导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES
1999年 第2期　No.2 1999



卫星整流罩设计与“三化”
李耀民
　　摘要　对国内外几个典型的运载火箭整流罩进行了综合论述,较系统地阐述了卫星整流罩的组成、功能、结构形式、分离系统以及抛罩试验情况，并对卫星整流罩的设计思想、设计要求及今后如何开展卫星整流罩的“三化”(系列化,规范化,组合化)设计提出了具体意见和建议。
　　主题词　 运载火箭， 卫星整流罩， 结构设计,试验。
Satellite Fairing Design and
Systematization,Standardization and Combination
Li Yaomin
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,100076)
　　Abstract　Some typical satellite fairings for launch vehicles at home and abroad are summarizied.The composition,function,configuration,separation system,and rejection test of the satellite fairings are systematically described.Then some particular opinions and recommendations for the concept and requirement of design and the development of the systematization,standardization, and combination in satellite fairing design are given.
　　Key Words　Launch vehicle,Satellite dome ,Structural design，Test.
1　 前　言
　　当运载火箭在大气中飞行时,卫星整流罩用于保护卫星及其它有效载荷,以防止卫星受气动力,气动加热及声振等有害环境的影响。它是运载火箭的重要组成部分。
　　 根据运载任务的不同,每种型号的运载火箭都具有一种或多种形状的卫星整流罩,如单星罩、双星罩、多星罩等。就长征系列运载火箭而言,也有各自系统的卫星整流罩。随着长征系列运载火箭逐步进入国际发射市场及国内发射任务的不断增加,一种型号运载火箭也将具有多种形状的卫星整流罩，以满足不同发射任务的需求。如果按任务来设计卫星整流罩,势必增加研制周期,提高发射成本。
　　国外统计数据表明,完全定制的卫星整流罩的费用,大约比标准整流罩的费用高出75%,为此各国正在积极开展卫星(有效载荷)接口标准化,分离通用化以及卫星整流罩标准化和罩内预封装技术的研究。这不但可以大大降低发射费用,缩短发射准备时间,而且可以提高发射的成功率和可靠性。
　　目前,长征系列各型号在卫星整流罩设计方面,出现了结构雷同、形状各异的多品种卫星整流罩,造成人力、物力、财力和研制周期的浪费。开展卫星整流罩的“三化”(系列化,规范化,组合化)设计已成为当务之急。
　　本文针对目前存在的问题,通过对国内外几个典型运载火箭卫星整流罩的设计进行综合论述,从中获取一些有益于开展“三化”设计的东西,以提高卫星整流罩设计的标准化水平。
2　卫星整流罩的组成及功能
2.1　卫星整流罩的组成
　　卫星整流罩一般为蚌壳式(两半)结构,由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成(见图1)。





图1　卫星整流罩
2.2　卫星整流罩的功能
　　卫星整流罩的功能有：
　　a) 保护卫星不受气动力的作用;
　　b) 保护卫星不受气动加热的作用;
　　c) 解锁分离系统保证卫星整流罩顺利分离;
　　d) 当运载火箭处于临射状态时,可对整流罩内的温度、湿度进行调节,以保证卫星不受低温和环境的影响;
　　e) 保护罩内卫星不受各种烟雾环境的污染。
3　卫星整流罩的结构形式
3.1　按外形尺寸分
　　卫星整流罩可以分圆锥-圆筒形(图2)和圆锥-圆筒-倒锥形(图3)两种。


