北航——《航天航空概论》学习笔记

第一章 航天航空的基本概念与发展

1.1 航天航空的概念

航天航空基本概念之间的区别在于活动区域在大气层内（空气动力学原理）或者外（轨道动力学原理）

大气垂直分层：

16km对流层【民航飞机飞行主要高度：10km（大气密度相当于地表的1/3，压强1/4）】；48km平流层界（航空最高的高度30km）；10km中间层界（航天活动主要在100km以外，需要面对高能粒子辐射和电磁辐射的影响）。

航空器举例：

气球、飞艇（轻于空气）；固定翼航空器、旋翼航空器、扑翼机、倾转旋翼机（重于空气，根据机翼运动形式分类）

航天器举例：

人造地球卫星，空间探测器（无人）；载人飞船，空间站，航天飞机（载人航空）

1.2 航空航天的作用（选择与推动）

1.军事

2.经济（设计、制造、航空服务、运输成一体的产业链；卫星通讯；航天航空技术转移）

3.科学研究：带动力学（空气动力学，流体力学、固体力学），材料（轻质耐热、隐身高强），技术（电子、自动控制、计算机、制造工艺、推进）发展；为天文观测（航天器克服了大气层对探测的影响）、资源与大气环境勘测、农作物与生物育种（失重）等提供了良好的研究平台

4.社会生活：定位导航、电视、电话、交通；

**知识札记：**航天器回程中的黑障问题：气动热，空气电离导致通讯信号中断。

1.3 航空技术的发展

最早的航空器：热气球-飞艇-双翼机

飞机持续飞行的条件：==足够的升力、足够的动力、良好的稳定性与操纵性==

**知识札记：**喷气发动机技术与后掠翼的气动布局使飞机突破声障

直升机（四代）：前苏联的米4直升机-法国超黄蜂-美国阿帕奇-美国科曼奇

民用飞机：美国波音（波音737，787）；欧洲空客（空客320，A380）

航空器发展的展望：

更高30km、更快（30km3马赫）、更远（留空时间）、更大；微型化、无人化、隐身化（减少雷达波反馈）也是重要方向；民用飞机将更加安全、更加舒适、更加经济、更加环保。

1.4 航天技术的发展

德国冯布劳恩研制的V-2火箭（导弹)，称为现代大型火箭的鼻祖，构筑了航天史上的重要里程碑

航天器发展的展望：

运载器：大推力运载火箭，空天飞机或新型可重复使用运载器

卫星：将向小型化和规模组网方向发展空间站：将从科学实验逐渐过渡到实际应用，且规模越来越大

深空探测：将进一步探索月球、火星，并向更远的深空进行探测

1.5中国军用飞机发展

中国军用飞机发展：雅克-18、初教5——歼5仿米格-17、歼6仿米格-19、歼7仿米格21——歼8系列、歼轰7、歼10

**我国民用飞机：**轰6(70吨级)、运7（25吨)、运8(65吨)——运10(110吨级)、新舟60、ARJ21

1.6中国航天发展

**三个里程碑：**两弹一星；载人航天；探月工程

载人航天：

载人航天第一期工程：1999年-一2002年，“神舟”一号至四号试验飞船发射成功。2003年10月15日，“神舟”五号飞船发射成功。2005年10月12日，“神舟”六号飞船发射成功。

载人航天进入二期工程：2008年9月25日“神舟”七号飞船发射成功。

中国探月工程：绕（研制和发射月球探测卫星，实施绕月探测），落（进行首次月球软着陆和自行巡视粉测），回（进行首次月球样品自动取样返回探测）

第二章 升力与阻力的产生

2.1流体流动的基本规律

**质量守恒：**通过流管各截面的质量流量必相等

低速流动时（<100m/s），可认为$ρ$是一致的，所以$v1A1=v2A2$。流管截面积大，流速小；流管截面积小，流速大。

能量守恒与伯努利方程

==流入/流出流管两端面的能量差等于流体功的增加量==

$$p_1+\frac{1}{2} \rho v_1^2=p_2+\frac{1}{2} \rho v_2^2=常数$$

$p-静压；1/2pv^2-动压$；静压+动压=总压=常压

速度大，动压大，静压小；速度小，动压小，静压大。

2.2飞机的升力

上翼面管道变窄，流速提高压强减小。下翼面管道变宽，流速降低，压强增加。上下翼面形成压强差产生升力。

影响升力的因素：

$$F_y=\frac{1}{2} \rho v^2C_yS$$

1.翼面积$S$，成正比

2.飞行速度$v$，平方关系

3.空气密度$ρ$，成正比

4.升力系数$Cy$，与翼型和迎角相关

翼型补充：

升力系数与迎角之间的关系:

