初步了解航空航天领域的基础知识、基本原理

1. 航空航天发展概况

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60 分钟

1.1 航空航天的基本概念

1. 人类扩展空间的产物
2. 21 世纪最活跃与最有影响的科学技术领域
3. 高度综合的现代科学技术
4. 对军事、经济和社会生活有重大影响

航空

NOTE

航空的概念：

航空是指载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动，必须具备空气介质。

NOTE

航空有军用航空和民用航空之分

航天

NOTE

航天的概念：

航天是指载人或者不载人的航天器在地球大气层之外的航行活动，又称之为空间飞行或宇宙航行。

1.2 飞行器的分类与构成

飞行器分为三类：航空器、航天器、火箭和导弹

1. 航空器：在大气层内飞行的飞行器

2. 航天器：主要在大气层外空间飞行的飞行器

3. 火箭和导弹：以火箭发动机为动力升空，可以在大气层内外飞行

航空器

航空器成功飞行的三要素为：

1. 有克服自身重力的向上升力
2. 飞行必须具备动力装置产生推力或拉力来克服前进的阻力
3. 稳定性和操纵性好

航空器的分类：

滑翔机和旋翼机基本没有动力飞行

倾转旋翼机是可以变化的，既可以是固定翼也可以是直升机

航天器

在地球大气层以外的宇宙空间，基本上按照天体力学的规律（运动的各类飞行器）

IMPORTANT

航天器按照轨道动力学原理进行运动

航空器按照空气动力学原理进行运动

航天器的分类

航天飞机是起飞的时候靠火箭，降落靠飞翔

空天飞机是起飞和降落都是飞翔

火箭与导弹

火箭与导弹一般只能用一次

火箭：靠火箭发动机提供推进力的飞行器，运载有效载荷到空间

导弹：导弹是一种飞行武器，依靠制导系统控制轨迹

1.3 航空航天发展概况

从梦想、传说、神话

首先出现的飞艇，然后出现的是飞机

2. 飞行器飞行原理

重于空气的航空器需要以一定的速度在空气中运动，才能产生足够的升力。

飞行环境

飞行环境对飞行器的结构、材料、机载设备和飞行性能都有着非常重要的影响。

飞行环境包括 1. 大气飞行环境 2. 空间飞行环境

大气环境是航空器唯一的飞行环境，也是航天器、火箭和导弹必经的飞行环境。

大气层中空气的密度、温度、压强等参数是随高度的变化而变化的。

大气层分为：对流层、平流层、中间层、热层和散逸层

空间环境

空间飞行环境主要是指真空、电磁辐射、高能粒子辐射、等离子体和微流星体等所形成的飞行环境，是航天器飞行的主要环境

空间环境包含：地球空间环境、行星际空间环境、恒星际空间环境

地球空间环境包含：地球高层大气环境、电离层环境和磁环境。

行星际空间是指太阳系内围绕着太阳和行星的空间范围，具有极高的真空度、低温和失重等特点，并存在着太阳连续发射的电磁辐射、爆发性的高能粒子辐射和稳定的等离子体流（太阳风）。

恒星际空间环境是指太阳系以外的各恒星之间的空间范围，非常接近完全的真空，但也并非绝对的真空。

大气的物理性质

大气的状态参数和状态方程

大气的状态参数是指它的压强 $p$ , 温度 $T$ 和密度 $\rho$ 这三个参数。

气体状态方程：

$$p=\rho RT$$

其中， $T$ 为大气的绝对温度（单位 K），和摄氏温度的关系是： $T=t+273$ ， $R$ 为大气气体常数，为 $287.05J/(kg\cdot K)$

连续性

在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可以忽略不计，把气体看作是连续的介质。（连续性假设）

在航天器所处的高空大气，由于气体分子的自由行程与飞行器外观尺寸的数量级更大，所以不能看作是连续介质

粘性

大气的黏性是空气在流动过程中表现出的一种物理性质。

大气的黏性力是相邻大气层之间相互运动时产生的牵引作用力，也叫大气的内摩擦力（大气相邻流动层间出现滑动时产生的摩擦力）

NOTE

本质是气体分子之间的内聚力阻止大气分子的相对运动。相邻大气层之间分子的不规则运动导致的分子迁移使得分子间产生动量交换。

黏性与不同流体有关系，不同的流体之间黏性不同

流体的黏性与温度也有关系。温度升高，气体黏性增加，液体减小。

可压缩性

当气体的压强改变时，其密度和体积也改变。

大气流速较高，必须考虑大气的可压缩性

声速

介质的可压缩性越大，声速越小；介质的可压缩性越小，声速越大；

对于不可压缩介质，声速将趋于无限大

气体流动的基本规律

流体在流动的过程中其物理参数均会发生变换。

流体在变换过程中必须要遵循基本的物理定律

空气动力的产生

重于空气的飞行器，是靠飞行器与空气做相对运动所产生的空气动力，克服自身重力而升空的。

飞行器飞行时和空气之间有相对运动，在飞行器上也会产生空气动力。空气动力与飞行器和空气之间的相对运动速度有很大关系。

空气动力是飞行器在空气中以一定速度运动的结果。

连续性定理和伯努利定理

流体流动的连续性定理与连续性方程

连续性定理是质量守恒定律在流体流动中的应用，它描述的是流体在流动过程中流体流动速度和流动面积之间的变化规律

将上图中的内容推而广之，则气体流过变截面管道中任意界面处的 $\rho vA$ 都应该相等。

可压缩流体沿管道流动的连续性方程：

$${\rho }_1{v}_1{A}_1={\rho }_2{v}_2{A}_2={\rho }_3{v}_3{A}_3=\cdots =\mathrm{常}\mathrm{数}$$

当气体以低速流动时，可以认为气体是不可压缩的，也就是密度 $\rho$ 保持不变。

不可压缩流体沿管道流动的连续性方程：

$$\text{v\_1 A\_1 = v\_2 A\_2 = v\_3 A\_3 = cdots = 常数 \$\$ 当流体流过管道时，流体的流速与截面面积成反比，截面面积大的地方流速低，界面面积小的地方流速高。 \#\#\#\#\# 伯努利定理和伯努利方程 伯努利定理就是能量守恒定律在流体流动中的应用。 > [!note] > 伯努利定理是描述流体在流动过程中流体压强和速度之间关系的流动规律： > > **流体在流动过程中，不同截面处的流体压强不同。** > > 截面积较大，流体流动速度较小，压强较大。 > > 截面积较小，流体流动速度较大，压强较小。 > > 流体在变截面管道中稳定流动时，流速大的地方压强小，流速小的地方压强大。 严格的讲，在与外界没有能量交换的情况下，在管道各处的流体的动压和静压之和应该始终保持不变。也就是：}$$

