航空航天概论复习

航空航天概论要点（正式稿）第一章航空航天发展概况1.1航空航天基本概念航空：载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行运动。航空按其使用方向有军用航空和民用航空之分。军用航空泛指用于军事目的的一切航空活动，重要涉及作战、侦察、运输、警戒、训练和联系救生等。民用航空泛指运用各类航空器为国民经济服务的非军事性飞行活动。民用航空分为商业航空和通用航空两大类。航天是指载人或不载人的航天器在地球大气层之外的航行活动，又称空间飞行或者宇宙航行。航天事实上又有军用和民用之分。1.2飞行器的分类、构成与功用在地球大气层内、外飞行的器械称为飞行器。在大气层内飞行的飞行器称为航空器。航空器轻于空气的航空器气球飞艇重于空气的航空器固定翼航空器飞机滑翔机旋翼航空器直升机旋翼机扑翼机倾转旋翼机航天器是指在地球大气层以外的宇宙空间，基本按照天体力学的规律运动的各类飞行器。航天器无人航天器人造地球卫星科学卫星应用卫星技术实验卫星空间探测器月球探测器行星和行星际探测器载人航天器载人飞船卫星式载人飞船登月载人飞船空间站航天飞机空天飞机1.3航空航天发展概况1783年6月5日，法国的蒙哥尔费兄弟用麻布制成的热气球完毕了成功的升空表演。1852年，法国人H.吉法尔在气球上安装了一台功率约为2237W的蒸汽机，用来带动一种三叶螺旋桨，使其成为第一种能够操纵的气球，这就是最早的飞艇。1912月17日，弟弟奥维尔·莱特，驾驶“飞行者”1号进行了试飞，当天共飞行了4次，其中最长的一次在靠近1min的时间里飞行了260m的距离。这是人类历史上第一次持续而有控制的动力飞行。1947年10月14日，美国X-1研究机，初次突破了“声障”。喷气式战斗机（我国习惯称歼击机）的更新换代代表了航空技术的发展历程。代特点代表机型第一代战斗机高亚声速或低超音速、后掠翼、装涡喷发动机、带航炮和空空火箭，后期装备第一代空空导弹和机载雷达米格-15、F-100、米格-19第二代战斗机小展弦比薄机翼和带加力的涡喷发动机，飞行速度达成2倍声速，用第二代空空导弹取代了空空火箭和第一代空空导弹，配装有晶体管雷达的火控系统。F-4、米格-21、幻影III第三代战斗机边条翼、前缘襟翼、翼身融合等先进气动布局以及电传操纵和主动控制技术，装涡轮电扇发动机，含有高的亚声速机动性，配备多管速射航炮和先进的中距和近距格斗导弹，普通装有脉冲多普勒雷达和全天候火控系统，含有多目的跟踪和攻击能力，平视显示屏和和多功效显示屏为重要的座舱仪表。第三代战斗机在突出中、低空机动性的同时，可靠性、维修性和战斗生存性得到很大改善。F-15、F-16、米格-29、苏-27、幻影-第四代战斗机综合使用了隐身、航电、材料、发动机和气动设计方面的最新技术成果发展而成，是一种全方面先进的战术战斗机。F-22、（F-35）火箭之父：俄国的K.齐奥尔科夫斯基1957年10月4日，世界上第一颗人造地球卫星从苏联的领土上成功发射。1969年7月20日，“阿波罗”11号飞船初次把两名航天员N.阿姆斯特朗和A.奥尔德林送上了月球表面。1986年1月28日，“挑战者”号发射升空很快即爆炸，7名航天员全部罹难。美国本地时间2月1日，载有7名航天员的“哥伦比亚”号航天飞机结束任务返回地球，在着陆前16分钟发生意外，航天飞机解体坠毁，机上航天员全部罹难。1.4我国的航空航天工业新中国自行设计并研制成功的第一架飞机是歼教1。我国自行设计制造并投入成批生产和大量装备部队的第一种飞机是初教6。我国第一架喷气式战斗机是歼5型飞机，是一种高亚声速歼击机。歼6飞机是我国第一代超声速战斗机，可达1.4倍声速。我国第二代超声速战斗机涉及歼7和歼8系列。