第五章 飞行器的构造
本章介绍飞行器的构造，这里所说的飞行器构造不包括动力装置和机载设备，只是飞行器机体结构。不同的飞行器机体的构成不同：对于飞机来说，机体包括机翼、机身、尾翼、起落架等；对于导弹来说，包括弹翼、弹身、舵面等；对于人造地球卫星来说，包括壳体、太阳能电池板等。
5.1 对飞行器结构的一般要求和常用的结构材料
5．1．1 对飞行器结构的一般要求
不同的飞行器根据使用要求的差别，在结构上也有较大的不同。但是飞行器结构的作用是相同的，就像房屋的骨架一样，结构组成了飞行器的各个部分的支撑构架，又将飞行器各个部分连成一个整体。所谓飞行器结构就是飞行器各受力部件和支撑构件的总称。结构要承受内部载重、动力装置和外部空气动力引起的载荷，装载内部人员和设备，并提供人员和设备的工作空间。
由于飞行器各部分的功用不同，因此对每个部分的要求也不同，其结构上也有各自的特点，但它们又都是某一整体的组成部分，也有许多共同的地方。因此飞行器结构应满足以下共同的基本要求。
1．空气动力要求
飞行器结构满足飞行性能所要求的气动外形和
表
关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf
面质量。飞行器的气动外形主要是根据飞行性能要求和飞行品质要求决定的。如果飞行器结构达不到必要的空气动力要求，将导致飞行阻力增加、升力减小、飞行品质变坏。不仅航空器要满足空气动力要求，而且穿过大气层飞行的导弹和航天器(如弹道导弹、运载火箭、返回式卫星和航天飞机等)也要满足空气动力要求。
2．重量和强度、刚度要求
在满足一定的强度、刚度和寿命的条件下，要求飞行器的结构重量越轻越好。强度是指结构承受载荷时抵抗破坏的能力。刚度是指结构在载荷作用下抵抗变形的能力。强度不够会引起结构破坏，刚度不足不仅会因变形过大，破坏气动外形的准确性，还会在一定速度条件下发生危险的颤振现象。寿命是指从开始使用到报废的时间。增加强度、刚度和寿命都会增加结构重量，在总重量不变的情况下，结构重量增加就意味着有效载重妁减少，或飞行性能的下降。
3．使用维护要求
飞行器结构要求使用方便，便于检查、维护和修理，使用过程中要安全可靠，易于运输、储存和保管。
4．工艺和经济性要求
在一定的生产条件下，飞行器结构要求工艺简单，制造方便，生产周期短、成本低。
5.1.2 飞行器结构采用的主要材料
飞行器设计过程中为了减轻结构重量，除了采用合理的结构形式之外，非常有效的方法是选用强度、刚度大而重量轻的材料。通常用相对参数表示材料的强度和刚度，即比强度和比刚度。
比强度：抗拉强度( INCLUDEPICTURE "http://222.90.73.50:8080/skills/portal/displayItem/71781/第5章.files/image001.gif" \* MERGEFORMATINET
)／密度()
比刚度：弹性模量(E)／密度()
在选用结构材料时，应尽量采用比强度和比刚度大的材料。其次，根据不同的飞行和环境条件，要求材料具有一定的耐高温和耐低温性能，要具有良好的抗老化和耐腐蚀能力，要具有足够的断裂韧性和良好的抗疲劳性能。另外材料还要具有良好的加工性能，资源丰富，价格低廉。常用于航空航天领域的结构材料有如下几类。
1．铝镁合金类
有色金属中铝合金在航空航天中应用最为广泛，主要是铝合金有较高的比强度和比刚度 (密度约2．8g／cm约为钢的1／3，强度约为普通钢的1／2)，具有良好的耐腐蚀性和低温性能并且价格低廉。镁合金密度更小(1．75～1．9 g／cm)，其比强度和比刚度与铝合金和合金钢相当。镁合金的机械加工性能优良，但耐腐蚀性较差，适合用于制造承力较小，壁厚较大的零件。
2．合金钢类
合金钢主要包括高强度的结构钢和耐高温耐腐蚀的不锈钢。高强度合金钢具有较高的比强度、工艺简单、性能稳定、价格低廉，适合于制造承受大载荷的接头、起落架和机翼大梁等构件。不锈钢具有良好的耐腐蚀性和耐低温性，可以制造存放液氢、液氧的容器。耐高温的不锈钢还是制造发动机的主要材料。由于不锈钢中合金含量较高，因此价格也比结构钢高得多。
钛合金的密度较小(4．5 g／cm)强度接近于合金钢，因此具有较高的比强度。钛合金具有较高的耐热性，工作温度可达400℃～550℃，在该温度下的比强度明显优于耐热不锈钢。另外它在潮湿的大气和海水中的耐腐蚀性也优于不锈钢。钛合金的主要问题是加工成型困难，目前价格比较昂贵。
3．复合材料
复合材料是由两种或多种材料复合而成的多相材料。复合材料中起增强作用的材料称增强体，起粘接作用的材料称为基体。一般增强体为高强度的纤维材料，主要有玻璃纤维、芳纶纤维、硼纤维、碳纤维和石墨纤维等，基体材料则是具有一定韧性的树脂，主要有环氧树脂、聚酰亚胺树脂以及铝合金和钛合金等。复合材料的密度低，比强度、比刚度很高，抗疲劳性能、减震性能和工艺成型性能都很好。不同基体材料的复合材料耐热性能有所不同，采用钛合金基
体材料，使用温度可达500℃～600℃外它在潮湿的大气和海水中的耐腐蚀性也优于不锈钢。钛合金的主要问题是加工成型困难，
目前价格比较昂贵。
3．复合材料
复合材料是由两种或多种材料复合而成的多相材料。复合材料中起增强作用的材料称增强体，起粘接作用的材料称为基体。一般增强体为高强度的纤维材料，主要有玻璃纤维、芳纶纤维、硼纤维、碳纤维和石墨纤维等，基体材料则是具有一定韧性的树脂，主要有环氧树脂、聚酰亚胺树脂以及铝合金和钛合金等。复合材料的密度低，比强度、比刚度很高，抗疲劳性能、减震性能和工艺成型性能都很好。不同基体材料的复合材料耐热性能有所不同，采用钛合金基体材料，使用温度可达500℃～600℃。
玻璃纤维增强塑料(俗称“玻璃钢”)是在民用方面使用较为普遍的复合材料，其比强度约为铝合金的3倍，但相对刚度较低，约为铝合金的50％，因此在航空航天领域的应用受到了限制。凯芙拉(Kevlar)一49复合材料，是以凯芙拉一49纤维(一种芳纶纤维)作为增强体，树脂作为基体的复合材料，其比强度约为强度较高的S玻璃钢的1．8倍，刚度约为玻璃钢的2倍用它制造的固体火箭发动机壳体比S玻璃钢轻35％以上。石墨—环氧复合材料，是以石墨纤维作增强体以环氧树脂作基体的复合材料。它的比强度超过凯芙拉—49，刚度约为凯芙拉的2倍，用它制造固体火箭发动机壳体又比凯芙拉一49复合材料轻20％～30％。
陶瓷基复合材料是以陶瓷为基体的复合材料。常用的增强材料有碳化硅、氮化硅、氧化铝纤维等。基体与增强材料均有低密度、高强度、高刚度、耐腐蚀、耐高温等特性。陶瓷基复合材料在800～1 650℃有良好的力学性能。
碳一碳复合材料是以碳纤维增强碳基体的复合材料。将碳纤维预制件反复浸渍合成树脂后，经高温碳化制成，或用碳氧化合物化学沉积制成。在1 000~(2～2 000~C的高温下碳一碳复合材料仍有相当高的强度和韧性，其耐热性远高与其他任何高温合金。此外，它的热膨胀系数低(只有金属的1／10～1／5)，导热性能良好，摩擦特性优异。可用于制造再人大气层的头锥及飞机刹车盘等，其寿命是钢烧结材料刹车盘的6～7倍。
由于复合材料有着非常优越的性能，航空、航天飞行器的结构将越来越多地采用复合材料，21世纪会是复合材料大显身手的时代。 ：。
5.2 航空器的构造
5.2.1 气球和飞艇的基本构造
气球和飞艇都属于轻于空气的飞行器，它们分为载人和不载人两种。从航空器的发展来看，是先有气球、飞艇，而后出现了飞机。真正作为飞行器的气球，目前主要有两类：一是氢气 231外它在潮湿的大气和海水中的耐腐蚀性也优于不锈钢。钛合金的主要问题是加工成型困难，目前价格比较昂贵。
3．复合材料
