2025年航天二院入职测试题及答案

2025年航天二院入职测试题及答案一、单项选择题（每题2分，共30分）1.某型雷达发射机采用行波管作为末级功放，其慢波结构螺距沿轴向逐渐减小，主要目的是A.提高电子注通过率B.实现宽频带速度再同步C.降低慢波线损耗D.抑制二次谐波答案：B2.在相控阵天线中，若单元间距d=0.55λ，扫描角θ=60°，则最先出现栅瓣的方位角为A.±33.6°B.±46.2°C.±51.3°D.±65.8°答案：A3.某导弹制导系统采用捷联惯导+北斗组合导航，当北斗信号短时失锁时，为抑制惯导误差快速发散，应优先启用的算法是A.卡尔曼滤波零速修正B.扩展卡尔曼滤波阻尼C.强跟踪UKFD.联邦滤波器重调答案：A4.高超声速飞行器再入段通信黑障的根本原因是A.等离子体频率高于信号频率B.激波层电子密度梯度致电磁波全反射C.天线罩烧蚀介电常数突变D.热噪声温度超过接收机门限答案：B5.数字波束形成（DBF）系统中，若ADC有效位为12bit，输入满量程1V，通道增益误差0.5%，则最大波束指向偏差约为A.0.02°B.0.08°C.0.15°D.0.24°答案：C6.某型固体火箭发动机采用NEPE推进剂，其理论比冲265s，若燃烧室压力降至原设计值的70%，则比冲下降幅度约为A.1.2%B.2.8%C.4.1%D.5.9%答案：B7.在雷达信号处理中，采用MTD滤波器组对直升机目标检测时，为区分主旋翼与尾桨谐波，最优的PRF选择应满足A.PRF=Ω_main·N_blade/2B.PRF=Ω_tail·N_blade/4C.PRF=Ω_main·N_bladeD.PRF=Ω_tail·N_blade答案：A8.某卫星采用化学推进器进行轨道保持，推力器比冲220s，推力22N，若任务需求Δv=50m/s，卫星质量500kg，则推进剂消耗量约为A.10.4kgB.11.6kgC.12.8kgD.14.2kg答案：B9.在红外成像导引头中，采用320×256@30μm碲镉汞焦平面，若光学系统F=2，则其衍射极限角分辨率为A.0.15mradB.0.21mradC.0.28mradD.0.34mrad答案：B10.某型弹载计算机采用PowerPCe5500双核，主频1.2GHz，Dhrystone2.1测试得分为2.1DMIPS/MHz，若任务周期内需完成1.5×10⁶次浮点运算，则CPU占用率约为A.18%B.25%C.32%D.41%答案：C11.在航天器电磁兼容设计中，为防止太阳电池阵驱动机构（SADA）的步进电机干扰敏感设备，最有效的措施是A.屏蔽电缆+双端接地B.增加PWM载波频率至100kHz以上C.采用共模扼流圈+屏蔽壳体D.在电机绕组端加RC吸收+差模电感答案：D12.某型雷达接收机采用零中频架构，若基带放大器1/f噪声转角频率为50kHz，则对L波段信号的最小可检测功率影响最大的带宽为A.10kHzB.100kHzC.1MHzD.10MHz答案：A13.高轨卫星在春分/秋分阴影期，蓄电池组需单独供电，若采用锂离子蓄电池，DOD限制30%，则其循环寿命可支持A.约1500次B.约3500次C.约5500次D.约8000次答案：C14.导弹气动加热导致头罩温度升高，若采用石英纤维/氰酸酯复合材料，其玻璃化转变温度Tg=420℃，则安全设计许用温度上限一般取A.320℃B.350℃C.380℃D.400℃答案：B15.在卫星姿态确定中，若采用星敏感器+陀螺联合滤波，当星敏更新频率10Hz，陀螺漂移1°/h，则姿态估计误差角随机游走系数约为A.0.003°/√hB.0.01°/√hC.0.03°/√hD.0.1°/√h答案：A二、多项选择题（每题3分，共30分，多选少选均不得分）16.下列关于相控阵雷达数字T/R组件的说法正确的有A.发射通道采用Doherty功放可提升回退效率B.