[拼音]：huojian jiegou

[外文]：rocket structure

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。

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。

位于火箭的顶端。头部可以是战斗部（见 弹头），也可以是航天器。

具有一定刚度的可抛掷薄壁结构。它是卫星或运载火箭末级的包封部件(图2 )，在大气层内飞行时保护卫星或之后一级火箭，承受气动载荷和热流。整流罩一般具有良好的无线电波穿透性，同时结构重量小，有足够的刚度，在气动外形上具有较小的抖振载荷和迎面阻力。头部整流罩的外形和结构随运载火箭运送的有效载荷大小和形状而异。罩内有足够的空间，以容纳一个或数个卫星或更多的实验物体。头部整流罩通常由两个半扇（或多瓣）沿纵向分离面对合而成。每扇整流罩固定在端部圆周结合面上，一般采用半硬壳式结构或复合材料结构。半硬壳结构的骨架承受主要载荷，蒙皮维持光滑的气动外形，并把空气动力传递到骨架上。整流罩的分离系统多采用简单的爆炸螺栓（或爆炸索）与弹簧分离装置组合，也有采用气体分离装置的。

贮箱占火箭体积的大部分，除了贮存推进剂外，还是火箭的承力结构（图3）。主要承受轴向载荷、弯矩和内压力。贮箱一般是薄壁结构，壁厚小于或等于箱体曲率半径的二十分之一，箱壁结构形式取决于载荷类型。主要结构形式有:半硬壳结构，多用于承受大轴向载荷的箱壁；网络结构，多用于承受较小轴向载荷的箱壁；硬壳结构，多用于承受充压载荷的箱壁。为增加结构稳定性，贮箱通常采用充压方式。推进剂贮箱一般采用铝镁或铝铜锌的合金材料，也可以采用不锈钢或其他合金材料制作。箱底外形对贮箱长度影响较大，有椭球形底、修正的椭球形底（椭球与球形的组合）、环球形底（圆环与球形组合）、环锥形底（圆环与圆锥组合）、半球形底等。箱底的结构形式分为两类：单层底多用作贮箱的上、下底；蜂窝夹层底多用作贮箱的共底，将氧化剂与燃料隔开（对于低温推进剂还起隔热作用）。低温推进剂贮箱还需要采取充分的隔热措施，以减少液体蒸发。隔热有多种方法，广泛采用的是泡沫塑料隔热结构，分为贮箱内层隔热和贮箱外层隔热两种形式。此外，还有外层氦气吹除的泡沫隔热结构，用氦气(沸点-269°C)喷吹隔热层与箱壁之间的空间，防止空气冷凝。

用以安装飞行控制仪器、遥测仪器和热调节设备，承受轴向载荷和弯矩。按所处部位不同，仪器舱有截锥和圆筒两种形式。仪器舱多采用半硬壳结构。直径较小的火箭采用整体网络结构。壁板可用铸造、机械铣切、化学铣切等方法制成。然后用螺接、焊接的方法将壁板组装成舱体。为了便于安装检查和操作，在舱体上开有一些舱口，并配有快速连接舱口盖。仪器舱的结构材料一般用普通硬铝、超硬铝、复合材料和钛合金等。仪器通过安装支架或安装座板固定在仪器舱壁的桁条或框上。安装座板一般设计成散热器，以保持正常的工作环境。

级间段是多级火箭级间的连接部件，其结构形式与分离方式有关。冷分离方式的级间段采用半硬壳结构；热分离方式的级间段可采用合金钢管焊接成形的杆系结构，便于上面级发动机燃气流顺畅排出（图4）；也可采用开有排气舱口的网络结构。

安装发动机并把推力传给贮箱的承力构件。它还是发动机零、组件的安装支持部件（图5 ）。大型运载火箭发动机推力结构为杆系结构或半硬壳结构，后者有圆筒形和截锥形两种形式，它们能均匀地传递推力。

位于火箭的尾部。是火箭竖立在发射台上的承力构件，又是发动机的保护罩。当火箭有尾翼时，它是尾翼的支持部件。尾舱一般是多开口半硬壳圆筒形（或截锥形）铆接结构。尾舱上如有发射支点，它还承受轴向载荷和侧风引起的弯矩和剪力。发射支点如在火箭的其他部件上，尾舱则只承受在大气层飞行时的空气动力载荷，所以重量较小。尾舱的结构材料一般选用普通硬铝和超硬铝，尾舱底部由于温度较高必须采用防热材料，如耐热不锈钢、石墨、复合材料等。在一些火箭的尾舱上装有4个尾翼，用以增加火箭的静稳定性，改善火箭的稳定控制性能。

与液体火箭结构类似，差别在于固体火箭的箭体同时又是发动机的壳体，推进剂装于其内（图6）。固体火箭的运动组件较少，结构简单。固体火箭的比冲和燃烧时间有限，在运载能力相同时固体火箭比液体火箭所需级数多。

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。

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

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