复合材料是由两种或多种材料复合而成的多相材料。复合材料中起增强作用的材料称增强体，起粘接作用的材料称为基体。一般增强体为高强度的纤维材料，主要有玻璃纤维、芳纶纤维、硼纤维、碳纤维和石墨纤维等，基体材料则是具有一定韧性的树脂，主要有环氧树脂、聚酰亚胺树脂以及铝合金和钛合金等。复合材料的密度低，比强度、比刚度很高，抗疲劳性能、减震性能和工艺成型性能都很好。不同基体材料的复合材料耐热性能有所不同，采用钛合金基体材料，使用温度可达500外它在潮湿的大气和海水中的耐腐蚀性也优于不锈钢。钛合金的主要问题是加工成型困难，目前价格比较昂贵。
3．复合材料
复合材料是由两种或多种材料复合而成的多相材料。复合材料中起增强作用的材料称增强体，起粘接作用的材料称为基体。一般增强体为高强度的纤维材料，主要有玻璃纤维、芳纶纤维、硼纤维、碳纤维和石墨纤维等，基体材料则是具有一定韧性的树脂，主要有环氧树脂、聚酰亚胺树脂以及铝合金和钛合金等。复合材料的密度低，比强度、比刚度很高，抗疲劳性能、减震性能和工艺成型性能都很好。不同基体材料的复合材料耐热性能有所不同，采用钛合金基体材料，使用温度可达500℃～600℃。
玻璃纤维增强塑料(俗称“玻璃钢”)是在民用方面使用较为普遍的复合材料，其比强度约为铝合金的3倍，但相对刚度较低，约为铝合金的50％，因此在航空航天领域的应用受到了限制。凯芙拉(Kevlar)一49复合材料，是以凯芙拉一49纤维(一种芳纶纤维)作为增强体，树脂作为基体的复合材料，其比强度约为强度较高的S玻璃钢的1．8倍，刚度约为玻璃钢的2倍，用它制造的固体火箭发动机壳体比S玻璃钢轻35％以上。石墨—环氧复合材料，是以石墨纤维作增强体以环氧树脂作基体的复合材料。它的比强度超过凯芙拉—49，刚度约为凯芙拉的2倍，用它制造固体火箭发动机壳体又比凯芙拉一49复合材料轻20％～30％。
陶瓷基复合材料是以陶瓷为基体的复合材料。常用的增强材料有碳化硅、氮化硅、氧化铝纤维等。基体与增强材料均有低密度、高强度、高刚度、耐腐蚀、耐高温等特性。陶瓷基复合材料在800℃～1 650℃有良好的力学性能。
碳一碳复合材料是以碳纤维增强碳基体的复合材料。将碳纤维预制件反复浸渍合成树脂后，经高温碳化制成，或用碳氧化合物化学沉积制成。在1 000℃～2 000℃的高温下碳一碳复合材料仍有相当高的强度和韧性，其耐热性远高与其他任何高温合金。此外，它的热膨胀系数低(只有金属的1／10～1／5)，导热性能良好，摩擦特性优异。可用于制造再人大气层的头锥及飞机刹车盘等，其寿命是钢烧结材料刹车盘的6～7倍。
由于复合材料有着非常优越的性能，航空、航天飞行器的结构将越来越多地采用复合材料，21世纪会是复合材料大显身手的时代。
5．2 航空器的构造
5．2．1 气球和飞艇的基本构造
气球和飞艇都属于轻于空气的飞行器，它们分为载人和不载人两种。从航空器的发展来看，是先有气球、飞艇，而后出现了飞机。真正作为飞行器的气球，目前主要有两类：一是氢气球，它是不载人的，主要作为高空探测使用，如大气环境监测、了射线探测等；另一种是热气球，主要用于体育运动、广告庆典等活动，大多数热气球是载人的。另外还有少量的载人充氦动力气球。飞艇是在气球的基础上增加了动力装置和气动舵面，可以进行有动力飞行和方向控制。早期的飞艇采用氢气做为浮力气体，因为氢气具有易燃易爆的特点，非常危险，出于安全的原因，现已被惰性气体——氦气所取代。氦气飞艇主要用于运输、吊装、观光、环境监测、空中预警等用途。在运输方面它有运输成本低，安全可靠等优点。在军事应用方面，由于气囊材料是非金属的，雷达反射很小，所以作为空中预警有其独到之处。与热气球类似也有采用热空气作为浮力气体的飞艇——热气飞艇，主要用于飞行运动和广告宣传。
1．气球的构造
(1)氢气球的构造如图5—1所示。球面材料是由塑料薄膜制成，气球下面连有吊篮，用于装载探测设备和仪器，吊篮内有压舱物，作为控制气球升降之用；气球顶部有放气装置。在地面时由于大气的压力，气球体积较小，如图5—1(a)所示。随着高度的升高，大气压力逐渐减小，气球的体积逐渐增大，如图5—1(b)所示，当氢气体积膨胀到超过球体体积时，氢气从下 部放气口溢出，直至达到平衡高度。这种气球称为零压差式气球。氢气球一般飞行高度在30～40km，其升限体积可达10～310
INCLUDEPICTURE "http://222.90.73.50:8080/skills/portal/displayItem/71781/第5章.files/image004.gif" \* MERGEFORMATINET m，，甚至更大。在某一高度上浮力和重力达到平衡，则气球维持高度不变，并利用高空大气环流飞行。在高空不同的高度的大气风向是不同的，通过放出氢气或抛掉压舱物使气球下降或上升，气球可按照预先
计划
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的飞行路线飞行。任务完成后，通过遥控装置将气球与吊篮的连接缆绳切断，气球上升后破裂，掉落地面。吊篮用降落伞回收，取回实验探测设备和试验仪器。
图5-1探空氢气球
(2)热气球的构造如图5—2所示。现代热气球球面材料是由高强度尼龙绸经涂敷气密涂料制成。气球下面系有吊篮，装载人员、加热燃料和加热设备。热气球顾名思义是利用热空气比空气轻的原理，在大气中产生浮力飞行的。热空气是通过装在吊篮上部的丙烷燃烧器加热产生的。热气球的下部是敞开的，燃烧器打开空气被加热，热气球内平均温度增加，热气球上升。球内相对冷却的空气和燃烧的废气由下部排出。在气球顶部有放气窗口，可从由人力拉动操纵绳打开窗口，放出热气，使热气球下降。由于气球要向外散热，因此要维持飞行高度，必须进行间歇式加热。热气球飞行员利用不同高度风向的差别或不同地形对气流的影响，操纵控制气球飞行，但总的飞行方向是顺风飞行。
图5-2热气球
2．飞艇的构造
气球只能依靠自然界的风力顺风飞行，而飞艇是由发动机提供前进动力的轻于空气的航空器。飞艇根据构形不同可分为：纯浮力式、浮力和气动升力混合式以及浮力和旋翼混合式三种类型。
纯浮力式飞艇的全部浮力由其上部充人氦气的气囊产生。气囊下部带有吊舱，吊舱上装有使飞艇前进的发动机。气囊尾部装有硬式的呈十字形分布的水平安定面和垂直安定面，安定面后有升降舵和方向舵，如图5—3所示。
图5-3纯浮力式飞艇 图5-4浮力和气动升力混合式飞艇
浮力和气动升力混合式，是除了气囊产生浮力外，飞艇还带有类似飞机机翼的升力面，如图5—4所示。在飞行中依靠前进速度产生部分升力。通常这类飞艇可以在较大载荷下获得较高的飞行高度。 图5—3 纯浮力式飞艇 图5—4 浮力和气动升力混合式飞艇浮力和旋翼组合式飞艇，是将气囊和类似于直升机的旋翼组合起来产生升力，或直接在气囊下装几架直升机，如图5—5所示。这种飞艇有非常大的载重量，可以用来吊装重物，其起吊从结构形式上看，飞艇有软式、半硬式和硬式三种形式的差别主要在于气囊的构造。
图5-5浮力和旋翼混合式飞艇
硬式飞艇是在金属骨架上蒙以气密型的织物(如多 层涂胶尼龙绸)构成气囊。这种飞艇气囊外形维持好，头部承压大，飞行速度较高，气囊重量大，体积大。例如 1931年9月23日首飞的由美国海军建造的大型硬式飞艇阿克伦号(AKRon)，其气囊长度239 m，容积达 184 080 m。如图5—6所示英国的“巨型起重机”混合式氦气飞艇方案就是一个庞然大物，在载180 t货物后，能以330 km／h的速度飞行16 000 km。图中表示了它与航天飞机大小的比较。
图5-6巨型飞艇和航天飞机
软式飞艇没有金属骨架，全部用织物制成气囊，用绳索连接吊舱。这种形式的飞艇一般体积较小，飞行速度较高时需要有较大的内外压差。有些飞艇为提高气囊抗风能力，增加飞行速度，在气囊头部装有锥形支撑件。有些软式飞艇的材料是透明的，在其内部安装灯光，夜间飞行时色彩鲜艳，通体透亮，是很好的广告载体。