静压 + 动压 = 总压 = 常数

$$\mathrm{用}\$p\$\mathrm{来}\mathrm{表}\mathrm{示}\mathrm{静}\mathrm{压}，\mathrm{对}\mathrm{于}\mathrm{飞}\mathrm{机}\mathrm{来}\mathrm{说}，\mathrm{远}\mathrm{前}\mathrm{方}\mathrm{的}\mathrm{静}\mathrm{压}\mathrm{式}\mathrm{指}\mathrm{该}\mathrm{飞}\mathrm{行}\mathrm{高}\mathrm{度}\mathrm{上}\mathrm{没}\mathrm{有}\mathrm{扰}\mathrm{动}\mathrm{的}\mathrm{大}\mathrm{气}\mathrm{压}\mathrm{力}；\mathrm{用}\$\frac{1}{2}\rho v^2\$\mathrm{代}\mathrm{表}\mathrm{动}\mathrm{压}（\mathrm{流}\mathrm{体}\mathrm{以}\mathrm{速}\mathrm{度}\$v\$\mathrm{流}\mathrm{动}\mathrm{时}\mathrm{由}\mathrm{流}\mathrm{速}\mathrm{产}\mathrm{生}\mathrm{的}\mathrm{附}\mathrm{加}\mathrm{压}\mathrm{力}）\mathrm{则}\mathrm{上}\mathrm{面}\mathrm{的}\mathrm{方}\mathrm{程}\mathrm{可}\mathrm{以}\mathrm{表}\mathrm{示}\mathrm{为}：$$

P + \frac{1}{2}\rho v^{2} = 常数

$$\mathrm{于}\mathrm{是},\mathrm{在}\mathrm{管}\mathrm{道}\mathrm{的}\mathrm{不}\mathrm{同}\mathrm{截}\mathrm{面}\$A-A,B-B,C-C\$\mathrm{处}\mathrm{便}\mathrm{有}：$$

\begin{align*} p_{1} + \frac{1}{2} \rho v^{2}1 = p + \frac{1}{2} \rho v^{2}2 = p + \frac{1}{2} \rho v^{2}_3 = \cdots = \text{常数} \end

$$\text{其中， \$rho\$ 为流体的密度， \$v\$ 为流体的速度。 \#\#\#\#\# 低速气流和高速气流的流动特点 低速气流在流动过程中，由于其密度变化不大，因此可以近似认为是**不可压缩**的，也就是密度 \$rho\$ 是常数。所以在变截面管道中的流动情况是：当管道收缩时，气流的流速增加，静压减少。反之，当管道扩张时，流速减少，静压增加。 而在高速中： 空气的可压缩性与空气的密度和施加于空气的压力有关。密度越大，空气越难压缩。施加的压力越大，空气被压缩的程度也越大。而空气的密度与声速有关。密度越大声速也越大。 而运动速度越大，施加给空气的压力就越大。速度越小，施加给空气的压力就越小。 因此在衡量空气的被压缩程度的时候，可以用物体的运动速度和声速的比值来表示，这个比值成为**马赫数**（ \$Ma\$ ）}$$

Ma = \frac{v}

$$其中， $v$ 是一定高度上飞行器的飞行速度， $a$ 是该处的声速。  超声速气流在变截面管道中**与低速气流相反**，收缩管道将超声速气流**减速、增压**；而扩张形管道将使超声速气流**增速、减压**。 这是**因为横截面积的变化引起的密度变化，比横截面积变化引起的速度变换快得多，密度的变化占了主导地位** > [!important] > 总之，在亚声速气流中，随着流速增大，管道截面面积必然减小；而在超声速气流中，随着流速增大，管道截面面积必然增大。  超声速气流减速和亚声速气流减速，规律有所不同。对于亚声速气流来说，随着管道逐渐变粗，流速逐渐减慢。 对于超声速气流来说，空气的压缩会产生一种被称为**激波**的独特的流动现象。气流流速往往是通过激波而突然减慢的，此时管道可能变细也有可能不变。 > [!note] > **激波**现象是超声速气流减速时出现的一种特有现象 ### 作用在飞机上的空气动力 飞机能飞，基本条件是在空中飞行的时候，能产生一种克服飞机自身重力的力。 作用在飞机上的力有两种，一种是克服重力的升力，一种是克服空气阻力的推力。  图中的 $P$ 是平板上压强差的作用方向， $F$ 是向后的摩擦阻力，所以总的空气动力 $R$ 是指向平板剖面的后上方。 #### 机翼升力的产生和增升装置  产生升力的原因在于这种设计，使得在有与空气的相对运动的时候，剖面上面的空气流速较大，压强较小。剖面下面的空气流速较小，压强较大。进而得到一个升力。 **影响升力的因素：** 在设计飞机的时候，应该尽量使飞机的升力大而阻力小。 1. 机翼面积的影响：压强差作用的机翼面积越大，产生的升力越大。成正比 2. 相对速度的影响：相对速度 $v$ 越大，空气动力越大，升力越大。但升力和相对速度不是简单的正比关系，而是升力与相对速度的平方成正比。 3. 空气密度的影响：升力的大小与空气密度 $\rho$ 成正比，密度越大，升力越大。 4. 机翼剖面形状和迎角的影响：其形状和迎角的不同，导致的升力也不同。 进而，升力的公式为： $$

Y = \frac{1}{2}C_{l} \rho v^{2}S

$$其中， $Y$ 为升力（ $N$ ）， $C_{l}$ 为升力系数（由机翼剖面形状和迎角影响）， $\rho$ 为密度（ $kg/ m^{3}$ ）， $v$ 为速度（ $m /s$ ）， $S$ 为机翼面积 （ $m^{2}$ ）。 **除了以上部分对升力有影响之外，还可以通过：** 1. 改变机翼剖面形状，增大机翼弯度 2. 增大机翼面积 3. 改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离 #### 飞机阻力的产生以及减阻措施 低速飞机上的阻力按照其产生的原因分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。 一、摩擦阻力 摩擦阻力是由大气的黏性导致的。 一般来说，在机翼最大厚度之前，附面层的气流微团保持平行的层状运动，没有流体微团的横向运动，这一层叫作层流附面层。在这之后，气流运动轨迹变得越来越不规则，出现旋涡和横向运动，这一层叫作紊流附面层。 层流转变为紊流的那一点叫作转捩（lie 四声）点 二、压差阻力 压差阻力与物体的迎风面积有很大的关系，迎风面积越大，压差阻力也越大。 三、诱导阻力 诱导阻力是伴随升力而产生的，如果没有升力，那么也就没有诱导阻力 诱导阻力的来源主要是**翼面**。  四、干扰阻力 飞机的各个部件单独的阻力总和一般小于组合在一起的阻力 所谓干扰阻力就是飞机各个部件组合到一起之后由于气流的相互干扰而产生的一种额外阻力 #### 飞机的升阻比 升阻比表示飞机在同一迎角下升力与阻力的比值。这个比值越大说明飞机的动力性能越好。 #### 高速飞行的空气动力 之前提到的阻力都是飞机在低速飞行的时候产生的阻力。 而高速飞行中，除了以上几种阻力之外，还有另外一种阻力，叫做**激波阻力** 马赫锥：  激波的本质是边界波，在突破音速飞行的时候，边界波面处的空气收到强烈压缩。波面前后空气的物理特性发生了突变，波面之后空气的压强突然增大，密度和温度也随之升高。 这种由较强压缩波组成的边界波就是激波。  激波分为正激波和斜激波  **临界马赫数**： 根据流体的连续性定理，气流从掠过机翼最高点的时候，此时气体的流速最大。若此时再加速，则可能会让最高点的速度达到该点的声速，则**加速之后的速度称为临界马赫数**。 当飞机的速度超过临界马赫数的时候，机翼上会出现一个局部的超声速区域，在这里会产生**局部激波** 所以，临界马赫数是一个速度，这个速度是有上限的，也就是小于 1 马赫（小于该位置声速） 提高临界马赫数是研发目标，为了尽可能在速度高的时候减缓激波的产生。 ### 2.5.2 飞机的飞行性能 **飞行速度**： 最小平飞速度，对起降性能以及低速飞行的安全性有重要影响。 公式： $$

