2025年北大航空概論考試題及答案一、單項(xiàng)選擇題（每題2分，共20分）1.下列關(guān)于升力產(chǎn)生的描述，正確的是（）A.升力僅由機(jī)翼上表面氣流加速產(chǎn)生B.伯努利方程適用于所有流速下的升力計算C.升力的本質(zhì)是氣流對機(jī)翼的垂直壓力差D.迎角增大時，升力系數(shù)一定線性增加答案：C2.渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比是指（）A.外涵道空氣流量與內(nèi)涵道空氣流量之比B.內(nèi)涵道空氣流量與外涵道空氣流量之比C.風(fēng)扇直徑與壓氣機(jī)直徑之比D.燃燒室出口溫度與進(jìn)口溫度之比答案：A3.后掠翼飛機(jī)在高速飛行時的主要優(yōu)勢是（）A.增大臨界馬赫數(shù)，延緩激波產(chǎn)生B.提高低速升力系數(shù)，改善起降性能C.降低誘導(dǎo)阻力，提升亞聲速巡航效率D.增強(qiáng)橫向穩(wěn)定性，減少滾轉(zhuǎn)力矩答案：A4.飛機(jī)失速的根本原因是（）A.飛行速度低于最小平飛速度B.迎角超過臨界迎角，附面層嚴(yán)重分離C.發(fā)動機(jī)推力不足，無法維持升力D.機(jī)翼表面結(jié)冰導(dǎo)致升力系數(shù)下降答案：B5.慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（INS）的核心部件是（）A.全球定位衛(wèi)星接收機(jī)B.激光陀螺與加速度計C.大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)D.飛行管理計算機(jī)答案：B6.現(xiàn)代客機(jī)廣泛使用的“電傳飛控”（Fly-by-Wire）系統(tǒng)中，飛行員操縱指令的傳遞方式是（）A.機(jī)械連桿直接傳遞至舵面B.液壓管路傳遞壓力信號C.電信號通過導(dǎo)線傳遞至飛行控制計算機(jī)D.無線電波遠(yuǎn)程控制舵面答案：C7.下列航空材料中，比強(qiáng)度（強(qiáng)度/密度）最高的是（）A.鋁合金（如2024-T3）B.鈦合金（如Ti-6Al-4V）C.碳纖維復(fù)合材料（CFRP）D.鋼合金（如300M鋼）答案：C8.適航標(biāo)準(zhǔn)（如FAR-25）中對客機(jī)“損傷容限”的要求主要是為了（）A.提高飛機(jī)在碰撞中的生存能力B.確保結(jié)構(gòu)在存在初始缺陷時仍能安全使用至下一次檢查C.降低維修成本，延長機(jī)體壽命D.減少材料用量，實(shí)現(xiàn)輕量化設(shè)計答案：B9.多旋翼無人機(jī)與固定翼無人機(jī)相比，最顯著的優(yōu)勢是（）A.續(xù)航時間長B.飛行速度快C.垂直起降能力D.抗風(fēng)能力強(qiáng)答案：C10.世界上第一架超聲速客機(jī)“協(xié)和號”退役的主要原因不包括（）A.音爆問題導(dǎo)致航線受限B.燃油效率低，運(yùn)營成本高C.超聲速飛行時客艙噪聲過大D.1999年空難后公眾信任度下降答案：C二、填空題（每題2分，共20分）1.標(biāo)準(zhǔn)大氣中，海平面的氣壓為__________帕斯卡（保留整數(shù)）。答案：1013252.當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)接近__________時，機(jī)翼表面局部氣流速度達(dá)到聲速，此時的馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。答案：0.7-0.8（注：具體數(shù)值因機(jī)翼設(shè)計而異，典型值約0.75）3.