半硬式界于软式和硬式之间，在气囊头部气动载荷较大部位和气囊尾部安装舵面部位采用硬式骨架，其余部分是软式气囊。
气飞艇的气囊内，前后有两个充人空气的副气囊，如图5—7所示，当改变前后副气囊的体积时，浮力中心改变，就可以进行飞艇的俯仰姿态控制。将前副气囊中空气抽向后气囊时，氦气被挤向前部，使前部浮力增加，飞艇抬头。反之将后副气囊的空气抽向前副气囊则飞艇低头。同时增大或减小副气囊的体积可使氦气部分减小或增大，整个气囊的浮力就会减小 或增大，用以操纵飞艇升降。也有一些飞艇没有前后副气囊，升降操纵是利用升降舵操纵的。当然也可以同时操纵副气囊和升降舵，操纵效果更好。副气囊操纵缓慢，设备复杂，但操纵力 矩大，通常用于大型硬式飞艇。而升降舵操纵灵敏，但操纵力矩小，这种类型多用于小型飞艇。
飞艇的航向操纵与飞机相同，是利用尾部的方向舵操纵。矩大，通常用于大型硬式飞艇。而升降舵操纵灵敏，但操纵力矩小，这种类型多用于小型飞艇。氦气飞艇的航向操纵与飞机相同，是利用尾部的方向舵操纵的。
图5-7软式氦气飞艇构造
热气飞艇都是软式飞艇，气囊材料与热气球相同，加热系统也与热气球相同。由于热气飞 艇是软式飞艇，要维持气囊的流线型，必须有一定的内压。它不像热气球那样下部是开敞的，吊舱与气囊的连接是密封的，吊舱顶部有增压风扇给气囊增压并补充新鲜空气。热气飞艇的内压比软式氦气飞艇小，飞行速度也小，最大只有30～40 km／h。一般热气飞艇的安定面和舵 面都是软式的，并且只有方向舵而没有升降舵。升降操纵是通过控制热空气的加热程度实现 的。加热多则上升，下降可以等待气体冷却或操纵顶部的放气口放气。
作为体育运动，目前每两年举办一届热气球和热气飞艇世界锦标赛。
5.2.2 飞机的基本构造
飞机是飞行器家族的大家庭，数量和种类都居首位。常规型飞机由机身、机翼、尾翼、起落 架、动力装置等五大部件组成，通过机载设备、燃油系统、电气系统、操纵系统等必要的系统构成飞机的全部。对于一些特殊的飞机会省略某些部件，如滑翔机没有动力装置，无尾布局的歼 击机没有水平尾翼，一些无人驾驶飞机没有起落架等等。
动力装置在第3章已经介绍过了，本章介绍机翼、尾翼、机身和起落装置。
1．机翼和尾翼的基本构造
机翼的功用主要是提供升力，与尾翼一起形成良好的稳定性和操纵性。另外在机翼内部 可以装载燃油、设备、武器，在机翼上可以安装起落架、发动机、悬挂导弹、副油箱及其他外挂设备。
(1)飞行过程中作用在机翼上的外载荷
(a)分布载荷：它们包括空气动力和自身质量力(重力和惯性力)。如图5—8所示，ql为气 动力沿翼展方向的分布，g：为质量力沿翼展方向的分布。
(b)集中载荷：它们是由其他部件通过接头传给机翼结构的，因其一般集中作用在个别的 连接点上而称为集中载荷。如图5—8所示，其中的发动机传给机翼的质量力G和拉力P。
以上这些载荷综合起来，使机翼结构上承受弯矩M、剪力Q和扭距丁三种形式的力，如图 5—9所示。
图5-8机翼上的外载荷
图5-9机翼上弯矩M、剪力Q和扭矩T
(2)机翼的主要受力构件
机翼的基本受力构件包括纵向(沿翼展方向)骨架、横向(沿气流方向或垂直于翼梁方向) 骨架和蒙皮。纵向骨架有翼梁、纵墙和桁条，横向骨架有普通翼肋和加强翼肋，其整体布置如图5—17所示。
(a)翼梁：最强有力的纵向构件，它承受大部分弯矩和剪力，在机翼根部与机身用固定连接接头连接。如图5—10所示是一种组合式工字形翼梁，它由较大的上下凸缘和腹板三部分组成，上下凸缘以拉压形式承受弯矩，机翼越厚上下凸缘的距离越远，凸缘中的轴向拉压力就越小；腹板用来承受垂直于梁的剪力，为了提高承受载荷的能力，用一些立柱来加强腹板。有用铝合金或合金钢整体锻造而成的整体翼梁，如图5—11所示。
图5-10 组合式翼梁 图5-11 整体锻造式翼梁
(b)纵墙：结构与翼梁差不多，它主要承受剪力，相对翼梁而言承受弯矩很小或根本不承受弯矩。它的凸缘较小，在机翼根部与机身用较弱的固定接头或用铰链接头连接。
(c)桁条：主要用于支撑蒙皮，提高蒙皮的承载能力，将蒙皮的气动力传递给翼肋。桁条顺展向布置，固定在翼肋上。桁条用板材弯制或是用挤压型材。为了便于与蒙皮连接，而制成所图5—12所示各种剖面形状。
(d)普通翼肋和加强翼肋。翼肋是横向受力骨架，用来支撑蒙皮，维持机翼的剖面形状。在有集中载荷的地方(如安装发动机、起落架等)，普通翼肋得到加强而成为加强翼肋。为了减轻重量和内部零件通过，翼肋上开有减轻孑L。为了与蒙皮连接及自身受力，翼肋上下有类似翼梁的凸缘的缘边。翼肋可以是由板材弯制而成的腹板式，如图5—13所示，也可以是组合式的，如图5—14所示。
图5-12 各种桁条
图5-13腹板式翼肋 图5-14桁架式翼肋
(e)蒙皮：主要功用是承受局部气动载荷，形成和维持机翼的气动外形，同时参与承受机翼的剪力、弯矩和扭距。蒙皮与翼梁及纵墙的腹板形成盒状封闭剖面，以承受扭矩。为了理解 封闭剖面为何可以承受扭矩，我们可以作一个简单的试验，取两个完全相同的硬纸筒，将其中 个沿纵向剪开一个长缝，如图5—15所示。用两手握住筒的两端，各施加方向相反的扭矩，就会发现未开缝的纸筒扭不动，而开缝的纸筒很容易就可扭动，这说明封闭的剖面具有较大的转刚度。同样，机翼也是利用上下蒙皮和翼梁及纵墙的腹板形成的封闭盒段，有着很大的扭 转刚度，来承受外载荷引起的扭矩，如图5—16所示。
图5-15薄壁筒受扭 图5-16机翼受力盒段示意图
(3)机翼的典型构造形式
机翼构造形式很多，它的发展是随着飞行速度的提高而变化的，其主要有蒙皮骨架式、整 体壁板式和夹层式三种典型类型。实际飞机的机翼构造形式可以是以上三种典型形式，也可以是几种类型的组合或介于典型形式之间的过渡形式。
(a)蒙皮骨架式机翼又称薄壁构造机翼，它可按翼梁的数目不同分为单梁式、双梁式和多梁 机翼。如图5—17所示是一个单梁式机翼，双梁式和多梁式机翼的构造与之类似。梁式机翼的特点是蒙皮较薄，桁条较少，弯矩主要是由翼梁来承受。随着飞行速度的提高，局部气动载荷加大，为保持蒙皮的强度和刚度，需要增加蒙皮厚度和桁条数量。由厚蒙皮和桁条组成的壁板已经能够承担大部分弯矩，因而梁的凸缘可以减弱，直至变为纵墙，于是发展成单块式机翼。
(b)整体壁板式机翼是将蒙皮与纵向骨架、横向骨架合并成上下两块整体壁板如图5—18所示，然后用铆接或螺接连接起来。上下壁板一般是用整体材料，用锻造或化学加工等方法制造而成的。这种机翼的特点是强度大、刚性好，接缝少，表面光滑，气动外形好，零件少，装配容易。这种形式对使用机翼整体油箱有利，它能有效地利用机翼内部空间。整体壁板结构除了用金属材料外，也很适合于用复合材料制造。
很适合于用复合材料制造。
图5-17蒙皮骨架式机翼的构造 图5-18整体壁板式机翼
(c)夹层式机翼主要是以夹层壁板做蒙皮，甚至纵墙和翼肋也是用夹层材料制造，如 图5—19所示。夹层壁板依靠内外层面板承受载荷，很轻的夹芯对它们起支持作用。与同样重量的单层蒙皮相比，夹芯蒙皮的强度大、刚度大，能承受较大的局部气动载荷，并有良好的气动外形。上下面板可用金属材料，也可用复合材料制造。内部一般采用蜂窝夹层或泡沫塑料夹层，如图5—19(a)(b)所示。夹层材料中充满空气和绝热材料，可以起到良好的隔热作用，能较好地保护其内部设备。如图5—20所示为蜂窝夹层机翼的构造，它的纵墙和翼肋都是用蜂窝夹芯板制成。当翼面高度较小时可采用全高度填充的实心夹层结构。如图5—2l所示为泡沫实心夹层机翼的构造，这种结构的受力构件少，构造简单，通常用在较小的机翼、尾翼或舵面等部件上。