v_{min} = \sqrt{ \frac{2G}{\rho C_{l max}S} }

$$\text{其中， \$G\$ 为飞机重量， \$rho\$ 为当地的空气密度， \$S\$ 为机翼面积。 最大平飞速度：发动机在最大推力的时候，飞机所能达到的最大飞行速度。 巡航速度：在载油量一定的情况下，飞机以巡航速度所能飞的最远距离。是能飞多远的指标。 **静升力** 稳定性与操控性都是重要的指标。 \#\# 2.6 直升机的飞行原理 \#\#\# 2.6.1 直升机旋翼的空气动力 旋翼式直升机的关键部件，由至少两片的桨叶和桨毂构成。 旋翼旋转所产生的拉力和阻力的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。 拉力的改变主要靠调节桨叶桨距来实现。但是桨距变化将引起阻力力矩变化，所以在调节桨距的同时还需要调节发动机油门，保持转速。 \#\#\# 2.6.2 直升机的飞行性能 1. 垂直飞行性能 2. 直升机前飞性能  \#\#\# 2.6.3 单旋翼直升飞机的操纵性和稳定性 操纵性主要是上升下降、前进后退  \#\# 2.7 航天器飞行原理 航天器在轨道运行段飞行的航天器绝大部分时间是在地球引力作用下的无动力惯性飞行。本质上和自然天体的运动一致。 \#\#\# 2.7.1天体 开普勒三大定律 1. 椭圆定律：所有行星绕太阳的运行轨道都是椭圆，而太阳位于椭圆的一个焦点上。 2. 面积定律：在相等时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。 3. 调和定律：行星运动周期的平方与行星至太阳的平均距离的立方成反比，也就是行星公转的周期只和半长轴有关 如果把卫星看作行星，地球看作太阳。那么： 1. 卫星的运行轨道也是一个椭圆。 2. 卫星和地心连线在同一时间内扫过的面积相等（卫星的速度在近地点处最大，在远地点处最小）。 3. 卫星的运行周期之和半长轴有关。（只要半长轴相等，其周期也相等） 轨道方程与宇宙速度 可以推导出航天器的运行轨道方程式圆锥曲线（二次曲线）}$$

r = \frac{p}{1 + e \cos f}

$$ 其中： 1. $r$ 是圆锥曲线的任意一点到一给定点（焦点）的距离； 2. $d$ 是这一点到一条给定直线（准线）的最小距离； 3. 恒定比值 $e = \frac{r}{d}$ 为圆锥曲线的偏心率； 4. $p$ 为半正焦距或者半通径； 5. $f$ 为矢量 $r$ 与焦点至近心点之间连线的夹角，叫真近点角； 根据开普勒第三定律，可以得到： 圆轨道速度： $v =\sqrt{ \frac{\mu}{r} }$ 轨道周期 $T = 2 \pi \sqrt{ \frac{a^{3}}{\mu} }$ 其中 $a$ 是轨道半长轴，对于圆轨道 $a = r$ ，当卫星的轨道周期等于地球自转周期的时候，可以计算出轨道半径，也就是地球同步轨道。  ### 2.7.2 航天器轨道 轨道要素： 1. 轨道半长轴： $a$ 2. 轨道偏心率： $e$ 3. 轨道倾角： $i$ ，是轨道平面与地球赤道平面的夹角 4. 升交点赤经： $\Omega$ 5. 近地点幅角： $\omega$ 6. 过近地点时刻： $t$ 轨道的形状和大小可以用 $\alpha$ 和 $e$ 两个量来表示。偏心率 $e$ 决定了轨道的形状， $e$ 为 $0$ 的时候，轨道为圆形， $e$ 越接近 $1$ ，椭圆形状越扁；半长轴 $a$ 越大，椭圆越大，卫星飞行一圈的时间越长。 轨道平面在空间的方位由轨道倾角和升交点赤经决定。对于**轨道倾角** $i$ ，当 $i \ne 0$ 的时候，轨道和赤道有两个交点：卫星由南向经过赤道时的一点叫做升交点。与之相反，卫星由北向南经过赤道的一点叫做降交点；而**升交点赤经** $\Omega$ ，是由太阳从地球的南半球经过北半球穿过赤道的这一点（叫做**春分点**），从这一点向东度量到生交点的这一段弧线叫做**升交点赤经**。 近地点幅角 $\omega$ 是从升交点沿卫星飞行方向量到近地点。它决定了半长轴的方向。 而在卫星轨道确定之后，要知道什么时候卫星飞行到轨道的什么位置，需要过近地点的时刻来描述。 地球轨道： 霍曼转移轨道：两个不同高度的同心圆轨道之间最省能量的转移，称为霍曼转移。  ### 2.7.3 航天器的发射与入轨 发射窗口是一个时间概念。是允许火箭发射航天器的时间范畴，又称为发射时机。 发射入轨： 1. 直接入轨 2. 滑行入轨 3. 过度入轨 ### 2.7.4 航天器的返回与回收 返回的方式： 1. 纯弹道式 2. 半弹道式 3. 跳跃式 4. 滑翔式再入飞行器 ### 2.7.5 航天姿态稳定与控制 1. 自旋稳定法 2. 重力梯度稳定：比较适合圆轨道或偏心率较小的椭圆轨道。 3. 三轴稳定法：通过俯仰轴、偏航轴和滚动轴来确定卫星姿态的方法。三轴稳定法分为喷气式和动量交换式（飞轮式）；动量交换式又分为偏置动量稳定法和零动量稳定法 # 3. 飞行器动力装置 ## 3.1 发动机的分类和特点   ## 3.2 活塞式航空发动机 ### 3.2.1 活塞式发动机的组成和工作原理 活塞式航空发动机式一种燃烧汽油的往复式内燃机。  ### 3.2.2 活塞式发动机的辅助系统 1. 进气系统 2. 燃料系统 3. 点火系统 4. 启动系统 5. 定时系统 ### 3.2.3 活塞式发动机的主要性能指标 1. 发动机功率 2. 功率重量比 3. 燃料消耗率 ## 3.3 空气喷气发动机 空气喷气发动机包括**带涡轮的燃气涡轮发动机**和**不带涡轮的冲压发动机**两大类 燃气涡轮发动机是主要的应用最广泛的航空发动机。由压气机、燃烧室和涡轮组成。 按照核心机输出能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机分为涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮浆扇发动机、涡轮轴发动机和垂直起降发动机。 ### 3.3.1 涡轮喷气发动机 属于热机，利用空气中的氧气，并燃烧化学燃料产生热能，再转化为机械能输出动力。 所以它的工作也需要进气、加压、燃烧和排气四个阶段。 这四个阶段是**同时连续**进行的 适合较高速度飞行的飞机 ### 3.3.2 涡轮螺桨发动机 与涡轮喷气发动机相比，只是多了一个直径很大的螺旋桨。 涡轮螺桨发动机是一个主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。 涡轮带动螺旋桨转动，产生拉力。涡轮中出来的气流从尾喷管喷出，产生推力。 ### 3.3.3 涡轮风扇发动机 这个是将所有的桨叶叶片包在机匣内，克服螺旋桨的缺点，能在较高速度下工作的“风扇” 在涡轮喷气发动机的基础上增加了风扇和驱动风扇的低压涡轮。 有两种： 1. 不加力涡轮风扇发动机 2. 加力涡轮风扇发动机 ### 3.3.4 涡轮桨扇发动机 突出优点是推进效率高，而且省油。 ### 3.3.5 涡轮轴发动机 涡轮轴发动机是现在直升机的主要动力 ### 3.3.6 推力矢量发动机 推力矢量控制技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转，使其推力的一部分变成操作力代替或部分代替操纵面的作用，从而增强飞机的操纵能力，并对飞机的飞行进行实时控制。 1. 垂直起降发动机 2. 推力矢量发动机 推力矢量发动的**喷口形式**主要包括折流板、二元推力矢量喷管和轴对称推力矢量喷管 ### 3.3.7 冲压发动机 没有专门的压气机，而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，将动能转边成压力能，使得空气静压提高的一种空气喷气发动机。 由进气道（扩压器）、燃烧室和尾喷管组成。 ### 3.3.8 空气喷气发动机的性能指标 发动机的性能指标 1. 推力 2. 单位推力 3. 推重比 4. 单位耗油率 发动机的推力是作用在发动机内外表面上**压力的合力**，其单位是 $N$ $$