接收通道噪声系数主要受限于LNAC.幅相校准需在每个天线单元口面放置标准喇叭D.通道一致性误差可用换相法测量E.发射功率合成效率与单元互耦无关答案：A、B、D17.高超声速飞行器热防护系统（TPS）设计需考虑A.氧化环境对C/C复合材料线胀系数影响B.边界层转捩导致局部热流峰值倍增C.头罩烧蚀形变对气动光学传输影响D.多层隔热材料（MLI）接缝处热短路E.等离子体鞘套对测控天线方向图畸变答案：A、B、C、D、E18.卫星导航信号受电离层闪烁影响时，接收机可能出现的异常有A.载波相位周跳B.伪距测量突变C.信号功率深衰落>20dBD.多普勒频谱展宽E.导航电文比特错误答案：A、B、C、D、E19.在导弹末制导雷达中，采用宽带线性调频信号的优势包括A.提高距离分辨力B.降低峰值功率需求C.易于实现脉冲压缩D.对多普勒频移不敏感E.抗距离门拖引干扰答案：A、B、C、E20.关于航天器静电放电（ESD）防护，正确的措施有A.太阳电池阵玻璃盖片表面镀ITO膜B.结构铝蒙皮阳极氧化层厚度≥20μmC.电缆屏蔽层单端接地防止环流D.信号地与功率地严格分开布线E.在GEO轨道使用接地刷释放表面电荷答案：A、B、D、E21.采用捷联惯导/景象匹配组合导航时，景象匹配算法需克服A.尺度变化B.旋转变化C.光照差异D.局部遮挡E.透视畸变答案：A、B、C、D、E22.某型雷达采用脉冲多普勒处理，为抑制气象杂波，可采用的滤波器有A.三脉冲对消器B.卡尔曼滤波C.STAP（空时自适应处理）D.MTI+杂波图恒虚警E.小波包分解答案：A、C、D、E23.固体火箭发动机药柱结构完整性分析需考虑A.温度梯度致热应力B.内压致环向拉伸C.加速度载荷致泊松效应D.老化后模量下降E.推进剂/衬层界面脱粘答案：A、B、C、D、E24.卫星通信Ka频段相比Ku频段的优势有A.波束窄，利于频率复用B.可用带宽宽C.地面终端天线尺寸小D.雨衰小E.可支持Q/Vfeeder链路答案：A、B、C、E25.导弹射频隐身技术包括A.天线方向图自适应置零B.低截获概率（LPI）波形C.雷达吸波材料（RAM）D.等离子体隐身E.功率管理答案：A、B、C、D、E三、填空题（每空2分，共20分）26.某型雷达发射机峰值功率100kW，脉冲宽度200μs，PRF=1kHz，则其平均功率为______kW。答案：2027.地球静止轨道（GEO）卫星的轨道周期为______恒星时。答案：23h56min4s28.某型导弹采用侧向燃气舵控制，若舵面铰链力矩系数为0.08，动压q=50kPa，参考面积0.02m²，舵臂长0.15m，则铰链力矩为______N·m。答案：1229.在卫星电源系统中，若太阳电池阵布片面积10m²，平均效率30%，太阳常数1367W/m²，则其在GEO轨道春秋分日平均功率为______kW（考虑阴影期）。答案：约4.130.某型雷达接收机噪声系数2.5dB，天线噪声温度80K，则系统噪声温度约为______K。答案：20831.高超声速飞行器再入峰值热流q∝ρ^n·v^m，其中n≈______，m≈______。答案：0.5，332.某型固体火箭发动机燃速公式r=ap^n，若n=0.4，压力增加1倍，则燃速增加______%。答案：约3233.卫星姿态控制采用四元数，若当前四元数q=[0.966,0.259,0,0]，则对应欧拉角（321顺序）俯仰角为______°。答案：3034.某型弹载计算机采用1553B总线，总线速率为1Mb/s，若每帧传输32字节有效数据，则理论最大吞吐率为______帧/s。答案：390635.在雷达信号处理中，若采样率fs=100MHz，则无模糊多普勒频率范围为______MHz。答案：±50四、判断题（每题1分，共10分，正确打“√”，错误打“×”）36.相控阵雷达扫描角越大，波束宽度越窄。