飞机的尾翼与舵面的构造与机翼相似，只是尺寸和受力都较小而已，这里不再叙述。某些机翼和尾翼根据需要会采用两种结构形式。如美国的U—2高空无人侦察机的机翼，该机翼分内外两段，为了便于维修更换，内外段之间采用可拆卸方式连接；其内段采用蒙皮骨架式类型中的单块式，并作为机翼整体油箱；外段由于厚度较小，而采用铝合金蜂窝实心夹层结构。又如我国的歼8飞机的全动平尾，其前缘部分采用整体壁板式的结构，而后缘部分则是铝合金蜂窝实心夹层结构。
图5-19夹层式蒙皮
图5-20蜂窝夹层
图5-21实心夹层式机翼的构造
2．机身的基本构造
机身的作用是装载人员、货物、设备、燃油等物品，同时固定机翼、尾翼、起落架等部件使之连成一个整体。机身横截面以圆形为最好。但为满足其他要求(如安装发动机、保证良好的视界、隐身等)，往往不得不采用椭圆形、卵形以及其他各种各样的形状。一架飞机的机身可分为若干段，根据需要每段的横截面形状可以不相同，一段的形状逐渐过渡到另一段。
机身的结构形式与机翼类似，也可分为蒙皮骨架式、整体壁板式和夹层式，如图5—22，5—23，5—24所示。与机翼对比，其区别是：梁式机身的梁本身没有腹板，它是利用机身蒙皮当作它的腹板来承受载荷的，因其又像桁条而称为桁梁，只是比桁条粗大许多；维持横截面形状的称为隔框(机翼中称翼肋)；其他构件的名称和受力作用与机翼基本相同，这里不再重复。
图5-22 蒙皮骨架式跻身 图5-23整体壁板式跻身
图5-24 夹层式机身
3．起落装置
飞机起落装置的功用是提供飞机起飞、着陆和地面停放之用。它可以吸收着陆冲击能量，减小冲击载荷，改善滑行性能。
飞机的起落装置多种多样，如许多飞机使用的机轮式起落架如图5—25(a)所示，直升机和供飞机在雪地起降用的滑撬式起落架如图5—25(b)所示，水上飞机使用的浮筒式起落架如图5—25(c)所示，另外一些特殊飞机使用的起落装置，如无人驾驶飞机的滑轨弹射器等。某些飞机带有两种起落装置，如水陆两用飞机既有在水上起降的浮筒，也有在陆地上使用的轮式起落架。有些飞机的起飞装置和着陆装置是不同的，如有些无人驾驶飞机用滑轨弹射起飞，但使用降落伞降落。本节介绍使用最广泛的轮式起落架。
(1)典型的起落架组成
典型的起落架由减震器、支柱、机轮和刹车装置以及收放机构等部件组成，如图5—26所示。
图5-25起落架的种类
图5-26起落架的组成
(a)减震器：作用是吸收着陆和滑跑时的冲击能量，减小冲击载荷。减小载荷有利于减轻结构重量，改善乘坐品质。
(b)支柱：用来承受地面各个方向的载荷并作为安装机轮的支撑部件。为了充分利用构件，减轻重量，减震器和支柱可以合二为一。
(c)机轮：用于满足地面运动，并有一定的减震作用。刹车装置安装在机轮上，以减小着陆滑跑距离，同时利用左右机轮不同的刹车力可以使飞机在地面转弯，提高地面机动性。
现代大型飞机的起飞质量达300t以上，为减小机轮对跑道的压力，也为了减小收藏起落架的空间，在一个起落架上安装两个以上的机轮，超大型飞机甚至采用四到八个机轮。
(d)收放机构：用于起落架的收起和放下。飞行时收起起落架以减小阻力，着陆前放下起落架，收放机构同时用于固定支柱，使支柱与机体成为一个整体受力的构件，而不是一个可改变形状的机构。
(2)落架在飞机上的布置形式
起落架在飞机上的布置一般为三点方式，根据主轮相对重心的位置不同起落架有三种布置型式。
(a)后三点式：在飞机重心前并排安置两个主轮，在飞机尾部有一个较小的尾轮，如图5—27(a)所示。 (b)前三点式：在飞机重心后并排安置两个主轮，在飞机前部有一个前轮，如5—27(b)所示。
(c)自行车式：两个主轮分别布置在机身下重心前后，为防止地面停放时倾倒，另有两个辅助小轮对称安装在机翼下面，如图5—27(c)所示。
20世纪40年代中叶以前，后三点式起落架在装有活塞发动机的飞机上曾得到广泛应用。它的优点是：在飞机上易于安装尾轮，结构简单，尺寸、重量都较小；着陆滑跑时迎角大，可利用较大的阻力来进行减速，缩短滑跑距离。其缺点是在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强力刹车时，容易发生倒立；速度较大时着陆容易跳起，造成低空失速；滑跑过程中方向稳定性差；起飞滑跑时机身仰起，飞行员视界不好。
20世纪40年代后，前三点式起落架得到广泛应用。它的主要优点是：前轮远离飞机重心，允许强力制动而无倒立危险，因此能有效地缩短着陆滑跑距离；飞机滑跑方向稳定性好，起飞着陆容易操纵；机身轴线与地面基本水平，可避免喷气发动机的燃气烧坏跑道；飞行员视界好。其缺点是：前起落架承受的载荷大，构造复杂。尺寸大，重量大；前轮会产生摆振现象，因此要有防止摆振的措施。
图5-27飞机起落架的布置形式
自行车式起落架主要用于不宜布置三点式起落架的—屯机上，如上单翼的轰炸机，起落架无法安装在机翼上，而机身中部有炸弹舱口，起落架不能布置在重心附近，因而采用自行车式。自行车式由于没有左右主轮，因此不能采用主轮刹车方式转弯．在前轮需加装转弯操纵装置，使得结构重量加大。由于前轮离重心相对较近，承受载荷较大，起飞时不易离地，常采用伸长前起落架支柱或缩短后起落架支柱的方法来增大迎角帮助起飞。
对于重型飞机，为了减小对跑道的压力，同时也为了分散对机体过大的集中载荷，在前三点式的基础上采用多轮多支柱式起落架，如图5—28所示为美国C—5A运输机的支柱布置和机轮安排方式，它共有四个主起落架，每个主起落架上有6个机轮如图5—29所示，与前起落架一起共有28个机轮。
(3)改善起降性能的装置
对于战斗机或特殊需要的飞机，需要采用辅助装置帮助飞机起飞和着陆。帮助起飞的装置有以下几种。
图5-28起落架布置 图5-29C5-A主起落架
(a)起飞火箭加速器：其本身是一个或几个固体火箭发动机(又称助推火箭)，它通常挂在机翼或机身下面，如图5—30所示。它能产生较大的推力，大大缩短飞机起飞距离。有些无人驾驶飞机没有起落架，就是靠火箭助推起飞，然后使用机上发动机继续飞行。助推火箭工作时间很短，工作完毕后即可抛掉。
(b)起飞弹射器：在长约300m的航空母舰甲板上，一般的舰载飞机是很难靠自身的发动机起飞的，常用蒸汽弹射装置帮助起飞。该装置主要是利用船上的高压蒸汽推动蒸汽动作筒的活塞，活塞上的牵引钩牵引飞机，加大飞机的起飞推力，使飞机迅速达到起飞速度离开甲板而起飞，牵引钩随后自动脱离。
除了尽可能地使用飞机的刹车以外，还可以使用有助于缩短着陆距离的装置。
图5-30起飞加速器
(a)减速伞(阻力伞)，如图5—31所示：它是用增大空气阻力的方法使飞机减速的。减速伞由主伞、引导伞、挂扣、钢索和伞袋等组成，主伞通过钢索、挂扣与机身尾部专用挂钩连接，并收入尾部伞舱内。飞机着陆后，飞行员打开伞舱门，引导伞弹出，在空气阻力作用下打开并拉出主伞，主伞打开产生很大的空气阻力，使飞机减速。飞机滑跑的后段，速度降低，减速伞的作用不大，即可抛掉，这样可避免在地面拖坏减速伞。
图5-31减速伞
(b)钢索减速装置：它是在航空母舰上使用的着陆减速装置。舰载飞机在航空母舰的斜甲板上着陆，其长度仅150～200 m，必须采用辅助装置有效地减速才行。通常在着陆区有几条拦截钢索，如图5—32所示，它的两端通过滑轮连接到阻尼作动筒上，飞机着陆时放下尾钩，只要挂住其中一根钢索，阻尼作动筒就能产生很大拉力，使飞机减速直至停下来，如图5—33所示。
图5-32航空母舰的飞行甲板 图5-33钢索减速装置
5．3 航天器的构造
由于航天器的使用环境和飞行方式与航空器有很大不同，所以航天器的构造与航空器也有较大的不同。航天器主要从功能的角度划分为若干个分系统，一般可分为两大类：专用系统和保障系统。前者用于直接执行特定的航天任务，后者则用于保障专用系统的正常工作。
