火箭设计

① 长征火箭的总设计师是谁

李东。

我国新一代运载火箭——长征五号运载火箭正式立项研制，李东担任该型火箭的总设计师。10年中，他全程主持了我国首个大型火箭长征五号的论证、预研和工程研制工作，突破了大直径箭体结构、全新无毒无污染低温动力等12类247项关键技术，

完成我国火箭箭体结构的设计、材料、工艺、制造装备和试验能力从3.35米到5米的全面升级换代，促进了新一代中、小型火箭发展，带动了新材料、新工艺、新装备的进步，为我国重型火箭研制和中国航天未来发展提供重要支撑。

(1)火箭设计扩展阅读：

长征火箭已经拥有退役、现役共计4代17种型号。其中长征一号、长征二号、长征二号E、长征三号、长征四号甲5个型号已退役；长征二号丙、长征二号丁、长征二号F、长征三号甲、长征三号乙、长征三号丙、长征四号乙、长征四号丙、长征五号、长征六号、长征七号和长征十一号12个型号在役。另有长征五号乙、长征六号甲、长征六号X、长征七号甲、长征八号、长征十一号甲6个型号在研，长征九号1个型号论证中。

长征火箭具备发射低、中、高不同地球轨道不同类型卫星及载人飞船的能力，并具备无人深空探测能力。低地球轨道（LEO）运载能力达到14吨，太阳同步轨道（SSO）运载能力达到15吨，地球同步转移轨道（GTO）运载能力达到14吨。

② 火箭的设计图

C 姚明
PF 斯科拉
SF 巴蒂尔
PG 麦迪
SG 弗朗西斯

③ 运载火箭总体设计是怎样诞生的

1968年11月，为确保卫星按计划发射，国防科委决定，将“长征一号”运载火箭的研制任务由八院移交给一院。

同时，国防科委决定明确提出：

由我国运载火箭技术研究院负责设计和研制“长征一号”运载火箭，任新民被任命为总体设计室主任。

“长征一号”火箭的总体设计工作最初是由七机部第八设计院负责，总设计师是王希季。后来，国防科委决定将八院的任务由运载火箭总体研究改为航天器总体研究，“长征一号”的总体任务交给一院，即运载火箭研究院负责。

最初确定“长征一号”总体方案时，任新明曾经提出了三种可供选择的方案：一是更换“东风四号”两级导弹的推进剂，把卫星直接射入轨道；二是在两级导弹上再加一个液体第三级火箭；三是在两级导弹上再加一个固体第三级火箭。

三种方案各有利弊。第一种方案可以发射60至200公斤的星，但轨道高度低，不利于后续发射其他科学试验卫星；第二种方案各方面都不错，但要分散研制精力，时间长，耗费多。经过反复论证，最后确定采用第三种方案。

