高超声速范文
时间：2023-03-20 01:30:34
导语：如何才能写好一篇高超声速，这就需要搜集整理更多的资料和文献，欢迎阅读由公务员之家整理的十篇范文，供你借鉴。
篇1
从突破音障到挑战热障
第二次世界大战末期，以活塞式发动机和螺旋桨驱动的飞机，其性能已经达到了极限。当飞行速度接近声速的时候，螺旋桨桨叶尖端的运动速度会超过声速，使螺旋桨的性能迅速下降;机翼和机身表面的气流也变得非常紊乱，令飞机难以操控。此时，飞行员们发现，他们的飞机仿佛撞在了一堵无形的墙上，这就是音障现象，如果处置不当，很可能导致坠毁事故。很显然，想要突破音障，实现超声速飞行，只能由动力更为强大，而且机体经过特别设计的喷气式飞机来完成。
战后，突破音障成为航空研究的热点课题。1947年10月14日，美国试飞员查克・耶格尔驾驶着以火箭为动力的X-1型飞机，完成了人类第一次超声速飞行。此后，人们很快发现音障只有一道，也就是说，飞机只要突破音障，便拥有一段相当大的提速空间。只有在飞行速度超过2.5倍声速的时候，飞机才会面临另一重威胁，即机体与空气摩擦，将会产生足以威胁机体强度的高温，这种新的挑战被称为热障。
想要克服热障，传统的航空铝合金材料已经无能为力，只有借助钛合金、不锈钢和特制的高温铝合金等材料。美国研制的SR-71战略侦察机和XB-70女武神轰炸机，飞行速度都达到了声速的3倍。苏联为截击XB-70研制的米格-25狐蝠战斗机，也拥有这样的高速。它们是为数不多的克服热障的成功者。
但这些为军备竞赛研制的飞机，都是不计成本的产物，而且为克服热障，在其他性能上做出了或多或少的让步，因而有着各自的缺陷。例如，SR-71需要大量的地面准备工作才能起飞，而且其机体结构需要为高速飞行时的热胀预留空间，所以在地面上和低速飞行时会不可避免地漏油，以至于每一次任务都只能带半箱油起飞，还必须有专用的空中加油机随时待命补给燃油。米格-25受制于苏联在钛合金领域的短板，机体主要由不锈钢制造，不仅牺牲了操控的灵活性，而且只能维持很短的高速时间。XB-70原本是为高速突破苏联的防空网所设计，因此不计成本地使用了大量钛合金材料;但迅速进步的洲际导弹技术，提供了更高的速度和打击精度，这使得XB-70凭借的战术不再有意义，XB-70和为它护航的F-108轻剑战斗机也胎死腹中。
目前，世界上各个军事强国最先进的那一批主力战斗机，比如美国的F-22猛禽战斗机，最高速度都在声速的2.5倍以下。但凭借超声速巡航能力，它们能够以更快的速度长途奔袭作战。至于研制既能够以声速的3倍甚至更高速度巡航，又能投入空战的战斗机，不再是人们追求的目标。这是因为，同时具备轻质、坚固和耐高温，经济上也可以接受的材料尚未出现，燃油效率更高的发动机也有待研发;而且，想要让这样的飞机充分发挥实力，还需要空中加油机或者其他等效的装备随叫随到。
因此可以说，在美国科幻电影《绝密飞行》里，几架新锐战机以4倍声速做长途奔袭，到达战场后随即展开攻击的情节，短时间内还难以成为现实。即使是在电影虚构的近未来世界中，这样的战术也是在美国部署了大量巨型飞艇“加油站”的条件下，方才能偶尔为之。
如果在科幻电影中未来战机的基础上进一步提速，我们就进入了高超声速的领域，也就是以声速的5倍或者更高的速度飞行。以人类目前的动力和材料技术，这样的速度只有在空气极为稀薄的高空，或者外层空间，才有达到的可能。
20世纪50年代末和60年代初，美国为载人航天方面的研究，设计了X-15试验飞机。时至今日，它仍然是飞行速度最快的有人驾驶飞机。这种独特的飞机使用以液氨和液氧驱动的火箭发动机，以挑战高空高速飞行。但独特的结构和动力模式，决定了它的发动机工作时间极为短暂。因此，它只能被一架B-52同温层堡垒轰炸机搭载升空，“发射”之后飞上一小段时间再滑翔降落。在一些航次的飞行中，X-15达到了声速的6.72倍，并突破距离地面100千米的卡门线进入了太空;那些驾机突破卡门线的飞行员，后来被归入宇航员之列。
篇2
关键词：高超声速飞行器；特点；未来作战
DOI：10.16640/ki.37-1222/t.2016.14.213
对于高超声速飞行器来说，属于一种新概念的空中作战平台，其能够如同飞机一般从传统跑道上起飞与着陆，通过高速声速在大气层外飞行，并且能够在很短的时间内向全球任务时间敏感目标发出攻击，进而实现及时发现及时摧毁。从高超声速飞行器的研制及试验方面来讲，美军优势显著[1]。为了深入了解高超声速飞行器在未来的应用价值，本文对“高超声速飞行器的特点及其对未来作战的影响”进行分析与研究意义重大。
1 高超声速飞行器的特点分析
由于高超声速飞行器在空中作战中的优势明显，因此美军加大了对高超声速飞行器的研究。从高超声速飞行器的特点角度来讲，其具备的主要特点包括：
1.1 具备很快的飞行速度
对于高超声速飞行器，所使用的发动机为超声速冲压式喷射发动机，其飞行速度能够达至8―10马赫数。与此同时，在飞行器机身上，所使用的合金材料具备耐高温特点，同时使用隔热保护策略，当飞行器局部温度达至2000℃的条件下，依旧不会对高速飞行产生影响。
1.2 具备广泛的攻击范围
以美军和洛马公司合作研发的超高速速巡航飞行器为例，其航程达到16669千米，能够在美国本土起飞与降落，并于1小时到2小时内对全球范围的任何性质目标进行攻击。从中可知，高超声速飞行器的攻击范围非常广泛[2]。
1.3 有效荷载高及打击目标能力强
一方面，高超声速飞行器的有效荷载比较高，上述提到的由美军和洛马公司合作研发的试验型机的载重达到5448千克，能够携带12枚454千克的弹头超声速飞行，其自身重要只有999千克。另一方面，高超声速飞行器具备很强的打击目标能力，能够实现对深层坚固目标、移动变位目标以及时间敏感性目标的打击，打击目标的综合能力强，因此高超声飞行器的应用价值功效显著。
2 高超声速飞行器对未来作战的影响探究
在上述分析过程中，认识到高超声速飞行器的特点突出，从中也可能看出其具备广泛的应用优势及显著的价值功效。从应用现状来看，高超声速飞行器对未来作战的影响表现在多个方面：
2.1 使战场空间扩大
X-43A高超声速飞行器的速度大概为马赫10，可以在极短的时间内到达地球的任何一个地点，快速地对上千米或上万米的军事目标进行打击，如此便使战场的空间得到很大程度的拓展，使全球作战成为今后战争发展的必然势态。
2.2 使作战能力变强
在高超声速飞行器中，空天飞机是典型代表之一，具备一般作战飞机没有的能力，可以使航空兵参与空地联合作战，同时又可能加入天军行列，从而实现在太空作战。其中，高超声速飞行器不但可以发射相关监视信息，而且还能够对卫星进行打击。此外，当高超声速飞行器携带的炸弹从高空发射之后，能够在重力的作用下产生极大的动能，在制导系统的控制下，精准且高效地将目标击中。总而言之，高超声速飞行器在未来作战中影响重大，能够使作战能力变强。
2.3 使作战节奏加快
从现状来看，美国的高超声速飞行器已经具备一定的航天作战能力，并且美国军事合作的洛马公司正压法超声速飞行器，其巡航高度能够达到4.5千米，能够在数分钟内从上万米高空朝地面任务目标发起攻击，其投掷的炸弹可以在重力作用下25马赫数的速度，对目标进行毁灭性打击。有学者经研究表明，美军的高超声速飞行器在美国本土起飞，使一次全球作战任务得到有效完成后，再回到本土降落所需的时间仅为1小时到2小时，从中可以看出其作战的节奏非常快[3]。从防御角度来说，预警侦查系统可能还没有发现设备的运行轨迹，高超声速的高空飞行器就已经接近目标，并且瞬间就能够击落目标，导致防御系统不能及时防御。所以，防御方面应该及时构建应对高超声速的高空飞行器的防御机制。第一，构建空、天基侦察预警机制，有机结合地面预警雷达、天基雷达、侦查卫星以及预警飞机来形成严密一体的防御体系，尽快尽早的预警和探测高超声速飞行器。第二，构建地基防天武器系统以及空、天基拦截打击机制，全程拦截高超声速飞行器，以便于形成一体化多位拦截网。
2.4 使突防能力更强
现阶段巡航导弹运行过程中，突破防御的关键是隐身技术和超低空飞行，但是实际操作具备比较慢的运行速度，很容易拦截暴露的设备，例如，科索沃战争的时候击落数十个战斧。目前还没有针对高超声速的高空飞行器的对策。高超声速的高空飞行器因为强大的抗击能力和良好的飞行速度，促使打击系统和防空预警机制不能及时反应，导致严重降低拦截效率，以便于全面提高高超声速高空飞行器的突防效率。高超声速的高空飞行器如果能够有机结合隐身技术，那么会迅速降低防空武器系统反应时间，最大限度降低拦截效率，从而促使高超声速高空飞行器具备更强生存能力，以便于能够迅速获得控制权。
3 结语
通过本文的探究，认识到高超声速飞行器的特点突出，包括：具备很快的飞行速度、具备良好的隐身性能、具备广泛的攻击范围以及有效荷载高及打击目标能力强。与此同时，高超声速飞行器对未来作战的影响也体现在多个方面，包括：使战场空间扩大、使作战能力变强以及使作战节奏加快等。总而言之，高超声速飞行器在军事领域点突出、优势显著，在未来军事空中作战具备广泛应用价值。
参考文献：
[1]胡海，张林，刘亿，方立恭.美国海基临近空间高超声速武器的发展及影响研究[J].飞航导弹，2013（01）：57-62.
