航空航天概論第一、二章

1、航空航天概論復(fù)習(xí)資料 緒論1 航空：在地球周圍稠密大氣層內(nèi)的航行活動(dòng)。航天：在大氣層以外的近地空間，行星際空間，行星際附近以及恒星及空間的航行活動(dòng)。聯(lián)系：地面發(fā)射的航天器或當(dāng)航天器返回地面時(shí)，都要穿過大氣層特別是水平起降的航天飛機(jī)，其起飛和降落過程均與飛機(jī)極為相似，就與航空航天的特點(diǎn)，因此航空與航天不僅是緊密聯(lián)系的而且有時(shí)是難以區(qū)分的。2 飛行器的概念：在地球大氣層內(nèi)或大氣層外的空間飛行的器械統(tǒng)稱。分類：航空器、航天器、火箭、導(dǎo)彈。3 航空器：在大氣層內(nèi)飛行的飛行器。分為輕于空氣的航天器（氣球、飛艇）和重于空氣 的航天器（飛機(jī)滑翔機(jī)、直升機(jī)、旋翼機(jī)）。航天器：在大氣層外飛行的飛行器。分為無人航

2、天器（人造地球衛(wèi)星、空間探測(cè)器）和載人航天器（載人飛船、航天站、航天飛機(jī)）。導(dǎo)彈：依靠制導(dǎo)系統(tǒng)控制器飛行軌跡的飛行武器（彈道式導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈、可高機(jī)動(dòng)飛行的導(dǎo)彈、地空導(dǎo)彈、空空導(dǎo)彈）?；鸺嚎炕鸺l(fā)動(dòng)機(jī)（化學(xué)、核、電）提供推動(dòng)力的飛行器。（無控火箭彈、探空火箭、遠(yuǎn)載火箭）。4 輕于空氣的航天器：10世紀(jì)初中國(guó)“孔明燈”。18世紀(jì)末法國(guó)蒙哥爾費(fèi)兄弟熱氣球。 1783年10月15日羅奇埃和達(dá)爾郎特，熱氣球1000m高度12min飛行12km。重于空氣的航天器：1903年12月17日萊特兄弟，“飛行者”1號(hào)飛行4次?；鸺龑?dǎo)彈：1942年納粹德國(guó)V-2火箭，發(fā)射第一個(gè)以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的彈道導(dǎo)彈。航天

3、：1957年10月4日，蘇聯(lián)發(fā)射第一個(gè)人造衛(wèi)星。 1969年7月16日，美國(guó)航天員第一次登上月球。大氣層對(duì)流層：高度上升氣溫下降，空氣對(duì)流運(yùn)動(dòng)明顯。平流層：高度上升氣溫開始不變略升高20km-30km以上急升，氣流平穩(wěn)，能見度好中間層：高度上升氣溫下降，空氣有相當(dāng)劇烈的垂直方向運(yùn)動(dòng)。熱層：高度上升氣溫上升，空氣處于高度電離狀態(tài)。散逸層：空氣稀薄，空氣分子不斷向星際空間逃逸。6.飛行環(huán)境： 自然環(huán)境-真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體、微流行體。 誘導(dǎo)環(huán)境失重、振動(dòng)、沖擊、感應(yīng)磁場(chǎng)。 地球空間環(huán)境：高層大氣、電離層、磁層。 標(biāo)準(zhǔn)大氣：為了在進(jìn)行航空器設(shè)計(jì)，試驗(yàn)和分析時(shí)所用的大氣物理參數(shù)固定而

4、建立的一個(gè)統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)。1 問：什么是壓差阻力？（低亞音速氣流）答：由于記憶有一定厚度分布，由伯努力方程可得沿翼面的壓力是不同的。當(dāng)作用在機(jī)翼前緣的壓力大于作用在后緣的壓力，即產(chǎn)生一個(gè)阻力，稱為壓差阻力。2 問：什么是壓差阻力？（超音速氣流）答：超音速氣流作用在機(jī)翼前緣將產(chǎn)生激波，在機(jī)翼后緣也將產(chǎn)生激波，但作用在機(jī)翼前緣的壓力將大于作用在機(jī)翼后緣所受壓力，將出現(xiàn)很大的阻力壓差阻力（激波阻力）3 問：升力與迎角的關(guān)系，升力與俯仰力矩的關(guān)系。答：當(dāng)迎角在上變化時(shí)，增大則升力增大，減小則升力減小，但是當(dāng)時(shí)升力急劇下降。升力越大，仰俯力矩急劇下降。4 零升阻力的定義及組成？答：沒有自升力的阻力，主要由摩

