航空航天概論要點(diǎn)2

1、2008-2009學(xué)年航空航天概論要點(diǎn)Copyright Buaasoft航空航天概論要點(diǎn)（正式稿）第一章 航空航天發(fā)展概況1.1 航空航天基本概念航空：載人或不載人的飛行器在地球大氣層中的航行運(yùn)動(dòng)。航空按其使用方向有軍用航空和民用航空之分。軍用航空泛指用于軍事目的的一切航空活動(dòng)，主要包括作戰(zhàn)、偵察、運(yùn)輸、警戒、訓(xùn)練和聯(lián)絡(luò)救生等。民用航空泛指利用各類航空器為國(guó)民經(jīng)濟(jì)服務(wù)的非軍事性飛行活動(dòng)。民用航空分為商業(yè)航空和通用航空兩大類。航天是指載人或不載人的航天器在地球大氣層之外的航行活動(dòng)，又稱空間飛行或者宇宙航行。航天實(shí)際上又有軍用和民用之分。1.2 飛行器的分類、構(gòu)成與功用在地球大氣層內(nèi)、外飛行的器

2、械稱為飛行器。在大氣層內(nèi)飛行的飛行器稱為航空器。航空器輕于空氣的航空器氣球飛艇重于空氣的航空器固定翼航空器飛機(jī)滑翔機(jī)旋翼航空器直升機(jī)旋翼機(jī)撲翼機(jī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)航天器是指在地球大氣層以外的宇宙空間，基本按照天體力學(xué)的規(guī)律運(yùn)動(dòng)的各類飛行器。航天器無(wú)人航天器人造地球衛(wèi)星科學(xué)衛(wèi)星應(yīng)用衛(wèi)星技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星空間探測(cè)器月球探測(cè)器行星和行星際探測(cè)器載人航天器載人飛船衛(wèi)星式載人飛船登月載人飛船空間站航天飛機(jī)空天飛機(jī)1.3 航空航天發(fā)展概況1783年6月5日，法國(guó)的蒙哥爾費(fèi)兄弟用麻布制成的熱氣球完成了成功的升空表演。1852年，法國(guó)人H.吉法爾在氣球上安裝了一臺(tái)功率約為2237W的蒸汽機(jī)，用來(lái)帶動(dòng)一個(gè)三葉螺旋槳，使其成為

3、第一個(gè)可以操縱的氣球，這就是最早的飛艇。1903年12月17日，弟弟奧維爾·萊特，駕駛“飛行者”1號(hào)進(jìn)行了試飛，當(dāng)天共飛行了4次，其中最長(zhǎng)的一次在接近1min的時(shí)間里飛行了260m的距離。這是人類歷史上第一次持續(xù)而有控制的動(dòng)力飛行。1947年10月14日，美國(guó)X-1研究機(jī)，首次突破了“聲障”。噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)（我國(guó)習(xí)慣稱殲擊機(jī)）的更新?lián)Q代代表了航空技術(shù)的發(fā)展歷程。代特點(diǎn)代表機(jī)型第一代戰(zhàn)斗機(jī)高亞聲速或低超音速、后掠翼、裝渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、帶航炮和空空火箭，后期裝備第一代空空導(dǎo)彈和機(jī)載雷達(dá)米格-15、F-100、米格-19第二代戰(zhàn)斗機(jī)小展弦比薄機(jī)翼和帶加力的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行速度達(dá)到2倍聲速，用第二

4、代空空導(dǎo)彈取代了空空火箭和第一代空空導(dǎo)彈，配裝有晶體管雷達(dá)的火控系統(tǒng)。F-4、米格-21、幻影III第三代戰(zhàn)斗機(jī)邊條翼、前緣襟翼、翼身融合等先進(jìn)氣動(dòng)布局以及電傳操縱和主動(dòng)控制技術(shù)，裝渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，具有高的亞聲速機(jī)動(dòng)性，配備多管速射航炮和先進(jìn)的中距和近距格斗導(dǎo)彈，一般裝有脈沖多普勒雷達(dá)和全天候火控系統(tǒng)，具有多目標(biāo)跟蹤和攻擊能力，平視顯示器和和多功能顯示器為主要的座艙儀表。第三代戰(zhàn)斗機(jī)在突出中、低空機(jī)動(dòng)性的同時(shí)，可靠性、維修性和戰(zhàn)斗生存性得到很大改善。F-15、F-16、米格-29、蘇-27、幻影-2000第四代戰(zhàn)斗機(jī)綜合使用了隱身、航電、材料、發(fā)動(dòng)機(jī)和氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面的最新技術(shù)成果發(fā)展而成，是一種

