航天概论知识点总结Word文档格式.docx
《航天概论知识点总结Word文档格式.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航天概论知识点总结Word文档格式.docx（12页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
7.比冲
单位质量推进剂所产生的冲量（m/s）
8.总冲
推力对工作时间的积累（kg·
m/s）
9.动力装置的分类
空气喷气发动机：
是利用大气层中的空气与发动机所携带的燃烧剂燃烧产生高温燃气，因此，其只能在大气层内工作。
火箭发动机：
是利用自身携带的氧化剂和燃烧剂燃烧产生高温高压气体，它既能在大气层内工作，又能在大气层外工作。
组合发动机：
指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
10.涡轮式火箭发动机工作原理
进气——压气机增压（离心、轴流）——减速、升温、升压——混合燃油——雾化燃烧（高温、高压）——涡轮（单级、多级1000℃）——喷出（富氧，涡轮前温度不能过高）——加力燃烧室——喷管加速喷出。
11.药柱概念及其推力特性
具有一定几何形状和尺寸的固体推进剂。
安放于固体火箭发动机燃烧室中的药柱，几何形状和尺寸的选择与发动机的工作时间、燃烧室压力和推力有关，同时也影响药柱的结构，完整性和发动机的质量比（推进剂质量与发动机总质量之比）。
12.液体火箭发动机与固体火箭发动机
液体火箭发动机特点：
a.结构设计简单；
b.推力稳定、可调，时间可控；
c.可随意开关车；
d.工作时间长；
e.比冲高；
f.服务复杂，存贮、运输、加注、输送（高压，低温）
固体火箭发动机特点：
a.点火容易，时间短，可短时工作（十分之几秒），推力大
b.结构简单，操作方便，可靠，长期（5-10年）贮存，快速发射
c.机动性强，不用加注，附属设少，转移快——战术、机动战略导弹，90%为固体发动机。
d.能量低，比冲小。
e.推力终止技术复杂，但可在旋转、失重状态下工作。
两者比较：
1.固体火箭发动机比液体火箭发动机的结构和设计简单。
2.固体发动机的推力和工作时间受环境初温影响较大，而液体发动机则不然。
3.液体发动机可以随意开/关车，而固体发动机是不可以的。
4.一般来说，对于大推力、工作时间长的发动机，采用液体发动机比较有利，
而对于工作时间短的发动机，多采用固体发动机。
5.液体火箭推进剂的比冲一般比固体火箭推进剂的高。
6.液体发动机的推力调节容易实现，而固体发动机推力调节较难。
7.液体发动机的地面勤务处理要比固体发动机复杂的多.
13.伯努利方程
14.用气体流动特性方程解释拉瓦尔喷嘴原理
气体流动时，都服从公式
。
拉瓦尔喷嘴设计成两头大、中间细的形状，是因为由上述公式可知：
当
时，
，
和
异号，说明在亚音速流动时气体流速随横截面积的减小而增大，即气流收缩加速；
＞1时，
＞，
同号，说明在超音速流动时气体流速随横截面积的增大而增大，即气流膨胀加速。
15.激波、膨胀波
激波是一种强烈的空气压缩波，当物体以超音速在空中飞行时，前方的空气来不及让开被突然压缩形成堆积而形成的压缩波。
膨胀波是气流以超音速流过某一物体表面，突遇一个向外的角度转折时，流速会增大，温度压强降低，这就形成了一种的扰动，这种扰动称为膨胀波。
16.升力产生的条件
升力：
与气流速度方向垂直的气动力。
条件：
首先必须改变翼面相对于气流的角度，造成上下翼面的流场不对称产生压差形成升力。
17.阻力的产生及特点
阻力：
与气流流速方向一致（与导弹运动方向相反）的气动力。
