導語：如何才能寫好一篇高超聲速，這就需要搜集整理更多的資料和文獻，歡迎閱讀由公務員之家整理的十篇范文，供你借鑒。

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從突破音障到挑戰熱障

第二次世界大戰末期，以活塞式發動機和螺旋槳驅動的飛機，其性能已經達到了極限。當飛行速度接近聲速的時候，螺旋槳槳葉尖端的運動速度會超過聲速，使螺旋槳的性能迅速下降;機翼和機身表面的氣流也變得非常紊亂，令飛機難以操控。此時，飛行員們發現，他們的飛機仿佛撞在了一堵無形的墻上，這就是音障現象，如果處置不當，很可能導致墜毀事故。很顯然，想要突破音障，實現超聲速飛行，只能由動力更為強大，而且機體經過特別設計的噴氣式飛機來完成。

戰后，突破音障成為航空研究的熱點課題。1947年10月14日，美國試飛員查克?耶格爾駕駛著以火箭為動力的X-1型飛機，完成了人類第一次超聲速飛行。此后，人們很快發現音障只有一道，也就是說，飛機只要突破音障，便擁有一段相當大的提速空間。只有在飛行速度超過2.5倍聲速的時候，飛機才會面臨另一重威脅，即機體與空氣摩擦，將會產生足以威脅機體強度的高溫，這種新的挑戰被稱為熱障。

想要克服熱障，傳統的航空鋁合金材料已經無能為力，只有借助鈦合金、不銹鋼和特制的高溫鋁合金等材料。美國研制的SR-71戰略偵察機和XB-70女武神轟炸機，飛行速度都達到了聲速的3倍。蘇聯為截擊XB-70研制的米格-25狐蝠戰斗機，也擁有這樣的高速。它們是為數不多的克服熱障的成功者。

但這些為軍備競賽研制的飛機，都是不計成本的產物，而且為克服熱障，在其他性能上做出了或多或少的讓步，因而有著各自的缺陷。例如，SR-71需要大量的地面準備工作才能起飛，而且其機體結構需要為高速飛行時的熱脹預留空間，所以在地面上和低速飛行時會不可避免地漏油，以至于每一次任務都只能帶半箱油起飛，還必須有專用的空中加油機隨時待命補給燃油。米格-25受制于蘇聯在鈦合金領域的短板，機體主要由不銹鋼制造，不僅犧牲了操控的靈活性，而且只能維持很短的高速時間。XB-70原本是為高速突破蘇聯的防空網所設計，因此不計成本地使用了大量鈦合金材料;但迅速進步的洲際導彈技術，提供了更高的速度和打擊精度，這使得XB-70憑借的戰術不再有意義，XB-70和為它護航的F-108輕劍戰斗機也胎死腹中。

目前，世界上各個軍事強國最先進的那一批主力戰斗機，比如美國的F-22猛禽戰斗機，最高速度都在聲速的2.5倍以下。但憑借超聲速巡航能力，它們能夠以更快的速度長途奔襲作戰。至于研制既能夠以聲速的3倍甚至更高速度巡航，又能投入空戰的戰斗機，不再是人們追求的目標。這是因為，同時具備輕質、堅固和耐高溫，經濟上也可以接受的材料尚未出現，燃油效率更高的發動機也有待研發;而且，想要讓這樣的飛機充分發揮實力，還需要空中加油機或者其他等效的裝備隨叫隨到。

因此可以說，在美國科幻電影《絕密飛行》里，幾架新銳戰機以4倍聲速做長途奔襲，到達戰場后隨即展開攻擊的情節，短時間內還難以成為現實。即使是在電影虛構的近未來世界中，這樣的戰術也是在美國部署了大量巨型飛艇“加油站”的條件下，方才能偶爾為之。

高超聲速為航天“奠基”

如果在科幻電影中未來戰機的基礎上進一步提速，我們就進入了高超聲速的領域，也就是以聲速的5倍或者更高的速度飛行。以人類目前的動力和材料技術，這樣的速度只有在空氣極為稀薄的高空，或者外層空間，才有達到的可能。

20世紀50年代末和60年代初，美國為載人航天方面的研究，設計了X-15試驗飛機。時至今日，它仍然是飛行速度最快的有人駕駛飛機。這種獨特的飛機使用以液氨和液氧驅動的火箭發動機，以挑戰高空高速飛行。但獨特的結構和動力模式，決定了它的發動機工作時間極為短暫。因此，它只能被一架B-52同溫層堡壘轟炸機搭載升空，“發射”之后飛上一小段時間再滑翔降落。在一些航次的飛行中，X-15達到了聲速的6.72倍，并突破距離地面100千米的卡門線進入了太空;那些駕機突破卡門線的飛行員，后來被歸入宇航員之列。

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關鍵詞：高超聲速飛行器；特點；未來作戰

DOI：10.16640/ki.37-1222/t.2016.14.213

對于高超聲速飛行器來說，屬于一種新概念的空中作戰平臺，其能夠如同飛機一般從傳統跑道上起飛與著陸，通過高速聲速在大氣層外飛行，并且能夠在很短的時間內向全球任務時間敏感目標發出攻擊，進而實現及時發現及時摧毀。從高超聲速飛行器的研制及試驗方面來講，美軍優勢顯著[1]。為了深入了解高超聲速飛行器在未來的應用價值，本文對“高超聲速飛行器的特點及其對未來作戰的影響”進行分析與研究意義重大。

1 高超聲速飛行器的特點分析

由于高超聲速飛行器在空中作戰中的優勢明顯，因此美軍加大了對高超聲速飛行器的研究。從高超聲速飛行器的特點角度來講，其具備的主要特點包括：

1.1 具備很快的飛行速度

對于高超聲速飛行器，所使用的發動機為超聲速沖壓式噴射發動機，其飛行速度能夠達至8―10馬赫數。與此同時，在飛行器機身上，所使用的合金材料具備耐高溫特點，同時使用隔熱保護策略，當飛行器局部溫度達至2000℃的條件下，依舊不會對高速飛行產生影響。

1.2 具備廣泛的攻擊范圍

以美軍和洛馬公司合作研發的超高速速巡航飛行器為例，其航程達到16669千米，能夠在美國本土起飛與降落，并于1小時到2小時內對全球范圍的任何性質目標進行攻擊。從中可知，高超聲速飛行器的攻擊范圍非常廣泛[2]。

1.3 有效荷載高及打擊目標能力強

一方面，高超聲速飛行器的有效荷載比較高，上述提到的由美軍和洛馬公司合作研發的試驗型機的載重達到5448千克，能夠攜帶12枚454千克的彈頭超聲速飛行，其自身重要只有999千克。另一方面，高超聲速飛行器具備很強的打擊目標能力，能夠實現對深層堅固目標、移動變位目標以及時間敏感性目標的打擊，打擊目標的綜合能力強，因此高超聲飛行器的應用價值功效顯著。

2 高超聲速飛行器對未來作戰的影響探究

在上述分析過程中，認識到高超聲速飛行器的特點突出，從中也可能看出其具備廣泛的應用優勢及顯著的價值功效。從應用現狀來看，高超聲速飛行器對未來作戰的影響表現在多個方面：

2.1 使戰場空間擴大

X-43A高超聲速飛行器的速度大概為馬赫10，可以在極短的時間內到達地球的任何一個地點，快速地對上千米或上萬米的軍事目標進行打擊，如此便使戰場的空間得到很大程度的拓展，使全球作戰成為今后戰爭發展的必然勢態。

2.2 使作戰能力變強

在高超聲速飛行器中，空天飛機是典型代表之一，具備一般作戰飛機沒有的能力，可以使航空兵參與空地聯合作戰，同時又可能加入天軍行列，從而實現在太空作戰。其中，高超聲速飛行器不但可以發射相關監視信息，而且還能夠對衛星進行打擊。此外，當高超聲速飛行器攜帶的炸彈從高空發射之后，能夠在重力的作用下產生極大的動能，在制導系統的控制下，精準且高效地將目標擊中?？偠灾?，高超聲速飛行器在未來作戰中影響重大，能夠使作戰能力變強。

2.3 使作戰節奏加快

從現狀來看，美國的高超聲速飛行器已經具備一定的航天作戰能力，并且美國軍事合作的洛馬公司正壓法超聲速飛行器，其巡航高度能夠達到4.5千米，能夠在數分鐘內從上萬米高空朝地面任務目標發起攻擊，其投擲的炸彈可以在重力作用下25馬赫數的速度，對目標進行毀滅性打擊。有學者經研究表明，美軍的高超聲速飛行器在美國本土起飛，使一次全球作戰任務得到有效完成后，再回到本土降落所需的時間僅為1小時到2小時，從中可以看出其作戰的節奏非?？靃3]。從防御角度來說，預警偵查系統可能還沒有發現設備的運行軌跡，高超聲速的高空飛行器就已經接近目標，并且瞬間就能夠擊落目標，導致防御系統不能及時防御。所以，防御方面應該及時構建應對高超聲速的高空飛行器的防御機制。第一，構建空、天基偵察預警機制，有機結合地面預警雷達、天基雷達、偵查衛星以及預警飛機來形成嚴密一體的防御體系，盡快盡早的預警和探測高超聲速飛行器。第二，構建地基防天武器系統以及空、天基攔截打擊機制，全程攔截高超聲速飛行器，以便于形成一體化多位攔截網。

