Экзаменационные билеты по курсу «Механика сплошных сред» (пограничный слой, газовая динамика)

Экзаменационные билеты

по курсу «Механика сплошных сред»

(пограничный слой, газовая динамика)

Билет № 1

1.  Уравнения Прандтля для пограничного слоя.

2.  Скоростьзвука. Зависимость внутренней энергии, энтальпии и энтропии от скорости звука.

Билет № 2

1.  Уравнения Прандтля для пограничного слоя в безразмерном виде. Граничные условия.

2.  Параметры газа в заторможенном потоке, их зависимость от числа Маха. Примеры.

Билет № 3

1.  Обтекание полубесконечной пластинки высокоскоростным потоком вязкой несжимаемой жидкости. Зависимость компонент скорости от координат.

2.  Стационарный одномерный поток сжимаемого газа. Максимальная и критическая скорости, их зависимость от термодинамических параметров потока, численные значения при нормальных условиях для воздуха.

Билет № 4

1.  Вычисление силы сопротивления площадки конечной длины при обтекании полубесконечной пластинки высокоскоростным потоком вязкой несжимаемой жидкости. Толщина пограничного слоя.

2.  Изменение плотности потока при изменении скорости газа вдоль трубки тока.

Билет № 5

1.  Толщина пограничного слоя и толщина вытеснения. Длина разгонного участка трубы.

2.  Изменение термодинамических параметров и скоростей при около- и сверхзвуковых движениях газа вдоль трубки тока.

Билет № 6

1.  Сопло Лаваля. Связь площади поперечного сечения сопла с числом Маха в нём. Основное условие, налагаемое на конструируемое сопло Лаваля.

2.  Причины отрыва пограничного слоя от обтекаемой поверхности. Меры, предотвращающие отрыв пограничного слоя.

Билет № 7

1.  Связь значений термодинамических параметров и скоростей на линии тока в критической точке и в покоящемся газе. Критические значения объёмного и массового расходов газа. Экспериментальный график зависимости расхода газа от разности давлений на расходной шайбе.

2.  Объяснить необходимость использования на крыле современных самолётов предкрылков и закрылков.

Билет № 8

1.  Распространение возмущений в дозвуковом и сверхзвуковом потоках газа. Конус и угол Маха. Поверхности разрыва и характеристики. Ударные волны и скачки уплотнения. Законы сохранения на поверхности разрыва.

2.  Почему на современных до- и сверхзвуковых самолётах используют стреловидное крыло.

Билет № 9

1.  Ударная адиабата(адиабата Гюгоньо) для прямой ударной волны, сравнение с идеальной адиабатой. Предельные соотношения между отношением давлений, массовых плотностей и удельных объёмов в прямой ударной волне.

2.  Турбулентный пограничный слой. Кризис сопротивления при обтекании шара потоком вязкой жидкости.

Билет № 10

1.  Связь между термодинамическими параметрами и скоростями в прямой ударной волне, их зависимость от числа Маха в набегающем сверхзвуковом потоке.

2. Скорость истечения газа из насадка при произвольном противо-давлении(формула Сен-Венана-Вентцеля). Предельные значения скоростей.

Билет № 11

1.  Направление изменения термодинамических параметров и скоростей в прямой ударной волне слабой интенсивности.

2.  Турбулентный пограничный слой. Кризис сопротивления при обтекании шара потоком вязкой жидкости.

Билет № 12

1.  Уравнения Прандтля для пограничного слоя.

2.  Самоформирование ударной волны. Скорость спутного потока за ударной волной. Пример расчёта параметров ударной волны и поражающих факторов при наземном атомном взрыве