F= q_{mi}(v_{e}-v_{0})+ q_{mo}v_{e}A(p_{e}-p_{0})

$$其中， $q_{mi}$ 为进入发动机的空气质量流量， $q_{mo}$ 为出口燃气质量流量（单位都是 $kg / s$ ）， $v_{0}$ 为进口气流速度， $v_{e}$ 为喷管出口的燃气速度， $A$ 为喷管出口面积， $p_{e}$ 为出口气流静压， $p_{0}$ 为周围大气静压 发动机的工作状态 1. 起飞状态 2. 最大状态 3. 额定状态 4. 巡航状态 5. 慢车状态 ## 火箭发动机 火箭发动机的特点是不仅自带燃烧剂而且自带氧化剂，因此既能在大气层内工作，也可以在大气层外的真空中工作 想比较于航空发动机，优势如下： 1. 自带氧化剂和燃烧剂 2. 飞行速度不受限制 3. 推重比高 4. 推力不受飞行姿态影响 5. 推力与飞行高度无关 目前使用最多的是化学能火箭发动机 根据氧化剂和燃烧机的固液分成固体、液体、固液混合 ### 3.4.1 液体火箭发动机 根据所用推进剂的组元（成分）数目不同，可以分成单组元、双组元和三组元液体火箭发动机。 常用的是双组元推进剂 一、液体火箭发动机的组成及工作原理： 组成： 1. 推进剂输送系统 2. 推力室 现代液体火箭发动机中涡轮泵式输送系统比挤压式输送系统更广泛。 推力室是将液体推进剂进行混合、燃烧，并将推进剂的化学能转变成推力的重要部件，包括：喷注器、燃烧室和喷管三个部分 其中燃烧室是推进剂雾化、混合和燃烧的场所。将内能转换为动能，从而产生推力。（都是超声速喷管） 二、液体推进剂 要求能量高，有较高的比冲； **** 液体火箭发动机的主要优点是比冲高，推理范围大，能反复启动，较易控制推力的大小，工作时间长。  ### 固体火箭发动机 固体火箭发动机的组成及工作原理 可以直接将推进剂填装在推力室内，不像液体火箭发动机那样还需要推进剂输送系统。因此结构更加简单、可靠。 固体火箭发动机主要由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。 药柱是由推进剂和少量添加剂构成的圆柱体，由一种或者多种固体推进剂组成。 固体推进剂的种类： 固体推进剂包含两大类：胶体（双基）推进剂和复合推进剂 固体火箭发动机的优缺点：  ### 固液混合火箭发动机 使用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机。 特点： 综合了固体和液体发动机的优点： 1. 混合推进剂的性能较好。 2. 结构上比固体火箭发动机多了一个喷注器组合构建，但可以利用液体组元冷却喷管和燃烧室，总体结构依然比液体火箭发动机简单。 3. 通过关闭或调节液体组元的流量，可以较方便的实现多次启动、关车和推力调节。 ### 火箭发动机的主要性能指标 #### 推力 火箭发动机推力的原理和空气喷气发动机的原理基本相同，只是火箭发动机推进剂进入发动机的速度为零 $$

F=q_{mp}v_{c} + A(p_{e} - p_{0})

$$\text{其中， \$q\_{mp}\$ 为推进剂的质量流量（单位是 \$kg/s\$ ）， \$v\_e\$ 为喷管出口的燃气速度， \$A\$ 为喷管出口面积， \$p\_e\$ 为出口气流静压， \$p\_0\$ 为周围大气静压 当高度增大时， \$p\_0\$ 逐渐减小，直到 \$p\_0 to 0\$ 时，此时的推力为发动机的真空推力。 \#\#\#\# 冲量和总冲 发动机的冲量决定于推力的大小和工作时间的长短。用符合 \$I\$ 来表示，定义为推力对工作时间的积分，}$$

