航空航天概論

1、航空航天概論航空航天概論- -第二章第二章4空間環(huán)境空間環(huán)境 l空間飛行環(huán)境主要是指真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子和微流星體等所形成的飛行環(huán)境。（空間飛行器處于地球磁場(chǎng)之外，因此容易受到太陽風(fēng)等因素的影響）。5國際標(biāo)準(zhǔn)大氣國際標(biāo)準(zhǔn)大氣 l為了準(zhǔn)確描述飛行器的飛行性能，必須建立一個(gè)統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，即標(biāo)準(zhǔn)大氣。l目前我國所采用的國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，是一種“模式大氣”。它依據(jù)實(shí)測(cè)資料，用簡(jiǎn)化方程近似地表示大氣溫度、密度和壓強(qiáng)等參數(shù)的平均鉛垂分布，并將計(jì)算結(jié)果排列成表，形成國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表 。67大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 1、大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程、大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程 l大氣的狀態(tài)參數(shù)是指壓強(qiáng)P

2、、溫度T和密度 這三個(gè)參數(shù)。它們之間的關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程表示，即P=RT。l航空器在空中的飛行必須具備動(dòng)力裝置產(chǎn)生推力或拉力來克服前進(jìn)的阻力 。l根據(jù)產(chǎn)生升力的基本原理不同，航空器分為輕于(或等于)同體積空氣的航空器和重于同體積空氣的航空器兩大類。 8大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 2、連續(xù)性、連續(xù)性 l在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)，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。這就是在空氣動(dòng)力學(xué)研究中常說的連續(xù)性假設(shè) 。9大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 3、粘性、粘性 l粘性粘性 大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的牽扯作用力，即大氣相鄰流動(dòng)層間出現(xiàn)滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的

3、摩擦力，也叫做大氣的內(nèi)摩擦力 。l粘性與摩擦阻力粘性與摩擦阻力大氣流過物體時(shí)產(chǎn)生的摩擦阻力是與大氣的粘性有關(guān)系的。因此飛機(jī)飛行時(shí)所產(chǎn)生的摩擦阻力與大氣的粘性也有很大關(guān)系。 l理想流體理想流體通常把不考慮粘性的流體（即流體內(nèi)摩擦系數(shù)趨于零的流體）稱為理想流體或無粘流體 10大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 4、可壓縮性、可壓縮性 l流體是氣體（如空氣）和液體（如水）的統(tǒng)稱 。l流體可壓縮性是指流體的壓強(qiáng)改變時(shí)其密度和體積也改變的性質(zhì) 。 l當(dāng)氣流速度較小時(shí)，壓強(qiáng)和密度變化很小，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)，壓強(qiáng)和速度的變化很明顯，就必須考慮大氣可壓縮性 。11 （水和空氣的

4、壓縮性不同） 一般認(rèn)為液體是不可壓縮的，氣體是可壓縮的12大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 5、聲速、聲速l聲速是指聲波在物體中傳播的速度 。l聲速的大小和傳播介質(zhì)有關(guān)。在水中的聲速大約為1440米/秒；而在海平面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，在空氣中的聲速僅為341米/秒。由此可知介質(zhì)的可壓縮性越大，聲速越?。ㄈ缈諝猓唤橘|(zhì)的可壓縮性越小，聲速越大（如水）。 13大氣的物理性質(zhì)大氣的物理性質(zhì) 6、馬赫數(shù)、馬赫數(shù) 馬赫數(shù)Ma的定義為 式中v表示在一定高度下飛行器的飛行速度，a則表示該處的聲速。 飛行器飛行速度越大，Ma就越大，飛行器前面的空氣就壓縮得越厲害。因此，Ma的大小可作為判斷空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。vMaa

5、14Ma與飛行器飛行速度的關(guān)系與飛行器飛行速度的關(guān)系 lMa0.4, 為低速飛行； l 0.4Ma0.85, 為亞聲速飛行； l0.85Ma1.3, 為跨聲速飛行 ；l1.3Ma5.0， 為高超聲速飛行。 15流動(dòng)氣體的基本規(guī)律流動(dòng)氣體的基本規(guī)律 相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理 l飛機(jī)以一定速度作水平直線飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力與遠(yuǎn)前方空氣以該速度流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力效果完全一樣。這就是飛機(jī)相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理 。 16流動(dòng)氣體的基本規(guī)律流動(dòng)氣體的基本規(guī)律 質(zhì)量守恒與連續(xù)方程質(zhì)量守恒與連續(xù)方程l取橫截面1，2，3，假設(shè)在流管中流動(dòng)的流體質(zhì)量既不會(huì)穿越流管流出，也不會(huì)有其它流體質(zhì)量穿越流

6、面流入，則通過流管各截面的質(zhì)量流量必須相等 。 17流動(dòng)氣體的基本規(guī)律流動(dòng)氣體的基本規(guī)律 質(zhì)量守恒與連續(xù)方程質(zhì)量守恒與連續(xù)方程l在單位時(shí)間內(nèi)，流過變截面管道中任意截面處的氣體質(zhì)量都應(yīng)相等，即 l該式稱為可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程。當(dāng)氣體以低速流動(dòng)時(shí)，可以認(rèn)為氣體是不可壓縮的，即密度保持不變。則上式可以寫成（該式成為不可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程 ） 18應(yīng)用實(shí)例應(yīng)用實(shí)例l它表述了流體的流速與流管截面積之間的關(guān)系。也就是說在截面積小的地方流速大。例如在河道窄的地方，水流得比較快；而在河道寬的地方，水流得比較慢 。 19伯努利方程伯努利方程 (Bernoullis equation) D

