试题一
一、填空题
（每空1分，共30分）
１、一个标准大气压= ㎜Hg ≈ Pa= bar，一个工程大气压= ㎜H
O≈ Pa 。

2
2、完全气体是指的气体，一般情况下只要是压力不和温度不的气体都可以当作完全气体。

3、通用气体常数（μR）≈（J/mol·K）。

4、平衡状态必须满足的三个条件是、和。

5、热力循环中体系对外界所做的功⎰=
dw。

6、马赫数的定义式为，它是气流的衡量指标。

飞机飞行马赫数的定义为。

7、空速管是应用方程的原理制成的。

8、飞机机翼的迎角是指，在时为正，时为负。

9、后掠机翼由于后掠角的存在会产生效应和效应，其主要原因是。

10、在细长三角翼上产生的升力有和两部分，其中的变化与迎角成非线性关系。

11、飞机保持平飞所必须满足的两个运动方程是和。

12、在保持其它条件不变时，螺旋桨的拉力随飞机飞行速度的增大而，随发动机转速增大而。

二、判断题（每小题1分，共10分）
1、热量只能从温度高的物体传给温度低的物体。

（）
2、各种完全气体在同温同压下的体积相等。

（）
3、完全气体在等温变化过程中从外界吸入的热量全部用来对外界做功。

（）
4、所有工作于两个定温热源之间的热机，热效率相等。

（）
5、变截面管流中，气流在管道面积小的地方流速快，而在管道面积大的地方流
速慢。

（）
6、气流的滞止参数就是气流速度为零的参数。

（）
7、拉伐尔管的最小截面就是临界截面。

（）
8、飞机的升力随着飞行速度的增大而增大。

（）
9、在一定的高度和一定的迎角时，飞机只能以一定飞行速度平飞。

（）
10、飞机具有速度稳定性的条件是：飞行速度增大时，升力增大，飞行速度减小
时，升力减小。

（）
三、简答题（每小题5分，共30分）
１、请写出飞机极线图中A、B、C三点所对应的迎角及其定义。

2、什么叫做状态量和过程量？在我们学习过的参数中各列举两个状态量和过程量。

3、音速的定义是什么？写出音速的两种形式的计算公式，影响音速大小的因素有哪些?
4、激波形成的条件是什么？它按形状可以分为哪几种？它们的强度哪个最强？并示意地画出各自的形状.
5、什么叫做飞机的临界马赫数？其物理意义是什么？并说明为何后掠机翼的临界马赫数比平直机翼的临界马赫数大的原因.
6、分别写出总温、总压与静温、静压及气流M 数的数学关系式。

并说明它们的物理意义。

四、计算分析题（每小题10分，共30分）
1、空气沿着如图所示的扩散形管道进行绝能流动，在截面1—1处，空气的温度
K T 2881 ，速度为272s m ；在截面2—2处，空气的速度降为72.2s m ，试求
出口处的气流总温和速度系数。

2、空气由容器经拉伐尔管绝能流动，以s m V /700=的速度流向大气时，其温度降低一半，压力等于大气压力，求容器中空气的压力、温度和密度。

3、发动机燃烧室进口空气温度为467K ，出口温度为1150K ，进出口气流速度分别为120m/s 和170m/s ，求流过燃烧室每公斤空气所获得的热量（Cp=2.8KJ/s/kg.K ）
答案
一、填空题（每空1分，共30分）
１、760 101325 1.01325 10000 98100 2、 分子没有体积和作用力,只有质量 太大 太低 3、 8.314
4、力平衡 、 热平衡 化学平衡
5、⎰dq
6、a
V
M =
，压缩性, 飞机飞行速度和飞机所在高度的音速的比值 7、伯努利
8、 前方来流速度方向与飞机机翼翼弦之间的夹角 气流流向机翼上表面
气流流向机翼下表面 9、翼根 翼尖，由于后掠角的存在,流向机翼的气流速度只有垂直流向机翼前缘的有效分速度使气流发生转折 10、位流升力 涡升力 涡升力 11、 G=Y P=X 12、 增大， 减小
二、判断题（每小题1分，共10分）
10、 × 2、× 3、√ 4、× 5、× 6、× 7、√ 8、× 9、√ 10、√
三、简答题（每小题5分，共30分）
１、A 点对应的迎角为临界迎角:升力系数最大时对应的迎角
B 点对应的迎角为有利迎角:升阻比最大时对应的迎角
C 点对应的迎角为零升力迎角: 升力系数为零时对应的迎角
2、与气体的状态变化过程无关的量叫做状态量, 如气体的压力、温度、内能、焓。

与气体的状态变化过程无关的量叫做过程量，如气体在状态变化过程中换热量、容积功。

3、音速是指微弱扰动在气体介质中的传播速度。

ρ
d dp
a =
，kRT a =。

影响音速大小的因素有气体的性质和气体的温度。

4、激波形成的条件是超音速气流受到强压缩波，气体的压力、温度、密度均突跃地上升，气流速度突跃地下降。

它按形状可以分为正激波、斜激波和弓型激波三种。

它们的强度正激波最强。

（简图略）
5、当飞行速度增大到一定程度时，机翼表面最低压强点的气流速度刚好等于该点的气流音速，此时的飞行M 数就是飞机的临界M 数，简称临界M 数。

临界M 数的大小，表示机翼最低压强点处产生局部超音速气流继而形成激波(局部激波)的早晚。

临界M 数大表示该机翼产生局部超音速气流晚，临界M 数小产生局部超音速气流早。

由于后掠角的存在，使得流向后掠机翼的气流速度存在有效分速度，而有效分速度小于来流速度，故后掠机翼的临界马赫数比平直机翼的临界马赫数大。

6、)2
11(2
*M k T T -+=：总温就表示气体分子热运动和宏观运动的能量之和，也就是代表气流所具有的总能量的大小。

1
2*)2
11(--+=k k
M k P P ：气体总压大小代表气体作功本领的大小，即气体具有的
机械能的大小。

四、计算分析题（每小题10分，共30分） 1、答题要点
根据)211(2
*M k T T -+=和kRT a =计算出气流的总温。

根据速度系数的定义cr
a V 2
2=
λ，求得最后结果。

11、 因为绝能流动中气体的总温保持不变，而容器中的空气是静止的，所以容器中的气体压力就等于总压。

再根据总温与静温之间的关系，Cp
V T T 22
*
+=，T 等于总温的一半，即可求
得总
温、总压、和总密度。

12、 写出能量方程，把相关参数代入方程即可求得。