升力公式L=1/2ρV2SC_L中，C_L稱為__________，其大小主要受迎角、機(jī)翼形狀和__________影響。答案：升力系數(shù)；雷諾數(shù)4.渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的基本組成包括進(jìn)氣道、__________、燃燒室、渦輪和尾噴管，其中__________驅(qū)動風(fēng)扇和壓氣機(jī)。答案：風(fēng)扇/壓氣機(jī)；高壓渦輪5.飛機(jī)的重心需位于__________范圍內(nèi)，否則會導(dǎo)致縱向穩(wěn)定性不足或操縱困難。答案：焦點(diǎn)（氣動中心）前后一定6.儀表著陸系統(tǒng)（ILS）通過__________和下滑道信標(biāo)為飛機(jī)提供進(jìn)近引導(dǎo)，其精度可滿足__________類盲降要求（填羅馬數(shù)字）。答案：航向道；II7.現(xiàn)代大型客機(jī)（如波音787）的復(fù)合材料用量占結(jié)構(gòu)重量的__________%以上，主要應(yīng)用于機(jī)翼、機(jī)身和__________等部件。答案：50；垂尾8.失速迎角是指升力系數(shù)達(dá)到__________時的迎角，普通客機(jī)的失速迎角約為__________度（填數(shù)值范圍）。答案：最大值；15-209.空客A320系列采用的電傳飛控系統(tǒng)通過__________限制飛行員的過度操縱，確保飛行在__________包線內(nèi)。答案：飛行包線保護(hù)；安全10.馮·卡門提出的__________理論為高超聲速空氣動力學(xué)奠定了基礎(chǔ)，其與錢學(xué)森合作研究的__________問題推動了火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計的發(fā)展。答案：超聲速相似律；熱障三、簡答題（每題6分，共30分）1.簡述附面層分離的原因及對飛行性能的影響。答案：附面層分離的根本原因是氣流在逆壓梯度區(qū)域（如機(jī)翼后緣）的動能不足以克服壓力差，導(dǎo)致附面層內(nèi)氣流速度降低至零甚至反向。分離會導(dǎo)致升力驟降（失速）、阻力劇增（壓差阻力增大），嚴(yán)重時引發(fā)飛機(jī)失控。2.比較渦輪噴氣發(fā)動機(jī)與渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航時的優(yōu)缺點(diǎn)。答案：渦輪噴氣發(fā)動機(jī)（渦噴）結(jié)構(gòu)簡單，高速（超聲速）推力大，但亞聲速時燃油效率低（大量能量以高速尾流形式浪費(fèi)）；渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（渦扇）通過外涵道引入額外空氣，降低尾流速度，亞聲速時推進(jìn)效率更高、油耗更低，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量較大，適合民航客機(jī)等亞聲速長航時場景。3.后掠翼為何能延緩激波的產(chǎn)生？請結(jié)合馬赫數(shù)分解原理說明。答案：后掠翼的弦線與氣流方向存在后掠角（Λ），實(shí)際作用于機(jī)翼的有效馬赫數(shù)為M_eff=M·cosΛ。當(dāng)飛行馬赫數(shù)M接近1時，M_eff小于M，因此機(jī)翼表面局部氣流達(dá)到聲速的臨界飛行馬赫數(shù)（M臨界）高于平直翼，從而延緩激波產(chǎn)生，降低波阻。4.