5、全面先進(jìn)的戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)。F-22、（F-35）火箭之父：俄國(guó)的K.齊奧爾科夫斯基1957年10月4日，世界上第一顆人造地球衛(wèi)星從蘇聯(lián)的領(lǐng)土上成功發(fā)射。1969年7月20日，“阿波羅”11號(hào)飛船首次把兩名航天員N.阿姆斯特朗和A.奧爾德林送上了月球表面。1986年1月28日，“挑戰(zhàn)者”號(hào)發(fā)射升空不久即爆炸，7名航天員全部罹難。2003年美國(guó)當(dāng)?shù)貢r(shí)間2月1日，載有7名航天員的“哥倫比亞”號(hào)航天飛機(jī)結(jié)束任務(wù)返回地球，在著陸前16分鐘發(fā)生意外，航天飛機(jī)解體墜毀，機(jī)上航天員全部罹難。1.4 我國(guó)的航空航天工業(yè)新中國(guó)自行設(shè)計(jì)并研制成功的第一架飛機(jī)是殲教1。我國(guó)自行設(shè)計(jì)制造并投入成批生產(chǎn)和大量裝備部隊(duì)的第一種

6、飛機(jī)是初教6。我國(guó)第一架噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)是殲5型飛機(jī)，是一種高亞聲速殲擊機(jī)。殲6飛機(jī)是我國(guó)第一代超聲速戰(zhàn)斗機(jī)，可達(dá)1.4倍聲速。我國(guó)第二代超聲速戰(zhàn)斗機(jī)包括殲7和殲8系列。殲8系列飛機(jī)的研制成功，標(biāo)志著我國(guó)的軍用航空工業(yè)進(jìn)入了一個(gè)自行研究、自行設(shè)計(jì)和自行制造的新階段。殲10戰(zhàn)斗機(jī)是我國(guó)自行研制的具有完全自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的第三代戰(zhàn)斗機(jī)，實(shí)現(xiàn)了我國(guó)戰(zhàn)斗機(jī)從第二代向第三代的歷史性跨越?！氨本?號(hào)是新中國(guó)自行研制的第一架輕型旅客機(jī)。由北京航空航天大學(xué)的前身北京航空學(xué)院的師生設(shè)計(jì)、生產(chǎn)。2007年2月26日，國(guó)務(wù)院正式批準(zhǔn)我國(guó)大飛機(jī)國(guó)家重大專項(xiàng)立項(xiàng)實(shí)施，標(biāo)志著我國(guó)大型民用客機(jī)和大型運(yùn)輸機(jī)進(jìn)入工程研制階段。197

7、0年4月24日21時(shí)35分，我國(guó)第一枚運(yùn)載火箭“長(zhǎng)征”1號(hào)攜帶著中國(guó)的第一顆人造地球衛(wèi)星，從我國(guó)酒泉衛(wèi)星發(fā)射場(chǎng)發(fā)射升空，10分鐘后，衛(wèi)星順利進(jìn)入軌道。1970年4月24日，我國(guó)成功發(fā)射第一顆人造地球衛(wèi)星“東方紅”1號(hào)。我國(guó)的氣象衛(wèi)星稱為“風(fēng)云”系列。我國(guó)成功研制和發(fā)射了“北斗”導(dǎo)航定位衛(wèi)星。2003年10月15日，“長(zhǎng)征”2號(hào)F運(yùn)載火箭，托著我國(guó)第一艘載人飛船“神州”5號(hào)勝利升空。我國(guó)第一位航天員楊利偉。2005年10月12日上午9時(shí)，搭載費(fèi)俊龍和聶海勝兩名中國(guó)航天員的“神州”6號(hào)飛船在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射升空。2007年10月24日18時(shí)05分，“嫦娥”1號(hào)月球探測(cè)衛(wèi)星從西昌發(fā)射中心由“長(zhǎng)征