7、aniel Bernoulli (Groningen, 8 February 1700 Basel, 8 March 1782) was a Dutch-Swiss mathematician and was one of the many prominent mathematicians in the Bernoulli family. He is particularly remembered for his applications of mathematics to mechanics, especially fluid mechanics, and for his pioneerin

8、g work in probability and statistics. Bernoullis work is still studied at length by many schools of science throughout the world.(1700-1782)20伯努利方程伯努利方程 (Bernoullis equation)外力作用于流體的功222111vAPvAPW不可壓縮流體質(zhì)量守恒系統(tǒng)能量的變化VPPW)(21WmvmghmvmghEEE)2/1(2/121122212Vm/21伯努利方程伯努利方程 由能量守恒定理描述流體流速與壓強(qiáng)之間的關(guān)系 。 在管道中穩(wěn)定流動(dòng)的

9、不可壓縮理想流體，在管道各處的流體動(dòng)壓和靜壓之和應(yīng)始終保持不變即:靜壓靜壓+動(dòng)壓動(dòng)壓=總壓總壓=常數(shù)常數(shù) 如果用P代表靜壓， 代表動(dòng)壓，則任意截面處便有212v上式就是不可壓縮流體的伯努利方程，它表示流速與靜壓之間的關(guān)系，即流體流速增加，流體靜壓將減?。环粗?，流動(dòng)速度減小，流體靜壓將增加。 22伯努利方程伯努利方程23伯努利方程伯努利方程 由連續(xù)性定理和伯努利方程可知，流體在變截面管道中流動(dòng)時(shí)，凡是截面積小的地方，流速就大，壓強(qiáng)就??；凡是截面積大的地方，流速就小，壓強(qiáng)就大。 兩船為何自動(dòng)靠近？房頂為何被掀翻？24低速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)低速氣流的流動(dòng)特點(diǎn) l當(dāng)管道收縮時(shí),氣流速度將增加，壓力將減?。?/p>

10、l當(dāng)管道擴(kuò)張時(shí),氣流速度將減小，壓力將增加 。25高速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)高速氣流的流動(dòng)特點(diǎn) l超音速氣流在變截面管道中的流動(dòng)情況，與低速氣流相反，收縮管道將使超音速氣流減速、增壓；而擴(kuò)張形管道將使超音速氣流增速、減壓 。262.3 飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理 1、什么是翼型、什么是翼型 “翼型”是指沿平行于飛機(jī)對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得到的剖面 。272.3 飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理 2、什么是翼弦和迎角、什么是翼弦和迎角 翼型最前端的點(diǎn)叫“前緣”，最后端的點(diǎn)叫“后緣”。前緣和后緣之間的連線叫翼弦。翼弦與相對(duì)氣流速度之間的夾角叫迎角 。282

11、.3 飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理飛機(jī)上的空氣動(dòng)力作用及原理 3、升力的產(chǎn)生、升力的產(chǎn)生 由于翼型作用當(dāng)氣流流過翼面時(shí)，流動(dòng)通道變窄，氣流速度增大，壓強(qiáng)降低；相反下翼面處流動(dòng)通道變寬，氣流速度減小，壓強(qiáng)增大。上下翼面之間形成了一個(gè)壓強(qiáng)差從而產(chǎn)生了一個(gè)向上的升力 。2930影響飛機(jī)升力的因素影響飛機(jī)升力的因素 l機(jī)翼面積的影響機(jī)翼面積的影響 機(jī)翼面積越大，則產(chǎn)生的升力就越大。l相對(duì)速度的影響相對(duì)速度的影響相對(duì)速度越大，機(jī)翼產(chǎn)生的升力就越大。l空氣密度的影響空氣密度的影響空氣密度越大，升力也就越大，反之當(dāng)空氣稀薄時(shí)，升力就變小了。 l機(jī)翼剖面形狀和翼迎角的影響機(jī)翼剖面形狀和翼迎角的影響機(jī)翼上產(chǎn)生升力

12、的大小與機(jī)翼剖面形狀有很大關(guān)系。在一定迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，升力也會(huì)隨之增大。當(dāng)迎角超出此范圍而繼續(xù)增大時(shí)，則會(huì)產(chǎn)生失速現(xiàn)象。 31升力公式升力公式 l翼型和迎角對(duì)升力的影響可以通過升力系數(shù)翼型和迎角對(duì)升力的影響可以通過升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出表現(xiàn)出來。總結(jié)以上因素的影響，升力的公式可寫成來?？偨Y(jié)以上因素的影響，升力的公式可寫成 2y1Y=C2V S32增升裝置增升裝置 l飛機(jī)的增生裝置通常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣位置。飛機(jī)的增生裝置通常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣位置。安裝在機(jī)翼后緣的增生裝置叫后緣襟翼。安裝在機(jī)翼后緣的增生裝置叫后緣襟翼。 B-74733增升措施增升措施 l適當(dāng)增大迎角；適當(dāng)增大迎

13、角； l改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；l增大機(jī)翼面積；增大機(jī)翼面積；l控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離?？刂茩C(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離。34飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施l1、摩擦阻力、摩擦阻力 摩擦阻力是由于大氣的粘性而產(chǎn)生的。當(dāng)氣流以一定速度流過飛機(jī)表面時(shí)，由于氣流的粘性作用。空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，因此產(chǎn)生了摩擦阻力 。減小摩擦阻力的措施摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性，飛機(jī)表面的粗糙程度和飛機(jī)的表面積大小等因素。為了減小摩擦阻力，應(yīng)在這些方面采取必要的措施。 35飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施l

