2025年哈尔滨工业大学航天学院航天工程专业试题及答案

2025年哈尔滨工业大学航天学院航天工程专业试题及答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1.关于地球同步轨道的描述，正确的是（）A.轨道周期等于12小时B.轨道倾角必须为0°C.轨道半长轴约为42164公里D.仅适用于通信卫星2.某液体火箭发动机使用液氧/煤油推进剂，其燃烧产物平均分子量为22g/mol，燃烧室温度3500K，燃气比热比γ=1.25，则喷管出口理想流速（m/s）约为（）（气体常数R=8314J/(mol·K)）A.2800B.3200C.3600D.40003.卫星姿态稳定中，“重力梯度稳定”的核心原理是（）A.利用地球引力场的不均匀性产生恢复力矩B.通过动量轮存储角动量C.依靠太阳帆板的光压力矩D.利用磁力矩器与地磁场相互作用4.以下哪项不是轨道六要素的组成部分？（）A.近地点幅角ωB.升交点赤经ΩC.轨道偏心率eD.航天器质量m5.火星探测器“进入-下降-着陆（EDL）”阶段中，超音速降落伞展开的最佳时机是（）A.刚进入火星大气层时（高度120km）B.动压达到峰值前C.速度降至亚音速后D.距离表面10km时6.齐奥尔科夫斯基公式描述的是（）A.火箭发动机推力与喷管面积的关系B.航天器轨道速度与半长轴的关系C.火箭速度增量与质量比、比冲的关系D.卫星热平衡中辐射与吸收的能量关系7.近地轨道（LEO）航天器面临的最主要空间环境威胁是（）A.太阳质子事件B.高层大气阻力C.范艾伦辐射带D.微流星体撞击8.某航天器运行于圆轨道，轨道高度h=500km（地球半径R=6378km，地球引力常数μ=3.986×10¹⁴m³/s²），其轨道速度v（km/s）约为（）A.7.6B.7.9C.8.2D.8.59.月球探测任务中，“地月转移轨道”的设计通常采用（）A.霍曼转移B.低能量转移（弱稳定边界轨道）C.直接进入月球捕获轨道D.地球同步转移轨道（GTO）10.航天器热控制中，“热辐射器”的主要作用是（）A.吸收太阳辐射能量B.将内部废热辐射到太空C.反射地球反照辐射D.维持仪器舱温度均匀性二、填空题（每空2分，共20分）1.开普勒第二定律的数学表达式为__________（用矢径r和速度v表示）。2.液体火箭发动机的比冲Isp定义为__________，单位为__________（国际单位制）。3.航天器轨道摄动中，“J2项摄动”是由__________引起的，其直接影响轨道的__________（填写轨道要素名称）。4.卫星电源系统中，“三结砷化镓太阳能电池”的光电转换效率约为__________（百分比）。5.再入大气层时，“热障”的主要热源是__________。6.深空探测器常用的推进方式是__________，其比冲可达2000-4000s。7.地球静止轨道（GEO）的轨道高度约为__________公里（保留整数）。三、简答题（每题8分，共40分）1.简述霍曼转移（HohmannTransfer）的实施步骤及最优性条件。2.比较航天器“自旋稳定”与“三轴稳定”的优缺点。3.说明液体火箭发动机“燃气发生器循环”与“分级燃烧循环”的工作原理及性能差异。4.分析近地轨道航天器大气阻力衰减的主要影响因素，并提出减缓轨道衰减的措施。5.解释“轨道共振”现象及其对小行星或卫星轨道的影响（举例说明）。四、计算题（每题15分，共30分）1.某固体火箭发动机总质量为5000kg，其中推进剂质量为4500kg，比冲Isp=280s（g₀=9.81m/s²）。假设发动机工作时间t=60s，且为瞬时点火（初始速度为0），忽略重力和空气阻力，求：（1）发动机的质量流率ṁ（kg/s）；（2）发动机产生的推力F（kN）；（3）火箭关机时的速度增量Δv（m/s）。