2.4 使突防能力更強

現階段巡航導彈運行過程中，突破防御的關鍵是隱身技術和超低空飛行，但是實際操作具備比較慢的運行速度，很容易攔截暴露的設備，例如，科索沃戰爭的時候擊落數十個戰斧。目前還沒有針對高超聲速的高空飛行器的對策。高超聲速的高空飛行器因為強大的抗擊能力和良好的飛行速度，促使打擊系統和防空預警機制不能及時反應，導致嚴重降低攔截效率，以便于全面提高高超聲速高空飛行器的突防效率。高超聲速的高空飛行器如果能夠有機結合隱身技術，那么會迅速降低防空武器系統反應時間，最大限度降低攔截效率，從而促使高超聲速高空飛行器具備更強生存能力，以便于能夠迅速獲得控制權。

3 結語

通過本文的探究，認識到高超聲速飛行器的特點突出，包括：具備很快的飛行速度、具備良好的隱身性能、具備廣泛的攻擊范圍以及有效荷載高及打擊目標能力強。與此同時，高超聲速飛行器對未來作戰的影響也體現在多個方面，包括：使戰場空間擴大、使作戰能力變強以及使作戰節奏加快等?？偠灾叱曀亠w行器在軍事領域點突出、優勢顯著，在未來軍事空中作戰具備廣泛應用價值。

參考文獻：

[1]胡海，張林，劉億，方立恭.美國?；R近空間高超聲速武器的發展及影響研究[J].飛航導彈，2013（01）：57-62.

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“創新杯”第五屆全國未來飛行器設計大賽

獲獎作品選登

號作品“狂戰士無人戰斗機”

成都飛機設計研究所十部

李勁杰、李桂生、楊智勇、張雷、周煜青、禹建軍

狂戰士無人戰斗機是一款性能優異的的高超聲速高隱身高機動無人戰斗機。采用折疊翼尖與收放鴨翼相結合的變體鴨式無尾隱身布局，可高效兼顧亞聲速高升阻比巡航和超聲速突防對氣動力的需求，也協調解決了亞聲速隱身巡航和超聲速飛行航向安定性對氣動布局要求之間的矛盾，同時具備很高的機動飛行控制能力。采用耐高溫吸波復合材料蒙皮，可滿足馬赫數3飛行時的防熱要求，并降低全機紅外特征信號；同時能有效吸收雷達波，降低全機RCS（雷達散射面積）。局部采用智能變形材料，可有效調節進氣道鼓包和喉道，滿足不同飛行速度下的進氣要求；機翼前緣的智能變型材料可調節前緣半徑，優化不同飛行速度下的氣動力，提高升阻比。采用高度智能的飛機管理系統，同時布置有全方位的態勢感知系統，以在高機動作戰過程中，對敵我態勢進行掌握，并自主決策攻擊。配裝一臺高性能渦輪沖壓發動機，推重比高、耗油率低，結合飛機變體技術，能使飛機輕松實現高超聲速飛行，同時具有較大的作戰半徑。

點評專家簡介

黃俊，男，貴州黔西人。曾在貴航集團（011基地）飛機設計所擔任兩個飛機型號的主管設計師。現為北京航空航天大學教授，博士生導師。主要研究方向為飛機總體設計，武器裝備作戰效能分析，武器裝備隱身技術。

專家評語

無人戰斗機是未來作戰飛機發展的重要方向之一?！翱駪鹗繜o人戰斗機”綜合利用隱身、材料、變形、推進、綜合航電等成熟或可預期的先進技術，從氣動布局、總體安排、結構布置、作戰使用等方面精心構思，設計出一款性能先進、效能較高的未來戰斗機概念方案，具有可行性高、飛行原理合理、創新性較強等特點，反映了作者對當前和未來先進航空技術的了解，亞、超聲速多點巡航考慮也體現出作者扎實的飛機設計專業知識。不足之處是有效載荷稍小。

有問有答

he——小莫問：

請問圖中殲20尾部凸起的黃色圓圈是什么？有什么用？

答：這個凸起的黃圈是打開的減速傘艙以及它里面的減速傘包。減速傘可協助縮短降落滑行距離，一定程度降低戰斗機對跑道長度的要求，更有利于野戰機場起降。

有讀者短信問：

新聞說“第一代居民身份證自2013年1月1日起停止使用”，請問還能用一代身份證乘坐飛機嗎？

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判斷一架飛機的好壞，需要用一些技術指標來衡量。這就要涉及到飛機的主要飛行性能指標。

飛機的主要飛行性能指標通常包括：飛行速度、航程（或航時、作戰半徑）、升限（理論升限和實用升限）、起飛著陸性能和機動性能。對于特殊用途飛機，還需要根據具體的設計技術指標給出額外的性能參數。當然，對一架飛機來說，起飛重量也是一項非常重要的技術指標，是討論飛機飛行性能指標的基礎。在實際應用中，如果不考慮起飛重量而只討論飛行性能指標是不現實的。

上述這些主要性能指標同樣適用于描述模型飛機的飛行性能。

1. 飛行速度

飛行速度是最為重要的飛機飛行性能參數，具體包括最大平飛速度、最小平飛速度和巡航速度。對于軍用飛機來說最看中的是其最大飛行速度；而對講究經濟效率的民用飛機來說更多地衡量巡航速度。

（1）最大平飛速度

最大平飛速度是指飛機水平直線平衡飛行時，在一定的飛行距離內（一般應不小于3km）、在發動機推力最大狀態下，飛機所能達到的最大飛行速度。它是一架飛機能飛多快的指標。

要提高飛機的最大飛行速度，一是要減小飛機的飛行阻力，另一是要提高發動機的推力。但應注意，隨著發動機推力的提高，發動機本身重量和尺寸會隨之增加，燃油消耗也會加大，并導致飛機重量和空氣阻力增大。而且，隨著飛行速度的增加，當速度接近于聲速或超過聲速時，飛機上將產生“激波”。此時，飛機阻力將急劇增加。因此，為了大幅度提高飛行速度，往往還需改變飛機的外形。

（2）最小平飛速度

最小平飛速度是指飛機在水平直線平衡飛行時，所能達到的最小飛行速度，這個速度的大小取決機的失速速度的大小。飛機在起飛時的離地速度和在著陸時的接地速度都不能小于此速度，否者就會出現失速。

（3）巡航速度

巡航速度是指發動機每千米消耗燃油量最小時的飛行速度。巡航速度顯然要大于最小平飛速度而小于最大平飛速度。飛機以巡航速度飛行最經濟，因此巡航速度通常也被稱為經濟速度。

測量飛機的實際飛行速度，往往可以采用空速計、GPS等方法。前者測量出來的是空速，后者測量出來的是地速。有關空速和地速的概念，將在后面詳細介紹。

圖1是一種常見的用于顯示飛機空速的指針式儀表。其速度顯示分為幾個區，其中，綠色區域是安全飛行的速度區域，可以進行長時間飛行；黃色區域是大飛行速度的警告區，不宜進行長時間飛行；低于綠色區域的下限速度或高于黃色區域的上限速度都不允許進行飛行，前者會導致飛機失速，后者會導致飛機解體。

2. 航程

航程是衡量一架飛機能夠飛多遠的指標，為了追求大航程提高經濟效率，在設計過程中要優化氣動外形減小空氣阻力，增大升阻比，減小燃油消耗率。航程通常用以表示運輸類飛機能夠飛多遠（有時也用航時來衡量）。對于戰斗機，由于完成作戰后還必須返回原起飛場地，因此通常用作戰半徑來衡量其能夠飛多遠。為了增加作戰半徑，戰斗機通常攜帶副油箱（圖2），在飛行中優先使用副油箱，待箱中油料用完之后，可扔掉以減輕飛機的重量和阻力。

3. 升限

升限用來衡量飛機做水平飛行時所能達到的高度。由于空氣密度的變化，隨著高度的增加發動機推力呈下降趨勢。當飛機達到某一高度，發動機已不再有剩余功率使飛機飛得更高，而只能在此高度維持水平飛行時，稱這一高度為理論升限。在實際飛行中為了使飛機具有較好的操控性，不會使其剛好處于臨界高度，一般取垂直上升速度為5m/s時的最大高度為實用升限。飛機的垂直上升或下降速度通常用如圖3所示的升降速度表顯示。

飛機通常不在升限附近工作，而是在低于甚至遠低于升限的高度飛行。衡量飛機飛得多高，不同的場合往往采用不同的高度指標，如：絕對高度、相對高度、真實高度、標準氣壓高度。這幾種高度之間的相對關系如圖4所示。

（1）絕對高度：距實際海平面的垂直距離。

（2）相對高度：距選定的參考面（如起飛或著陸的機場地平面）的垂直距離。

（3）真實高度：距飛行器正下方地面的垂直距離。

（4）標準氣壓高度：距國際標準氣壓基準平面的垂直距離。

起飛著陸時通常使用起降場地的相對高度；執行低空飛行、轟炸、照相等任務時使用真實高度；空中交通管制分層飛行使用標準氣壓高度；飛行性能描述使用絕對高度等。

飛行高度的測量最常用的方法有氣壓測高、無線電測高、GPS測高等方法。圖5是一種常用的指針式高度表。

4. 起飛、著陸性能

飛機的起飛和著陸是兩個重要的飛行狀態，起飛著陸性能的好壞有時甚至會影響到飛機能否順利完成正常的飛行任務。起飛著陸性能指標可以概括為兩部分：起飛和著陸距離；起飛離地和著陸接地速度。后者除影響起飛和著陸距離外，還牽涉到起降安全問題。