图2　圆锥-圆筒形卫星整流罩图3　圆锥-圆筒-倒锥形卫星整流罩

3.2　按结构形式分
3.2.1　半硬壳式铝合金铆接结构
　　半硬壳式铝合金铆接结构是由蒙皮/桁条/隔框铆接而成的半硬壳式结构。美国宇宙神和宇宙神/人马座运载火箭卫星整流罩就是采用这种结构。欧洲阿里安1运载火箭卫星整流罩也是半硬壳式结构,其端头为不锈钢半球形鼻锥,前锥段用铝合金加软木保护层制成,圆筒段由金属蒙皮和隔框/桁条制成,倒锥段为在两层凯夫拉纤维壁板间充填环氧树脂的蜂窝结构,倒锥段内壁为金属桁条加强结构。
3.2.2　复合材料夹层结构和铝合金蜂窝夹芯结构共用的复合结构
　　根据卫星整流罩部位的不同,采用了多种复合结构,如美国的大力神3运载火箭卫星整流罩采用了碳/环氧蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，欧洲阿里安4采用了碳纤维、玻璃钢纤维混合增强的环氧复合材料蒙皮和铝蜂窝夹芯胶接夹层结构。阿里安5则改为碳纤维增强塑料蒙皮和铝蜂窝芯的夹层结构。日本H-2运载火箭卫星整流罩的端头帽是用铝合金制成的一体成形件,锥段和筒段均采用了铝合金蜂窝夹层结构。为了防止气动加热的影响,在端头帽和锥段涂有二氧化硅系的耐热涂层。
　　CZ-3运载火箭卫星整流罩的端头采用了玻璃钢结构,前锥段采用了非金属玻璃钢蜂窝夹芯结构,筒段为铝合金蜂窝夹芯结构,而倒锥段则为化铣网格结构。到CZ-3A时,端头改用玻璃钢复合材料,前锥和筒段均为铝合金蜂窝夹层复合结构,外表面贴软木防热。CZ-2E运载火箭卫星整流罩的端头为玻璃钢层压结构,前锥段为玻璃钢面板和玻璃钢夹芯的胶接夹层结构,圆筒段和倒锥段采用铝合金面板和铝合金蜂窝夹芯的胶接夹层结构。
3.3　按分离方式分
3.3.1　过顶式分离的整体罩结构
　　卫星整流罩为一整体,分离时整流罩向前推,直到卫星完全脱离。
3.3.2　剥离式分离的蚌式结构
　　整流罩沿纵向分开成两半,象一个蚌壳,靠箍带或锁销、爆炸螺栓和无污染导爆索连接在一起,成为一个受力构件。分离冲量装置有弹簧、火药弹射筒、冷气射流和无污染导爆索。目前大型卫星整流罩普遍采用这种结构。
　　运载火箭卫星整流罩的结构参数见表1～2。
表1　国外卫星整流罩结构参数

型号阿里安1阿里安4东方号
(载人飞船)质子号
D-1宇宙神
2A大力神
2SLVH-2
箭长/m47.38857/59.838.365747.536/42.950
箭径/m2.6(末级)2.6(末级)2.58(末级)4.15(末级)3.053.054
罩长/m8.6538.6/9.6
/11.26.81510.4/12.26.1/9.212/12
/15/14.1
罩径/m3.242.74.153.3/4.23.054.07/45.1/
4.07/5.1
罩重/kg825725/7852 5003 0001 375/1 730625/909-
端头结构不锈钢半
球形壳　铝合金加
筋结构　铝蒙皮/桁
条/隔框　-铝蒙皮/桁
条/隔框　有孔铝蜂
窝结构　铝合金壳
体防热层
前锥段
结构　半硬壳
式结构复合材料蒙
皮和铝蜂窝铝蒙皮/桁
条/隔框　-铝蒙皮/桁
条/隔框　有孔铝蜂
窝结构　铝合金蜂窝
夹芯结构　
圆筒段
结构　半硬壳
式结构复合材料蒙
皮和铝蜂窝铝蒙皮/桁
条/隔框　-铝蒙皮/桁
条/隔框　有孔铝蜂
窝结构　铝合金壳
体防热层
倒锥段
结构　非金属蜂窝
夹芯结构　-----铝合金壳
体防热层
分离方式蚌壳式分离蚌壳式分离蚌壳式分离蚌壳式分离蚌壳式分离-蚌壳式
分离　
纵向分离采用无污
染导爆索采用无污
染导爆索导爆索分离，
弹簧推开　 机械锁式结
构， 两半罩
用66个钢球
锁连接　　无污染
导爆壳-无污染
导爆索
横向分离采用包带和
两对解锁爆
炸螺栓　　采用包带和
两对解锁爆
炸螺栓　　-4 个爆炸螺
栓，4个支点,
38个抗剪锁
及若干个拉
杆组成， 起
爆后推动拉
杆， 由上而
下解锁　　--12个无污染
爆炸螺栓　