专用系统随航天器的任务而异，例如通讯卫星的通信天线和转发器；侦察卫星的可见光照相机和电视摄像机；天文卫星的天文望远镜、光谱仪；遥感卫星的微波发射和接受设备；空间站上供宇航员进行各种试验和观测用的各种专用设备等都属于航天器专用系统。
保障系统在一般航天器上是类似的，通常包括如下几个分系统。
(1)结构系统：即航天器的骨架结构和外壳，用于支撑、固定和保护各种仪器和设备，使航天器构成一个密封、屏蔽和保温的整体，承受地面运输、发射和空间运行时的各种载荷，为宇航员提供必要的工作生活空间。
(2)温度控制系统：保证各种仪器、设备处于允许的温度环境中。由于宇宙空间没有空气，所以温度控制主要是以热传导和辐射方式，而无对流方式传热。
(3)生命保障系统：载人航天器上维持宇航员正常工作和生活所必须的设备和条件，其中包括温度、湿度调节，供水、供氧和空气净化，废物处理，食品制作、保管和水的再生，人员生理状态的监测等。
(4)电源系统：为航天器上所有仪器设备提供电能。人造地球卫星多采用蓄电池和太阳能电池阵组合电源系统，空间探测器采用太阳能电池阵电源或空间核电源系统，载人航天器大多采用氢氧燃料电池和太阳能电池阵组合电源系统。
(5)姿态稳定控制系统：用来保持和改变航天器的运行姿态。如通讯卫星要求转发天线指向地面，需要姿态稳定系统保持其指向；经过一定时间的运行卫星的姿态会受到各种干扰而发生变化，用姿态控制系统来进行调整。
(6)轨道控制系统：用来保持和改变航天器的运行轨道。由发动机提供动力，通过程序控制或地面测控站遥控控制。如高轨道的地球同步卫星，先由运载火箭发射到低轨道上，然后由轨道控制系统向高轨道转移。
(7)返回着陆系统：对于可返回的航天器，需要返回着陆系统保障返回部分可以安全着陆。它一般由制动火箭、降落伞、着陆装置、标位装置和控制装置等组成。
5.3..1 卫星的基本结构
卫星的结构形式因其具体用途而有较大差别，但从功能上看主要都是由承力结构、外壳、安装部件、天线结构、太阳能电池阵结构、防热结构、分离连接装置等组成。
(1)承力结构。承力结构与运载火箭相连接，承受发射时火箭的推力，因而需要有很高的强度和刚度，一般由铝合金、钛合金或纤维增强复合材料的薄壁结构或蜂窝夹层结构制成的壳体或杆件组成。
(2)外壳。外壳构成卫星本体的外形，也承受一部分外力，起承力构件的作用。外壳的形状可以是球形、多面柱形、锥形或不规则多面体等。除维持外形外，外壳还应满足容积、热控制、防辐射等功能要求。其结构形式有半硬壳式、蜂窝结构和夹层结构、整体结构和柔性张力表面结构等。
(3)安装部件。安装部件是安装仪器设备，并保证安装精度和防震、防磁、密封等要求的结构，它可以是仪器舱式或安装盘式。
(4)天线结构。天线结构为抛物面形或平板形，有固定式和展开式。由于发射的要求，大的天线在发射时是折叠起来的，进入太空后再展开。为防止热变形影响天线的电性能，通常用线膨胀系数很小的石墨纤维复合材料制成。可展开式天线有伞式、花瓣式、鱼网式和桁架式。
(5)太阳能电池阵。它可以是一组粘贴在外壳表面的太阳能电池片，为了增大太阳能电池的面积，也可以是太阳能电池帆板。电池帆板是在进入太空后展开成翼状，所以也称太阳能电池翼。在空间不必考虑空气阻力的问题，因此太阳能电池帆板可以是非对称的。
(6)卫星稳定结构。卫星功能的实现对其姿态都有一定的要求，如通讯卫星要求转发天线始终朝向地面的接收地点，太阳观测卫星要求其射线探测仪始终对准太阳等。卫星通过姿态控制系统稳定自己的姿态。卫星的姿态稳定控制有自旋稳定、重力梯度稳定和三轴稳定控露制等方式。
自旋稳定方式的卫星要求构形是轴对称结构，这类卫星的形状一般是圆柱形、球形或椭球形。卫星通过绕对称轴的转动，利用陀螺的定轴性进行稳定控制。如图5—34(a)所示是我国的“实践”1号实验卫星，是典型的球形对称结构。如图5—34(b)所示是“东方红”2号通信卫星，它是圆柱形结构，并且圆柱的直径大于高度，这是为了使自旋轴与最大转动惯量轴重合，有利于稳定。卫星本体绕圆柱轴线旋转，天线部分则反向等速旋转，构成双自旋稳定结构。
（a）“实践”1号实验卫星 （b）“东方红”2号通信卫星
图5-34 具有轴对称结构的自旋稳定卫星
重力梯度稳定方式的卫星有一根顶端装有一定质量的重力杆，利用卫星各部分质量受到的不相等引力产生的重力梯度力矩来稳定卫星的姿态。为了获得足够的控制力矩，重力杆一般大于卫星高度，为使发射时能装入运载火箭整流罩内，重力杆做成可伸缩机构，发射时重力杆收拢在卫星体内，人轨后再伸展到需要的长度。如图5—35(a)所示是美国“探险者”29号卫星。
三轴稳定控制对外形的要求比较自由，它是通过姿态敏感器、姿态控制器和姿态控制发动机组成的姿态控制系统控制姿态。另外还有以三轴惯性飞轮为主，姿态控制发动机为辅的三轴姿态控制方式。对于用三轴控制稳定方式的卫星，其结构不需要是对称的，如中国和巴西合作的中巴资源卫星，由于其冷却系统要求一面不能朝向太阳，而设计成单太阳能电池帆板式结构如图5—36所示。如图5—37所示为日本地球资源卫星，它除了有单太阳能电池帆板的特点外，还有很大的合成孔径雷达天线。
5．3．2 载人飞船的基本构造
载人飞船是用于提供宇航员在外层空间生活、工作以及执行预定的航天任务并返回地面的航天器。 载人飞船一般由轨道舱(又称指挥舱)、服务舱、对接舱、应急舱和乘员返回舱等组成。乘员返回舱是飞船的核心部分，是整个飞船的控制中心，供宇航员在上升和返回时乘坐。轨道舱是宇航员在轨道上的工作场所，里面有各种实验仪器设备。
图5-38 “联盟”号宇宙飞船
服务舱通常安装推进系统、电源、气源等设备，对飞船起服务保障作用。对接舱是用来与航天站或其他航天器对接的舱段。应急舱(或称逃逸舱)是保障宇航员在发生紧急情况时，能安全返回地面或转移到其他航天器上。如图5—38所示是前苏联的“联盟”号卫星式载人飞船的基本组成。如图5—39所示是美国“阿波罗”登月飞船的组成部分。
1-登月舱；2-登月舱的过渡段；3-服务舱主发动机；4-服务舱；5-姿态控制和稳定系统的发动机组；6-指挥舱；7-发射逃逸系统；8-防热罩；9-发射逃逸塔；10-逃逸发动机；11-分离用火箭发动机；12-空气舵；13-辅助发动机
图5-39 “阿波罗”登月飞船
5.3.3 航天飞机的基本构造
1．航天飞机的功用
航天飞机是可以重复使用的、往返于地球表面和近地轨道之间运送有效载荷的航天运载器，又是可以进入近地轨道完成多种任务的航天器。航天飞机进入近地轨道的部分称为轨道器，它能完成包括人造地球卫星、货运飞船、载人飞船甚至小型空间站的许多功能，例如向近地轨道释放卫星、从轨道上捕捉、维修和回收卫星、向空间站运送人员和物资等。
2．航天飞机的构造
目前世界上只有美国和苏联有航天飞机，美国共制造了五架航天飞机，有两架已先后失 (“挑战者”号和“哥伦比亚”号)。苏联的航天飞机名为“暴风雪”号，至今仅进行过一次不载的试验飞行，而没有正式投入使用。如图5—40所示是美国和苏联航天飞机的比较图。
图5-40 美国航天飞机和苏联的航天飞机
两种航天飞机的外形尺寸相当，美国的“挑战者”号机长56 m、翼展23．8 m、机高23．2 m；“暴风雪”号比前者稍大，机长58．76 m、翼展23．9 m、机高24．52 m。从结构上看两种航天飞机有许多相同之处：它们都是由轨道器、外挂燃料储箱和火箭助推器组成；其中轨道器均为无尾曲边三角翼布局。飞行方式上也都采用垂直发射，水平滑翔着陆。它们的主要差别有三点：