8、”3號(hào)甲運(yùn)載火箭成功發(fā)射。2008年9月25日21時(shí)10分“神州”7號(hào)飛船發(fā)射，在軌期間，中國(guó)航天員翟志剛在搭檔劉伯明和景海鵬的協(xié)助下首次出倉(cāng)進(jìn)行太空行走，飛船飛行到第31圈時(shí)，成功釋放伴飛小衛(wèi)星。第二章飛行環(huán)境及飛行原理2.1 飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣飛行環(huán)境和空間飛行環(huán)境。根據(jù)大氣中溫度隨高度的變化，可將大氣層劃分為對(duì)流層、平流層、中間層、熱層和散逸層5個(gè)層次。大氣層特點(diǎn)對(duì)流層氣溫隨高度增加而降低；風(fēng)向、風(fēng)速經(jīng)常變化；空氣上下對(duì)流劇烈；有云、雨、霧、雪等天氣現(xiàn)象。對(duì)流層是天氣變化最復(fù)雜的一層，飛行中所遇到的各種天氣變化幾乎都出現(xiàn)在這一層中。（最低）平流層空氣沿鉛垂方向的運(yùn)動(dòng)較弱，因而氣流較

9、平穩(wěn)，能見(jiàn)度較好。（較低）中間層氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當(dāng)強(qiáng)烈的鉛垂方向的運(yùn)動(dòng)。（中間）熱層空氣密度極小，空氣處于高度電離狀態(tài)，溫度隨高度增高而上升。（次高）散逸層空氣極其稀薄，大氣分子不斷地向星際空間逃逸。（最高）連續(xù)性假設(shè)：研究飛行器和大氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計(jì)，即把氣體看成連續(xù)的介質(zhì)。大氣的粘性是空氣在流動(dòng)過(guò)程中表現(xiàn)出的一種物理性質(zhì)，也叫做大氣的內(nèi)摩擦力。大氣的粘性，主要是氣體分子作不規(guī)則運(yùn)動(dòng)的結(jié)果。對(duì)于像空氣這種內(nèi)摩擦系數(shù)很小的流體，當(dāng)物體在空氣中的運(yùn)動(dòng)速度不是很大時(shí)，粘性的作用也就不很明顯，此時(shí)，可以采用理想流體模型來(lái)做理論分析。通常把不考慮粘性

10、的流體（即流體的內(nèi)摩擦系數(shù)趨于零的流體），稱為理想流體或無(wú)粘流體。當(dāng)氣流的速度較小時(shí)，壓強(qiáng)的變化量較小，其密度的變化也很小，因此在研究大氣低速流動(dòng)的有關(guān)問(wèn)題時(shí)，可以不考慮大氣可壓縮性的影響。但當(dāng)大氣流動(dòng)的速度較高時(shí)，由于可壓縮性的影響，使得大氣以超聲速流過(guò)飛行器表面時(shí)與低速流過(guò)飛行器表面時(shí)有很大的差別，在某些方面甚至還會(huì)發(fā)生質(zhì)的變化。就必須考慮大氣的可壓縮性（氣體的可壓縮性是指當(dāng)氣體的壓強(qiáng)改變時(shí)其密度和體積改變的性質(zhì)）。聲速是指聲波在物體中傳播的速度。聲速的大小和傳播介質(zhì)有關(guān)。在對(duì)流層中，氣溫隨高度增加而降低，聲速也隨著降低。馬赫數(shù)Ma，衡量空氣被壓縮程度的大小。，v表示在一定高度上，飛行器的

11、飛行速度，a表示該處的聲速。根據(jù)Ma的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區(qū)域：2.2 流動(dòng)氣體的基本規(guī)律相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理：“空氣流動(dòng)，物體不動(dòng)”和“空氣靜止，物體運(yùn)動(dòng)”產(chǎn)生的空氣動(dòng)力效果完全一樣。只要物體和空氣之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)，就會(huì)在物體上產(chǎn)生空氣動(dòng)力。可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程：不可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程：（A為所取截面的面積）不可壓理想流體的伯努利方程：低速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)：(此時(shí)近似認(rèn)為不可壓縮） ；反之 。高速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)：；反之。拉瓦爾噴管是使氣流由亞聲速加速成超音速的一種先收縮后擴(kuò)張的管道，當(dāng)然要想變?yōu)槌羲?，?duì)氣流還必須的是沿氣流方向有一定壓力差。2.3 飛機(jī)上的空氣