2.某航天器运行于椭圆轨道，已知近地点高度h_p=200km，远地点高度h_a=3800km（地球半径R=6378km，μ=3.986×10¹⁴m³/s²）。求：（1）轨道半长轴a（km）；（2）轨道偏心率e；（3）近地点速度v_p（km/s）和远地点速度v_a（km/s）；（4）轨道周期T（分钟）。五、综合分析题（每题15分，共30分）1.假设我国计划于2030年实施“载人月球探测任务”，需设计从地球近地轨道（LEO，高度400km）到月球轨道（环月轨道，高度100km）的转移轨道。请结合轨道力学理论，分析以下问题：（1）选择地月转移轨道的类型（如直接转移、低能量转移等），并说明理由；（2）计算转移轨道的特征速度Δv需求（需给出关键公式和参数假设）；（3）提出降低Δv消耗的技术措施。2.某火星探测器进入火星大气层时，初始速度v=6.5km/s，高度h=120km，火星大气密度ρ=1.3×10⁻⁶kg/m³（随高度变化近似为ρ=ρ₀e^(-h/H)，H=11km），探测器质量m=2500kg，参考面积A=10m²，阻力系数C_D=1.2。（1）计算进入过程中动压q的峰值及对应的高度h_max（动压q=½ρv²）；（2）分析影响火星EDL阶段着陆精度的主要因素，并提出改进措施；（3）说明“超音速反推”技术在EDL中的应用场景及优势。答案一、单项选择题1.C（地球同步轨道周期23h56m4s≈24h，半长轴约42164km，倾角可为任意值，不仅用于通信卫星）2.B（理想流速v=√(2γR_sT/(γ-1))，其中R_s=R/M=8314/0.022≈377909J/(kg·K)，代入得v≈3200m/s）3.A（重力梯度稳定利用地球引力场梯度产生恢复力矩）4.D（轨道六要素为a,e,i,Ω,ω,θ，质量m不属于轨道要素）5.B（超音速降落伞需在动压峰值前展开以避免过载过大）6.C（齐奥尔科夫斯基公式Δv=Isp·g₀·ln(m0/m1)）7.B（近地轨道大气阻力导致轨道衰减是主要威胁）8.A（圆轨道速度v=√(μ/(R+h))=√(3.986e14/(6378e3+500e3))≈7600m/s=7.6km/s）9.B（低能量转移可降低Δv需求，适用于深空探测）10.B（热辐射器通过黑体辐射将废热排向太空）二、填空题1.r×v=常数（或矢径扫过面积速率恒定）2.单位质量推进剂产生的冲量；秒（s）3.地球非球形（赤道隆起）；升交点赤经Ω和近地点幅角ω4.30%-35%（当前先进水平）5.空气压缩产生的气动加热（或激波层内的能量耗散）6.电推进（如离子推进、霍尔推进）7.35786（由T=86164s，a=³√(μT²/(4π²))-R≈42164-6378=35786km）三、简答题1.霍曼转移步骤：①在初始圆轨道近地点点火加速，进入椭圆转移轨道；②在转移轨道远地点再次点火加速，进入目标圆轨道。最优性条件：转移轨道与初始、目标轨道共面，且为双切圆轨道（仅两次脉冲点火），此时Δv最小。2.自旋稳定优点：结构简单、无需复杂控制；缺点：仅能稳定自旋轴方向，载荷指向受限。三轴稳定优点：可精确控制任意方向指向，适应多任务需求；缺点：需陀螺、动量轮/反作用轮等复杂执行机构，系统质量和功耗较高。3.燃气发生器循环：部分推进剂在燃气发生器燃烧，产生高温燃气驱动涡轮泵，废气经旁路排出；分级燃烧循环（补燃循环）：燃气发生器的废气进入主燃烧室二次燃烧，推进剂利用率更高。性能差异：分级燃烧循环比冲高（约高5-10s），推力室压力更大（可达20-30MPa），但系统复杂度高。4.影响因素：轨道高度（高度越低，大气密度越大）、航天器横截面积/质量比（面积大、质量小则阻力影响显著）、太阳活动（太阳耀斑导致大气膨胀，密度增加）。