表2　国内卫星整流罩结构参数

型号CZ-2CCZ-2ECZ-3CZ-3ACZ-3BCZ-3CCZ-4A
箭长/m3549.743.2552.5254.8454.8441.901
箭径/m3.353.352.25(末级)3.353.353.353.35
罩长/m8.510.56.54/7.1068.8879.5619.5614.908
罩径/m3.354.22.6/33.35442.9
罩重/kg-1 900450/6038901 5001 500612
端头结构酚醛玻璃钢
层压结构　酚醛玻璃钢
层压结构　酚醛玻璃钢
层压结构　玻璃钢层
压结构　玻璃钢层
压结构　玻璃钢层
压结构　玻璃钢
结构　
前锥段
结构　玻璃钢蜂
窝结构　玻璃钢蜂窝
夹芯结构　玻璃钢蜂窝
夹芯结构　铝蜂窝结构铝蜂窝结构铝蜂窝结构玻璃钢结构
圆筒段
结构　铝蜂窝夹
芯结构　铝蜂窝夹
芯结构　铝蜂窝夹
芯结构　铝蜂窝结构铝蜂窝结构铝蜂窝结构铝蜂窝
结构　
倒锥段
结构　铝蜂窝夹
芯结构　铝蜂窝夹
芯结构　化铣网
格结构-化铣网
格结构化铣网
格结构玻璃钢结构
分离方式蚌壳式分离蚌壳式平移
/翻转分离蚌壳式旋
转分离　蚌壳式旋
转分离　蚌壳式旋
转分离　蚌壳式旋
转分离　蚌壳式
分离　
纵向分离5对爆
炸螺栓无污染
导爆索剪切式爆炸
螺栓6个　 爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁火药弹射
筒分离　　
横向分离4对无污染
爆炸螺栓，
6对弹簧　12个无污染
爆炸螺栓　爆炸螺栓8
个，主、付弹
簧4个，铰链
4个　　　爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁弹簧分离爆炸螺栓解
锁火药弹射
筒分离　　

4　卫星整流罩结构设计准则
　　a) 卫星整流罩外形选择要使抖振载荷和迎面阻力达到最小。头部半锥角一般取15°≤θ≤25°,端头半径r与罩的最大直径D之比应在0.3≤2r/D≤0.7范围内。倒锥角δ的选取要考虑下面3个因素:1) 火箭的静稳定度下降;2) 抖振载荷是否增大;3) 附面层分离的可能性。
　　b) 整流罩要有良好的无线电波穿透性。为了满足有效载荷与地面站之间通信联系和遥测的需要,要专门设计透过无线电波的倒锥段。而在圆筒段上可以开无线电波窗口。
　　c) 要有相当大的有效空间(净空间)。整流罩内有效空间容积为35～40 m3 ,净空间过小会发生机械卡死使分离失败。
　　d) 整流罩上要开若干个窗口。为了便于对各种仪器进行检修和更换,要开若干个操作窗口,如卫星与地面设备相连的脱落插头插口。此外, 还要开若干个放气孔,以保证在飞行过程中泄放罩内气体,使罩内气压与罩外气压保持平衡,以免在飞行过程中罩内过压导致结构破坏。
　　e) 整流罩结构的轻量化。虽然卫星整流罩在飞出大气层(大约100～140 km上空)后被抛掉,但减轻整流罩的结构重量仍然是十分重要的。目前采用的复合材料蜂窝结构和铝蜂窝夹芯结构比半硬壳式结构轻约30%。考虑到玻璃钢结构重量比常规铝蜂窝夹层结构和半硬壳式结构重,在不要求全向透波时,尽量少用玻璃钢结构。
　　f) 整流罩防热及降噪设计。根据环境条件要求,整流罩内温度和声载环境要进行控制。质子号运载火箭卫星整流罩射前罩内温度控制在14～26.7℃,最大湿度50%,分离前最高温度为33℃,最大声载130 dB。宇宙号罩内最高温度可达180℃,最大声载140 dB。H-2罩内壁热辐射500 W/m2 ,声载141 dB。CZ-3罩内温度≤70℃,罩内壁温度≯300℃,声载约148 dB。为此,在整流罩结构设计时,要采取防热和降噪措施。
　　g) 整流罩的吊装和运输。随着运载能力的不断提高,卫星整流罩的结构尺寸由过去的罩长2.4 m增加到13.3 m。罩径由1 m增加到5.5 m,这对产品的吊装和运输带来诸多的不便。为此在结构设计时均采用了分瓣运输,整体吊装方案。CZ-2E卫星整流罩就采用了四瓣运输,两两对接组合成两半罩再组合吊装。
5　卫星整流罩分离系统
　　分离系统的功能是当运载火箭飞出大气层后,卫星整流罩的作用已完成,就将其从运载火箭上分离出去,并且使整流罩与卫星和运载火箭之间有足够的分离距离。分离系统包括纵向分离系统和横向分离系统。当两套系统引爆时,几乎同时分离(仅差0.1 s),完成抛罩任务。
5.1　分离方案
5.1.1　平推分离方案
　　采用横向包带解锁,纵向无污染导爆索平推分离。其原理是:导爆索点火后产生的燃气通过内外衰减管进到软胶囊,体积膨胀的胶囊剪切断铆钉,将半罩以一定的速度推开,实现分离。这种方案对卫星不会有任何污染,解锁与分离机构合一,简化了结构,提高了可靠性,是一种比较理想的分离方案。德尔它、阿里安、H-1等运载火箭都采用了此种方案。分离系统工作原理图见图4～6。



