运载火箭气动外形和结构设计
航空航天飞行器的气动外形优化设计方法
航空航天飞行器的气动外形优化设计方法航空航天工程领域的气动外形优化设计一直是一个具有挑战性的任务。
设计一个优良的气动外形能够最大化飞行器的性能，提高其空气动力学效率和飞行稳定性。
在本文中，将介绍一些常用的航空航天飞行器的气动外形优化设计方法。
一、参数化设计方法参数化设计是一种常用的优化设计方法，它将飞行器的气动外形通过一系列参数化表达式进行描述。
通过改变这些参数的取值范围，可以实现对气动外形的快速调整和优化。
参数化设计方法主要分为基于经验公式和基于数值模拟的两种方式。
基于经验公式的参数化设计方法是基于大量的经验数据和实验结果进行的。
通过建立经验公式和设计指导手册，可以快速获得满足设计要求的气动外形。
这种方法的优点是快速可行，但是其精度相对较低，不适用于复杂的气动外形设计。
基于数值模拟的参数化设计方法则是利用计算流体力学（CFD）软件对飞行器进行数值模拟和分析。
通过对参数化模型进行大量的CFD计算，可以得到飞行器在不同参数取值下的气动性能。
然后根据设计要求和优化目标，利用数学优化算法对参数进行调整，最终得到最优的气动外形。
这种方法相对较为准确，适用于复杂的气动外形优化设计。
二、自适应进化算法自适应进化算法是一种通过模拟生物进化过程来进行优化设计的方法。
在航空航天飞行器的气动外形优化中，常用的自适应进化算法包括遗传算法、粒子群算法和模拟退火算法等。
遗传算法是一种基于生物进化理论的优化算法。
通过定义适应度函数、选择、交叉和变异等操作，模拟自然选择和遗传变异的过程，不断地演化出更适应环境的解。
在航空航天飞行器的气动外形优化中，可以将飞行器的气动外形参数作为遗传算法的个体基因，通过演化过程不断优化，得到最优的气动外形。
粒子群算法是一种模拟鸟群觅食过程的优化算法。
在航空航天飞行器的气动外形优化中，可以将飞行器的气动外形参数看作是粒子的位置，通过模拟粒子之间的协作和信息交流，最终找到最优的解。
模拟退火算法是一种模拟金属退火过程的优化算法。
气动部件的选形与设计
8气动部件的选形与设计
导弹的组成一般有：弹体结构部件、动力装置、推进剂和 运载物等。所以发射质量的一般表达式为
弹体结构的相对质量；
弹身壳体的质量； 弹翼的质量； 舵翼的质量；
2014-7-2
弹身的相对质量 弹翼的相对质量； 舵翼的相对质量； 舵机的相对质量；
3
舵传动装置的质量；
8气动部件的选形与设计
8气动部件的选形与设计
导弹几何参数的选择，应在满足飞行稳定性和机动性的条 件下，力求使导弹性能达到所取优化判据的极值（例如发射质 量最小、射程最远等）。有时除了这些条件外，还要注意补充 要求，例如对导弹外廓尺寸、结构布局提出的限制等。 导弹的组成一般有：弹体结构部件、动力装置、推进剂和 运载物等。所以发射质量的一般表达式为 导弹的发射质量；
8.3弹身几何参数的选择
8.3.3头部长径比与母线形状的选择 自寻的的导弹为安置无线电和电视导引头的整流罩对弹头 部形状有特殊要求。在这种情况下，为了减小信号通过整流罩 的畸变和提高导向目标的精度，不得不承受气动特性的某些恶 化。
2014-7-2
23
8.3弹身几何参数的选择
8.3.4尾部几何参数的选择 在形成初步的基础性的空气动力布局方案时，弹尾收缩比 的的选择主要取决于导弹部件的排布情况。尾部截面直径对安 置发动机的喷管组件应充分够用，而在某些情况下还需在喷管 周围安置无线电控制和瞄准用的天线、舵传动机构等。 尾部长径比的选择应使弹尾部母线的局部倾角不超过12到 15度，因为角度过大可能发生气流分离。
以具有固体火箭发动机和有效载荷的导弹为例来说明导弹 几何参数与质量的关系。固体火箭发动机的质量大致与推进剂 的质量成正比，可表示为 而弹身壳体的质量大致与其内部安置的部件的质量（此 例中包括运载物与舵传动装置）成正比，可表示为
飞行器气动特性与外形设计
飞行器气动特性与外形设计当我们仰望蓝天，看到飞机翱翔而过，或是在科幻电影中目睹各种炫酷的飞行器穿梭于星际之间，是否曾想过是什么让它们能够如此自由地飞行？答案就在于飞行器的气动特性与外形设计。
飞行器的气动特性，简单来说，就是飞行器在空气中运动时所表现出的各种力学特性。
这包括了升力、阻力、稳定性等等。
而外形设计，则是为了实现理想的气动特性而对飞行器的形状、结构进行精心规划和塑造。
先来说说升力。
