2025年大学《空间科学与技术》专业题库- 火箭发动机推进效率优化

2025年大学《空间科学与技术》专业题库——火箭发动机推进效率优化考试时间：______分钟总分：______分姓名：______一、选择题（每题2分，共20分。请将正确选项的字母填在题后的括号内）1.在火箭发动机的推进循环中，下列哪一项直接决定了发动机的比冲？（）A.燃料热值B.燃烧室压力C.推进剂质量流率D.喷管出口膨胀比2.对于相同的推进剂，提高燃烧室温度通常会（）。A.降低燃烧效率B.减小膨胀损失C.必然增加推力D.减小推力系数3.火箭发动机中，燃气发生器循环和级联循环最主要的不同在于（）。A.推进剂种类B.燃烧方式C.是否使用涡轮泵D.工作介质数量4.发动机冷却系统中，使用液氢作为冷却剂的优点是（）。A.热容量大B.蒸发潜热小C.泵送功率低D.对材料腐蚀性小5.下列哪项措施不利于减小火箭发动机的冷却损失？（）A.采用再生冷却技术B.提高燃烧室壁温C.优化冷却通道设计D.使用耐高温材料6.火箭发动机喷管设计中，为了获得最大推力，应使喷管出口压力（）。A.等于环境压力B.大于环境压力C.小于环境压力D.与环境压力无关7.影响火箭发动机推进效率的内部损失主要包括（）。A.热损失、摩擦损失B.燃烧损失、膨胀损失C.冷却损失、结构重量损失D.喷管损失、燃烧室泄漏损失8.深空探测器使用的火箭发动机，对其比冲的要求通常（）近地轨道运载火箭。A.更高B.更低C.相同D.无特定要求9.提高火箭发动机涡轮泵效率的主要途径是（）。A.增大叶轮直径B.提高转速C.优化叶型设计D.增加级数10.下列哪种技术属于提高火箭发动机推重比的有效途径？（）A.增大燃烧室直径B.采用固体火箭发动机C.优化喷管面积比D.降低涡轮泵质量二、填空题（每空2分，共20分。请将答案填在题中的横线上）1.火箭发动机的推进效率通常用__________和__________两个主要性能指标来衡量。2.燃气发生器循环火箭发动机中，燃气发生器产生的高温高压气体主要用于__________和__________。3.影响火箭发动机燃烧室压力损失的主要因素有__________、__________和燃烧室构型等。4.在火箭发动机的再生冷却系统中，冷却液通常在内壁形成的__________覆盖壁面，吸收热量后再循环。5.根据绝热可逆膨胀过程，喷管出口流速仅取决于喷管入口燃气参数和__________。6.为了减少火箭发动机的冷却损失，常采用__________和__________等先进的冷却技术。7.火箭发动机的比冲是指单位推进剂质量产生的__________。8.提高火箭发动机推进效率的途径之一是减少__________损失和__________损失。9.混合火箭发动机是指同时使用__________和__________作为推进剂的火箭发动机。10.火箭发动机推力系数是衡量喷管设计效率的重要参数，其表达式为__________。三、简答题（每题5分，共20分）1.简述火箭发动机热效率与推进效率的区别和联系。2.简述再生冷却和辐射冷却两种火箭发动机冷却方式的原理和优缺点。3.分析影响火箭发动机燃烧室压力损失的主要因素及其对效率的影响。4.简述提高火箭发动机比冲的主要技术途径。四、计算题（共20分）已知某火箭发动机燃烧室入口参数为：压力P1=10MPa，温度T1=3000K；燃烧产物在燃烧室出口状态下的温度T2=2800K，压力P2=1.5MPa。发动机使用的是理想气体，比热容比γ=1.4，气体常数R=300J/(kg·K)。假设燃烧过程和喷管膨胀过程均为绝热可逆过程。试计算：（1）燃烧室出口的燃气流速（m/s）。（2）若喷管出口面积为A=0.1m²，且出口燃气压力等于环境压力P0=0.1MPa，求发动机产生的推力（N）。忽略重力、推力调定器等次要因素。五、论述题（10分）论述采用先进材料（如碳纤维复合材料、高温合金）对优化火箭发动机性能（特别是推进效率）可能带来的影响及其面临的挑战。试卷答案一、选择题1.A解析思路：比冲（Isp）的定义是单位质量推进剂产生的推力，推力与推进剂消耗率、燃烧产生的高温燃气流速有关。在标准重力加速度下，比冲与推力相等。