1、v1.0可編輯可修改航空航天概論要點第一章航空航天發展概況航空航天基本概念航空：載人或不載人的飛行器在地球大氣層中的航行運動。航空按其使用方向有軍用航空和民用航空之分。 軍用航空 泛指用于軍事目的的一切航空活動，主要包括作戰、偵察、運輸、警戒、訓練和聯絡救生等。 民用航空泛指利用各類航空器為國民經濟服務的非軍事性飛 行活動。民用航空分為 商業航空和通用航空 兩大類。航天是指載人或不載人的航天器在地球 大氣層之外的航行活動，又稱空間飛行或者宇宙航行。航天實際上又有軍用和民用之分。飛行器的分類、構成與功用在地球大氣層內、外飛行的器械稱為飛行器。在大氣層內飛行的飛行器稱為 航空器。航空器輕于空氣的航

2、空器氣球飛艇重于空氣的航空器固定翼航空器飛機滑翔機旋翼航空器直升機旋翼機撲翼機傾轉旋翼機航天器是指在地球大氣層以外的宇宙空間，基本按照天體力學的規律運動的各類飛行器。航天器無人航天器人造地球衛星科學衛星應用衛星技術試驗衛星空間探測器月球探測器行星和行星際探測器載人航天器載人飛船衛星式載人飛船登月載人飛船空間站航天飛機空天飛機航空航天發展概況1783年6月5日，法國的蒙哥爾費兄弟用麻布制成的熱氣球完成了成功的升空表演。1852年，法國人H.吉法爾在氣球上安裝了一臺功率約為2237W勺蒸汽機，用來帶動一個三葉螺旋槳，使其成為第一個可以操縱的氣球，這就是最早的飛艇。1903年12月17日，弟弟奧維爾

3、萊特，駕駛“飛行者”1號進行了試飛，當天共飛行了 4次，其中最長的一次在接近 1min的時間里飛行了 260m的距離。這是人類歷史上第一次 持續而有控制的動力飛行。1947年10月14日，美國X-1研究機，首次突破了 “聲障”。噴氣式戰斗機（我國習慣稱殲擊機）的更新換代代表了航空技術的發展歷程。代特點代表機型第一代戰斗機高業聲速或低超音速、后掠翼、裝渦噴發動機、帶航炮和空空火箭，后期裝備第一代空空導彈和機載雷達米格-15、F-100、米格-19第二代戰斗機小展弦比薄機翼和帶加力的渦噴發動機，飛行速度達到2倍聲速，用第二代空空導彈取代了空空火箭和第一代空空導彈，配裝有晶體管雷達的火控系統。F-4

4、、米格-21、幻影III第三代戰斗機邊條翼、前緣襟翼、翼身融合等先進氣動布局以F-15、F-16、米格-29、蘇及電傳操縱和主動控制技術，裝渦輪風扇發動機， 具有高的業聲速機動性，配備多管速射航炮和先 進的中距和近距格斗導彈，一般裝有脈沖多普勒 雷達和全天候火控系統，具有多目標跟蹤和攻擊 能力，平視顯示器和和多功能顯示器為主要的座 艙儀表。第三代戰斗機在突出中、低空機動性的 同時，可靠性、維修性和戰斗生存性得到很大改 善。-27、幻影-2000第四代戰斗機綜合使用了隱身、航電、材料、發動機和氣動設 計方面的最新技術成果發展而成，是一種全面先 進的戰術戰斗機。F-22、（ F-35 ）火箭之父：

5、俄國的 K.齊奧爾科夫斯基1957年10月4日，世界上第一顆人造地球衛星從蘇聯的領土上成功發射。1969年7月20日，“阿波羅” 11號飛船首次把兩名航天員N.阿姆斯特朗和 A.奧爾德林 送上了月球表面。1986年1月28日，“挑戰者”號發射升空不久即爆炸，7名航天員全部罹難。2003年美國當地時間2月1日，載有7名航天員的“哥倫比亞”號航天飛機結束任務返回地球，在著陸前16分鐘發生意外，航天飛機解體墜毀，機上航天員全部罹難。我國的航空航天工業新中國自行設計并研制成功的第一架飛機是殲教1。我國自行設計制造并投入成批生產和大量裝備部隊的第一種飛機是初教6。我國第一架噴氣式戰斗機是殲5型飛機，是一