升力是让飞行器能够克服重力飞起来的关键力量。
它的产生与飞行器的外形有着密切的关系。
通常，机翼的形状是产生升力的核心因素。
机翼的上表面通常比下表面更加弯曲，当空气流过时，上表面的空气流速更快，根据伯努利原理，流速快的地方压力低，于是就产生了上下表面的压力差，从而形成了升力。
为了获得更大的升力，机翼的形状、面积、后掠角等设计参数都需要经过精确的计算和优化。
阻力则是飞行器在飞行中需要克服的另一个重要因素。
阻力包括了摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力等多种类型。
飞行器的外形设计对于减小阻力至关重要。
比如，机身的流线型设计可以减少摩擦阻力；尖锐的机头和尾翼可以减小压差阻力；合理的机翼布局和形状可以降低诱导阻力。
为了降低阻力，设计师们常常会在外形的细节上下功夫，比如采用光滑的表面处理，减少突出的部件，优化飞机的整体形状等。
稳定性也是飞行器气动特性中不可或缺的一部分。
一个稳定的飞行器能够在飞行过程中保持平衡，减少飞行员的操作难度，提高飞行的安全性。
外形设计对于飞行器的稳定性有着重要的影响。
例如，重心的位置、机翼和尾翼的面积和位置关系等都会影响飞行器的稳定性。
通过合理的外形设计，可以使飞行器在受到外界干扰时，能够自动恢复到稳定的飞行状态。
在外形设计方面，除了考虑上述的气动特性，还需要综合考虑其他多种因素。
比如，飞行器的用途就是一个重要的考虑因素。
如果是一架客机，那么就需要考虑乘客的舒适性、行李舱的空间、燃油效率等；如果是一架战斗机，则需要重点关注机动性、隐身性能等。
整流罩与火箭外形气动外形匹配技术
整流罩与火箭外形气动外形匹配技术随着航天技术的发展，人类对于火箭发射的要求更加严格。
在火箭发射过程中，整流罩的主要作用是保护载荷免受大气作用力的损害。
在整流罩设计中，外形与火箭外形的匹配是一个至关重要的问题。
下面，我们将就整流罩与火箭外形气动外形匹配技术进行讨论。
一、整流罩与火箭外形气动外形匹配技术概述整流罩是航天器与大气空气相互作用下所处的高速气流中的相互作用器件，其主要作用是保护载荷免受大气作用力的损害，以及减少空气阻力。
整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的主要目的是提高整流罩与火箭在发射过程中的匹配性，减少阻力和风险，确保飞行稳定性和可靠性。
二、整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的必要性整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的重要性体现在以下几个方面：1、减少空气阻力。
整流罩与火箭外形气动外形匹配不良会导致空气阻力增大，从而影响火箭的飞行稳定性。
2、保护载荷免受大气作用力的损害。
火箭发射过程中，整流罩主要起到保护载荷免受大气作用力的损害的作用。
如果整流罩与火箭外形气动外形不匹配，那么整流罩可能无法发挥其作用，同时也会增加载荷受损的风险。
3、确保飞行稳定性和可靠性。
整流罩与火箭外形气动外形匹配不良会影响火箭发射的飞行稳定性和可靠性，甚至会导致火箭的失事。
三、整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的设计原则整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的设计原则主要包括：1、应合理控制整流罩长度和直径。
整流罩长度和直径的选取要根据火箭外形的特征和发射过程中的气动力学参数进行合理控制。
2、应注意整流罩的形状。
整流罩的形状应与火箭外形相匹配，以减小气动阻力。
3、应对整流罩进行气动力学和结构力学分析。
整流罩的设计应结合气动力学和结构力学分析，以确保其在发射过程中的稳定性和可靠性。
四、整流罩与火箭外形气动外形匹配技术的优化方法1、采用CFD仿真方法。
CFD（计算流体动力学）仿真方法可以对整流罩与火箭外形气动外形的匹配性进行分析，以发现设计中可能存在的问题，进而进行优化。
运载火箭的结构
运载火箭的结构火箭是一种用于将人造卫星、航天器及其他空间载具送入太空的运载工具。
它的结构设计和构造是确保它能够顺利地穿越地球大气层、提供足够的推力以及承受极端环境条件的关键。
本文将介绍运载火箭的结构及其各个部分的功能。