5. 機動性能

飛機的機動性是指飛機在一定時間間隔內改變飛行狀態的能力。對機動性的要求，取決機要完成的飛行任務。對于戰斗機而言，要進行空中格斗，對其機動性要求就很高。因在奪取空戰優勢時，飛機的機動性起著相當重要的作用，所以機動性是軍用飛機的重要戰術性能指標。而對于運輸機，一般不要求在空中做劇烈動作，機動性要求就低。

6. 飛得最快、最高、最遠

飛行器的發展、飛行器設計水平的高低往往可以用上述主要飛行性能表征。那么目前飛機的飛行速度、飛行距離、飛行高度能夠達到多少呢？最大起飛重量能到什么程度呢？

（1）飛行速度最快、飛行高度最高的飛機

目前世界上飛得最快的飛機要屬美國NASA的X-43A無人研究機（圖6）。該機在2009年11月份的試飛中達到了9.6馬赫的速度（即9.6倍聲速）。飛得最快的已投入實用的有人駕駛飛機是美國SR-71“黑鳥”偵察機（圖7），其創造了3.2馬赫的速度。飛得最快的僅限于試驗的有人駕駛飛機是美國的X-15A（圖8）。在上世紀60年代，X-15A先后創造了飛行速度6.72 馬赫、飛行高度108000 米的速度與升限的世界記錄，它的試驗飛行幾乎涉及了高超聲速研究的所有領域，并為美國后來“水星”、“雙子星”、“阿波羅”載人太空飛行計劃和航天飛機的發展提供了極其珍貴的試驗數據。

就飛行高度而言，美國的“太空船二號”（圖9），可以在太空亞軌道上飛行，其設計軌道高度為160～320千米，但出于安全考慮，初期只打算飛到100多千米高度。該飛行器可供游客體驗太空失重的感覺，不過價格不菲。

（2）飛行距離最遠的飛機

“維珍大西洋環球飛行者”號（圖10）是目前世界上最新的可實現中途不著陸環球飛行的飛機，堪稱飛行距離最遠的飛機。2005年3月3日，美國冒險家史蒂夫·福塞特駕駛“維珍大西洋環球飛行者”號實現了單人、不間斷、中途不加油的環球飛行記錄，歷時約76小時。而早在1986年12月，美國人迪克·魯坦和珍娜·耶格爾兩人曾駕駛“旅行者”號飛機完成了史無前例的中途不加油、不著陸環球飛行壯舉，歷時9天3分44秒。值得一提的是，這兩種環球飛機都出自美國飛機設計師伯特·魯坦之手。

（3）起飛重量最大的飛機

目前世界上起飛重量最大的客機是歐洲空中客車公司的A-380（圖11），最大起飛重量550噸，堪稱“巨無霸客機”。起飛重量最大的運輸機是蘇聯安東諾夫設計局（現烏克蘭安東諾夫設計局）研制的安-225（圖12），最大起飛重量600噸。圖13為這兩種大型飛機和波音747客機的尺寸對比圖。

十七、飛機的飛行速度

飛行速度是飛機在空中飛行中最為關鍵的參數，因為根據升力的產生原理，若飛機沒有相對于空氣的速度則不能產生升力，也就無法實現在空中飛行。

1. 地速與空速

飛機的飛行速度通常可以用地速和空速來表示。所謂地速是指飛機飛行時相對于地面的速度，通常用加速度積分的方式或GPS的方式進行測量。所謂空速是指飛機飛行時相對于空氣氣流的速度，可以用氣壓式空速計測量。兩者之間的差異在于風速。當飛機順風飛行時，地速大于空速；當飛機逆風飛行時，空速大于地速。

氣壓式空速表是一種通過感受壓力來間接測量相對氣流速度的儀表。一般在飛行器的前端，都有一根細桿，它就是空速管（圖14）。空速管的正前端開有總壓孔，在稍后面垂直側壁方向開有一圈靜壓孔?？倝嚎缀挽o壓孔分別與兩個壓力傳感器相連，或與氣壓測量膜盒相連?？账俟苷龑饬鲿r，前端氣流形成駐點，速度為零，這點的氣壓是總壓；側壁的靜壓孔因其與氣流方向垂直，感受到的壓力與氣流速度無關，為大氣靜壓。

根據伯努利方程，動壓等于總壓減去靜壓，即

其中：代表動壓，ρ為空氣密度，υ為相對于空氣的速度，P代表靜壓。

靜壓是指流體在流動過程中，流體本身實際具有的壓力，即運動流體的當地壓力。對機來說，飛機靜壓是指該飛行高度上未受飛機擾動時的大氣壓力。飛機的動壓是指空氣以速度流動時由流速產生的附加壓力。根據動壓的表達式，再知道了當地的空氣密度就能求出空速，而空氣密度則可以根據空氣密度和高度的函數關系求得。

2. 馬赫數

前面已介紹過，空氣有一個特性——壓縮性。而為了考慮空氣的壓縮性，就必須考慮聲速這個因素。聲速會隨周圍介質密度的改變而改變，而空氣密度則隨高度變化，因此不同高度的聲速也不一樣。聲速越大，空氣就越難壓縮。另一個應考慮的因素是飛行器的運動速度。運動速度越大，則施加給空氣的壓力就越大，空氣被壓縮得也越厲害。由此可見，空氣被壓縮的程度，與聲速成反比，而與飛機飛行速度成正比。因此，要衡量空氣被壓縮程度的大小，可以把這兩個因素結合起來。這就是經常會提到的馬赫數（Mach Number），通常以Ma來表示，即

式中：υ表示在一定高度上飛行器的飛行速度；a則表示該處的聲速，空氣中的聲速隨高度的變化而變化。

馬赫數是衡量飛行過程中空氣被壓縮程度的一個指標。馬赫數越大，空氣被壓縮得越厲害；而馬赫數小到一定程度則可以忽略空氣的壓縮性。根據馬赫數Ma的大小，可以把飛行器的飛行速度劃分為如下區域：

Ma≤0.4為低速飛行

0.4

0.85

1.15

Ma>5.0為高超聲速飛行

Ma在0.4以下的低速飛行范圍，可以不考慮空氣壓縮性的影響，也就是說，可把空氣密度看成是不變的不可壓縮流體來做理論分析。而隨著Ma的增大，空氣壓縮性的影響逐漸明顯，進而必須考慮。

Ma在0.4～0.85時，壓縮性對飛行的影響只有量的變化，無質的突破。

Ma在0.85左右時，飛行器表面氣流的局部流速可達到聲速，開始出現激波（一種獨特的流動現象，實際上是受到強烈壓縮的一層薄薄的空氣，有關激波的詳細情況，感興趣的讀者可以參閱相關書籍）。隨著Ma的增大，超聲速區域逐漸擴大，一直持續到Ma等于1.15左右，流動呈現亞聲速和超聲速共存的局面。在Ma為0.85～1.15的跨聲速飛行區域內，氣流分離現象嚴重，空氣阻力劇增，飛行穩定性變壞。

當Ma超過1.15以后，整個流場都達到超聲速，流動的性質與亞聲速相比有本質上的不同。

Ma大于5.0的飛行稱為高超聲速飛行，飛行器前緣由于氣流受到強烈壓縮，會出現溫度達數千攝氏度的激波層。這樣高的溫度會使周圍的空氣分子分解甚至電離，給飛行器的設計和制造帶來許多新問題。

3. 聲障、熱障

飛機誕生初期，飛行速度并不快，都處于低速飛行范圍。但隨著需求的不斷提高，飛機的速度越來越快。到20世紀40年代，采用活塞發動機的飛機，平飛速度達到了每小時七百多千米，俯沖時其速度接近聲速。此時，飛機會發生劇烈的抖振，變得不穩定，幾乎失去操縱。有時抖振太劇烈會使飛機結構發生破壞，造成飛機失事。這種現象就是“聲障”?！奥曊稀笔窃陲w機速度不斷提高的過程中遇到的第一個關口。為了突破聲障，必須在飛機設計方面采用一些特殊措施以減小激波阻力，最有效的設計就是采用后掠機翼。世界上第一架突破聲障的飛機是美國的X-1研究機（圖15），駕駛這架飛機的是著名飛行員耶格爾，當時這架飛機飛行速度達到了1.06倍的聲速。

當飛機突破聲障進入超聲速飛行時，所形成的激波傳到地面會形成如同雷鳴般的爆炸聲，這就是所謂“聲爆”現象。聲爆過大可能會對地面的居民和建筑物造成損害?！奥暠睆姸扰c飛機的飛行高度（強度隨著離開飛機的距離增加而減小）、飛行速度、飛機重量、飛行姿態以及大氣狀態等都有關系。為防止噪聲擾民和“聲爆”現象，一般規定在城市上空10km的高度之下不得作超聲速飛行。飛機在空氣濕度較大的海上進行超聲速飛行時，空氣中水蒸汽還會由于斜激波的作用產生如圖16的圓錐形霧團。