14、2、壓差阻力、壓差阻力 在翼型前后由于壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力。減小壓差阻力的辦法是應(yīng)盡量減小飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積，并對(duì)飛機(jī)各部件進(jìn)行整流，做成流線形。 36飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施l3、誘導(dǎo)阻力、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨著升力而產(chǎn)生的，這個(gè)由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力叫誘導(dǎo)阻力。 氣流經(jīng)過翼型而產(chǎn)生向下的速度，稱為下洗速度，該速度與升力方向相反，是產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的直接原因。 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)。 可以通過選擇適當(dāng)?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ缣菪螜C(jī)翼）、增加翼梢小翼等方法來減小誘導(dǎo)阻力。 3738飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施l4、干擾阻

15、力、干擾阻力 干擾阻力就是飛機(jī)各部件組合到一起后由于氣流的相對(duì)干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。 干擾阻力和氣流不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān)，因此在設(shè)計(jì)時(shí)要妥善考慮和安排各部件相對(duì)位置，必要時(shí)在這些部件之間加裝整流罩，使連接處圓滑過渡，盡量減少部件之間的相互干擾。392.4高速飛機(jī)的特點(diǎn)高速飛機(jī)的特點(diǎn) 弱擾動(dòng)波的傳播弱擾動(dòng)波的傳播 40激波激波 激波實(shí)際上是受到強(qiáng)烈壓縮的一層空氣，其厚度很小。激波前后的物理特性發(fā)生了突變，由于空氣受到強(qiáng)烈壓縮，波面之后的空氣壓強(qiáng)突然增大，由高速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)知?dú)饬魉俣葧?huì)大大降低（減速、增壓） 4142正激波和斜激波正激波和斜激波 l正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的

16、激波，正激波是最強(qiáng)的激波。l斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波，激波相對(duì)較弱。 激波的強(qiáng)弱與物體的形狀有很大關(guān)系，一般來說，物體頭部越鈍激波越強(qiáng)(正激波)，波阻也大；頭部越尖時(shí)，激波越弱(斜激波)阻也小。這就是超音速飛機(jī)為什么采用尖機(jī)頭、后掠翼的緣故。43臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù) l根據(jù)流體的連續(xù)性方程，當(dāng)氣流從A點(diǎn)流過機(jī)翼時(shí)由于機(jī)翼上表面凸起使流管收縮，氣流在這里速度增加；當(dāng)氣流流到機(jī)翼最高點(diǎn)C時(shí)，流速增加到最大。當(dāng)C點(diǎn)馬赫數(shù)為1時(shí)，A點(diǎn)馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù) 。44飛機(jī)幾何外形和參數(shù)飛機(jī)幾何外形和參數(shù) l飛機(jī)的幾何外形主要由機(jī)身、機(jī)翼和尾翼等主要部件的外形共同來組成。 l機(jī)翼幾何外形可分為機(jī)翼平

17、面形狀和翼剖面形狀。機(jī)翼平面形狀主要包括翼展、前緣后掠角等 。45機(jī)翼的剖面形狀機(jī)翼的剖面形狀 圓頭尖尾圓頭尖尾尖頭尖尾尖頭尖尾對(duì)稱翼型對(duì)稱翼型非對(duì)稱翼型非對(duì)稱翼型菱形翼型菱形翼型平板翼型平板翼型彎板翼型彎板翼型46機(jī)翼幾何參數(shù)機(jī)翼幾何參數(shù) l翼展b：機(jī)翼左右翼梢之間的最大橫向距離 。 l翼弦：翼型前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)之間的連線 。(c0翼根弦長(zhǎng)，c1翼梢弦長(zhǎng))l前緣后掠角 ：機(jī)翼前緣線與垂直于翼根對(duì)稱平面的直線之間的夾角。 0047機(jī)翼幾何參數(shù)機(jī)翼幾何參數(shù)SbcbApj201()/2pjccc展弦比展弦比梢根比梢根比幾何平均弦長(zhǎng)幾何平均弦長(zhǎng)翼型相對(duì)厚度翼型相對(duì)厚度ctt 01cc48飛機(jī)的氣動(dòng)布局

18、飛機(jī)的氣動(dòng)布局 l飛機(jī)的氣動(dòng)布局是指飛機(jī)主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互安排和配置。不同的布局形式，將對(duì)飛機(jī)的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。l狹義的飛機(jī)縱向氣動(dòng)布局指機(jī)翼的布置形式，分正常式、鴨式和無尾式。495051525354555657正常式我國的正常式我國的FC-1梟龍殲擊機(jī)梟龍殲擊機(jī) 58變后掠俄羅斯圖變后掠俄羅斯圖22逆火戰(zhàn)略轟炸機(jī)逆火戰(zhàn)略轟炸機(jī) 59變后掠美國變后掠美國F14雄貓艦載殲擊機(jī)雄貓艦載殲擊機(jī) 60變后掠北約狂風(fēng)戰(zhàn)斗轟炸機(jī)變后掠北約狂風(fēng)戰(zhàn)斗轟炸機(jī) 61無尾式無尾式l無尾布局的最大優(yōu)點(diǎn)是高速飛行時(shí)性能優(yōu)異，大家可以想象一下，無尾布局是最接近飛鏢、導(dǎo)彈、火箭的氣動(dòng)布局