12、動(dòng)力作用及原理翼弦與相對(duì)氣流速度v之間的夾角叫“迎角”。假設(shè)翼型有一個(gè)不大的迎角，當(dāng)氣流流到翼型的前緣時(shí)，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼面。由于翼型的作用，當(dāng)氣流流過(guò)上翼面時(shí)流動(dòng)通道變窄，氣流速度增大，壓強(qiáng)降低，并低于前方氣流的大氣壓；而氣流流過(guò)下翼面時(shí)，由于翼型前端上仰，氣流受到阻攔，且流動(dòng)通道擴(kuò)大，氣流速度減小，壓強(qiáng)增大，并高于前方氣流的大氣壓。因此，在上下翼面之間就形成了一個(gè)壓強(qiáng)差，從而產(chǎn)生了一個(gè)向上的升力Y。失速現(xiàn)象：隨著迎角的增大，升力也會(huì)隨著增大，但當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí)，氣流就會(huì)從機(jī)翼前緣開(kāi)始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)。此時(shí)，升力會(huì)突然下降，而阻力卻迅速增大，這種現(xiàn)象稱為“

13、失速”。失速剛剛出現(xiàn)時(shí)的迎角叫“臨界迎角”。所以飛機(jī)飛行時(shí)迎角最好不要接近或大于臨界迎角。影響飛機(jī)升力的因素1. 機(jī)翼面積的影響2. 相對(duì)速度的影響3. 空氣密度的影響4. 機(jī)翼剖面形狀的影響5. 迎角的影響增升措施1. 改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；2. 增大機(jī)翼面積；3. 改變氣流的流動(dòng)狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離。低速飛機(jī)上的阻力按其產(chǎn)生的原因不同可分為摩擦阻力、壓強(qiáng)阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力。1. 摩擦阻力摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性、飛機(jī)表面的狀況、附面層中氣流的流動(dòng)情況和同氣流接觸的飛機(jī)表面積的大小?？諝獾恼承栽酱?，飛機(jī)表面越粗糙，飛機(jī)的表面積越大，則摩擦阻力越大。為

14、了減小摩擦阻力，應(yīng)在這些方面采取必要的措施。另外，用層流翼型代替古典翼型，使紊流層盡量后移，對(duì)減小摩擦阻力也是有益的。2. 壓差阻力為了減小飛機(jī)的壓差阻力，應(yīng)盡量減小飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積，并對(duì)飛機(jī)的各部件進(jìn)行整流，做成流線型，有些部件如活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)頭應(yīng)安裝整流罩。3. 誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力與機(jī)翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關(guān)?？梢酝ㄟ^(guò)增大展弦比，選擇適當(dāng)?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ鐧E圓形的機(jī)翼平面形狀），增加“翼梢小翼”等來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。4. 干擾阻力干擾阻力和飛機(jī)不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān)，因此，在設(shè)計(jì)時(shí)要妥善地考慮和安排各部件的相對(duì)位置，必要時(shí)在這些部件之間加裝流線型的整流片，使連接處圓滑過(guò)渡，盡量

15、避免旋渦的產(chǎn)生。2.4 高速飛行的特點(diǎn)激波實(shí)際上是受到強(qiáng)烈壓縮的一層薄薄的空氣。正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波。斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波。（P95圖）由激波阻滯氣流的產(chǎn)生的阻力叫做激波阻力，簡(jiǎn)稱波阻。某些超聲速飛機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼等部分的前緣設(shè)計(jì)成尖銳的形狀，就是為了減小激波強(qiáng)度，進(jìn)而減小激波阻力。與臨界速度相對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)就叫做“臨界馬赫數(shù)”，用Ma臨界表示。當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨Ma臨界時(shí)，機(jī)翼上就會(huì)出現(xiàn)一個(gè)局部超聲速區(qū)，并在那里產(chǎn)生一個(gè)正激波。這個(gè)正激波是由于局部產(chǎn)生的，所以叫“局部激波”。(臨界速度是氣流的速度，當(dāng)氣流以此速度從前緣爬升到機(jī)翼最高點(diǎn)時(shí)，剛好加速到聲速)局

16、部激波和波阻的產(chǎn)生，是出現(xiàn)“聲障”問(wèn)題的根本原因。飛機(jī)氣動(dòng)布局的類型：（P98圖）按機(jī)翼和機(jī)身的連接位置分：上單翼、中單翼、下單翼；按機(jī)翼弦平面有無(wú)上反角分：上反翼、無(wú)上反翼、下反翼；按立尾的數(shù)量分：?jiǎn)瘟⑽?、雙立尾、V形尾；按縱向氣動(dòng)布局分：正常式、鴨式、無(wú)尾式超聲速飛機(jī)的翼型特點(diǎn)：大都采用相對(duì)厚度小的對(duì)稱翼型或接近對(duì)稱的翼型。波阻較小的翼型有：雙弧形、菱形、楔形、雙菱形超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局型式（7種）后掠機(jī)翼三角形機(jī)翼小展弦比機(jī)翼變后掠機(jī)翼邊條機(jī)翼“鴨”式飛機(jī)無(wú)尾式布局超聲速飛機(jī)和低、亞聲速飛機(jī)的外形區(qū)別1. 低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比較大，梢根比也較大；超聲速飛機(jī)機(jī)翼相反。2.