一般包括：
摩擦阻力:
由于空气粘性在物体表面产生的切向力在运动方向的分力。
压差阻力:
气流流过弹翼时，由于空气的粘性阻滞，在弹翼后缘面形成涡流区，压强下降，造成弹翼翼面的前后缘出现压力差而形成的阻力。
波阻:
超音速气流流过翼面时，在前缘部分压力上升，经过膨胀波后压力下降，综合在翼剖面上，有一个向后的分力，就是波阻。
诱导阻力:
上下翼面的压差使翼面的高压气流绕过翼尖形成涡流。
翼尖涡流向下倾斜形成下洗气流。
下洗气流使压差气动力偏离与速度垂直的方向，产生与气流同向的分量。
18.导弹常用坐标系定义及其转化关系
惯性参考系
，弹体坐标系
，弹道坐标系
，速度坐标系
惯性参考系与弹体坐标系的转换
→
=
19.导弹的机动性、稳定性和操纵性
机动性：
导弹改变飞行速度大小和方向的能力。
利用过载大小来评定导弹的机动性。
飞行稳定性：
导弹在飞行中受到某种干扰，使其偏离了原来的飞行状态，当干扰取消后，导弹能否恢复原来飞行状态的能力。
包括导弹控制系统的稳定性和弹体自身稳定性。
（静稳定导弹：
压心在质心之后的导弹）
导弹的操纵性：
舵面给出一个固定的偏转角度，导弹产生法向加速度的大小的能力、改变这一过程的快慢；
产生法向加速度后的超调量大小。
20.导引规律
导弹在追踪目标的过程中，导弹和目标间的相对运动关系称导引规律。
三点法（重合法）使导弹始终保持在制导站与目标的连线上的引导方法
纯追踪法保持导弹速度矢量时刻指向目标的引导方法
前置角法使其速度矢量与目标视线间的夹角保持一个小的前置角
平行接近法导弹在飞向目标的过程中，目标视线在空间始终保持平行
比例导引法保持导弹速度矢量转动的角速度与目标视线转动的角速度成一定比例的引导方法
21.三大指导体系及各自特点
自主式制导：
不需要从目标或制导站获取信息，完全由弹上制导设备测量周围环境的物理特性产生导引信号，使导弹沿预定弹道飞向目标的制导。
遥控式制导：
是由导弹以外的指挥站向导弹发出引导信息，使导弹飞向目标的制导方式。
自寻的制导：
是由弹上设备直接感受目标辐射或反射的各种信号（声、光、电、磁、热等）而形成控制指令实现制导。
复合制导：
将三种基本类型的制导方式适当组合，形成一种新的制导体制。
22.制导系统的组成及功能
23.惯性制导
惯性制导系统是指利用弹上的惯性元件（陀螺（定轴性，进动性）、加速度计），测量导弹相对于惯性空间的运动参数（如加速度等），并在给定运动的初始条件的基础上，由制导计算机算出导弹的速度、位置等参数，并将算出的位置信息与方案计算机的预定值进行比较，形成引导指令，以导引导弹按预定弹道飞行。
Ø
惯导系统的优缺点
1）抗干扰能力和隐蔽性强，可提供全球导航能力；
2）误差随时间累计增大，需要初始对准；
24.地型匹配制导原理
地球表面一般是起伏不平的，某个地方的地理位置，可用周围的地形等高线确定，地形等高线匹配，就是将测得的地形剖面与存贮的地形剖面比较，用最佳匹配方法确定测得地形的地理位置。
（利用地形等高线匹配来确定导弹的地理位置，并将导电引向预定取悦或目标的指导系统，称为地形匹配制导）（预先用侦察卫星或其它侦察手段，测绘出导弹预定飞行路线的地形高度数据并制成数字地图，存贮在弹上制导系统中。
导弹发射后，弹上测量装置实际测得的地形数据与存贮在弹上的数字地图进行比较，利用地形等高线匹配来确定导弹的地理位置，并将导弹引向预定区域或目标的制导。
25.遥控制导主要种类，自寻的制导主要种类
遥控制导：
波束制导和指令制导
自寻的制导:
根据信号的来源可分为主动式、半主动式和被动式三种，
根据信号的物理特征又可分为红外、电视及雷达等自寻系统
26.TVM（TrackViaMissile）制导