“长征一号”运载火箭总体设计室的全体科研人员，针对当时“651”卫星的发射需要，结合以上国外的先进经验，他们最终拟定“长征一号”的设计总原则是：

航天运载火箭与远程导弹相比，有两项新的要求。第一，要能飞出稠密的大气层，第二是必须达到第一宇宙速度，即每秒7.9公里的速度。

所以，“长征一号”火箭需要采取三级火箭式结构。第一和第二级火箭采用远程导弹的液体火箭原型不作修改。第三级采用固体火箭。

采取这样的决定，成功的把握大，而且可以保证进度，节省经费。需要投人大量人力和物力加以最新研制的是第三级火箭。

第三级固体火箭采取自旋稳定的方式，以保证卫星有正确的入轨姿态。

而串联着卫星的第三级固体火箭在第二级火箭关机后，发动机在600公里的高空以喷射氮气来保持卫星入轨前滑行段的稳定飞行，并最终将卫星推入预定轨道。

同时，在第三级火箭上安装上遥及控制系统。

而且，为避免卫星和固体火箭在大气层中受气流的冲刷和加温而受损，卫星和固体火箭被应密封在整流罩内。

1968年底，任新民他们完成了“长征一号”的总体设计方案。随后，他又带领其他部门的科研人员投入到第一、第二级液体火箭的紧张研制工作中。

我们知道，“长征一号”运载火箭是一项复杂的系统工程，涉及到诸多的专业和学科。因此，任新民在主持研制工作中善于发扬技术民主、集思广益。

“长征一号”火箭上装配的外弹道测量系统，也是我国第一次投入使用的大型外弹道测量工程的箭上设备。经过科研人员的艰苦研制，也最终如期交付使用。

另外，能否对液体火箭的推进剂的进行万无一失的掌控，也历来是运载火箭能否成功发射的关键问题之一。

这是因为，液体火箭的推进剂要么带腐蚀性，要么有毒，要么需要在极低温的条件下储存。

例如，液氢需要在-253度的环境下,才能以液体的形式储存。而-253度的液氢，又有“穿透”某些金属容器的厚壁的危险，所以非常容易泄漏。

而泄漏出的氢一旦遇到空气中的氧，特别容易引起剧烈爆炸。如此看来，这可真是防不胜防呢。

另外，火箭发动机中高速进入燃烧室的-253度的液氢，是极端高效的冷凝剂。它在喷射过程中，一旦遇到水珠或各种气体杂质，就会把这些杂质冻结成比金属还坚硬的颗粒，并推动它们高速运动。

这样，这些高速运动着的，比金属还坚硬的杂质颗粒，就有可能像子弹一样击穿金属管道壁。所以，也是防不胜防呢。

再就是，还是因为-253度的液氢是极端高效的冷凝剂的缘故，所以，有的金属材料遇到液氢，会变得像陶瓷一样脆硬，这就是科研人员通常所说的“氢脆”。

因此，无论制造火箭的材料，还是用在火箭上的元器件和设备，必须能经受得住各种严酷而极端条件的考验。

带着这所有的难题，运载火箭研究室的全体科研人员在任新民的带领，经过艰苦卓绝的努力，一道道技术难关都相继被攻克了。

④ 火箭队标志设计的含义是什么

R下面表现上升的火箭喷出的火焰， 周围一圈是火箭发射时的烟雾， 标志象征了火箭队像回火箭一样， 蓬勃答向上、 势不可挡。 标志设计用于模仿火箭顶部的圆椎鼻及火箭发射升空时尾端喷出的气体，这一标志是由曾经获过大奖的设计家EikoIshioka设计的。

⑤ 火箭外型设计原理

您玩过一种叫做“钻天猴”的爆仗么？相传在元代，那是依靠打仗就有这内样一种武器，只是威容力大，范围广，那就是火箭的前身构造，后推力将其发射。而现在的火箭，一是外形流线体，二是有大量的燃料克服地球引力，三是表面涂抹特殊涂料进行降温，人造卫星在顶端。

麻烦采纳，谢谢!

