2025年航天竞赛试题及答案

2025年航天竞赛试题及答案一、单项选择题（每题3分，共30分）1.地球同步轨道的轨道周期与地球自转周期严格一致，其轨道高度约为（）A.20000公里B.35786公里C.42164公里D.50000公里2.电推进系统相比化学推进的主要优势是（）A.推力大B.比冲高C.结构简单D.启动速度快3.月球表面的逃逸速度约为（）A.1.2km/sB.2.38km/sC.7.9km/sD.11.2km/s4.火星大气的主要成分是（）A.氮气（N₂）B.氧气（O₂）C.二氧化碳（CO₂）D.甲烷（CH₄）5.霍曼转移轨道是两个共面圆轨道之间最省能量的转移方式，其转移轨道的半长轴等于（）A.两个圆轨道半径的算术平均B.两个圆轨道半径的几何平均C.两个圆轨道半径之和的一半D.两个圆轨道半径之积的平方根6.空间站热控系统中，用于主动调节温度的关键部件是（）A.多层隔热材料（MLI）B.辐射器C.相变材料（PCM）D.导热热管7.太阳帆推进的动力来源是（）A.太阳风的粒子动量传递B.太阳光压的光子动量传递C.太阳磁场的电磁力D.太阳辐射的热能转化8.嫦娥六号任务中，月面采样返回的关键步骤不包括（）A.月面软着陆B.月壤钻取与封装C.月面起飞D.火星轨道交会9.卫星在近地轨道运行时，主要受到的非引力摄动不包括（）A.大气阻力B.地球扁率（J₂项）C.太阳辐射压D.月球引力10.载人飞船返回地球时，采用“跳跃式再入”的主要目的是（）A.增加着陆点精度B.降低再入速度C.减少热流密度D.延长通信时间二、填空题（每空2分，共20分）1.齐奥尔科夫斯基公式描述了火箭速度增量与比冲、质量比的关系，其表达式为Δv=__________。2.国际空间站（ISS）的轨道倾角约为__________度，以覆盖更多地面观测点。3.深空探测中，常用__________（仪器）测量天体的成分，其原理是通过分析光谱特征。4.月球背面因无法直接与地球通信，需依赖__________卫星（如中国“鹊桥”）中继信号。5.火箭发动机的比冲（Isp）定义为__________与推进剂质量流量的比值，单位为秒。6.小行星防御的“动能撞击”方案中，撞击器需精确计算__________（参数）以改变目标轨道。7.卫星姿态控制常用的敏感器包括陀螺、星敏感器和__________（列举一种）。8.地月转移轨道（TLI）的设计需考虑__________（力）的影响，避免航天器被地球引力捕获。9.载人航天中，环控生保系统（ECLSS）的核心功能是维持舱内__________、湿度和氧气浓度。10.太阳活动峰年时，__________（现象）会增强，可能干扰航天器电子设备。三、简答题（每题8分，共40分）1.简述火星探测任务通常选择“窗口发射”的原因，并计算地球与火星的会合周期（已知地球公转周期T₁=365天，火星公转周期T₂=687天）。2.月面采样返回任务中，为何需要解决“月面起飞”和“月轨交会对接”两项关键技术？3.对比化学推进与电推进的适用场景：化学推进适合哪些任务阶段？电推进为何更适合深空探测？4.解释“轨道共振”现象对小行星带分布的影响（以木星与小行星的2:1共振为例）。5.载人登月任务中，航天员需面临哪些环境挑战？请列举至少4项并说明应对措施。四、计算题（每题10分，共20分）1.某运载火箭采用液氧煤油发动机，比冲Isp=330秒，起飞质量m₀=500吨，推进剂质量m_p=420吨，计算该火箭的理论速度增量（取g=9.8m/s²）。2.一颗卫星在椭圆轨道上运行，近地点高度h_p=200公里，远地点高度h_a=35000公里，地球半径R=6371公里，地球引力常数μ=3.986×10¹⁴m³/s²。求卫星在近地点和远地点的动能差（以焦耳为单位，卫星质量m=500kg）。五、综合分析题（20分）2025年，某航天机构计划实施“近地小行星采样返回+防御验证”任务，目标小行星直径约50米，轨道与地球轨道存在潜在交点。请结合当前航天技术，分析该任务需突破的关键技术，并设计一套包含采样、轨道测量、动能撞击验证的任务流程（要求：技术分析具体，流程逻辑清晰）。答案及解析一、单项选择题1.B（地球同步轨道高度约为35786公里，轨道半径约42164公里，高度需减去地球半径6371公里）2.B（电推进比冲高，可达1000-10000秒，化学推进通常200-450秒）3.B（月球逃逸速度为√(2GM/R)≈2.38km/s）4.C（火星大气中CO₂占比约96%）5.C（霍曼转移半长轴a=(r₁+r₂)/2，r₁、r₂为两圆轨道半径）6.B（辐射器通过热辐射主动散热，MLI是被动隔热，PCM用于短期储能）7.B（太阳帆利用光子动量传递产生推力）8.D（嫦娥六号目标是月球，无需火星轨道交会）9.B（地球扁率属于引力摄动，非引力摄动包括大气阻力、太阳辐射压等）10.C（跳跃式再入通过多次进出大气层降低热流密度，保护航天器）二、填空题1.Isp·g·ln(m₀/m_f)（m₀为初始质量，m_f为关机质量）2.51.6（ISS轨道倾角设计为覆盖俄罗斯发射场）3.