北京航空航天大學2025年飛行器設計與工程專業(yè)試題答案解析及解讀考試時間：______分鐘總分：______分姓名：______一、試述飛行器靜穩(wěn)定性的定義及其重要性。簡述影響飛行器靜穩(wěn)定性的主要因素，并分析增大靜穩(wěn)定度的常用方法。二、簡述附面層形成的條件及其發(fā)展過程。說明層流附面層與湍流附面層的區(qū)別，并分析湍流附面層對翼型氣動性能的影響。三、已知某飛機作水平直線勻速直線飛行，飛行高度為10km，速度為800km/h?？諝饷芏葹?.364kg/m3，空氣動力粘性系數(shù)為1.789×10??Pa·s。飛機機翼面積為30m2，平均氣動弦長為5m。假設機翼上、下表面壓強差引起的升力占總升力的95%，摩擦阻力占總阻力的30%。試求該飛機在此飛行條件下受到的總升力和總阻力。四、簡述跨聲速氣流的主要特征。說明激波的產(chǎn)生原因及其對飛行器氣動性能的影響。簡述減小跨聲速飛機波阻的方法。五、簡述梁的彎曲正應力公式推導過程。說明歐拉壓桿理論的基本假設和適用條件。已知某壓桿長為5m，兩端鉸支，截面為矩形，寬度為50mm，高度為100mm，材料彈性模量為200GPa，屈服強度為250MPa。試求該壓桿的臨界載荷。六、簡述熱力學第一定律和第二定律的內(nèi)容及其工程應用。說明燃氣發(fā)生器中空氣的預熱過程通常采用哪些方式，并簡述其原理。七、簡述渦輪噴氣發(fā)動機的基本工作原理。說明影響發(fā)動機推力的主要因素。若某渦輪噴氣發(fā)動機在地面靜止狀態(tài)下，空氣流量為100kg/s，燃燒室加熱量為4000kJ/kg，排氣溫度為1500K。假設排氣流量與空氣流量相同，空氣在環(huán)境溫度（300K）下的聲速為343m/s，試估算該發(fā)動機的推力（忽略空氣重量和外界動能）。八、簡述飛行器總體布局設計的主要原則。說明選擇飛機氣動布局形式時需要考慮哪些因素。簡述翼身組合體氣動干擾的基本概念及其對氣動性能的影響。九、簡述飛行器結構疲勞損傷累積的基本概念。說明疲勞裂紋擴展速率的影響因素。簡述提高飛行器結構疲勞壽命的常用措施。十、簡述飛行控制系統(tǒng)的基本組成和功能。說明姿態(tài)控制系統(tǒng)如何實現(xiàn)對飛行器滾轉(zhuǎn)角的控制。簡述自動駕駛儀中，如何利用反饋控制原理來穩(wěn)定飛行器姿態(tài)。試卷答案一、飛行器靜穩(wěn)定性是指飛機繞其質(zhì)心做小擾動運動時，恢復到原來平衡狀態(tài)的能力。具有靜穩(wěn)定性的飛機，當受到外界擾動偏離平衡狀態(tài)后，在擾動消失時，其運動趨勢將趨向于回到原來的平衡狀態(tài)。靜穩(wěn)定性是保證飛機能夠安全飛行的基本條件。影響飛行器靜穩(wěn)定性的主要因素包括：機翼的升力分布、飛機的重心位置、飛機的迎風面積和形狀等。其中，機翼的升力中心（LC）位置相對于重心的位置是決定性因素。通常要求升力中心位于重心之前。增大靜穩(wěn)定度的常用方法包括：增大機翼后掠角、在機翼后緣增加翼面（如水平尾翼）、改變機翼平面形狀（如采用面積分布不均勻的翼型）、調(diào)整飛機重心位置等。二、附面層是指緊貼物體表面、氣流速度從零逐漸增加到自由流速度的一層流體薄層。形成條件是：物體表面附近存在速度梯度（即氣流與表面相對運動）以及流體的粘性。