**失速：**迎角增大到一定程度时，升力突然下降，阻力迅速增大。

**增升装置:**襟翼增升( 1).适当增大迎角 2).改变翼型 3).增大机翼面积 4).改变流动状态).

2.3飞机的阻力

$$升力：F_y=\frac{1}{2} \rho v^2C_yS\\阻力： F_x=\frac{1}{2} \rho v^2C_xS$$

**阻力影响因素：**1)翼面积$S$；2)速度$v$；3)空气密度$ρ$；4)阻力系数$Cx$（与翼型、翼形状、外形和迎角a有关）

设计目标：高升力，低阻力（==高升阻比==）

**阻力分类：**摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力五种。

==摩擦阻力==——因大气粘性而产生，流体相邻流层间滑动而产生的内摩擦。影响因素：空气粘性，体表面光滑度，气流流动状态（层流，紊流），体表面积大小。减阻措施：提高表面的光滑程度。

==压差阻力==——运动物体前后的压强差所产生的阻力。影响主要因素：物体迎风面积，物体的形状。减阻措施：减小迎风面积，进行整流

==诱导阻力==（又称升致阻力）——伴随着升力产生，压强差生成翼尖涡引起下洗流，造成附加阻力。减租措施：增大展弦比，选择适当的平面形状，翼梢小翼装置（人为阻碍表面气流上翻，减小翼尖涡的强度），翼梢油箱布局。

v-来流速度；v”-下洗速度；v’-合成速度。v’收到v“的影响而改变了原本升力方向，伴随产生相应的升力与阻力。诱导速度造成阻力增多。

==干扰阻力==——飞行器各部件组合到一起后由于气流的相互干扰而产生的一种额外阻力，尤其是在机体和机翼链接位置。减阻措施：妥善布置各部件的相对位置，在部件之间加装整流片。

==激波阻力==——超声速飞行，对大气造成强烈的扰动和压缩，形成激波，并伴有极强的激波阻力。影响因素：1).激波类型 2).飞行马赫数 3).飞行器外形。减阻措施：尖前缘，薄、对称翼型，头锥形体，机翼后掠或前掠，表面光滑。

2.4激波阻力

预备知识：

可压缩性：气体压强或温度改变时，其密度和体积改变的性质。可压缩性与流动速度相关，认为低速流动情况下可压缩性较小。

马赫数：$Ma=v/c$，$v$(相对气流的速度），$c$(当地的声速）。可压缩程度的指标。

Ma与飞行速度的关系：

马赫数	飞行类型
Ma<0.4	低速飞行
0.4<Ma<0.85	亚声速飞行
0.85<Ma<1.3	跨声速飞行
1.3<Ma<5.0Ma>5.0	超声速飞行
	高超声速飞行