飛機(jī)的穩(wěn)定性與操縱性之間存在怎樣的矛盾？如何通過設(shè)計平衡二者？答案：穩(wěn)定性要求飛機(jī)受擾動后能自動恢復(fù)原狀態(tài)（如縱向靜穩(wěn)定要求重心在焦點(diǎn)前），但過高的穩(wěn)定性會導(dǎo)致操縱時需要更大的舵面偏轉(zhuǎn)，降低操縱性；反之，高操縱性（如放寬靜穩(wěn)定度）可能削弱穩(wěn)定性，需依賴飛控系統(tǒng)主動干預(yù)。現(xiàn)代飛機(jī)通過電傳飛控系統(tǒng)（如F-16、C919）實(shí)現(xiàn)“人工穩(wěn)定”，在保證操縱性的同時通過計算機(jī)實(shí)時調(diào)整舵面維持穩(wěn)定。5.簡述GPS在航空導(dǎo)航中的應(yīng)用及主要局限性。答案：應(yīng)用：提供全球范圍的高精度定位（水平精度約1-2米）、測速和授時，支持RNAV（區(qū)域?qū)Ш剑NP（所需導(dǎo)航性能）等先進(jìn)導(dǎo)航方式，降低對地面導(dǎo)航臺的依賴。局限性：信號易受遮擋（如山區(qū)、城市峽谷）或干擾（人為欺騙/壓制）；電離層延遲會影響精度（需差分GPS修正）；無法提供高度信息（需結(jié)合氣壓高度表）；軍事應(yīng)用中存在被關(guān)閉風(fēng)險（如SA政策）。四、分析題（每題8分，共24分）1.分析C919客機(jī)采用超臨界機(jī)翼設(shè)計的空氣動力學(xué)考慮。答案：C919作為中短程干線客機(jī)，需在亞聲速巡航（M=0.78-0.82）時降低阻力、提高效率。超臨界機(jī)翼的特點(diǎn)是上表面平坦（減少氣流加速）、下表面后緣向下彎曲（增加壓力恢復(fù)）。與傳統(tǒng)機(jī)翼相比，超臨界機(jī)翼可將臨界馬赫數(shù)從約0.75提升至0.8以上，延緩激波產(chǎn)生，降低波阻；同時保持較高的升力系數(shù)，改善巡航效率（油耗降低約5-8%）。此外，超臨界機(jī)翼的厚度較大（約12-13%弦長），便于布置機(jī)翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)（如油箱、起落架），降低結(jié)構(gòu)重量。2.波音787“夢想客機(jī)”的結(jié)構(gòu)重量中50%為復(fù)合材料，分析其帶來的技術(shù)效益與潛在挑戰(zhàn)。答案：技術(shù)效益：①減重：CFRP密度約1.6g/cm3（遠(yuǎn)低于鋁合金的2.7g/cm3），相同強(qiáng)度下重量減輕20-30%，降低油耗（787比同級別767省油20%）；②抗腐蝕：復(fù)合材料無金屬腐蝕問題，減少維護(hù)成本；③設(shè)計靈活性：可整體成型復(fù)雜曲面（如一體化機(jī)翼壁板），減少緊固件數(shù)量（787比777少30000個螺栓），降低制造誤差。潛在挑戰(zhàn)：①沖擊損傷敏感：復(fù)合材料受硬物撞擊（如工具掉落）可能產(chǎn)生內(nèi)部分層，需專用檢測設(shè)備（如超聲C掃描）；②修復(fù)困難：需在特定溫度/壓力下固化，現(xiàn)場維修時間長；③成本高：復(fù)合材料原材料及加工工藝（如自動鋪絲）成本是鋁合金的2-3倍。3.F-22“猛禽”戰(zhàn)斗機(jī)的隱身設(shè)計與氣動性能之間存在哪些權(quán)衡？舉例說明。答案：隱身要求飛機(jī)表面避免直角反射（如采用菱形機(jī)頭、傾斜垂尾）、減少凸出物（內(nèi)置彈艙）、使用吸波材料（RAM），但這些設(shè)計可能犧牲氣動性能：①菱形機(jī)頭雖然降低雷達(dá)反射面積（RCS），但前緣尖銳導(dǎo)致低速升力系數(shù)降低，需通過邊條翼增升；②外傾雙垂尾（約27度）減少正側(cè)面RCS，但增加誘導(dǎo)阻力（與常規(guī)垂尾相比，阻力增加約3%）；③內(nèi)置彈艙犧牲了外部掛架的靈活性，載彈量受限（F-22僅能攜帶6枚中距彈+2枚近距彈，低于F-15的12枚）；④吸波涂層增加重量（約占空重的2%），且需頻繁維護(hù)（每飛行小時維護(hù)時間是F-15的2倍）。