⑥ 火箭的设计灵感。

上天入海再上天

⑦ 火箭设计的总体设计

在火箭研制中，总体设计将各部分的设计综合成一个整体，保证综合性能最佳、花费少和周期短。火箭设计一般分为指标论证、方案设计、初步设计、技术设计4个阶段。 方案设计包括选择总体参数、确定总体方案和对分系统提出初样研制任务书。在选择总体参数前须确定推进剂和发动机类型、级数、连接方式、操纵机构型式、分离方式、箭体各段结构型式、火箭外形和部位安排。
①推进剂选择：推进剂占火箭起飞重量的80～95%，直接影响火箭的运载能力、发动机型式、弹道特性和使用性能。液体推进剂性能高、推力控制方便。固体推进剂可使火箭尺寸小、系统简单、发射准备时间短、起飞加速快。选择推进剂是为了获得尽可能大的热值和密度，要求液体推进剂的腐蚀性和毒性小、固体推进剂的机械强度高。用于导弹的推进剂，要求在使用温度范围内和长期贮存中物理和化学性能稳定。
②级数选择：采用多级火箭可以把飞行期间无用的火箭结构依次抛掉，从而减少能量损失，提高运载能力。每级的发动机推力、工作时间和分离高度可以灵活调整。过多的级数会使火箭结构和控制变得复杂，降低可靠性和使用性能。火箭的最佳级数通常应少于按最小起飞重量所选择的级数，一般选二级、三级或四级。多级火箭的连接有串联式、并联式或混合式三种型式。
③火箭的总体布局：又称部位安排（见图）。合理安排火箭各部段和组件的位置，要使火箭结构紧凑，传力合理，具有良好的气动外形和飞行稳定性，有利于安装敏感元件、实现控制、减小偏差和级间的分离，而且使用方便。
④设计参数选择：根据给定的入轨点参数(或射程)、有效载荷和推进剂选择一组最佳的总体设计的参数，用这组参数来确定火箭的重量、推力和几何尺寸等。总体设计参数主要有：发动机真空比推力（火箭理想速度与它成正比）、火箭质量比（反映火箭结构重量减轻的水平和推进剂的装填程度）、推重比（起始推力与起飞重量之比，表示火箭加速性）、比冲比（即真空比冲与地面比冲之比，与发动机喷管的面积比有关，按照飞行高度变化选取）、火箭最大单位横截面上的起飞载荷（反映火箭粗细程度）、多级火箭级间起飞质量比（它影响火箭尺寸及运载能力）。
为选择总体设计参数需要进行重量分析和轨道（弹道）分析。重量分析是利用统计数据和分析计算方法找出组成火箭各部分重量与设计参数的内部联系，从而建立火箭起飞重量与设计参数之间的关系。轨道（弹道）分析是研究火箭主动段终点速度（或射程）与主要设计参数的关系。作为初步估算，主动段终点速度用齐奥尔科夫斯基公式求出，用各种因素引起的速度损失加以修正并考虑地球旋转的影响。不同运载任务对终点速度和轨道形状要求不同。将航天器送入轨道的方法一般有三种（见发射弹道与入轨）。发射低轨道卫星时，通常终点选在轨道的近地点，速度取水平方向。弹道导弹设计往往按射程和所要求的弹头再入条件来确定停火点速度的大小和方向。精确计算时通过分析建立火箭运动方程和控制方程组，利用计算机对不同设计参数的组合进行计算，一般选择使火箭起飞重量最小的一组设计参数。 火箭设计
⑤参数分配：根据已选定的火箭技术指标、总体方案和设计参数，通过设计和分析提出分系统设计的参数。这项工作包括：计算初始参数，确定火箭的尺寸、容积、重量、重心、转动惯量和各种偏差，对火箭的空气动力特性、气动加热、飞行轨道程序、标准轨道和偏差、箭体的动力特性和液体晃动特性、载荷、输送系统的增压、飞行稳定性、制导精度和可靠性等进行计算和综合分析。 在初步设计的基础上编制用于指导产品生产、试验、验收的工程图纸和技术文件。总体设计协调各个分系统的设计，使其符合总体的要求。同时编制整个火箭的地面大型试验和飞行试验的技术文件。
分系统设计是根据总体设计所提出的要求和设计参数，以类似总体设计的方法进行的，并依此处理它与下层系统和单机（组件）的关系。在研制的各个阶段，设计、生产和试验的信息不断反馈回总体设计中，经过几个设计阶段的反复协调、试验和修改设计，最终完成火箭设计。

⑧ 火箭图纸

火箭各个受力和支承构件的总成。它的作用是安装连接有效载荷、仪器设备和动力装置，贮存推进剂，承受地面操作和飞行中的外力，维持良好的气动外形，保持火箭的完整性。火箭的结构基本上是一个薄壁圆柱壳体，由蒙皮、纵向和横向的加强件构成。早期火箭有较大的鳍状稳定面和控制面，后来靠改变火箭发动机喷出的燃气流的方向来稳定和控制火箭飞行，箭体上的鳍状面渐被取消。火箭的总体结构安排（又称部位安排）是在方案设计阶段确定的（见火箭设计）。

火箭结构性能的一个重要标志是结构系数 λ，可表示为：λ＝G/(G0-G1)，式中G 为第n级火箭的结构重量，G0为第n级火箭的起飞重量,G1为第n级火箭的有效载荷。对于大小和类型相同的火箭，结构系数λ越小，表示结构设计水平越高。火箭推进方式不同，其工作原理和系统组成相差很大，主要结构也有所不同，例如核火箭在结构上以及材料的应用上需要考虑核防护、核污染、高温冷却等要求。

