航空航天概論-第二章.ppt

1、1,第二章 飛行環(huán)境及飛行原理,基本概念與基本定理 升力的產(chǎn)生機理與增生措施 阻力的產(chǎn)生及減阻措施 飛機的氣動外形 飛機的飛行性能 飛機的穩(wěn)定性與操縱性及其影響因素 航天器飛行原理,2,2.1飛行環(huán)境,大氣環(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流層、平流層、中間層、熱層和散逸層 。 1.對流層：大氣中最低的一層，特點是其溫度隨高度增加而逐漸降低。（0 18公里） 2.平流層：位于對流層的上面，特點是該層中的大氣主要是水平方向流動，沒有上下對流。（1850公里） 3、中間層：中間層為離地球50到80公里的一層。在該層內(nèi)，氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當強烈的鉛垂方向的運動. 4.熱

2、層：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。（80800公里） 5.散逸層：散逸層是大氣層的最外層。在此層內(nèi)，空氣極其稀薄，又遠離地面，受地球引力很小，因而大氣分子不斷向星際空間逃逸。,3,大氣對流層,4,空間環(huán)境,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之外，因此容易受到太陽風等因素的影響）。,5,國際標準大氣,為了準確描述飛行器的飛行性能，必須建立一個統(tǒng)一的標準，即標準大氣。 目前我國所采用的國際標準大氣，是一種“模式大氣”。它依據(jù)實測資料，用簡化方程近似地表示大氣溫

3、度、密度和壓強等參數(shù)的平均鉛垂分布，并將計算結(jié)果排列成表，形成國際標準大氣表 。,6,7,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)是指壓強P、溫度T和密度 這三個參數(shù)。它們之間的關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程表示，即P=RT。 航空器在空中的飛行必須具備動力裝置產(chǎn)生推力或拉力來克服前進的阻力 。 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) 2、連續(xù)性,在研究飛行器和大氣之間的相對運動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。這就是在空氣動力學研究中常說的連續(xù)性假設(shè) 。,9,大氣的

4、物理性質(zhì) 3、粘性,粘性 大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運動時產(chǎn)生的牽扯作用力，即大氣相鄰流動層間出現(xiàn)滑動時產(chǎn)生的摩擦力，也叫做大氣的內(nèi)摩擦力 。 粘性與摩擦阻力大氣流過物體時產(chǎn)生的摩擦阻力是與大氣的粘性有關(guān)系的。因此飛機飛行時所產(chǎn)生的摩擦阻力與大氣的粘性也有很大關(guān)系。 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) 4、可壓縮性,流體是氣體（如空氣）和液體（如水）的統(tǒng)稱 。 流體可壓縮性是指流體的壓強改變時其密度和體積也改變的性質(zhì) 。 當氣流速度較小時，壓強和密度變化很小，可以不考慮大氣可壓縮性的影響。但當大氣流動的速度較高時，壓

5、強和速度的變化很明顯，就必須考慮大氣可壓縮性 。,11,（水和空氣的壓縮性不同）,一般認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) 5、聲速,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)。在水中的聲速大約為1440米/秒；而在海平面標準狀態(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，聲速越小（如空氣）；介質(zhì)的可壓縮性越小，聲速越大（如水）。,13,大氣的物理性質(zhì) 6、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

6、空氣受到壓縮程度的指標。,14,Ma與飛行器飛行速度的關(guān)系,Ma5.0， 為高超聲速飛行。,15,流動氣體的基本規(guī)律 相對運動原理,飛機以一定速度作水平直線飛行時，作用在飛機上的空氣動力與遠前方空氣以該速度流向靜止不動的飛機時所產(chǎn)生的空氣動力效果完全一樣。這就是飛機相對運動原理 。,16,流動氣體的基本規(guī)律 質(zhì)量守恒與連續(xù)方程,取橫截面1，2，3，假設(shè)在流管中流動的流體質(zhì)量既不會穿越流管流出，也不會有其它流體質(zhì)量穿越流面流入，則通過流管各截面的質(zhì)量流量必須相等 。,17,流動氣體的基本規(guī)律 質(zhì)量守恒與連續(xù)方程,在單位時間內(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 該式稱為可壓縮流體沿