19、，航天飛機(jī)采用的也是無尾布局，因?yàn)檫@是最適合高速飛行的布局，阻力小，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大。由于沒有水平尾翼，無尾布局大大減少了空氣阻力，因?yàn)樵诔Ｒ?guī)布局中，從主翼表面流過來的氣流會(huì)在水平尾翼形成阻力，同時(shí)為了平衡主翼的升力，水平尾翼其實(shí)一直充當(dāng)一個(gè)“向下壓”的角色，會(huì)損失掉一部分升力，所以和常規(guī)布局相比沒有水平尾翼的無尾布局的空氣動(dòng)力效率要高很多，更適合高速飛行。無尾布局機(jī)翼承載重量更合理，和機(jī)身鏈接結(jié)構(gòu)更穩(wěn)固，這就簡(jiǎn)化了機(jī)身結(jié)構(gòu)，再加上去掉了水平尾翼和相關(guān)的操控系統(tǒng)后，機(jī)身重量可以大大降低。無尾布局的缺點(diǎn)是低速性能不好，這影響到飛機(jī)的低速機(jī)動(dòng)性能和起降能力。另外無尾布局因?yàn)橹荒芤揽恐饕砜刂骑w行，所以穩(wěn)定

20、性也不理想。無尾布局在歐洲應(yīng)用最為普及，法國的幻影系列是典型機(jī)型。62無尾式法國幻影無尾式法國幻影2000 63無尾式英法聯(lián)合協(xié)和超音速客機(jī)無尾式英法聯(lián)合協(xié)和超音速客機(jī) 64無尾式英國火神轟炸機(jī)無尾式英國火神轟炸機(jī) 65鴨式鴨式 針對(duì)無尾布局的低速性能和穩(wěn)定性的缺陷，后來飛機(jī)設(shè)計(jì)師們又重新搬出了萊特兄弟的世界上第一架飛機(jī)的氣動(dòng)布局鴨式布局，因?yàn)楫?dāng)初這種氣動(dòng)布局的飛機(jī)飛起來像鴨子，故此得名。鴨式布局也是主翼在后面，前面加個(gè)小機(jī)翼叫做鴨翼，所以這種氣動(dòng)布局其實(shí)就是無尾布局加個(gè)鴨翼，或者說是主翼縮小水平尾翼放大的常規(guī)布局。有了這個(gè)鴨翼，無尾布局的缺點(diǎn)得到明顯改善，高速飛行時(shí)更加穩(wěn)定，起降距離明顯縮短

21、，甚至機(jī)動(dòng)性能比常規(guī)布局更加出色。歐洲最為推崇鴨式布局，瑞典的JAS39，英法德西班牙聯(lián)合研制的歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EU2000，法國的陣風(fēng)以及以色列的幼師全部采用鴨式布局?？梢哉f目前鴨式布局再次成為航空技術(shù)發(fā)展的趨勢(shì)，俄羅斯和美國正在研制新型飛機(jī)都在使用這種布局，例如俄羅斯的s37金雕試驗(yàn)機(jī)和美國的QSST超音速客機(jī)。我國最新研制的殲10猛龍就屬于鴨式布局，或者稱為無尾鴨翼布局。 66鴨式飛行者一號(hào)鴨式飛行者一號(hào)67鴨式俄羅斯圖鴨式俄羅斯圖144超音速客機(jī)超音速客機(jī) 68鴨式我國的殲鴨式我國的殲10猛龍戰(zhàn)斗機(jī)猛龍戰(zhàn)斗機(jī) 69三翼布局三翼布局 這種布局其實(shí)就是常規(guī)布局加個(gè)鴨翼，或者說鴨式布局加個(gè)水平尾翼

22、。這種氣動(dòng)布局的優(yōu)勢(shì)是又多了一個(gè)可以控制飛機(jī)的部位，三個(gè)機(jī)翼更好的平衡分配載重，機(jī)動(dòng)性能更好，對(duì)飛機(jī)的操控也更精準(zhǔn)更靈活，可以縮短起降距離。缺點(diǎn)是會(huì)增加阻力，降低空氣動(dòng)力效率，增加操控系統(tǒng)復(fù)雜程度和生產(chǎn)成本。綜合評(píng)測(cè)，常規(guī)布局增加鴨翼取得的性能改進(jìn)得不償失，所以目前只有俄羅斯蘇27的改進(jìn)型蘇30MKI、33、34、35、37系列采用了這種氣動(dòng)布局。 70三翼布局三翼布局俄羅斯蘇俄羅斯蘇37殲擊機(jī)殲擊機(jī)71飛翼布局飛翼布局 這種布局簡(jiǎn)單說就是只有飛機(jī)機(jī)翼的布局，看上去只有機(jī)翼，沒有機(jī)身，機(jī)身和機(jī)翼融為一體。無疑這種布局是空氣動(dòng)力效率最高的布局，因?yàn)樗袡C(jī)身結(jié)構(gòu)都是機(jī)翼，都是用于產(chǎn)生升力，而且最大

23、程度低降低了阻力?？諝庾枇ψ钚∷岳走_(dá)波反射自然也是最小，所以飛翼布局是隱身性能最好的氣動(dòng)布局。飛翼布局的最大缺陷是操控性能極差，完全依賴電子傳感控制機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)的矢量推力，因此飛翼布局沒有得到普及，只應(yīng)用于用于大型飛機(jī)，例如轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)，目前投入使用的只有美國的B2轟炸機(jī)。 72飛翼布局飛翼布局73前掠翼布局前掠翼布局 這種布局的特點(diǎn)是主翼前掠而不是后掠，不過雖然很早就開展了這種氣動(dòng)布局的研制工作，但是因?yàn)闄C(jī)翼前掠致命的穩(wěn)定性問題導(dǎo)致這種技術(shù)一直只停留在研發(fā)階段，沒有得到實(shí)際應(yīng)用。典型機(jī)型有俄羅斯正在研制的S37金雕試驗(yàn)機(jī)和美國早已停止研制的X29試驗(yàn)機(jī)。74前掠翼布局俄羅斯前掠翼布局俄羅