附面層的發(fā)展過程通常從物體前緣的層流附面層開始，隨著距離增加或氣流速度增大、表面粗糙度增加等因素的影響，可能轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞲矫鎸?。層流附面層與湍流附面層的區(qū)別主要體現(xiàn)在流體質(zhì)點的運動狀態(tài)和內(nèi)部結構上。層流附面層中流體質(zhì)點沿平行于壁面的方向做層狀有序流動，層與層之間互不混合，粘性摩擦阻力較小。湍流附面層中流體質(zhì)點做隨機脈動運動，層與層之間發(fā)生混合，粘性摩擦阻力較大。湍流附面層對翼型氣動性能的影響主要體現(xiàn)在：一方面，由于湍流附面層內(nèi)部混合增強，傳熱效率提高，可能延緩激波的產(chǎn)生或改變激波結構，對升力特性產(chǎn)生一定影響；另一方面，湍流附面層的摩擦阻力顯著增大，導致翼型阻力系數(shù)明顯增加。三、總升力L可以通過空氣動力粘性系數(shù)μ、空氣密度ρ、速度V、機翼面積S和平均氣動弦長a來估算。由于題目說明升力主要由壓差引起，且給出了壓差升力占比，可近似認為總升力L=0.95*(ρ*V2*S/2)。代入V=800km/h=222.22m/s，計算得到L=0.95*(0.364*222.222*30)=112,721.3N?？傋枇的計算需要考慮摩擦阻力和壓差阻力。題目給出摩擦阻力占總阻力的30%，則壓差阻力占總阻力的70%。壓差阻力D_p=0.7*D。由于總阻力D=0.05*(ρ*V2*S)（假設剩余5%阻力為其他阻力，或近似認為D_p≈D），代入計算D=0.05*(0.364*222.222*30)=6,357.4N。則總阻力D=6,357.4N/0.7=9,082.0N。（注：此題直接給出總升力和總阻力計算公式不夠嚴謹，此處按題目提示進行估算）四、跨聲速氣流的主要特征是氣流速度在聲速附近發(fā)生變化，通常存在局部超音速區(qū)和亞音速區(qū)。在跨聲速飛行時，氣流參數(shù)（如密度、壓強、溫度）隨馬赫數(shù)的變化非常劇烈，容易發(fā)生激波現(xiàn)象。激波是氣流中壓強、密度、溫度等參數(shù)發(fā)生突變的薄層區(qū)域，是由于氣流速度超過聲速時，壓縮波無法在前面散開而相互疊加形成的。激波的產(chǎn)生會使得氣流總壓損失，總溫升高，并產(chǎn)生附加的波阻，嚴重時會影響飛行器的氣動性能和飛行安全。激波對飛行器氣動性能的影響主要體現(xiàn)在增加了氣動力和力矩，特別是波阻的增加會降低飛機的最大升阻比，增加燃油消耗，限制飛機的飛行速度和機動性。減小跨聲速飛機波阻的方法主要包括：采用面積律進行飛機外形設計，使飛機橫截面積沿飛行方向變化平緩；采用鋸齒形后緣或S形后緣等氣動構型，使激波在尾翼后緣發(fā)生分離，從而降低波阻；采用超臨界翼型等新型翼型設計，推遲激波的產(chǎn)生或改變激波結構。五、梁的彎曲正應力公式推導過程基于梁的彎曲理論。主要依據(jù)梁的平截面假設、單向受力假設、材料各向同性假設等。推導過程通常涉及：首先建立梁的撓曲微分方程（如歐拉-伯努利方程E?/I=d2w/dx2=M(x)/I），其中M(x)是梁的彎矩，I是梁的截面慣性矩，w是梁的撓度；然后求解撓曲微分方程得到梁的撓曲線方程；接著利用幾何關系（正弦定理或微分關系dy/dx=θ，其中θ是梁截面的轉(zhuǎn)角）將撓度與轉(zhuǎn)角聯(lián)系起來；最后利用物理關系（σ=Eε，其中σ是正應力，ε是應變，E是彈性模量）和截面彎矩公式（M=∫yσdA，其中y是截面上的點到中性軸的距離，dA是微元面積）聯(lián)立，得到梁任意截面上的正應力分布公式σ=My/I。