飛機突破“聲障”以后，隨著速度的進一步提高，又遇到了一個新的關口，這就是“熱障”。當飛機以超聲速飛行時，其表面附面層中的空氣因受到強烈摩擦阻滯和壓縮，速度大大降低，動能轉化為熱能，使飛機表面溫度急劇增高。如飛機以Ma為2.0在同溫層飛行時，頭部溫度可達到120。C；當飛行速度提高到Ma為3.0時，頭部溫度可達到370。C。此時，作為飛機主要結構材料的鋁合金，由于其材料性能隨溫度升高急劇下降，不能在如此高溫環境下長期工作，因此會造成飛機結構的破壞。

氣動加熱可使結構強度和剛度降低，飛機的氣動外形受損，危及飛行安全。這種由氣動加熱引起的危險障礙被稱為“熱障”。世界上第一架突破熱障的飛機是美國的X-2（圖17），駕駛這架飛機的飛行員是阿普特，當時的飛行速度達到了3.2倍聲速，不幸的是在完成這次突破后，意外地發生了機毀人亡的事故。圖18是“阿波羅”登月飛船指揮艙再入大氣層時的表面溫度，從圖中可以看出，此時飛船的表面溫度已經非常高了。

在飛機其他表面，溫度雖然比機頭的低些，但由于空氣粘性的作用，附面層內氣流流速受到滯止，表面溫度也是相當高的。因此，機內設備、人員也需要隔熱、防熱。由于人所能承受的溫度最高大約是40。C，而飛機上的設備如無線電、航空儀表、雷達、橡膠、有機玻璃、塑料等其工作溫度一般也不超過80。C。因此如何保護機內人員、設備不受傷害，也是應對“熱障”時需要解決的重要問題之一。

目前解決熱障的方法主要有：使用耐高溫的新材料如鈦合金、不銹鋼或復合材料來制造飛機重要的受力構件和蒙皮；用隔熱層來保護機內設備和人員；用水或其它冷卻液來冷卻結構的內表面等。如美國SR-71飛機，93%的機體結構采用鈦合金，就順利地越過了熱障，當時創造了3.3倍聲速的世界紀錄。

4.氣動外形決定飛行速度

飛機從其誕生至今已經有一百多年的歷史了，發展了形形的式樣。有的飛機飛行速度較小，也就二三百千米/小時；而有些飛機飛行速度則非常大，甚至可達到幾倍聲速。那么如何從外形上區別低速飛機還是高速飛機呢？

低、亞聲速飛機和超聲速飛機由行速度不同，飛行時產生的空氣動力也有較大差異。為了獲得較好的氣動外形和飛行性能，低、亞聲速飛機和超聲速飛機在外形上有很大不同，主要體現在以下幾個方面。

（1）機翼展弦比大小的不同：低、亞聲速飛機（圖19）機翼的展弦比較大，一般在6～9之間，梢根比也較大，一般在0.33左右；而超聲速飛機（圖20）機翼的展弦比較小，一般在2.5～3.5之間，梢根比較小，在0.2左右。

（2）機翼后掠角大小的不同：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（圖21）的后掠角一般小于35。；而超聲速飛機（圖22）通常為大后掠機翼或三角機翼，前緣后掠角一般為40?！?0。。

（3）翼型和機頭頭部形狀的不同：低、亞聲速飛機的機翼翼型一般為圓頭尖尾（圖23），前緣半徑較大，相對厚度也較大，一般在0.1～0.12之間；而超聲速飛機機翼翼型為小圓頭或尖頭（前緣半徑比較小，圖24），相對厚度也較小，一般在0.05左右。機頭頭部形狀也和翼型頭部形狀的規律相似。

篇5

飛機們自然不考語文數學,它們考些啥呢?先來看看這三關!

鉆進狂風洞,看誰更“拉風”

飛機考試的第一關是考外形,這不是“以貌取人”嗎?沒錯,雖然“以貌取人”是不對的,但是“以貌取機”卻絕對正確。用飛機設計師的話講:飛機的什么最重要?第一是外形,第二是外形,第三還是外形。尤其是對軍用飛機來說,長得“帥不帥”幾乎決定后面的一切。飛機為啥這么在乎自己的長相呢?因為飛機的外形越接近流線型,在飛行中受到的阻力就越小,越能飛得更快、更敏捷、更省油。

可飛機的用途多了,不同種類的飛機長得都不一樣,到底長成啥樣才算帥飛機呢?這得考官風洞說了算。風洞,顧名思義就是一個會吹風的洞。聽著挺簡單,其實挺復雜。不過說白了就是在洞里安幾個大風扇,扇出達到聲速甚至數倍于聲速的氣流,對著安放在洞里的飛機猛吹。飛機在這樣的狂風中和它在天空高速飛行時遇到的風是一樣的。在這樣“完全仿真”的環境里檢測出飛機受到的阻力、機翼產生的升力是不是合乎要求。然后就可以根據風洞試驗,給飛機做“整容手術”,把它整成“拉風”的帥飛機。

為了更真實地模擬飛機在高空遇到的各種復雜情況,風洞也相應的有很多種類型。低速、高速、超聲速、高超聲速等各種風洞,風速從幾十米/秒到十倍于聲速一應俱全。有了風洞,飛機呆在地面上就能測試出怎樣的外形最適合飛行,比直接上天去測試安全多了。

要“拉風”,不要“拉冰”

長相過關后,還有一項重要的考試內容:抗凍!飛機也怕冷嗎?那當然!要知道高空的氣溫比地面低多了,零下幾十度是司空見慣的。飛機在穿越云層時,常常會遇見冷氣流,要是水蒸氣在飛機冰冷的外殼上凝結成冰,那可就危險啦。越結越厚的冰會讓飛機越來越重,更危險的是,結冰后相當機的外形被改變,尤其是機翼的形狀最關鍵,很容易讓飛機失去升力。據研究,只要機翼的前緣有半寸結冰,就能讓飛機失去一半的升力,并增加相同數量的阻力。一般情況下,只要結冰時間達到兩分鐘就會導致飛機墜毀!所以飛機必須有合格的“供暖”設備,保證不讓機身上的水汽凝結成冰才行。

因此,飛機還必須要進入試驗室,在模擬的高空寒冷結冰環境中,測試抗冰性能。

東拉西扯,連搖帶壓

這項考試是為了看飛機的身子骨兒結實不結實。給飛機全身都連接上施力點,這些點有的給飛機施加壓力,有些給飛機施加拉力,讓飛機所受的力達到了機身能承受的極限,然后測試出飛機在受到多大的力時才會解體。這項考試同樣很重要,要知道,即使是一架相對較輕的戰斗機,在全副武裝后,體重也會增加到30噸以上,再加上戰機必須在空中高速飛行、快速轉彎,因此飛機所要承受的外力大得驚人,要是骨架不結實,非得在空中散成零件不可。

篇6

關鍵詞：超聲波傳動鏈內聯傳動鏈傳動誤差

中圖分類號：TM910 文獻標識碼：A

包裝精度差成了提速的主要障礙。其次的缺陷是提速后運行不穩定，因為輸送時經常出現顫動扯斷了薄膜紙并形成薄膜紙走偏，走偏后的薄膜紙包不住電池需停機調整。還有故障率高等。為了弄清其原因我們對日本原裝機的結構、原理進行分析。原裝機的結構、原理簡介如下；

1 薄膜打孔機構：功能為在平鋪的薄膜紙上打上一排郵票孔，待包裹電池后熱縮將其扯斷，以達到連續包裹后再每對分開的目的。

2分對機構：功能為把連續排隊的電池通過分對盤每兩只、兩只分開，并用滾子鏈上的分隔銷固定后送入薄膜紙包裹。

3 薄膜套包裹電池搓送機構：功能為將平鋪薄膜紙通過導向器卷成薄膜套筒，同時包裹住兩只、兩只分開的電池，接著用兩旁搓送帶夾住搓動傳送。

4超聲波焊接薄膜裝置功能為用超聲波焊接包裹住電池的薄膜套并切除余邊。

5熱縮裝置：功能為將包裹住電池的薄膜套在郵票孔處熱縮扯斷分開，接著熱縮分開后單獨包裝的薄膜套以緊裹電池。

6差速機構：為了使每對電池能置于薄膜套的兩排郵票孔中央，分對機構的傳動鏈中還設置了差速機構，調整差速機構可使電池位置在薄膜套內左右移動，達到居中。

包裝電池過程中的誤差分析計算如下：（部分過程省略）

打孔刀軸的總轉角誤差、及其對應的工作長度誤差：

電池分對銷輪軸的總轉角誤差、及其對應的工作長度誤差：

搓動電池套輪軸的總轉角誤差、及其對應的工作長度誤差：

式中； l■是打孔刀軸產生的工作長度， l■是電池分對銷輪軸產生的工作長度，l■是搓動電池套輪軸產生的工作長度，已知3工作軸在包裹一對電池所產生的工作長度等；

第一條內聯傳動鏈（打孔刀軸-電池分對銷輪軸）產生的工作長度誤差

第二條內聯傳動鏈（打孔刀軸-電池套搓輪軸）產生的工作長度誤差

每對薄膜套包裹電池的誤差是由第一條內聯傳動鏈產生的工作長度誤差l■和第二條內聯傳動鏈產生的工作長度誤差l■組成；

即原裝機薄膜套與電池總誤差：

是un傳動副產生在No：n軸上轉角誤差。u4、u5、u6、u7、u8、u11、u15是速比接近的

滾子鏈傳動副，近似認為；

u2、u9、u11、是齒輪傳動副，齒輪傳動副產生的轉角誤差比滾子鏈傳動副產生的轉角誤

要小很多，近似計算可忽略；

是曲柄轉動導桿傳動副，其產生的轉角誤差與滾子鏈傳動副產生的誤差接近，亦可近似；

最后得；

以上誤差計算看出，原裝機薄膜包裝電池的綜合誤差相當大，實際的包裝也確實如此。

特別是提速后，由于滾子鏈條的載荷加大，滾子鏈的長度變化增大，各滾子鏈傳動副的誤差隨之增大。實際上，當時的每對包裹套電池的的誤差綜合經常出現 l■﹥0.5mm。造成超差。當時為了解決此問題，通過勤調整滾子傳動鏈的張緊輪、采用高級的進口鏈、進口軸承、差速箱齒輪提高精度等級等手段來改善。但收效甚微。2005年我們開始對大號對裝機進行改革。