6、種高亞聲速殲擊機。殲6飛機是我國第一代超聲速戰斗機，可達倍聲速。我國第二代超聲速戰斗機包括殲7和殲8系列。殲8系列飛機的研制成功， 標志著我國的軍用航空工業進入了一個自行研究、自行設計 和自行制造的新階段。殲10戰斗機是我國自行研制的具有完全自主知識產權的第三代戰斗機，實現了我國戰 斗機從第二代向第三代的歷史性跨越。“北京” 1號是新中國自行研制的第一架輕型旅客機。由北京航空航天大學的前身北京 航空學院的師生設計、生產。2007年2月26日，國務院正式批準我國大飛機國家重大專項立項實施，標志著我國大 型民用客機和大型運輸機進入工程研制階段。1970年4月24日21時35分，我國第一枚運載火箭“

7、長征”1號攜帶著中國的第一顆人造地球衛星，從我國酒泉衛星發射場發射升空，10分鐘后，衛星順利進入軌道。1970年4月24日，我國成功發射第一顆人造地球衛星“東方紅”1號。我國的氣象衛星稱為“風云”系列。我國成功研制和發射了 “北斗”導航定位衛星。2003年10月15日，“長征” 2號F運載火箭，托著我國第一艘載人飛船“神州”5號勝利升空。我國第一位航天員楊利偉。2005年10月12日上午9時，搭載費俊龍和聶海勝兩名中國航天員的“神州” 6號飛船在酒泉衛星發射中心發射升空。2007年10月24日18時05分，“嫦娥” 1號月球探測衛星從西昌發射中心由“長征” 3號甲運載火箭成功發射。2008年9

8、月25日21時10分“神州” 7號飛船發射，在軌期間，中國航天員翟志剛在 搭檔劉伯明和景海鵬的協助下首次出倉進行太空行走，飛船飛行到第31圈時，成功釋放伴飛小衛星。第二章飛行環境及飛行原理飛行環境飛行環境 包括大氣飛行環境 和空間飛行環境。根據大氣中溫度隨高度的變化，可將大 氣層劃分為對流層、平流層、中間層、熱層和散逸層5個層次。大氣層特點對流層氣溫隨高度增加而降低；風向、風速經常變化；空氣上下對流劇烈；有H、雨、霧、雪等天氣現象。對流層是天氣變化最復雜的一層，飛行中所遇到的各種天氣變化幾乎都出現在這一層中。（最低）平流層空氣沿鉛垂方向的運動較弱，因而氣流較平穩，能見度較好。（較低）中間層氣溫

9、隨高度升高而下降，且空氣有相當強烈的鉛垂方向的運動。（中間）熱層空氣密度極小，空氣處于高度電離狀態，溫度隨高度增高而上升。（次高）散逸層空氣極其稀薄，大氣分子不斷地向星際空間逃逸。（最高）連續性假設：研究飛行器和大氣之間的相對運動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計，即把氣體看成連續的介質。大氣的粘性 是空氣在流動過程中表現出的一種物理性質，也叫做大氣的內摩擦力。 大氣的粘性，主要是氣體分子作不規則運動的結果。對于像空氣這種內摩擦系數很小的流體，當物體在空氣中的運動速度不是很大時，粘性的作用也就不很明顯，此時，可以采用理想流體模型來做理論分析。通常把不考慮粘性的流體（即流體的內摩擦系數趨于零

10、的流體），稱為理想流體或無粘流體。當氣流的速度較小時， 壓強的變化量較小， 其密度的變化也很小， 因此在研究大氣低速 流動的有關問題時， 可以不考慮大氣可壓縮性的影響。但當大氣流動的速度較高時，由于可壓縮性的影響，使得大氣以超聲速流過飛行器表面時與低速流過飛行器表面時有很大的差 別，在某些方面甚至還會發生質的變化。就必須考慮大氣的可壓縮性（氣體的可壓縮性是指當氣體的壓強改變時其密度和體積改變的性質）。聲速是指聲波在物體中傳播的速度。聲速的大小和傳播介質有關。 在對流層中，氣溫隨高度增加而降低，聲速也隨著降低。v馬赫數Ma,衡重仝氣被壓縮程度的大小。 Ma , v表不在一定圖度上，飛行器的飛a行

11、速度，a表示該處的聲速。根據Ma的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區域：18 5 / 18v1.0可編輯可修改Ma0.4為低速飛行0.4 Ma0.85為亞聲速飛行0.85 Ma1.3為跨聲速飛行1.3 Ma5.0為超聲速飛行Ma5.0為高超聲速飛行流動氣體的基本規律相對運動原理：“空氣流動，物體不動”和“空氣靜止，物體運動”產生的空氣動力效 果完全一樣。只要物體和空氣之間有相對運動，就會在物體上產生空氣動力。可壓縮流體沿管道流動的連續性方程：1V1Al 2 V2 A23 V3 A3常數不可壓縮流體沿管道流動的連續性方程：v1A v2 A2 v3 A3常數（A為所取截面的面積）11不可壓理