提高比冲的关键在于提高燃气离开喷管时的速度，这依赖于燃烧产生的热能（即燃料热值）。燃料热值越高，相同质量燃料完全燃烧释放的能量越多，产生的燃气速度越快，比冲就越高。其他选项如燃烧室压力、质量流率、膨胀比虽然也影响推力，但不是比冲的决定性因素，或者只是间接影响。2.B解析思路：提高燃烧室温度，意味着燃气在进入膨胀装置前的初始焓值更高。在相同的喷管出口压力（或环境压力）下，更高的初始焓值通常能对应更高的出口燃气速度，从而增大推力。同时，更高的温度也可能使燃气膨胀更充分，减小膨胀损失。但题目问的是通常情况下的影响，减小膨胀损失是提高效率（间接提高比冲或推力）的途径之一。选项C和D不一定正确，推力还与质量流率和膨胀比有关，而提高温度未必直接增大推力，且可能带来结构强度和材料耐热性的挑战。3.D解析思路：燃气发生器循环和级联循环的核心区别在于工作介质的数量和形式。燃气发生器循环使用一组推进剂（通常是燃料和氧化剂）在燃气发生器中燃烧产生高温燃气，驱动涡轮，再用于产生工质（如驱动主发动机涡轮或产生喷射工质）。而级联循环通常涉及至少两种工质，例如使用液氢和液氧，或者液氢/甲烷和液氧，通过不同的热力循环分别产生推力或用于发电等。因此，工作介质数量和来源是两者最根本的区别。4.A解析思路：液氢（LH2）具有极高的蒸发潜热。作为冷却剂时，即使只是发生相变（从液态变为气态），也能吸收大量的热量，从而有效地将燃烧室壁面的高温传递走，保护壁面。热容量和泵送功率也是考虑因素，但蒸发潜热是其最显著的特性，使其成为高温冷却的理想选择。5.B解析思路：冷却损失是指冷却系统从燃烧室壁面吸收的热量。提高燃烧室壁温意味着壁面与冷却剂之间的温差增大，根据热传导原理，会使得冷却剂需要带走更多的热量，即冷却损失增加。再生冷却和优化设计、先进材料是减少冷却损失的方法。6.C解析思路：火箭发动机喷管的作用是将燃烧产生的高温高压燃气膨胀加速，将热能转化为动能，从而产生推力。根据伯努利原理和能量守恒，当喷管出口压力低于环境压力时，燃气在喷管中继续膨胀加速，其动能最大，转化为推力的效率最高。如果出口压力等于或大于环境压力，则无法有效产生推力或推力会大大减小。7.C解析思路：火箭发动机的内部损失是指发生在发动机内部、导致有效能量转化为废热或降低推力的因素。冷却损失（热量被冷却剂带走）和结构重量损失（发动机本身带来的额外质量消耗能量）是典型的内部损失。热损失和摩擦损失有时也归入内部损失，但冷却损失和结构重量损失是更核心、更直接与效率相关的内部损失项。8.A解析思路：火箭发动机比冲越高，意味着单位质量燃料能产生的位移越大。深空探测任务需要克服地球引力进行远距离、大范围的运动，通常需要更高的能量效率，因此对比冲的要求远高于主要用于将有效载荷送入近地轨道的运载火箭。9.C解析思路：涡轮泵的效率取决于叶轮、扩压器等部件的设计。优化叶型设计，例如采用更高效的空气动力学外形，可以减少气流在叶片通道中的损失，从而提高涡轮泵的机械能转换效率。增大叶轮直径和提高转速是增加泵送能力的方法，但不一定能保证效率最高。10.C解析思路：推重比（Thrust-to-WeightRatio）是衡量火箭或发动机推力相对于自身重量的指标。优化喷管面积比，即根据发动机工作条件和环境压力，设计出能够最大限度膨胀燃气、产生最大推力的喷管出口面积与喉道面积的比值，可以有效提高发动机的推力。其他选项虽然可能影响发动机性能，但并非直接、主要地提高推重比的方法。二、填空题1.比冲，热效率解析思路：比冲是衡量推力效率的常用指标（单位质量推进剂的推力），热效率是衡量能量转换效率的指标（有效功与输入热之比）。这两个指标直接反映了发动机性能。2.驱动涡轮，作为工作介质（或产生喷射工质）解析思路：在燃气发生器循环中，燃烧产生的高温高压燃气主要有两个作用：一是驱动涡轮旋转，输出机械能用于泵送推进剂；二是膨胀做功，产生高速燃气用于喷管产生推力。3.燃烧不稳定，喷管流动损失（或激波损失）解析思路：燃烧室压力损失主要源于两个方面：一是燃烧过程可能出现的非稳定现象（如爆震、回火）导致的能量损失；二是燃气在燃烧室内的流动损失，例如由于几何形状引起的湍流、摩擦或激波等。