改革目的主要是提高速度后保證傳動精度及保持運行的穩定性，主要的改革如下：

1根據內聯傳動鏈的設計原則，縮短傳動鏈是最有效提高傳動精度的方法。由于滾子鏈傳動副傳動精度較低，應盡量減少用其傳動。各部分的傳動比由齒輪實現后，由滾子鏈1次傳遞到各部分的工作位。提高精度的同時降低制造成本和提高運行的穩定性。

2 原裝機的結構是大號電池和3號電池可互換使用的，因此增加了結構的復雜性。但實際生產中根本不可能實現互換。故改為專一的大號電池使用。

3 曲柄轉動導桿傳動副的間隙較大，形成傳動誤差較大。根據多年的經驗，認為其作用不大，接著在1臺機上拆去做試驗。后證實曲柄轉動導桿機構對薄膜打孔完全無作用，并因其產生鏈條的抖動，較大地影響了其對應部分的使用壽命，故取消。

4 原有的薄膜紙輸送筒在較早時期的使用中，發現根本不起作用，反而對薄膜的傳送造成影響，90年代已經停用。其存在增加了傳動的復雜，故取消。

5 對差速箱內用滑動軸承部分全部改為滾動軸承，使其減少了傳動過程中的阻力。

6 對超聲波換能器工作嘴位對應的砧輪支撐軸承加大了剛性、各輸送槽高低、左右位置改為可調、改善了熱縮爐的風路機構等。

其內聯傳動鏈的誤差分析如下；

第一路到打孔刀軸；由No：3開始，經u2，u8，到No：8。第二路到分對銷輪軸；由No：3開始，經u7，u9，到No：9。第三路到電池套搓輪軸；由No：3開始，經u5，u10，到No：10。其誤差分析過程同前。

得出改進后套與電池總誤差；

即改革后電池包裝薄膜套的誤差只是原來的57.7%，實際的測量還小于此。

超聲波高速電池包裝機改革后有以下的改進：

1 包裝速度有了較大的提高，改革前是650只/分，改革后，在各種指標都優于原來的狀態下，速度普遍已超1000只/分，性能較好的達1050只/分。提高超過50%。

2 在速度高于1000只/分的狀態下，精度指標有了較大的提高，電池與薄膜套不對中的問題得到了徹底的解決，改革后的機在使用2年后 ≤0.25mm，大大小于質量公差要求。

3 簡化了結構，減少了多余的機構，節約了制造成本，傳動系統顯得簡單、整潔。使維修、保養變得方便。因傳動副減少，特別是滾子鏈傳動副[2]的減少，在提速后噪音比原來還要小。

4 提高了使用的穩定性，改革前故障率非常高，設備利用率只有90%左右，5臺機配備了2個維修工，改革后的設備利用率達98%，同時解決了薄膜紙扯斷、走偏的問題。并且大部分故障由操作工本身解決，沒有配備專職維修工。

超聲波高速電池包裝機的改革取得了較大的成功，其結構簡單成本低廉卻產生了較大生產效益，目前其生產速度位居全國同行業之首，并已向廈門電池廠、郁南永光集團等提供了多臺。深受同行的歡迎。

參考文獻

篇7

關鍵詞：計算流體力學；軟件；流體力學教學

中圖分類號：G642.41 文獻標志碼：A 文章編號：1674-9324（2016）11-0248-03

一、引言

英國著名教育學家J.K.Gilbert教授在其組織編著的“Visualization：Theory and Practice in Science Education”一書別強調：可視化技術在現代科學教育教學中的應用是一個亟待深入研究的問題[1]。Gilbert教授從認知模型的角度考慮了可視化在宏觀、亞微觀和符號層面認知中的作用，討論了照片、示意圖、圖表等可視化技術在科學知識描述中的功能。本文在總結“流體力學”、“空氣動力學”和“計算流體力學”教學內容以及“飛行器部件空氣動力學”教學經驗的基礎上，結合參考文獻[1]中的教學思想，系統探討計算流體力學（CFD）可視化技術在流體力學課程教學中的應用。

CFD是采用計算機模擬流體流動及相關現象的一門科學，主要涉及物理、數值數學和計算機科學等學科。CFD的應用歷史可追溯到上個世紀70年代，理論研究的歷史則更早一些。隨著計算機技術的發展，CFD所能求解問題越來越復雜，最早是求解簡化方程控制的跨聲速流動，到了80年代初就可以求解二維或三維的Euler方程，隨后Navier-Stokes方程的求解也成為可能。經過本世紀近十年來的快速發展，CFD技術基本成熟，相應的軟件被廣泛的應用于航空、航天、汽車、船舶、生物、材料、氣象、海洋以及石油工業等領域。

在應用需求的牽引下，目前大部分CFD軟件都已經具有非常友好的人機交互界面，不僅能夠以一定精度計算流體運動控制方程、模擬復雜的流體流動，更能夠通過一定的可視化技術顯示所計算流場的空間結構和時間演化特征。因此，流體力學本科與研究生教學中涉及的諸多基本概念、一般規律和關鍵問題等，都可以結合CFD軟件進行直觀而科學的探討。

二、基本概念的解釋

在傳統的教科書中，流體力學中的基本概念，如流場、梯度、散度、旋度、流線、跡線、點源和偶極子等，常常采用一定的數學公式或抽象語言來描述，這對學生理解實際的流體流動問題是十分不利的。借助于CFD軟件，上述概念可以采用云圖、矢量圖和等值面等十分直觀的顯示出來，下面舉例來說明。

標量場可采用云圖來顯示，所謂云圖就是采用不同的顏色對應不同的標量數值。圖1所示為利用云圖顯示噴管流場中馬赫數的分布情況，其中黑色到白色的漸變表示馬赫數從0.1變化到5.0。由噴管內部流場中顏色的分布可以看出，噴管內部馬赫數從左到右是一直增加的。這樣一種顯示方法不僅直觀的顯示了什么是流場，更從物理上說明了流場中馬赫數的變化規律。

由于矢量既有大小又有方向，矢量場不能像標量場那樣僅僅以顏色的變化來區分。在CFD中矢量一般用具有一定長度的箭頭來表示，箭頭的方向對應矢量的方向，箭頭的長度代表矢量的大小。圖2所示為噴管內部速度矢量場，由圖可以看出流場中每個點處的速度相對大小和方向，很直觀的表示了噴管內部氣體逐漸加速的過程。圖3所示為噴管內部流線，每條曲線表示定常流動條件下流體質點在噴管中的運動軌跡，同樣直觀的表現了噴管的流場結構。

在流體力學教學中經常會從簡化的模型出發，討論理想狀態下的流動問題，如點源、偶極子等的流動。這種流場在現實中是不存在的，通過電磁學或其他方式類比來顯示相應的結構往往也不夠直觀。借助于CFD軟件則可以很容易地通過求解簡化的控制方程，得到理想狀態下的流場，然后通過可視化技術實現三維、動態的流動演示。隨著CFD技術的越來越成熟，大部分流體力學教學中涉及的基本概念、假設等，均可以通過CFD可視化的方式展現給學生，改變傳統教學方法，提高教學質量。

三、流體力學基本物理現象的演示

CFD軟件是通過求解不同初、邊值條件下的流動控制方程來研究流體運動特征，能夠客觀地反映流體運動的物理規律。因此，在流體力學教學中，很多關鍵物理現象，如邊界層、激波、射流、混合層、卡門渦街等，也可以通過CFD技術進行分析，并通過可視化的方式展現給學生。

在流體粘性的作用下，繞流物體表面一般都會存在緊貼物面非常薄的一層區域，這層區域被稱為邊界層。邊界層概念的提出是流體力學發展史上里程碑式的事件[3]，然而在流體力學教學中往往很難把邊界層的重要性講清楚。借助于CFD軟件，可以直觀地觀察水流、氣流中邊界層的形成過程及其差別，通過顯示邊界層速度剖面的形狀解釋邊界層如何影響流場結構，如圖4所示。從圖中可以很明顯地看出壁面附近氣流速度的降低，體現了氣體的粘性效應在近壁附近的作用。

激波是超聲速流動中廣泛存在的流場結構[4]，采用CFD技術可以模擬各種類型的物體繞流，顯示對應的正激波、斜激波和弓形激波等現象，從不同的角度加深學生對激波這一物理現象的理解。射流、混合層和卡門渦街同樣可以通過適當的CFD技術模擬，甚至可以顯示其中非常精細的流場結構。圖5所示為混合層渦結構的CFD數值模擬結果，由圖可以看出混合層流動的失穩過程，類似的數值模擬結果對流體力學專業高年級本科生和研究生教學是大有助益的。

四、流體力學應用問題分析

在流體力學專業的研究生教學中，常常會涉及生物流體力學、飛機空氣動力學、環境流體力學、化工流體力學、汽車空氣動力學等一系列應用流體力學課程。CFD軟件在工業上的廣泛應用為這些課程的教學提供了大量的素材。圖6、圖7和圖8所示為鰻魚[5]、高超聲速飛行器和F1賽車繞流流場的CFD數值模擬結果，從中可以分析繞流物體的流動和受力特征，探索隱藏在背后的物理規律，加深學生對問題的理解。

五、小結

CFD軟件在流體力學課程教學中有著非常廣泛的應用前景，本文以具體實例展示了CFD軟件在流體力學基本概念解釋、基本物理現象演示和應用問題分析方面的關鍵作用。通過在教學中恰當的應CFD軟件，可以有效地增強學生的學習興趣，提高教學質量。

參考文獻：

[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.