12、想流體的伯努利方程：p V2總壓 常數，p 靜壓，一V2 動壓22低速氣流的流動特點：（此時近似認為不可壓縮）A2 A,則有不變,V2 V1,P2 Pi ；反之4 A,則有不變,V2 V1, P2 P1。高速氣流的流動特點：A A,則有21,V2 M, p2 p1 ；反之 A2 A,則有 21,V2 V1 , P2P1。拉瓦爾噴管是使氣流由亞聲速加速成超音速的一種 先收縮后擴張的管道，當然要想變為超音速，對氣流還 必須的是沿氣流方向有一定壓力差。飛機上的空氣動力作用及原理翼弦與相對氣流速度 V之間的夾角a叫“迎角”。假設翼型有一個不大的迎角a ,當氣流流到翼型的前緣時，氣流分成上下兩股分別流經

13、翼型的上下翼面。由于翼型的作用，當氣流流過上翼面時流動通道變窄，氣流速度增大，壓6 6 / 18v1.0可編輯可修改強降低，并低于前方氣流的大氣壓；而氣流流過下翼面時，由于翼型前端上仰，氣流受到阻攔，且流動通道擴大，氣流速度減小，壓強增大，并高于前方氣流的大氣壓。因此，在上下 翼面之間就形成了一個壓強差，從而產生了一個向上的升力Y。失速現象：隨著迎角的增大， 升力也會隨著增大， 但當迎角增大到一定程度時，氣流就會從機翼前緣開始分離，尾部出現很大的渦流區。此時，升力會突然下降，而阻力卻迅速增 大，這種現象稱為“失速”。失速剛剛出現時的迎角叫“臨界迎角”。所以飛機飛行時迎角最好不要接近或大于臨界迎

14、角。影響飛機升力的因素1 .機翼面積的影響2 .相對速度的影響3 .空氣密度的影響4 .機翼剖面形狀的影響5 .迎角的影響增升措施1 .改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度；2 .增大機翼面積；3 .改變氣流的流動狀態，控制機翼上的附面層，延緩氣流分離。低速飛機上的阻力按其產生的原因不同可分為摩擦阻力、壓強阻力、誘導阻力和干擾阻力。1 .摩擦阻力摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性、 飛機表面的狀況、附面層中氣流的流動情況和同 氣流接觸的飛機表面積的大小。空氣的粘性越大， 飛機表面越粗糙，飛機的表面積越大，則摩擦阻力越大。為了減小摩擦阻力， 應在這些方面采取必要的措施。另外，用層流翼型代替古典翼型，使紊

15、流層盡量后移，對減小摩擦阻力也是有益的。2 . 壓差阻力為了減小飛機的壓差阻力，應盡量減小飛機的最大迎風面積，并對飛機的各部件進行整流，做成流線型，有些部件如活塞式發動機的機頭應安裝整流罩。3 .誘導阻力誘導阻力與機翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關。可以通過增大展弦比，選擇適當的平面形狀（如橢圓形的機翼平面形狀），增加“翼梢小翼”等來減小誘導阻力。4.干擾阻力干擾阻力和飛機不同部件之間的相對位置有關，因此，在設計時要妥善地考慮和安排各部件的相對位置，必要時在這些部件之間加裝流線型的整流片，使連接處圓滑過渡， 盡量避免旋渦的產生。高速飛行的特點激波實際上是受到強烈壓縮的一層薄薄的空氣。正激

16、波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波。斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波。（P95圖）由激波阻滯氣流的產生的阻力叫做激波阻力，簡稱波阻。某些超聲速飛機的機身、機翼等部分的前緣設計成尖銳的形狀，就是為了減小激波強度，進而減小激波阻力。與臨界速度相對應的馬赫數就叫做“臨界馬赫數”，用Ma臨界表示。當飛機的飛行速度超過臨Ma臨界時，機翼上就會出現一個局部超聲速區，并在那里產生一個正激波。這個正激 波是由于局部產生的，所以叫“局部激波”。（臨界速度是氣流的速度， 當氣流以此速度從前緣爬升到機翼最高點時，剛好加速到聲速）局部激波和波阻的產生，是出現“聲障”問題的根本原因。飛機氣動布局的類型：（P98圖

