前，上面级的发动机先起动点火，而且靠其燃气流把下面级吹开，如图2.42所示。分离过程是，下面级火箭按预定程序关机，推力随之衰减，当减小到一定值时，上面级火箭按预定程序起动，当其推力增加到一定值时，按预定程序引爆级间连接件爆炸螺栓或爆炸索（一种可以断开两级火箭连接结构的环形火药索），使两级火箭在上面级强大的燃气流作用下逐渐分开。

所谓冷分离是指在上面级的辅助加力火箭和下面级的反推火箭以及气动阻力的共同作用下，级间连接件解脱，而且上、下级离开一定距离后，上面级的发动机才点火起动。相对来说，这种分离方式使下面级所受燃气流的冲击比热分离时小得多，自然，所出现的温升也低得多，故以“冷”喻之。

图2.41　中型导弹的横向分离示意

1—第二级导弹；2—助推器

图2.42　级间热分离示意

（a）热分离系统；（b）分离面细部放大　1—上一级尾段；2—发动机喷管；3—级间段；4—燃气流；5—排气口；6—防热罩；7—下一级贮箱前底

6.气动加热

航空、航天高速飞行器的气动加热和辐射加热问题是火箭、导弹和航天器设计中必须予以妥善解决的严重问题之一。在飞行器的前端和翼前缘是气动加热最严重的地方。当导弹弹头以Ma＝20的速度再入大气层时（射程在6 000 km以上的导弹就会出现这种情况），在弹头表面及其周围的空气会产生高温、高压和高热流等现象，最高温度可达7 000～11 000℃，驻点压力超过10 MPa，热流高达4×107 W／m2。因此，头和弹翼前缘必须采取相应的热防护措施。这些措施包括：迎风外形的优化设计、结构的隔热（图2.43）、在结构设计上采用吸热屏蔽系统等。

7.火箭、导弹的研制流程

火箭、导弹的研制是各分系统研制人员在总设计师组的管理下通力协作、往复渐进的过程。在本小节介绍它，是因为弹体在整个设计过程中，客观上起着综合协调的作用。导弹研制的主要阶段如图2.44所示。无控火箭的研制，除没有制导系统外，其余环节基本如图2.44所示。

图2.43　航天飞机及其隔热瓦

（a）航天飞机；（b）隔热瓦结构

图2.44　导弹研制的主要阶段

1）拟定战术技术要求

战术技术要求是进行导弹研制工作的最根本的原始数据。它包括战术要求、技术经济要求和使用维护要求等。

2）草图设计（概念性、方案性设计）

草图设计的内容包括图2.44所示的各个部分。在设计过程中所出现的各方面的问题都要各方紧密配合，协同工作。

3）技术设计（详细设计）

它是草图设计的进一步细化，并配合有一系列试验。

4）试制样机

生产少量样机，供飞行试验用。

5）靶场飞行试验

按飞行试验大纲进行，而大纲的拟订原则是，在试验的每一阶段都要检验被指定的某部件或某一组部件是否合格，只有上一阶段的试验合格，才能进行下一阶段的试验，步步为营。阶段的多少，要依据具体情况而定。