一、引言运载火箭是太空探索中不可或缺的工具，它以其强大的推力和可靠的运行性能，实现了人类对太空的探索梦想。
然而，要让火箭能够安全运载重物进入太空，并确保载荷在推力和重力的作用下保持稳定，就需要一个坚固而合理的结构。
二、火箭主体结构1. 肩部段火箭的肩部段位于火箭顶部，它是连接载荷和推进器的关键部分。
它通常包括载荷适配器和上部推进器。
载荷适配器用于将载荷与火箭相连接，并提供所需的电力和通信接口。
上部推进器提供了火箭在引擎熄火后进一步提速的能力。
2. 航天器段航天器段是连接肩部段和下面的助推器的部分。
它包含了航天器的仪器和控制系统，用于控制火箭的姿态、调整飞行轨迹以及向地面发送数据。
航天器段还承受着火箭的重力和推力。
3. 助推器段助推器段是火箭的核心部分，它提供了主要的推力来提升火箭和载荷进入太空。
助推器段通常由一个或多个助推器组成，每个助推器都装有燃料和氧化剂，并搭载了一个或多个发动机。
这些发动机点火后，将产生巨大的推力来推动火箭的上升。
三、火箭结构材料为了保证火箭的强度和耐用性，火箭的结构通常采用轻质高强度材料。
常见的火箭结构材料包括以下几种：1. 铝合金铝合金是一种轻质高强度的金属材料，广泛用于火箭的结构中。
它具有优良的机械性能和耐腐蚀性，能够承受火箭发射时的巨大压力和温度变化。
2. 碳纤维复合材料碳纤维复合材料是一种轻质高强度的复合材料，由碳纤维和环氧树脂组成。
它具有优异的机械性能和导热性能，被广泛应用于火箭的结构中，例如助推器段和航天器段。
3. 钛合金钛合金是一种具有轻质高强度和耐高温性能的金属材料，被广泛应用于火箭的燃料和氧化剂箱体以及其他关键部件的制造。
四、火箭结构的振动控制在火箭发射过程中，振动问题是一个至关重要的考虑因素。
骨骼清奇 合理最美——浅析长征五号箭体结构
就更好 。”
“ 原 因是控 制上取 得了 最合理 的外 形 ， 气动 阻力 最小 ；传力 方式最 合理 ，各 部分 系统 互相协 调起 来最和 谐 ，自然
就 美 了 。就 像 人 健 康 就 美 ，人 的 各 项 机 能 好 ，看 起 来 就 很 美 。凡 是 合 理 的 协 调 的 东 西 ，它 都 是 美 的 。 ”
“ 这 个过程 中我们 把长征 火箭历
史 上 存 在 的 一 些 薄 弱 的 环 节 重 新 梳 理 了 一 下 ，并 利 用 这 个 机 会 把 一 些 有 缺
个 火箭 ，而是设 计 的结果 很漂 亮 。美
是 个 抽 象 概 念 ，一 定 是 有 它 内 涵 的 东 西， 有 些 内在 联 系 在 里 面 。”李 东 说 ，
李 泯江 说 ： “ 实 际 上 是 正 锥 ，头
是轻 薄坚 固 。为此 ，长 五火 箭使用 了
一
长 征五 号运载 火 箭总设 计 师李东两 只
手 张 开 ，在 眼 前 拉 出 了 一 段 距 离 ， “ 如 果 火 箭 直 径 不 变 ，就 要 做 得 细 长 ，坚 固 性 就 差 ，所 以 长 五 直 径 到 了 ５米 。
在气动外形上 ， 整流罩采用 马・ 卡 门曲线设计 ，打开之后像一个鸡蛋壳 ，
对于 火箭结 构制造 ，如果不 限制
１ ６ Ｉ Ｓ Ｐ Ａ Ｓ Ｅ Ｅ Ｘ Ｐ Ｌ ＯＲ Ａ Ｔ Ｉ ＯＮ ｌ Ｎ ｏ ３ １ ８
长征 五 号 运载 火 箭 是 我 国
垦 飞规 模最大 、 技 术跨度最 大、 运载能力 最大的 运 载 火 箭
一 … … …一 整 流 罩
长征系列运载火箭的结构设计与优化
长征系列运载火箭的结构设计与优化近年来，随着航天技术的发展，中国的长征系列运载火箭在国际航天领域中崭露头角。
作为中国航天事业的重要组成部分，长征系列运载火箭在推进载人航天、科学探索和通信卫星等方面发挥着重要作用。
本文将着重探讨长征系列运载火箭的结构设计与优化。
1. 火箭的结构组成长征系列运载火箭主要由发动机、助推器、燃料贮箱、航天器等部分组成。
其中，发动机是火箭的核心，负责提供动力以推进火箭升空。
助推器则是在火箭发射过程中提供额外推力的装置。
燃料贮箱用于储存火箭所需的燃料和氧化剂。
航天器则是运载载荷（如卫星、宇航员等）进入太空的船舶。
2. 结构设计的要求长征系列运载火箭的结构设计需要满足以下几个要求：2.1 负载能力：火箭的结构必须能够承受和稳定运载的重量和外载荷。
这需要合理设计结构强度和稳定性，以确保在加速和空气动力学负载下的结构安全。
2.2 重量控制：火箭的重量直接影响到其运载能力和推进效率。