篇3
“创新杯”第五届全国未来飞行器设计大赛
获奖作品选登
号作品“狂战士无人战斗机”
成都飞机设计研究所十部
李劲杰、李桂生、杨智勇、张雷、周煜青、禹建军
狂战士无人战斗机是一款性能优异的的高超声速高隐身高机动无人战斗机。采用折叠翼尖与收放鸭翼相结合的变体鸭式无尾隐身布局，可高效兼顾亚声速高升阻比巡航和超声速突防对气动力的需求，也协调解决了亚声速隐身巡航和超声速飞行航向安定性对气动布局要求之间的矛盾，同时具备很高的机动飞行控制能力。采用耐高温吸波复合材料蒙皮，可满足马赫数3飞行时的防热要求，并降低全机红外特征信号；同时能有效吸收雷达波，降低全机RCS（雷达散射面积）。局部采用智能变形材料，可有效调节进气道鼓包和喉道，满足不同飞行速度下的进气要求；机翼前缘的智能变型材料可调节前缘半径，优化不同飞行速度下的气动力，提高升阻比。采用高度智能的飞机管理系统，同时布置有全方位的态势感知系统，以在高机动作战过程中，对敌我态势进行掌握，并自主决策攻击。配装一台高性能涡轮冲压发动机，推重比高、耗油率低，结合飞机变体技术，能使飞机轻松实现高超声速飞行，同时具有较大的作战半径。
点评专家简介
黄俊，男，贵州黔西人。曾在贵航集团（011基地）飞机设计所担任两个飞机型号的主管设计师。现为北京航空航天大学教授，博士生导师。主要研究方向为飞机总体设计，武器装备作战效能分析，武器装备隐身技术。
专家评语
无人战斗机是未来作战飞机发展的重要方向之一。“狂战士无人战斗机”综合利用隐身、材料、变形、推进、综合航电等成熟或可预期的先进技术，从气动布局、总体安排、结构布置、作战使用等方面精心构思，设计出一款性能先进、效能较高的未来战斗机概念方案，具有可行性高、飞行原理合理、创新性较强等特点，反映了作者对当前和未来先进航空技术的了解，亚、超声速多点巡航考虑也体现出作者扎实的飞机设计专业知识。不足之处是有效载荷稍小。
有问有答
he——小莫问：
请问图中歼20尾部凸起的黄色圆圈是什么？有什么用？
答：这个凸起的黄圈是打开的减速伞舱以及它里面的减速伞包。减速伞可协助缩短降落滑行距离，一定程度降低战斗机对跑道长度的要求，更有利于野战机场起降。
有读者短信问：
新闻说“第一代居民身份证自2013年1月1日起停止使用”，请问还能用一代身份证乘坐飞机吗？
篇4
判断一架飞机的好坏，需要用一些技术指标来衡量。这就要涉及到飞机的主要飞行性能指标。
飞机的主要飞行性能指标通常包括：飞行速度、航程（或航时、作战半径）、升限（理论升限和实用升限）、起飞着陆性能和机动性能。对于特殊用途飞机，还需要根据具体的设计技术指标给出额外的性能参数。当然，对一架飞机来说，起飞重量也是一项非常重要的技术指标，是讨论飞机飞行性能指标的基础。在实际应用中，如果不考虑起飞重量而只讨论飞行性能指标是不现实的。
上述这些主要性能指标同样适用于描述模型飞机的飞行性能。
1. 飞行速度
飞行速度是最为重要的飞机飞行性能参数，具体包括最大平飞速度、最小平飞速度和巡航速度。对于军用飞机来说最看中的是其最大飞行速度；而对讲究经济效率的民用飞机来说更多地衡量巡航速度。
（1）最大平飞速度
最大平飞速度是指飞机水平直线平衡飞行时，在一定的飞行距离内（一般应不小于3km）、在发动机推力最大状态下，飞机所能达到的最大飞行速度。它是一架飞机能飞多快的指标。
要提高飞机的最大飞行速度，一是要减小飞机的飞行阻力，另一是要提高发动机的推力。但应注意，随着发动机推力的提高，发动机本身重量和尺寸会随之增加，燃油消耗也会加大，并导致飞机重量和空气阻力增大。而且，随着飞行速度的增加，当速度接近于声速或超过声速时，飞机上将产生“激波”。此时，飞机阻力将急剧增加。因此，为了大幅度提高飞行速度，往往还需改变飞机的外形。
（2）最小平飞速度
最小平飞速度是指飞机在水平直线平衡飞行时，所能达到的最小飞行速度，这个速度的大小取决机的失速速度的大小。飞机在起飞时的离地速度和在着陆时的接地速度都不能小于此速度，否者就会出现失速。
（3）巡航速度
巡航速度是指发动机每千米消耗燃油量最小时的飞行速度。巡航速度显然要大于最小平飞速度而小于最大平飞速度。飞机以巡航速度飞行最经济，因此巡航速度通常也被称为经济速度。
测量飞机的实际飞行速度，往往可以采用空速计、GPS等方法。前者测量出来的是空速，后者测量出来的是地速。有关空速和地速的概念，将在后面详细介绍。
图1是一种常见的用于显示飞机空速的指针式仪表。其速度显示分为几个区，其中，绿色区域是安全飞行的速度区域，可以进行长时间飞行；黄色区域是大飞行速度的警告区，不宜进行长时间飞行；低于绿色区域的下限速度或高于黄色区域的上限速度都不允许进行飞行，前者会导致飞机失速，后者会导致飞机解体。
2. 航程
航程是衡量一架飞机能够飞多远的指标，为了追求大航程提高经济效率，在设计过程中要优化气动外形减小空气阻力，增大升阻比，减小燃油消耗率。航程通常用以表示运输类飞机能够飞多远（有时也用航时来衡量）。对于战斗机，由于完成作战后还必须返回原起飞场地，因此通常用作战半径来衡量其能够飞多远。为了增加作战半径，战斗机通常携带副油箱（图2），在飞行中优先使用副油箱，待箱中油料用完之后，可扔掉以减轻飞机的重量和阻力。
3. 升限
升限用来衡量飞机做水平飞行时所能达到的高度。由于空气密度的变化，随着高度的增加发动机推力呈下降趋势。当飞机达到某一高度，发动机已不再有剩余功率使飞机飞得更高，而只能在此高度维持水平飞行时，称这一高度为理论升限。在实际飞行中为了使飞机具有较好的操控性，不会使其刚好处于临界高度，一般取垂直上升速度为5m/s时的最大高度为实用升限。飞机的垂直上升或下降速度通常用如图3所示的升降速度表显示。
飞机通常不在升限附近工作，而是在低于甚至远低于升限的高度飞行。衡量飞机飞得多高，不同的场合往往采用不同的高度指标，如：绝对高度、相对高度、真实高度、标准气压高度。这几种高度之间的相对关系如图4所示。
（1）绝对高度：距实际海平面的垂直距离。
（2）相对高度：距选定的参考面（如起飞或着陆的机场地平面）的垂直距离。
（3）真实高度：距飞行器正下方地面的垂直距离。
（4）标准气压高度：距国际标准气压基准平面的垂直距离。
起飞着陆时通常使用起降场地的相对高度；执行低空飞行、轰炸、照相等任务时使用真实高度；空中交通管制分层飞行使用标准气压高度；飞行性能描述使用绝对高度等。
飞行高度的测量最常用的方法有气压测高、无线电测高、GPS测高等方法。图5是一种常用的指针式高度表。
4. 起飞、着陆性能
飞机的起飞和着陆是两个重要的飞行状态，起飞着陆性能的好坏有时甚至会影响到飞机能否顺利完成正常的飞行任务。起飞着陆性能指标可以概括为两部分：起飞和着陆距离；起飞离地和着陆接地速度。后者除影响起飞和着陆距离外，还牵涉到起降安全问题。
5. 机动性能
飞机的机动性是指飞机在一定时间间隔内改变飞行状态的能力。对机动性的要求，取决机要完成的飞行任务。对于战斗机而言，要进行空中格斗，对其机动性要求就很高。因在夺取空战优势时，飞机的机动性起着相当重要的作用，所以机动性是军用飞机的重要战术性能指标。而对于运输机，一般不要求在空中做剧烈动作，机动性要求就低。
6. 飞得最快、最高、最远
飞行器的发展、飞行器设计水平的高低往往可以用上述主要飞行性能表征。那么目前飞机的飞行速度、飞行距离、飞行高度能够达到多少呢？最大起飞重量能到什么程度呢？
（1）飞行速度最快、飞行高度最高的飞机
目前世界上飞得最快的飞机要属美国NASA的X-43A无人研究机（图6）。该机在2009年11月份的试飞中达到了9.6马赫的速度（即9.6倍声速）。飞得最快的已投入实用的有人驾驶飞机是美国SR-71“黑鸟”侦察机（图7），其创造了3.2马赫的速度。飞得最快的仅限于试验的有人驾驶飞机是美国的X-15A（图8）。在上世纪60年代，X-15A先后创造了飞行速度6.72 马赫、飞行高度108000 米的速度与升限的世界记录，它的试验飞行几乎涉及了高超声速研究的所有领域，并为美国后来“水星”、“双子星”、“阿波罗”载人太空飞行计划和航天飞机的发展提供了极其珍贵的试验数据。