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關鍵詞：航天器；軌道發射；衛星

中圖分類號：V412.4 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2017）06-0248-01

1 現代航天發射衛星的基本原理

現代航天器發射基本采用三級運載火箭方式，其中一級火箭可以在發射后120至160秒的時間內將二級＼三級火箭以及衛星（以下簡稱航天組合體）推送出大氣層，然后與航天組合體脫離，昂貴的一級火箭墜落大海成為殘骸。

2 存在的主要問題

以5號運載火箭為例，火箭總重834噸，一級火箭重784噸，占總發射重量的90%以上；而火箭最大任務載荷僅有23噸。由于發射方式的低效，導致發射衛星非常昂貴；低軌道小型衛星的發射費用在2000萬美元以上，高軌道大型衛星的發射費用則可達到數億美元，其中一級火箭可占到總發射費用的80%以上。美國SpaceX公司“獵鷹9號”火箭的制造成本高達6000萬美元，燃料成本僅為20萬美元。通常太空公司的每一次發射任務，都需要花費數千萬美元生產全新火箭。如果能找到一種廉價可靠的發射方式替代目前的三級運載火箭中的第一級，將為人類開辟進入太空的捷徑。

3 美國人的解決思路

美國SpaceX公司提出了一級火箭在完成發射任務后通過動態控制成功落回地面的回收技術，希望能達到一級火箭安全回收的目的，然后只需對一級火箭進行翻修，重復灌入燃料，即可執行多次發射任務，從而大大降低火箭的發射成本。但究竟能降低多少成本呢？且不說火箭回收是一件高風險的任務。從理論上講，“獵鷹9號”在飛行時經歷了大幅的溫度變化，而且要承受極高的壓力和振動等環境中的諸多極端因素的影響。這些因素都會對火箭本身造成磨損，所以，回收之后的火箭或許需要進行維修和更新，才能再次執行發射任務。翻修火箭引擎往往成本高昂。如果翻修時間太長，SpaceX就無法頻繁地發射。從以往航天發射案例中也可看到翻修成本是航天飛機成本高昂的主要原因之一。航天飛機使用巨大的一次性燃料箱和兩個可以重復使用的火箭助推器完成發射。一旦完成太空任務，航天飛機可以像飛機一樣在返回地面。航天飛機的可反復使用設計是為了節約資金，因為除了外部燃料箱外，其他的組件都可以反復使用?！翱上У氖牵]有達到預期效果?！泵绹詈骄治瘑T會成員兼航前天飛機項目主管維恩?海勒（Wayne Hale）表示，“這是一臺極其復雜的設備，需要進行大量翻修才能再次升空。”航天飛機的主要引擎經過幾次發射之后必須更換。這種飛行器還需要在兩次任務之間展開許多檢修。另外，在從海洋中回收之后，其火箭助推器也需要不斷更新，而且每次都要使用新的外部燃料箱?？傮w而言，這將把每次發射任務的成本推升到4.5億至15億美元之間。

4 利用軌道發射衛星的基本設想

解決衛星發射的最重要的是能否不使用一級火箭，由一種方式將航天組合體加速到一定的高度和速度。

本文認為可以采用現代航母電磁彈射飛機的思路，在長距離軌道上運行裝載航天組合體的列車以常規動力先將航天組合體加速到一定的速度和高度，在軌道末端航天組合體的運載火箭點火，與發射軌道脫離，進入太空；運載列車反向剎車，逐步返回發射起點。

具體方式如下：

（1）在一座海拔6000米以上的高山內修建一個長達100km的斜坡隧道，內部鋪上軌道，軌道末端敞口于山體反斜面，軌道仰角可達60度，見圖1。

（2）航天組合體先由發射列車采用電磁推力或航空發動機以5g到6g均勻加速，在軌道末端，火箭點火脫離軌道進入太空。由于軌道長達100km，發射列車可獲得近57秒的運行時間，航天組合體可獲得3400m/s的初始速度和6000m左右的初始高度，這樣只需兩級火箭就可將衛星送入地球軌道。

5 基本理論計算

根據齊奧爾科夫斯基的理想火箭推進公式

V-V0=Vtln（m0/mk）

式中V為火箭在噴射完全部可噴射物質時的瞬間速度，V0為火箭起飛速度，Vt為火箭發動機噴口氣體噴射速度，mk為火箭結構質量，m0為火箭結構質量+全部可噴射物質。

現代火箭發射時，由于V0=0，在現代技術條件約束下火箭發動機噴口氣體噴射速度Vt可視為常數，因此要想獲得更大的飛行速度，只能依靠更大的m0/mk之比。

已知第一宇宙速度為7900m/s，設Vt為3000m/s；當V0=0時，要求ln（m0/mk）>=（7.9/3），火箭才能達到第一宇宙速度。此時不難計算出m0/mk要達到14以上。

如果V0=3400m/s，則ln（m0/mk）>=（（7.9-3.4）/3），此時m0/mk只要達到4.5以上，就可使火箭達到第一宇宙速度。如果換算到發射23噸的衛星，則火箭總重只需達到120噸即可。

6 風險與優點

6.1 風險

6.1.1 l射列車的動力問題

發射列車的推動方式可以選擇的方式包括航空發動機推送或電磁彈射為基本方式，現代雙發重型戰斗機的重量大約是45噸以上，航空發動機可以產生使其達到7～8g加速度的推力，考慮到航天組合體的總重可達120噸以上，載荷可達20噸以上，因此使用4-6個航空發動機作為基本推力是適合的。電磁彈射的優點是不用裝載燃油，電能更加便宜且不產生污染，但長距離電磁彈射技術較為復雜，近期難以成熟。

6.1.2 發射列車的運行方式

發射列車的運行方式較為復雜，由于發射列車運行的末期速度高達10馬赫，因此如何保證發射列車在軌道上的平穩運行是發射成功的關鍵。磁懸浮技術可能是解決問題的一個理想方案。

6.1.3 高速運動中的火箭發射技術

由于火箭在隧道內高速奔馳時，最高速度可達10馬赫，此時火箭會受到巨大的空氣阻力，可以通過密封隧道并抽成近似真空解決此問題；但在火箭從隧道口脫離軌道時，仍然會遇到巨大的空氣阻力，如何克服這一阻力是軌道發射衛星必需解決的難題。

6.2 優點與前景

采用軌道助推發射火箭的方式將完全取消一級運載火箭，沒有火箭回收和翻新火箭的費用和風險。發射列車在脫離火箭后制動剎車，可在完整安全回收后多次使用，加上推進動力使用電力或燃油動力，因此發射費用低廉。

發射準備工作快，一次發射完畢后，只要檢查軌道和發射列車的技術狀態正常就可以進行下一次航天發射。相信在克服具體工程難題后，這一發射方式將成為今后衛星發射的主要方式。

如果以軌道發射衛星的方式得以實現，人類將進入大規模開發太空的時代，發射衛星費用將大幅降低，建設新一代空間站甚至太空城都將成為可能；太空旅游也將不再是極少數富豪的專利，普通人花個幾十萬完成一次太空旅行將成為可能；在太空中組裝前往月球、火星探險的龐大飛船也將不再是難事。

參考文獻

[1]方群，李國新.航天飛行動力學[J].西北工業大學出版社，2015.