17、）按機翼和機身的連接位置分：上單翼、中單翼、下單翼；按機翼弦平面有無上反角分：上反翼、無上反翼、下反翼；按立尾的數量分：單立尾、雙立尾、V形尾；按縱向氣動布局分：正常式、鴨式、無尾式超聲速飛機的翼型特點：大都采用相對厚度小的對稱翼型或接近對稱的翼型。波阻較小的翼型有：雙弧形、菱形、楔形、雙菱形超聲速飛機的機翼平面形狀和布局型式（7種）后掠機翼三角形機翼小展弦比機翼變后掠機翼邊條機翼“鴨”式飛機無尾式布局超聲速飛機和低、亞聲速飛機的外形區別1 .低、亞聲速飛機機翼的展弦比較大，梢根比也較大；超聲速飛機機翼相反。2 .低速飛機常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機翼，亞聲速飛機的后掠角一般也比較小（小

18、于35。），而超聲速飛機一般為大后掠機翼或三角形機翼。3 .低、亞聲速飛機的機翼翼型一般為圓頭尖尾型，前緣半徑較大，相對厚度也比較大（）;而超聲速飛機機翼翼型頭部為小圓頭或尖頭（前緣半徑比較小），相對厚度比較小（）。4 .低、亞聲速飛機機翼的展長一般大于機身的長度，機身長細比較小，一般為57之間，機身頭部半徑比較大，前部機身比較短，有一個大而突出的駕駛艙；而超聲速飛機機身的長度大于翼展的長度，機身比較細長，機身長細比一般大于8,機身頭部較尖，駕駛艙與機身融合成一體，成流線形。飛機在超聲速飛行時， 在飛機上形成的激波，傳到地面上形成如同雷鳴般的爆炸聲，這就是所謂的“聲爆”現象。由氣動加熱引起的危

19、險 （結構強度和剛度降低， 飛機氣動外形受到破壞， 危及飛行安全） 障礙就稱為“熱障”。所以“熱障”實際上是空氣動力加熱造成的。飛機的飛行性能及穩定性和操作性飛機的飛行性能一般包括飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機動性能等。飛行速度，對軍用飛機來說一般指的是最大平飛速度，而對民用飛機來說一般指的是巡航速度。航程是指在載油量一定的情況下，飛機以巡航速度（不進行空中加油）所能飛越的最遠距離。飛機的靜升限是指飛機能作水平直線飛行的最大高度。飛機的起飛過程：地面滑跑、離地、爬升；飛機的著陸過程：下滑、拉平、平飛減速、飄落、滑跑所謂飛機的穩定性，是指在飛行過程中，如果飛機受到某種擾動而偏離原來的平衡

20、狀態，在擾動消失以后，不經飛行員操縱，飛機能自動恢復到原來平衡狀態的特性。飛機的縱向穩定性主要取決于飛機重心的位置，只有當飛機的重心位于焦點前面時，飛機才是縱向穩定的。飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證 方向穩定性。飛機的橫側向穩定性 主要是由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼的作用產生的。飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設備（如駕駛桿、腳蹬和氣動舵面等）來改變飛機飛 行狀態的能力。直升機的布局：單旋翼直升機、共軸式雙旋翼直升機、縱列式雙旋翼直升機、橫列式雙旋翼直升機、帶翼式直升機。（P124圖）直升機的操縱系統1 .總距操縱（總槳距一一油門操縱）：控制升降；2 .變距操縱：實現縱向（包括俯仰）及橫向

21、（包括滾轉）運動（前后左右） ；3 .腳操縱（航向操縱）：轉向。航天器飛行原理開普勒（Kepler ）三大定律第一定律（橢圓定律）：所有行星繞太陽的運行軌道都是橢圓，而太陽則位于橢圓的一 個焦點上。第二定律（面積定律）：在相等的時間內，行星與太陽的連線所掃過的面積相等。第三定律（調和定律）：行星運動周期的平方與行星至太陽的平均距離的立方成正比， 即行星公轉的周期只和半長軸有關。軌道要素1 .軌道半長軸a2 .軌道偏心率e3 .軌道傾角i4 .升交點赤經5 .近地點幅角w6 .過近地點時刻t衛星軌道：圓軌道和橢圓軌道、順行軌道和逆行軌道、地球同步軌道、太陽同步軌道、極軌道、回歸軌道（理解）07年

