 |
1. ТЕСТЫ ПО ДИСЦИПЛИНЕ. «Аэродинамика и динамика полета. магистральных воздушных судов». 1.1. Тест по теме 1: Уравнения аэродинамики больших скоростей
|
|
|
|
1. ТЕСТЫ ПО ДИСЦИПЛИНЕ
«Аэродинамика и динамика полета
магистральных воздушных судов»
1. 1. Тест по теме 1: Уравнения аэродинамики больших скоростей
1. Уравнение Бернулли в дифференциальном виде представляет собой:
а) 
;
б) 
;
в) 
.
2. Уравнение Бернулли без учета сжимаемости записывается в виде:
а) 
;
б) 
;
в) 
.
3. Какой закон лежит в основе уравнения Бернулли?
а) закон постоянства расхода;
б) закон сохранения энергии;
в) закон всемирного тяготения.
4. Уравнение Бернулли для M ≤ 0, 4 устанавливает связь:
а) между динамическим давлением и скоростью в струйке;
б) между статическим давлением и скоростью в струйке;
в) между скоростью и высотой полета.
5. Выберите уравнение Бернулли с учетом сжимаемости, в котором показана связь между скоростью газа и скоростью звука вдоль струйки:
а) 
;
б) 
;
в) 
.
6. Индикаторная скорость в аэродинамике – это:
а) идеальная скорость, которую показывает прибор с учетом всех поправок;
б) приборная скорость самолета с учетом сжимаемости;
в) воздушная скорость самолета с учетом всех поправок.
7. Как изменяется скорость звука в потоке при числах М < 0, 4, если сечение струйки уменьшается?
а) уменьшается;
б) увеличивается;
в) не изменяется.
8. Критический режим течения газа – это:
а) режим течения на входе в сопло Лаваля;
б) режим течения на срезе сопла Лаваля;
в) режим, при котором его местная скорость равна местной скорости звука.
9. Какая связь в уравнении постоянства расхода устанавливается между сечением струйки и скоростью потока при М < 0, 4?
а) 
б) 
в) 
10. К числу характерных скоростей в аэродинамике больших скоростей (газодинамике) относят:
|
|
|
а) М; λ ; Vmax;
б) а; М; Vпр;
в) М; Vпр; Vi.
11. Изменение скорости по длине сопла Лаваля (при сверхзвуковом истечении) имеет форму кривой:
а) 1;
б) 2;
в) 3.
12. Уравнение Гюгонио 
является частным случаем:
а) уравнения Бернулли в дифференциальном виде;
б) уравнения Бернулли;
в) уравнения постоянства расхода.
13. Явление аэродинамического нагрева обусловлено:
а) торможением потока в пограничном слое;
б) торможением потока в свободном слое;
в) торможением потока в передней части обтекаемого тела.
14. Как изменяется сверхзвуковая скорость потока в расширяющемся потоке?
а) уменьшается;
б) увеличивается;
в) не меняется.
15. Диффузор – это канал, который:
а) сужается;
б) расширяется;
в) вначале сужается, а потом расширяется.
1. 2. Тест по теме 2:
Особенности сверхзвуковых потоков применительно к магистральным ВС
1. Угол Маха определяется по формуле:
а
б
в.
2C увеличением скорости угол Маха:
а) увеличивается;
б) не меняется;
в) уменьшается.
2. На рисунке изображен прямой скачок уплотнения. В точке Т. 1:
а) поток сверхзвуковой, V > a;
б) поток звуковой, V = a;
в) поток дозвуковой, V < a.
3. На рисунке изображен косой скачок уплотнения. В точке Т. 1:
а) поток дозвуковой, V < a;
б) поток звуковой, V = a;
в) поток сверхзвуковой, V > a.
4. Скорость звука определяется по формуле:
а) 
;
б) 
;
в) 
.
5. Течение Прандтля- Майера – это:
а) возникновение слабых возмущений при расширении сверхзвукового потока;
б) появление скачков уплотнения при сужении сверхзвукового потока;
в) резкое сужение сверхзвукового потока.
6. Скачок уплотнения – это:
а) движущаяся ударная волна;
б) плавное изменение всех параметров газового потока;
в) разрыв газового потока.
7. При прохождении через скачок уплотнения скорость сверхзвукового потока:
а) увеличивается;
б) не изменяется;
в) уменьшается.