歼8系列飞机的研制成功，标志着我国的军用航空工业进入了一种自行研究、自行设计和自行制造的新阶段。歼10战斗机是我国自行研制的含有完全自主知识产权的第三代战斗机，实现了我国战斗机从第二代向第三代的历史性跨越。“北京”1号是新中国自行研制的第一架轻型旅客机。由北京航空航天大学的前身北京航空学院的师生设计、生产。2月26日，国务院正式同意我国大飞机国家重大专项立项实施，标志着我国大型民用客机和大型运输机进入工程研制阶段。1970年4月24日21时35分，我国第一枚运载火箭“长征”1号携带着中国的第一颗人造地球卫星，从我国酒泉卫星发射场发射升空，10分钟后，卫星顺利进入轨道。1970年4月24日，我国成功发射第一颗人造地球卫星“东方红”1号。我国的气象卫星称为“风云”系列。我国成功研制和发射了“北斗”导航定位卫星。10月15日，“长征”2号F运载火箭，托着我国第一艘载人飞船“神州”5号胜利升空。我国第一位航天员杨利伟。10月12日上午9时，搭载费俊龙和聂海胜两名中国航天员的“神州”6号飞船在酒泉卫星发射中心发射升空。10月24日18时05分，“嫦娥”1号月球探测卫星从西昌发射中心由“长征”3号甲运载火箭成功发射。9月25日21时10分“神州”7号飞船发射，在轨期间，中国航天员翟志刚在伙伴刘伯明和景海鹏的协助下初次出仓进行太空行走，飞船飞行到第31圈时，成功释放伴飞小卫星。第二章 飞行环境及飞行原理2.1飞行环境飞行环境涉及大气飞行环境和空间飞行环境。根据大气中温度随高度的变化，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层5个层次。大气层特点对流层气温随高度增加而减少；风向、风速经常变化；空气上下对流激烈；有云、雨、雾、雪等天气现象。对流层是天气变化最复杂的一层，飞行中所碰到的多个天气变化几乎都出现在这一层中。（最低）平流层空气沿铅垂方向的运动较弱，因而气流较平稳，能见度较好。（较低）中间层气温随高度升高而下降，且空气有相称强烈的铅垂方向的运动。（中间）热层空气密度极小，空气处在高度电离状态，温度随高度增高而上升。（次高）散逸层空气极其稀薄，大气分子不停地向星际空间逃逸。（最高）持续性假设：研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全能够无视不计，即把气体当作持续的介质。大气的粘性是空气在流动过程中体现出的一种物理性质，也叫做大气的内摩擦力。大气的粘性，重要是气体分子作不规则运动的成果。对于像空气这种内摩擦系数很小的流体，当物体在空气中的运动速度不是很大时，粘性的作用也就不很明显，此时，能够采用抱负流体模型来做理论分析。普通把不考虑粘性的流体（即流体的内摩擦系数趋于零的流体），称为抱负流体或无粘流体。当气流的速度较小时，压强的变化量较小，其密度的变化也很小，因此在研究大气低速流动的有关问题时，能够不考虑大气可压缩性的影响。但当大气流动的速度较高时，由于可压缩性的影响，使得大气以超声速流过飞行器表面时与低速流过飞行器表面时有很大的差别，在某些方面甚至还会发生质的变化。就必须考虑大气的可压缩性（气体的可压缩性是指当气体的压强变化时其密度和体积变化的性质）。声速是指声波在物体中传输的速度。声速的大小和传输介质有关。在对流层中，气温随高度增加而减少，声速也随着减少。马赫数Ma，衡量空气被压缩程度的大小。，v表达在一定高度上，飞行器的飞行速度，a表达该处的声速。根据Ma的大小，能够把飞行器的飞行速度划分为以下区域：2.2流动气体的基本规律相对运动原理：“空气流动，物体不动”和“空气静止，物体运动”产生的空气动力效果完全同样。只要物体和空气之间有相对运动，就会在物体上产生空气动力。可压缩流体沿管道流动的持续性方程：不可压缩流体沿管道流动的持续性方程：（A为所取截面的面积）不可压抱负流体的伯努利方程：低速气流的流动特点：(此时近似认为不可压缩）；反之。高速气流的流动特点：；