五、綜合題（16分）結(jié)合空氣動力學(xué)、推進(jìn)系統(tǒng)和材料技術(shù)的發(fā)展，論述未來高超聲速客機(jī)（馬赫數(shù)5-10）面臨的核心技術(shù)挑戰(zhàn)及可能的解決方案。答案：高超聲速客機(jī)需在5-10馬赫下實(shí)現(xiàn)安全、經(jīng)濟(jì)的客運(yùn)，面臨以下核心挑戰(zhàn)及應(yīng)對思路：1.熱管理問題：高馬赫數(shù)下，空氣與機(jī)身劇烈摩擦產(chǎn)生高溫（馬赫5時，機(jī)頭溫度約1000℃；馬赫10時超2000℃），普通鋁合金（熔點(diǎn)660℃）或鈦合金（熔點(diǎn)1668℃）無法承受。解決方案：①采用碳-碳復(fù)合材料（C/C，熔點(diǎn)3500℃）或陶瓷基復(fù)合材料（CMC，如SiC/SiC，耐溫1600℃以上）制造前緣、鼻錐等熱端部件；②主動冷卻技術(shù)（如再生冷卻：利用燃料流經(jīng)蒙皮內(nèi)部管道吸熱，同時預(yù)熱燃料提高燃燒效率）；③燒蝕材料（如酚醛樹脂基復(fù)合材料）在高溫下分解吸熱，保護(hù)內(nèi)部結(jié)構(gòu)。2.推進(jìn)系統(tǒng)效率：傳統(tǒng)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在馬赫3以上效率驟降，沖壓發(fā)動機(jī)需馬赫2以上預(yù)壓縮，scramjet（超燃沖壓）雖適用于馬赫5-15，但低速無法啟動。解決方案：采用組合循環(huán)發(fā)動機(jī)（如TBCC，渦輪基組合循環(huán)）：低速（0-馬赫3）用渦噴/渦扇模式，中速（馬赫3-5）用亞燃沖壓模式，高速（馬赫5+）用超燃沖壓模式。需解決不同模式間的平滑過渡（如可調(diào)進(jìn)氣道、可變幾何噴管）及發(fā)動機(jī)重量控制。3.氣動外形設(shè)計：高超聲速下，激波阻力占總阻力的70%以上，且升阻比（L/D）急劇下降（馬赫5時L/D約4-6，遠(yuǎn)低于亞聲速的15-20）。解決方案：①采用乘波體（Waverider）設(shè)計，利用激波作為“升力面”，將高壓氣流限制在機(jī)腹，提高升阻比（理論L/D可達(dá)8-10）；②優(yōu)化機(jī)翼/機(jī)身融合（BWB，飛翼布局），減少浸潤面積，降低摩擦阻力；③采用小展弦比、大后掠角機(jī)翼，減小激波阻力。4.結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與疲勞：高溫環(huán)境下材料強(qiáng)度下降（如C/C復(fù)合材料在1500℃以上氧化加?。?，且高馬赫數(shù)飛行時需承受周期性熱應(yīng)力（起降時冷卻，巡航時加熱）。解決方案：①開發(fā)抗氧化涂層（如SiC涂層+硼硅酸鹽密封層）保護(hù)C/C材料；②采用梯度材料（如外層耐燒蝕、內(nèi)層高強(qiáng)度），減少熱應(yīng)力集中；③基于損傷容限的結(jié)構(gòu)設(shè)計，通過有限元仿真預(yù)測熱疲勞壽命，制定針對性維護(hù)周期。5.經(jīng)濟(jì)性與適航：高超聲速客機(jī)需控制研發(fā)、制造及運(yùn)營成本（如燃料消耗是亞聲速客機(jī)的5-10倍），同時滿足適航標(biāo)準(zhǔn)（如音