17、低速飛機(jī)常采用無(wú)后掠角或小后掠角的梯形直機(jī)翼，亞聲速飛機(jī)的后掠角一般也比較?。ㄐ∮?5°），而超聲速飛機(jī)一般為大后掠機(jī)翼或三角形機(jī)翼。3. 低、亞聲速飛機(jī)的機(jī)翼翼型一般為圓頭尖尾型，前緣半徑較大，相對(duì)厚度也比較大（0.10.12）；而超聲速飛機(jī)機(jī)翼翼型頭部為小圓頭或尖頭（前緣半徑比較小），相對(duì)厚度比較?。?.05）。4. 低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展長(zhǎng)一般大于機(jī)身的長(zhǎng)度，機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比較小，一般為57之間，機(jī)身頭部半徑比較大，前部機(jī)身比較短，有一個(gè)大而突出的駕駛艙；而超聲速飛機(jī)機(jī)身的長(zhǎng)度大于翼展的長(zhǎng)度，機(jī)身比較細(xì)長(zhǎng)，機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比一般大于8，機(jī)身頭部較尖，駕駛艙與機(jī)身融合成一體，成流線形。飛機(jī)在超

18、聲速飛行時(shí)，在飛機(jī)上形成的激波，傳到地面上形成如同雷鳴般的爆炸聲，這就是所謂的“聲爆”現(xiàn)象。由氣動(dòng)加熱引起的危險(xiǎn)（結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度降低，飛機(jī)氣動(dòng)外形受到破壞，危及飛行安全）障礙就稱為“熱障”。所以“熱障”實(shí)際上是空氣動(dòng)力加熱造成的。2.5 飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操作性飛機(jī)的飛行性能一般包括飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機(jī)動(dòng)性能等。飛行速度，對(duì)軍用飛機(jī)來(lái)說(shuō)一般指的是最大平飛速度，而對(duì)民用飛機(jī)來(lái)說(shuō)一般指的是巡航速度。航程是指在載油量一定的情況下，飛機(jī)以巡航速度（不進(jìn)行空中加油）所能飛越的最遠(yuǎn)距離。飛機(jī)的靜升限是指飛機(jī)能作水平直線飛行的最大高度。飛機(jī)的起飛過(guò)程：地面滑跑、離地、爬升；飛機(jī)的著陸

19、過(guò)程：下滑、拉平、平飛減速、飄落、滑跑所謂飛機(jī)的穩(wěn)定性，是指在飛行過(guò)程中，如果飛機(jī)受到某種擾動(dòng)而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失以后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機(jī)重心的位置，只有當(dāng)飛機(jī)的重心位于焦點(diǎn)前面時(shí)，飛機(jī)才是縱向穩(wěn)定的。飛機(jī)主要靠垂直尾翼的作用來(lái)保證方向穩(wěn)定性。飛機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性主要是由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角和垂直尾翼的作用產(chǎn)生的。飛機(jī)的操縱性是指駕駛員通過(guò)操縱設(shè)備（如駕駛桿、腳蹬和氣動(dòng)舵面等）來(lái)改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的能力。直升機(jī)的布局：?jiǎn)涡碇鄙龣C(jī)、共軸式雙旋翼直升機(jī)、縱列式雙旋翼直升機(jī)、橫列式雙旋翼直升機(jī)、帶翼式直升機(jī)。（P124圖）直