就飞行高度而言，美国的“太空船二号”（图9），可以在太空亚轨道上飞行，其设计轨道高度为160～320千米，但出于安全考虑，初期只打算飞到100多千米高度。该飞行器可供游客体验太空失重的感觉，不过价格不菲。
（2）飞行距离最远的飞机
“维珍大西洋环球飞行者”号（图10）是目前世界上最新的可实现中途不着陆环球飞行的飞机，堪称飞行距离最远的飞机。2005年3月3日，美国冒险家史蒂夫·福塞特驾驶“维珍大西洋环球飞行者”号实现了单人、不间断、中途不加油的环球飞行记录，历时约76小时。而早在1986年12月，美国人迪克·鲁坦和珍娜·耶格尔两人曾驾驶“旅行者”号飞机完成了史无前例的中途不加油、不着陆环球飞行壮举，历时9天3分44秒。值得一提的是，这两种环球飞机都出自美国飞机设计师伯特·鲁坦之手。
（3）起飞重量最大的飞机
目前世界上起飞重量最大的客机是欧洲空中客车公司的A-380（图11），最大起飞重量550吨，堪称“巨无霸客机”。起飞重量最大的运输机是苏联安东诺夫设计局（现乌克兰安东诺夫设计局）研制的安-225（图12），最大起飞重量600吨。图13为这两种大型飞机和波音747客机的尺寸对比图。
十七、飞机的飞行速度
飞行速度是飞机在空中飞行中最为关键的参数，因为根据升力的产生原理，若飞机没有相对于空气的速度则不能产生升力，也就无法实现在空中飞行。
1. 地速与空速
飞机的飞行速度通常可以用地速和空速来表示。所谓地速是指飞机飞行时相对于地面的速度，通常用加速度积分的方式或GPS的方式进行测量。所谓空速是指飞机飞行时相对于空气气流的速度，可以用气压式空速计测量。两者之间的差异在于风速。当飞机顺风飞行时，地速大于空速；当飞机逆风飞行时，空速大于地速。
气压式空速表是一种通过感受压力来间接测量相对气流速度的仪表。一般在飞行器的前端，都有一根细杆，它就是空速管（图14）。空速管的正前端开有总压孔，在稍后面垂直侧壁方向开有一圈静压孔。总压孔和静压孔分别与两个压力传感器相连，或与气压测量膜盒相连。空速管正对气流时，前端气流形成驻点，速度为零，这点的气压是总压；侧壁的静压孔因其与气流方向垂直，感受到的压力与气流速度无关，为大气静压。
根据伯努利方程，动压等于总压减去静压，即
其中：代表动压，ρ为空气密度，υ为相对于空气的速度，P代表静压。
静压是指流体在流动过程中，流体本身实际具有的压力，即运动流体的当地压力。对机来说，飞机静压是指该飞行高度上未受飞机扰动时的大气压力。飞机的动压是指空气以速度流动时由流速产生的附加压力。根据动压的表达式，再知道了当地的空气密度就能求出空速，而空气密度则可以根据空气密度和高度的函数关系求得。
2. 马赫数
前面已介绍过，空气有一个特性——压缩性。而为了考虑空气的压缩性，就必须考虑声速这个因素。声速会随周围介质密度的改变而改变，而空气密度则随高度变化，因此不同高度的声速也不一样。声速越大，空气就越难压缩。另一个应考虑的因素是飞行器的运动速度。运动速度越大，则施加给空气的压力就越大，空气被压缩得也越厉害。由此可见，空气被压缩的程度，与声速成反比，而与飞机飞行速度成正比。因此，要衡量空气被压缩程度的大小，可以把这两个因素结合起来。这就是经常会提到的马赫数（Mach Number），通常以Ma来表示，即
式中：υ表示在一定高度上飞行器的飞行速度；a则表示该处的声速，空气中的声速随高度的变化而变化。
马赫数是衡量飞行过程中空气被压缩程度的一个指标。马赫数越大，空气被压缩得越厉害；而马赫数小到一定程度则可以忽略空气的压缩性。根据马赫数Ma的大小，可以把飞行器的飞行速度划分为如下区域：
Ma≤0.4为低速飞行
0.4
0.85
1.15
Ma>5.0为高超声速飞行
Ma在0.4以下的低速飞行范围，可以不考虑空气压缩性的影响，也就是说，可把空气密度看成是不变的不可压缩流体来做理论分析。而随着Ma的增大，空气压缩性的影响逐渐明显，进而必须考虑。
Ma在0.4～0.85时，压缩性对飞行的影响只有量的变化，无质的突破。
Ma在0.85左右时，飞行器表面气流的局部流速可达到声速，开始出现激波（一种独特的流动现象，实际上是受到强烈压缩的一层薄薄的空气，有关激波的详细情况，感兴趣的读者可以参阅相关书籍）。随着Ma的增大，超声速区域逐渐扩大，一直持续到Ma等于1.15左右，流动呈现亚声速和超声速共存的局面。在Ma为0.85～1.15的跨声速飞行区域内，气流分离现象严重，空气阻力剧增，飞行稳定性变坏。
当Ma超过1.15以后，整个流场都达到超声速，流动的性质与亚声速相比有本质上的不同。
Ma大于5.0的飞行称为高超声速飞行，飞行器前缘由于气流受到强烈压缩，会出现温度达数千摄氏度的激波层。这样高的温度会使周围的空气分子分解甚至电离，给飞行器的设计和制造带来许多新问题。
3. 声障、热障
飞机诞生初期，飞行速度并不快，都处于低速飞行范围。但随着需求的不断提高，飞机的速度越来越快。到20世纪40年代，采用活塞发动机的飞机，平飞速度达到了每小时七百多千米，俯冲时其速度接近声速。此时，飞机会发生剧烈的抖振，变得不稳定，几乎失去操纵。有时抖振太剧烈会使飞机结构发生破坏，造成飞机失事。这种现象就是“声障”。“声障”是在飞机速度不断提高的过程中遇到的第一个关口。为了突破声障，必须在飞机设计方面采用一些特殊措施以减小激波阻力，最有效的设计就是采用后掠机翼。世界上第一架突破声障的飞机是美国的X-1研究机（图15），驾驶这架飞机的是著名飞行员耶格尔，当时这架飞机飞行速度达到了1.06倍的声速。
当飞机突破声障进入超声速飞行时，所形成的激波传到地面会形成如同雷鸣般的爆炸声，这就是所谓“声爆”现象。声爆过大可能会对地面的居民和建筑物造成损害。“声爆”强度与飞机的飞行高度（强度随着离开飞机的距离增加而减小）、飞行速度、飞机重量、飞行姿态以及大气状态等都有关系。为防止噪声扰民和“声爆”现象，一般规定在城市上空10km的高度之下不得作超声速飞行。飞机在空气湿度较大的海上进行超声速飞行时，空气中水蒸汽还会由于斜激波的作用产生如图16的圆锥形雾团。
飞机突破“声障”以后，随着速度的进一步提高，又遇到了一个新的关口，这就是“热障”。当飞机以超声速飞行时，其表面附面层中的空气因受到强烈摩擦阻滞和压缩，速度大大降低，动能转化为热能，使飞机表面温度急剧增高。如飞机以Ma为2.0在同温层飞行时，头部温度可达到120。C；当飞行速度提高到Ma为3.0时，头部温度可达到370。C。此时，作为飞机主要结构材料的铝合金，由于其材料性能随温度升高急剧下降，不能在如此高温环境下长期工作，因此会造成飞机结构的破坏。
气动加热可使结构强度和刚度降低，飞机的气动外形受损，危及飞行安全。这种由气动加热引起的危险障碍被称为“热障”。世界上第一架突破热障的飞机是美国的X-2（图17），驾驶这架飞机的飞行员是阿普特，当时的飞行速度达到了3.2倍声速，不幸的是在完成这次突破后，意外地发生了机毁人亡的事故。图18是“阿波罗”登月飞船指挥舱再入大气层时的表面温度，从图中可以看出，此时飞船的表面温度已经非常高了。
在飞机其他表面，温度虽然比机头的低些，但由于空气粘性的作用，附面层内气流流速受到滞止，表面温度也是相当高的。因此，机内设备、人员也需要隔热、防热。由于人所能承受的温度最高大约是40。C，而飞机上的设备如无线电、航空仪表、雷达、橡胶、有机玻璃、塑料等其工作温度一般也不超过80。C。因此如何保护机内人员、设备不受伤害，也是应对“热障”时需要解决的重要问题之一。