利用导弹上的半主动导引头测量导弹相对于目标的位置坐标及其变化率，并将测量结果及弹上其他运动参数通过下行传输通道传送到地面的制导站，地面制导站计算机将地面制导站测量得到的目标与导弹运动信息及弹上下传的信息进行处理和状态估计，根据导引规律的要求形成控制指令，并通过上行传输通道，由地面的制导站传送到弹上，控制导弹飞向目标。
27.有翼导弹的主要受力构件
弹身结构分为蒙皮骨架式，整体式和夹层式。
蒙皮骨架弹身受力构件为蒙皮和骨架，骨架有纵向骨架（包括梁河桁架）和横向骨架。
桁梁式弹身主要受力构件是桁架。
整体式由几块整体板件焊接而成，整体板件为主要
受力构件。
弹翼的主要受力构件：
骨架、蒙头、接头
28.战斗部
任务：
选择最有利的时机使目标丧失功能。
系统包括战斗部，引信和保险装置三部分。
战斗部：
弹的有效载荷，俗称弹头。
其功能是利用装药的物理、化学、生物作用的释放达到使目标失能、损毁的目。
引信：
预防提前，迟后起爆或不爆。
保险装置：
防止地面勤务与刚刚发射时爆炸；
自毁。
常规战斗部：
爆破战斗部、反装甲战斗部（聚能破甲战斗部）、杀伤战斗部、燃料空气战斗部、穿甲战斗部
聚能穿甲战斗部：
主要是利用炸药爆炸时所产生的聚能流，去穿透较厚的钢铁装甲或混凝土。
将圆柱形炸药的一端做成圆锥形（也有半球形或其他形状的）的凹槽——聚能槽。
当炸药爆炸时，紧贴聚能槽部分的爆炸生成物，先沿着其法线方向飞出，然后在聚能槽的中心线上撞击汇流，形成一股速度可达10000米／秒左右的聚能流。
它的动压非常大，温度又特别高，穿透装甲。
29.航天大系统的组成
发射场、运载器、航天器和地面站
30.空间环境
a.运载飞行环境：
加速度越来越大，气动热升温，级间分离，振动，冲击，加速度：
恶劣程度为地面环境的40-100倍
b.温度环境：
太阳直射100-150℃，阴影中-100℃，定端行星阴影区，4K，必需有温控系统
c.超真空：
大于1000km时，P=10-9托（1大气压=760托）固体蒸发——升华，产生变形，裂纹效能下降。
d.微重力（飞行器中的环境）：
灰尘浮起，（杂质）引起机械不灵，电路短路，液体晃动，不易输送，质心改变。
e.热传递：
无对流：
传导，辐射——人工循环
f.辐射：
地球辐射带、太阳辐射、宇宙射线，磁场影响——电子器件，芯片翻转
g.微流星和空间垃圾:
微流星：
d<
1mm,m<
1mg,v=10-70km/s——光学仪器，电池板。
垃圾：
失效飞行器，末级运载，排出物，空间武器产物——破坏结构
31.航天器的入轨方式
滑行入轨，转移轨道入轨，停泊轨道入轨
32.中心引力场的两大定律
1质点在中心力场中运动时，动量矩是守恒的
2质点在中心力场中运动时，能量是守恒的
33.开普勒三定律
第一定律：
所有行星都以太阳为焦点的椭圆轨道上运行；
第二定律：
天体单位时间内扫过的面积是常数；
第三定律：
轨道的周长与轨道半长轴的二分之三次方成正比
34.三个宇宙速度
第一宇宙速度：
忽略大气阻力的情况下，一个物体沿地球表面飞行的速度。
第二宇宙速度：
在地球表面上发射空间飞行器，使它脱离地球引力场所需要的最小速度。
r=R,e=1,θ=0，
第三宇宙速度：
地球上发射一个空间飞行器，使它脱离太阳引力场所需要的最小速度。
35.轨道六根数
确定轨道平面的位置
轨道倾角I赤道面与轨道面之间的夹角
升交点赤经Ω从春分点到升交点之间的夹角
确定轨道形状
半长轴a偏心率e
确定轨道在轨道面内的位置
近地点角距ω轨道面上，从升交点矢径到近地点矢径的夹角
确定卫星在轨道上的位置
真近点角θ近地点和卫星所在位置矢径之间的夹角
36.轨道分类
i=0°