I = \int_{0}^{t_{a}}Fdt

$$\mathrm{其}\mathrm{中}，\$t_a\$\mathrm{代}\mathrm{表}\mathrm{发}\mathrm{动}\mathrm{机}\mathrm{的}\mathrm{全}\mathrm{部}\mathrm{工}\mathrm{作}\mathrm{时}\mathrm{间}，\mathrm{则}\$I\$\mathrm{是}\mathrm{发}\mathrm{动}\mathrm{机}\mathrm{的}\mathrm{总}\mathrm{冲}\mathrm{量}，\mathrm{简}\mathrm{称}\mathrm{总}\mathrm{冲}。\mathrm{当}\mathrm{推}\mathrm{力}\$F\$\mathrm{为}\mathrm{常}\mathrm{数}\mathrm{的}\mathrm{时}\mathrm{候}，\mathrm{发}\mathrm{动}\mathrm{机}\mathrm{的}\mathrm{总}\mathrm{冲}\mathrm{就}\mathrm{等}\mathrm{于}\mathrm{推}\mathrm{力}\mathrm{与}\mathrm{工}\mathrm{作}\mathrm{时}\mathrm{间}\mathrm{的}\mathrm{乘}\mathrm{积}，\mathrm{也}\mathrm{就}\mathrm{是}：$$

I = F \cdot t_

$$总冲的单位是 $N \cdot s$ ，反应了发动机工作能力的大小。是火箭发动机的一项重要的性能参数。 #### 比冲 比冲是指发动机燃烧 $1 kg$ 推进剂所产生的冲量，单位是 $m /s$ . 当发动机的总冲一定时，比冲越高，则发动机需要的推进剂的质量越少。 ## 3.5 组合动力装置 ### 3.5.1 涡轮喷气发动机与冲压发动机组合  ### 3.5.2 火箭发动机与涡轮喷气发动机组合  ### 3.5.3 火箭发动机与冲压发动机组合 有液体火箭发动机与冲压发动机，也有固体火箭发动机和冲压发动机 ## 3.6 深空探测动力装置 ### 3.6.1 电推进系统 利用电能加速工质，进行高速射流而产生推力的一种推进系统。 电热推进系统： 1. 接触式加热 2. 电弧加热 3. 在热电离等离子体的工质中感应的涡流加热 电磁推进系统： 电磁推进系统（电磁火箭发动机）是以氢、氩等气体或金属锂蒸气为工质，在高温情况下被电离，形成等离子体。然后被强磁场加热，从喷口排出，产生推力 静电推进系统： 静电推进系统（离子发动机）其工作原理是工质粒子（典型的如氙）首先被电离成为正、负离子，接着带正电的粒子流被静电场加速，依靠被加速的带电粒子流的反作用冲量而产生推力。 ### 3.6.2 核推进系统 利用核能作为能源来加热工质，得到射流产生推力 ### 3.6.3 太阳能推进系统 分成光学采集和发动机系统两部分； 镜面收集到太阳能聚焦在热交换器系统，将输送过来的工质加热，然后经过喷管膨胀加速后，高速排出产生推力 # 4. 飞行器机载设备及飞行控制 ## 4.1 飞行器典型仪表及机载设备 ### 4.1.1 飞行器典型仪表 典型传感器： 1. 压力传感器：（1）电阻式压力传感器（2）谐振式压力传感器 2. 温度传感器：（1）电阻式温度传感器（2）热电偶式温度传感器 3. 电磁感应转速传感器 4. 加速度传感器：（1）摆式加速度传感器（2）液浮摆式加速度传感器 飞行器典型仪表 1. 飞行高度的测量 2. 飞行速度的测量 3. 飞行姿态角的测量 4. 大气数据系统 ### 4.1.2 飞行器显示系统 按控制飞行的方式不同分为有人驾驶和无人驾驶两种。对于有人驾驶需要仪表显示系统 #### 机械仪表 利用的是显示部件之间的相对运动来显示被测参数值。 结构简单显示清晰。但是寿命短、易受震动、冲击的影响。 #### 电子显示系统  #### 头盔显示系统  ### 4.1.3 其他机载设备 #### 雷达设备 雷达是无线电探测和测距的简称。 雷达技术从开始单一的防空设备迅速扩展到侦察、火力控制、空中交通管理、遥感、天文、地质等军用或民用领域。 原理是：通过无线电设备向空间发射无线电波，无线电波在不同介质表面会向各个方向散射一定的电波能量，其中一部分由目标反射回天线方向，成为目标回波。雷达接收目标回波之后，即可检测出目标的空间位置。 雷达仅接收自身发射电波的回波，称为无源回答雷达或一次雷达。 如果目标接收电波后主动向雷达发射应答信号，这种称之为有源回答雷达，或二次雷达。 早期雷达是通过天线的扫描进行的。 后面出现了相控阵雷达。相控阵雷达是通过电扫描的方式来控制雷达波束的指向变动，并发现目标。  #### 通信设备 主要用于空对空、空对地的联络 飞机通信设备包括无线电通信设备、机内通话设备和飞机事故调查设备三大类 #### 电气设备 电气设备是供电设备和各种用电设备的总称。 供电系统包括飞机电源系统和飞机配电系统。 #### 近地警告系统 近地警告系统只是在起飞或进近着陆阶段、且测量低于 $750 m$ 时才起作用。 #### 防护和救生系统 1. 座舱环境控制系统 2. 飞行员个体防护系统 3. 弹射救生系统 4. 航天救生设备 ## 飞行器导航系统 ### 4.2.1 无线电导航系统 由地面导航台发射无线电波，在飞行器上通过接收设备，测定飞行器相对于导航台的方位、距离等参数，以确定飞行器的导航信息，并通过显示系统提供给飞行员。 1. 侧向无线电导航 2. 测距无线电导航 3. 测距差无线电导航 4. 测速无线电导航 #### 侧向无线电导航系统 ##### 自动测向器（ADF） 自动测向器是在飞行器上用方向性天线接收来自地面导航台发射的无线电波，并确定电波来向相对于飞行器纵轴线的夹角的导航设备。 ##### 全向信标系统（VOR） 全向信标系统是一种近距甚高频测向导航系统，也就是由地面导航台向飞行器提供以导航台北向子午线为基准的方位信息。或者为飞行器提供一条“空中道路”，以引导飞行器沿预定的航道飞行。 全向信标系统由全向信标台和机上接收系统组成。 也经常作为机场自动着陆系统的归航导航台。 它只能确定飞行器相对于导航台的方位，如果要进一步确定飞机的位置，可以设置两个导航台。 #### 测距无线电导航系统 测量出飞行器发射的无线电波往返于地面导航台所需的时间就可以得到**斜距**，再根据高度，就可以得到水平距离。 #### 测距差无线电导航系统  ### 4.2.2 惯性导航系统 #### 惯性导航的组成和工作原理 通过测量飞行器的加速度，经过运算处理得到飞行器当时的速度和位置的一种综合性导航技术。主要功能是自动测量飞行器各种导航参数和飞行控制参数，完成对飞行器的自动驾驶 惯性导航系统主要由惯性敏感元件（加速度计）、角度测量设备（陀螺仪）、数字计算机和显示设备等组成。 通过加速度计测量加速度，然后对时间积分，就可得到速度和位移。因为速度是矢量，有方向性，若以起始点为原点，则可以得到当时相对于原点的位置。当然也可以实时给出飞行器的速度和航迹，并结合磁航向指示器给出飞行器的地理航向。  #### 两类惯性导航系统 飞行器的姿态变化，会导致加速度计受到的重力发生改变，这样测量的加速度会出现误差和错误。 解决方法一种是将加速度计放到机电陀螺稳定平台上，让它始终保持水平。 这种叫做平台式惯性导航系统 另外一种是将三个加速度计直接安装在飞行器上，并与三条机体轴相一致，同时还安装有绕三轴的角速度陀螺，这种导航系统成为捷连式惯性导航系统。 **** 惯性导航系统不受外界干扰，是一种完全自主的导航方式。 但缺点是由于导航信息通过积分得到，每一次使用之前的初始状态校准非常重要，而且导航定位误差也会随时间的增加而增大，长时间导航会影响导航精度。 提高精度有两个方面： 1. 提高设备元器件的制造精度，但是价格也会上升 2. 和其他导航技术进行组合导航。用其他导航技术对其进行矫正。 ### 4.2.3 卫星导航系统 基本导航原理是：利用导航卫星发射的无线电信号，求出飞行器相对卫星的位置，然后再根据已知的卫星相对地面位置，计算出飞行器在地球上的位置。 #### GPS GPS 导航原理：  通俗一点就是：卫星的时间比较准，而用户的接收机时间不太准，这里会出现误差，测出来的距离也有误差，叫做**伪距**。从中选出四颗信号最好的卫星，来计算伪距。 $$