减缓措施：提高轨道高度；采用低阻力外形（如球形）；定期轨道维持（通过推进系统点火补偿阻力）。5.轨道共振：两个天体的轨道周期成简单整数比（如2:1），引力周期性叠加导致轨道摄动累积。例如，木星卫星木卫一、木卫二、木卫三的轨道共振（1:2:4），维持了它们的轨道稳定性；小行星带中的“Kirkwood空隙”因与木星2:1共振，被引力摄动清除。四、计算题1.（1）ṁ=推进剂质量/工作时间=4500/60=75kg/s（2）推力F=ṁ·Isp·g₀=75×280×9.81=206,010N≈206kN（3）Δv=Isp·g₀·ln(m0/m1)=280×9.81×ln(5000/(5000-4500))=280×9.81×ln(10)≈280×9.81×2.3026≈6300m/s2.（1）半长轴a=(r_p+r_a)/2=((R+h_p)+(R+h_a))/2=(6378+200+6378+3800)/2=16756/2=8378km（2）偏心率e=(r_a-r_p)/(r_a+r_p)=((6378+3800)-(6378+200))/(2a)=(3600)/(16756)=0.2148（3）近地点速度v_p=√(μ(2/r_p-1/a))=√(3.986e14×(2/(6378+200)e3-1/(8378e3)))=√(3.986e14×(2/6578e3-1/8378e3))≈√(3.986e14×(3.04e-7-1.19e-7))≈√(3.986e14×1.85e-7)=√(7.37e7)≈8580m/s=8.58km/s远地点速度v_a=√(μ(2/r_a-1/a))=√(3.986e14×(2/(6378+3800)e3-1/8378e3))=√(3.986e14×(2/10178e3-1/8378e3))≈√(3.986e14×(1.96e-7-1.19e-7))=√(3.986e14×7.7e-8)=√(3.07e7)≈5540m/s=5.54km/s（4）周期T=2π√(a³/μ)=2π√((8378e3)³/3.986e14)=2π√((5.9e23)/3.986e14)=2π√(1.48e9)=2π×3.85e4≈2.42e5s≈403分钟五、综合分析题1.（1）选择低能量转移（弱稳定边界轨道）。理由：传统霍曼转移需较大Δv（约3.8km/s），而低能量转移利用地月引力平衡点（如拉格朗日点L1/L2）附近的轨道特性，通过多次引力辅助，可降低Δv消耗（约减少20%-30%），适合载人任务的大质量载荷需求。（2）Δv计算：从LEO（400km，速度v1=√(μ/(R+h))≈7.7km/s）到地月转移轨道，需脱离地球引力场（逃逸速度v_esc=√(2μ/(R+h))≈10.9km/s），Δv1≈v_esc-v1≈3.2km/s；进入环月轨道时，需被月球捕获（月球逃逸速度≈2.4km/s），Δv2≈1.0km/s（具体数值需考虑轨道设计）。总Δv≈4.2km/s（低能量转移可降至3.5km/s左右）。（3）降低Δv措施：①利用月球引力辅助；②采用电推进进行持续小推力轨道修正；③优化发射窗口（选择地月相对位置有利时机）；④使用可重复使用火箭降低初始质量。2.（1）动压q=½ρv²，火星大气密度ρ=1.3e-6×e^(-h/11000)。进入过程中，v随高度降低而减小（因阻力减速），ρ随高度降低而指数增加，故q存在峰值。求导d(q)/dh=0，得h_max≈H·ln(v²/(2gH))（近似），代入数值得h_max≈35km，此时q_max≈½×(1.3e-6×e^(-35000/11000))×(6500)^2≈½×(1.3e-6×1.6e-2)×4.2