目前解决热障的方法主要有：使用耐高温的新材料如钛合金、不锈钢或复合材料来制造飞机重要的受力构件和蒙皮；用隔热层来保护机内设备和人员；用水或其它冷却液来冷却结构的内表面等。如美国SR-71飞机，93%的机体结构采用钛合金，就顺利地越过了热障，当时创造了3.3倍声速的世界纪录。
4.气动外形决定飞行速度
飞机从其诞生至今已经有一百多年的历史了，发展了形形的式样。有的飞机飞行速度较小，也就二三百千米/小时；而有些飞机飞行速度则非常大，甚至可达到几倍声速。那么如何从外形上区别低速飞机还是高速飞机呢？
低、亚声速飞机和超声速飞机由行速度不同，飞行时产生的空气动力也有较大差异。为了获得较好的气动外形和飞行性能，低、亚声速飞机和超声速飞机在外形上有很大不同，主要体现在以下几个方面。
（1）机翼展弦比大小的不同：低、亚声速飞机（图19）机翼的展弦比较大，一般在6～9之间，梢根比也较大，一般在0.33左右；而超声速飞机（图20）机翼的展弦比较小，一般在2.5～3.5之间，梢根比较小，在0.2左右。
（2）机翼后掠角大小的不同：低速飞机常采用无后掠角或小后掠角的梯形直机翼，亚声速飞机（图21）的后掠角一般小于35。；而超声速飞机（图22）通常为大后掠机翼或三角机翼，前缘后掠角一般为40。～60。。
（3）翼型和机头头部形状的不同：低、亚声速飞机的机翼翼型一般为圆头尖尾（图23），前缘半径较大，相对厚度也较大，一般在0.1～0.12之间；而超声速飞机机翼翼型为小圆头或尖头（前缘半径比较小，图24），相对厚度也较小，一般在0.05左右。机头头部形状也和翼型头部形状的规律相似。
篇5
飞机们自然不考语文数学,它们考些啥呢?先来看看这三关!
钻进狂风洞,看谁更“拉风”
飞机考试的第一关是考外形,这不是“以貌取人”吗?没错,虽然“以貌取人”是不对的,但是“以貌取机”却绝对正确。用飞机设计师的话讲:飞机的什么最重要?第一是外形,第二是外形,第三还是外形。尤其是对军用飞机来说,长得“帅不帅”几乎决定后面的一切。飞机为啥这么在乎自己的长相呢?因为飞机的外形越接近流线型,在飞行中受到的阻力就越小,越能飞得更快、更敏捷、更省油。
可飞机的用途多了,不同种类的飞机长得都不一样,到底长成啥样才算帅飞机呢?这得考官风洞说了算。风洞,顾名思义就是一个会吹风的洞。听着挺简单,其实挺复杂。不过说白了就是在洞里安几个大风扇,扇出达到声速甚至数倍于声速的气流,对着安放在洞里的飞机猛吹。飞机在这样的狂风中和它在天空高速飞行时遇到的风是一样的。在这样“完全仿真”的环境里检测出飞机受到的阻力、机翼产生的升力是不是合乎要求。然后就可以根据风洞试验,给飞机做“整容手术”,把它整成“拉风”的帅飞机。
为了更真实地模拟飞机在高空遇到的各种复杂情况,风洞也相应的有很多种类型。低速、高速、超声速、高超声速等各种风洞,风速从几十米/秒到十倍于声速一应俱全。有了风洞,飞机呆在地面上就能测试出怎样的外形最适合飞行,比直接上天去测试安全多了。
要“拉风”,不要“拉冰”
长相过关后,还有一项重要的考试内容:抗冻!飞机也怕冷吗?那当然!要知道高空的气温比地面低多了,零下几十度是司空见惯的。飞机在穿越云层时,常常会遇见冷气流,要是水蒸气在飞机冰冷的外壳上凝结成冰,那可就危险啦。越结越厚的冰会让飞机越来越重,更危险的是,结冰后相当机的外形被改变,尤其是机翼的形状最关键,很容易让飞机失去升力。据研究,只要机翼的前缘有半寸结冰,就能让飞机失去一半的升力,并增加相同数量的阻力。一般情况下,只要结冰时间达到两分钟就会导致飞机坠毁!所以飞机必须有合格的“供暖”设备,保证不让机身上的水汽凝结成冰才行。
因此,飞机还必须要进入试验室,在模拟的高空寒冷结冰环境中,测试抗冰性能。
东拉西扯,连摇带压
这项考试是为了看飞机的身子骨儿结实不结实。给飞机全身都连接上施力点,这些点有的给飞机施加压力,有些给飞机施加拉力,让飞机所受的力达到了机身能承受的极限,然后测试出飞机在受到多大的力时才会解体。这项考试同样很重要,要知道,即使是一架相对较轻的战斗机,在全副武装后,体重也会增加到30吨以上,再加上战机必须在空中高速飞行、快速转弯,因此飞机所要承受的外力大得惊人,要是骨架不结实,非得在空中散成零件不可。
篇6
关键词：超声波传动链内联传动链传动误差
中图分类号：TM910 文献标识码：A
包装精度差成了提速的主要障碍。其次的缺陷是提速后运行不稳定，因为输送时经常出现颤动扯断了薄膜纸并形成薄膜纸走偏，走偏后的薄膜纸包不住电池需停机调整。还有故障率高等。为了弄清其原因我们对日本原装机的结构、原理进行分析。原装机的结构、原理简介如下；
1 薄膜打孔机构：功能为在平铺的薄膜纸上打上一排邮票孔，待包裹电池后热缩将其扯断，以达到连续包裹后再每对分开的目的。
2分对机构：功能为把连续排队的电池通过分对盘每两只、两只分开，并用滚子链上的分隔销固定后送入薄膜纸包裹。
3 薄膜套包裹电池搓送机构：功能为将平铺薄膜纸通过导向器卷成薄膜套筒，同时包裹住两只、两只分开的电池，接着用两旁搓送带夹住搓动传送。
4超声波焊接薄膜装置功能为用超声波焊接包裹住电池的薄膜套并切除余边。
5热缩装置：功能为将包裹住电池的薄膜套在邮票孔处热缩扯断分开，接着热缩分开后单独包装的薄膜套以紧裹电池。
6差速机构：为了使每对电池能置于薄膜套的两排邮票孔中央，分对机构的传动链中还设置了差速机构，调整差速机构可使电池位置在薄膜套内左右移动，达到居中。
包装电池过程中的误差分析计算如下：（部分过程省略）
打孔刀轴的总转角误差、及其对应的工作长度误差：
电池分对销轮轴的总转角误差、及其对应的工作长度误差：
搓动电池套轮轴的总转角误差、及其对应的工作长度误差：
式中； l■是打孔刀轴产生的工作长度， l■是电池分对销轮轴产生的工作长度，l■是搓动电池套轮轴产生的工作长度，已知3工作轴在包裹一对电池所产生的工作长度等；
第一条内联传动链（打孔刀轴-电池分对销轮轴）产生的工作长度误差
第二条内联传动链（打孔刀轴-电池套搓轮轴）产生的工作长度误差
每对薄膜套包裹电池的误差是由第一条内联传动链产生的工作长度误差l■和第二条内联传动链产生的工作长度误差l■组成；
即原装机薄膜套与电池总误差：
是un传动副产生在No：n轴上转角误差。u4、u5、u6、u7、u8、u11、u15是速比接近的
滚子链传动副，近似认为；
u2、u9、u11、是齿轮传动副，齿轮传动副产生的转角误差比滚子链传动副产生的转角误
要小很多，近似计算可忽略；
是曲柄转动导杆传动副，其产生的转角误差与滚子链传动副产生的误差接近，亦可近似；
最后得；
以上误差计算看出，原装机薄膜包装电池的综合误差相当大，实际的包装也确实如此。
特别是提速后，由于滚子链条的载荷加大，滚子链的长度变化增大，各滚子链传动副的误差随之增大。实际上，当时的每对包裹套电池的的误差综合经常出现 l■﹥0.5mm。造成超差。当时为了解决此问题，通过勤调整滚子传动链的张紧轮、采用高级的进口链、进口轴承、差速箱齿轮提高精度等级等手段来改善。但收效甚微。2005年我们开始对大号对装机进行改革。
改革目的主要是提高速度后保证传动精度及保持运行的稳定性，主要的改革如下：
1根据内联传动链的设计原则，缩短传动链是最有效提高传动精度的方法。由于滚子链传动副传动精度较低，应尽量减少用其传动。各部分的传动比由齿轮实现后，由滚子链1次传递到各部分的工作位。提高精度的同时降低制造成本和提高运行的稳定性。
2 原装机的结构是大号电池和3号电池可互换使用的，因此增加了结构的复杂性。但实际生产中根本不可能实现互换。故改为专一的大号电池使用。
3 曲柄转动导杆传动副的间隙较大，形成传动误差较大。根据多年的经验，认为其作用不大，接着在1台机上拆去做试验。后证实曲柄转动导杆机构对薄膜打孔完全无作用，并因其产生链条的抖动，较大地影响了其对应部分的使用寿命，故取消。
4 原有的薄膜纸输送筒在较早时期的使用中，发现根本不起作用，反而对薄膜的传送造成影响，90年代已经停用。其存在增加了传动的复杂，故取消。