24、斯S37金雕試驗(yàn)機(jī)金雕試驗(yàn)機(jī) 75前掠翼布局美國前掠翼布局美國X29試驗(yàn)機(jī)試驗(yàn)機(jī) 76超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（1）后掠機(jī)翼）后掠機(jī)翼后掠機(jī)翼與平直機(jī)翼相比可以推遲激波的產(chǎn)生，這主要是由于后掠翼降低了機(jī)翼上的有效速度。由于后掠角的影響，流速中只有垂直于機(jī)翼前緣分量是產(chǎn)生升力的有效速度。因此后掠角可以提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，從而推遲激波的產(chǎn)生。 米格1577超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（2）三角形機(jī)翼）三角形機(jī)翼對(duì)于超音速飛行機(jī)翼應(yīng)是后掠的，但是前緣后掠角過大，后掠機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)受力情況惡化，將增加結(jié)構(gòu)重量；另外低速時(shí)的空氣動(dòng)力特性也將惡化，升力下降，阻力增加。在

25、這種情況下采用三角形機(jī)翼比較合適。 殲8戰(zhàn)斗機(jī)78超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（3）變后掠機(jī)翼）變后掠機(jī)翼變后掠角飛機(jī)通過機(jī)翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的矛盾。飛機(jī)在起飛著陸和低速飛行時(shí)，采用較小后掠角。這時(shí)機(jī)翼展弦比較大，因而有較高的低速巡航性能和較大的起飛著陸升力。而在超音速飛行時(shí)，采用較大后掠角對(duì)于減小超音速飛行的阻力很有利。 米格2379超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（4）邊條機(jī)翼）邊條機(jī)翼解決超音速飛機(jī)高速飛行和低速飛行矛盾的另一條途徑就是采用邊條機(jī)翼。邊條機(jī)翼是一種混合平面形狀的機(jī)翼，由邊條和后翼組成。邊條機(jī)翼有效的減小了激波阻力，同時(shí)減小了低

26、亞音速和跨音速飛行時(shí)的誘導(dǎo)阻力。FC-1戰(zhàn)斗機(jī)（梟龍）80超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（5）鴨式飛機(jī)）鴨式飛機(jī)鴨式飛機(jī)將水平尾翼移到機(jī)翼之前，并改稱鴨翼。這種布局起到了增加升力的作用 。殲10飛機(jī)81超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（6）無尾式布局）無尾式布局無尾布局通常采用于超音速飛機(jī)。例如英法合作研制了“協(xié)和”超音速客機(jī)采用的就是無尾布局 。協(xié)和號(hào)82超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn)超音速飛機(jī)外形的特點(diǎn) l（7）小展弦比機(jī)翼）小展弦比機(jī)翼激波阻力小，誘導(dǎo)阻力大。 83超音速飛機(jī)和低速飛機(jī)的外形區(qū)別超音速飛機(jī)和低速飛機(jī)的外形區(qū)別 l低、亞音速飛機(jī)的機(jī)翼展弦比較大，梢根比也較大

27、；而超音速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比比較小，梢根比較小。 l低速飛機(jī)常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機(jī)翼，亞音速飛機(jī)的后掠角一般比較??；而超音速飛機(jī)一般為大后掠機(jī)翼或三角機(jī)翼。 84蘇30戰(zhàn)斗機(jī)P51戰(zhàn)斗機(jī)85超音速飛行的超音速飛行的“聲爆聲爆”與熱障與熱障 l聲爆：聲爆：飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上形成激波，傳到地面上形成如同雷鳴般的爆炸聲，這種現(xiàn)象就是聲爆。86超音速飛行的超音速飛行的“聲爆聲爆”與熱障與熱障 l熱障熱障: 實(shí)際上是空氣動(dòng)力加熱造成的結(jié)果。以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機(jī)不能承受高溫環(huán)境下的長(zhǎng)期工作，會(huì)造成結(jié)構(gòu)破壞，這稱為熱障問題。飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，如果飛行速度提高到3馬赫，飛機(jī)頭部

28、的溫度可達(dá)到370攝氏度。米格25戰(zhàn)斗機(jī)為解決熱障問題使用了大量的不銹鋼。87超音速飛行的超音速飛行的“聲爆聲爆”與熱障與熱障 l燒蝕法燒蝕法: 由于航天器飛行速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于航空器，熱障問題在航天飛行上更為嚴(yán)重。因此在航天器上常常采用燒蝕法來進(jìn)行防熱。燒蝕法就是選擇一些發(fā)生相變時(shí)吸熱大的材料作為燒蝕材料，把它覆蓋在飛行器表面來防止飛行器被燒毀的一種方法。 882.5 飛機(jī)飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的飛行性能飛機(jī)的飛行性能 l1、飛行速度、飛行速度 （1）最小平飛速度）最小平飛速度最小平飛速度是指在一定高度上飛機(jī)能維持水平直線飛行的最小速度。（2）最大平飛速度）最大平

29、飛速度最大平飛速度是指飛機(jī)水平直線平衡飛行時(shí)，在一定的飛行距離內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力最大狀態(tài)下，飛機(jī)所能達(dá)到的最大飛行速度。它是一架飛機(jī)能飛多快的指標(biāo)。（3）巡航速度）巡航速度巡航速度是指發(fā)動(dòng)機(jī)每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。巡航速度顯然要大于最小平飛速度，小于最大平飛速度。飛機(jī)以巡航速度飛行最經(jīng)濟(jì)。（客機(jī)通常以巡航速度飛行）。89飛機(jī)的飛行性能飛機(jī)的飛行性能 l2、航程、航程航程是指在載油量一定的情況下，飛機(jī)以巡航速度所能飛越的最遠(yuǎn)距離。它是一架飛機(jī)能飛多遠(yuǎn)的指標(biāo)。l 3、靜升限、靜升限 升限是一架飛機(jī)能飛多高的指標(biāo)。飛機(jī)的靜升限是指飛機(jī)能做水平直線飛行的最大高度。l4、起飛著陸性能、起飛著陸

