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哈工大航天技术概论作业


一、 (1) (2) (3) (4) (5)

导弹的主要种类: 按弹道特性分为: 弹道导弹和飞航式导弹。 按任务层次:战术、战略导弹。 按推进剂类型: 液体、固体、固液混合推进剂导弹。 按目标种类:反飞机、导弹、舰、卫星、辐射、装甲、地面工事。 按发射点/目标点位置: 面[地(人、车、井、岸) 、潜、舰]、空、太空之间。

二、 导弹的主要组成: 导弹通常由弹体、战斗部、动力装置和制导系统四个部分组成。 三、 四、 发动机推力产生原力及推力的公式推导(无) 火箭的理想速度公式及多级火箭概念

vk = u ln

? Mp ? M0 = u ln ?1 + ? Mk ? Mk ?

多级火箭概念多级火箭有几级独立推进火箭组成每级火箭独立工作。 第一级工作时, 其 发动机产生的推力使整个火箭加速飞行, 第一级发动机推进剂燃烧结束, 第一级火箭自行脱 落以降低结构质量,第二级火箭发动机点火开始工作,火箭继续加速。这样继续下去,火箭 的飞行速度不断增加,直到达到第一宇宙速度,将有效载荷送入预定的宇宙航行轨道为止 五、 涡轮喷气发动机工作原理: 工作时先用启动器吧空气吸进发动机,空气经进气道整流、均压后进入压气机受压缩。 压缩后的空气进入燃气室, 与喷嘴中喷出的燃油混合燃烧产生热燃气, 燃气膨胀做工是涡轮 旋转,并带动与涡轮联轴的压气机转动,启动器就自动停止了工作。燃气经过涡轮进入尾喷 管并进一步膨胀加速,向后高速喷出,喷出的燃气给发动机以反作用力。 六、 药柱的概念(无)

七、比冲、比推力的概念 比冲:单位质量推进剂所产生的冲量 比推力:单位质量流量的推进剂所产生的推力(m/s) 八、火箭发动机与空气喷气发动机的主要区别 两种发动机区别: 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。

? (Ma ? 1) 九、气体流动特性方程解释拉瓦尔喷方程
2

dA A

dv v

十、激波、膨胀波 激波: 当物体与空气以超音速相对运动时, 正面的空气被突然压缩形成堆积而形成的强烈的 空气压缩波。激波分为正激波和斜激波两种。

膨胀波:气流以超音速流过一物体表面,突遇一个向外的角度转折时,流动空间增加,流速 会增大,温度、压强会降低,这就形成了一种新的扰动,称这种扰动为膨胀波。 十一、升力产生条件:—— 压差、攻角 十二、阻力的种类:摩擦阻力、压差阻力、波阻和诱导阻力 特点: 十三、导弹常用坐标系定义及其转换关系 十四.β、α、Ψ 、V、γ (伽马)的意义(符号写法见书中的 46 页) 答: 由速度坐标系 Oxvyvzv 经两次旋转可得到弹体坐标系 Oxtytzt,转换次序为 y(β)→z(α),其中 的转换角度 β、 分别称为侧滑角和攻角, α 用于表示导弹飞行的速度矢量相对于弹体的方位。 惯性参考系 O0x0y0z0 到弹体坐标系的转换可经过三次坐标转换完成,转换次序为 y(Ψ )→ z(V) →x(γ ),三次旋转的角度Ψ 、V、γ 分别成为弹体的偏航角Ψ 、俯仰角 V 和滚转角 γ ,统称为弹体的姿态角,用于描述相对于惯性空间的姿态。 十五.导弹机动性,稳定性,操纵性 答:a.导弹的机动性: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。 b.导弹稳定性是指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。 c.导弹的操纵性是指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。 十六.极限过载,可用过载,需用过载定义及三者关系 答:极限过载:一般称由临界攻角 α 临界所决定的法向过载为极限过载,它与导弹的外形 尺寸(气动布局)及飞行条件等有关。 可用过载:由于某些条件的限制,舵的最大偏转角是有限的,因而导弹飞行中可能达不 到临界攻角 α 临界,故实际所能产生的最大法向过载小于由临界攻角所决定的极限过载, 称由最大舵偏角所决定的最大法向过载值为可用过载。 需用过载:导弹在按一定规律飞向目标的过程中,为了能够击中目标,必须具有改变飞 行速度方向的能力,这就要求导弹要有一定的法向过载,称之为需用过载。 设计时应满足的关系:需用过载<可用过载<极限过载 十七.常见导引律的定义 答:三点法 (或重合法)定义:使导弹始终保持在制导站与目标的连线上的引导方法。 纯追踪法定义:保持导弹速度矢量时刻指向目标的引导方法,称为纯追踪法。 前置角法定义:使其速度矢量与目标视线间的夹角保持一个小的前置角。 平行接近法定义:导弹在飞向目标的过程中,目标视线在空间始终保持平行。 ? q 比例导引法定义: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,叫比例导引法。

