2025年航空工程與技術專業(yè)畢業(yè)考核試卷及答案一、單項選擇題（每題2分，共20分）1.以下哪種翼型設計主要用于降低跨聲速飛行時的波阻？A.對稱翼型B.超臨界翼型C.高升力翼型D.菱形翼型2.渦扇發(fā)動機的涵道比是指：A.外涵空氣質量流量與內涵空氣質量流量之比B.內涵空氣質量流量與外涵空氣質量流量之比C.風扇直徑與壓氣機直徑之比D.燃燒室出口溫度與進口溫度之比3.復合材料層合板的層間剪切強度主要取決于：A.纖維強度B.基體強度C.纖維體積分數D.鋪層角度4.高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)（TPS）的關鍵材料通常不包括：A.碳/碳復合材料B.陶瓷基復合材料C.鋁合金D.超高溫陶瓷5.飛機縱向靜穩(wěn)定性的主要影響因素是：A.垂尾面積B.機翼后掠角C.水平尾翼位置與面積D.機翼展弦比6.航空發(fā)動機的喘振現象主要發(fā)生在：A.燃燒室B.渦輪C.壓氣機D.尾噴管7.適航標準中CCAR25部主要針對：A.運輸類飛機B.通用航空飛機C.旋翼航空器D.無人機系統(tǒng)8.衛(wèi)星導航增強系統(tǒng)（SBAS）的主要作用是：A.提高導航精度B.增加導航覆蓋范圍C.實現雙向通信D.增強抗干擾能力9.疲勞破壞的三個階段依次為：A.裂紋萌生裂紋擴展斷裂B.斷裂裂紋擴展裂紋萌生C.裂紋擴展裂紋萌生斷裂D.裂紋萌生斷裂裂紋擴展10.無人機自主避障技術中，激光雷達（LiDAR）的主要優(yōu)勢是：A.成本低B.受天氣影響小C.測距精度高D.探測范圍廣二、填空題（每空1分，共20分）1.伯努利方程的簡化形式為（），適用于（）、不可壓縮、無粘性的流體流動。2.臨界馬赫數是指翼面上某點氣流速度達到（）時的來流馬赫數。3.航空燃氣渦輪發(fā)動機的理想熱力循環(huán)是（）循環(huán)，其熱效率主要取決于（）。4.飛機結構強度設計中的“安全壽命”概念指結構在（）前能承受的（）。5.復合材料的比強度是指（）與（）的比值。6.高超聲速飛行器的“熱障”主要由（）和（）引起的氣動加熱導致。7.航電系統(tǒng)中的FMS（飛行管理系統(tǒng)）核心功能包括（）、（）和性能優(yōu)化。8.適航審定中的“最低設備清單（MEL）”規(guī)定了飛機在（）時允許不工作的（）。9.無人機的“視距外（BVLOS）”飛行需滿足（）、（）等關鍵技術要求。10.飛機結冰對氣動性能的主要影響是（）和（）。三、簡答題（每題8分，共40分）1.簡述超臨界翼型的設計原理及其在跨聲速飛行中的優(yōu)勢。2.比較渦扇發(fā)動機與渦噴發(fā)動機在推力產生機制、燃油效率和適用速度范圍上的差異。3.說明復合材料在現代飛機結構中的應用優(yōu)勢，并舉例說明典型應用部位。4.分析飛機縱向動穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性的關系，列舉影響縱向動穩(wěn)定性的主要因素。5.解釋適航標準中“損傷容限”設計的核心要求，說明其與“安全壽命”設計的主要區(qū)別。四、計算題（每題10分，共30分）1.某亞聲速飛機在海拔3000米（大氣密度ρ=0.909kg/m3）以速度280m/s飛行，機翼面積S=120m2，升力系數CL=1.2，求此時飛機的升力大?。╣取9.8m/s2）。2.某渦扇發(fā)動機內涵空氣質量流量m1=150kg/s，外涵空氣質量流量m2=450kg/s，內涵噴口速度v1=450m/s，外涵噴口速度v2=280m/s，飛行速度v0=250m/s，求發(fā)動機的總推力（忽略燃氣與空氣的質量差）。3.某鋁合金蒙皮結構受拉應力σ=120MPa，材料的屈服強度σs=270MPa，斷裂韌性KIC=35MPa·m?，假設裂紋為穿透型，長度2a=8mm，計算應力強度因子KI并判斷是否會發(fā)生斷裂（KI=σ√(πa)）。