30、性能（1）飛機(jī)的起飛性能）飛機(jī)的起飛性能飛機(jī)的起飛過程是一種加速飛行的過程，它包括地面加速滑跑階段和加速上升到安全高度兩個(gè)階段。（2）飛機(jī)的著陸性能）飛機(jī)的著陸性能 飛機(jī)的著陸過程是一種減速飛行的過程，它包括下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和著陸滑跑五個(gè)階段。90飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能 l飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能：飛機(jī)在一定的時(shí)間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)度能力。戰(zhàn)斗機(jī)要求較高，運(yùn)輸機(jī)要求較低。 l1、正常盤旋、正常盤旋 91飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能 l2、俯沖、筋斗和躍升飛行、俯沖、筋斗和躍升飛行 該層空氣密度極小，由于空氣直接受到太陽短波輻射，空氣處于高度電離狀態(tài)，溫度又隨高度增加而上升。（8080

31、0公里）92飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能 l3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎和懸停、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎和懸停 93飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性 l飛機(jī)的穩(wěn)定性是指飛行過程中，如果飛機(jī)受到某種擾動(dòng)而偏離原來的平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的特性。 l1、飛機(jī)三種運(yùn)動(dòng)形式、飛機(jī)三種運(yùn)動(dòng)形式 飛機(jī)在空中飛行時(shí)，可以產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)、偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)飛行時(shí)穩(wěn)定性相應(yīng)的可分為縱向穩(wěn)定性、方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性。94飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性 l2、飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性、飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機(jī)重心位置，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；如果飛機(jī)重心位于焦點(diǎn)后，

32、飛機(jī)則是縱向不穩(wěn)定的。95飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性 l3、飛機(jī)的方向穩(wěn)定性、飛機(jī)的方向穩(wěn)定性 飛機(jī)受到擾動(dòng)以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動(dòng)消失后，飛機(jī)如能趨向于恢復(fù)原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。飛機(jī)的方向穩(wěn)定性示意圖 96飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性 l在設(shè)計(jì)超音速戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)，為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下仍具有足夠的方向靜穩(wěn)定性，往往需要把立尾的面積做得很大。有時(shí)候需要選用腹鰭以及采用雙立尾來增大方向穩(wěn)定性。 F15采用雙立尾 97飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性 l4、飛機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性、飛機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性 飛機(jī)受擾動(dòng)以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動(dòng)消失后，如飛機(jī)自身產(chǎn)生一個(gè)恢復(fù)力矩，使飛機(jī)趨向于恢

33、復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。 飛行過程中，使飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后略角和垂直尾翼產(chǎn)生。飛機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性示意圖 98飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性99飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性 l1、飛機(jī)的縱向操縱、飛機(jī)的縱向操縱 飛機(jī)在飛行過程中，操作升降舵，飛機(jī)就會(huì)繞著橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。飛行員向后拉駕駛桿，經(jīng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)傳動(dòng)，升降舵便向上偏轉(zhuǎn)，這時(shí)水平尾翼上的向下附加升力就產(chǎn)生使飛機(jī)抬頭的力矩，使機(jī)頭上仰；向前推駕駛桿，則升降舵向下偏轉(zhuǎn)，使機(jī)頭下俯。100飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性 l2、飛機(jī)的橫向操縱、飛機(jī)的橫向操縱 在飛機(jī)飛行過程中，操縱副翼，飛機(jī)便繞著縱

34、軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。向左壓駕駛桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，這時(shí)左機(jī)翼升力減小，則產(chǎn)生左滾的滾動(dòng)力矩，使飛機(jī)向左傾斜。反之則向右傾斜。101飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性 l3、飛機(jī)的方向操縱、飛機(jī)的方向操縱 在飛機(jī)飛行過程中，操縱方向舵，飛機(jī)則繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)。飛行員向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力，此力使飛機(jī)產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。反之，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。1022.6 直升機(jī)的飛行原理直升機(jī)的飛行原理 l直升機(jī)旋翼工作原理直升機(jī)旋翼工作原理 103直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l1、單旋、單旋翼直升翼直升機(jī)機(jī) 它是由一副旋翼產(chǎn)生升力，用尾槳

35、來平衡反作用力矩的直升機(jī)?？坡婵坡?04中國直中國直10，5片漿葉片漿葉105直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l1、單旋、單旋翼直升翼直升機(jī)機(jī) 它是由一副旋翼產(chǎn)生升力，用尾槳來平衡反作用力矩的直升機(jī)?？坡婵坡?06直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l2、共軸式雙、共軸式雙旋翼直升機(jī)旋翼直升機(jī) 它是由兩副旋翼沿機(jī)體同一立軸上下排列并繞其反向旋轉(zhuǎn)，使兩副旋翼反作用力矩相互抵消的直升機(jī)。俄卡52“短吻鱷”多功能全天候戰(zhàn)斗直升機(jī)107直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l3、縱列式、縱列式雙旋翼直雙旋翼直升機(jī)升機(jī) 它是由兩副旋翼沿機(jī)體縱向前后排列、反向旋轉(zhuǎn)，使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升