7、管道流動的連續(xù)性方程。當氣體以低速流動時，可以認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的連續(xù)性方程 ）,18,應(yīng)用實例,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 (Bernoullis equation),Daniel Bernoulli (Groningen, 8 February 1700 Basel, 8 March 1782) was a Dutch-Swiss mathematician and was one of th

8、e many prominent mathematicians in the Bernoulli family. He is particularly remembered for his applications of mathematics to mechanics, especially fluid mechanics, and for his pioneering work in probability and statistics. Bernoullis work is still studied at length by many schools of science throug

9、hout the world.,(1700-1782),20,伯努利方程 (Bernoullis equation),外力作用于流體的功,不可壓縮流體質(zhì)量守恒,系統(tǒng)能量的變化,21,伯努利方程,由能量守恒定理描述流體流速與壓強之間的關(guān)系 。 在管道中穩(wěn)定流動的不可壓縮理想流體，在管道各處的流體動壓和靜壓之和應(yīng)始終保持不變即:靜壓+動壓=總壓=常數(shù) 如果用P代表靜壓， 代表動壓，則任意截面處便有,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，流體靜壓將減小；反之，流動速度減小，流體靜壓將增加。,22,伯努利方程,23,伯努利方程,由連續(xù)性定理和伯努利方程可知，流體

10、在變截面管道中流動時，凡是截面積小的地方，流速就大，壓強就小；凡是截面積大的地方，流速就小，壓強就大。,兩船為何自動靠近？,房頂為何被掀翻？,24,低速氣流的流動特點,當管道收縮時,氣流速度將增加，壓力將減?。?當管道擴張時,氣流速度將減小，壓力將增加 。,25,高速氣流的流動特點,超音速氣流在變截面管道中的流動情況，與低速氣流相反，收縮管道將使超音速氣流減速、增壓；而擴張形管道將使超音速氣流增速、減壓 。,26,2.3 飛機上的空氣動力作用及原理,1、什么是翼型 “翼型”是指沿平行于飛機對稱平面的切平面切割機翼所得到的剖面 。,27,2.3 飛機上的空氣動力作用及原理,2、什么是翼弦和迎角

11、翼型最前端的點叫“前緣”，最后端的點叫“后緣”。前緣和后緣之間的連線叫翼弦。翼弦與相對氣流速度之間的夾角叫迎角 。,28,2.3 飛機上的空氣動力作用及原理,3、升力的產(chǎn)生 由于翼型作用當氣流流過翼面時，流動通道變窄，氣流速度增大，壓強降低；相反下翼面處流動通道變寬，氣流速度減小，壓強增大。上下翼面之間形成了一個壓強差從而產(chǎn)生了一個向上的升力 。,29,30,影響飛機升力的因素,機翼面積的影響 機翼面積越大，則產(chǎn)生的升力就越大。 相對速度的影響相對速度越大，機翼產(chǎn)生的升力就越大。 空氣密度的影響空氣密度越大，升力也就越大，反之當空氣稀薄時，升力就變小了。 機翼剖面形狀和翼迎角的影響機翼上產(chǎn)生升

12、力的大小與機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，升力也會隨之增大。當迎角超出此范圍而繼續(xù)增大時，則會產(chǎn)生失速現(xiàn)象。,31,升力公式,翼型和迎角對升力的影響可以通過升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出來。總結(jié)以上因素的影響，升力的公式可寫成,32,增升裝置,飛機的增生裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣位置。安裝在機翼后緣的增生裝置叫后緣襟翼。,B-747,33,增升措施,適當增大迎角； 改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度； 增大機翼面積； 控制機翼上的附面層，延緩氣流分離。,34,飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施,1、摩擦阻力 摩擦阻力是由于大氣的粘性而產(chǎn)生的。當氣流以一定速度流過飛機表面時，由于氣流的粘性作