五、綜合分析題（每題15分，共30分）1.針對高超聲速飛行器（馬赫數5以上）的熱防護需求，分析其面臨的主要熱環(huán)境挑戰(zhàn)，并闡述主動冷卻與被動隔熱兩種技術方案的原理、適用場景及典型材料選擇。2.以C919大型客機為例，說明民用飛機適航審定的主要流程（包括初始適航與持續(xù)適航），并分析適航標準（如CCAR25）對飛機設計、制造及運營的具體技術要求。答案一、單項選擇題1.B2.A3.B4.C5.C6.C7.A8.A9.A10.C二、填空題1.p+?ρv2=常數；定常；2.聲速；3.布雷頓；壓氣機增壓比；4.出現不可檢裂紋；總循環(huán)次數；5.材料強度；密度；6.激波加熱；邊界層摩擦；7.航跡規(guī)劃；導航計算；8.放行；設備/系統(tǒng)；9.可靠通信鏈路；自主避障能力；10.升力下降；阻力增加三、簡答題1.設計原理：超臨界翼型通過上表面平坦化設計，延遲激波形成位置，降低激波強度；下表面后緣適當上凸以補償升力。優(yōu)勢：跨聲速（M=0.750.9）時波阻比傳統(tǒng)翼型降低30%50%，臨界馬赫數提高約0.05，適合高亞聲速客機。2.推力機制：渦噴僅靠內涵燃氣膨脹產生推力；渦扇外涵冷空氣加速也產生推力。燃油效率：渦扇因外涵道功通過風扇傳遞，熱效率更高（涵道比410時油耗比渦噴低20%30%）。適用速度：渦噴適合M23（如戰(zhàn)斗機），渦扇適合M0.80.9（如客機）。3.優(yōu)勢：比強度/比模量高（碳纖維復合材料比強度是鋼的5倍）、可設計性強（鋪層角度調整剛度）、抗疲勞（纖維阻止裂紋擴展）、耐腐蝕（無金屬電化學腐蝕）。應用：B787機身50%為復合材料（機翼、機身蒙皮），A350機翼采用碳纖維增強塑料（CFRP）。4.關系：靜穩(wěn)定性是動穩(wěn)定性的必要非充分條件（靜不穩(wěn)定則動必不穩(wěn)定）。影響因素：水平尾翼力臂（尾容比）、尾翼升力線斜率、機翼與尾翼的下洗延遲、飛機質量分布（重心位置）、阻尼力矩（與飛行速度、尾翼面積正相關）。5.損傷容限要求：結構在存在初始缺陷（如制造裂紋）時，仍能承受設計載荷直至下一次檢查發(fā)現并修復。與安全壽命區(qū)別：安全壽命假設無初始缺陷，通過疲勞試驗確定總壽命；損傷容限允許初始缺陷，通過裂紋擴展分析確定檢查周期。四、計算題1.升力L=?ρv2SCL=0.5×0.909×2802×120×1.2=0.5×0.909×78400×144=0.5×0.909×11308800=5143776N（約5144kN）。2.總推力F=m1(v1v0)+m2(v2v0)=150×(450250)+450×(280250)=150×200+450×30=30000+13500=43500N（43.5kN）。3.裂紋半長a=4mm=0.004m，KI=σ√(πa)=120×√(3.14×0.004)=120×√0.01256=120×0.1121≈13.45MPa·m?。因KI=13.45<KIC=35，故不會斷裂。五、綜合分析題1.熱環(huán)境挑戰(zhàn)：駐點熱流密度高達10005000kW/m2（馬赫數8時），表面溫度超2000℃；熱應力大（材料熱膨脹差異）；長時間加熱（高超聲速巡航）。主動冷卻：通過內部流動介質（如液氫、水）帶走熱量（如X43的再生冷卻通道），適用于局部高熱流區(qū)（發(fā)動機前緣），材料需耐高溫（如錸合金）。被動隔熱：依賴低導熱材料（如航天飛機的二氧化硅陶瓷瓦），通過熱阻延緩熱量傳遞，適用于大面積低熱流區(qū)（機身蒙皮），材料需輕質（密度<0.5g/cm3）、抗熱震（如C/CSiC復合材料）。2.適航審定流程：初始適航（設計階段）：型號合格證（TC）申請→設計符合性驗證（試驗、分析、檢查）→TC頒發(fā)；生產許可證（PC）申請→生產體系審查→PC頒發(fā)。持續(xù)適航（運營階段）：單機適航證（AC）頒發(fā)→定期檢查（A檢、C檢）→故障維修（按