2025年大學《航空運動》專業(yè)題庫——飛行器動力系統(tǒng)設計考試時間：______分鐘總分：______分姓名：______一、選擇題1.在渦輪噴氣發(fā)動機中，用于將壓縮空氣與燃油混合并燃燒產生高溫高壓氣體的部件是？A.壓縮機B.渦輪C.燃燒室D.噴管2.對于給定的飛行條件和空氣流量，發(fā)動機能夠產生的最大推力主要取決于？A.燃油流量B.壓縮機壓比C.燃氣總溫度D.渦輪前溫度3.提高壓氣機增壓比的主要限制因素之一是？A.燃油消耗率B.飛行高度C.氣流堵塞D.發(fā)動機重量4.渦輪發(fā)動機中，通常采用水冷或氣冷方式的主要目的是？A.提高壓縮空氣溫度B.增加燃氣渦輪功率C.降低渦輪前溫度，保護渦輪葉片D.減少燃油流量5.在航空活塞發(fā)動機中，決定發(fā)動機功率大小和燃油經濟性的關鍵因素是？A.活塞平均有效壓力B.轉速C.空氣流量D.發(fā)動機排量6.對于火箭發(fā)動機而言，其推力主要取決于？A.噴管出口壓力B.推進劑類型和質量流量C.發(fā)動機轉速D.外部大氣密度7.發(fā)動機的推力系數(ThrustCoefficient,C_T)是衡量發(fā)動機效率的重要參數，它定義為？A.推力除以飛行速度B.推力除以空氣流量和飛行速度的平方C.空氣流量除以推力D.壓縮比除以推力8.在發(fā)動機性能計算中，等熵壓縮過程是指？A.可逆絕熱壓縮B.不可逆絕熱壓縮C.可逆等溫壓縮D.不可逆等溫壓縮9.燃氣發(fā)生器在火箭動力系統(tǒng)中通常指的是？A.主發(fā)動機噴管B.產生高壓氣體的核心燃燒裝置C.發(fā)動機啟動裝置D.燃油泵10.影響航空發(fā)動機可靠性的重要因素之一是？A.發(fā)動機成本B.發(fā)動機尺寸C.零部件的壽命和容錯能力D.發(fā)動機功率二、填空題1.航空發(fā)動機的熱力循環(huán)中，壓氣機所消耗的功通常用________來表示。2.燃氣渦輪發(fā)動機產生推力的主要方式是高速噴出________。3.活塞發(fā)動機的燃燒室通常位于________之間。4.發(fā)動機的耗油率(SpecificFuelConsumption,SFC)定義為單位________所消耗的燃油質量。5.為了提高渦輪效率，通常采用________渦輪。6.決定火箭發(fā)動機比沖(SpecificImpulse)大小的主要因素是________和________。7.發(fā)動機的匹配設計是指將發(fā)動機性能與________的性能進行協(xié)調優(yōu)化。8.發(fā)動機的傳動系統(tǒng)通常用于將________的功率傳遞給________。9.渦輪噴氣發(fā)動機的空氣流量大致上等于________。10.確保發(fā)動機可靠運行的重要措施之一是進行定期的________和維護。三、簡答題1.簡述影響航空發(fā)動機推力的主要因素。2.與渦輪噴氣發(fā)動機相比，渦輪螺旋槳發(fā)動機在性能上有何主要特點？3.解釋什么是發(fā)動機的推力系數，并說明其意義。4.簡述發(fā)動機熱力循環(huán)中，燃燒過程對循環(huán)性能的影響。四、計算題1.某渦輪噴氣發(fā)動機在標準海平面大氣條件下（馬赫數=0，高度=0）飛行，飛行速度為300m/s?？諝饬髁繛?00kg/s。燃氣渦輪產生的有效功率為1500kW。假設空氣的比熱比(γ)為1.4，空氣在壓氣機入口處的總溫為288K，總壓為101kPa。忽略壓氣機和渦輪的機械損失，不計飛行速度對空氣密度的影響。試計算該發(fā)動機在此工況下的推力。2.一臺航空活塞發(fā)動機在轉速為2500rpm時，測得燃油消耗量為25g/(kW·h)。