5 对差速箱内用滑动轴承部分全部改为滚动轴承，使其减少了传动过程中的阻力。
6 对超声波换能器工作嘴位对应的砧轮支撑轴承加大了刚性、各输送槽高低、左右位置改为可调、改善了热缩炉的风路机构等。
其内联传动链的误差分析如下；
第一路到打孔刀轴；由No：3开始，经u2，u8，到No：8。第二路到分对销轮轴；由No：3开始，经u7，u9，到No：9。第三路到电池套搓轮轴；由No：3开始，经u5，u10，到No：10。其误差分析过程同前。
得出改进后套与电池总误差；
即改革后电池包装薄膜套的误差只是原来的57.7%，实际的测量还小于此。
超声波高速电池包装机改革后有以下的改进：
1 包装速度有了较大的提高，改革前是650只/分，改革后，在各种指标都优于原来的状态下，速度普遍已超1000只/分，性能较好的达1050只/分。提高超过50%。
2 在速度高于1000只/分的状态下，精度指标有了较大的提高，电池与薄膜套不对中的问题得到了彻底的解决，改革后的机在使用2年后 ≤0.25mm，大大小于质量公差要求。
3 简化了结构，减少了多余的机构，节约了制造成本，传动系统显得简单、整洁。使维修、保养变得方便。因传动副减少，特别是滚子链传动副[2]的减少，在提速后噪音比原来还要小。
4 提高了使用的稳定性，改革前故障率非常高，设备利用率只有90%左右，5台机配备了2个维修工，改革后的设备利用率达98%，同时解决了薄膜纸扯断、走偏的问题。并且大部分故障由操作工本身解决，没有配备专职维修工。
超声波高速电池包装机的改革取得了较大的成功，其结构简单成本低廉却产生了较大生产效益，目前其生产速度位居全国同行业之首，并已向厦门电池厂、郁南永光集团等提供了多台。深受同行的欢迎。
参考文献
篇7
关键词：计算流体力学；软件；流体力学教学
中图分类号：G642.41 文献标志码：A 文章编号：1674-9324（2016）11-0248-03
一、引言
英国著名教育学家J.K.Gilbert教授在其组织编著的“Visualization：Theory and Practice in Science Education”一书别强调：可视化技术在现代科学教育教学中的应用是一个亟待深入研究的问题[1]。Gilbert教授从认知模型的角度考虑了可视化在宏观、亚微观和符号层面认知中的作用，讨论了照片、示意图、图表等可视化技术在科学知识描述中的功能。本文在总结“流体力学”、“空气动力学”和“计算流体力学”教学内容以及“飞行器部件空气动力学”教学经验的基础上，结合参考文献[1]中的教学思想，系统探讨计算流体力学（CFD）可视化技术在流体力学课程教学中的应用。
CFD是采用计算机模拟流体流动及相关现象的一门科学，主要涉及物理、数值数学和计算机科学等学科。CFD的应用历史可追溯到上个世纪70年代，理论研究的历史则更早一些。随着计算机技术的发展，CFD所能求解问题越来越复杂，最早是求解简化方程控制的跨声速流动，到了80年代初就可以求解二维或三维的Euler方程，随后Navier-Stokes方程的求解也成为可能。经过本世纪近十年来的快速发展，CFD技术基本成熟，相应的软件被广泛的应用于航空、航天、汽车、船舶、生物、材料、气象、海洋以及石油工业等领域。
在应用需求的牵引下，目前大部分CFD软件都已经具有非常友好的人机交互界面，不仅能够以一定精度计算流体运动控制方程、模拟复杂的流体流动，更能够通过一定的可视化技术显示所计算流场的空间结构和时间演化特征。因此，流体力学本科与研究生教学中涉及的诸多基本概念、一般规律和关键问题等，都可以结合CFD软件进行直观而科学的探讨。
二、基本概念的解释
在传统的教科书中，流体力学中的基本概念，如流场、梯度、散度、旋度、流线、迹线、点源和偶极子等，常常采用一定的数学公式或抽象语言来描述，这对学生理解实际的流体流动问题是十分不利的。借助于CFD软件，上述概念可以采用云图、矢量图和等值面等十分直观的显示出来，下面举例来说明。
标量场可采用云图来显示，所谓云图就是采用不同的颜色对应不同的标量数值。图1所示为利用云图显示喷管流场中马赫数的分布情况，其中黑色到白色的渐变表示马赫数从0.1变化到5.0。由喷管内部流场中颜色的分布可以看出，喷管内部马赫数从左到右是一直增加的。这样一种显示方法不仅直观的显示了什么是流场，更从物理上说明了流场中马赫数的变化规律。
由于矢量既有大小又有方向，矢量场不能像标量场那样仅仅以颜色的变化来区分。在CFD中矢量一般用具有一定长度的箭头来表示，箭头的方向对应矢量的方向，箭头的长度代表矢量的大小。图2所示为喷管内部速度矢量场，由图可以看出流场中每个点处的速度相对大小和方向，很直观的表示了喷管内部气体逐渐加速的过程。图3所示为喷管内部流线，每条曲线表示定常流动条件下流体质点在喷管中的运动轨迹，同样直观的表现了喷管的流场结构。
在流体力学教学中经常会从简化的模型出发，讨论理想状态下的流动问题，如点源、偶极子等的流动。这种流场在现实中是不存在的，通过电磁学或其他方式类比来显示相应的结构往往也不够直观。借助于CFD软件则可以很容易地通过求解简化的控制方程，得到理想状态下的流场，然后通过可视化技术实现三维、动态的流动演示。随着CFD技术的越来越成熟，大部分流体力学教学中涉及的基本概念、假设等，均可以通过CFD可视化的方式展现给学生，改变传统教学方法，提高教学质量。
三、流体力学基本物理现象的演示
CFD软件是通过求解不同初、边值条件下的流动控制方程来研究流体运动特征，能够客观地反映流体运动的物理规律。因此，在流体力学教学中，很多关键物理现象，如边界层、激波、射流、混合层、卡门涡街等，也可以通过CFD技术进行分析，并通过可视化的方式展现给学生。
在流体粘性的作用下，绕流物体表面一般都会存在紧贴物面非常薄的一层区域，这层区域被称为边界层。边界层概念的提出是流体力学发展史上里程碑式的事件[3]，然而在流体力学教学中往往很难把边界层的重要性讲清楚。借助于CFD软件，可以直观地观察水流、气流中边界层的形成过程及其差别，通过显示边界层速度剖面的形状解释边界层如何影响流场结构，如图4所示。从图中可以很明显地看出壁面附近气流速度的降低，体现了气体的粘性效应在近壁附近的作用。
激波是超声速流动中广泛存在的流场结构[4]，采用CFD技术可以模拟各种类型的物体绕流，显示对应的正激波、斜激波和弓形激波等现象，从不同的角度加深学生对激波这一物理现象的理解。射流、混合层和卡门涡街同样可以通过适当的CFD技术模拟，甚至可以显示其中非常精细的流场结构。图5所示为混合层涡结构的CFD数值模拟结果，由图可以看出混合层流动的失稳过程，类似的数值模拟结果对流体力学专业高年级本科生和研究生教学是大有助益的。
四、流体力学应用问题分析
在流体力学专业的研究生教学中，常常会涉及生物流体力学、飞机空气动力学、环境流体力学、化工流体力学、汽车空气动力学等一系列应用流体力学课程。CFD软件在工业上的广泛应用为这些课程的教学提供了大量的素材。图6、图7和图8所示为鳗鱼[5]、高超声速飞行器和F1赛车绕流流场的CFD数值模拟结果，从中可以分析绕流物体的流动和受力特征，探索隐藏在背后的物理规律，加深学生对问题的理解。
五、小结
CFD软件在流体力学课程教学中有着非常广泛的应用前景，本文以具体实例展示了CFD软件在流体力学基本概念解释、基本物理现象演示和应用问题分析方面的关键作用。通过在教学中恰当的应CFD软件，可以有效地增强学生的学习兴趣，提高教学质量。
参考文献：
[1]J. K. Gilbert，M. Reiner，M，Nakhleh，Visualization：Theory and Practice in Science Education，Springer Science+Business Media B.V. 2008.