第一，美国采用固体火箭作为第一级，轨道器充当第二级；而“暴风雪”号采用的是“能源”号运载火箭作为第一、二级，轨道器是挂接在第二级上的，进入轨道后第二级运载火箭脱落坠人海洋。第二，“能源”号运载火箭的第一级采用液体燃料，在任何一个主发动机失灵的情况下，航天飞机仍能继续飞行，而采用固体火箭的美国航天飞机却不能做到这一点。第三，“暴风雪”号采用自动着陆系统，实现无人驾驶飞行，而美国航天飞机虽然有类似的着陆系统，但迄今为止均采用有人驾驶的半自动返航着陆。
以美国航天飞机为例，它起飞是垂直发射，轨道器上的主发动机与助推器一起工作，到达一定高度后助推器熄火并分离，由降落伞在海上回收，以便再次使用。当飞行接近人轨速度时，主发动机关闭，外挂储箱与轨道器分离。外挂储箱重返大气层烧毁，是一次性使用的。之后轨道器利用主发动机调整飞行速度和轨道参数，它可在轨道上工作30天左右。轨道器返回进入大气层后，依靠大迎角飞行(30‘～40‘)，并利用大迎角降低下降速度，这样可以降低过载和气动加热。因轨道器是无动力滑翔水平着陆，因此只能一次成功。
轨道器的结构与飞机类似，包括机身、机翼、垂直尾翼、起落架等，结构形式大多采用铝合金蒙皮骨架组成的薄壁结构，升降副翼采用铝合金蜂窝结构。机身中段的有效载荷舱有近300 m3的容积，为便于大型的卫星或航天站组件出入，在背部布置有两个很大的有效载荷舱门，它采用石墨—环氧非金属蜂窝夹层结构。为了在轨道上布放和回收有效载荷，舱内设有可遥控的机械臂。它是总长15 m多的三节细长杆，在地面上几乎不能承受自身的质量(410 kg)，但在太空失重条件下，却可以迅速而灵活地装卸10 t多的有效载荷。
航天飞机在重返大气层时，由于高速摩擦轨道器的表面温度很高(见第2章)，并且因航天飞机是多次重复使用，要求防热材料也能够多次重复使用，因此不能用烧蚀法来防热。 目前美国航天飞机根据表面温度的不同，采用四种防热材料：温度大于1260℃的部分采用增强碳一碳复合材料；温度在650℃～1 260℃之间的区域采用高温防热—隔热陶瓷瓦，其外表面有黑色玻璃固化涂层，以增加向外辐射热量的能力；温度在370℃一650℃的部分采用低温防热—隔热陶瓷瓦其外表面有白色玻璃固化涂层，白色有利于反射外来的辐射热；温度低于370℃的区域采用硅橡胶浸渍的尼龙纤维毡垫。陶瓷材料很脆，如果直接粘接到蒙皮上，在受热和受力情况下，陶瓷瓦会破裂，为避免这种现象，陶瓷瓦和铝合金蒙皮之间胶有—·层厚度为4mm的变形隔离垫，如图5—41所示，它是由尼龙纤维粘垫缝合而成。
图5-41 陶瓷瓦热防系统结构示意图
3．轨道机动系统和姿态控制系统
轨道机动系统主要是为航天飞机提供人轨机动、轨道修正、变轨、与其他航天器交会和脱离轨道所需的推力。该系统有两台液体火箭发动机，分别装在后机身两侧的两个外吊舱内，如图5—40所示，其所用推进剂为N2O4和一甲基肼，属于可存储的自燃推进剂，以便长期在空间多次启动。两台发动机共可提供305 m／s的速度增量。
姿态控制系统的功用是为轨道器精确的姿态控制和3个轴向移动及转动提供所需的推力。该系统共有38个推力室(每个推力为3 885 N)和6个游动推力室(每个推力108 N)。前舱有14个主推力室和两个游动推力室，布置在机头上部。尾部布置在轨道机动发动机旁，左右外吊舱各有12个主推力室和两个游动推力室，如图5—40所示。游动推力室的作用是更精确的姿态控制。一般说来控制航天器的3个姿态角和3个轴向移动而不发生干扰，仅需12个推力室，而采用38个推力室主要是为了提高控制灵活性和备份可靠性。
5．3．4 空天飞机的组成和飞行方式
航天飞机的转场运输方式给今后的空天飞机的发射飞行方式提供了有益的启发。目前正在研究的空天飞机是一种能在普通跑道上起飞和降落的飞行器，它既能在大气层中飞行也能在外层空间轨道上飞行。如图5—42所示为前苏联空天飞机的飞行方案构想。该方案主要是利用高超音速载机背驮着轨道器和燃料储箱，从普通机场起飞，达到一定高度后再起动轨道器的主发动机，带着储箱与载机分离，继续飞向太空。载机则飞回机场降落。轨道器完成任务后，与现在航天飞机一样自行滑翔降落。这里用高超音速载机代替了助推火箭，可重复使用，并且载机只需将现有的超音速飞机稍加改动即可实现，其发展风险小，周期快，而载机平时仍可完成它原有的任务，一机两用，节约使用成本。
如图5—43所示为德国的“桑格尔”空天飞机方案图，该方案甚至不用燃料储箱。它的初步数据为：有效载荷2—4人加上2．4 t，起飞总质量425 t，空质量165㈠轨道器长32．8 m，翼展17 m。
5．3．5 空间站功用和组成
载人飞船、航天飞机在轨运行时间一般较短，通常仅1～2个星期。对于需要在空间做长时间逗留的工作任务，则需要载人空间站来完成。空间站的用途主要有以下几个方面。
(1)对地观测：通过长焦距可见光相机、微波综合雷达等探测设备可以对大气、地面、海洋和地下进行资源调查、污染检测、灾害预测等工作。
(2)科学研究：在微重力和空间辐射条件下进行生命科学和生物科学研究。空间条件与地面有很大差别，在微重力和辐射条件下动植物的生长出现许多变化，在空间实验室培育的种子可以大幅度提高产量。失重条件下人的新陈代谢发生变化，对空间人体科学和空间医学的研究，为今后人类在宇宙空间长期生活提供依据。
图5-42 空天飞机飞行示意图
图5-43 德国“桑格尔”空天飞机
(3)微重力材料加工及药品制造：在地面重力的作用下，流体中密度不同的成分会产生沉淀和对流，阻碍了精确的分离和充分的混合，晶体的结晶会产生缺陷。在空间失重条件下，可以大大提高电泳法制造生物药品的效率和纯度，可生产出组织和成分非常均匀的合金和复合材料。液态金属在失重条件下的表面张力能使金属自然形成圆球，制造出理想的球形滚珠。在空间冶炼金属不必使用容器，用很微弱的静电力或电磁力即可左右它的位置。冶炼材料可以加热到极高的温度，而不受容器的耐热能力限制。对于高熔点金属，由于冶炼材料不与任何容器接触，可以做到一尘不染，具有极高的纯度。
(4)天文观测：与地面天文台相比空间站不受大气的影响，能够观测到非常清晰的图像、精确测定天体的运动和方位。太阳的辐射、离子流、太阳风等对地球环境、通信等有很大影响，因此在空间站上对太阳的研究具有十分重要的意义。
(5)在轨服务基地：空间站可以作为维修生产基地，为各种航天器提供更换仪器设备、加注推进剂、定期维修，建造空间工厂和大型空间设施等服务。实际上目前的大型空间站也是分别发射，在空间组合建造的。
空间站可以作为其他小型航天器的停泊和起飞基地，比起从地面发射可以节省许多能量，也没有空气动力载荷，可大大减小航天器的结构质量。
空间站的结构一般是积木式的，分成若干个功能舱，分别发射升空，在空间组装。其基本组成有能源舱、太阳能电池阵、工作舱、生活舱和过渡舱、姿态控制系统、通讯系统以及对接系统等主要系统。空间站可以通过过渡舱进行改建和扩建，并通过过渡舱与载人飞船、货运飞船等其他航天器进行对接。如图5—44所示为“和平”号空间站的组成图。
图5-44 “和平”号空间站
5．4 火箭和导弹的构造
火箭是依靠火箭发动机推进的飞行器，它的应用范围十分广泛，从节日焰火用的小火箭到将人运上月球的巨型运载火箭；从火箭炮到洲际弹道导弹等都是以火箭作为动力。而这里所说的火箭是指探空火箭和运载火箭，而其他以火箭发动机为动力飞行的飞行器往往不用火箭命名。
5．4．1 火箭的基本构造
1．探空火箭
探空火箭是对近地空间进行环境探测、科学研究和技术试验的火箭，按研究对象的不同可分为气象火箭、地球物理火箭、生物火箭和防冰雹火箭等。它一般是无控制的，具有结构简单、成本低、发射灵活方便等优点。探空火箭比探空气球飞得高，比低轨道运行的人造卫星飞得低，其飞行高度在30～200 km，是目前这一高度范围惟一的探测工具。
2．运载火箭