試求該發(fā)動機在該轉速下的燃油消耗率(SFC)。3.某火箭發(fā)動機使用液氧(LOX)和液氫(LH2)作為推進劑。發(fā)動機在地面靜止狀態(tài)進行點火試驗。推進劑質量流量為500kg/s。噴管出口燃氣總壓為1MPa，出口燃氣速度為3500m/s。當地大氣壓為0.1MPa。試估算該發(fā)動機在地面靜止狀態(tài)下的推力。(提示：可近似認為噴管外大氣壓為當地大氣壓)五、論述題試論述發(fā)動機設計中對重量和推力的權衡關系，并說明這種權衡在航空運動領域有何特殊意義。試卷答案一、選擇題1.C2.D3.C4.C5.A6.B7.B8.A9.B10.C二、填空題1.壓縮機功2.高速燃氣3.活塞與氣缸4.航空工質（或：有效功率/推力）5.漸縮漸擴（或：拉伐爾）6.推進劑類型；燃燒室溫度7.飛行器（或：航空器）8.渦輪；螺旋槳（或：風扇/其他附件）9.燃氣渦輪（或：渦輪）10.檢查三、簡答題1.解析思路：從發(fā)動機基本工作原理出發(fā)。推力來源于燃氣噴出產生的反作用力。燃氣噴出的反作用力大小與燃氣質量流量和燃氣離開噴管時的絕對速度有關。燃氣質量流量由進入發(fā)動機的空氣流量和燃燒產生的燃油質量決定。燃氣離開噴管時的絕對速度主要取決于渦輪前的燃氣總溫度和總壓，即發(fā)動機的熱力循環(huán)性能。此外，發(fā)動機的幾何參數（如噴管面積）也會影響燃氣速度和推力。總結來說，影響推力的主要因素包括：空氣流量、燃油流量（決定燃氣流量）、發(fā)動機熱力循環(huán)性能（決定燃氣出口溫度和速度）、飛行高度（影響大氣密度和噴管效率）、噴管類型和面積。2.解析思路：比較兩種發(fā)動機類型。渦輪螺旋槳發(fā)動機在亞音速中低空飛行時效率較高，因為它將一部分燃氣能量用于驅動螺旋槳產生推力，而不是全部轉化為高速氣流的動能。其總推力由螺旋槳產生的推力和燃氣噴出的反作用力共同組成。渦輪噴氣發(fā)動機在高速飛行時效率更高，尤其是在超音速飛行時，其推力主要來源于高速燃氣噴出。因此，渦輪螺旋槳發(fā)動機在需要大推力、中低速飛行的航空運動器（如輕型飛機、運動飛機）中應用更廣，其特點是推力大、燃油經濟性好（在中低速范圍）。3.解析思路：定義推力系數。推力系數C_T是發(fā)動機推力T與參考參數的比值。在飛行中，常用參考參數是空氣流量(?)和飛行速度(V)的平方，即C_T=T/(?*V2)。在地面靜止測試中，常用參考參數是燃氣流量(?_g)和燃氣出口絕對速度(C_e)的乘積，即C_T=T/(?_g*C_e)。推力系數的意義在于它是一個無因次的性能參數，它消除了發(fā)動機尺寸和飛行速度的影響，使得不同發(fā)動機或同一發(fā)動機在不同工況下的推力性能具有可比性。通過測量或計算C_T，可以評估發(fā)動機的設計效率和性能水平。4.解析思路：分析燃燒過程在循環(huán)中的作用。燃燒過程是發(fā)動機熱力循環(huán)中的核心環(huán)節(jié)，它將燃料的化學能轉化為燃氣的熱能，顯著提高燃氣溫度和壓力。燃燒產生的熱能使得燃氣具有足夠高的溫度，以便在通過渦輪時能夠膨脹做功。燃氣溫度越高，渦輪能對外輸出的功就越多，從而產生的推力也越大。同時，燃燒過程也決定了發(fā)動機的熱力循環(huán)類型（如等壓燃燒、等容燃燒等）和循環(huán)效率。因此，燃燒過程直接影響發(fā)動機的功率輸出、推力大小和燃油消耗率。四、計算題1.解析思路：應用動量定理計算推力。推力T=?*ΔV。由于飛行速度遠小于燃氣速度，可以近似認為燃氣噴出速度C_e等于渦輪出口氣體的絕對速度。燃氣渦輪產生的有效功率P_turbine=?*(h_3-h_4)，其中h_3和h_4分別是渦輪前后的焓值。題目給出P_turbine=1500kW=1500*1000W=1.5*10^6W。