激波：

空气通过激波时受到很强的阻滞，速度急剧减小，压力、温度和密度急剧增大伴随有巨大的能量损失，产生激波阻力。

气流通过正激波时产生的波阻都要比通过斜激波时产生的波阻大。

**正激波：**波面与气流方向接近于垂直，气流过正激波时，流速由超声速降为亚声速，是最强的激波，激波阻力最大。

**斜激波：**波面沿气流方向倾斜，流速降为亚或超声速，流速方向折转，激波较弱，激波阻力小。

**临界马赫数和局部激波：**整个流场的最大马赫数达到了1时，所对应的来流马赫数就称为临界马赫数。

声障：

接近声速，激波阻力急增，即声障。声障产生原因：局部激波和波阻的出现。

克服克服声障的主要措施：喷气式飞机（推重比大），后掠翼（提高临界马赫数，减小波阻）

飞行器设计时如何减小波：尖前缘，薄、对称翼型，锥形头部，后掠翼或前掠翼，光滑表面。

第三章 飞机的气动布局及飞行性

3.1超声速飞行器外形的特点

**1.超声速翼型的特点：**尖前缘，薄翼型，轮廓变化平缓的翼剖面

翼型设计：

三角翼型：低速气动型比较差，超声速特性好

小展弦比翼型：改善低速气动特性

变后掠翼：解决高、低速性能矛盾

边条翼：解决高、低速性能矛盾（边条前缘涡产生，在一定迎角下将流过翼的表面，产生额外的涡升力，便于低速条件下的飞机起降）

”鸭”式翼：平尾移至机翼，前面减小纵向静稳定性，高机动、低速起降性能。

无尾式布局：减轻重量，降低阻力但稳定性差

2.超声速体外形设计：

尖头、细长体、驾驶舱与机身融合。

3.声爆和热障：

声爆：超声速时，激波传到地面，形成如同雷鸣般的爆炸声。

热障：飞行马赫数超过3，气动加热严重，结构温度升高，造成结构破坏，危及安全。2Ma(120C),3Ma(370C),20Ma(3000℃)。解决办法：1.耐高温材料如钛合金、不绣钢；2.冷却液或冷却剂；3.防热涂层、隔热层、烧蚀法。(石墨和陶瓷)

4.超、亚声速飞行器外形区别：

低/亚声速飞行器	超声速飞行器
翼展弦比较大	翼展弦比小
梢根比较大	梢根比小
无（或小）后掠角	大后掠或三角翼
螺旋桨发动机或外吊或突出的喷气发动机	内部发动机，体的一部分
驾驶舱突出	驾驶舱与机头融合
圆头、圆前缘	尖头、尖前缘

3.2飞机的飞行性能

飞行器的追求：1.更高；2.更快；3.更远；4.更安全；5.更舒适。

1.更高:

升限：能飞多高的指标。(静升限：能做水平直线飞行的最大高度。动升限：通过跃升（将动能转化为势能）所能达到的最大高度。)

2.更快:

最小平飞速度：在一定高度上能维持直线水平飞行的最小速度 最大平飞速度：发动机推力最大状态，水平直线飞行的最大飞行速度。==能飞多快的指标== 巡航速度：耗油量最小的飞行速度。==最经济==

3.更远 航程：飞机能飞多高的指标。载油量一定，以巡航速度所能飞越的最远 距离。

4.起降性能:

评价指标：起降速度低，滑跑距离短，起飞爬升率大，着陆下沉率小。

起飞性能：起飞速度低，滑跑距离短，爬升率大。改善措施：1.襟翼及其他增升装置；2.起飞加速器；3.起飞弹射装置

着陆性能：接地速度低，滑跑距离短。改善措施：1.襟翼等增升装置；2.减速伞（阻力伞）；3.阻力板、扰流片；4.钢索减速装置；5.反推力装置.

3.3飞机的操纵性和稳定性

飞机三种运动形式：

1.纵向操作：后拉，升降舵上偏，上仰。前推，升降舵下偏，下俯。

2.横向操作：左压杆，左副翼上，左滚。右压杆,右副翼上，右滚。

3.方向操作：蹬左脚蹬，方向舵左偏，左偏航。蹬右脚蹬，方向舵右偏，右偏航。

==评价稳定性：扰动消失后自身能否恢复到原来平衡状态的能力。反映力和力矩平衡关系与维持能力。==

**1.飞行器的纵向稳定性：**与重心与焦点（附加升力的合力作用点）位置有关。重心越靠前越稳定。平尾越靠后越稳定，面积越大越稳定（飞机重心在焦点之前，则当飞机受到扰动而机头上仰，呈现正迎角时，产生下俯的稳定力矩）。

**2.飞行器的方向稳定性(航向/风标稳定性)：**绕重心。但不受重力作用。与垂尾面积和位置有关。可以采用双立尾或者腹鳍来增加方向稳定性。

**3.飞行器的横向稳定性：**主要由机翼上反角、后掠角决定，垂尾也起一定作用

第四章 直升机飞行原理与航天器飞行原理

4.1直升机的飞行

直升机与固定翼机相比有何特点： 1.靠旋翼机翼产生升力 2.垂直起降，起降场地要求低。 3.空中悬停，任意方向飞行。 4.速度低，航程短。 5.稳定性差，振动及噪声大。

由旋桨提供直升机所需要的升力，

旋翼旋转时将产生一个反作用的扭矩带动机身反向转动，这时间需要一个尾桨来提供抵消的扭矩.