答案：×37.固体火箭发动机燃速与药柱初温无关。答案：×38.卫星太阳电池阵输出功率在寿命末期一般低于初期。答案：√39.采用脉冲压缩技术后，雷达最小作用距离不受脉宽限制。答案：×40.高轨卫星采用电推进可显著降低推进剂占比。答案：√41.导弹气动加热峰值出现在头罩驻点。答案：√42.雷达采用频率分集可完全消除目标闪烁。答案：×43.卫星采用三轴稳定比自旋稳定更利于高增益天线指向。答案：√44.在GEO轨道，地球红外辐射热流密度约为太阳常数的1/4。答案：√45.捷联惯导比平台惯导对陀螺动态范围要求低。答案：×五、简答题（每题10分，共30分）46.简述高超声速飞行器再入段通信黑障的缓解措施，并给出至少两种原理性方案。答案：（1）降低等离子体密度：①在弹头侧面喷射亲电子物质（如CF₄、H₂O），通过电子吸附降低等离子体频率；②施加轴向磁场（0.1–0.5T），利用磁窗效应使右旋极化波穿透等离子体。（2）提高穿透频率：①采用毫米波/激光通信，将载波升至等离子体频率之上，如94GHz或1.55μm；②利用驻点“磁鞘缝隙”效应，在天线区局部形成低密度通道。（3）天线设计：①采用共形缝隙天线嵌入低热流区，减少等离子体包络厚度；②使用等离子体天线技术，实时重构天线形状以避开高电子密度区。47.某型相控阵雷达有源阵面含1024个单元，单元峰值功率10W，若要求EIRP≥80dBW，计算天线增益最小值，并说明实现该增益的口径面积（假设效率55%，频率9.6GHz）。答案：EIRP=Pt·Gt，Pt=1024×10W=10log(10240)=40.1dBW由EIRP≥80dBW得Gt≥80–40.1=39.9dBGt=4πAe/λ²·η，λ=c/f=0.0312mAe=Gt·λ²/(4πη)=10^(3.99)·0.0312²/(4π·0.55)=0.93m²故最小有效面积0.93m²，对应圆形口径直径约1.09m。48.描述卫星锂离子蓄电池组在轨管理中的“容量重置”策略，并给出触发条件与实施步骤。答案：触发条件：①累积放电深度≥额定容量100%；②电池组电压离散性>50mV；③地面遥测发现容量衰减至标称85%。实施步骤：（1）阴影期前调整负载，使电池放电至DOD≈90%；（2）进入阴影后，继续放电至终止电压2.5V/节，记录实际容量；（3）阳照期采用MPPT限流充电，先恒流0.1C至3.6V，再恒压3.6V至电流0.02C；（4）静置2h，测量OCV，更新地面容量模型；（5）上注新的SOCOCV表，重置星上电量计，恢复常规充放电管理。六、计算与综合题（共60分）49.（15分）某导弹采用单脉冲雷达导引头，天线直径0.18m，频率35GHz，和波束增益38dBi，差波束斜率0.8，接收机噪声系数4dB，系统损耗3dB，若要求对σ=0.5m²目标检测概率Pd=90%，虚警概率Pfa=10⁻⁶，求最大作用距离（非相干积累n=10，斯威林I型）。答案：由雷达方程：R⁴=PtGt²σλ²n/(4π)³kTsBn(SNR)minL其中(SNR)min由Pd=90%，Pfa=10⁻⁶，n=10，查图得(SNR)min≈6.2dBTs=290(10^(4/10)–1)+290=870KBn≈1MHz，λ=8.57mm代入得Rmax≈14.7km50.（15分）卫星采用化学推进进行轨道转移，初始质量2000kg，比冲300s，目标Δv=500m/s，结构系数0.08，求推进剂质量与末质量。答案：由火箭方程：Δv=Isp·g0·ln(m0/mf)得mf=m0/exp(Δv/(Isp·g0))=2000/exp(500/(300·9.81))=2000/1.189=1681kg推进剂mp=m0–mf=319kg考虑结构系数：mp实际=319/(1–0.08)=347kg末质量=2000–347=1653kg