2025年軍隊文職人員統(tǒng)一招聘筆試(航空航天)模擬題及答案一、單項選擇題（共20題，每題1.5分，共30分。每小題只有一個正確選項）1.空氣動力學中，雷諾數(shù)（Re）的物理意義是（）。A.慣性力與粘性力之比B.粘性力與慣性力之比C.壓力與粘性力之比D.慣性力與壓力之比2.下列關于馬赫數(shù)（Ma）的描述，正確的是（）。A.Ma=流速/標準大氣壓下的聲速B.Ma>1為亞聲速流動，Ma<1為超聲速流動C.當?shù)芈曀匐S空氣溫度升高而增大D.高亞聲速飛行時，機翼表面可能出現(xiàn)局部超聲速區(qū)3.某飛機采用后掠翼設計，主要目的是（）。A.提高低速升力B.延緩激波產(chǎn)生，降低波阻C.增加結構強度D.改善橫向穩(wěn)定性4.液體火箭發(fā)動機中，渦輪泵的主要作用是（）。A.調(diào)節(jié)推進劑混合比B.提高推進劑進入燃燒室的壓力C.控制發(fā)動機點火時序D.冷卻燃燒室壁面5.衛(wèi)星繞地球做圓軌道運動時，軌道高度越高，其運行周期（）。A.越短B.越長C.不變D.先短后長6.航天器熱控制中，屬于主動熱控的是（）。A.表面涂覆熱控涂層B.使用相變材料C.安裝電加熱器D.設計散熱百葉窗7.下列導航系統(tǒng)中，屬于慣性導航的核心元件是（）。A.原子鐘B.激光陀螺C.全球定位系統(tǒng)（GPS）接收機D.星敏感器8.超聲速氣流通過正激波后，氣流參數(shù)變化正確的是（）。A.速度增大，壓力降低B.速度降低，溫度升高C.密度減小，熵值不變D.馬赫數(shù)增大，總壓不變9.火箭的推重比是指（）。A.發(fā)動機推力與火箭起飛質(zhì)量之比B.發(fā)動機推力與火箭結構質(zhì)量之比C.火箭起飛質(zhì)量與發(fā)動機推力之比D.火箭有效載荷與起飛質(zhì)量之比10.衛(wèi)星軌道的“傾角”是指（）。A.軌道平面與赤道平面的夾角B.衛(wèi)星質(zhì)心與地心連線與赤道平面的夾角C.軌道遠地點與近地點的連線與赤道平面的夾角D.衛(wèi)星速度方向與當?shù)厮矫娴膴A角11.空氣的可壓縮性主要影響（）。A.低速流動（Ma<0.3）B.亞聲速流動（0.3<Ma<1）C.跨聲速流動（Ma≈1）D.所有速度范圍的流動12.航天器返回大氣層時，采用“升力式再入”的主要優(yōu)勢是（）。A.減少熱流密度B.增加著陸點精度C.降低結構重量D.簡化控制邏輯13.固體火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機相比，主要缺點是（）。A.比沖較低B.推重比低C.無法多次啟動D.結構復雜度高14.下列屬于航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機構的是（）。A.星敏感器B.陀螺C.反作用飛輪D.軌道控制發(fā)動機15.飛機的“升阻比”是指（）。A.升力與阻力的瞬時比值B.最大升力與最小阻力的比值C.升力系數(shù)與阻力系數(shù)的比值D.升力作用點與阻力作用點的距離比16.衛(wèi)星太陽帆板的主要功能是（）。A.提供姿態(tài)控制力矩B.收集太陽輻射能轉化為電能C.反射太陽光提高熱控效率D.增加衛(wèi)星表面積以降低軌道衰減17.超聲速飛機的“音爆”現(xiàn)象主要由（）引起。A.附面層分離B.激波傳播到地面C.發(fā)動機尾噴流噪聲D.