13、用。空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，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，飛機表面的粗糙程度和飛機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,飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施,2、壓差阻力 在翼型前后由于壓強差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力。減小壓差阻力的辦法是應(yīng)盡量減小飛機的最大迎風面積，并對飛機各部件進行整流，做成流線形。,36,飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施,3、誘導(dǎo)阻力 誘導(dǎo)阻力是伴隨著升力而產(chǎn)生的，這個由升力誘導(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

14、因。 誘導(dǎo)阻力與機翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關(guān)。 可以通過選擇適當?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ缣菪螜C翼）、增加翼梢小翼等方法來減小誘導(dǎo)阻力。,37,38,飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施,4、干擾阻力 干擾阻力就是飛機各部件組合到一起后由于氣流的相對干擾而產(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位置有關(guān)，因此在設(shè)計時要妥善考慮和安排各部件相對位置，必要時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。,39,2.4高速飛機的特點 弱擾動波的傳播,40,激波,激波實際上是受到強烈壓縮的一層空氣，其厚度很小。激波前后的物理特性發(fā)生了突變，由于空氣受到強烈壓縮，波面之后的空

15、氣壓強突然增大，由高速氣流的流動特點知氣流速度會大大降低（減速、增壓）,41,42,正激波和斜激波,正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波，正激波是最強的激波。 斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波，激波相對較弱。,激波的強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(正激波)，波阻也大；頭部越尖時，激波越弱(斜激波)阻也小。這就是超音速飛機為什么采用尖機頭、后掠翼的緣故。,43,臨界馬赫數(shù),根據(jù)流體的連續(xù)性方程，當氣流從A點流過機翼時由于機翼上表面凸起使流管收縮，氣流在這里速度增加；當氣流流到機翼最高點C時，流速增加到最大。當C點馬赫數(shù)為1時，A點馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù) 。,44

16、,飛機幾何外形和參數(shù),飛機的幾何外形主要由機身、機翼和尾翼等主要部件的外形共同來組成。 機翼幾何外形可分為機翼平面形狀和翼剖面形狀。機翼平面形狀主要包括翼展、前緣后掠角等 。,45,機翼的剖面形狀,46,機翼幾何參數(shù),翼展b：機翼左右翼梢之間的最大橫向距離 。 翼弦：翼型前緣點和后緣點之間的連線 。(c0翼根弦長，c1翼梢弦長) 前緣后掠角 ：機翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角。,47,機翼幾何參數(shù),展弦比,梢根比,幾何平均弦長,翼型相對厚度,48,飛機的氣動布局,飛機的氣動布局是指飛機主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互安排和配置。不同的布局形式，將對飛機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有

17、重大影響。 狹義的飛機縱向氣動布局指機翼的布置形式，分正常式、鴨式和無尾式。,49,50,51,52,53,54,55,56,57,正常式我國的FC-1梟龍殲擊機,58,變后掠俄羅斯圖22逆火戰(zhàn)略轟炸機,59,變后掠美國F14雄貓艦載殲擊機,60,變后掠北約狂風戰(zhàn)斗轟炸機,61,無尾式,無尾布局的最大優(yōu)點是高速飛行時性能優(yōu)異，大家可以想象一下，無尾布局是最接近飛鏢、導(dǎo)彈、火箭的氣動布局，航天飛機采用的也是無尾布局，因為這是最適合高速飛行的布局，阻力小，結(jié)構(gòu)強度大。由于沒有水平尾翼，無尾布局大大減少了空氣阻力，因為在常規(guī)布局中，從主翼表面流過來的氣流會在水平尾翼形成阻力，同時為了平衡主翼的升力，

18、水平尾翼其實一直充當一個“向下壓”的角色，會損失掉一部分升力，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力效率要高很多，更適合高速飛行。無尾布局機翼承載重量更合理，和機身鏈接結(jié)構(gòu)更穩(wěn)固，這就簡化了機身結(jié)構(gòu)，再加上去掉了水平尾翼和相關(guān)的操控系統(tǒng)后，機身重量可以大大降低。無尾布局的缺點是低速性能不好，這影響到飛機的低速機動性能和起降能力。另外無尾布局因為只能依靠主翼控制飛行，所以穩(wěn)定性也不理想。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型。,62,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,64,無尾式英國火神轟炸機,65,鴨式,針對無尾布局的低速性能和穩(wěn)定性的缺陷，

