火箭設計

① 長征火箭的總設計師是誰

李東。

我國新一代運載火箭——長征五號運載火箭正式立項研製，李東擔任該型火箭的總設計師。10年中，他全程主持了我國首個大型火箭長征五號的論證、預研和工程研製工作，突破了大直徑箭體結構、全新無毒無污染低溫動力等12類247項關鍵技術，

完成我國火箭箭體結構的設計、材料、工藝、製造裝備和試驗能力從3.35米到5米的全面升級換代，促進了新一代中、小型火箭發展，帶動了新材料、新工藝、新裝備的進步，為我國重型火箭研製和中國航天未來發展提供重要支撐。

(1)火箭設計擴展閱讀：

長征火箭已經擁有退役、現役共計4代17種型號。其中長征一號、長征二號、長征二號E、長征三號、長征四號甲5個型號已退役；長征二號丙、長征二號丁、長征二號F、長征三號甲、長征三號乙、長征三號丙、長征四號乙、長征四號丙、長征五號、長征六號、長征七號和長征十一號12個型號在役。另有長征五號乙、長征六號甲、長征六號X、長征七號甲、長征八號、長征十一號甲6個型號在研，長征九號1個型號論證中。

長征火箭具備發射低、中、高不同地球軌道不同類型衛星及載人飛船的能力，並具備無人深空探測能力。低地球軌道（LEO）運載能力達到14噸，太陽同步軌道（SSO）運載能力達到15噸，地球同步轉移軌道（GTO）運載能力達到14噸。

② 火箭的設計圖

C 姚明
PF 斯科拉
SF 巴蒂爾
PG 麥迪
SG 弗朗西斯

③ 運載火箭總體設計是怎樣誕生的

1968年11月，為確保衛星按計劃發射，國防科委決定，將「長征一號」運載火箭的研製任務由八院移交給一院。

同時，國防科委決定明確提出：

由我國運載火箭技術研究院負責設計和研製「長征一號」運載火箭，任新民被任命為總體設計室主任。

「長征一號」火箭的總體設計工作最初是由七機部第八設計院負責，總設計師是王希季。後來，國防科委決定將八院的任務由運載火箭總體研究改為航天器總體研究，「長征一號」的總體任務交給一院，即運載火箭研究院負責。

最初確定「長征一號」總體方案時，任新明曾經提出了三種可供選擇的方案：一是更換「東風四號」兩級導彈的推進劑，把衛星直接射入軌道；二是在兩級導彈上再加一個液體第三級火箭；三是在兩級導彈上再加一個固體第三級火箭。

三種方案各有利弊。第一種方案可以發射60至200公斤的星，但軌道高度低，不利於後續發射其他科學試驗衛星；第二種方案各方面都不錯，但要分散研製精力，時間長，耗費多。經過反復論證，最後確定採用第三種方案。