\rho_{i} = r_{i} + c \Delta t

$$$$

\sqrt{ (x - x_{i}) ^{2} + (y-y_{i})^{2}+(z-z_{i})^{2}} = \rho_{i} - c\Delta t

$$其中，用户到卫星的伪距为 $\rho_{i}$ ，用户到卫星的真实距离是 $r_{i}$ ，时钟差是 $\Delta t$ ， $c$ 为光速。 ### 4.2.4 图像匹配导航系统 利用地表特征信息进行导航的方式称为**图像匹配导航系统** 导航原理： 预先将地域的测绘等得到的地形数据存储到飞行器的计算机中，当飞行器飞过预定空域的时候，将实时图与预先存储的原图进行比较，从而得到飞行的地理位置与标准位置的偏差。 分为： 1. 地形匹配导航：以地形高度轮廓为匹配特征，适合山丘地形的飞行 2. 景象匹配导航：以地表特征摄像等方式存储图像，适合平坦地区导航 ### 4.2.5 天文导航系统 通过观测天体来确定飞行器的位置和航向的导航技术。 ### 4.2.6 组合导航系统  ## 导弹制导系统 ### 4.3.1 遥控制导系统 遥控制导依靠地面或飞机上的发射装置测定导弹与目标之间的相对位置，然后导弹发出遥控信号。 遥控制导分为： 1. 瞄准线指令制导 2. 非瞄准线指令制导 3. 驾束制导 #### 瞄准线指令制导 让导弹在飞行过程中，保持在发射器的瞄准线附近一个很小的范围内，瞄准线可以看成是发射器或者发射控制系统和目标之间一条看不见的直线。  #### 非瞄准线指令制导 非瞄准线指令制导的导弹可以不用处在发射器和目标之间的瞄准线上，从而可以从更优的截击路线攻击目标，并且可以同时引导多枚导弹攻击一个目标。多用于防空导弹的中段制导。 #### 驾束制导 驾束制导属于自动瞄准线指令制导。 跟踪装置已锁定敌机并发射导弹之后，操作手不再干预系统的制导工作。跟踪装置同时跟踪飞机和导弹的航迹，制导计算机发出指令使导弹沿瞄准线飞抵目标。 ### 4.3.2 寻的制导系统 寻的制导是通过弹体上的设备，通过追寻目标反射或辐射的信号（雷达波、红外线、可见光等）信息，确定目标位置，并引导导弹自动飞向目标。 分为： 1. 被动寻的制导 2. 主动寻的制导 3. 半主动寻的制导 4. $TVM$ 制导（经由导弹的制导） #### 被动寻的制导 导弹不主动发射信号，而是通过被动的接收目标辐射的电磁波、红外线或可见光，引导导弹飞行目标。 #### 主动寻的制导 自带雷达和天线，导弹持续向目标发射雷达波并接受目标反射的雷达波，从而测定目标的方位、距离、轨迹等信息。 优点是精度高、全天候工作、抗干扰能力强。 缺点是雷达功率较小，制导距离有限。 #### 半主动寻的制导 用机载或地面雷达（或激光照射器）持续跟踪并照射目标，导弹上的接收机接收目标反射的雷达波（或激光），通过计算得到目标的位置和运动参数，引导导弹飞行目标。 有两种： 1. 半主动雷达寻的制导 2. 半主动激光寻的制导 半主动雷达寻的制导主要用于对空导弹，与主动雷达寻的制导相比，由于发射平台 (飞机、舰船、防空阵地) 装载的雷达功率更高，因此制导距离更远。 半主动激光寻的制导主要用于反坦克导弹和近程对地攻击导弹，飞机或者地面人员接受反射的激光信号进行制导。 #### $TVM$ 制导 是介于指令制导和半主动制导之间的一种制导方式。 火控雷达照射目标导致回波反射，导弹接收到反射的回波后，把接收到的回波信号发给地面（或军舰）上的控制站，由控制站解算制导轨迹，并用无线电发送回去，引导导弹拦截目标。 ### 4.3.3 自主制导系统 是指由导弹的制导系统按照预先设定的飞行方案，控制导弹飞向目标 ### 4.3.4 复合制导系统  ## 4.4 航天测控系统 ### 4.4.1 分类 1. 卫星测控系统 2. 载人航天测控系统 3. 深空测控系统 ### 4.4.2 航天测控网 航天测控网是航天测量控制与数据采集网的简称，主要任务包括跟踪测量和监视航天器的飞行轨道及工作状态，实时完成对航天器轨道和姿态的控制、接收和处理航天器发送的各种信息。 测控网由测控中心和测控站组成。是信息收集、交换、处理和控制的中枢。 ## 4.5 飞行器飞行控制系统 飞行操控系统是将飞行员的操纵动作指令传达给启动舵面或其他操纵机构的系统。 发展过程： 机械和助力操纵系统 电传操纵系统 ### 4.5.2 飞行器自动控制系统 #### 自动驾驶仪 自动驾驶系统是代替飞行员完成一定的飞行任务，而无人驾驶飞机完全是由自动驾驶系统根据预先给定的程序进行飞行的。  自动驾驶仪包括敏感元件、综合放大装置、执行装置三个部分。 #### 自动着陆系统 目前有三种： 1. 仪表着陆系统 2. 微博着陆系统 3. 差分全球定位自动着陆系统 ### 4.5.3 无人机的操纵与控制 #### 无人机地面控制站 地面控制站也称遥控站或者任务规划与控制站，主要由飞行操控、任务在和控制、数据链路控制和通信指挥等组成。 #### 无人机的数据链路 在无人机的飞行过程中，无人机与地面站之间的信息交互和控制完全是依赖无线链路进行的。 无线链路的基本组成：  数据中继链路 对于长航时的无人机而言，可以在无人机和地面测控站之间增加一个或多个中继站。 1. 地面中继站 2. 空中中继站 3. 卫星中继站  # 5. 飞行器构造 ## 5.1 飞行器结构的一般要求和常用材料 ### 5.1.1 飞行器结构的一般要求 飞行器结构是指飞行器各受力部件和支撑构件的总称 飞行器的结构要满足一下基本要求： 1. 空气动力要求 2. 重量和强度、刚度要求 3. 使用维护要求 4. 工艺和经济性要求 ### 5.1.2 飞行器结构的常用材料 为了减轻结构重量，非常有效的方法是选用强度、刚度大而重量轻的材料。 比强度和比刚度来表示材料的强度和刚度； $$