機翼顫振18.火箭發(fā)動機的“比沖”定義為（）。A.發(fā)動機推力與推進劑質(zhì)量流量的比值B.單位質(zhì)量推進劑產(chǎn)生的沖量C.發(fā)動機總沖量與推進劑總質(zhì)量的比值D.推力乘以工作時間19.衛(wèi)星軌道的“近地點幅角”是指（）。A.從升交點到近地點的軌道弧長對應的中心角B.從近地點到地心的連線與赤道平面的夾角C.軌道平面與黃道平面的夾角D.衛(wèi)星在近地點的速度方向與當?shù)厮矫娴膴A角20.下列關于航天器軌道攝動的描述，錯誤的是（）。A.地球非球形引力會引起軌道偏心率變化B.太陽輻射壓力對大表面積衛(wèi)星影響顯著C.大氣阻力僅影響低地球軌道（LEO）衛(wèi)星D.月球引力對地球同步軌道（GEO）衛(wèi)星無影響二、多項選擇題（共10題，每題2分，共20分。每小題至少有兩個正確選項，多選、錯選、漏選均不得分）21.下列屬于飛行器空氣動力特性參數(shù)的有（）。A.升力系數(shù)B.推重比C.阻力系數(shù)D.升阻比22.液體火箭發(fā)動機的推進劑組合可能包括（）。A.液氧+煤油B.液氫+液氧C.硝酸+偏二甲肼D.固體推進劑（如端羥基聚丁二烯）23.衛(wèi)星軌道的“六要素”通常包括（）。A.半長軸B.偏心率C.真近點角D.軌道周期24.航天器熱控的被動措施包括（）。A.多層隔熱材料（MLI）B.電加熱回路C.相變材料（PCM）D.表面熱控涂層（如陽極氧化膜）25.飛機的橫向穩(wěn)定性主要由（）提供。A.后掠翼B.垂直尾翼C.上反角D.水平尾翼26.下列關于超聲速流動的描述，正確的有（）。A.超聲速氣流在收縮管道中加速B.超聲速氣流在擴張管道中加速C.激波是超聲速流動中的強壓縮波D.附面層分離會導致阻力劇增27.航天器姿態(tài)確定的常用敏感器包括（）。A.太陽敏感器B.地球敏感器C.磁強計D.推力器28.火箭的“多級設計”主要目的是（）。A.提高最終速度B.降低結構重量比C.簡化控制邏輯D.適應不同任務需求（如近地軌道、深空探測）29.衛(wèi)星通信中，影響信號傳輸?shù)目臻g環(huán)境因素包括（）。A.電離層閃爍B.范艾倫輻射帶C.太陽耀斑D.微重力環(huán)境30.下列關于飛機起落架的描述，正確的有（）。A.前三點式起落架地面穩(wěn)定性更好B.后三點式起落架更適合高速著陸C.起落架需要承受著陸沖擊載荷D.現(xiàn)代客機多采用前三點式布局三、判斷題（共10題，每題1分，共10分。正確的打“√”，錯誤的打“×”）31.空氣的粘性隨溫度升高而增大（）。32.火箭的“齊奧爾科夫斯基公式”表明，增加推進劑質(zhì)量比可提高最終速度（）。33.衛(wèi)星的“靜止軌道”必須是赤道軌道，且周期為24小時（）。34.飛機的“失速”是由于迎角過大導致附面層嚴重分離，升力急劇下降（）。35.固體火箭發(fā)動機的推力調(diào)節(jié)比液體發(fā)動機更靈活（）。36.航天器的“軌道維持”是指通過發(fā)動機點火修正軌道攝動引起的偏差（）。37.超聲速飛機的機翼通常采用大后掠角、小展弦比設計（）。38.衛(wèi)星的“有效載荷”是指除結構、推進、電源等平臺系統(tǒng)外的任務設備（）。39.空氣的聲速僅與溫度有關，與壓力無關（）。40.航天器返回時的“黑障”現(xiàn)象是由于高溫等離子體層屏蔽了無線電信號（）。四、簡答題（共5題，每題6分，共30分）41.