2025-2026 春夏学期 回忆卷 ¶
1.（10 分） 假设我们要对一架军用战斗机进行改造，拟采用小型液氧 - 甲烷液体火箭发动机取代其原本安装的小涵道比航空涡扇发动机，请问改造后的飞机相比改造前会有什么优点和缺点？请分别列举出 2 点
2.（15 分）一个理想的小型固体火箭推进系统具有以下参数：
初始系统总质量 10 吨，推进剂流率 \(\dot{m_p}=100kg/s\)，喷管出口等效喷射速度 \(c=2500m/s\)，推进系数 \(c_F=1.75\)，喷管喉部面积 \(A_{th}=0.02m^2\)
忽略重力和空气阻力的影响，试确定其：
（a）特征速度 \(c^*\)（b）推力（c）比冲（d）燃烧室压力（e）稳定工作 90s 后所能达到的最大速度
3.（20 分）一个理想的 H2-O2 液体火箭发动机具有以下工作参数：
燃烧室压强：\(8MPa\)，燃烧室温度：\(2800K\)，环境压强：\(0.1MPa\)，喷管喉部面积：\(0.015m^2\)
假定气体为理想的量热完全气体，并且在喷管中实现等熵最佳膨胀，试确定其：
（\(r=1.2\)，\(M_w=20kg/kmol\)，\(R_u=8314J/(k mol k)\)）
（a）喷管喉部的气体温度 （b）喷管出口处的气体温度 （c）推进剂喷射质量流率 （d）发动机的最佳推力
4.（15 分）一个单轴航空涡喷发动机具有以下工作参数：
飞行马赫数：\(1.5\)，飞行环境温度：\(220K\)，压气机的出口总温：\(850K\)，压气机的多变等熵效率：\(0.9\)，燃烧室出口总温：\(1800K\)，油气比：\(0.02\)，传动轴的机械效率：\(0.98\)
其他参数：\(r_c=1.4\)，\(c_{pc}=1004J/(kg k)\)，\(r_t=1.3\)，\(c_{pt}=1100J/(kg k)\)
假定进气道绝热，发动机稳定工作，试确定：
（a）压气机的总温比 （b）压气机的总压比 （c）涡轮的出口总温
5.（20 分）一个理想的涡喷发动机具有以下设计参数：
\(\tau_{1c}=20\)，\(T_{tt}=1800K\)，\(c_p=1004J/(kg k)\)，\(r=1.4\)，\(\Delta h_c=42800kj/kg\)
要在以下环境条件下飞行：
\(M_{a0}=2.0\)，\(T_0=220K\)
试确定其
6.（20 分）一个理想和一个实际的涡扇发动机，假定其飞行环境参数（高度、马赫数）都相同，进气道都绝热；其涡轮系统输出给压气机的功率都相同，其涡轮系统输出给风扇的功率也都相同；其燃油质量流率和热值都相同；理想发动机的内、外涵喷管出口压力都等于环境压力，而实际发动机的内、外涵喷管都处于过膨胀状态；另外，假定其物性（如 Cp，r 等）都相同且都是常数，但对实际发动机来说，其燃烧效率和传动轴的机械效率都小于 1；假定发动机稳定工作
（a）请在 T-S 图中分别画出发动机内涵部分的理想（用实线条加下标 i 表示）和实际（用虚线条表示）循环过程
（b）请在 T-S 图中分别画出发动机外涵部分的理想（用实线条加下标 i 表示）和实际（用虚线条表示）循环过程
提示：需要简单分析并清楚地给出各主要节点在理想与实际发动机循环中的相对位置
评论区