为平衡旋翼的反作用力矩而设计的几种**==直升机设计布局特点：==**

**1.单旋翼直升机：**由一副旋翼产生升力用尾桨来平衡反作用力矩。（依靠尾桨实现航向操控）

**2.共轴式双旋翼直升机：**两副旋翼沿同一立轴上下排列。一正一反。体小、安全、机构复杂。（依靠旋翼的不平衡力矩实现航向控制）

**3.纵列式双旋翼直升机：**两旋翼沿纵轴前后排列、反向旋转。机身长，传动及操纵系统复杂。

**4.横列式双旋翼直升机：**两旋翼沿横轴左右排列，反向旋转前飞性能较好，构造复杂，尺寸大。

**5.带翼式直升机：**前飞时辅助翼提供了部分升力提高飞行速度增加航程。

**6.倾转旋翼机：**横列式直升机+固定翼。

4.2直升机的操纵

**1.总距操纵：**上拉或下压总距杆，改变各桨叶安装角，改变旋翼拉力产生==升降运动==。改变总距，改变旋翼的拉力。总距增大，拉力提高，飞机上升。

**2.变距操纵：**包含纵向和横向变距操纵，==周期性改变桨叶安装角==。实现纵向和横向运动。==前推杆，桨盘前倾==，前飞和低头：反之，后飞和抬头。==左压杆，桨盘左倾==，左滚和左侧滑：反之，右滚和右侧滑。

前飞操纵中：前行桨叶迎角减小（挥舞角小），后行桨叶迎角增大（挥舞角大）。

**3.脚（航向）操纵：**脚蹬操纵尾桨的总距，==改变尾桨拉力与旋翼反扭矩不平衡==，实现偏航运动。

**==直升机的稳定性：==**与固定翼飞机的稳定性类以。直升机==稳定性差==，悬停和低速飞行时一般不稳定。设计中通过==平尾、垂尾==在大速度时起到部分稳定作用，一般靠==自动控制系统==达到稳定。

4.3航天器飞行原理

航天器的飞行遵循==天体力学==的规律，主要是==轨道动力学==原理。入轨需要运载器的推动，一般采用多级火箭的形式。

1.多级火箭原理：

2.开普勒三大定律：

==第一定律：椭圆定律==：所有行星绕太阳运动轨道都是椭圆，太阳是椭圆一个焦点。所以，对地球一样，轨道面过地心。

==第二定律：面积定律==：相等时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。所以，诞生了近地点和远地点的区分，近地点速度大，远地点速度小。

==第三定律：调和定律==：行星运动周期($b$)的平方与行星至太阳的平均距离($T$)的立方成正比，$b^3/T^2=K$。即，行星公转的周期只和半长轴有关。

3.航天器轨道方程：

4.宇宙速度：

类别	速度	轨道形状	实现目标
第一宇宙速速	7.91km/s	圆轨道，	地表发射航天器所需最低速度
		椭圆	绕地球飞行：地球卫星
第二宇宙速度	11.2km/s	抛物线轨道	脱离地球
		抛物线	绕太阳飞行：太阳卫星
第三宇宙速度	16.7km/s	双曲线轨道	飞离地球，飞出太阳系