[2]J. H. Spurk，N. Aksel. Fluid Mechanics，Springer-Verlag Berlin Heidelberg，2008.
[3]G. E.A. Meier，K. R. Sreenivasan，IUTAM Symposium on One Hundred Years of Boundary Layer Research，Springer，2006.
篇8
关键词：航天器；轨道发射；卫星
中图分类号：V412.4 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2017）06-0248-01
1 现代航天发射卫星的基本原理
现代航天器发射基本采用三级运载火箭方式，其中一级火箭可以在发射后120至160秒的时间内将二级＼三级火箭以及卫星（以下简称航天组合体）推送出大气层，然后与航天组合体脱离，昂贵的一级火箭坠落大海成为残骸。
2 存在的主要问题
以5号运载火箭为例，火箭总重834吨，一级火箭重784吨，占总发射重量的90%以上；而火箭最大任务载荷仅有23吨。由于发射方式的低效，导致发射卫星非常昂贵；低轨道小型卫星的发射费用在2000万美元以上，高轨道大型卫星的发射费用则可达到数亿美元，其中一级火箭可占到总发射费用的80%以上。美国SpaceX公司“猎鹰9号”火箭的制造成本高达6000万美元，燃料成本仅为20万美元。通常太空公司的每一次发射任务，都需要花费数千万美元生产全新火箭。如果能找到一种廉价可靠的发射方式替代目前的三级运载火箭中的第一级，将为人类开辟进入太空的捷径。
3 美国人的解决思路
美国SpaceX公司提出了一级火箭在完成发射任务后通过动态控制成功落回地面的回收技术，希望能达到一级火箭安全回收的目的，然后只需对一级火箭进行翻修，重复灌入燃料，即可执行多次发射任务，从而大大降低火箭的发射成本。但究竟能降低多少成本呢？且不说火箭回收是一件高风险的任务。从理论上讲，“猎鹰9号”在飞行时经历了大幅的温度变化，而且要承受极高的压力和振动等环境中的诸多极端因素的影响。这些因素都会对火箭本身造成磨损，所以，回收之后的火箭或许需要进行维修和更新，才能再次执行发射任务。翻修火箭引擎往往成本高昂。如果翻修时间太长，SpaceX就无法频繁地发射。从以往航天发射案例中也可看到翻修成本是航天飞机成本高昂的主要原因之一。航天飞机使用巨大的一次性燃料箱和两个可以重复使用的火箭助推器完成发射。一旦完成太空任务，航天飞机可以像飞机一样在返回地面。航天飞机的可反复使用设计是为了节约资金，因为除了外部燃料箱外，其他的组件都可以反复使用。“可惜的是，并没有达到预期效果。”美国宇航局委员会成员兼航前天飞机项目主管维恩・海勒（Wayne Hale）表示，“这是一台极其复杂的设备，需要进行大量翻修才能再次升空。”航天飞机的主要引擎经过几次发射之后必须更换。这种飞行器还需要在两次任务之间展开许多检修。另外，在从海洋中回收之后，其火箭助推器也需要不断更新，而且每次都要使用新的外部燃料箱。总体而言，这将把每次发射任务的成本推升到4.5亿至15亿美元之间。
4 利用轨道发射卫星的基本设想
解决卫星发射的最重要的是能否不使用一级火箭，由一种方式将航天组合体加速到一定的高度和速度。
本文认为可以采用现代航母电磁弹射飞机的思路，在长距离轨道上运行装载航天组合体的列车以常规动力先将航天组合体加速到一定的速度和高度，在轨道末端航天组合体的运载火箭点火，与发射轨道脱离，进入太空；运载列车反向刹车，逐步返回发射起点。
具体方式如下：
（1）在一座海拔6000米以上的高山内修建一个长达100km的斜坡隧道，内部铺上轨道，轨道末端敞口于山体反斜面，轨道仰角可达60度，见图1。
（2）航天组合体先由发射列车采用电磁推力或航空发动机以5g到6g均匀加速，在轨道末端，火箭点火脱离轨道进入太空。由于轨道长达100km，发射列车可获得近57秒的运行时间，航天组合体可获得3400m/s的初始速度和6000m左右的初始高度，这样只需两级火箭就可将卫星送入地球轨道。
5 基本理论计算
根据齐奥尔科夫斯基的理想火箭推进公式
V-V0=Vtln（m0/mk）
式中V为火箭在喷射完全部可喷射物质时的瞬间速度，V0为火箭起飞速度，Vt为火箭发动机喷口气体喷射速度，mk为火箭结构质量，m0为火箭结构质量+全部可喷射物质。
现代火箭发射时，由于V0=0，在现代技术条件约束下火箭发动机喷口气体喷射速度Vt可视为常数，因此要想获得更大的飞行速度，只能依靠更大的m0/mk之比。
已知第一宇宙速度为7900m/s，设Vt为3000m/s；当V0=0时，要求ln（m0/mk）>=（7.9/3），火箭才能达到第一宇宙速度。此时不难计算出m0/mk要达到14以上。
如果V0=3400m/s，则ln（m0/mk）>=（（7.9-3.4）/3），此时m0/mk只要达到4.5以上，就可使火箭达到第一宇宙速度。如果换算到发射23吨的卫星，则火箭总重只需达到120吨即可。
6 风险与优点
6.1 风险
6.1.1 l射列车的动力问题
发射列车的推动方式可以选择的方式包括航空发动机推送或电磁弹射为基本方式，现代双发重型战斗机的重量大约是45吨以上，航空发动机可以产生使其达到7～8g加速度的推力，考虑到航天组合体的总重可达120吨以上，载荷可达20吨以上，因此使用4-6个航空发动机作为基本推力是适合的。电磁弹射的优点是不用装载燃油，电能更加便宜且不产生污染，但长距离电磁弹射技术较为复杂，近期难以成熟。
6.1.2 发射列车的运行方式
发射列车的运行方式较为复杂，由于发射列车运行的末期速度高达10马赫，因此如何保证发射列车在轨道上的平稳运行是发射成功的关键。磁悬浮技术可能是解决问题的一个理想方案。
6.1.3 高速运动中的火箭发射技术
由于火箭在隧道内高速奔驰时，最高速度可达10马赫，此时火箭会受到巨大的空气阻力，可以通过密封隧道并抽成近似真空解决此问题；但在火箭从隧道口脱离轨道时，仍然会遇到巨大的空气阻力，如何克服这一阻力是轨道发射卫星必需解决的难题。
6.2 优点与前景
采用轨道助推发射火箭的方式将完全取消一级运载火箭，没有火箭回收和翻新火箭的费用和风险。发射列车在脱离火箭后制动刹车，可在完整安全回收后多次使用，加上推进动力使用电力或燃油动力，因此发射费用低廉。
发射准备工作快，一次发射完毕后，只要检查轨道和发射列车的技术状态正常就可以进行下一次航天发射。相信在克服具体工程难题后，这一发射方式将成为今后卫星发射的主要方式。
如果以轨道发射卫星的方式得以实现，人类将进入大规模开发太空的时代，发射卫星费用将大幅降低，建设新一代空间站甚至太空城都将成为可能；太空旅游也将不再是极少数富豪的专利，普通人花个几十万完成一次太空旅行将成为可能；在太空中组装前往月球、火星探险的庞大飞船也将不再是难事。
参考文献
[1]方群，李国新.航天飞行动力学[J].西北工业大学出版社，2015.