19、后來飛機設(shè)計師們又重新搬出了萊特兄弟的世界上第一架飛機的氣動布局鴨式布局，因為當初這種氣動布局的飛機飛起來像鴨子，故此得名。鴨式布局也是主翼在后面，前面加個小機翼叫做鴨翼，所以這種氣動布局其實就是無尾布局加個鴨翼，或者說是主翼縮小水平尾翼放大的常規(guī)布局。有了這個鴨翼，無尾布局的缺點得到明顯改善，高速飛行時更加穩(wěn)定，起降距離明顯縮短，甚至機動性能比常規(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EU2000，法國的陣風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，俄羅斯和美國正在研制新型飛機都在使用這種布局，例如俄羅斯的

20、s37金雕試驗機和美國的QSST超音速客機。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,67,鴨式俄羅斯圖144超音速客機,68,鴨式我國的殲10猛龍戰(zhàn)斗機,69,三翼布局,這種布局其實就是常規(guī)布局加個鴨翼，或者說鴨式布局加個水平尾翼。這種氣動布局的優(yōu)勢是又多了一個可以控制飛機的部位，三個機翼更好的平衡分配載重，機動性能更好，對飛機的操控也更精準更靈活，可以縮短起降距離。缺點是會增加阻力，降低空氣動力效率，增加操控系統(tǒng)復(fù)雜程度和生產(chǎn)成本。綜合評測，常規(guī)布局增加鴨翼取得的性能改進得不償失，所以目前只有俄羅斯蘇27的改進型蘇30MKI、33、34、35、3

21、7系列采用了這種氣動布局。,70,三翼布局俄羅斯蘇37殲擊機,71,飛翼布局,這種布局簡單說就是只有飛機機翼的布局，看上去只有機翼，沒有機身，機身和機翼融為一體。無疑這種布局是空氣動力效率最高的布局，因為所有機身結(jié)構(gòu)都是機翼，都是用于產(chǎn)生升力，而且最大程度低降低了阻力?？諝庾枇ψ钚∷岳走_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翼和發(fā)動機的矢量推力，因此飛翼布局沒有得到普及，只應(yīng)用于用于大型飛機，例如轟炸機、運輸機，目前投入使用的只有美國的B2轟炸機。,72,飛翼布局,73,前掠翼布局,這種布局的特點是主翼前掠而不是后掠

22、，不過雖然很早就開展了這種氣動布局的研制工作，但是因為機翼前掠致命的穩(wěn)定性問題導(dǎo)致這種技術(shù)一直只停留在研發(fā)階段，沒有得到實際應(yīng)用。典型機型有俄羅斯正在研制的S37金雕試驗機和美國早已停止研制的X29試驗機。,74,前掠翼布局俄羅斯S37金雕試驗機,75,前掠翼布局美國X29試驗機,76,超音速飛機外形的特點,（1）后掠機翼后掠機翼與平直機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翼上的有效速度。由于后掠角的影響，流速中只有垂直于機翼前緣分量是產(chǎn)生升力的有效速度。因此后掠角可以提高飛機的臨界馬赫數(shù)，從而推遲激波的產(chǎn)生。,米格15,77,超音速飛機外形的特點,（2）三角形機翼對于超音速飛

23、行機翼應(yīng)是后掠的，但是前緣后掠角過大，后掠機翼根部結(jié)構(gòu)受力情況惡化，將增加結(jié)構(gòu)重量；另外低速時的空氣動力特性也將惡化，升力下降，阻力增加。在這種情況下采用三角形機翼比較合適。,殲8戰(zhàn)斗機,78,超音速飛機外形的特點,（3）變后掠機翼變后掠角飛機通過機翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的矛盾。飛機在起飛著陸和低速飛行時，采用較小后掠角。這時機翼展弦比較大，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，采用較大后掠角對于減小超音速飛行的阻力很有利。,米格23,79,超音速飛機外形的特點,（4）邊條機翼解決超音速飛機高速飛行和低速飛行矛盾的另一條途徑就是采用邊條機翼。邊條機翼是一