5.轨道的要素：

6.卫星的轨道：

圆轨道；顺行轨道和逆行轨道（飞行方向和地球自转方向）；地球同步轨道；极轨道（气象卫星，资源卫星）

7.轨道摄动：

产生：大气阻力、天体（如太阳/月球）引力、地球扁率、太阳光辐射压力，地球引力

特征：长期性和周期性

影响：造成运行轨道的偏离。

措施：必要时需修正。

举例：

大气阻力摄动：直接影响近地轨道卫星和空间站的轨道寿命。与大气密度、航天器相对速度、航天器大小、质量和形状等有关

太阳辐射压力摄动

8.轨道机动：

含义：从某一轨道运动改变为另一轨道运动。（轨道机动是人造天体与自然天体最大的不同。）

具体形式：轨道改变（初、终轨道相交或者相切，仅需一次推力冲量）、轨道转移（至少需要实施两次推力冲量）、轨道交会、轨道返回、轨道保特和修正等。

9.航天器的发射入轨：

含义：运载火箭从地面起飞，到达某一飞行高度后把航天器送入到运行轨道。

类型：直接入轨（适合发射低轨道航天器）、滑行入轨（高于2000Km的轨道）和过渡入轨（适合发射低轨道航天器）

第五章 航空器动力装置

5.1活塞式发动机

活塞式发动机带动飞机前端螺旋桨从而带动飞机向前飞行（属于间接发作用推进系统）。

基本组成和工作原理：

进气-压缩-燃烧-排气四个行程

活塞上下行程带动曲轴运动实现旋转运动的输出

活塞发动机的特点： 随着飞机飞行速度的增加，==所需功率==急剧增大，==发动机重量==也急剧增加，外形阻力增大。同时，螺旋桨高速旋转时==桨尖易产生激波==，效率急剧下降。

低速飞行时效率高、耗油率低、经济性好。燃烧充分、对环境污染小、噪声小。

5.2涡轮喷气式发动机

喷嘴喷出高压流体的反作用力驱动，属于直接反作用推进系统。

==涡轮喷气发动机的组成和工作原理：==

利用压气机对进入发动机内部的空气进行增压，输入燃烧室与燃油混合燃烧，燃烧后的高压气流冲击后方涡轮转动，使气流从其后端高速喷出，推动飞机飞行。

==主要组成部分介绍：==

**进气道：**整流，消除漩涡，保证进气量；减速增压。形状：扩展型管道（增压减速作用），超音速进气道（安装调节锥，形成多道激波，空气逐级减速）布置：机头前端，两侧进气（吸附层），腹部进气，背部进气（隐身飞机），短舱、吊舱正面进气（客机、运输机）。

**压气机：**增压空气，

离心叶轮工作时产生离心力配合扩散器实现增压。

气流流经定子叶片和转子叶片时，形成扩展型气道，实现减速增压。

**燃烧室：**燃料和空气混合燃烧。

**尾喷管：**整理燃烧后的气流，燃气膨胀，加速喷出产生推力。

==涡轮风扇发动机的特点：==

噪声低、效率高、耗油率低、经济性好。

推力大。

民用飞机使用高涵道比涡轮风扇发动机，==军用飞机使用低函道比==加力涡轮风扇发动机，适应于亚声速和超声速飞行。

5.3涡轮风扇式发动机

内外涵道发动机。==涵道比==：外涵道气流流量与内涵道气流流量之比。

涡轮风扇式发动机特点： 噪声低、效率高、耗油率低、经济性好。

推力大。

==民用飞机使用高涵道比涡轮风扇发动机==，军用飞机使用低涵道比加力祸轮风扇发动机，适应于亚声速和超声速飞行。

5.4推力矢量发动机

推力矢量技术通过偏转尾盘喷口来改变喷气流的喷气方向。是推力转向喷管技术、飞机机体、推进、控制系统的一体化技术。

三种现有形式：折流板偏析喷口，二元矢量喷管。

引申形式：垂直起降飞机一可转喷口涡轮风扇发动机

垂直起降飞机一升力风扇发动机：

5.5其他航空发动机

==涡轮螺桨发动机：==主要动力有前方螺旋桨进行转动。

**特征：**螺旋桨提供约90%的拉力，燃气提供少量推力。低亚声速飞行时(800km/h以下)效率高，耗油率低，经济性好，常用于中低速飞机及巡逻、反潜等飞机上。

==涡轮轴发动机：==

**特征：**比活塞发动机功率大，质量轻，体积小，振动小，噪声低。速度大、升限高，但耗油率较大。是现代直升机的主要动力。

==冲压喷气式发动机：==直接利用进气道的冲压作用实现增压。

特征：构造简单，质量轻，推重比大，成本低。 ==高速状态下==，经济性好，耗油率低。 低速时推力小、耗油率高，静止时不能产生准力，工作范围窄，对飞行状况的变化敏感。