图4　阿里安卫星整流罩


图5　分离系统方块图图6　垂直分离系统工作原理图

5.1.2　旋转分离方案
　　横向分离和纵向分离均采用爆炸螺栓加分离弹簧的旋转分离。其原理是:接到分离指令后卫星整流罩与箭体连接的横向分离系统爆炸螺栓解锁,经0.1 s后,纵向两半罩间分离系统爆炸螺栓也随之引爆,压缩弹簧释放的弹簧力使两半罩各自绕底部的铰链旋转,转到一定角度时,借助飞行加速度使其转速增大,星罩铰链自动向后飞去。
　　此方案弹簧力作用时间长,无冲击,对星罩的结构刚度要求较横向平推方案小些。另外借助了飞行加速度,要求提供的分离能量较小,有利于减轻结构重量。
　　旋转分离系统由解锁机构和分离机构组成,解锁机构为若干个剪切式爆炸螺栓，分离机构由主副弹簧、绞链及下耳片组成。分离机构安装示意图见图7～10。CZ-3、CZ-3A就是采用这种方案。


图7　CZ-3火箭卫星整流罩结构图图8　主弹簧结构图


图9　副弹簧结构图图10　铰链、下耳片结构图

5.1.3　平移-翻转分离方案
　　纵向采用无污染导爆索,横向采用剪切式爆炸螺栓。其工作原理是:纵向由导爆索引爆解锁切断连接铆钉后,每个半罩都有约15 mm的平移运动。当平移的半罩与铰链轴发生碰撞而终止时,由于半罩的弹性,在弹性体偏心碰撞瞬间,对半罩质心横轴的碰撞动量矩使半罩具有约3°/s的初始角速度,然后半罩才在弹簧推动下绕铰链作翻转运动。这种分离方式与常规旋转分离有很大不同,被称为平移-翻转分离。CZ-2E和H-2就是采用这种方案。分离系统配置见图11～16。