篇9

航天技術是研究太空科學、進行資源開發與應用的綜合工程技術，是高技術密集的尖端科學技術［1-2］。航天復合材料與結構是保障航天器在軌服役、高速再入和安全返回的關鍵技術之一，其涉及高溫和超高溫、強輻射、高真空、微重力等極端環境，具有顯著的多學科交叉特點。由于航天復合材料產品結構復雜、工作條件和服役環境特殊，與傳統復合材料的結構和性能存在較大的差異。歐美等國一直把航天復合材料作為國家的基礎技術和關鍵技術大力發展，安排了系列研究［3-4］。近年來，國繞新一代飛行器的快速發展開展了新一輪的材料技術創新驅動研究，例如X-43A、HTV-2、X-37B、X-51A等飛行器的成功飛行［5-8］，標志著國外熱防護復合材料技術已經進入了嶄新的發展階段?？v觀國內外最新航天器的發展現狀，航天復合材料總體發展趨勢是耐高溫、輕量化、低成本和多功能化，而材料微結構設計、材料體系和制備方法創新發展將在未來航天復合材料的發展中發揮不可或缺的主導作用。本文總結了國內外航天器輕質防熱復合材料及輕質結構的發展現狀，并以新型超輕質“霧凇結構”防隔熱復合材料和充氣式再入減速器熱防護材料為重點，介紹了近年來我國相關領域的進展，最后對航天復合材料與結構的未來發展趨勢進行了探討。

2超輕質燒蝕型高效防隔熱一體化材料

燒蝕防隔熱材料是經典的熱防護方法，通過相變和物質消耗起到防熱作用，可用于高焓高熱流環境。尤其是深空探測航天器以第二宇宙速度再入的熱環境特征是峰值熱流密度大、焓值高、壓力低和再入時間長，要求防熱材料及其構件具有低密度、耐高溫、低熱導率、低燒蝕量和高熱阻塞效應的特點［9］。針對深空探測航天器對耐超高溫防/隔熱材料一體化材料需求，國內外研究機構相繼研制出了系列具有“超輕質、低熱導率、耐高溫、微燒蝕”熱防護材料并成功通過飛行驗證。例如美國阿波羅(Apollo)計劃采用了AVCOAT熱防護材料(平均密度為0.55g/cm3)，以酚醛玻璃鋼蜂窩增強環氧-酚醛、石英纖維和空心微球的結構形式，這種中密度材料40年前成功應用于A-pollo熱防護結構［10-11］。其改進型被選為OrionCEV熱防護材料，改進后的Avcoat材料所累積的試驗數據較少，主要集中于評價它與成熟Avcoat材料在性能上的一致性［12］。值得注意的是，近年來NASAAmes研究中心開發了新一代低密度燒蝕材料即酚醛浸漬碳燒蝕體(PICA)。PICA以FMI公司生產的纖維狀碳基隔熱材料為增強體，浸漬酚醛樹脂而成，密度為0.24～0.32g/cm3，成功用于高速再入的星塵號試樣返回艙熱防護系統中，經受了峰值熱流密度12MW/m2、總加熱量365MJ/m2的再入熱環境［13-19］。PICA曾是OrionCEV除改進型Avcoat外的TPS候選材料，還作為MSL的迎風面防熱材料成功登陸火星［20］，并作為主要防熱方案應用于SpaceX公司龍飛船熱防護系統，這種新型輕質防/隔熱材料曾被評為2007年美國宇航局年度發明獎［21］，密度僅為傳統隔熱材料的1/5，能瞬時抵抗高達2700℃的高溫，是集耐燒蝕-承載-隔熱于一體的新一代熱防護材料［22］。而國內目前通過探月三期再入返回飛行試驗器的“半彈道跳躍式再入”方式返回地球，驗證了由月球高速再入情況下的中密度防熱材料與技術，但對這類纖維狀基體增強樹脂類超輕質燒蝕材料的研究還處于初期階段，既沒有形成完備的材料體系，更沒有完成驗證飛行的報道。

2.1微結構設計和力學性能

經過調研國內外研究進展，哈爾濱工業大學提出了新型超輕質具有“霧凇結構”(圖1(a))防隔熱復合材料用于極端環境再入防熱的構想，并進行了典型熱環境考核試驗。圖1(b)為自制的網絡碳骨架微觀結構，纖維之間通過特種玻璃碳相連以提高強度和剛度［23］。通過自制特種改性酚醛樹脂的結構改性，并進一步浸漬和充填碳骨架(圖1(c))，制備的碳骨架增強酚醛樹脂具有比表面積大、孔隙率高、熱導率和密度低的特點，集燒蝕防熱和隔熱于一體的新型超輕復合材料。圖2為四種密度的碳粘結碳纖維骨架材料壓縮測試的典型應力-應變曲線。從圖中可以看出，碳粘結碳纖維骨架材料具有“半柔性”材料的特點，其壓縮曲線可分為兩個階段，在第一階段，壓縮應力隨著應變的增加呈近似線性增加達到最大彈性應力(曲線上A點，定義為壓縮強度)，之后曲線出現轉折點，應力增加的幅度較之前大為減小，且應力值出現類似于屈服現象的上下浮動，這也表明材料內部局部發生破壞。在平行于壓力方向，壓縮應力達到壓縮強度后隨應變增加快速降低直至應變接近30%，而垂直于壓力方向，壓縮應力隨應變增加平穩波動變化至30%以上。研究了碳纖維骨架的密度與其壓縮強度的關系，如圖3所示，平行于和垂直于壓力方向的壓縮強度和模量均隨著密度的增強而增大，在平行于壓力方向的壓縮強度已經超過6MPa，垂直于壓力方向的壓縮強度也達到2MPa以上。

2.2燒蝕性能

地面模擬試驗是檢驗和驗證防熱復合材料燒蝕性能優劣的重要途徑，使用等離子電弧風洞模擬試驗對碳骨架增強酚醛樹脂防熱復合材料進行了駐點燒蝕考核。電弧風洞駐點燒蝕試驗考核過程使用高頻攝像機所獲取的視頻截圖如圖4所示，發現燒蝕過程中材料前表面溫度一致，整個過程中均勻燒蝕后退并且沒有機械剝蝕出現，燒蝕加熱過程中防熱材料表面溫度超過2200℃，經過60s氣動加熱后材料的質量燒蝕率為0.136g/s，線燒蝕率為0.058mm/s，駐點燒蝕后較好保持了初始的球頭外形，試樣后表面的碳化層完整沒有溝槽、孔洞等缺陷。從圖6所示的燒蝕后試樣的橫向切片宏觀照片上可見燒蝕過程和熱沉后，試樣可以分成明顯的碳化反應層(或碳化層)、熱解層和原始材料層，而且碳化區和熱解區只集中在試樣前端的較小范圍內，即試樣背面溫升極低，酚醛樹脂仍為原始狀態，表明防熱材料具有優越的隔熱性能。通常在高溫燒蝕過程中，酚醛樹脂在高溫下與穿過邊界層進入的高速氣流相互作用，樹脂熱解釋放吸收熱量并且熱解產物注入邊界層對表面才形成保護作用，同時表面形成堅固碳化層輻射熱量;亞表層產生的小分子和大分子熱解產物在碳化反應層內高溫作用發生二次裂解吸熱并產生大量氣體，同時在處于高溫下的碳吸熱升華吸收熱量，這些熱解氣體及其反應產物和升華碳從材料表面逸出注入邊界層對輕質防隔熱材料起到熱屏蔽作用。酚醛樹脂熱解層出現的溫度區間為200～800℃，酚醛受熱分解釋放出熱解氣體得到多孔碳，因此該區域的主要成分是碳骨架、孔隙、熱解氣體、熱解碳以及這些物質相互反應得到的氣體產物。處于孔隙中的熱解氣體及反應產物隨著氣體量增加、壓力升高會沿著材料內部開放孔隙逸出酚醛熱解層，對多孔酚醛熱解區起到熱屏蔽作用。原始材料層燒蝕過程中溫度始終維持在200℃以下，主要吸收機制為熱容吸熱，由于材料具有“霧凇結構”而表現優異的隔熱特性，因此始材料的酚醛幾乎保持制備態的顏色和微結構。