运载火箭是把人造地球卫星、载人宇宙飞船、航天站、空间探测器或航天飞机等有效载荷送人预定轨道的火箭。运载火箭是在洲际弹道导弹的基础上发展起来的，运载火箭的要求与弹道导弹不同，它更强调可担哇、各轨道的运载能力、通用性和经济性。它可以采用储存性差、能量高的冷冻推进剂(如液氢和液氧等)和廉价的烃类燃烧剂(如煤油、甲烷和丙烷等)。目前用单级火箭很难使航天器人轨，一般采用多级火箭，但级数多，结构就复杂、可靠性降低，同时级数过多对减小火箭的起飞质量并不显著。因此，当速度能满足要求时，应尽量减少级数。目前，很少采用多于四级的火箭。
3．运载火箭的组合方式和级间分离
多级火箭一般有串联型、并联型和混合型三种组合方式。
(1)串联型是火箭各子级之间依次同轴相连，如图5—45(a)所示，各子级发动机顺序工作。其优点是气动阻力小；级间连接简单，分离时干扰小，分离故障少；发射装置比较简单。缺点是：火箭长度大，弯曲刚度差；火箭的运输、储存和发射前起竖等不便。
(2)并联型在中间有一个芯级，各子级(助推级)围绕芯级周围，捆绑式连接，子级的轴线与芯级平行或有一小的夹角，子级与芯级发动机同时开始工作，如图5—45(b)所示。这种多级火箭可以利用已有的单级火箭组合在一起，因而加快了研制过程；火箭的长度短，在发射台上稳定性好。缺点是：横截面大，飞行阻力大；级间连接较复杂，分离时干扰大。目前较少采用并联型火箭。
(3)混合型是具有串联型的芯级，并且在芯级周围还捆绑有助推子级，如图5—45(c)所示。
对于不同的组合方式，火箭的级间分离会有所不同。串联式火箭的分离主要有冷分离和热分离两种。 (1)热分离是指在下面级发动机推力尚未消失，上面级的发动机即点火工作，连接解锁装置解锁，上面级依靠发动机推力加速，下面级在上面级发动机燃气推力和空气阻力作用下减速，两级分离。
(2)冷分离是相对热分离而言。它是在下面级推力已基本消失，上面级发动机尚未启动时，连接解锁装置解锁，依靠分离冲量装置(如弹簧分离装置)使两级分离。对于大型并联火箭，一般采用专门的分离固体火箭，将子级推离芯级。
4．运载火箭的构造
如图5—46所示为典型的液体运载火箭第一级结构示意图，其他各级的构造与其类似。其中的储箱除储存推进剂外也是火箭的承力结构。箭体主要承受轴向载荷、弯矩和内压。轴向载荷使储箱筒壁受压，而内压在筒壁内产生轴向拉力，两者有互相抵消作用。储箱筒壁一般用化学铣切方法加工成网格状加筋结构，如图5—47所示。为提高储箱承受内压的能力，一般将储箱底做成外凸形状，有半球形、椭球形和环锥底等。两个储箱间是一个短筒，它没有内压，但要承受全部的轴向力，通常也制成网格状加筋结构。
图5-45 运载火箭的组合方式 图5-46火箭结构示意图
箭体的其他部分，如级间段，后过渡段、尾段和仪器舱等，都没有内压，但同样要承受较大的轴向力，一般将它们设计成半硬壳式结构。对于采用级间热分离的火箭，级间段设计成杆系结构，如图5—48所示，这样便于分离时燃气排出。运载火箭大部分在稠密大气层之外飞行，因此对气动外形要求不很严格，为了生产工艺上的方便，有时将上述各段的桁条安排在外表面。
5.4.2 导弹的基本构造
导弹是依靠制导系统来控制飞行轨迹的飞行武器，它的任务是把炸药弹头或核弹头运送到目标附近引爆并摧毁目标。导弹有很多分类方法：从气动外形和飞行弹道方式可分为有翼导弹和弹道导弹，有翼导弹又可分为巡航导弹和高机动飞行导弹；按发射地点和目标所在地可分为地对地导弹、地对空导弹、空对空导弹和空对地导弹等；按作战使命分为战略导弹(打击大型、固定的目标)和战术导弹(打击小型、运动的目标)；按发射地分为岸基导弹、舰基导弹和潜射导弹等；按目标类型分反舰导弹、反坦克导弹、反辐射导弹和反弹道导弹等。
1；有翼导弹
(1)有翼导弹的特点
与炮弹相比导弹的射程远，威力大，准确度高，对目标的摧毁概率高得多。飞行原理和构造形式都与飞机接近，某些巡航导弹与飞机相差无几，不同之处在于导弹是一次性使用、无人驾驶的飞行武器。有翼导弹有以下四个特点。
(a)有复杂的制导系统，而气动外形和构造比较简单。由于弹上无人，就不需要生命保障和服务等设施。又是一次性使用，它也不要降落装置。
(b)导弹作为一种武器，其系统概念较强，必须在一个完整的系统下，才能很好地工作和发挥战斗威力。如需要发射系统帮助发射，外部制导引导等。
(c)可以发挥飞行器大速度、大迎角和大机动性的潜力。目前的战斗机最大Ma约为2．5～3．0，使用过载不大于10(飞行员限制)；而导弹无此限制，格斗导弹的法向过载可达30—50。
(d)导弹是一次性使用的武器，但要长期保存；保存期间不像飞机那样可以开车检查，所以对保存环境和监测手段有特殊要求。
(2)有翼导弹的基本组成及各部分的功用
如图5—49所示，有翼导弹有战斗部系统、动力系统、制导系统和弹体几部分组成。
(a)战斗部系统：由战斗部、引信和保险装置组成。战斗部的功用是摧毁目标；引信的功用是保证在恰当的时机引爆战斗部；保险装置是防止保存、运输和装卸过程中爆炸。
(b)动力系统：为导弹提供飞行动力。它由发动机、燃料储存和输送装置组成。在导弹上使用最多的是固体火箭发动机，巡航导弹上一般采用涡轮喷气发动机或冲压发动机。
(c)制导系统：引导控制导弹以一定的准确度飞向目标。巡航导弹多用惯性导航、卫星导航和图象匹配导航系统或者它们的组合，高机动性导弹常使用无线电制导和红外制导，射程较大的地空导弹常由其他地面引导系统提供无线电制导指令。
(d)弹体：包括弹身、弹翼和操纵面三部分。它们的功用与飞机类似，结构形式比较简单，一般为圆形截面。但在飞行过程中弹身提供升力的比例比飞机机身大。
(3)导弹的气动外形
导弹的气动布局与飞机类似，分为正常式、鸭式、无尾式和可偏弹翼式四种，如图5—50所示。
(a)正常式布局：弹翼在前，操纵面在尾部。除有方向舵和升降舵外，它们的差动可进行滚转操纵，如图5—50(a)所示。
(b)鸭式布局：弹翼在后，操纵面在前。通常不能靠鸭翼差动进行滚转操纵，因为差动时鸭翼的尾迹在弹翼上的作用会降低差动效果，甚至会反向操纵。可在弹翼后面安装副翼进行滚转操纵与稳定，如图5—50(b)所示。
(c)无尾式：弹翼在后部，操纵面在弹翼后缘，如图5—50(c)所示。
(d)可偏弹翼式：弹翼在前，它同时又是操纵面；固定尾翼在后，起稳定作用，如图5—50(d)所示。
大多数导弹是细长的圆形截面，弹翼是对称布置。按照弹翼在圆周方向的布置可分为平面型(多为巡航导弹)，X型和十字型，如图5—51所示。平面形用于巡航导弹，弹翼有较好的升力。后两种形式用于高机动型导弹，它们在转弯时都不必像飞机那样倾斜，只是正常飞行时的姿态是X形或十字形的差别。
各种方式各有优缺点，主要从部位安排、发动机进气、操纵性和稳定性等因素考虑。
(4)现代巡航导弹
大部分航迹处于“巡航”状态的导弹称为巡航导弹。它的外形与飞机相近，一般采用空气喷气发动机。这里介绍的巡航导弹主要是指战略巡航导弹。
如图5—52所示为美国的“战斧’’巡航导弹的部位安排示意图。该导弹的弹体为模块式设计，除其战斗部、发动机和制导系统可按作战任务不同而改变外，其余部分如动力系统、弹翼、尾翼等的内部尺寸和部位安排均相同。该弹是圆柱形弹身，在尾段串接一个固体助推器，弹身中部装有一对窄梯形可折叠直弹翼，弹身腹部装有一台涡轮风扇发动机和收放式进气口，尾部装有十字形可折叠尾翼。平时，弹翼顺航向向后折叠在弹身纵向储翼槽中，尾翼从跟部沿周向折叠，进气口收在弹身内。这样不仅便于收藏在轰炸机的炸弹舱内或放人舰艇的发射管内，还减小了助推器工作时的阻力。导弹发射后尾翼靠弹簧机构展开并进行滚动控制；助推器熄火后抛掉，弹翼由作动器打开，进气口也放出，涡扇发动机启动并开始工作。
现代巡航导弹的特点如下。