簡述升力產(chǎn)生的空氣動力學原理，并說明影響升力大小的主要因素。42.比較液體火箭發(fā)動機與固體火箭發(fā)動機的優(yōu)缺點，各列舉2項。43.衛(wèi)星軌道設計時需要考慮哪些主要攝動因素？請列舉4種。44.航天器熱控制的主要目標是什么？主動熱控與被動熱控的核心區(qū)別是什么？45.飛機的“顫振”是什么？簡述其危害及預防措施。五、案例分析題（共2題，每題15分，共30分）46.某型運載火箭執(zhí)行近地軌道（LEO，高度400km）衛(wèi)星發(fā)射任務，起飛質(zhì)量500噸，發(fā)動機總推力6500kN，比沖300秒（g=9.8m/s2）。（1）計算火箭起飛時的推重比，并判斷是否滿足起飛條件（推重比>1為滿足）；（2）若火箭關機時推進劑質(zhì)量比（初始質(zhì)量/關機質(zhì)量）為5，根據(jù)齊奧爾科夫斯基公式計算關機速度（假設重力損失和氣動阻力忽略，排氣速度v_e=I_sp×g）；（3）若衛(wèi)星需要進入圓軌道，計算該軌道的運行速度（地球半徑R=6371km，地球引力常數(shù)μ=3.986×101?m3/s2）。47.某航天器執(zhí)行月球探測任務，返回地球時采用“跳躍式再入”（即“打水漂”再入）。（1）說明“跳躍式再入”與傳統(tǒng)彈道式再入的主要區(qū)別；（2）分析跳躍式再入的優(yōu)勢及適用場景；（3）列舉再入過程中需要重點關注的熱防護問題及解決措施。答案及解析一、單項選擇題1.A（雷諾數(shù)Re=ρvl/μ，反映慣性力與粘性力的相對大小）2.D（當?shù)芈曀賑=√(γRT)，隨溫度T升高而增大；高亞聲速時機翼表面可能出現(xiàn)局部超聲速區(qū)，形成激波）3.B（后掠翼可延緩激波產(chǎn)生，降低跨聲速/超聲速飛行時的波阻）4.B（渦輪泵將推進劑加壓，使其克服燃燒室壓力進入燃燒）5.B（根據(jù)開普勒第三定律，周期T∝a^(3/2)，軌道高度越高，半長軸a越大，周期越長）6.C（主動熱控需外部能量輸入，如電加熱器；被動熱控依靠材料特性，如涂層、MLI）7.B（慣性導航核心是陀螺和加速度計，激光陀螺為角速率敏感元件）8.B（正激波后，超聲速氣流變?yōu)閬喡曀?，速度降低，溫度、壓力、密度升高，熵增，總壓下降?.A（推重比=推力/起飛質(zhì)量，是火箭加速能力的關鍵指標）10.A（軌道傾角為軌道平面與赤道平面的夾角，0°為赤道軌道，90°為極軌）11.C（低速流動可視為不可壓縮，跨聲速及以上需考慮可壓縮性影響）12.B（升力式再入通過控制升力調(diào)整軌跡，提高著陸精度）13.C（固體發(fā)動機藥柱固化后無法多次啟動，液體發(fā)動機可多次點火）14.C（反作用飛輪通過角動量交換提供姿態(tài)控制力矩；星敏感器、陀螺為測量元件）15.C（升阻比=升力/阻力=（0.5ρv2SC_L）/（0.5ρv2SC_D）=C_L/C_D）16.B（太陽帆板通過太陽能電池將光能轉化為電能，為衛(wèi)星供電）17.B（超聲速飛行時產(chǎn)生的激波傳播到地面，形成音爆）18.B（比沖I_sp=沖量/推進劑質(zhì)量=推力×時間/（質(zhì)量流量×時間）=推力/質(zhì)量流量=v_e/g）19.A（近地點幅角ω是升交點到近地點的中心角，定義軌道在平面內(nèi)的指向）20.D（月球引力對GEO衛(wèi)星有顯著攝動，需定