24、種混合平面形狀的機翼，由邊條和后翼組成。邊條機翼有效的減小了激波阻力，同時減小了低亞音速和跨音速飛行時的誘導(dǎo)阻力。,FC-1戰(zhàn)斗機（梟龍）,80,超音速飛機外形的特點,（5）鴨式飛機鴨式飛機將水平尾翼移到機翼之前，并改稱鴨翼。這種布局起到了增加升力的作用 。,殲10飛機,81,超音速飛機外形的特點,（6）無尾式布局無尾布局通常采用于超音速飛機。例如英法合作研制了“協(xié)和”超音速客機采用的就是無尾布局 。,協(xié)和號,82,超音速飛機外形的特點,（7）小展弦比機翼激波阻力小，誘導(dǎo)阻力大。,83,超音速飛機和低速飛機的外形區(qū)別,低、亞音速飛機的機翼展弦比較大，梢根比也較大；而超音速飛機機翼的展弦比比較小

25、，梢根比較小。 低速飛機常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機翼，亞音速飛機的后掠角一般比較小；而超音速飛機一般為大后掠機翼或三角機翼。,84,蘇30戰(zhàn)斗機,P51戰(zhàn)斗機,85,超音速飛行的“聲爆”與熱障,聲爆：飛機在超音速飛行時，在飛機上形成激波，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“聲爆”與熱障,熱障: 實際上是空氣動力加熱造成的結(jié)果。以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機不能承受高溫環(huán)境下的長期工作，會造成結(jié)構(gòu)破壞，這稱為熱障問題。飛機在超音速飛行時，如果飛行速度提高到3馬赫，飛機頭部的溫度可達到370攝氏度。米格25戰(zhàn)斗機為解決熱障問題使用了大量的不銹鋼。,87

26、,超音速飛行的“聲爆”與熱障,燒蝕法: 由于航天器飛行速度遠遠高于航空器，熱障問題在航天飛行上更為嚴重。因此在航天器上常常采用燒蝕法來進行防熱。燒蝕法就是選擇一些發(fā)生相變時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。,88,2.5 飛機飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的飛行性能,1、飛行速度 （1）最小平飛速度最小平飛速度是指在一定高度上飛機能維持水平直線飛行的最小速度。（2）最大平飛速度最大平飛速度是指飛機水平直線平衡飛行時，在一定的飛行距離內(nèi)，發(fā)動機推力最大狀態(tài)下，飛機所能達到的最大飛行速度。它是一架飛機能飛多快的指標。（3）巡航速度巡航速度是指發(fā)動機每公里消耗

27、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。飛機以巡航速度飛行最經(jīng)濟。（客機通常以巡航速度飛行）。,89,飛機的飛行性能,2、航程 航程是指在載油量一定的情況下，飛機以巡航速度所能飛越的最遠距離。它是一架飛機能飛多遠的指標。 3、靜升限 升限是一架飛機能飛多高的指標。飛機的靜升限是指飛機能做水平直線飛行的最大高度。 4、起飛著陸性能 （1）飛機的起飛性能飛機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階段。 （2）飛機的著陸性能 飛機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階段。,90

28、,飛機的機動性能,飛機的機動性能：飛機在一定的時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)度能力。戰(zhàn)斗機要求較高，運輸機要求較低。 1、正常盤旋,91,飛機的機動性能,2、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。（80800公里）,92,飛機的機動性能,3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎和懸停,93,飛機的穩(wěn)定性,飛機的穩(wěn)定性是指飛行過程中，如果飛機受到某種擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，在擾動消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機能自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的特性。 1、飛機三種運動形式 飛機在空中飛行時，可以產(chǎn)生俯仰運動、偏航運動和滾轉(zhuǎn)運動。飛機飛行時穩(wěn)定性相應(yīng)的可分為縱向穩(wěn)定