3充氣式再入減速器熱防護復合材料

充氣式再入減速器(簡稱為充氣減速器)，也稱為充氣式防熱罩［24］。再入過程中，減速器在大氣層內從包裝折疊狀態到完全展開飛行狀態，經歷大氣的自由流、過度流和連續流等幾個階段后，飛行速度由超高聲速逐漸降低到亞聲速，直至滿足著陸要求［25］。充氣式減速器主要功能包括:1)再入防熱:在進入大氣層時承受高超聲速氣動熱載荷;2)氣動減速:在超聲速和亞聲速狀態時通過氣動力減速，達到著陸速度要求;3)緩沖著陸:在著陸過程中通過充氣結構實現著陸器的著陸緩沖從而安全到達地面完成回收。充氣式再入減速器具有傳統返回飛行器的熱防護系統、降落傘減速裝置和著陸緩沖/漂浮系統集成一體的特點，為有效載荷和航天員的應急返回提供了一種新的技術途徑［26］。20世紀60年代，美國進行了充氣式氣動減速系統的研究［27］，但當時單從減速功能考慮，降落傘技術相對更為成熟且能滿足當時的要求，所以70年代后，充氣式氣動減速裝置的研究基本終止;20世紀末，隨著輕質柔性耐高溫材料技術的突破，充氣式進入降落技術重新獲得關注，美國進行了一系列飛行及地面試驗［28］;隨著研究深入，發掘更多潛在的應用需求，明確了相應關鍵技術［29］。目前為止，充氣式再入飛行試驗(IRVE)共進行了三次飛行試驗，有成功也有失敗。2007年，由于火箭問題，IRVE首飛失?。?6］。2009年8月，IRVE-2獲得成功，飛行高度達211km［27］。2012年7月，IRVE-3發射升空，從451km高度開始下落，IRVE-3承受比IRVE-2更劇烈的氣動熱載荷，并驗證了利用移動質心產生升力的技術，試驗獲得完全成功［32-33］。NASA發射的IRVE-3采用Nextel440BF-20作為外層防護，隔熱層為Pyrogel3350，氣密層為Kapton/Kevlar/Kapton［33］。NASA提出了Nomex-Viton結合的熱防護復合材料以及超薄的新型陶瓷防護高輻射涂層PPC，可經受－120～1650℃的溫度［34］。單面或雙面涂覆的對位芳綸纖維、芳香族聚酯纖維以及ILC纖維也成功應用于IRVE防熱系統［30-32］。日本JAXA研制了一種新型硅橡膠薄膜與ZYLON纖維復合材料［35］，ESA和俄羅斯在IRDT中研制的具有燒蝕特性的預浸二氧化硅纖維織物可以有效防止熱流傳入柔性充氣殼中［35-36］。根據可折疊展開柔性TPS服役環境要求［37］，通常防熱材料設計由三部分組成［38］:1)防熱層，由特種陶瓷纖維組織，如具有耐高溫和優異的高溫熱穩定性的Nextel系列［39］;2)隔熱層，主要由纖維增強氣凝膠組成，根據密度要求，可以調控柔性纖維增強氣凝膠材料的厚度、密度和熱導率;3)氣體阻隔層，主要由聚酰亞胺薄膜或凱芙拉纖維組成(如圖7和8所示)［37-38］。可折疊展開柔性TPS的厚度較薄(～10mm)［40］，這對TPS的耐熱和隔熱性能提出了苛刻的要求，利用石英燈陣列加熱試驗［41］考察了多層TPS的表面和冷面溫升曲線?？梢园l現對于8mm的柔性TPS而言，經過長時間石英燈表面加熱(300s)，表面溫度設定為1000℃，背面溫度在100s前幾乎沒有變化，在300s時最高溫度為210℃，表現出良好的防隔熱特性(圖9所示)。根據大氣再進入任務工作環境的特點，可折疊展開柔性防熱復合材料的耐熱性能和力學性能都面臨比較高的要求，如比重小、強度高、耐沖擊和耐高溫等。目前，美國和俄羅斯［43］在該項材料技術上已有所突破，但國內相關的材料的報道較少，對于開展可折疊展開柔性防熱復合材料的研究應首先結合設計方案，對材料指標做充分地論證分析，例如材料的強度、高溫特性和柔韌性等技術指標要求，并且提出高性能防熱材料的研制思路，為徹底攻克材料技術打下基礎［44］。相比于傳統剛性材料，大尺寸可折疊展開柔性TPS對材料和工藝提出了更高的技術要求。一方面柔性耐高溫防熱層材料國內目前研究基礎和實力較弱，難以研制出高溫強度保持率高、抗氧化燒蝕性能優異的柔性防熱布［43］;另一方面這類TPS的大面積可折疊柔性展開等性能特點對材料成型工藝(縫補、涂層、折疊儲存等)提出了更加苛刻的要求［44］，需要進一步深入開展相關材料成型工藝和控制的基礎研究。

4結束語

篇10

[關鍵詞]高強度聚焦超聲；子宮肌瘤消融術；臨床療效；影響因素

[中圖分類號] R737.33 [文獻標識碼] A [文章編號] 1674-4721（2017）01（b）-0070-03

子宮肌瘤是一種良性腫瘤，主要是由于平滑肌及結締組織構成，常見于中年婦女，在婦科腫瘤中的發生率為20%[1]。由于該病無體征反應，因此該病實際發生率較高。外科手術是該病的主要治療方法，但是傳統開腹手術的復發率和并發癥發生率較高，對患者的預后造成一定影響[2]。因此，文章主要針對高強度聚焦超聲（high intensity focused ultrasound，HIFU）在子宮肌瘤消融中的臨床效果及影響因素展開分析，報道如下。

1資料與方法

1.1一般資料

選取2014年1～12月我院收治的50例單發子宮肌瘤患者作為觀察對象，患者年齡32～56歲，平均（45.2±2.3）歲。本研究通過醫院醫學倫理委員會審查，所有患者均知情同意并簽署知情同意書。排除有HIFU手術禁忌證的患者；排除合并嚴重肝腎功能、全身性感染、血液系統疾病的患者。

1.2方法

所有患者均采用HIFU進行治療，術后根據超聲造影對患者進行臨床療效評價，并分析影響HIFU應用效果的相關因素。

本次研究使用的是重慶海扶醫療企業生產的HIFU治療系統，可在機載超聲檢查下指導消融手術進行。換能器直徑為20 cm，焦距為15 cm，頻率為1 mHz。所有患者均在非月經期進行手術治療，術中保持仰臥位，水囊介質為脫氣水，治療過程中水囊水位需要保持在40 cm以上，并將水溫控制在10℃以下，有助于降低下腹皮膚溫度，避免皮膚燙傷[3]。將生理鹽水加熱后充盈膀胱[4]，將聲窗適配球置于患者下腹與換能器之間的位置，并將腸道推擠至頭側聲道外[5]。首先采用矢狀位對肌瘤進行掃描，以左右相鄰面間隔為5 mm進行適形治療，輸出功率為300～400 W，采用脈沖能量進行治療。消融過程中根據患者的反應以及肌瘤的灰度變化調整輸出功率和治療強度[6]。

1.3觀察指標

子宮肌瘤消融術療效判斷標準[7]如下，痊愈：肌瘤及臨床癥狀完全消失；顯效：B超檢查，肌瘤體積縮小>50%，臨床癥狀明顯好轉；有效：肌瘤體積縮小20%～50%，臨床癥狀有所好轉；無效：肌瘤體積縮小

1.4統計學方法

采用SPSS 13.0統計學軟件進行數據分析，計數資料用率表示，組間比較采用χ2檢驗，以P

2結果

2.1 HIFU在子宮肌瘤消融術中的臨床療效

本次50例患者中，治療顯效28例（56.0%），有效20例（40.0%），無效2例（4.0%）。

2.2影響HIFU在子宮肌瘤消融術中的相關因素分析

子宮肌瘤消融術治療顯效及有效患者的年齡、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤類型、肌瘤體積與無效患者比較，差異均有統計學意義（P

3討論

子宮肌瘤雖然是良性腫瘤，發病原因為平滑肌細胞增生[8]。但其可能對患者生育功能造成一定的影響，因此，需要盡早治療，保障患者的生育功能[9]。傳統開腹手術具有操作簡單的優勢，但是其具有對患者造成損傷大、術中出血量多且術后感染率高等問題[10]，容易影響患者的預后情況[11]。隨著消融技術的不斷發展，HIFU在子宮肌瘤消融術中具有較高的應用效果，具有療效顯著、疼痛小的優勢，并且在大量臨床研究中得到了證實[12-13]。本次研究中，50例患者中顯效28例（56.0%），有效20例（40.0%），無效2例（4.0%），治療有效率超過95.0%，說明其在單發肌瘤中具有較好的消融效果。HIFU是利用物理熱能治療，通過將高頻率超聲聚焦在子宮肌瘤上，利用高強度超聲的聚焦起到破壞病變組織的效果[14]，使局部組織壞死、脫落。而壞死、脫落組織會被機體排出體外，進而達到消除子宮肌瘤的效果，其中超聲有消毒殺菌、切削作用[15]。

隨著科學技術的不斷進步以及醫療水平的不斷提升，子宮肌瘤的臨床治療已經從傳統手術治療轉變為微創手術、介入手術以及藥物治療轉變，醫生在選擇治療方案的同時，需要結合患者的實際情況選擇合適的治療方法，同時結合醫師對治療方法的熟練度進行選擇[16]。聚焦超聲最早于20世紀50年代開始應用于臨床治療中，有研究者在帕金森綜合征治療的研究中嘗試使用動物進行大腦皮層及皮層下區聚焦超聲，并取得了一定的成果。20世紀以來，影像學技術的發展為聚焦超聲的應用提供了較好的前提條件，人們對微創技術的追求，促使聚焦超聲技術不斷發展[17]。聚焦超聲技術已經被納入WHO治療各種腫瘤的臨床方法之一，并且在臨床中表現出了較好的應用效果。截至2015年，全世界已有超過20萬例腫瘤患者采用聚焦超聲技術進行治療，并取得了顯著的臨床療效，目前被廣泛應用于肝癌、乳腺癌、骨腫瘤、子宮肌瘤等實性腫瘤的臨床治療中，具有較高的應用價值。HIFU作為一種物理療法，主要適用于肌瘤熱切除，能夠保護患者子宮的完整性，并且對卵巢功能無較大影響[18]。其主要利用超聲波的透射性，將體外低能量超聲波在肌瘤深部聚集，從而產生瞬態高溫效應，使得蛋白質出現不可逆損傷，從而凝固、壞死，達到消除肌瘤的目的，并且超聲波聚焦之外的組織和細胞基本不會受到影響，具有較高的定向性和安全性，并且愈合迅速，能夠提高患者的生活質量。有學者曾對前列腺癌患者行HIFU手術治療，治療后發現病灶區域最高溫度為95.5℃，且呈現凝固性壞死，與周圍正常組織有明顯的界限，同時周圍區域溫度無明顯變化。聚焦超聲對靶區內腫瘤細胞造成了不可逆性損傷，能夠有效破壞子宮肌瘤的組織結構，從而保護患者子宮的完整性，減少對患者生育能力的破壞。聚焦超聲技術的不斷進步使得子宮肌瘤的臨床治療進入了新時代，成為臨床研究的熱門課題。

本次研究通過因素分析法發現，年齡、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤類型、肌瘤體積與HIFU臨床效果有一定的關系，差異有統計學意義（P

綜上所述，HIFU在子宮肌瘤消融治療中具有較好的應用效果，但年齡、靶皮距、肌瘤位置、肌瘤類型、肌瘤體積對HIFU的應用效果有一定的影響，可以通過增效劑的應用提高聚焦超聲的應用效果。

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