20、升機(jī)的操縱系統(tǒng)1. 總距操縱（總槳距油門(mén)操縱）：控制升降；2. 變距操縱：實(shí)現(xiàn)縱向（包括俯仰）及橫向（包括滾轉(zhuǎn)）運(yùn)動(dòng)（前后左右）；3. 腳操縱（航向操縱）：轉(zhuǎn)向。2.7 航天器飛行原理開(kāi)普勒（Kepler）三大定律第一定律（橢圓定律）：所有行星繞太陽(yáng)的運(yùn)行軌道都是橢圓，而太陽(yáng)則位于橢圓的一個(gè)焦點(diǎn)上。第二定律（面積定律）：在相等的時(shí)間內(nèi)，行星與太陽(yáng)的連線所掃過(guò)的面積相等。第三定律（調(diào)和定律）：行星運(yùn)動(dòng)周期的平方與行星至太陽(yáng)的平均距離的立方成正比，即行星公轉(zhuǎn)的周期只和半長(zhǎng)軸有關(guān)。軌道要素1. 軌道半長(zhǎng)軸a2. 軌道偏心率e3. 軌道傾角i4. 升交點(diǎn)赤經(jīng)5. 近地點(diǎn)幅角6. 過(guò)近地點(diǎn)時(shí)刻t衛(wèi)星軌道

21、：圓軌道和橢圓軌道、順行軌道和逆行軌道、地球同步軌道、太陽(yáng)同步軌道、極軌道、回歸軌道（理解）“嫦娥”1號(hào)衛(wèi)星經(jīng)歷了在地球軌道、地月轉(zhuǎn)移軌道和環(huán)月軌道的漫長(zhǎng)征程，于07年11月7日正式進(jìn)入工作軌道，成為月球的一顆衛(wèi)星。第三章飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)的分類與特點(diǎn)航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)的分類航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)垂直起落發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固-液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)非化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)電火箭發(fā)動(dòng)機(jī)核火箭發(fā)動(dòng)機(jī)太陽(yáng)能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合發(fā)動(dòng)機(jī)火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

22、火箭渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)3.2 活塞式航空發(fā)電機(jī)活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理四個(gè)行程：進(jìn)氣行程、壓縮行程、膨脹行程、排氣行程（P149）3.3 空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)1. 推力：發(fā)動(dòng)機(jī)的推力是作用在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外表面上壓力的合力，其單位為N2. 單位推力：每單位流量的空氣（單位為kg/s）進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的推力3. 推重比：發(fā)動(dòng)機(jī)推力（地面最大工作狀態(tài)下）和其結(jié)構(gòu)重量之比。4. 單位耗油率：產(chǎn)生單位推力（1 N）每小時(shí)所消耗的燃油量，其單位為kg/(N.h)。燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程如下：空氣首先由進(jìn)氣道進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，空氣流速降低，壓力升高。當(dāng)氣流經(jīng)過(guò)壓氣機(jī)后，空氣壓力可提高幾倍

23、到數(shù)十倍。具有較高壓力的空氣進(jìn)入燃燒室，與從噴嘴噴出的燃料充分混合，經(jīng)點(diǎn)火后燃燒，燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)換為內(nèi)能，此后，燃燒產(chǎn)生的高溫高壓氣體驅(qū)動(dòng)渦輪工作，高速旋轉(zhuǎn)的渦輪產(chǎn)生機(jī)械能，帶動(dòng)壓氣機(jī)和其他附件工作。渦輪出口燃?xì)庵苯釉趪姽苤信蛎?，使燃?xì)饪捎媚芰哭D(zhuǎn)變?yōu)楦咚賴娏鞯膭?dòng)能而產(chǎn)生反作用力。1. 進(jìn)氣道系統(tǒng)。進(jìn)氣道是發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣通道，它的主要作用是整理進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流，消除旋渦，保證在各種工作狀態(tài)下都能供給發(fā)動(dòng)機(jī)所需要的空氣量。2. 壓氣機(jī)。壓氣機(jī)的作用是提高進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的空氣壓力。3. 燃燒室。燃燒室是燃料與從壓氣機(jī)出來(lái)的高壓空氣混合燃燒的地方，燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)閮?nèi)能。渦流器的作用是使空氣產(chǎn)生旋渦，

24、以便與燃料均勻混合，并在適當(dāng)部位形成點(diǎn)火源。4. 渦輪。渦輪的功用是將燃料室出口的高溫、高壓氣體的能量轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能。5. 加力燃燒室。在不改變壓氣機(jī)和渦輪工作狀態(tài)的情況下，加力燃燒室可有效地增加發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。6. 尾噴管。尾噴管是發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣系統(tǒng)。渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)是一種主要由螺旋槳提供拉力和燃?xì)馓峁┥倭客屏Φ娜細(xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，又叫做內(nèi)外涵發(fā)動(dòng)機(jī)。其中外股氣流與內(nèi)股氣流流量之比稱為涵道比。它在亞聲速飛行時(shí)有較好的經(jīng)濟(jì)性，也就是說(shuō)，在燃油量一定的情況下，推力卻有所增加，因此發(fā)動(dòng)機(jī)的效率有所提高。因此，民用渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)：高涵道比、高渦輪前溫度和高增壓比。渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪軸發(fā)