反之。拉瓦尔喷管是使气流由亚声速加速成超音速的一种先收缩后扩张的管道，固然要想变为超音速，对气流还必须的是沿气流方向有一定压力差。2.3飞机上的空气动力作用及原理翼弦与相对气流速度v之间的夹角α叫“迎角”。假设翼型有一种不大的迎角α，当气流流到翼型的前缘时，气流分成上下两股分别流经翼型的上下翼面。由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强减少，并低于前方气流的大气压；而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。因此，在上下翼面之间就形成了一种压强差，从而产生了一种向上的升力Y。失速现象：随着迎角的增大，升力也会随着增大，但当迎角增大到一定程度时，气流就会从机翼前缘开始分离，尾部出现很大的涡流区。此时，升力会忽然下降，而阻力却快速增大，这种现象称为“失速”。失速刚刚出现时的迎角叫“临界迎角”。因此飞机飞行时迎角最佳不要靠近或不不大于临界迎角。影响飞机升力的因素机翼面积的影响相对速度的影响空气密度的影响机翼剖面形状的影响迎角的影响增升方法变化机翼剖面形状，增大机翼弯度；增大机翼面积；变化气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离。低速飞机上的阻力按其产生的因素不同可分为摩擦阻力、压强阻力、诱导阻力和干扰阻力。摩擦阻力摩擦阻力的大小，取决于空气的粘性、飞机表面的状况、附面层中气流的流动状况和同气流接触的飞机表面积的大小。空气的粘性越大，飞机表面越粗糙，飞机的表面积越大，则摩擦阻力越大。为了减小摩擦阻力，应在这些方面采用必要的方法。另外，用层流翼型替代古典翼型，使紊流层尽量后移，对减小摩擦阻力也是有益的。压差阻力为了减小飞机的压差阻力，应尽量减小飞机的最大迎风面积，并对飞机的各部件进行整流，做成流线型，有些部件如活塞式发动机的机头应安装整流罩。诱导阻力诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状、展弦比等有关。能够通过增大展弦比，选择适宜的平面形状（如椭圆形的机翼平面形状），增加“翼梢小翼”等来减小诱导阻力。干扰阻力干扰阻力和飞机不同部件之间的相对位置有关，因此，在设计时要妥善地考虑和安排各部件的相对位置，必要时在这些部件之间加装流线型的整流片，使连接处圆滑过渡，尽量避免旋涡的产生。2.4高速飞行的特点激波事实上是受到强烈压缩的一层薄薄的空气。正激波是指其波面与气流方向靠近于垂直的激波。斜激波是指波面沿气流方向倾斜的激波。（P95图）由激波阻滞气流的产生的阻力叫做激波阻力，简称波阻。某些超声速飞机的机身、机翼等部分的前缘设计成锋利的形状，就是为了减小激波强度，进而减小激波阻力。与临界速度相对应的马赫数就叫做“临界马赫数”，用Ma临界表达。当飞机的飞行速度超出临Ma临界时，机翼上就会出现一种局部超声速区，并在那里产生一种正激波。这个正激波是由于局部产生的，因此叫“局部激波”。(临界速度是气流的速度，当气流以此速度从前缘爬升到机翼最高点时，刚好加速到声速)局部激波和波阻的产生，是出现“声障”问题的根本因素。飞机气动布局的类型：（P98图）按机翼和机身的连接位置分：上单翼、中单翼、下单翼；按机翼弦平面有无上反角分：上反翼、无上反翼、下反翼；按立尾的数量分：单立尾、双立尾、V形尾；按纵向气动布局分：正常式、鸭式、无尾式超声速飞机的翼型特点：大都采用相对厚度小的对称翼型或靠近对称的翼型。