5、擦阻力，壓差阻力和干擾阻力等組成。低壓氣流在管道內(nèi)的流動(dòng)變化（密度幾乎不變）管道收縮時(shí)，A A，連續(xù)方程VA=VA=VA，知VV（流速增加）；又由伯努力方程知PP（靜壓減?。?；反之當(dāng)管道擴(kuò)張時(shí)，A A（流速減?。?，P P P（靜壓增加）。5 問：亞聲速氣流在收縮管道中的流速如何？答：由于橫截面積的減小引起的速度增加要比橫截面積減小引起的密度減小相對(duì)要快些。 在收縮管中VV，靜壓下降PP，密度減小，而且流體的溫度也下降，TT，聲速下降，CC，MM6 問：亞聲速氣流在擴(kuò)張管中的流動(dòng)狀態(tài)將如何？答：VV， P P ，TT，CC而 MM7 問：超聲速氣流在擴(kuò)張管和收縮管中的流動(dòng)狀態(tài)如何？答：收縮管中：

6、A A ，VV ，P P ，TT ，CC，而 MM。 擴(kuò)張管中：A A， VV， PP， TT， CC，而 MM1。8 問：流體流過正激波時(shí)參數(shù)變化？答：在超聲速氣流中產(chǎn)生的正激波是一個(gè)很強(qiáng)的壓縮波。超聲速氣流流過它時(shí)，VV， P P ，TT，CC而 MM9問：質(zhì)量流量的概念？ 答：流體的橫截面積為A，流體的密度為，在橫截面的流速為V，那么單位時(shí)間流過的流體的體積為AV，成為流體的體積流量，單位時(shí)間流過橫截面的流體的質(zhì)量為AV，成為質(zhì)量流量。第二章1相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理，飛機(jī)等速平飛的條件。飛機(jī)以速度V做水平直線飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力大小與遠(yuǎn)前方的空氣以速度V流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)

7、力應(yīng)完全相等。從飛機(jī)所受的力和力矩平衡的條件來看，應(yīng)當(dāng)滿足作用在飛機(jī)上的升力L（空氣動(dòng)力在垂直于飛行方向上的分量）必須和飛機(jī)的重力G相平衡以維持飛行高度不變；飛機(jī)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力為F必須和作用在飛機(jī)上的阻力D（空氣動(dòng)力在平行于飛行高度方向上的分量）相平衡以維持飛機(jī)的平飛速度V不變；為保持住飛機(jī)的飛行姿態(tài)（飛機(jī)的起角不變）繞飛機(jī)重心的俯仰力矩M還必須等于零。2連續(xù)介質(zhì)的假設(shè)。 連續(xù)介質(zhì)不是由分子所組成的，而是由連續(xù)介質(zhì)構(gòu)成的。3流體的可壓縮性：當(dāng)壓力或者溫度變化時(shí)流體的改變自己體積或者密度的性質(zhì)，也稱彈性。 流體與聲速的關(guān)系：流體的可壓縮性越大，聲速越??；可壓縮性越小，聲速越大。 氣體狀態(tài)方

8、程：=。 R為氣體狀態(tài)參數(shù)，當(dāng)P=1.013210a時(shí)，空氣的186.8J/Kg.K。 粘性與摩擦的關(guān)系：摩擦有兩種，外摩擦和內(nèi)摩擦，一個(gè)固體在另一個(gè)固體上滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦叫外摩擦，同一種流體相鄰流動(dòng)層間產(chǎn)生滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦叫內(nèi)摩擦。 理想流體：不考慮粘性作用的流體。 流動(dòng)馬赫數(shù)：a= V/ C其中V是遠(yuǎn)前方來流的速度，是飛行高度上大氣的聲速。 飛行速度劃分：a0.3低速飛行；0.3a0.85亞聲速；0.85a1.3跨聲速；a1.3超聲速；a5.0高超聲速。流動(dòng)雷諾數(shù) ：Rc=PVL/u, 慣性力粘性力(PU)L/(uv)，P，V分別為飛行高度上大氣的密度和動(dòng)力粘度系數(shù)；是飛機(jī)的一個(gè)特征值；R

9、c通常為飛機(jī)機(jī)身長(zhǎng)度。Rc越小，空氣粘性的作用越大；Rc越大，空氣粘性的作用越小。定常流以及非定常流：在流體流動(dòng)的空間（流場(chǎng)）的任何一點(diǎn)處，如流體微團(tuán)的速度，密度和壓力等隨時(shí)間變化，成為非定常流，反之，則稱為定常流。流線：在流體流動(dòng)的流場(chǎng)中繪制出的線條，在每一條流線的各個(gè)分點(diǎn)上，它的切線就是該點(diǎn)初流體微團(tuán)的流動(dòng)速度方向。5 低速氣流繞翼型流動(dòng)的情況：流動(dòng)圖畫中包括主流區(qū)、附面層流動(dòng)和尾跡區(qū)，流場(chǎng)大部分把區(qū)可用流線譜來描述，成為主流區(qū)，流體的粘性作用很小，理論研究中可把流體當(dāng)做理想流體來處理，在貼近翼面很薄的一層流體中存在很大的橫向速度梯度。這個(gè)流體區(qū)成為附面層。沿翼型的上下翼面都有附面層，而且