十八.制导系统的组成及功能

答:制导系统的功用及组成 制导系统为导引系统和控制系统的综合——导引和控制导弹按特定方式飞向目标, 多数为自 动控制系统(少数人工操纵) 引导系统:探测或测定导弹相对于目标或发射点的位置,按照要求的弹道,形成引导指令, 并将引导指令传送给控制系统。 ——由探测设备和导引指令形成装置组成。 控制系统:响应引导系统的引导指令信息,产生作用力,迫使导弹改变飞行轨迹,使导弹 沿着要求的弹道飞行; 或者稳定导弹的飞行。 ——由姿态敏感元件、计算机、作动装置、操纵面和弹体组成 十九.三大制导体制及各自特点 答: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。 二十.惯性制导原理 答:惯性制导系统是指利用弹上的惯性元件(陀螺、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),并根据运动的初始条件,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,导引导弹按预定 弹道飞行。
方案计算机 v0 加速度计 稳定平台 W 坐标变换 g a ò ò S0 制 S 导 计 算 机

舵机

弹体

v 重力补偿计算

二十一、陀螺的二个特性 陀螺仪具有定轴性和进动性。

二十二、 地形匹配制导原理 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。

二十三、 遥控制导主要种类,自寻的主要种类 遥控制导:波束制导(指挥站发出波束(无线电波束、激光波束),控制波束自动跟踪目 标。弹上制导设备感知导弹偏离波束的方向和距离,并产生相应的引导指令,操纵导弹始终 沿着波束飞向目标。 1) 、指令制导(制导控制指令由弹外的制导站产生,由指令传输通道传输到导弹上,操 纵导弹飞向目标。 2) 、TVM (Track Via Missile)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。 自寻的种类: (1)主动式自寻的 弹上有能量发射装置。照射到目标上, 被目标反射回来,被导弹接收。 (2)半主动式自寻的 在导弹外有照射源。照射到目标上, 被目标反射回来,被导弹接收。 (3)被动式自寻的 利用目标辐射的红外线或无线电波工作。 二十四、 有翼导弹的气动布局(周向,轴向) 周向:平面型、X 型、十型 轴向:正常式:弹翼在前,操纵面在后,三通道控制 鸭式:操纵面在前,弹翼在后 旋转弹翼:前翼可为操纵面,后加尾翼 无尾式:操纵面在弹翼后缘(或距离近) 无弹翼式:只有操纵面,升力小,大迎角飞行 二十五、 弹翼的主要受力构件? 受力构件(蒙皮骨架式为例) 组成:翼梁,翼肋,桁条,纵墙,蒙皮等,相互铆接。

? ? ?翼 梁 ? ? ? ? ?纵向骨架 ?桁 条 ?纵 墙 ?骨 架 ? ? ? ? ? ? ? ?横向骨架 ?普通翼肋(保型,传力) 受力件 ? ? ? ? ?加强翼肋(集中载荷) ? ? ?蒙 皮 (承受气动力) ? ? ?接 头 (传递力、力矩) ?
二十六、 三种常规战斗部

爆破战斗部 作用:摧毁地面,地下或水面、水下目标, (破坏结构,形状) ,如军事设施,人员、船 只、车辆等。 原理: 利用装药爆炸后所产生的大量高温、 高压气体产物以及由它们在周围价质(空气、 水、岩士等)中形成的冲击波破坏或杀伤目标。 —TNT、爆炸、20 万个大气压,3200K 高温,7000m/s 爆速,形成冲击波,作用方式: a. 超压;b. 比冲量(超出大气压) (单位面积上所受的冲量) 环境:周围介质密度越大,效果越好,高空不利,水中、地下效果好。 反装甲战斗部 反装甲战斗部所破坏的主要是坦克、 装甲车、 水面上的舰艇以及防御工事等坚固的目标。 通常分为穿甲战斗部和碎甲战斗部。 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。 动能穿甲战斗部: 依靠动能侵彻装甲的方法来完成反装甲任务的。 这种战斗部一般没有 炸药,但是弹体核心部分为形状细长,采用高硬度、高强度、高密度的材料如钨合金或贫铀 合金。 碎甲战斗部:其壳体一般为易变形的低碳钢,炸药一般是塑性炸药。击中目标后,炸药 变形并粘贴到装甲上,延时引信适时起爆。 杀伤战斗部 作用:利用爆炸物的动能(高速破片)直接破坏目标。 (软目标——空中目标,地面有生力量,无装甲装备) 原理:大量高速运动的破片直接接触目标。 a. 破片式 利用大量高速飞散的破片,引起目标的损伤和破坏。 ——击穿,引燃、引爆,主要为前二种,效果取决于动能大小,密度,空间分布,与目 标相遇的状态,引爆的时机。 破片形成:预制,刻槽,刻药。 b. 连续条(杆)式 两层钢条,端部顺序连接,爆炸展开,为从小到大的环,径向速度,1500 m/s,加上目 标相结速度,切割。 c. 聚能式 多个多向聚能药槽,均匀分布空间的金属射流,穿透,引燃,目标。 燃料空气战斗部 燃料空气战斗部是近年来出现的一种新型装药形式,它能用来爆破建筑物、车辆、人员 及其它地面上的大面积软目标, 其强大的冲击波也可以非常有效地用于诸如清扫雷场或开辟 直升机降落场地一类的工兵项目中。 原理:在目标区一定高度上进行第一次引爆,将弹体内的化学燃料装药散出,使之与空 气混和形成直径十几米至几十米的燃料气溶胶团,0.12—0.15 秒之后引信起爆,使整个气溶 胶云团产生剧烈爆炸,形成大范围的强冲击波以及高温、缺氧,对目标造成杀伤、破坏。由 于它的原理近似普通弹药,不属于核生化武器,但威力在某些方面却接近小当量的原子弹, 因此是一种“非常规的常规弹”。