比强度= 抗拉强度(\sigma_{b}) / 密度(\rho)

$$$$

比刚度 = 弹性模量(E) / 密度(\rho)

$$应该尽量选择比强度和比刚度大的材料。 主要有这几类： 1. 铝镁合金类 2. 合金钢类 3. 钛合金类 4. 符合材料 ## 5.2 航空器的构造 ### 5.2.1 气球和飞艇的基本构造 从航空历史的发展来看，先有的气球、飞艇，后有的飞机 气球主要有：不载人的氢气球，和大多数载人的热气球 #### 气球的构造  #### 飞艇的构造  ### 5.2.2 飞机的构造  #### 机翼和尾翼的基本构造 机翼的功用主要是提供升力，和尾翼一起形成良好的稳定性和操纵性 作用在尾翼上的外载荷 1. 分布载荷 2. 集中载荷 分布载荷：比如作用在机翼上的空气动力和其自身质量力（重力和惯性力）等都是分布载荷 集中载荷：由其他部件通过街头传给机翼结构的，因其一般集中作用在个别连接点上而称之为集中载荷。 机翼在外载荷的作用下受到不同形式的力。  $q_{1}$ 是沿翼展方向分布的气动力， $q_{2}$ 为沿翼展方向分布的质量力 $G$ 是发动机传给机翼的质量力， $P$ 是发动机传给机翼的拉力 图 5-9 所示为机翼上受到的弯矩 $M$ 、剪力 $Q$ 和扭矩 $T$ **** 机翼的主要受力构件： 1. 翼梁 2. 纵墙 3. 桁条 4. 普通翼肋和加强翼肋 5. 蒙皮 **** 机翼的典型构造形式： 1. 蒙皮骨架式机翼，又称薄壁构造机翼 2. 整体壁板式机翼 3. 夹层式机翼 #### 机身的基本结构 机身的结构形式与机翼类似，分为蒙皮骨架式、整体壁板式和夹层式。 #### 起降装置 起落架组成 1. 减震器 2. 支柱 3. 机轮 4. 收方机构 起落架的布局形式 1. 后三点式 2. 前三点式 3. 自行车式 4. 多轮多支柱式   ### 5.2.3 直升机的基本构造 目前最广泛的直升机是单旋翼直升机  1. 机体 2. 旋翼，旋翼包括桨叶和桨毂 3. 自动倾斜器，是将飞机操纵系统中的操纵指令转换成旋翼桨叶运动的装置。由不旋转环、旋转环和轴承等组成 4. 尾桨，一部分用于平衡旋翼的反作用力，一部分用于改善方向稳定性，以及实现航向操纵。 5. 起落装置 ## 5.3 航天器的构造 一般分为两大类，专用系统和保障系统 专用系统因任务而异。 保障系统一般是类似的，包括几个分系统： 1. 结构系统 2. 温度控制系统 3. 生命保障系统 4. 电源系统 5. 姿态稳定控制系统 6. 轨道控制系统 7. 返回着陆系统 ### 5.3.1 卫星的基本结构 根据具体的用途有较大差别。但从功能上看主要都是承力结构、外壳、安装部件、天线结构、太阳能电池阵结构、放热结构、分离连接装置等组成。 ### 5.3.2 空间探测器的基本结构 包括月球探测器以及行星和行星际探测器。 探测器的软着陆方式主要有：气囊弹跳式、着陆腿式和空中吊车式 ### 5.3.3 载人飞船的基本构造 一般由乘员返回舱、轨道舱和服务舱组成。 返回舱也是指令舱，是飞船的核心部分，也是控制中心 轨道舱是工作和生活的场所 服务舱也叫设备舱，用来安装推进系统、电源、气源等设备，对飞船起服务保障作用。 ### 5.3.4 空间站的基本构造 主要用途有： 1. 对地观测 2. 科学研究 3. 微重力材料加工及药品制造 4. 天文观测 5. 在轨服务基地  ### 5.3.5 航天飞机的基本构造 航天飞机是可以重复使用的，往返于地球表面和近地轨道之间运送有效载荷的航天运载器，也是可以进入近地轨道完成多种任务的航天器。 ## 5.4 火箭和导弹的构造 火箭是依靠火箭发动机推进的飞行器，它的应用非常广泛。 ### 5.4.1 火箭的基本构造 #### 探空火箭 是对近地空间进行环境探测、科学研究和技术试验的火箭。按照研究对象的不同可以分为气象火箭、地球物理火箭、生物火箭和放冰雹火箭。 一般是无控制的，结构简单、成本低 #### 运载火箭 运载火箭是把人造地球卫星、载人宇宙飞船、航天站、空间探测器或航天飞机等有效载荷送人预定轨道的火箭。 运载火箭是在洲际弹道导弹的基础上发展起来的，运载火箭的要求与弹道导弹不同，它更强调可靠性、各轨道的运载能力、通用性和 经济性。 运载火箭有串联型、并联形和混合型三种组合方式。  串联火箭有冷分离和热分离两种形式。 热分离是在下面级发动机推力尚未消失，上面级的发动机点火工作。 ### 5.4.2 导弹的基本构造 #### 有翼导弹 特点： 1. 又复杂的制导系统，而气动外形和构造比较简单 2. 导弹作为一种武器，系统概念强，需要在一个完整的系统下 3. 可以发挥大速度、大迎角和大机动性的潜力。 4. 导弹是一次性武器，但要长期保存。 基本组成和作用：  导弹的启动外形：  #### 现代巡航导弹 大部分航迹处于“巡航”状态的导弹称为巡航导弹。  特点： 1. 起飞质量小 2. 一般采用 $GPS$ 定位导航 3. 突防能力强 4. 通用性好 5. 成本低、能大量使用 #### 弹道导弹 飞行方式前部分主要是靠发动机推力进行，称为主动段 后面通过惯性飞行，称为被动段。  射程 $L$ 与主动段重点速度 $V_{b}$ 的关系非线性关系，进而由火箭理论可以得到， $V_{b}$ 的理论速度（不考虑空气阻力和重力势能变化）为： $$