歐拉壓桿理論是用于分析細長壓桿在軸向壓力作用下發(fā)生彈性屈曲時的臨界載荷的理論。其基本假設包括：壓桿是理想細長桿（長度遠大于截面尺寸），材料均勻彈性，截面保持平面且不變形，屈曲時桿件繞某一主軸失穩(wěn)，屈曲過程中桿件內(nèi)部應力不超過材料的比例極限，屈曲形式為小變形下的彈性屈曲。對于兩端鉸支的壓桿，歐拉臨界載荷公式為P_cr=(π2EI)/(L2)，其中E是材料彈性模量，I是截面慣性矩，L是壓桿長度。代入E=200GPa=200×10?Pa，I=(50mm×100mm2)/12=(0.05m×0.01m2)/12=4.167×10??m?，L=5m，計算得到P_cr=(π2×200×10?×4.167×10??)/(52)=168,544N。六、熱力學第一定律的內(nèi)容是能量守恒與轉(zhuǎn)換定律，其表達式為ΔU=Q-W，其中ΔU是系統(tǒng)內(nèi)能的變化，Q是系統(tǒng)吸收的熱量，W是系統(tǒng)對外做的功。在燃氣發(fā)生器中，空氣吸收燃料燃燒放出的熱量，內(nèi)能增加，同時部分內(nèi)能轉(zhuǎn)化為推動渦輪做功的機械能，因此第一定律表現(xiàn)為空氣的熱力過程。熱力學第二定律的內(nèi)容是描述自然界中過程進行方向的規(guī)律，常見的表述有開爾文表述和克勞修斯表述。其工程應用表明，任何熱力循環(huán)不可能將熱量完全轉(zhuǎn)化為功，必須向低溫熱源排放熱量。在燃氣發(fā)生器中，第二定律決定了熱量傳遞的方向（從高溫燃燒產(chǎn)物傳給空氣）和效率上限。燃氣發(fā)生器中空氣的預熱過程通常采用換熱器進行。主要方式包括：間壁式換熱器，利用燃燒產(chǎn)物與空氣流之間通過固體壁進行熱量交換；直接接觸式換熱器，讓燃燒產(chǎn)物與空氣直接混合進行熱量交換（較少用于空氣預熱）。其原理是利用高溫燃燒產(chǎn)物具有的余熱，通過換熱器將熱量傳遞給進入燃燒室的冷空氣，提高冷空氣的初始溫度，從而提高燃燒效率，降低燃燒室熱負荷，改善燃燒穩(wěn)定性。七、渦輪噴氣發(fā)動機的基本工作原理是：首先將空氣通過進氣道壓縮，然后在燃燒室中加熱（加入燃料燃燒），使空氣溫度和壓力顯著升高，形成高溫高壓的燃氣，接著燃氣驅(qū)動渦輪高速旋轉(zhuǎn)，渦輪通過軸帶動壓氣機（在進氣道之前）和風扇（在風扇噴氣發(fā)動機中）工作，最后高溫高壓燃氣通過尾噴管膨脹加速噴出，產(chǎn)生推力。影響發(fā)動機推力的主要因素包括：空氣流量（質(zhì)量流量）、燃氣總溫、燃氣總壓、排氣速度。推力T可以近似表示為T=?*(V_e2-V?2)/2，其中?是空氣流量，V_e是排氣速度，V?是進氣速度（近似為環(huán)境聲速）。題目中假設V?≈343m/s，排氣溫度T_e=1500K，環(huán)境溫度T?=300K，空氣流量?=100kg/s?？梢怨浪闩艢馑俣萔_e≈sqrt(2*C_p*R*T_e)≈sqrt(2*1.005kJ/kg·K*287J/kg·K*1500K)≈714m/s。代入計算T=100*(7142-3432)/2=2,294,500N。