图11　CZ-2E整流罩分离系统的配置图12　分离铰链结构


图13　H-2火箭卫星整流罩结构示意图图14　分离系统的主要组件


图15　分离机构图16　铰链装置结构

5.2　分离要求及设计需考虑的问题
5.2.1　分离要求
　　a) 保证在分离过程中不得与卫星碰撞;b) 无碎片飞出和逸出物污染卫星;c) 分离力对卫星的冲击必须在允许的范围内;d) 平推分离速度应大于或等于4.5 m/s。
5.2.2　设计需考虑的问题
　　a) 设计要考虑保护和分离两个方面，保护要考虑防热结构的设计;b) 分离弹簧的设计和分布应注意消除弹簧压缩后以及分离中的失效而带来的后果;c) 考虑结构变形所消耗的能量,需合理配置分离弹簧。弹簧力最好能维持到半罩重心过顶点,即便弹簧力消失,也应具有一定的转速;d) 分离机构应具有承受飞行环境的足够强度和刚度;e) 半罩倒锥段下边缘与箭体突出物是碰撞的危险点,要考虑半罩分离箭体后应具有足够的横向分离速度;f) 分离弹簧的工作负荷和工作行程应保证有足够的弹簧力矩为翻转驱动力。
6　抛罩分离试验
6.1　抛罩分离试验的目的
　　抛罩分离试验的目的有：a) 验证分离方案的正确性及协调性;b) 检验分离系统的功能;c) 测量抛罩的运动轨迹,验证理论计算结果;d) 协调分离机构,包括爆炸螺栓、弹簧铰链安装的位置;e) 鉴定易碎螺栓分离系统的有效性;f) 测定抛罩中的冲击载荷、噪声、污染、分离速度、质心旋转角速度及抛罩分离时间等计算分析用数据;g) 确定整流罩与卫星之间在试验状态下的间隙;h) 暴露尚未认识的问题。
6.2　抛罩分离试验
6.2.1　大气环境下抛罩分离试验
　　在地面大气环境下模拟飞行条件的分离试验，由于地面大气的影响,导爆索解锁后半罩运动速度偏低,半罩脱离箭体的时间也要滞后。其原因是地面试验时,两半罩间相对分离速度很高,而外界气体来不及向罩内补充,在罩上形成负压作用,降低了分离速度。另外，半罩在导爆索冲击载荷下产生呼吸变形。地面大气环境下的抛罩分离试验不能完全代表真实环境。
6.2.2　真空环境下的高空热抛罩试验
　　试验是在高真空罐内进行,并模拟爬高状态气动加热的温度变化,真实地反映了高空抛罩分离试验时的环境。从而避免了由于地面大气的影响所产生的分离速度偏低和呼吸变形的负作用。
7　卫星整流罩的“三化”设计
7.1　“三化”设计存在的问题
　　卫星整流罩的系列化、规范化、组合化设计在国外型号设计中已广泛采用,并取得了较好的经济效益。随着长征系列运载火箭逐步进入国际市场和国内外发射任务的不断增加,对整流罩的“三化”要求更加迫切,但由于我国开展“三化”设计起步较晚,再加上型号设计条块分割,各设计师系统之间缺乏有机的沟通和技术交流,致使长征系列运载火箭的卫星整流罩设计处于重复研制、多又雷同的局面，给生产、使用及对外服务造成人力、物力、研制周期上的浪费。仅以罩径为例,美国宇宙神系列所选用的罩径为3.3 m和4.2 m两种,欧洲阿里安系列所选用的罩径为3.2 m和4 m两种,日本H-2运载火箭罩径也只有4.07 m和5.1 m两种(见图17)。而长征系列中仅长二和长三系列则选用了2.2 m, 2.6 m, 3.35 m,　4 m,　4.2 m等5种罩径。在罩的长度设计上更没有考虑系列化。至于规范化、组合化设计也没有提到议事日程。


图17　H-2火箭的有效载荷整流罩
7.2　关于“三化”设计的几点建议
　　a) 建议成立跨型号的“三化”设计评审小组,对各型号的“三化”问题进行审查和评审,把“三化”设计纳入法制管理渠道。b) 开展长征系列标准型卫星整流罩的设计,使各型号可以通用。再根据任务的不同设计单星罩、双星罩和多星罩。罩径和罩长要统一在系列内,建议罩径统一为3种系列,罩长也统一为3个系列。c) 卫星整流罩结构形式实行组合化设计,把各部段设计成标准段,按任务需求组合选用,罩长变化可由一个变长度的筒段来调节。d) 统一结构形式,建议端头和前锥段各型号统一采用玻璃钢夹层结构,筒段和倒锥段统一采用铝蜂窝夹芯结构。前者考虑透波率,后者为了结构的轻量化。e) 采用统一的软木防热措施,简化工艺方法。f) 选择统一的纵向分离方案和横向分离方案,简化结构,提高可靠性。g) 制定卫星整流罩设计规范和分离试验规范,提倡规范化设计,把卫星整流罩设计提高到一个新水平。
作者单位：李耀民(北京宇航系统工程设计部，100076)
参考文献
　[1]　阿里安运载火箭.国外导弹技术,1980(3).
　[2]　日本H-2火箭整流罩的分离抛罩试验.载人航天,1995(3).
　[3]　CZ-2C卫星整流罩.世界航天运载器大全.
　[4]　CZ-2E卫星整流罩.中国航天,1992(9).
　[5]　CZ-2E卫星整流罩.中国航天,1992(1).
　[6]　苏联运载火箭发展情况分析.国外导弹技术,1985(4).
　[7]　H-2.日本航空宇宙学会志,1995(9).
　[8]　质子号运载火箭.中国航天,1995(4).
收稿日期：1998-04-20