光谱仪（如X射线光谱仪、红外光谱仪）4.中继5.推力6.撞击点速度增量（或Δv需求）7.磁强计（或红外地平仪）8.月球引力（或第三体引力）9.气压（或压力）10.太阳耀斑（或高能粒子辐射）三、简答题1.原因：火星与地球轨道周期不同，只有当地球、火星、太阳近似共线（冲日附近）时，发射探测器可利用最小能量转移轨道（霍曼转移），此时为发射窗口。会合周期T_c=1/(1/T₁-1/T₂)=1/(1/365-1/687)≈779天（约26个月）。2.月面起飞：月球无大气层，无法依赖空气动力，需自主设计起飞发动机（推力、姿态控制）；月面重力场不均匀，需精确制导避免翻倒。月轨交会对接：采样舱需与返回舱在月球轨道（约100公里圆轨道）对接，轨道精度要求高（相对位置误差<1米），且月球背面无通信时需自主导航。3.化学推进：适合需要大推力的任务阶段（如火箭起飞、变轨机动、返回再入），因推力大（可达数百千牛），能快速改变速度。电推进：比冲高（节省推进剂），适合深空探测（如小行星探测、星际转移），因任务时间长（数月至数年），小推力持续加速可积累较大速度增量。4.轨道共振指小行星轨道周期与木星轨道周期成整数比（如2:1）。此时，木星引力周期性摄动小行星，导致其轨道半长轴逐渐变化，最终被“清空”该区域（如柯克伍德空隙）。2:1共振时，小行星每绕太阳2圈，木星绕1圈，引力摄动叠加，使小行星轨道变得不稳定，无法长期存在。5.挑战与措施：（1）月球辐射：无磁场和大气屏蔽，宇宙射线强。措施：舱体增加屏蔽材料（如含氢聚合物），航天员穿着防辐射服。（2）极端温差（-180℃至120℃）：热控系统采用辐射器+相变材料，月面活动时舱外服集成温控回路。（3）月尘污染：细颗粒月尘易附着设备，影响密封和光学仪器。措施：舱门设计除尘刷，设备表面涂覆抗粘附涂层。（4）通信延迟：地月通信延迟约2.5秒，需自主导航系统（如惯性导航+月面信标）。四、计算题1.关机质量m_f=m₀-m_p=500-420=80吨=8×10⁴kg速度增量Δv=Isp·g·ln(m₀/m_f)=330×9.8×ln(500/80)=330×9.8×ln(6.25)≈330×9.8×1.83≈5920m/s（约5.92km/s）2.近地点半径r_p=R+h_p=6371+200=6571km=6.571×10⁶m远地点半径r_a=R+h_a=6371+35000=41371km=4.1371×10⁷m椭圆半长轴a=(r_p+r_a)/2=(6.571×10⁶+4.1371×10⁷)/2≈2.3971×10⁷m卫星总机械能E=-μ·m/(2a)（与位置无关）动能K=E+势能=E+(-μ·m/r)近地点动能K_p=μ·m/(2r_p)（因E=-μ·m/(2a)，势能=-μ·m/r_p，故K_p=E-(-μ·m/r_p)=μ·m(1/r_p-1/(2a))）同理，远地点动能K_a=μ·m/(2r_a)动能差ΔK=K_p-K_a=μ·m/2·(1/r_p-1/r_a)代入数据：ΔK=3.986×10¹⁴×500/2×(1/(6.571×10⁶)-1/(4.1371×10⁷))≈1.993×10¹⁷×(1.522×10⁻⁷-2.417×10⁻⁸)≈1.993×10¹⁷×1.280×10⁻⁷≈2.55×10¹⁰J五、综合分析题关键技术突破：（1）小行星近距离自主导航：小行星形状不规则、引力场弱，需高精度光学导航（如激光雷达+可见光相机）实时定位。（2）采样机构设计：小行星表面可能为松散碎石（“rubblepile”），需软着陆采样（如机械臂+吸附式采样头）避免反弹。（3）轨道精确测量：需搭载高精度测轨设备（如星敏感器+甚长基线干涉测量VLBI），获取小行星轨道参数误差<10米。（4）动能撞击器设计：需轻量化高速度撞击器（速度>10km/s），配备自主避障系统（避免撞击表面凸起物）。（5）再入返回技术：采样舱需承受第二宇宙速度再入（~11.2km/s），采用新型烧蚀材料（如碳基复合材料）。任务流程设计：1.发射段：长征九号运载火箭将“探测-撞击组合体”送入地火转移轨道（若小行星轨道偏心率大，可能需中途修正）。2.接近段：距离小行星5万公里时，启动光学导航，逐步降低相对速度至0.1m/s，进入环绕轨道（轨道高度500米）。3.采样段：释放着陆器，通过激光测距和地形匹配软着陆（速度<0.5m/s），机械臂伸出采样头（钻取深度0.5米，采集约2kg样本），封装后返回组合体。4.轨道测量段：组合体在小行星轨道运行15天，通过VLBI和多普勒测速，精确计算轨道根数（半长轴、偏心率、倾角），误差控制在5米内。5.