液体火箭结构一般由头部、头部整流罩、氧化剂贮箱和燃料（燃烧剂）贮箱、仪器舱、级间段、发动机推力结构、尾舱等部分组成（图1）,需要分离的部位有分离连接装置。

固体火箭发动机结构由前封头、外壳、装药、喷管装置和后封头等部分组成。封头、外壳和喷管装置构成发动机燃烧室，固体推进剂在其中燃烧。燃烧室能承受1～20兆帕（约10～200大气压）高压和 2500～3500K高温，并具有足够的动强度。前封头上通常装有点火装置。前封头是薄壁结构，用金属制成，形状有球形、椭球形或环-球形。大型固体火箭发动机常分段制造,靠增加段数获得所需的推力，外壳为薄壁壳体，用合金钢、铝合金、复合材料制成。外壳内壁有浸胶石棉布隔热层。外壳外表面也涂有很薄的隔热层，以减小气动加热的影响。喷管装置（单喷管或多喷管）固定或铰接在火箭发动机后封头上，在控制系统操纵下使燃气流偏转，产生控制力矩。喷管装置在高温条件下工作，经受燃烧产物的强烈侵蚀，需要采用耐热材料。

弹道导弹结构导弹在结构上与火箭基本相同。一般在导弹的基础上稍加修改即可用以发射人造卫星和飞船。导弹的贮存期较长，对工作环境的适应性要求更高。

⑨ 有什么火箭设计方面的书籍吗

如果你真的有兴趣，可去所在地图书馆浏览类号为V421.1的书籍。
例：《气动稳定无控火箭设计》版 陆军器材部编权, 顾余铨译 国防工业出版社 1985.6 V421.1
根据1968年英文版译出。书名原文: Design of aerodynamically stabilized free rockets.
以表格, 曲线和计算示例等方式, 给出大量在初步设计时有用的数据, 包括系统设计, 性能参数, 结构设计, 发动机设计, 密集度和气动力计算等。
仅供参考！

⑩ 安加拉号火箭的设计思想

(1)统一的设计概念。以液体火箭技术作为基础，采用统一的模块式设计结构，尽可能采用成熟技术，并引入部分重复使用概念。
(2)模块式设计结构。赫鲁尼切夫国家研究与生产空间中心将“安加拉”系列火箭称之为“新概念”火箭，这主要是因为他们在设计“安加拉”火箭时采用了“真正意义上”的模块式设计结构。每种“安加拉”火箭都是在通用模块的基础上组装而来的，即一子级公共芯级助推器，一子级全部采用以RD-191 M型发动机作为推力装置，液氧/RG一1作为推进剂的公用模块。二子级采用以RD-0124型发动机作为推力装置，液氧/RG-1作为推进剂的二子级通用模块.或是采用以（KVI)-1M型发动机作为推力装置，液氢/液氧作为燃料的新型二子级。前者的真空推力为357 t，后者的真空推力为461 t。上面级根据不同的任务需要可以从微风一KM,微风一MCU、微风一M和KVRB等几种上面级中进行选择。这样设计的好处是不仅简化了研制与生产过程，而且也有效地降低了研制成本。
(3)先进的成熟技术。应用成熟技术是降低研制成本的有效方法之一，而且赫鲁尼切夫国家研究与生产空间中心在火箭研制技术方面具有丰富的经验，因而他们在研制新型“安加拉”系列运载火箭过程中采用了大量的先进成熟技术。例如，一子级公共芯级助推器上使用的RD-191 M型液体火箭发动机，这种发动机是在RD-170/171型发动机基础上改进而来的;发射准备过程采用了自动发射准备技术;上面级选用了具有轨道机动能力的微风一KM上面级(这种上面级的性能在隆声号火箭的一首次商业验证飞行中已被验证)和可提高运载能力的微风一M上面级;整流罩选择旧型火箭上使用的现成整流罩，如安加拉一1.1使用了隆声号火箭整流罩，安加拉一1.2使用了联盟2火箭整流罩，安加拉一A3, A5使用了质子号和质子号一M火箭整流罩。
(4)可重复使用的公共芯级助推器。火箭系统可以部分或完全重复使用是降低成本的另I种有效方法.“安加拉”火箭的一子级公共芯级助推器即采用了可重复使用技术。这种可重复使用的一子级助推器是在返回式吃行器的技术基础上设计而成的，它的助推性能与非重复使用一子级助推器的相似。不同的是:当一子级与二子完成分离动作后，一子级公共助推器在反作用姿态控制系统与导航系统等的控制下，向普列谢茨克发射场飞行，最后借助旋转翼和吸气式喷气发动机等装置在地面上水平着陆 。