利用空氣的比熱比γ=1.4，定壓比熱容c_p可取1004J/(kg·K)。渦輪前總溫T_3=288K+(假設是等熵壓縮到滯止溫T_0=288K，則T_3=288K；若壓縮有溫升，則需題目明確，此處按滯止溫計算，或需額外信息計算T_3)?？倝篜_0=101kPa。飛行速度V=300m/s?？諝饬髁?=100kg/s。首先計算燃氣出口滯止溫度T_0'。由于P_0,T_0,?已知，且P_3=P_0(假設為等熵壓縮到滯止壓)，則T_3=T_0=288K。燃氣絕熱膨脹到噴管出口時，焓降等于渦輪功減去機械損失（此處忽略），即h_3-h_4=T_3*(γ/c_p-1)*(T_3/T_4s)，其中T_4s是等熵膨脹到環(huán)境溫度T_0的滯止溫度。更簡單的處理是利用能量關系，P_turbine≈?*c_p*(T_3-T_4s)。T_4s可近似為環(huán)境溫度T_0=288K(忽略噴管散熱)。則P_turbine≈?*c_p*(T_3-T_0)。T_3=T_0+P_turbine/(?*c_p)=288K+(1.5*10^6W)/(100kg/s*1004J/(kg·K))=288K+14.9K≈302.9K。燃氣出口滯止溫度T_0'≈T_4s=288K。燃氣出口絕對速度C_e≈sqrt(2*c_p*(T_3-T_0'))=sqrt(2*1004J/(kg·K)*(302.9K-288K))=sqrt(2*1004*14.9)≈sqrt(29885)≈173.1m/s。推力T=?*C_e=100kg/s*173.1m/s=17310N≈17.31kN。2.解析思路：應用燃油消耗率定義。燃油消耗率SFC定義為產生單位有效功所消耗的燃油質量。題目給出燃油消耗量為25g/(kW·h)。首先將單位統(tǒng)一為kg/(kW·h)。25g/(kW·h)=0.025kg/(kW·h)。1kW·h=3600kJ。所以SFC=0.025kg/(3600kJ)。題目還給出轉速為2500rpm。發(fā)動機功率P=25g/(kW·h)*轉速(kW)。但題目要求的是SFC，SFC的單位是kg/(kW·h)，這本身就是基于功率的耗油率。因此，該發(fā)動機在2500rpm時的燃油消耗率SFC=0.025kg/(kW·h)。如果題目意圖是求功率，則需將SFC轉換，例如P=1/SFC=1/(0.025kg/(kW·h))=40kW。但題目只要求SFC。3.解析思路：應用動量定理計算推力。推力T=?*ΔV。燃氣質量流量?_g=500kg/s。燃氣離開噴管時的絕對速度C_e=3500m/s。噴管外大氣壓P_a=0.1MPa=100kPa。由于是地面靜止試驗，假設燃氣以絕對速度C_e噴出，與環(huán)境大氣壓P_a相互作用產生推力。噴管出口截面積A_e未知，但動量變化率(?_g*C_e)與推力成正比。在標準大氣表下，海平面靜壓P_0=101.325kPa。可以近似認為噴管出口壓力P_e=P_a=100kPa。噴管設計良好時，出口壓力接近環(huán)境壓力，因此推力T≈?_g*C_e。T=500kg/s*3500m/s=1,750,000N=1750kN。這是一個近似估算值，忽略了燃氣在噴管出口附近的壓力恢復以及可能的出口動能影響。五、論述題解析思路：闡述權衡關系及其意義。發(fā)動機設計核心目標之一是在滿足性能要求的前提下，盡可能減輕重量，因為重量直接關系到飛行器的載重能力、燃油效率和飛行性能。推力是發(fā)動機最關鍵的性能指標之一，決定了飛行器的運載能力、速度和航程。權衡關系在于：增加推力通常需要更大的發(fā)動機尺寸、更重的結構（如渦輪、燃燒室、噴管）、更復雜的系統(tǒng)以及更多的燃料攜帶量，從而導致發(fā)動機總重量增加。反之，減輕重