36、機(jī)。美MH-47“支努干”中型運(yùn)輸直升機(jī)108直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l4、橫列式、橫列式雙旋翼直雙旋翼直升機(jī)升機(jī) 它由兩副旋翼沿機(jī)體橫軸方向左右排列，反向旋狀使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機(jī)。蘇聯(lián)米-12“信鴿”重型運(yùn)輸直升機(jī)(世界最大直升機(jī))旋翼直徑35m，最大起飛重量105噸，浸僅生產(chǎn)4架109直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) 美H-43 Huskie “愛斯基摩”交叉式雙旋翼直升機(jī)“交叉式”與“橫列式”一樣，兩副旋翼完全相同，沿機(jī)體橫向左、右排列，但其軸線呈“v”型交叉，反向旋轉(zhuǎn)。其明鮮的特點(diǎn)是兩旋翼不平行，分別向外傾斜。這種結(jié)構(gòu)的最大優(yōu)點(diǎn)是穩(wěn)定性好，適宜執(zhí)行起重、吊掛

37、作業(yè)。 110直升機(jī)的布局特點(diǎn)直升機(jī)的布局特點(diǎn) l5、帶翼式、帶翼式直升機(jī)直升機(jī) 這種直升機(jī)安裝有輔助翼，前飛時(shí)輔助翼提供了部分升力使旋翼卸載，從而提高飛行速度，增加了航程，飛行性能也得到了改善。德法聯(lián)合研制的“虎”式武裝直升機(jī)111直升機(jī)的操縱性直升機(jī)的操縱性 l1、總距操縱、總距操縱 駕駛員通過總距操縱桿來控制以改變旋翼拉力的大小，當(dāng)拉力大于直升機(jī)重力時(shí)，直升機(jī)就上升；反之，直升機(jī)就下滑。l2、變距操縱、變距操縱 如果打算前飛，就將駕駛桿向前推；反之則將駕駛桿向后拉。l3、腳操縱、腳操縱 用腳蹬來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)機(jī)頭轉(zhuǎn)向操縱。1122.7航天器飛行原理航天器飛行原理 開普勒三大定律開普勒三大定律

38、 l第一定律：所有行星繞太陽的運(yùn)動(dòng)軌道都是橢圓，而太陽位于橢圓的一個(gè)焦點(diǎn)上。 l第二定律：在相等的時(shí)間內(nèi)，行星與太陽的連線所掃過的面積相等。 l第三定律：行星運(yùn)動(dòng)周期的平方與行星至太陽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)。 開普勒定律113航天器軌道方程與宇宙速度航天器軌道方程與宇宙速度 l1、航天器的軌道方程、航天器的軌道方程 圓錐曲線的一般方程為其中r為圓錐曲線的任意一點(diǎn)到焦點(diǎn)的距離。e為圓錐曲線的偏心率。p為正焦距或半通徑。f為r與焦點(diǎn)至近心點(diǎn)之間連線的夾角，叫真近點(diǎn)角。圓錐曲線的類型可由偏心率大小決定：e=0時(shí)，r=p， 圓錐曲線為圓；0e1時(shí)， 圓錐曲線為雙曲線。1

39、14航天器軌道方程與宇宙速度航天器軌道方程與宇宙速度 l2、宇宙速度、宇宙速度 （1）v=7.91km/s時(shí)，為第一宇宙速度，軌道為圓。（2）v=11.8km/s時(shí)，為第二宇宙速度，軌道為拋物線，航天器脫離地球軌道。（3）v=16.6km/s時(shí)，為第三宇宙速度，軌道為雙曲線，航天器飛離地球，最終飛出太陽系。（4）7.91km/sv11.18km/s時(shí)，軌道為橢圓，航天器繞地球飛行。（5）11.8km/sv16.6km/s時(shí)，軌道為拋物線，航天器脫離地球。115軌道要素和衛(wèi)星軌跡軌道要素和衛(wèi)星軌跡 l1、軌道要素、軌道要素 要確定航天器運(yùn)行軌道在任意時(shí)刻的位置和速度，就需要用軌道要素來描述。軌道

40、要素有：軌道半長(zhǎng)軸距；軌道偏心率；軌道傾角；升交點(diǎn)赤經(jīng)；近地點(diǎn)幅角；過近地點(diǎn)時(shí)刻。116軌道要素和衛(wèi)星軌跡軌道要素和衛(wèi)星軌跡 l2、衛(wèi)星軌道、衛(wèi)星軌道 根據(jù)分類不同和衛(wèi)星承擔(dān)的任務(wù)的不同，衛(wèi)星軌道可分為多種：（1）圓軌道和橢圓軌道）圓軌道和橢圓軌道為了設(shè)計(jì)和計(jì)算上的方便，把偏心率小于0.1的軌道近似的看作圓軌道或近似圓軌道。除此之外，都是橢圓軌道。 空間站與航天飛機(jī)117軌道要素和衛(wèi)星軌跡軌道要素和衛(wèi)星軌跡 （2） 順行軌道和逆行軌道順行軌道和逆行軌道軌道的順行和逆行是以衛(wèi)星飛行的方向來區(qū)別的。從北極看，凡衛(wèi)星飛行方向和地球自轉(zhuǎn)方向相同的軌道，就是順行軌道。與此相反的叫逆行軌道。（3）地球同步