期軌道維持）二、多項選擇題21.ACD（推重比是動力與重量的比值，不屬于空氣動力特性）22.ABC（D為固體推進劑，不屬于液體組合）23.ABC（軌道六要素：半長軸a、偏心率e、傾角i、近地點幅角ω、升交點赤經(jīng)Ω、真近點角f）24.AD（電加熱為主動熱控，相變材料需相變潛熱，屬于被動）25.AC（垂直尾翼提供方向穩(wěn)定性，水平尾翼提供縱向穩(wěn)定性）26.BC（超聲速氣流在擴張管道中加速，激波是強壓縮波）27.ABC（推力器是執(zhí)行機構，非姿態(tài)確定敏感器）28.ABD（多級設計通過拋離無用子級降低結構重量，提高最終速度）29.ABC（微重力不影響信號傳輸，電離層閃爍、輻射帶、太陽耀斑會干擾電磁波）30.ACD（后三點式著陸時容易“拿大頂”，不適合高速著陸）三、判斷題31.√（空氣粘性主要由分子熱運動引起，溫度升高，粘性增大）32.√（齊奧爾科夫斯基公式Δv=v_eln(m0/mk)，m0/mk為質(zhì)量比，增大則Δv增大）33.√（靜止軌道需滿足赤道軌道、周期23h56m4s（恒星日），近似24小時）34.√（失速因迎角過大，附面層分離導致升力驟降，阻力劇增）35.×（固體發(fā)動機推力由藥柱燃面決定，調(diào)節(jié)困難；液體發(fā)動機可通過泵速或閥門調(diào)節(jié)）36.√（軌道維持通過小推力發(fā)動機修正攝動引起的軌道偏差）37.√（大后掠角、小展弦比可降低超聲速波阻）38.√（有效載荷是直接執(zhí)行任務的設備，如相機、通信載荷等）39.√（聲速c=√(γRT/p·p/ρ)=√(γRT)，僅與溫度T有關）40.√（再入時高溫使周圍空氣電離，形成等離子體鞘套，屏蔽無線電信號）四、簡答題41.升力產(chǎn)生的原理：氣流流經(jīng)機翼時，上表面流速快、壓力低，下表面流速慢、壓力高，上下表面壓力差形成升力（可結合伯努利原理和庫塔-儒可夫斯基定理）。影響因素：①動壓（0.5ρv2，與空氣密度、飛行速度平方成正比）；②機翼面積S；③升力系數(shù)C_L（與迎角、機翼形狀、雷諾數(shù)等有關）。42.液體發(fā)動機優(yōu)點：比沖高（如液氫液氧比沖>400s）、可多次啟動；缺點：結構復雜（需泵、閥門等）、推進劑需實時加注。固體發(fā)動機優(yōu)點：結構簡單、可靠性高、貯存方便；缺點：比沖較低（約200-300s）、無法調(diào)節(jié)推力/多次啟動。43.主要攝動因素：①地球非球形引力（J2項為主，引起軌道進動）；②大氣阻力（低軌衛(wèi)星主要攝動，導致軌道衰減）；③太陽和月球引力（影響中高軌衛(wèi)星）；④太陽輻射壓力（對大表面積衛(wèi)星如太陽帆影響顯著）；⑤相對論效應（高精度軌道需考慮）。44.熱控目標：維持航天器各部件溫度在允許范圍內(nèi)，確保儀器正常工作。主動熱控與被動熱控區(qū)別：主動熱控需外部能量輸入（如電加熱、制冷機），可主動調(diào)節(jié)溫度；被動熱控依靠材料/結構特性（如涂層、MLI、相變材料），無外部能量輸入，依賴熱自然傳遞。45.顫振：彈性機翼在氣動力、慣性力和彈性力耦合下的自激振動。危害：可能導致結構破壞（如機翼斷裂），引發(fā)飛行事故。預防措施：①設計時確保顫振臨界速度高于最大飛行速度；②采用氣動彈性剪裁（優(yōu)化機翼剛度分布）；③安裝阻尼器或主動控制裝置抑制振動。五、案例分析題46.（1）推重比