25、動(dòng)機(jī)是現(xiàn)代直升機(jī)的主要?jiǎng)恿?，它的組成部分和工作過(guò)程與渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)很相似，所不同的是燃?xì)獾目捎媚芰繋缀跞哭D(zhuǎn)變成渦輪的軸功率。沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。它們沒(méi)有專門(mén)的壓氣機(jī)，是靠飛行器高速飛行時(shí)的相對(duì)氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道后減速，將動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，是空氣靜壓提高的一種空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。它通常由進(jìn)氣道（擴(kuò)壓器）、燃燒室和尾噴管三部分組成。特點(diǎn)：構(gòu)造簡(jiǎn)單，質(zhì)量輕，推重比大，成本低，高速飛行狀態(tài)下（Ma>2）,經(jīng)濟(jì)性好、耗油率低。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)：起飛狀態(tài)、最大狀態(tài)、額定狀態(tài)、巡航狀態(tài)、慢車狀態(tài)（P165）3.4 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)：不僅自帶燃燒劑，而且自帶氧化劑，它既能在大氣層內(nèi)工作，也可

26、在大氣層外的真空中工作。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)：推力、沖量和總沖、比沖液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的組成和工作原理推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)擠壓式輸送系統(tǒng)是利用高壓氣體（壓強(qiáng)為2530MPa）經(jīng)減壓閥減壓（將壓力降至3.55.5MPa）后，進(jìn)入氧化劑箱和燃燒劑箱。泵式運(yùn)送系統(tǒng)是利用渦輪泵提高來(lái)自貯箱的推進(jìn)劑的壓強(qiáng)，使推進(jìn)劑按規(guī)定的流量和壓強(qiáng)進(jìn)入燃燒室。推進(jìn)劑貯箱壓強(qiáng)低，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較輕，但系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，一般用于推力大、工作時(shí)間長(zhǎng)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主要優(yōu)點(diǎn)是比沖高，推力范圍大，能反復(fù)起動(dòng)，較易控制推力的大小，工作時(shí)間較長(zhǎng)，在航天器的推進(jìn)系統(tǒng)中應(yīng)用較多，但不宜長(zhǎng)期存放在貯箱中。采用預(yù)包裝技術(shù)，可以很大程度上克服液

27、體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作戰(zhàn)使用性能差的缺點(diǎn)。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)1 結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單，無(wú)復(fù)雜的推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)和強(qiáng)制冷卻系統(tǒng)，除推力向量控制機(jī)構(gòu)外無(wú)其他活動(dòng)部件，可靠性較高；2 裝有固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的導(dǎo)彈操作簡(jiǎn)單，發(fā)射準(zhǔn)備工作和本身啟動(dòng)比液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方便。3 固體推進(jìn)劑性能穩(wěn)定，可以使裝填狀態(tài)下的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)射陣地上長(zhǎng)期貯存，適合戰(zhàn)略使用要求。缺點(diǎn)1. 固體推進(jìn)劑能量比液體推進(jìn)劑低，比沖較??；2. 裝藥的初始溫度對(duì)燃燒室的壓力和工作時(shí)間影響很大，且發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間較短。第四章飛行器機(jī)載設(shè)備機(jī)載設(shè)備是各種測(cè)量傳感器、各類顯示儀表和顯示器、導(dǎo)航系統(tǒng)、雷達(dá)系統(tǒng)、通訊系統(tǒng)、自動(dòng)控制系統(tǒng)、電源電氣系統(tǒng)等設(shè)備和