因此，在结构设计过程中，必须注意减轻结构重量，同时确保结构的强度和刚度。
2.3 抗震能力：火箭发射过程中会受到各种振动和冲击力的作用，因此，结构设计需要考虑抗震能力，以保证火箭在发射过程中的安全稳定。
2.4 可靠性：火箭的结构设计需具备较高的可靠性，以确保在任务执行中不发生故障和事故。
这包括设计合理的结构寿命和结构监测系统，以提前排除潜在的问题。
3. 结构优化方法为了满足以上要求，长征系列运载火箭的结构设计采用了一系列的优化方法：3.1 结构拓扑优化：通过改变火箭的结构形式和布置，以减轻重量和提高结构性能。
这需要使用现代结构优化理论和方法，如有限元分析、拓扑优化等。
3.2 结构材料优化：选择合适的材料是火箭结构设计的关键。
在材料选择过程中，需要综合考虑材料的强度、刚度、重量和成本等因素，以寻找最佳的结构材料。
3.3 结构参数优化：通过调整火箭结构的尺寸和形状等参数，以实现结构重量和强度的最优化。
这需要借助数值优化方法，如遗传算法、粒子群算法等，并结合有限元分析进行优化设计。
航空航天课程：制作气火箭
想一想 想一想：生活中什么可以模拟推进剂燃烧时产生的反推力？
反推力
反推力
利用气体
反推力
高压水柱
反推力
讨论 讨论：自制火箭的类型有哪些？
自制火箭
气火箭
水火箭
火药火箭
实验 —— 制作气火箭
实验注意事项
使用剪刀注意安全！！ 准备：气火箭套装、双面胶、教材气泵 按步骤进行制作
实验 —— 制作气火箭 清点设备
火箭制作与发射
制作气火箭
本章内容
1、火箭的设计
2、火箭推进剂燃料 3、自制火箭类型
4、实验：制作气火箭 5、本章总结
课程引入
我们上节课讲了什么火箭？
视频
想一想 想一想：我们认识了很多火箭，火箭为什么又高又瘦呢？
ห้องสมุดไป่ตู้
讨论 讨论：火箭的设计需要考虑哪些方面？
火箭外形
1、火箭的气动外形设计
火箭跨越声速时的稳定性 减小空气阻力 外形制造简单、工艺性好 便于运输
实验 —— 制作气火箭 制作箭体
实验 —— 制作气火箭 制作火箭头
实验 —— 制作气火箭 制作尾翼
实验 —— 制作气火箭 粘贴尾翼
实验 —— 制作气火箭 放飞气火箭
本章总结
1、火箭的外形设计 2、火箭的推进剂 3、生活中的反推力 4、自制火箭的类型
火箭外形
2、火箭的头部形状
组合锥 锥-柱-裙 锤头形
火箭外形
3、火箭的级间段拍焰孔
杆式 孔式
火箭外形
4、火箭凸起物
箭体上的天线、推进剂输送管 和电缆等，为了保证不被破坏 会给它们装上保护罩。
火箭外形
5、火箭尾翼
保证平稳飞行
想一想 想一想：火箭是如何上天的？
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
• Expendable Vehicle
– Low cost per vehicle – New vehicle for each launch – Low structural ratio – Continued production – Launch preparation – Upgrade in production
• Rocket • Cryogenic propellant • Aerodynamic heating
• Dynamic loads
•Post-HARP Development (1967-1990) •Proposed 200 kg to orbit or 2,000 kg to 1,000-km range •Babylon Gun (1-m bore, 156-m length) designed by Bull for Saddam Hussein •March 26, 1990: Bull assassinated in Brussels
Specific Energy Contributed in Boost Phase
• Total Energy = Kinetic plus Potential Energy (relative to flat earth)
Specific Energy Contributed in Boost Phase
mV 2 E= + mgh 2
• Specific Total Energy = Energy per unit weight = Energy Height (km)
!