赤道轨道地球同步轨道卫星
0°
＜i＜90°
顺行轨道多数卫星利用地球自转速度，从而节省发射需要的能量。
i=90°
极轨道地球资源卫星、全球侦察卫星
i＞90°
逆行轨道
96°
＜i＜180°
太阳同步轨道
37.星下点轨迹
人造地球卫星在地面的投影点（或卫星和地心连线与地面的交点）称星下点，用地理经、纬度表示。
卫星运动和地球自转使星下点在地球表面移动，形成星下点轨迹。
在麦卡托投影地图上，近地卫星的星下点轨迹像一条正弦曲线。
地球同步轨道卫星的星下点轨迹是一条8字形的封闭曲线。
静止卫星的星下点轨迹是一个点。
不考虑轨道摄动，星下点轨迹所能达到的最南和最北的地理纬度数值等于轨道倾角值。
38.轨道摄动的主要因素
地球扁率摄动；
大气阻力摄动；
月球引力摄动等。
39.航天器主要坐标系定律
地心惯性坐标系.轨道坐标系卫星体坐标系
角速度变换
姿态动力学基本方程组用于姿态控制的动力学方程——欧拉方程
40.姿态控制方法
被动姿态控制：
利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现姿态控制，包括自旋稳定和重力梯度稳定。
主动姿态控制：
根据姿态偏差形成控制指令，产生控制力矩来实现姿态控制方法。
控制系统由姿态敏感器、控制器和执行机构组成。
包括喷气控制、飞轮控制、陀螺力矩器、磁力矩器。
41.航天器的温度控制种类
被动温度控制：
依靠选取不同的温控材料或涂层，组织航天器内外热交换过程，使航天器的温度保持在允许的温度范围内。
温度控制涂层、超热导元件-热管、超级隔热材料-多层热绝缘
主动式温度控：
具有一定的温度调节能力，可大大减少由于热源变化引起的仪器设备温度的波动。
百叶窗、电加热器
百叶窗温控系统：
叶片、框架、动作室、动作器、底板组成，叶片涂有隔热性良好的涂层，底板为高辐射率材料与仪器发热部分相连。
温度正常时，叶片关闭，温度高时，动作器（双金属片，硅油）动作，使叶片转动，使底板暴露，放热（效率0.07-0.82变化），温度回到允许值时，叶片关闭。
简单可靠，无功耗，广泛应用。
42.遥测，遥控
遥测：
将航天器上的各种信息（被测物理量）变成电信号，并以无线电波的形式传到地面接收站，经接收、解调处理后还原成各种信息，为人们提供飞行中卫星的各种状况和数据。
遥控：
地面上接受这些数据后经过分析，得到航天器上的有些分系统应该怎样的工作，从地面上给航天器发控制指令，交航天器执行。
不同点：
信息的传输方向不同，信息形式不同，设备上的区别
43.测轨的主要内容
1.测量航天器相对于地面站的瞬时径向速度，即距离变化率
2.测量航天器相对于地面站的瞬时角度，包括方位角和仰角
3.测量航天器与地面站之间的距离
44.航天器的返回
离轨段→大气层外自由下降阶段→再入大气层阶段→着陆段
45.再入角和再入走廊
再入角：
航天器沿自由下降段下降进入大气层，开始再入时方向与当地水平面的夹角
再入走廊：
对于弹道式、半弹道式飞行器，再入角θ有限制，太大过载大，气动热大；
太小阻力小，穿越大气，返回太空。
适合的再入角θ，组成的返回轨道集合称再入走廊。
46.返回型航天器的主要种类
弹道式再入飞行器（纯弹道式再入飞行器，半弹道式再入飞行器）
升力式再入飞行器（升力体式飞行器，有翼飞行器）
47.载人航天器的国家及主要种
国家:
苏联（俄罗斯）、美国、中国
种类：
根据飞行和工作方式的不同，载人航天器可分为载人飞船、载人空间站和航天飞机三类
载人飞船：
又称宇宙飞船，是一种运送航天员到达太空并安全返回的一次性使用的航天器。
其分为卫星式飞船和登月式飞船。
航天飞机：
一种可重复使用的有翼式载人航天器
升级会员 