「長征一號」運載火箭總體設計室的全體科研人員，針對當時「651」衛星的發射需要，結合以上國外的先進經驗，他們最終擬定「長征一號」的設計總原則是：

航天運載火箭與遠程導彈相比，有兩項新的要求。第一，要能飛出稠密的大氣層，第二是必須達到第一宇宙速度，即每秒7.9公里的速度。

所以，「長征一號」火箭需要採取三級火箭式結構。第一和第二級火箭採用遠程導彈的液體火箭原型不作修改。第三級採用固體火箭。

採取這樣的決定，成功的把握大，而且可以保證進度，節省經費。需要投人大量人力和物力加以最新研製的是第三級火箭。

第三級固體火箭採取自旋穩定的方式，以保證衛星有正確的入軌姿態。

而串聯著衛星的第三級固體火箭在第二級火箭關機後，發動機在600公里的高空以噴射氮氣來保持衛星入軌前滑行段的穩定飛行，並最終將衛星推入預定軌道。

同時，在第三級火箭上安裝上遙及控制系統。

而且，為避免衛星和固體火箭在大氣層中受氣流的沖刷和加溫而受損，衛星和固體火箭被應密封在整流罩內。

1968年底，任新民他們完成了「長征一號」的總體設計方案。隨後，他又帶領其他部門的科研人員投入到第一、第二級液體火箭的緊張研製工作中。

我們知道，「長征一號」運載火箭是一項復雜的系統工程，涉及到諸多的專業和學科。因此，任新民在主持研製工作中善於發揚技術民主、集思廣益。

「長征一號」火箭上裝配的外彈道測量系統，也是我國第一次投入使用的大型外彈道測量工程的箭上設備。經過科研人員的艱苦研製，也最終如期交付使用。

另外，能否對液體火箭的推進劑的進行萬無一失的掌控，也歷來是運載火箭能否成功發射的關鍵問題之一。

這是因為，液體火箭的推進劑要麼帶腐蝕性，要麼有毒，要麼需要在極低溫的條件下儲存。

例如，液氫需要在-253度的環境下,才能以液體的形式儲存。而-253度的液氫，又有「穿透」某些金屬容器的厚壁的危險，所以非常容易泄漏。

而泄漏出的氫一旦遇到空氣中的氧，特別容易引起劇烈爆炸。如此看來，這可真是防不勝防呢。

另外，火箭發動機中高速進入燃燒室的-253度的液氫，是極端高效的冷凝劑。它在噴射過程中，一旦遇到水珠或各種氣體雜質，就會把這些雜質凍結成比金屬還堅硬的顆粒，並推動它們高速運動。

這樣，這些高速運動著的，比金屬還堅硬的雜質顆粒，就有可能像子彈一樣擊穿金屬管道壁。所以，也是防不勝防呢。

再就是，還是因為-253度的液氫是極端高效的冷凝劑的緣故，所以，有的金屬材料遇到液氫，會變得像陶瓷一樣脆硬，這就是科研人員通常所說的「氫脆」。

因此，無論製造火箭的材料，還是用在火箭上的元器件和設備，必須能經受得住各種嚴酷而極端條件的考驗。

帶著這所有的難題，運載火箭研究室的全體科研人員在任新民的帶領，經過艱苦卓絕的努力，一道道技術難關都相繼被攻克了。

④ 火箭隊標志設計的含義是什麼

R下面表現上升的火箭噴出的火焰， 周圍一圈是火箭發射時的煙霧， 標志象徵了火箭隊像回火箭一樣， 蓬勃答向上、 勢不可擋。 標志設計用於模仿火箭頂部的圓椎鼻及火箭發射升空時尾端噴出的氣體，這一標志是由曾經獲過大獎的設計家EikoIshioka設計的。

⑤ 火箭外型設計原理

您玩過一種叫做「鑽天猴」的爆仗么？相傳在元代，那是依靠打仗就有這內樣一種武器，只是威容力大，范圍廣，那就是火箭的前身構造，後推力將其發射。而現在的火箭，一是外形流線體，二是有大量的燃料克服地球引力，三是表面塗抹特殊塗料進行降溫，人造衛星在頂端。

麻煩採納，謝謝!