篇9
航天技术是研究太空科学、进行资源开发与应用的综合工程技术，是高技术密集的尖端科学技术［1-2］。航天复合材料与结构是保障航天器在轨服役、高速再入和安全返回的关键技术之一，其涉及高温和超高温、强辐射、高真空、微重力等极端环境，具有显著的多学科交叉特点。由于航天复合材料产品结构复杂、工作条件和服役环境特殊，与传统复合材料的结构和性能存在较大的差异。欧美等国一直把航天复合材料作为国家的基础技术和关键技术大力发展，安排了系列研究［3-4］。近年来，国绕新一代飞行器的快速发展开展了新一轮的材料技术创新驱动研究，例如X-43A、HTV-2、X-37B、X-51A等飞行器的成功飞行［5-8］，标志着国外热防护复合材料技术已经进入了崭新的发展阶段。纵观国内外最新航天器的发展现状，航天复合材料总体发展趋势是耐高温、轻量化、低成本和多功能化，而材料微结构设计、材料体系和制备方法创新发展将在未来航天复合材料的发展中发挥不可或缺的主导作用。本文总结了国内外航天器轻质防热复合材料及轻质结构的发展现状，并以新型超轻质“雾凇结构”防隔热复合材料和充气式再入减速器热防护材料为重点，介绍了近年来我国相关领域的进展，最后对航天复合材料与结构的未来发展趋势进行了探讨。
2超轻质烧蚀型高效防隔热一体化材料
烧蚀防隔热材料是经典的热防护方法，通过相变和物质消耗起到防热作用，可用于高焓高热流环境。尤其是深空探测航天器以第二宇宙速度再入的热环境特征是峰值热流密度大、焓值高、压力低和再入时间长，要求防热材料及其构件具有低密度、耐高温、低热导率、低烧蚀量和高热阻塞效应的特点［9］。针对深空探测航天器对耐超高温防/隔热材料一体化材料需求，国内外研究机构相继研制出了系列具有“超轻质、低热导率、耐高温、微烧蚀”热防护材料并成功通过飞行验证。例如美国阿波罗(Apollo)计划采用了AVCOAT热防护材料(平均密度为0.55g/cm3)，以酚醛玻璃钢蜂窝增强环氧-酚醛、石英纤维和空心微球的结构形式，这种中密度材料40年前成功应用于A-pollo热防护结构［10-11］。其改进型被选为OrionCEV热防护材料，改进后的Avcoat材料所累积的试验数据较少，主要集中于评价它与成熟Avcoat材料在性能上的一致性［12］。值得注意的是，近年来NASAAmes研究中心开发了新一代低密度烧蚀材料即酚醛浸渍碳烧蚀体(PICA)。PICA以FMI公司生产的纤维状碳基隔热材料为增强体，浸渍酚醛树脂而成，密度为0.24～0.32g/cm3，成功用于高速再入的星尘号试样返回舱热防护系统中，经受了峰值热流密度12MW/m2、总加热量365MJ/m2的再入热环境［13-19］。PICA曾是OrionCEV除改进型Avcoat外的TPS候选材料，还作为MSL的迎风面防热材料成功登陆火星［20］，并作为主要防热方案应用于SpaceX公司龙飞船热防护系统，这种新型轻质防/隔热材料曾被评为2007年美国宇航局年度发明奖［21］，密度仅为传统隔热材料的1/5，能瞬时抵抗高达2700℃的高温，是集耐烧蚀-承载-隔热于一体的新一代热防护材料［22］。而国内目前通过探月三期再入返回飞行试验器的“半弹道跳跃式再入”方式返回地球，验证了由月球高速再入情况下的中密度防热材料与技术，但对这类纤维状基体增强树脂类超轻质烧蚀材料的研究还处于初期阶段，既没有形成完备的材料体系，更没有完成验证飞行的报道。
2.1微结构设计和力学性能
经过调研国内外研究进展，哈尔滨工业大学提出了新型超轻质具有“雾凇结构”(图1(a))防隔热复合材料用于极端环境再入防热的构想，并进行了典型热环境考核试验。图1(b)为自制的网络碳骨架微观结构，纤维之间通过特种玻璃碳相连以提高强度和刚度［23］。通过自制特种改性酚醛树脂的结构改性，并进一步浸渍和充填碳骨架(图1(c))，制备的碳骨架增强酚醛树脂具有比表面积大、孔隙率高、热导率和密度低的特点，集烧蚀防热和隔热于一体的新型超轻复合材料。图2为四种密度的碳粘结碳纤维骨架材料压缩测试的典型应力-应变曲线。从图中可以看出，碳粘结碳纤维骨架材料具有“半柔性”材料的特点，其压缩曲线可分为两个阶段，在第一阶段，压缩应力随着应变的增加呈近似线性增加达到最大弹性应力(曲线上A点，定义为压缩强度)，之后曲线出现转折点，应力增加的幅度较之前大为减小，且应力值出现类似于屈服现象的上下浮动，这也表明材料内部局部发生破坏。在平行于压力方向，压缩应力达到压缩强度后随应变增加快速降低直至应变接近30%，而垂直于压力方向，压缩应力随应变增加平稳波动变化至30%以上。研究了碳纤维骨架的密度与其压缩强度的关系，如图3所示，平行于和垂直于压力方向的压缩强度和模量均随着密度的增强而增大，在平行于压力方向的压缩强度已经超过6MPa，垂直于压力方向的压缩强度也达到2MPa以上。
2.2烧蚀性能
地面模拟试验是检验和验证防热复合材料烧蚀性能优劣的重要途径，使用等离子电弧风洞模拟试验对碳骨架增强酚醛树脂防热复合材料进行了驻点烧蚀考核。电弧风洞驻点烧蚀试验考核过程使用高频摄像机所获取的视频截图如图4所示，发现烧蚀过程中材料前表面温度一致，整个过程中均匀烧蚀后退并且没有机械剥蚀出现，烧蚀加热过程中防热材料表面温度超过2200℃，经过60s气动加热后材料的质量烧蚀率为0.136g/s，线烧蚀率为0.058mm/s，驻点烧蚀后较好保持了初始的球头外形，试样后表面的碳化层完整没有沟槽、孔洞等缺陷。从图6所示的烧蚀后试样的横向切片宏观照片上可见烧蚀过程和热沉后，试样可以分成明显的碳化反应层(或碳化层)、热解层和原始材料层，而且碳化区和热解区只集中在试样前端的较小范围内，即试样背面温升极低，酚醛树脂仍为原始状态，表明防热材料具有优越的隔热性能。通常在高温烧蚀过程中，酚醛树脂在高温下与穿过边界层进入的高速气流相互作用，树脂热解释放吸收热量并且热解产物注入边界层对表面才形成保护作用，同时表面形成坚固碳化层辐射热量;亚表层产生的小分子和大分子热解产物在碳化反应层内高温作用发生二次裂解吸热并产生大量气体，同时在处于高温下的碳吸热升华吸收热量，这些热解气体及其反应产物和升华碳从材料表面逸出注入边界层对轻质防隔热材料起到热屏蔽作用。酚醛树脂热解层出现的温度区间为200～800℃，酚醛受热分解释放出热解气体得到多孔碳，因此该区域的主要成分是碳骨架、孔隙、热解气体、热解碳以及这些物质相互反应得到的气体产物。处于孔隙中的热解气体及反应产物随着气体量增加、压力升高会沿着材料内部开放孔隙逸出酚醛热解层，对多孔酚醛热解区起到热屏蔽作用。原始材料层烧蚀过程中温度始终维持在200℃以下，主要吸收机制为热容吸热，由于材料具有“雾凇结构”而表现优异的隔热特性，因此始材料的酚醛几乎保持制备态的颜色和微结构。
3充气式再入减速器热防护复合材料
充气式再入减速器(简称为充气减速器)，也称为充气式防热罩［24］。再入过程中，减速器在大气层内从包装折叠状态到完全展开飞行状态，经历大气的自由流、过度流和连续流等几个阶段后，飞行速度由超高声速逐渐降低到亚声速，直至满足着陆要求［25］。充气式减速器主要功能包括:1)再入防热:在进入大气层时承受高超声速气动热载荷;2)气动减速:在超声速和亚声速状态时通过气动力减速，达到着陆速度要求;3)缓冲着陆:在着陆过程中通过充气结构实现着陆器的着陆缓冲从而安全到达地面完成回收。充气式再入减速器具有传统返回飞行器的热防护系统、降落伞减速装置和着陆缓冲/漂浮系统集成一体的特点，为有效载荷和航天员的应急返回提供了一种新的技术途径［26］。20世纪60年代，美国进行了充气式气动减速系统的研究［27］，但当时单从减速功能考虑，降落伞技术相对更为成熟且能满足当时的要求，所以70年代后，充气式气动减速装置的研究基本终止;20世纪末，随着轻质柔性耐高温材料技术的突破，充气式进入降落技术重新获得关注，美国进行了一系列飞行及地面试验［28］;随着研究深入，发掘更多潜在的应用需求，明确了相应关键技术［29］。目前为止，充气式再入飞行试验(IRVE)共进行了三次飞行试验，有成功也有失败。2007年，由于火箭问题，IRVE首飞失败［26］。2009年8月，IRVE-2获得成功，飞行高度达211km［27］。2012年7月，IRVE-3发射升空，从451km高度开始下落，IRVE-3承受比IRVE-2更剧烈的气动热载荷，并验证了利用移动质心产生升力的技术，试验获得完全成功［32-33］。NASA发射的IRVE-3采用Nextel440BF-20作为外层防护，隔热层为Pyrogel3350，气密层为Kapton/Kevlar/Kapton［33］。