贯穿战斗部 贯穿战斗部是用来攻击地面/地下加固目标的战斗部。 由于最有价值的军事目标往往建在很深的地下或山体的隧道中。 即使使用重型炸弹来摧 毁这样的目标,效果也是欠佳的。 贯穿目标的基本方法是采用能动能侵彻弹。 为增加能量可采用火箭助推或用其他方法加 速侵彻弹,弹着速度达到 1200 m/s 以上。

二十七、 何为引信、保险 引信——预防提前,迟后起爆或不爆。 分为触发引信、非触发引信 非触发引信包括 a. 无线电引信 一种特殊雷达,无线方向性与战斗部动特性相机,当目标进入特性区时,强回波接通传 爆管起爆,可根据相对速度提前引爆。 b. 光学引信 保险装置——防止地面勤务与刚刚发射时爆炸;自毁。 保险机构 在维护、贮存、运输,使用时不工作,即时相信工作也可不引爆战斗部; 利用惯性工作的机构 二十八、 航天大系统的组成 ——发射场,飞行器,运载,地面站 二十九、 航天器飞行环境的特点 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 < 1 mm, m < 1 mg, v =10-70 km/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 三十、 航天器的入轨方式 直接入轨 转移轨道入轨 停泊轨道入轨 三十一、 中心引力场的两大定律 航天器相对中心引力体角动量守恒(单位质量) 航天器在中心引力场中运动时能量守恒 三十二、 开普勒三定律 开普勒第一定律 行星绕太阳运行的轨道为以太阳为一个焦点的椭圆。 开普勒第二定律 行星矢径在相同时间内扫过的面积相等(面积速度为常值) 越大,v 越小。 ,r 开普勒第三定律 行星绕太阳公转周期的平方与其轨道的半长轴的立方成正比。 三十三、 三个宇宙速度 第一宇宙速度 v1:



第二宇宙速度 v2:

第三宇宙速度 v3:

三十四、

轨道六根数

三十五、

星下点轨迹

三十六、

轨道摆动的主要因素

三十七、

.航天器主要坐标系的定义

三十八、

几种主要的姿态控制方法

三十九、 航天器的温度控制种类 被动式温度控制: 温度控制图层热超导原件——热管超级隔热材料——多层热绝缘 主动式温度控制:百叶窗电加热器 四十、 遥测、遥控的定义 遥测: 将地面上需要知道的航天器上的各种数据, 载波与高频电波送回地面使地面

掌握这些数据的过程。 遥控: 地面上接受遥测数据, 经过分析, 得到航天器上的有些分系统应该怎样工作, 从地面上给航天器发送控制指令,叫航天器执行的过程。 四十一、 测轨的主要内容 测量航天器相对于地面站的瞬时径向速度,即距离变化率 测量航天器相对于地面站的瞬时角度,包括方位角和仰角 测量航天器相对于地面站之间的瞬时距离 四十二、 返回的主要过程 1、 大气层外资有下降 2、 再入大气层 3、 着陆 四十三、 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, 开始再入时的速度方向与低水平面 的夹角。 再入走廊:限定再入角的范围叫做再入走廊 四十四、 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\ 四十五、 载人航天器的国家,主要飞船名称 前苏联/俄罗斯 第一代东方号 第二代上升号 第三代联盟号联盟 T、联盟 TM 美国 第一代水星号 第二代双子星座号 第三代阿波罗号 中国 神舟 5\6\ 7


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