(a)起飞质量小。由于采用新型发动机、高能燃料、小型增强型弹头，以及采用复合材料等新技术，大大减轻了结构重量。
(b)一般采用GPS定位导航，并结合雷达或红外成像以及景象匹配末制导，具有很高命中精度。
(c)突防能力强。导弹尺寸小，采用复合材料和吸波材料等隐身技术，缩小了雷达反射面积；采用地形跟踪和地形回避，进行超低空飞行，避开防空武器的拦截。
(d)通用性好，能选择不同的战斗部，能攻击不同的目标。
(e)成本低廉，能大量使用。
目前巡航导弹的弱点是飞行速度低，如射程2 000～3 000km的导弹要飞行几个小时；数字式景象匹导航需要大量前期的制图工作，并受到气象条件的限制；重新装定临时发现目标 并予以攻击的能力较差。 I
2．弹道导弹
(1)飞行方式
弹道导弹的飞行开始阶段靠发动机推力前进，此阶段称为主动段。发动机停止工作后，靠惯性飞行(此阶段称为被动段)，其飞行轨迹像炮弹一样，因此得名弹道式导弹，如图5—53所示。弹道导弹一般以射程远近区分，小于1 000km的为战术弹道导弹；大于1 000 km的称战略弹道导弹。战略弹道导弹又分为近程(1 000—2 000 km)、中程(2 000～5 000 km)、远程(5 000～8 000 km)和洲际(8 000～16 000 kin)弹道导弹四类。
弹道导弹为了能飞得更远，发射后很快就离开稠密大气层，因此弹道导弹都是使用火箭发动机，其射程由火箭发动机停止工作点(主动段终点)的速度决定。如图5—54表示射程L与主动段终点速度的关曲线。可以看出，L与并非线形关系。由火箭理论可知，的理论速度(即不考虑克服空气阻力所作的功和重力势能变化)可表示为
式中，Is为火箭发动机的比冲，μb为导弹的质量比(导弹空载质量／充满推进剂时的质量)。由上式可知，要增大射程只有增大火箭发动机的比冲或减小导弹的质量比，但两者都是有限度的。所以用单级火箭推进的弹道导弹的射程是较小的，难以达到洲际导弹的要求，目前主要是采用多级火箭推进的方法。前级工作完成后，抛掉发动机和空燃料箱，减小导弹的质量，使剩余部分具有更高的质量比，进而增加射程。
(2)弹头和级间分离方式
弹道导弹采用弹头可分离技术，在主动段终点时弹头与弹体自动分离，再人大气层时弹头上有安定翼，可保证稳定飞行。弹体在重人大气层时烧毁。因为再人大气层时的载荷很大并，且温度很高，弹头分离就使弹体不必考虑再人大气层的问题，使结构重量减轻，增加了导弹的质量比，进而增加射程。
多级之间的分离与运载火箭相同，有热分离和冷分离两种方式。热分离是在下一级火箭将要关闭前，先启动上一级发动机，随后解脱级间连接件，再关闭下一级发动机；上一级喷出的燃气流将下一级弹体推开，在级间段上设有排气口，保证分离前热气流能排除，如图5—55所示。这种分离方式的分离机构简单，分离速度快，上一级发动机启动可靠。但对上一级的扰动较大，增加了上一级燃料的消耗。冷分离是先将级间连接脱 开，上一级发动机再点火启动。为避免在脱开时发生碰撞，可以采用下一级制动或利用空气阻力减速使上下级间分开一定距离。这种分离方式干扰小，但分离的控制程序比较复杂。固
体火箭一般等前级推进剂燃尽后再启动后级发动机，因此往往采用冷分离方式。
(3)弹道导弹的控制方式
由于弹道导弹是要离开稠密大气层飞行的，因此它不能像有翼导弹那样使用气动舵面来操纵和稳定导弹姿态。必须利用发动机的燃气来进行操纵。操纵的方法有以下几种。
(a)燃气舵：将舵面置于燃气喷流内，它的作用与舵面在空气中的作用相同。一般燃气舵用耐高温的石墨材料制成。这种控制方式结构简单，操纵方便，但会造成推力损失。
(b)摆动发动机：将液体火箭主发动机安装在万向轴承上，可以在俯仰和偏航进行控制。另外两个小的辅助发动机的差动控制导弹的滚转运动，如图5—56所示。对于由四个液体火箭发动机并联组成的主发动机，只要每个发动机绕一个轴切向摆动，就可以对导弹进行三轴姿态控制，如图5—57所示。
(c)摆动喷管：固体火箭发动机不能整个摆动，可将发动机的喷管装在球形关节上，通过作动筒操纵偏转，使推力产生俯仰和偏航力矩分量，如图5—58所示。但对滚转的控制，还要增加另外的控制措施。对于具有四个喷管的发动机组，可以像摆动发动机那样对导弹进行三轴姿态控制。
(d)固定式姿态控制发动机
将推力室固定在弹体上，每个推力室可以根据需要断续工作，产生推力，对导弹的三个姿态进行控制，如图5—59所示。为了能不断的多次快速点火，采用氧化剂和燃烧剂相遇即可自燃的推进剂，如N2O4和一甲基肼和偏二甲肼。这种控制方式结构简单，不需要转动机构和作动器，仅需要对推进剂的喷和停进行控制。但由于控制推力较小，适用于大推力的主发动机停车后，对导弹的被动段进行控制，或对分离后的弹头进行控制。
(e)二次喷射技术
二次喷射技术如图5—60所示，利用另外储存的气体或液体向喷管内喷射，或从燃烧室引出一股燃气到喷管，使喷管喷出的燃气流的方向发生改变，产生控制力矩。这种操纵方式所产生的控制力矩比较小，所以实际应用较少。
(4)多弹头弹道导弹的弹头控制方式采用多弹头技术可以提高弹道导弹的攻击效率和命中率，是突防的有效措施。多弹头可以采用真假混装，而减小被拦截，的概率。多弹头是由母弹头(既母弹舱)和其内部的多个子弹头组成，根据弹头的控制方式的不同，多弹头可分为三种形式：
(a)集束式多弹头
集束式多弹头又称“霰弹式”多弹头，一个母弹头内集中捆绑几个子弹头，当它们与弹体分离后，抛掉母弹头上的整流罩，将子弹头释放出来。子弹头按惯性飞行，它们的轨迹比较接近，弹着点形成一个几公里到几十公里的散布面，如图5—6l所示。集束式多弹头的命中精度差，只适合打击大城市那样的面目标，对于摧毁导弹发射井一类的单点硬目标却无能为力。
(b)分导式多弹头
分导式多弹头是集束式多弹头的发展，其母弹头装有推进系统和制导系统，而子弹头上没有。如图5—62所示为母弹头的结构示意 图。母弹头与弹体分离后，可以作机动飞行，在不同的速度、高度和方向上逐个释放子弹头。各子弹头可以分别攻击不同的目标，也可以沿不同方向攻击同一目标如图5—63所示分导式多弹头的特点是：子弹头分布面积大，两个弹头间的距离可达几百公里甚至上千公里，同时可以释放诱饵弹头，突防能力较强；由每次投放子弹头都要进行速度和方向的调整，可以修正误差，因此命中精度较高。但是，子弹头被释放后仍按惯性弹道飞向目标，易被敌方拦截。
(c)机动式多弹头机动式多弹头又称全导式多弹头，它的母弹头和子弹头都装有推进系统和制导系统，都可以进行机动飞行。子弹头可以像分导式多弹头那样，在不同的时间分别发射出去，也可以同时发射。子弹头机动飞行的轨迹可以是弹道式，也可以是平飞攻击，还可以是突然跃起再俯冲飞行目标，如图5—64所示。在多个子弹头中间可以有假弹头，这种突防方式使敌方的反导系统很难对它进行拦截；此外由于子弹头上加上了精确的末制导系统，能够自动寻找和瞄准目标，使命中精度大大提高。
图5-64机动式多弹头飞行导弹
思考题
1．对飞行器结构的一般要求是什么?
2．什么是复合材料?它们有哪些特点?
3．飞艇在飞行操纵上与飞机有什么不同?
4，飞机的组成有哪几大部件和哪些系统?
5．飞机结构中翼梁、翼肋、桁条和蒙皮分别起什么作用?
6．前三点式起落架与后三点式起落架相比有哪些优缺点?
7．举例说明什么是航天器的专用系统。航天器的保障系统包括哪些分系统?
8．航天飞机的飞行方式与普通飞机有什么不同?
9．运载火箭的组合方式有哪几种?各有什么优缺点?
10，有翼导弹由哪些部分组成?各部分的功用是什么?
儿空间站的主要用途有哪些?
12．弹道导弹的多弹头控制方式有哪几种?它们的特点是什么?
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