波阻较小的翼型有：双弧形、菱形、楔形、双菱形超声速飞机的机翼平面形状和布局型式（7种）=1\*GB3①后掠机翼=2\*GB3②三角形机翼=3\*GB3③小展弦比机翼=4\*GB3④变后掠机翼=5\*GB3⑤边条机翼=6\*GB3⑥“鸭”式飞机=7\*GB3⑦无尾式布局超声速飞机和低、亚声速飞机的外形区别低、亚声速飞机机翼的展弦比较大，梢根比也较大；超声速飞机机翼相反。低速飞机常采用无后掠角或小后掠角的梯形直机翼，亚声速飞机的后掠角普通也比较小（不大于35°），而超声速飞机普通为大后掠机翼或三角形机翼。低、亚声速飞机的机翼翼型普通为圆头尖尾型，前缘半径较大，相对厚度也比较大（0.1~0.12）；而超声速飞机机翼翼型头部为小圆头或尖头（前缘半径比较小），相对厚度比较小（0.05）。低、亚声速飞机机翼的展长普通不不大于机身的长度，机身长细比较小，普通为5~7之间，机身头部半径比较大，前部机身比较短，有一种大而突出的驾驶舱；而超声速飞机机身的长度不不大于翼展的长度，机身比较细长，机身长细比普通不不大于8，机身头部较尖，驾驶舱与机身融合成一体，成流线形。飞机在超声速飞行时，在飞机上形成的激波，传到地面上形成犹如雷鸣般的爆炸声，这就是所谓的“声爆”现象。由气动加热引发的危险（构造强度和刚度减少，飞机气动外形受到破坏，危及飞行安全）障碍就称为“热障”。因此“热障”事实上是空气动力加热造成的。2.5飞机的飞行性能及稳定性和操作性飞机的飞行性能普通涉及飞行速度、航程、升限、起飞着陆性能和机动性能等。飞行速度，对军用飞机来说普通指的是最大平飞速度，而对民用飞机来说普通指的是巡航速度。航程是指在载油量一定的状况下，飞机以巡航速度（不进行空中加油）所能飞越的最远距离。飞机的静升限是指飞机能作水平直线飞行的最大高度。飞机的起飞过程：地面滑跑、离地、爬升；飞机的着陆过程：下滑、拉平、平飞减速、飘落、滑跑所谓飞机的稳定性，是指在飞行过程中，如果飞机受到某种扰动而偏离原来的平衡状态，在扰动消失后来，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原来平衡状态的特性。飞机的纵向稳定性重要取决于飞机重心的位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的。飞机重要靠垂直尾翼的作用来确保方向稳定性。飞机的横侧向稳定性重要是由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼的作用产生的。飞机的操纵性是指驾驶员通过操纵设备（如驾驶杆、脚蹬和气动舵面等）来变化飞机飞行状态的能力。直升机的布局：单旋翼直升机、共轴式双旋翼直升机、纵列式双旋翼直升机、横列式双旋翼直升机、带翼式直升机。（P124图）直升机的操纵系统总距操纵（总桨距——油门操纵）：控制升降；变距操纵：实现纵向（涉及俯仰）及横向（涉及滚转）运动（前后左右）；脚操纵（航向操纵）：转向。2.7航天器飞行原理开普勒（Kepler）三大定律第一定律（椭圆定律）：全部行星绕太阳的运行轨道都是椭圆，而太阳则位于椭圆的一种焦点上。第二定律（面积定律）：在相等的时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。第三定律（调和定律）：行星运动周期的平方与行星至太阳的平均距离的立方成正比，即行星公转的周期只和半长轴有关。