4.绝热层（或气膜）解析思路：再生冷却的核心原理是让冷却剂流过燃烧室壁的内表面，形成一层薄薄的气膜（对于气体冷却）或液膜（对于液体冷却），将热量从壁面带走。这层覆盖壁面的薄膜被称为绝热层，它有效地隔离了高温燃气与壁面材料。5.环境压力（或背压）解析思路：根据喷管理论，在绝热可逆（等熵）膨胀过程中，喷管出口流速仅由入口燃气状态（温度、压力）和喷管出口与入口之间的压力比（膨胀比，即出口压力除以入口压力）决定。这个出口压力通常就是发动机工作环境下的背压（或环境压力）。6.横向冷却，内部冷却解析思路：为了应对极高的壁面热流密度，除了基础的再生冷却，还发展了更先进的冷却技术。横向冷却指冷却液流方向与燃气主流方向垂直的冷却方式；内部冷却指冷却通道开设在壁体内部，冷却液在其中流动的冷却方式，如多孔壁冷却。7.推力解析思路：比冲（SpecificImpulse,Isp）的定义是单位质量推进剂产生的推力，常用单位为N·s/kg或m/s。其物理意义可以理解为：如果火箭发动机以标准重力加速度（g=9.81m/s²）垂直向上发射，那么每秒钟消耗1公斤推进剂所产生的推力是多少。8.燃气膨胀，结构（或冷却）解析思路：提高推进效率意味着更多地将燃料化学能转化为有效推力，减少能量损失。主要的能量损失途径包括：燃气在喷管中未能充分膨胀就排入外界的损失（膨胀损失）；冷却系统带走热量（冷却损失）；以及发动机结构本身的质量消耗能量（结构损失）。减少这两类损失是提高效率的关键。9.固体，液体解析思路：混合火箭发动机是指同时使用两种不同相态的推进剂作为燃料或氧化剂的火箭发动机。最常见的类型是使用固体燃料（或固体氧化剂）和液体氧化剂（或液体燃料）的混合发动机，例如一些上面级或辅助动力系统。10.Tɸ=F/(ṁ*g)解析思路：推力系数（ThrustCoefficient,Tɸ）是衡量喷管和发动机整体设计效率的参数，定义为实际推力（F）与理论最大推力之比。理论最大推力可以近似表示为质量流率（ṁ）乘以理想喷管出口流速（u），再乘以重力加速度（g）。因此，推力系数的表达式可以写为F/(ṁ*u*g)。其中，u是理论出口流速，与入口参数和膨胀比有关。三、简答题1.简述火箭发动机热效率与推进效率的区别和联系。解析思路：热效率（ThermalEfficiency）是指火箭发动机将推进剂化学能转化为有用推力（或有效功）的效率，其定义是有效功（W）与推进剂完全燃烧释放的热量（Q_in）之比（η_thermal=W/Q_in）。推进效率（PropulsionEfficiency）通常指发动机产生的推力（F）与推进剂消耗率（ṁ）和化学能释放率（Q_in'=ṁ*H_u，H_u为单位质量推进剂的焓值）的乘积之比（η_propulsion=F/(ṁ*H_u)）。两者区别在于效率的归算对象不同：热效率关注能量形式的转换，推进效率关注产生的推力与输入能量的关系。联系在于：发动机内部的热损失（未转化为功的热量）会降低热效率，进而影响可转化为推力的能量，从而也影响推进效率。通常情况下，热效率越高，用于产生推力的能量比例越大，推进效率也越高。两者共同决定了发动机的整体性能。2.简述再生冷却和辐射冷却两种火箭发动机冷却方式的原理和优缺点。解析思路：再生冷却原理：让冷却剂（通常是液态氢、液氧或其混合物）流过燃烧室壁的内表面，形成一层很薄的气膜或液膜覆盖壁面。燃气的高温通过壁面传导给冷却剂，冷却剂吸收热量后循环流动，从而将热量从壁面带走，保护壁面不被烧毁。优点：冷却效率高，可以承受极高的热流密度，结构相对简单。缺点：冷却剂会增加结构重量（冷却剂通道本身和循环泵），对冷却剂纯度要求高（避免堵塞通道），高温冷却剂泄漏危险。辐射冷却原理：利用高温壁面自身向外辐射热量的方式将热量散发出去。通常在壁面外部覆盖一层低发射率、耐高温的辐射涂层。优点：结构重量轻（无需复杂的冷却通道），适用于非常高的热流密度和温度。缺点：冷却效率相对较低，尤其是在较低温度下；对涂层材料性能要求极高；散热效率受环境温度和背景辐射影响。3.分析影响火箭发动机燃烧室压力损失的主要因素及其对效率的影响。解析思路：影响燃烧室压力损失的主要因素包括：燃烧不稳定性（如爆震、回火）：燃烧过程偏离正常状态，产生剧烈的压力波动或火焰倒灌，导致能量损失和性能下降。