第六章 航天器动力装置

6.1概述

航天推进系统的分类：

化学推进系统：液体火箭发动机，固体火箭发动机，固液混合火箭发动机

非化学推进系统：电推进，核推进，太阳能推进

6.2液体火箭发动机

主要结构展示：

推进剂输送系统：挤压式、泵式（主流）

推力室一火箭发动机的关键组件：

配合推进剂中的一种组员作为冷却剂，方式高温融化推进器外壁。

6.3固体火箭发动机

主要构成：

点火器点燃主药柱，高温燃气产生向后流动，并伴随膨胀加速，最后从尾喷管喷出，产生推力。

火箭发动机推力矢量控制技术：

二次喷射技术；双向摆动喷管技术；全轴摆动喷管

技术	大致描述	图示
二次喷射技术	尾部增加高压气瓶，气瓶所喷出的气流将改变原先尾喷管气流的方向
双向摆动喷管技术	通过控制四个喷管的运动方向实现俯仰、偏航、滚转等运动。
全轴摆动喷管	主喷管控制俯仰和偏航运动，借助两侧喷管改变滚转运动。

固体火箭发动机的推力控制：

设计不同的药柱形状实现推力控制的目的

固体火箭发动机和液体火箭发动机的区别：

比较项目	固体火箭发动机(战术导弹)	液体火箭发动机(航天飞机)
结构	简单、可靠	加装了推进剂输送系统、控制活门等 结构比较复杂
产生推力大小 工作时间长短	推力小、工作时间短 (Max:2min)	推力大、持续时间长(10+min)
推力调节	控制药柱形状、增加阻燃层。推力控制困难，难重复启动。	推力控制方便
发射准备	发射前准备时间短、可长期储存、运输方便。	准备时间长，运输不方便

6.4非常规火箭发动机

现有推进系统的不足：1.效率低；2.比冲（燃烧单位推进剂产生冲量【推力x工作时间】的大小）低、

核火箭发动机：

推进剂箱储存的推进剂被涡轮\泵输送到核反应堆，核裂变释放能量，这能量 \热量又被工质（氢气）吸收，工质膨胀从尾喷管喷出产生推力。

核反应堆控制系统：控制核反应堆反应的速度和推进剂的流量，从而控制推力的大小。

电火箭发动机：

电热推进：加热工质，膨胀冲出，产生推力

静电推进：工质（氙)）被分离为带点的正离子和负离子，静电场对带电粒子进行加速，从喷管喷出产生推力。

电磁推进系统：依靠高温或者烧蚀作用使工质变为等离子体，导电等离子体在正负极作用下形成电流，在通过后方磁场时加速喷出

太阳能火箭发动机：

利用大直径反射器汇聚太阳能到热能转换装置，加热工质，高速喷出产生推力

第七章 飞行器导航与制导

7.1导航技术与控制系统

常用导航技术介绍与区别：

导航方式	原理	应用	优点	缺点
无线电导航	由地面导航台发射无线电波，飞行器接收无线电波，利用无线电波的传播特性（直线传播，反射，恒速传播特性），测定飞行器的方位、距离和速度等导航参量，使飞机保持正确航线。	VOR/DME实行区域导航：多普勒全向信标（DVOR）与测距机（DME）配合导航。	不受时间、天气限制，精度高，作用距离远。 定位时间短，设备简单可靠	但导航时需要导航台支持，且必须辐射和接收无线电波，易被发现和干扰
惯性导航系统	通过安装在飞行器上的加速度计，测量飞行器的加速度，经积分运算而获得飞行器当时的速度和位置。为飞行器提供速度、位置及其他多种参数。		是一种完全自主的导航方式。 可全天侯工作于空中、地球表面乃至水下。	定位误差随时间增大，长时间导航精度差。 设备的价格较昂贵。
卫星导航技术	飞行器的接收设备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的位置，计算出飞行器在地球上的位置，从而实现对飞行器的定位。
图像匹配导航技术	将实时图与预先存储在飞行器上的图像匹配导航系统，由此确定飞行器实际位置与要求位置的偏差而对飞行器导航。	地形匹配（一维匹配）：以地形高度轮廓为匹配特征。 景象匹配（是二维匹配）：以区域地形为匹配特征。		需要预先在系统中存储大量的图像坐标星系。
组合导航技术	惯性导航通常与无线电导航/图像匹配导航/卫星导航/天文导航系统形成组合导航系统。	**巡航导弹：**先采用惯性导航(隐蔽)，飞行一段时间加入地形匹配导航技术矫正误差，随后辅助卫星导航技术，最后利用景象匹配技术完成末制导。