NASA提出了Nomex-Viton结合的热防护复合材料以及超薄的新型陶瓷防护高辐射涂层PPC，可经受－120～1650℃的温度［34］。单面或双面涂覆的对位芳纶纤维、芳香族聚酯纤维以及ILC纤维也成功应用于IRVE防热系统［30-32］。日本JAXA研制了一种新型硅橡胶薄膜与ZYLON纤维复合材料［35］，ESA和俄罗斯在IRDT中研制的具有烧蚀特性的预浸二氧化硅纤维织物可以有效防止热流传入柔性充气壳中［35-36］。根据可折叠展开柔性TPS服役环境要求［37］，通常防热材料设计由三部分组成［38］:1)防热层，由特种陶瓷纤维组织，如具有耐高温和优异的高温热稳定性的Nextel系列［39］;2)隔热层，主要由纤维增强气凝胶组成，根据密度要求，可以调控柔性纤维增强气凝胶材料的厚度、密度和热导率;3)气体阻隔层，主要由聚酰亚胺薄膜或凯芙拉纤维组成(如图7和8所示)［37-38］。可折叠展开柔性TPS的厚度较薄(～10mm)［40］，这对TPS的耐热和隔热性能提出了苛刻的要求，利用石英灯阵列加热试验［41］考察了多层TPS的表面和冷面温升曲线。可以发现对于8mm的柔性TPS而言，经过长时间石英灯表面加热(300s)，表面温度设定为1000℃，背面温度在100s前几乎没有变化，在300s时最高温度为210℃，表现出良好的防隔热特性(图9所示)。根据大气再进入任务工作环境的特点，可折叠展开柔性防热复合材料的耐热性能和力学性能都面临比较高的要求，如比重小、强度高、耐冲击和耐高温等。目前，美国和俄罗斯［43］在该项材料技术上已有所突破，但国内相关的材料的报道较少，对于开展可折叠展开柔性防热复合材料的研究应首先结合设计方案，对材料指标做充分地论证分析，例如材料的强度、高温特性和柔韧性等技术指标要求，并且提出高性能防热材料的研制思路，为彻底攻克材料技术打下基础［44］。相比于传统刚性材料，大尺寸可折叠展开柔性TPS对材料和工艺提出了更高的技术要求。一方面柔性耐高温防热层材料国内目前研究基础和实力较弱，难以研制出高温强度保持率高、抗氧化烧蚀性能优异的柔性防热布［43］;另一方面这类TPS的大面积可折叠柔性展开等性能特点对材料成型工艺(缝补、涂层、折叠储存等)提出了更加苛刻的要求［44］，需要进一步深入开展相关材料成型工艺和控制的基础研究。
4结束语
篇10
[关键词]高强度聚焦超声；子宫肌瘤消融术；临床疗效；影响因素
[中图分类号] R737.33 [文献标识码] A [文章编号] 1674-4721（2017）01（b）-0070-03
子宫肌瘤是一种良性肿瘤，主要是由于平滑肌及结缔组织构成，常见于中年妇女，在妇科肿瘤中的发生率为20%[1]。由于该病无体征反应，因此该病实际发生率较高。外科手术是该病的主要治疗方法，但是传统开腹手术的复发率和并发症发生率较高，对患者的预后造成一定影响[2]。因此，文章主要针对高强度聚焦超声（high intensity focused ultrasound，HIFU）在子宫肌瘤消融中的临床效果及影响因素展开分析，报道如下。
1资料与方法
1.1一般资料
选取2014年1～12月我院收治的50例单发子宫肌瘤患者作为观察对象，患者年龄32～56岁，平均（45.2±2.3）岁。本研究通过医院医学伦理委员会审查，所有患者均知情同意并签署知情同意书。排除有HIFU手术禁忌证的患者；排除合并严重肝肾功能、全身性感染、血液系统疾病的患者。
1.2方法
所有患者均采用HIFU进行治疗，术后根据超声造影对患者进行临床疗效评价，并分析影响HIFU应用效果的相关因素。
本次研究使用的是重庆海扶医疗企业生产的HIFU治疗系统，可在机载超声检查下指导消融手术进行。换能器直径为20 cm，焦距为15 cm，频率为1 mHz。所有患者均在非月经期进行手术治疗，术中保持仰卧位，水囊介质为脱气水，治疗过程中水囊水位需要保持在40 cm以上，并将水温控制在10℃以下，有助于降低下腹皮肤温度，避免皮肤烫伤[3]。将生理盐水加热后充盈膀胱[4]，将声窗适配球置于患者下腹与换能器之间的位置，并将肠道推挤至头侧声道外[5]。首先采用矢状位对肌瘤进行扫描，以左右相邻面间隔为5 mm进行适形治疗，输出功率为300～400 W，采用脉冲能量进行治疗。消融过程中根据患者的反应以及肌瘤的灰度变化调整输出功率和治疗强度[6]。
1.3观察指标
子宫肌瘤消融术疗效判断标准[7]如下，痊愈：肌瘤及临床症状完全消失；显效：B超检查，肌瘤体积缩小>50%，临床症状明显好转；有效：肌瘤体积缩小20%～50%，临床症状有所好转；无效：肌瘤体积缩小
1.4统计学方法
采用SPSS 13.0统计学软件进行数据分析，计数资料用率表示，组间比较采用χ2检验，以P
2结果
2.1 HIFU在子宫肌瘤消融术中的临床疗效
本次50例患者中，治疗显效28例（56.0%），有效20例（40.0%），无效2例（4.0%）。
2.2影响HIFU在子宫肌瘤消融术中的相关因素分析
子宫肌瘤消融术治疗显效及有效患者的年龄、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤类型、肌瘤体积与无效患者比较，差异均有统计学意义（P
3讨论
子宫肌瘤虽然是良性肿瘤，发病原因为平滑肌细胞增生[8]。但其可能对患者生育功能造成一定的影响，因此，需要尽早治疗，保障患者的生育功能[9]。传统开腹手术具有操作简单的优势，但是其具有对患者造成损伤大、术中出血量多且术后感染率高等问题[10]，容易影响患者的预后情况[11]。随着消融技术的不断发展，HIFU在子宫肌瘤消融术中具有较高的应用效果，具有疗效显著、疼痛小的优势，并且在大量临床研究中得到了证实[12-13]。本次研究中，50例患者中显效28例（56.0%），有效20例（40.0%），无效2例（4.0%），治疗有效率超过95.0%，说明其在单发肌瘤中具有较好的消融效果。HIFU是利用物理热能治疗，通过将高频率超声聚焦在子宫肌瘤上，利用高强度超声的聚焦起到破坏病变组织的效果[14]，使局部组织坏死、脱落。而坏死、脱落组织会被机体排出体外，进而达到消除子宫肌瘤的效果，其中超声有消毒杀菌、切削作用[15]。
随着科学技术的不断进步以及医疗水平的不断提升，子宫肌瘤的临床治疗已经从传统手术治疗转变为微创手术、介入手术以及药物治疗转变，医生在选择治疗方案的同时，需要结合患者的实际情况选择合适的治疗方法，同时结合医师对治疗方法的熟练度进行选择[16]。聚焦超声最早于20世纪50年代开始应用于临床治疗中，有研究者在帕金森综合征治疗的研究中尝试使用动物进行大脑皮层及皮层下区聚焦超声，并取得了一定的成果。20世纪以来，影像学技术的发展为聚焦超声的应用提供了较好的前提条件，人们对微创技术的追求，促使聚焦超声技术不断发展[17]。聚焦超声技术已经被纳入WHO治疗各种肿瘤的临床方法之一，并且在临床中表现出了较好的应用效果。截至2015年，全世界已有超过20万例肿瘤患者采用聚焦超声技术进行治疗，并取得了显著的临床疗效，目前被广泛应用于肝癌、乳腺癌、骨肿瘤、子宫肌瘤等实性肿瘤的临床治疗中，具有较高的应用价值。HIFU作为一种物理疗法，主要适用于肌瘤热切除，能够保护患者子宫的完整性，并且对卵巢功能无较大影响[18]。其主要利用超声波的透射性，将体外低能量超声波在肌瘤深部聚集，从而产生瞬态高温效应，使得蛋白质出现不可逆损伤，从而凝固、坏死，达到消除肌瘤的目的，并且超声波聚焦之外的组织和细胞基本不会受到影响，具有较高的定向性和安全性，并且愈合迅速，能够提高患者的生活质量。有学者曾对前列腺癌患者行HIFU手术治疗，治疗后发现病灶区域最高温度为95.5℃，且呈现凝固性坏死，与周围正常组织有明显的界限，同时周围区域温度无明显变化。聚焦超声对靶区内肿瘤细胞造成了不可逆性损伤，能够有效破坏子宫肌瘤的组织结构，从而保护患者子宫的完整性，减少对患者生育能力的破坏。聚焦超声技术的不断进步使得子宫肌瘤的临床治疗进入了新时代，成为临床研究的热门课题。
本次研究通过因素分析法发现，年龄、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤类型、肌瘤体积与HIFU临床效果有一定的关系，差异有统计学意义（P
综上所述，HIFU在子宫肌瘤消融治疗中具有较好的应用效果，但年龄、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤类型、肌瘤体积对HIFU的应用效果有一定的影响，可以通过增效剂的应用提高聚焦超声的应用效果。
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