轨道要素轨道半长轴a轨道偏心率e轨道倾角i升交点赤经Ω近地点幅角ω过近地点时刻t卫星轨道：圆轨道和椭圆轨道、顺行轨道和逆行轨道、地球同时轨道、太阳同时轨道、极轨道、回归轨道（理解）“嫦娥”1号卫星经历了在地球轨道、地月转移轨道和环月轨道的漫长征程，于11月7日正式进入工作轨道，成为月球的一颗卫星。第三章 飞行器的动力系统3.1发动机的分类与特点航空航天发动机的分类航空航天发动机活塞式发动机空气喷气发动机燃气涡轮发动机涡轮喷气发动机涡轮电扇发动机涡轮螺桨发动机涡轮桨扇发动机涡轮轴发动机垂直起落发动机冲压喷气发动机火箭发动机化学火箭发动机液体火箭发动机固体火箭发动机固-液混合火箭发动机非化学火箭发动机电火箭发动机核火箭发动机太阳能火箭发动机组合发动机火箭冲压发动机涡轮冲压发动机火箭涡轮喷气发动机3.2活塞式航空发电机活塞发动机的工作原理四个行程：进气行程、压缩行程、膨胀行程、排气行程（P149）3.3空气喷气发动机空气喷气发动机的重要性能参数推力：发动机的推力是作用在发动机内外表面上压力的合力，其单位为N单位推力：每单位流量的空气（单位为kg/s）进入发动机所产生的推力推重比：发动机推力（地面最大工作状态下）和其构造重量之比。单位耗油率：产生单位推力（1N）每小时所消耗的燃油量，其单位为kg/(N.h)。燃气涡轮发动机涡轮喷气发动机的工作过程以下：空气首先由进气道进入发动机，空气流速减少，压力升高。当气流通过压气机后，空气压力可提高几倍到数十倍。含有较高压力的空气进入燃烧室，与从喷嘴喷出的燃料充足混合，经点火后燃烧，燃料的化学能转换为内能，此后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮工作，高速旋转的涡轮产生机械能，带动压气机和其它附件工作。涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力。进气道系统。进气道是发动机的进气通道，它的重要作用是整顿进入发动机的气流，消除旋涡，确保在多个工作状态下都能供应发动机所需要的空气量。压气机。压气机的作用是提高进入发动机燃烧室的空气压力。燃烧室。燃烧室是燃料与从压气机出来的高压空气混合燃烧的地方，燃料的化学能转变为内能。涡流器的作用是使空气产生旋涡，方便与燃料均匀混合，并在适宜部位形成点火源。涡轮。涡轮的功用是将燃料室出口的高温、高压气体的能量转变为机械能。加力燃烧室。在不变化压气机和涡轮工作状态的状况下，加力燃烧室可有效地增加发动机的推力。尾喷管。尾喷管是发动机的排气系统。涡轮螺桨发动机是一种重要由螺旋桨提供拉力和燃气提供少量推力的燃气涡轮发动机。涡轮电扇发动机，又叫做内外涵发动机。其中外股气流与内股气流流量之比称为涵道比。它在亚声速飞行时有较好的经济性，也就是说，在燃油量一定的状况下，推力却有所增加，因此发动机的效率有所提高。因此，民用涡轮电扇发动机的发展趋势：高涵道比、高涡轮前温度和高增压比。涡轮轴发动机。涡轮轴发动机是当代直升机的重要动力，它的构成部分和工作过程与涡轮螺桨发动机很相似，所不同的是燃气的可用能量几乎全部转变成涡轮的轴功率。冲压喷气发动机。它们没有专门的压气机，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道后减速，将动能转变为压力能，是空气静压提高的一种空气喷气发动机。它普通由进气道（扩压器）、燃烧室和尾喷管三部分构成。特点：构造简朴，质量轻，推重比大，成本低，高速飞行状态下（Ma>2）,经济性好、耗油率低。涡轮喷气发动机的工作状态：起飞状态、最大状态、额定状态、巡航状态、慢车状态（P165）3.4火箭发动机火箭发动机特点：不仅自带燃烧剂，并且自带氧化剂，它既能在大气层内工作，也可在大气层外的真空中工作。