飞行器控制系统的分类：

飞行器的飞行控制系统可分为人工操纵和自动控制两类。

人工操纵：飞行员通过操纵装置操纵气动舵面、油门、阀门等控制飞行器的飞行。

自动飞行控制：通过飞行器自动控制系统，自动完成气动舵面、发动机油门的操纵，驾驶员只进行监控。

7.2导弹的类型

导弹大致组成：

战斗部：用于摧毁目标的主要部件。常规弹头、核弹头、特殊弹头

动力装置：火箭发动机

制导系统：

导弹的大致分类：

分类	详细
按作战使命划分	战略导弹（装载核弹头）和战术导弹（一般战役中使用）
按攻击目标划分	反坦克导弹，反舰导弹，反艇导弹，反弹道导弹，反辐射导弹
按发射点与目标位置划分	面对空，空对空，空对面，面对面 面：地面，海面，水面，水下，舰面 空：大气层内\外
按飞行方式划分	有翼导弹，弹道导弹

7.3导弹的制导

导弹制导的类型：

制导类型	原理	类型细分	特征
遥控制导	利用遥控测量目标的相对位置，同时遥控装置发送信息给导弹。	瞄准线指令制导：在目标之间生瞄准线，制导过程中偏离将收到指令引导。（低速目标） 非瞄准指令制导：不依靠瞄准线 驾束制导：与目标之间生成波束，制导过程中需要在区域内	载机不能有复杂机动（会影响对相对位置的判断）；导弹结构简单
寻的制导	导弹载有寻的设备，检测、跟踪、击中目标信号	被动寻的制导：完全依赖对目标的信号进行制导 主动寻的制导：装载雷达和天线，可以主动辐射和捕捉目标 半主动寻的制导：雷达不直接设置在导弹上，导弹只负责接收和分析信号。
自主制导	预先制定导弹飞行的路径	卫星制导 地形匹配制导 惯性制导 天文制导
复合制导	综合各制导技术的优势

第八章 飞行器的结构

8.1飞机机体构

**机身：**承载有效载荷，同时对飞行产生较大阻力。需要从气动，装载，结构，承重方面进行综合考量。

**机翼：**产生升力，承载有效载荷，和尾翼一起稳定和操控飞机。飞机机翼上襟翼、前缘缝翼用于增升。扰流板在飞机着陆时产生更大的阻力，使飞机更快停止。翼梢小翼可以减小飞机飞行中的诱导阻力。

8.2飞机的起落架

**主要作用：**1.承担飞机滑跑时的载荷；2.吸收飞机着陆过程中的冲击能量。

布置形式：

布置形式	描述	特点	图例
后三点式	两个主轮布置在飞机重心前端，后面又一个小尾轮。	抬高机头，更加容易布置螺旋桨。 快速降落时重心失稳。
前三点式（主流）	两个主轮布置在飞机重心端，前面又一个小尾轮。	飞机起飞过程中机体水平线与地面平行，推力更容易转化，尾喷气流对跑到烧蚀作用降低。
多轮多支柱	多个起落轮和支架	主要用于超600t的大型飞机起降。

起落架的类型：

轮式；滑橇式（南北极，松软草地）；浮筒式（水面）；滑车式

辅助起飞装置：

助推火箭起飞；弹射起飞（舰载机）；滑跃起飞（上翘的跑道，增加起飞迎角）

辅助着陆装置：

减速伞减速着陆；发动机反推力装置；舰载机拦截锁

8.3航空器的构造

**航空器组成：**专用系统（有效载荷）一直接执行特定的航天任务。保障系统（卫星平台）一保障专用系统的正常工作。

以载人航天器为例：

空间站：

功用：对地观测，天文观测、科学研究、微重力试验和生产、在轨服务基地等。

组成：能源舱、工作舱、生活舱、太阳能电池阵、姿态控制系统、通讯系统、对接系统和过渡舱等。

构造：第一代：单校块空问站，短期有人照料；第二代：积木式空问站，永久性空间站；第三代：桁架挂舱式空问站，永久性空间站。

航天飞机的组成：