V_{b} = I_{s} \ln \frac{1}{\mu_{b}}

$$\text{其中， \$I\_s\$ 为火箭发动机的比冲， \$mu\_b\$ 为导弹的质量比（导弹空载质量比上充满推进剂的质量）。 要增大射程只有增大火箭发动机的比冲或减小导弹的质量比，但是这两个都是有限度的。 **** 弹头和级间的分离方式 弹道导弹使用弹头可分离技术，在主动段终端弹头和弹体自动分离。 导弹多级之间的分离也是有冷分离和热分离 **** 弹道导弹的控制方式： 1. 燃气舵 2. 摆动发动机 3. 摆动喷管 4. 固定式姿态控制发动机 5. 二次喷射技术 **** 多弹头弹道导弹的弹头控制方式 1. 集束式多弹头 2. 分导式多弹头 3. 机动式多弹头 \# 地面试验与地面保障设施 \#\# 6.1 飞行器地面试验及实验设备 \#\#\# 6.1.1 风洞试验及实验设备 风洞是一种利用人造气流来进行空气动力实验的设备，可以对飞机的某个部件或整架飞机进行吹风实验。 1. 模型与真实飞机尽可能一致 2. 各对应部分的气流速度大小成同一比例，而且流速方向也要相同。 3. 必须使作用与模型上的空气动力（升力和阻力），同作用于真飞机上的空气动力成比例，且方向相同。 模型试验的时候，主要是阻力问题，所以要保持模型试验时的雷诺数与真飞机的雷诺数一样。 雷诺数是指摩擦阻力在模型或者真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。雷诺数与摩擦阻力在总阻力中所占的比例大小成反比。}$$

\mathrm{Re} = \rho\frac{ {v\cdot l}}{\mu}

$$其中， $\rho$ 为空气密度， $v$ 为风洞中的风速或飞行速度， $l$ 为飞行或模型的一个特征尺寸， $\mu$ 为空气的粘性系数（内摩擦系数） **** 风洞试验设备  1. 烟风洞（低速风洞） 2. 低速风洞（直流式风洞，风扇转动） 3. 高速风洞 ### 6.1.2结构试验及试验设备 飞行器结构试验是用来观测、研究和验证飞行器结构或构件在载荷和环境条件下的性态和耐受能力的试验，又称为强度试验 1. 静力试验 2. 动力试验 3. 疲劳试验 4. 热强度试验 5. 其他环境试验 ### 6.1.3 发动机地面试车及试验设备 是利用专门的试验和测试设备检验发动机的性能、可靠性和耐久性的试验，全台发动机的试验又称为发动机试车。 试车台主要由安装发动机的测力台架、进气系统、排气系统组成。 ### 6.1.4 系统地面模拟试验 一般包括功能和性能试验、故障试验、寿命试验和环境试验等。 ### 6.1.5 环境模拟试验 是检查飞机、发动机和各种附件、设备在各种使用条件下的工作性能。 ## 6.2 飞机地面设施和保障系统 ### 6.2.1 机场 机场是供飞机起飞、着陆、停放、维护，并有专门设施保障飞机飞行活动的场所。 1. 军用机场 2. 民用机场 3. 专用机场  ### 6.2.2 空中交通管理 主要是针对民用航空器的空中交通管制和空中交通服务，为所有用户提供空域利用上的最大灵活性。 1. 空域管理 2. 空中交通流量管理 3. 空中交通管制 为了实行空中交通管制，需要在飞行航线上划定不同的管制区域，如航路、空中走廊、航站管制区、塔台管制区和等待空域管制区 航路：航路是可航行空域中的标志性通道，连接机场与空中交通管制交点。 空中走廊：空中走廊是为飞机进出某地区而划定的具有一定宽度的空中通道，通常设在飞行频繁的城市附近上空以及国际航线通过的边境地带上空，与航路相连接。走廊宽度一般为 $8\sim10 km$ ，长度离机场 $100 km$ 左右。飞机在走廊内飞行必须保持规定的航向和高度，严格遵 守管理员的指挥。 管制区：为确定各空中交通管制中心管辖的范围，将航路通过的区域又划分管制区。在管制区飞行的飞机，必须服从这一区域空中交通管制中心的管制。管制区的下限高度一般高于地面 $200 m$ 航站管制区：航站管制区通常为以机场为中心、半径 50～100 km 范围内的空域，但不包括机场塔台所管的范围。该管制区主要对进场和离场的飞机进行管制。 塔台管制区：塔台管制区是以机场为中心、半径 9 km 左右由地面向上延伸的圆柱形空间。该管制区的职能是维持机场秩序，指挥飞机滑行、起飞和着陆，防止飞机发生碰撞。 等待空域管制区：由于机场起降航线拥挤或气象原因，飞机不能立即着陆时，为这些飞机划定的一个飞行区域叫等待空域。  ### 6.3.1 航天发射场 是发射运载火箭将航天器送入太空的地方。 功能主要是为了保证把航天器成功送入预定轨道。 尽可能将发射场建在低纬地区。可以充分利用地球自转的附加速度。（赤道 $465 m /s$） 还要有良好的自然条件 且要有良好的航区  1. 技术区 2. 发射区 3. 测控系统 4. 其他保障系统 中国的航天发射场： 1. 酒泉卫星发射中心 2. 西昌卫星发射中心 3. 太原卫星发射中心 4. 文昌卫星发射中心 ### 6.3.2 航天器回收区和着陆场 回收区可以设在陆地上，也可以在海上。 ## 6.4 导弹发射装置和地面设备 ### 6.4.1 战略弹道导弹的发射方式 包括发射地点、发射动力、发射姿态和发射装置。 战略弹道导弹通常从其发射装置上垂直发射。 一般是地下发射井 ### 6.4.2 陆基战略导弹发射装置和地面设备 1. 地下井发射 2. 公路机动发射 3. 铁路机动发射 ### 6.4.3 海基战略弹道导弹的发射装置 发射方式包括潜艇发射和水下发射阵地发射，隐蔽性好，导弹生存力强。 ## 贡献者 <NolebaseGitContributors /> ## 文件历史 <NolebaseGitChangelog /> $$