29、性、方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性。,94,飛機的穩(wěn)定性,2、飛機的縱向穩(wěn)定性 飛機的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心位置，只有當飛機的重心位于焦點前面時，飛機才是縱向穩(wěn)定的；如果飛機重心位于焦點后，飛機則是縱向不穩(wěn)定的。,95,飛機的穩(wěn)定性,3、飛機的方向穩(wěn)定性 飛機受到擾動以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，飛機如能趨向于恢復(fù)原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。,飛機的方向穩(wěn)定性示意圖,96,飛機的穩(wěn)定性,在設(shè)計超音速戰(zhàn)斗機時，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,飛機的穩(wěn)定

30、性,4、飛機的橫側(cè)向穩(wěn)定性 飛機受擾動以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，如飛機自身產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使飛機趨向于恢復(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，使飛機自動恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機翼上反角、機翼后略角和垂直尾翼產(chǎn)生。,飛機的橫側(cè)向穩(wěn)定性示意圖,98,飛機的操縱性,99,飛機的操縱性,1、飛機的縱向操縱 飛機在飛行過程中，操作升降舵，飛機就會繞著橫軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生俯仰運動。飛行員向后拉駕駛桿，經(jīng)傳動機構(gòu)傳動，升降舵便向上偏轉(zhuǎn)，這時水平尾翼上的向下附加升力就產(chǎn)生使飛機抬頭的力矩，使機頭上仰；向前推駕駛桿，則升降舵向下偏轉(zhuǎn)，使機頭下俯。,100,飛機的操縱性,2

31、、飛機的橫向操縱 在飛機飛行過程中，操縱副翼，飛機便繞著縱軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運動。向左壓駕駛桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，這時左機翼升力減小，則產(chǎn)生左滾的滾動力矩，使飛機向左傾斜。反之則向右傾斜。,101,飛機的操縱性,3、飛機的方向操縱 在飛機飛行過程中，操縱方向舵，飛機則繞立軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生偏航運動。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，此力使飛機產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機頭向左偏轉(zhuǎn)。反之，機頭向右偏轉(zhuǎn)。,102,2.6 直升機的飛行原理,直升機旋翼工作原理,103,直升機的布局特點,1、單旋翼直升機 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。,科

32、曼奇,104,中國直10，5片漿葉,105,直升機的布局特點,1、單旋翼直升機 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。,科曼奇,106,直升機的布局特點,2、共軸式雙旋翼直升機 它是由兩副旋翼沿機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。,俄卡52“短吻鱷”多功能全天候戰(zhàn)斗直升機,107,直升機的布局特點,3、縱列式雙旋翼直升機 它是由兩副旋翼沿機體縱向前后排列、反向旋轉(zhuǎn)，使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機。,美MH-47“支努干”中型運輸直升機,108,直升機的布局特點,4、橫列式雙旋翼直升機 它由兩副旋翼沿機體橫軸方向左右排列，反向旋狀使

33、兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機。,蘇聯(lián)米-12“信鴿”重型運輸直升機(世界最大直升機) 旋翼直徑35m，最大起飛重量105噸，浸僅生產(chǎn)4架,109,直升機的布局特點,美H-43 Huskie “愛斯基摩”交叉式雙旋翼直升機 “交叉式”與“橫列式”一樣，兩副旋翼完全相同，沿機體橫向左、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)點是穩(wěn)定性好，適宜執(zhí)行起重、吊掛作業(yè)。,110,直升機的布局特點,5、帶翼式直升機 這種直升機安裝有輔助翼，前飛時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

34、制的“虎”式武裝直升機,111,直升機的操縱性,1、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，當拉力大于直升機重力時，直升機就上升；反之，直升機就下滑。 2、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。 3、腳操縱 用腳蹬來實現(xiàn)直升機機頭轉(zhuǎn)向操縱。,112,2.7航天器飛行原理 開普勒三大定律,第一定律：所有行星繞太陽的運動軌道都是橢圓，而太陽位于橢圓的一個焦點上。 第二定律：在相等的時間內(nèi)，行星與太陽的連線所掃過的面積相等。 第三定律：行星運動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)的周期只和半長軸有關(guān)。,開普勒定律,113,航天器軌道方程