八、飛行器總體布局設計的主要原則是：確保飛行器滿足預定的飛行性能指標和任務需求；保證各系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)配合和重量平衡；使氣動外形合理，氣動性能良好；便于維護、檢查和修理；結構強度足夠，壽命滿足要求；考慮經(jīng)濟性和隱身性（如適用）。選擇飛機氣動布局形式時需要考慮的主要因素包括：飛行包線（速度和高度范圍）、飛行性能要求（如升阻比、機動性）、任務載荷、氣動干擾、結構設計、發(fā)動機類型和安裝方式、重量和成本、隱身性能等。常見的布局形式有翼身組合體、飛翼、翼身融合體、常規(guī)尾翼布局等。翼身組合體氣動干擾是指機翼和機身連接處由于氣流相互影響而產(chǎn)生的氣動效應。機翼的存在會改變機身周圍的流場，反之亦然。這種干擾可能產(chǎn)生額外的阻力（干擾阻力），也可能影響升力特性、俯仰力矩特性等。合理的翼身連接設計（如采用翼身融合設計）可以減小不利干擾，甚至產(chǎn)生氣動收益（如綠洲效應），從而改善飛機的整體氣動性能。九、飛行器結構疲勞損傷累積是指材料在循環(huán)載荷作用下，其內(nèi)部微小的初始缺陷（如表面劃痕、內(nèi)部夾雜物）逐漸擴展，最終導致裂紋形成并擴展，直至結構無法承受載荷而破壞的過程。這個過程通常不是線性的，且與載荷譜、應力水平、環(huán)境因素（溫度、腐蝕介質(zhì)）等有關。疲勞裂紋擴展速率的影響因素主要包括：應力強度因子范圍ΔK（與應力幅和裂紋長度有關）、溫度、頻率、載荷比R（最小應力與最大應力的比值）、材料特性（強度、韌性、冶金狀態(tài)）、表面狀態(tài)（粗糙度、腐蝕）等。一般而言，ΔK越大，裂紋擴展速率越快；高溫通常降低擴展速率；頻率過高或過低都可能影響擴展速率；材料本身對疲勞裂紋擴展速率有決定性影響。提高飛行器結構疲勞壽命的常用措施包括：選用高疲勞強度和良好疲勞性能的材料；采用抗疲勞結構設計，如避免應力集中（增大過渡圓角、去除尖銳邊緣、合理設計連接結構）；提高制造和裝配質(zhì)量，避免初始缺陷；采用表面處理技術（如噴丸、滾壓）提高表面殘余壓應力；采用疲勞斷裂控制技術，如定期檢查，對發(fā)現(xiàn)的微小裂紋進行修復或采取裂紋擴展監(jiān)控措施；合理控制使用載荷，避免超載。十、飛行控制系統(tǒng)是用于感知飛行器姿態(tài)和狀態(tài)，根據(jù)指令或自動駕駛儀的輸出，產(chǎn)生控制指令，驅(qū)動操縱面偏轉(zhuǎn)或執(zhí)行機構動作，以實現(xiàn)對飛行器姿態(tài)（俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航）和軌跡（速度、高度、航向）的控制，保持或改變飛行狀態(tài)的系統(tǒng)。其基本組成通常包括傳感器（測量姿態(tài)和狀態(tài)）、計算機（處理信息、執(zhí)行控制算法）、執(zhí)行機構（驅(qū)動操縱面或作動器）。姿態(tài)控制系統(tǒng)是飛行控制系統(tǒng)的一部分，專門負責控制飛行器的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個自由度。其基本功能是根據(jù)指令或自動駕駛儀的輸出來控制舵面（如副翼、升降舵、方向舵）或其他姿態(tài)控制執(zhí)行機構（如姿態(tài)飛輪、