10、從前向后它的厚度一直增加，沿上下翼面向后流去的附面層在翼型的尾部回合形成尾跡區(qū)，再向后流走。6 連續(xù)方程：P V A=P V A=P V A 不可壓縮流體：V A=V A= V A實(shí)質(zhì)：質(zhì)量守恒，通過流管各截面的質(zhì)量流量必須相等。7 不可壓縮流體的伯努力方程。8 消除附面分離的措施。9 超音速飛機(jī)的阻力組成。零升阻力：包括摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力。 摩擦阻力：由于飛機(jī)表面與氣流的摩擦產(chǎn)生，提高表面質(zhì)量以減小摩擦阻力。 壓差阻力：由于飛機(jī)前駐點(diǎn)初壓力為總壓，機(jī)體尾部氣體壓力小于總壓前后有壓力差的存在產(chǎn)生的阻力。用尾錐整流減小突出物可降壓差阻力。 干擾阻力：由于飛機(jī)阻力和各部件阻力的差值是由飛

11、機(jī)各部件相互干擾產(chǎn)生的。使用整流蒙皮和綜合考慮各部件位置差，可減小干擾阻力。誘導(dǎo)阻力 空氣動(dòng)力分量，飛機(jī)升力是空氣動(dòng)力的豎直分量，空氣動(dòng)力的向后分量可產(chǎn)生阻力。 誘導(dǎo)阻力：由翼稍繞流產(chǎn)生尾渦面干擾機(jī)翼上表面流場(chǎng)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。增大機(jī)翼展弦比可有效降低誘導(dǎo)阻力，翼稍小翼也可減小誘導(dǎo)阻力。激波阻力 流場(chǎng)中氣體流速超過超音速時(shí)可產(chǎn)生激波，飛機(jī)通過激波時(shí)由于激波層密度比周圍氣體大可產(chǎn)生阻力。后掠翼、三角翼可有效延緩激波的產(chǎn)生。10減小壓差阻力，干擾阻力，誘導(dǎo)阻力，激波阻力的措施。11襟翼的作用：放下襟翼可相當(dāng)于增加機(jī)翼攻角，襟翼是飛機(jī)的增升裝置。12飛機(jī)的布局型和隱身飛機(jī) 尾翼位置決定的布局 正常式：尾

12、翼在機(jī)翼之后 無尾式：無尾翼 鴨式：舵面在機(jī)翼之前 三翼面式：鴨翼置于機(jī)翼前，尾翼置于機(jī)翼后 機(jī)翼位置決定的布局：上單翼、下單翼、中單翼。 垂直的位置布局：?jiǎn)未挂?、雙垂翼、V型翼。 翼與機(jī)身夾角：上反角、下反角、無上反角。 隱身飛機(jī)：大后掠角，小展弦比，下單翼，多面體后構(gòu)機(jī)身，菱形機(jī)翼，進(jìn)氣口格柵。13亞音速飛機(jī)與超音速飛機(jī)相比：展長(zhǎng)大于機(jī)長(zhǎng)，大展弦比，大梢根比，大長(zhǎng)細(xì)比，相對(duì)厚度大，后掠角小。14臨界馬赫數(shù)：流場(chǎng)中一點(diǎn)達(dá)到音速時(shí)流場(chǎng)的馬赫數(shù)稱臨界馬赫數(shù)。15熱障的消除方法：改用新型耐熱材料可改善在嚴(yán)重氣動(dòng)加熱條件下的機(jī)體強(qiáng)度、剛度要求。16最小平飛速度是在某一個(gè)高度上維持平飛的最小速度。 靜升限：不可再爬升，但是可以維持平飛高度。 航程：在載油最大時(shí)以巡航速度飛行的最大距離。 巡航速度：發(fā)動(dòng)機(jī)油耗最小時(shí)的飛行高度。 起飛距離：飛機(jī)從靜止到離地25米時(shí)所通過的距離17殲擊機(jī)靈敏性與操縱性的關(guān)系：靈敏性是飛機(jī)影響操縱的能力，操縱性是飛行員通過操縱航面而改變飛行狀態(tài)的能力。18增大方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性的措施：增大方向穩(wěn)定性可增大垂尾面積。增大橫向穩(wěn)定性可增大平尾面積。19駕駛桿和腳蹬與升降舵副翼方向舵間的操縱關(guān)系。 駕駛桿前推：升降舵前端上升，后端下降，飛機(jī)俯沖。 后拉：升降舵反向運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)爬升 左打：副翼左升右降，向左滾轉(zhuǎn) 右打：副翼右升左降，向右滾轉(zhuǎn) 駕駛桿左打、蹬左舵：