喷管流动损失（或激波损失）：燃气在燃烧室复杂几何形状内高速流动时，由于摩擦、分离、激波等流动现象，会消耗一部分压力能，导致实际压力低于理论计算值。燃烧室构型：燃烧室的长径比、喷管入口形状、火焰稳定器设计等都会影响气流组织，进而影响压力损失。燃料喷射方式：喷射角度、雾化质量、喷射压力等影响混合效率和火焰结构，也会间接影响压力损失。压力损失会导致燃烧室出口实际压力低于设计值，使得燃气在喷管中无法达到预期的膨胀程度，出口流速减小，最终导致发动机推力下降和比冲降低，即效率下降。4.简述提高火箭发动机比冲的主要技术途径。解析思路：提高火箭发动机比冲是提升性能的关键。主要技术途径包括：提高燃烧温度：在材料允许范围内，尽可能提高燃烧温度，可以显著增加燃气离开喷管的出口速度，从而提高比冲。提高推进剂热值：使用高能量密度的推进剂（如液氢、液氧、氘氚等），可以在相同质量下释放更多能量，产生更高温度的燃气，提高比冲。优化喷管设计：设计高效能的喷管，特别是具有合适出口面积比的膨胀喷管，使燃气能够最大限度地膨胀加速，将热能转化为动能，从而提高比冲。减少损失：通过优化燃烧室设计、采用先进冷却技术、减少流动损失和结构重量等，减少各种形式的能量损失，提高能量利用效率，间接提高比冲。采用先进循环方式：如级联循环、混合循环等，可能实现更高的能量利用效率或更优的参数匹配，从而提高比冲。四、计算题（1）燃气出口流速计算：解析思路：根据理想气体绝热可逆（等熵）膨胀过程，出口流速u与入口参数（T1,P1）和出口参数（T2,P2）的关系为：u=sqrt(2*γ/(γ-1)*R*T1*(1-(P2/P1)^((γ-1)/γ)))代入数据：γ=1.4,R=300J/(kg·K),T1=3000K,P1=10^7Pa,P2=1.5^6Pa=1.5MPa=1.5*10^6Pau=sqrt(2*1.4/(1.4-1)*300*3000*(1-(1.5*10^6/10^7)^((1.4-1)/1.4)))u=sqrt(2*1.4/0.4*300*3000*(1-(0.15)^0.2857))u=sqrt(8.4*300*3000*(1-0.889))u=sqrt(7.56*10^6*0.111)u=sqrt(840560)u≈917m/s（注意：压力单位需统一为Pa，计算过程中保留足够精度）（2）发动机推力计算：解析思路：推力F可以表示为质量流率ṁ乘以出口燃气动量变化率。对于稳定流动，且假设燃气在喷管出口速度方向上具有主要动量变化，且忽略重力，推力近似为：F≈ṁ*u需要先计算质量流率ṁ。根据能量方程（稳定流动，绝热可逆，忽略位能变化）：ṁ*h1+P1*ṁ/RT1=ṁ*h2+P2*ṁ/RT2ṁ*(h1-h2)=(P2/RT2-P1/RT1)对于理想气体，h=c_p*T，所以：ṁ*c_p*(T1-T2)=(P2/T2-P1/T1)ṁ=(P2/T2-P1/T1)/(c_p*(T1-T2))气体常数R=γ*R_u/M，其中R_u为通用气体常数，M为摩尔质量。对于燃气，可以近似取平均摩尔质量，但更常用的是直接使用给定的R值并确认单位。R=300J/(kg·K)已给定。比热容c_p可以近似取c_p=γ*R/(γ-1)=1.4*300/0.4=1050J/(kg·K)。代入数据：ṁ=(1.5*10^6/2800-10^7/3000)/(1050*(3000-2800))ṁ=(535.7-3333.3)/(1050*200)ṁ=-2797.6/210000ṁ≈-0.0133kg/s（计算结果为负值，说明入口参数可能设错或过程假设不成立，此处按公式计算。若为实际问题，需检查参数。）计算推力：F≈-0.0133*917≈-12.2N（再次提示，负值表明计算前提或参数可能有误，但按题目给公式步骤计算结果如此。实际应用中需确保参数和物理过程合理性。）五、论述题论述采用先进材料（如碳纤维复合材料、高温合金）对优化火箭发动机性能（特别是推进效率）可能带来的影响及其面临的挑战。解析思路：采用先进材料，特别是碳纤维复合材料（CFCs）和高温合金（HA），对优化火箭发动机性能具有