22、“嫦娥” 1號衛星經歷了在地球軌道、地月轉移軌道和環月軌道的漫長征程，于11月7日正式進入工作軌道，成為月球的一顆衛星。第三章飛行器的動力系統發動機的分類與特點航空航天發動機的分類航空航天發動機活塞式發動機空氣噴氣發動機燃氣渦輪發動機渦輪噴氣發動機渦輪風扇發動機渦輪螺槳發動機渦輪槳扇發動機渦輪軸發動機垂直起落發動機沖壓噴氣發動機火箭發動機化學火箭發動機液體火箭發動機固體火箭發動機固-液混合火箭發動機非化學火箭發動機電火箭發動機核火箭發動機太陽能火箭發動機組合發動機火箭沖壓發動機渦輪沖壓發動機火箭渦輪噴氣發動機活塞式航空發電機活塞發動機的工作原理四個行程：進氣行程、壓縮行程、膨脹行程、排氣行程（

23、P149）空氣噴氣發動機空氣噴氣發動機的主要性能參數1 .推力：發動機的推力是作用在發動機內外表面上壓力的合力，其單位為N2 .單位推力：每單位流量的空氣（單位為kg/s ）進入發動機所產生的推力3 .推重比：發動機推力（地面最大工作狀態下）和其結構重量之比。4 .單位耗油率：產生單位推力（1 N）每小時所消耗的燃油量，其單位為 kg/。燃氣渦輪發動機渦輪噴氣發動機的工作過程如下：空氣首先由進氣道進入發動機，空氣流速降低，壓力升高。當氣流經過壓氣機后， 空氣壓力可提高幾倍到數十倍。具有較高壓力的空氣進入燃燒室，與從噴嘴噴出的燃料充分混合，經點火后燃燒，燃料的化學能轉換為內能，此后，燃燒產生的高

24、溫高壓氣體驅動渦輪工作，高速旋轉的渦輪產生機械能，帶動壓氣機和其他附件工作。渦輪出口燃氣直接在噴管中膨脹，使燃氣可用能量轉變為高速噴流的動能而產生反作用力。1 .進氣道系統。進氣道是發動機的進氣通道， 它的主要作用是整理進入發動機的氣流，消除旋渦，保證在各種工作狀態下都能供給發動機所需要的空氣量。2 .壓氣機。壓氣機的作用是提高進入發動機燃燒室的空氣壓力。3 .燃燒室。燃燒室是燃料與從壓氣機出來的高壓空氣混合燃燒的地方，燃料的化學能轉變為內能。渦流器的作用是使空氣產生旋渦，以便與燃料均勻混合，并在適當部位形成點火源。4 .渦輪。渦輪的功用是將燃料室出口的高溫、高壓氣體的能量轉變為機械能。5 .

25、加力燃燒室。在不改變壓氣機和渦輪工作狀態的情況下，加力燃燒室可有效地增加發動機的推力。6 .尾噴管。尾噴管是發動機的排氣系統。渦輪螺槳發動機是一種主要由螺旋槳提供拉力和燃氣提供少量推力的燃氣渦輪發動機。渦輪風扇發動機，又叫做內外涵發動機。其中外股氣流與內股氣流流量之比稱為涵道比。它在亞聲速飛行時有較好的經濟性，也就是說，在燃油量一定的情況下，推力卻有所增加，因此發動機的效率有所提高。因此，民用渦輪風扇發動機的發展趨勢：高涵道比、高渦輪前溫度和高增壓比。渦輪軸發動機。渦輪軸發動機是現代直升機的主要動力，它的組成部分和工作過程與渦輪螺槳發動機很相似，所不同的是燃氣的可用能量幾乎全部轉變成渦輪的軸功

26、率。沖壓噴氣發動機。它們沒有專門的壓氣機，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發動 機進氣道后減速，將動能轉變為壓力能， 是空氣靜壓提高的一種空氣噴氣發動機。它通常由進氣道（擴壓器）、燃燒室和尾噴管三部分組成。特點：構造簡單，質量輕，推重比大，成本低，高速飛行狀態下（Ma>2 ,經濟性好、耗油率低。渦輪噴氣發動機的工作狀態 ：起飛狀態、最大狀態、額定狀態、巡航狀態、慢車狀態（P165）火箭發動機火箭發動機特點：不僅自帶燃燒劑，而且自帶氧化劑，它既能在大氣層內工作，也可在大氣層外的真空中工作。火箭發動機的主要性能參數：推力、沖量和總沖、比沖液體火箭發動機的組成和工作原理一一推進劑輸送系統擠壓