35、與宇宙速度,1、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到焦點的距離。e為圓錐曲線的偏心率。p為正焦距或半通徑。f為r與焦點至近心點之間連線的夾角，叫真近點角。圓錐曲線的類型可由偏心率大小決定：e=0時，r=p， 圓錐曲線為圓；01時， 圓錐曲線為雙曲線。,114,航天器軌道方程與宇宙速度,2、宇宙速度 （1）v=7.91km/s時，為第一宇宙速度，軌道為圓。（2）v=11.8km/s時，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，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/

36、s時，軌道為橢圓，航天器繞地球飛行。（5）11.8km/sv16.6km/s時，軌道為拋物線，航天器脫離地球。,115,軌道要素和衛(wèi)星軌跡,1、軌道要素 要確定航天器運行軌道在任意時刻的位置和速度，就需要用軌道要素來描述。軌道要素有：軌道半長軸距；軌道偏心率；軌道傾角；升交點赤經(jīng)；近地點幅角；過近地點時刻。,116,軌道要素和衛(wèi)星軌跡,2、衛(wèi)星軌道 根據(jù)分類不同和衛(wèi)星承擔的任務(wù)的不同，衛(wèi)星軌道可分為多種：（1）圓軌道和橢圓軌道為了設(shè)計和計算上的方便，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,117,軌道要素和衛(wèi)星軌跡,（2） 順行軌道和逆

37、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）地球同步軌道地球自轉(zhuǎn)一周的時間是23小時56分04秒，運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,（4）太陽同步軌道軌道面在空間不是固定不動的，它繞地球自旋軸轉(zhuǎn)動。當轉(zhuǎn)動的角速度和地球公轉(zhuǎn)的平均角速度一致時，這樣的軌道逆行稱為太陽同步軌道。 （5）極軌道軌道傾角在90度附近的軌道叫極軌道。 （6）回歸軌道衛(wèi)星在軌道上飛行時，投影到地球的點叫星下點。隨著衛(wèi)星在空間的運動和地球自轉(zhuǎn)，使得星下點的衛(wèi)星在地面

38、不斷移動，形成星下點軌跡。對于星下點軌跡周期性重復(fù)的軌道稱為回歸軌道。,119,軌道機動,航天器在控制系統(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動改變?yōu)榱硪环N要求的軌道運動。這種有目的的軌道變動成為軌道機動。,航天器打開火箭發(fā)動機實施軌道機動,軌道機動改變是人造天體與自然天體最大的不同,120,軌道機動,（1）軌道改變當初軌道和終軌道相交或相切時，在交點（或切點）施加一次推力沖量，即可使航天器由初軌道進入終軌道，這種情況稱為軌道改變。 （2）軌道轉(zhuǎn)移當初軌道與終軌道不相交或不相切時，至少要施加兩次推力沖量才能使航天器由初軌道進入終軌道，這種情況稱為軌道轉(zhuǎn)移。

39、 （3）軌道交會兩個航天器經(jīng)過一連串軌道機動，使這兩個航天器在同一時間、以相同的速度到達空間的同一位置，這就是軌道交會。軌道交會的目的是使兩個航天器在結(jié)構(gòu)上連接在一起，實現(xiàn)軌道上的對接。,121,軌道機動,航天器對接 軌道交會和對接常用于飛船與空間站、航天飛機與空間站、航天飛機回收衛(wèi)星等場合,122,軌道機動,（4）返回軌道航天器從原來運行的軌道向地球返回過程中，必須經(jīng)過返回軌道。 （5）軌道保持和修正軌道保持和修正是為了克服某些攝動力量的影響和彌補運載火箭的入軌誤差，提高軌道的運行精度，使軌道參數(shù)限制在設(shè)計規(guī)定的范圍內(nèi)而進行的軌道機動。,123,航天器發(fā)射入軌,軌道類型發(fā)射航天器的任務(wù)要由運載火箭來完成。運載火箭攜帶航天器從地面起飛，到達某一飛行高度后把航天器送入到運行軌道。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。 直接入軌：運載火箭從地面起飛后，各級火箭發(fā)動機逐級連續(xù)工作，并按預(yù)定程序轉(zhuǎn)彎。發(fā)動機工作完成時，運載火箭的角度和速度都已達到入軌要求。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,125,航天器發(fā)射入軌：滑行