⑥ 火箭的設計靈感。

上天入海再上天

⑦ 火箭設計的總體設計

在火箭研製中，總體設計將各部分的設計綜合成一個整體，保證綜合性能最佳、花費少和周期短。火箭設計一般分為指標論證、方案設計、初步設計、技術設計4個階段。 方案設計包括選擇總體參數、確定總體方案和對分系統提出初樣研製任務書。在選擇總體參數前須確定推進劑和發動機類型、級數、連接方式、操縱機構型式、分離方式、箭體各段結構型式、火箭外形和部位安排。
①推進劑選擇：推進劑占火箭起飛重量的80～95%，直接影響火箭的運載能力、發動機型式、彈道特性和使用性能。液體推進劑性能高、推力控制方便。固體推進劑可使火箭尺寸小、系統簡單、發射准備時間短、起飛加速快。選擇推進劑是為了獲得盡可能大的熱值和密度，要求液體推進劑的腐蝕性和毒性小、固體推進劑的機械強度高。用於導彈的推進劑，要求在使用溫度范圍內和長期貯存中物理和化學性能穩定。
②級數選擇：採用多級火箭可以把飛行期間無用的火箭結構依次拋掉，從而減少能量損失，提高運載能力。每級的發動機推力、工作時間和分離高度可以靈活調整。過多的級數會使火箭結構和控制變得復雜，降低可靠性和使用性能。火箭的最佳級數通常應少於按最小起飛重量所選擇的級數，一般選二級、三級或四級。多級火箭的連接有串聯式、並聯式或混合式三種型式。
③火箭的總體布局：又稱部位安排（見圖）。合理安排火箭各部段和組件的位置，要使火箭結構緊湊，傳力合理，具有良好的氣動外形和飛行穩定性，有利於安裝敏感元件、實現控制、減小偏差和級間的分離，而且使用方便。
④設計參數選擇：根據給定的入軌點參數(或射程)、有效載荷和推進劑選擇一組最佳的總體設計的參數，用這組參數來確定火箭的重量、推力和幾何尺寸等。總體設計參數主要有：發動機真空比推力（火箭理想速度與它成正比）、火箭質量比（反映火箭結構重量減輕的水平和推進劑的裝填程度）、推重比（起始推力與起飛重量之比，表示火箭加速性）、比沖比（即真空比沖與地面比沖之比，與發動機噴管的面積比有關，按照飛行高度變化選取）、火箭最大單位橫截面上的起飛載荷（反映火箭粗細程度）、多級火箭級間起飛質量比（它影響火箭尺寸及運載能力）。
為選擇總體設計參數需要進行重量分析和軌道（彈道）分析。重量分析是利用統計數據和分析計算方法找出組成火箭各部分重量與設計參數的內部聯系，從而建立火箭起飛重量與設計參數之間的關系。軌道（彈道）分析是研究火箭主動段終點速度（或射程）與主要設計參數的關系。作為初步估算，主動段終點速度用齊奧爾科夫斯基公式求出，用各種因素引起的速度損失加以修正並考慮地球旋轉的影響。不同運載任務對終點速度和軌道形狀要求不同。將航天器送入軌道的方法一般有三種（見發射彈道與入軌）。發射低軌道衛星時，通常終點選在軌道的近地點，速度取水平方向。彈道導彈設計往往按射程和所要求的彈頭再入條件來確定停火點速度的大小和方向。精確計算時通過分析建立火箭運動方程和控制方程組，利用計算機對不同設計參數的組合進行計算，一般選擇使火箭起飛重量最小的一組設計參數。 火箭設計
⑤參數分配：根據已選定的火箭技術指標、總體方案和設計參數，通過設計和分析提出分系統設計的參數。這項工作包括：計算初始參數，確定火箭的尺寸、容積、重量、重心、轉動慣量和各種偏差，對火箭的空氣動力特性、氣動加熱、飛行軌道程序、標准軌道和偏差、箭體的動力特性和液體晃動特性、載荷、輸送系統的增壓、飛行穩定性、制導精度和可靠性等進行計算和綜合分析。 在初步設計的基礎上編制用於指導產品生產、試驗、驗收的工程圖紙和技術文件。總體設計協調各個分系統的設計，使其符合總體的要求。同時編制整個火箭的地面大型試驗和飛行試驗的技術文件。
分系統設計是根據總體設計所提出的要求和設計參數，以類似總體設計的方法進行的，並依此處理它與下層系統和單機（組件）的關系。在研製的各個階段，設計、生產和試驗的信息不斷反饋回總體設計中，經過幾個設計階段的反復協調、試驗和修改設計，最終完成火箭設計。

⑧ 火箭圖紙

火箭各個受力和支承構件的總成。它的作用是安裝連接有效載荷、儀器設備和動力裝置，貯存推進劑，承受地面操作和飛行中的外力，維持良好的氣動外形，保持火箭的完整性。火箭的結構基本上是一個薄壁圓柱殼體，由蒙皮、縱向和橫向的加強件構成。早期火箭有較大的鰭狀穩定面和控制面，後來靠改變火箭發動機噴出的燃氣流的方向來穩定和控制火箭飛行，箭體上的鰭狀面漸被取消。火箭的總體結構安排（又稱部位安排）是在方案設計階段確定的（見火箭設計）。

火箭結構性能的一個重要標志是結構系數 λ，可表示為：λ＝G/(G0-G1)，式中G 為第n級火箭的結構重量，G0為第n級火箭的起飛重量,G1為第n級火箭的有效載荷。對於大小和類型相同的火箭，結構系數λ越小，表示結構設計水平越高。火箭推進方式不同，其工作原理和系統組成相差很大，主要結構也有所不同，例如核火箭在結構上以及材料的應用上需要考慮核防護、核污染、高溫冷卻等要求。