27、式輸送系統是利用高壓氣體（壓強為2530MPa經減壓閥減壓（將壓力降至）后,進入氧化劑箱和燃燒劑箱。泵式運送系統是利用渦輪泵提高來自貯箱的推進劑的壓強，使推進劑按規定的流量和壓強進入燃燒室。推進劑貯箱壓強低，結構質量較輕，但系統結構復雜，一般用于推力大、工 作時間長的火箭發動機。液體火箭發動機 的主要優點是比沖高，推力范圍大，能反復起動，較易控制推力的大小，工作時間較長，在航天器的推進系統中應用較多，但不宜長期存放在貯箱中。采用預包裝技術，可以很大程度上克服液體火箭發動機作戰使用性能差的缺點。固體火箭發動機的優缺點優點1 .結構比較簡單，無復雜的推進劑輸送系統和強制冷卻系統，除推力向量控制機構

28、外 無其他活動部件，可靠性較高；2 .裝有固體火箭發動機的導彈操作簡單，發射準備工作和本身啟動比液體火箭發動機方便。3 .固體推進劑性能穩定，可以使裝填狀態下的固體火箭發動機在發射陣地上長期貯 存，適合戰略使用要求。缺點1 .固體推進劑能量比液體推進劑低，比沖較小；2 .裝藥的初始溫度對燃燒室的壓力和工作時間影響很大，且發動機工作時間較短。第四章飛行器機載設備機載設備是各種測量傳感器、各類顯示儀表和顯示器、導航系統、雷達系統、通訊系統、 自動控制系統、電源電氣系統等設備和系統的統稱。機載設備將飛行器的各個組成部分連接起來，相當于飛行器的大腦、神經和指揮系統。它能幫助飛行員安全地、及時地、可靠地

29、、 精確地操縱飛行器；保障飛行器的各項任務功能、戰術技術性能的實現；自動地完成預定的飛行任務（如自動導航，自動著陸等）；完成某些飛行員無法完成的操縱任務（如高難度的特技飛行動作、危險狀態自動攻擊等）。傳感器、飛行器儀表與顯示系統飛行狀態參數包括線運動參數和角運動參數。線運動參數包括飛行高度、速度和線加速 度；角運動參數包括姿態角、姿態角速度和姿態角加速度。飛行高度的測量絕對高度一一距實際海平面的垂直距離；相對高度一一距選定的參考面（如起飛OR著陸的機場地平面）的垂直距離；真實高度一一距飛行器正下方地面的垂直距離；標準氣壓高度一一距國際標準氣壓基準平面的垂直距離。P189, P191氣壓是高度表

30、及氣壓式空速表的原理陀螺儀：定軸性、進動性P198陀螺地平儀原理機械儀表。優點：結構相對簡單，顯示清晰；缺點：部件間存在摩擦影響顯示精度；壽命短、易受振動、沖擊的影響；在低亮度環境中需要照明；不易實現綜合顯示。電子顯示系統優點：1 .顯示靈活多樣，形象逼真，顯示形式有字符、圖形、表格等，并可以用彩色顯示。2 .容易實現綜合顯示，所以減少了儀表數量，使儀表板布局簡潔，便于觀察；3 .由于消除了機械儀表因摩擦、振動等引起的附加誤差，顯示精度顯著提高。4 .采用固態器件，壽命長，可靠性高；5 .隨著集成化程度的提高，重量不斷減輕，價格不斷下降。顯示系統發展趨勢：彩色液晶顯示器：重量輕、體積小、低功耗

31、、高清晰度和高可靠性大屏幕全景顯示器語音進行指令控制飛行器導航系統導航是把航空器、航天器、火箭和導彈等運動體從一個地方引導到目的地的過程。目前常用的飛行器導航方式有：無線電導航、慣性導航、衛星導航、圖像匹配導航和天文導航等。無線電導航系統 （P205208）1 .測向無線電導航系統一一全向信標系統2 .測距無線電導航系統3 .測距差無線電導航系統4 .測速無線電導航慣性導航系統：平臺式慣性導航系統、捷聯式慣性導航系統（P210）衛星導航系統：GPS系統共有24顆導航衛星，21顆主星3顆備份圖像匹配導航系統：原理：預先將飛行器經過的地域，通過大氣測量、 航空攝影、衛星攝影或已有的地形圖 等方法將地形數據（主要是地形位置和高度數據） 制做成數字化地圖，儲存在飛行器的計算 機中