41、軌道）地球同步軌道地球自轉(zhuǎn)一周的時(shí)間是23小時(shí)56分04秒，運(yùn)行周期與它相同的順行軌道就是地球同步軌道。 。地球同步軌道衛(wèi)星118軌道要素和衛(wèi)星軌跡軌道要素和衛(wèi)星軌跡 （4）太陽同步軌道）太陽同步軌道軌道面在空間不是固定不動(dòng)的，它繞地球自旋軸轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度和地球公轉(zhuǎn)的平均角速度一致時(shí)，這樣的軌道逆行稱為太陽同步軌道。（5）極軌道）極軌道軌道傾角在90度附近的軌道叫極軌道。（6）回歸軌道）回歸軌道衛(wèi)星在軌道上飛行時(shí)，投影到地球的點(diǎn)叫星下點(diǎn)。隨著衛(wèi)星在空間的運(yùn)動(dòng)和地球自轉(zhuǎn)，使得星下點(diǎn)的衛(wèi)星在地面不斷移動(dòng)，形成星下點(diǎn)軌跡。對(duì)于星下點(diǎn)軌跡周期性重復(fù)的軌道稱為回歸軌道。 119軌道機(jī)動(dòng)軌道機(jī)動(dòng) 航

42、天器在控制系統(tǒng)作用下可以按人們的要求使軌道發(fā)生改變，也就是說航天器可以從某一已知的軌道運(yùn)動(dòng)改變?yōu)榱硪环N要求的軌道運(yùn)動(dòng)。這種有目的的軌道變動(dòng)成為軌道機(jī)動(dòng)。 航天器打開火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)施軌道機(jī)動(dòng) 軌道機(jī)動(dòng)改變是人造天體與自然天體最大的不同 120軌道機(jī)動(dòng)軌道機(jī)動(dòng) l（1）軌道改變）軌道改變當(dāng)初軌道和終軌道相交或相切時(shí)，在交點(diǎn)（或切點(diǎn)）施加一次推力沖量，即可使航天器由初軌道進(jìn)入終軌道，這種情況稱為軌道改變。 l（2）軌道轉(zhuǎn)移）軌道轉(zhuǎn)移當(dāng)初軌道與終軌道不相交或不相切時(shí)，至少要施加兩次推力沖量才能使航天器由初軌道進(jìn)入終軌道，這種情況稱為軌道轉(zhuǎn)移。 l（3）軌道交會(huì)）軌道交會(huì)兩個(gè)航天器經(jīng)過一連串軌道機(jī)動(dòng)，使這

43、兩個(gè)航天器在同一時(shí)間、以相同的速度到達(dá)空間的同一位置，這就是軌道交會(huì)。軌道交會(huì)的目的是使兩個(gè)航天器在結(jié)構(gòu)上連接在一起，實(shí)現(xiàn)軌道上的對(duì)接。 121軌道機(jī)動(dòng)軌道機(jī)動(dòng) 航天器對(duì)接 軌道交會(huì)和對(duì)接常用于飛船與空間站、航天飛機(jī)與空間站、航天飛機(jī)回收衛(wèi)星等場(chǎng)合 122軌道機(jī)動(dòng)軌道機(jī)動(dòng) l（4）返回軌道）返回軌道航天器從原來運(yùn)行的軌道向地球返回過程中，必須經(jīng)過返回軌道。 l（5）軌道保持和修正）軌道保持和修正軌道保持和修正是為了克服某些攝動(dòng)力量的影響和彌補(bǔ)運(yùn)載火箭的入軌誤差，提高軌道的運(yùn)行精度，使軌道參數(shù)限制在設(shè)計(jì)規(guī)定的范圍內(nèi)而進(jìn)行的軌道機(jī)動(dòng)。 123航天器發(fā)射入軌航天器發(fā)射入軌l軌道類型軌道類型發(fā)射航天器

44、的任務(wù)要由運(yùn)載火箭來完成。運(yùn)載火箭攜帶航天器從地面起飛，到達(dá)某一飛行高度后把航天器送入到運(yùn)行軌道。這段飛行軌跡成為發(fā)射入軌。根據(jù)入軌情況不同，運(yùn)載火箭的發(fā)射彈道可分為直接入軌、滑行入軌和過渡入軌。l直接入軌：直接入軌：運(yùn)載火箭從地面起飛后，各級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)逐級(jí)連續(xù)工作，并按預(yù)定程序轉(zhuǎn)彎。發(fā)動(dòng)機(jī)工作完成時(shí)，運(yùn)載火箭的角度和速度都已達(dá)到入軌要求。因此可以直接把航天器送入預(yù)定軌道，完成航天器的入軌任務(wù)。這種發(fā)射軌道適合發(fā)射低軌道的航天器。 124航天器發(fā)射入軌：直接入軌航天器發(fā)射入軌：直接入軌125航天器發(fā)射入軌：滑行入軌航天器發(fā)射入軌：滑行入軌 l首先是一個(gè)主動(dòng)段，在此階段火箭從地面起飛，并加足了飛行所需的大部分能量，然后關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)；接下來進(jìn)入自由飛行段，這是火箭依靠其所獲得的動(dòng)能在地球引力作用下進(jìn)行自由飛行，一直到所要達(dá)到的軌道相切的位置；最后再進(jìn)入一個(gè)主動(dòng)段，這時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)再一次點(diǎn)火，最后加速到使火箭達(dá)到入軌要求的速度，將航天器送入軌道。 126航天器發(fā)射入軌：過渡入軌航天器發(fā)射入軌：過渡入軌 l過渡入軌的運(yùn)載火箭的運(yùn)動(dòng)軌跡可分為加速段、停泊段、再加速段、過渡段和最后加速入軌段。從第一個(gè)加速段到停泊段，可以像直接入軌一樣經(jīng)過一個(gè)加速段進(jìn)入圍繞地球的圓形軌道；也可以像滑行入軌那樣經(jīng)過兩個(gè)加速段進(jìn)入圓形停泊軌道。航天器在