液體火箭結構一般由頭部、頭部整流罩、氧化劑貯箱和燃料（燃燒劑）貯箱、儀器艙、級間段、發動機推力結構、尾艙等部分組成（圖1）,需要分離的部位有分離連接裝置。

固體火箭發動機結構由前封頭、外殼、裝葯、噴管裝置和後封頭等部分組成。封頭、外殼和噴管裝置構成發動機燃燒室，固體推進劑在其中燃燒。燃燒室能承受1～20兆帕（約10～200大氣壓）高壓和 2500～3500K高溫，並具有足夠的動強度。前封頭上通常裝有點火裝置。前封頭是薄壁結構，用金屬製成，形狀有球形、橢球形或環-球形。大型固體火箭發動機常分段製造,靠增加段數獲得所需的推力，外殼為薄壁殼體，用合金鋼、鋁合金、復合材料製成。外殼內壁有浸膠石棉布隔熱層。外殼外表面也塗有很薄的隔熱層，以減小氣動加熱的影響。噴管裝置（單噴管或多噴管）固定或鉸接在火箭發動機後封頭上，在控制系統操縱下使燃氣流偏轉，產生控制力矩。噴管裝置在高溫條件下工作，經受燃燒產物的強烈侵蝕，需要採用耐熱材料。

彈道導彈結構導彈在結構上與火箭基本相同。一般在導彈的基礎上稍加修改即可用以發射人造衛星和飛船。導彈的貯存期較長，對工作環境的適應性要求更高。

⑨ 有什麼火箭設計方面的書籍嗎

如果你真的有興趣，可去所在地圖書館瀏覽類號為V421.1的書籍。
例：《氣動穩定無控火箭設計》版 陸軍器材部編權, 顧余銓譯 國防工業出版社 1985.6 V421.1
根據1968年英文版譯出。書名原文: Design of aerodynamically stabilized free rockets.
以表格, 曲線和計算示例等方式, 給出大量在初步設計時有用的數據, 包括系統設計, 性能參數, 結構設計, 發動機設計, 密集度和氣動力計算等。
僅供參考！

⑩ 安加拉號火箭的設計思想

(1)統一的設計概念。以液體火箭技術作為基礎，採用統一的模塊式設計結構，盡可能採用成熟技術，並引入部分重復使用概念。
(2)模塊式設計結構。赫魯尼切夫國家研究與生產空間中心將「安加拉」系列火箭稱之為「新概念」火箭，這主要是因為他們在設計「安加拉」火箭時採用了「真正意義上」的模塊式設計結構。每種「安加拉」火箭都是在通用模塊的基礎上組裝而來的，即一子級公共芯級助推器，一子級全部採用以RD-191 M型發動機作為推力裝置，液氧/RG一1作為推進劑的公用模塊。二子級採用以RD-0124型發動機作為推力裝置，液氧/RG-1作為推進劑的二子級通用模塊.或是採用以（KVI)-1M型發動機作為推力裝置，液氫/液氧作為燃料的新型二子級。前者的真空推力為357 t，後者的真空推力為461 t。上面級根據不同的任務需要可以從微風一KM,微風一MCU、微風一M和KVRB等幾種上面級中進行選擇。這樣設計的好處是不僅簡化了研製與生產過程，而且也有效地降低了研製成本。
(3)先進的成熟技術。應用成熟技術是降低研製成本的有效方法之一，而且赫魯尼切夫國家研究與生產空間中心在火箭研製技術方面具有豐富的經驗，因而他們在研製新型「安加拉」系列運載火箭過程中採用了大量的先進成熟技術。例如，一子級公共芯級助推器上使用的RD-191 M型液體火箭發動機，這種發動機是在RD-170/171型發動機基礎上改進而來的;發射准備過程採用了自動發射准備技術;上面級選用了具有軌道機動能力的微風一KM上面級(這種上面級的性能在隆聲號火箭的一首次商業驗證飛行中已被驗證)和可提高運載能力的微風一M上面級;整流罩選擇舊型火箭上使用的現成整流罩，如安加拉一1.1使用了隆聲號火箭整流罩，安加拉一1.2使用了聯盟2火箭整流罩，安加拉一A3, A5使用了質子號和質子號一M火箭整流罩。
(4)可重復使用的公共芯級助推器。火箭系統可以部分或完全重復使用是降低成本的另I種有效方法.「安加拉」火箭的一子級公共芯級助推器即採用了可重復使用技術。這種可重復使用的一子級助推器是在返回式吃行器的技術基礎上設計而成的，它的助推性能與非重復使用一子級助推器的相似。不同的是:當一子級與二子完成分離動作後，一子級公共助推器在反作用姿態控制系統與導航系統等的控制下，向普列謝茨克發射場飛行，最後藉助旋轉翼和吸氣式噴氣發動機等裝置在地面上水平著陸 。