V2 E'= +h 2g
Aerospace Planes (TransAtmospheric Vehicles)
• Power for takeoff
• Single-stage-to-orbit
– Carrying dead weight into orbit – High structural ratio for wings, powerplants, and reusability – SSTO has very low payload ratio
• Martlet 4 orbital launch vehicle: 3 rocket stages (design study)
Gerald Bull’s Sad End
Launch Vehicle Structural Loads
• Static/quasi-static loads
– Gravity and thrust – Propellant tank internal pressure – Thermal effects
Delta Clipper
•Minimum weight -> sphere •Minimum drag -> slender body •Minimum axial load -> low thrust •Minimum lateral load -> sphere •Minimum gravity loss -> high thrust
Copyright 2008 by Robert Stengel. All rights reserved. For educational use only. /~stengel/MAE342.html
Launch Vehicle Configuration Design Goals
– – – –
Bending and torsion “Pogo” oscillations Fuel sloshing Aerodynamics and thrust vectoring
• Acoustic and mechanical vibration loads
– Rocket engine – Aerodynamic noise
Delta Clipper
Expendable vs. Reusable Launch Vehicles
• Reusable Vehicle
– – – – – – – – High initial cost High structural ratio Maintenance and repair Non-reusable parts and upplies Launch preparation Return to launch site Upgrade Replacement cost
– Turbojet/fans – Multi-cycle air-breathing engines – Rockets
Trans-Atmospheric Vehicle Concepts
• Various approaches to staging
• Boeing TAV • Rockwell TAV • Rockwell StarRaker
• Maximum payload -> lightweight structure, high mass ratio, multiple stages, high specific impulse • Perceived simplicity, improved range safety -> single stage • Minimum cost -> low-cost materials, economies of scale • Minimum environmental impact -> nontoxic propellant
• Martin Astro-Rocket • General Dynamics Triamese
Properties of Launch Vehicle Powerplants
• Heat shield-to-heat shield
• Three “identical” parallel stages
Horizontal vs. Vertical Launch
• Feasibility of “airline-like” operations? • Use of high Isp air-breathing engines • Rocket stages lifted above the sensible atmosphere • Flexible launch parameters
Launch Vehicle Design: Configurations and Structures
Space System Design, MAE 342, Princeton University Robert Stengel
Launch Vehicle Configuration Design Goals
Jules Verne Redux
• High-Altitude Research Project (HARP, 19611967) • Two 16-in battleship cannon barrels placed end-to-end • Principal designer: Prof. Gerald Bull, McGill • Sub-caliber projectile fired to 180-km altitude (Martlet 2)
Proportionality factor, E: Modulus of elasticity, or Young!s Modulus Strain deformation is reversible below the elastic limit Elastic limit = yield strength Proportional limit ill-defined for many materials
• Plug nozzle • Nozzle = Reentry Heat Shield • Fully recoverable
• 1-1/2 stage, fully recoverable • Recovery at sea • Ducted rocket
Vertical Takeoff, Horizontal Landing Vehicles
Pegasus Air-Launched Rocket
• Initial mass: 18,000 to 23,000 kg • Payload mass: 440 kg
• Three solid-rocket stages launched from an aircraft • Aerodynamic lift used to rotate vehicle for climb
• Specific Energy contributed by first stage of launch vehicle
– Less remaining drag loss (typical) – Plus Earth!s rotation speed (typical)
EarthRemaining Mach RelativeVelocity, Drag Loss, Earth Rotation Specific Kinetic Total Specific Percent Altitude, km Number km/s km/s Speed, km/s Energy, km Energy, km of Goal Scout 1st-Stage Burnout 22 Subsonic Horizontal Launch 12 Supersonic Horizontal Launch 25 Scramjet Horizontal Launch 50 Target Orbit 300 4 0.8 3 12 25 1.2 0.235 0.93 3.6 7.4 0.05 0.15 0.04 0 0.4 0.4 0.4 0.4 0.4 123.42 12.05 85.57 829.19 3403.34 145.42 24.05 110.57 879.19 3703.34 3.93% 0.65% 2.99% 23.74%