28、系統(tǒng)的統(tǒng)稱。機(jī)載設(shè)備將飛行器的各個(gè)組成部分連接起來(lái)，相當(dāng)于飛行器的大腦、神經(jīng)和指揮系統(tǒng)。它能幫助飛行員安全地、及時(shí)地、可靠地、精確地操縱飛行器；保障飛行器的各項(xiàng)任務(wù)功能、戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能的實(shí)現(xiàn)；自動(dòng)地完成預(yù)定的飛行任務(wù)（如自動(dòng)導(dǎo)航，自動(dòng)著陸等）；完成某些飛行員無(wú)法完成的操縱任務(wù)（如高難度的特技飛行動(dòng)作、危險(xiǎn)狀態(tài)自動(dòng)攻擊等）。4.1 傳感器、飛行器儀表與顯示系統(tǒng)飛行狀態(tài)參數(shù)包括線運(yùn)動(dòng)參數(shù)和角運(yùn)動(dòng)參數(shù)。線運(yùn)動(dòng)參數(shù)包括飛行高度、速度和線加速度；角運(yùn)動(dòng)參數(shù)包括姿態(tài)角、姿態(tài)角速度和姿態(tài)角加速度。飛行高度的測(cè)量絕對(duì)高度距實(shí)際海平面的垂直距離；相對(duì)高度距選定的參考面（如起飛OR著陸的機(jī)場(chǎng)地平面）的垂直距離；真實(shí)

29、高度距飛行器正下方地面的垂直距離；標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度距國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)氣壓基準(zhǔn)平面的垂直距離。P189，P191氣壓是高度表及氣壓式空速表的原理陀螺儀：定軸性、進(jìn)動(dòng)性P198陀螺地平儀原理機(jī)械儀表。優(yōu)點(diǎn)：結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，顯示清晰；缺點(diǎn)：部件間存在摩擦影響顯示精度；壽命短、易受振動(dòng)、沖擊的影響；在低亮度環(huán)境中需要照明；不易實(shí)現(xiàn)綜合顯示。電子顯示系統(tǒng)優(yōu)點(diǎn)：1. 顯示靈活多樣，形象逼真，顯示形式有字符、圖形、表格等，并可以用彩色顯示。2. 容易實(shí)現(xiàn)綜合顯示，所以減少了儀表數(shù)量，使儀表板布局簡(jiǎn)潔，便于觀察；3. 由于消除了機(jī)械儀表因摩擦、振動(dòng)等引起的附加誤差，顯示精度顯著提高。4. 采用固態(tài)器件，壽命長(zhǎng)，可靠性高；5

30、. 隨著集成化程度的提高，重量不斷減輕，價(jià)格不斷下降。顯示系統(tǒng)發(fā)展趨勢(shì)：彩色液晶顯示器：重量輕、體積小、低功耗、高清晰度和高可靠性à大屏幕全景顯示器à語(yǔ)音進(jìn)行指令控制4.2 飛行器導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航是把航空器、航天器、火箭和導(dǎo)彈等運(yùn)動(dòng)體從一個(gè)地方引導(dǎo)到目的地的過(guò)程。目前常用的飛行器導(dǎo)航方式有：無(wú)線電導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航、衛(wèi)星導(dǎo)航、圖像匹配導(dǎo)航和天文導(dǎo)航等。無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)（P205208）1. 測(cè)向無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)全向信標(biāo)系統(tǒng)2. 測(cè)距無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)3. 測(cè)距差無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)4. 測(cè)速無(wú)線電導(dǎo)航慣性導(dǎo)航系統(tǒng)：平臺(tái)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（P210）衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)：GPS系統(tǒng)共有24顆導(dǎo)航衛(wèi)星，21顆主星3顆備份圖像匹配導(dǎo)航系統(tǒng)：原理：預(yù)先將飛行器經(jīng)過(guò)的地域，通過(guò)大氣測(cè)量、航空攝影、衛(wèi)星攝影或已有的地形圖等方法將地形數(shù)據(jù)（主要是地形位置和高度數(shù)據(jù)）制做成數(shù)字化地圖，儲(chǔ)存在飛行器的計(jì)算機(jī)中。圖像匹配導(dǎo)航可以分為地形匹配導(dǎo)航和景象匹配導(dǎo)航兩種。4.3 飛行器飛行控制系統(tǒng)電傳操縱系統(tǒng)是將飛行員的操縱動(dòng)作通過(guò)微型操縱桿轉(zhuǎn)變?yōu)殡娭噶钚盘?hào)，由電纜傳輸?shù)叫盘?hào)處理系統(tǒng)處理后，再控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力和位移，操縱氣動(dòng)舵面來(lái)駕駛飛行器。目前主要采用余度技術(shù)提高電傳操縱系統(tǒng)的可靠性。余度技術(shù)就是指在同一架飛行器上并列著三套（或四套）相同（或相似）的電傳操縱裝置，通過(guò)計(jì)算機(jī)軟件把