火箭发动机的重要性能参数：推力、冲量和总冲、比冲液体火箭发动机的构成和工作原理——推动剂输送系统挤压式输送系统是运用高压气体（压强为25~30MPa）经减压阀减压（将压力降至3.5~5.5MPa）后，进入氧化剂箱和燃烧剂箱。泵式运输系统是运用涡轮泵提高来自贮箱的推动剂的压强，使推动剂按规定的流量和压强进入燃烧室。推动剂贮箱压强低，构造质量较轻，但系统构造复杂，普通用于推力大、工作时间长的火箭发动机。液体火箭发动机的重要优点是比冲高，推力范畴大，能重复起动，较易控制推力的大小，工作时间较长，在航天器的推动系统中应用较多，但不适宜长久寄存在贮箱中。采用预包装技术，能够很大程度上克服液体火箭发动机作战使用性能差的缺点。固体火箭发动机的优缺点优点构造比较简朴，无复杂的推动剂输送系统和强制冷却系统，除推力向量控制机构外无其它活动部件，可靠性较高；装有固体火箭发动机的导弹操作简朴，发射准备工作和本身启动比液体火箭发动机方便。固体推动剂性能稳定，能够使装填状态下的固体火箭发动机在发射阵地上长久贮存，适合战略使用规定。缺点固体推动剂能量比液体推动剂低，比冲较小；装药的初始温度对燃烧室的压力和工作时间影响很大，且发动机工作时间较短。第四章 飞行器机载设备机载设备是多个测量传感器、各类显示仪表和显示屏、导航系统、雷达系统、通讯系统、自动控制系统、电源电气系统等设备和系统的统称。机载设备将飞行器的各个构成部分连接起来，相称于飞行器的大脑、神经和指挥系统。它能协助飞行员安全地、及时地、可靠地、精确地操纵飞行器；保障飞行器的各项任务功效、战术技术性能的实现；自动地完毕预定的飞行任务（如自动导航，自动着陆等）；完毕某些飞行员无法完毕的操纵任务（如高难度的特技飞行动作、危险状态自动攻击等）。4.1传感器、飞行器仪表与显示系统飞行状态参数涉及线运动参数和角运动参数。线运动参数涉及飞行高度、速度和线加速度；角运动参数涉及姿态角、姿态角速度和姿态角加速度。飞行高度的测量绝对高度——距实际海平面的垂直距离；相对高度——距选定的参考面（如起飞OR着陆的机场地平面）的垂直距离；真实高度——距飞行器正下方地面的垂直距离；原则气压高度——距国际原则气压基准平面的垂直距离。P189，P191气压是高度表及气压式空速表的原理陀螺仪：定轴性、进动性P198陀螺地平仪原理机械仪表。优点：构造相对简朴，显示清晰；缺点：部件间存在摩擦影响显示精度；寿命短、易受振动、冲击的影响；在低亮度环境中需要照明；不易实现综合显示。电子显示系统优点：显示灵活多样，形象逼真，显示形式有字符、图形、表格等，并能够用彩色显示。容易实现综合显示，因此减少了仪表数量，使仪表板布局简洁，便于观察；由于消除了机械仪表因摩擦、振动等引发的附加误差，显示精度明显提高。采用固态器件，寿命长，可靠性高；随着集成化程度的提高，重量不停减轻，价格不停下降。显示系统发展趋势：彩色液晶显示屏：重量轻、体积小、低功耗、高清晰度和高可靠性大屏幕全景显示屏语音进行指令控制4.2飞行器导航系统导航是把航空器、航天器、火箭和导弹等运动体从一种地方引导到目的地的过程。现在惯用的飞行器导航方式有：无线电导航、惯性导航、卫星导航、图像匹配导航和天文导航等。无线电导航系统（P205~208）测向无线电导航系统——全向信标系统测距无线电导航系统测距差无线电导航系统测速无线电导航惯性导航系统：平台式惯性导航系统、捷联式惯性导航系统（P210）卫星导航系统：GPS系统共有24颗导航卫星，21颗主星3颗备份图像匹配导航系统：原理：预先将飞行器通过的地区，通过大气测量、航空摄影、卫星摄影或已有的地形图等办法将地形数据（重要是地形位置和高度数据）制做成数字化地图，储存在飞行器的计算机中。图像匹配导航能够分为地形匹配导航和景象匹配导航两种。4.3