8. Скачок уплотнения возникает при обтекании сверхзвуковым потоком:
|
|
|
а) профиля крыла самолета;
б) внешнего тупого угла (φ > 180°);
в) внутреннего тупого угла (φ < 180°).
9. При прохождении через скачок уплотнения термодинамические параметры: p, 
и Т сверхзвукового потока:
а) не изменяются;
б) уменьшаются;
в) увеличиваются.
10. Представьте правильно формулу динамического соотношения для скачка уплотнения:
а) 
б) 
в) 
11. В формуле для определения скорости звука показатель адиабаты k для воздуха равен:
а) 1, 4;
б) 1, 33;
в) 1, 23.
12. Уменьшить потери в скачке уплотнения можно:
а) за счет организации прямого скачка уплотнения вместо косого;
б) за счет организации нескольких косых скачков уплотнения;
в) за счет организации косого скачка уплотнения вместо прямого.
13. Формула кинематического соотношения для прямого скачка уплотнения в виде λ 1 · λ 2 = 1 утверждает:
а) если скорость перед скачком разрежения дозвуковая, то за скачком – сверхзвуковая;
б) если скорость до прямого скачка сверхзвуковая, то за скачком – дозвуковая;
в) если скорость до косого скачка сверхзвуковая, то за скачком – дозвуковая.
14. Потери в прямом скачке уплотнения определяются:
а) ускорением потока в скачке;
б) резким торможением потока в скачке;
в) аэродинамическим нагревом.
1. 3. Тест по теме 3:
Аэродинамические характеристики прямого крыла при больших скоростях
1. Критическое число Мкр – это число:
а) при котором на поверхности профиля крыла возникает сверхзвуковая зона;
б) при котором на поверхности профиля крыла возникает скачок уплотнения;
в) при котором хотя бы в одной точке самолета местная скорость в струйке равна местной скорости звука.
2. Сжимаемость воздуха начинает проявлять себя уже:
а) при M > 0, 2… 0, 3;
б) при M > 0, 6… 0, 7;
в) при M > 0, 8.
3. При превышении Мкр полета самолета возникает местная сверхзвуковая область:
а) сначала на нижней поверхности крыла;
б) сначала на верхней поверхности крыла;
в) и на верхней и на нижней поверхности крыла.
4. Увеличение угла стреловидности влияет на 
самолета следующим образом:
а) увеличивает Мкр ;
б) уменьшает Мкр;
в) не влияет на Мкр.
5. При превышении M = 0, 6 … 0, 7 на верхней поверхности крыла создается разрежение. При этом:
|
|
|
а) центр давления не меняет своего положения;
б) центр давления смещается назад по хорде;
в) центр давления смещается вперед по хорде.
6. При превышении Мкр на поверхности крыла возникает местная сверхзвуковая область, замыкаемая:
а) косым скачком уплотнения;
б) прямым скачком уплотнения;
в) λ - образным скачком уплотнения.
7. При превышении Мкр происходит:
а) резкое возрастание силы лобового сопротивления;
б) резкое возрастание качества самолета;
в) резкое смещение центра давления вперед по хорде профиля.
8. При относительно небольшом превышении полета самолета наблюдается следующая картина обтекания профиля:
1 2 3
а) 1;
б) 2;
в) 3.
9. Число Маха определяется формулой:
а) 
б) 
в) 
10. Существует понятие «коэффициент давления», который определяется по формуле: 
. Для чего он нужен?
а) для расчета силы трения о поверхность крыла;
б) для расчета сопротивления крыла;
в) для изучения распределения давления по поверхности крыла.
11. На каком рисунке правильно изображено векторное распределение коэффициента давления на профиле?
1 2 3
а) 1;
б) 2;
в) 3.
12. По какой формуле определяется относительная толщина профиля крыла?
а) 
;
б) 
;
в) 
.
13. Удлинение крыла определяется по формуле:
а) 
;
б) 
;
в) 
.
14. Суперкритический профиль крыла в отличие от обычного дозвукового профиля имеет:
а) более плоскую нижнюю поверхность;
б) более плоскую верхнюю поверхность;
в) острую переднюю кромку профиля.
15. Использование умеренно сверхкритических (суперкритических) профилей позволяет:
а) увеличить угол стреловидности χ;
б) увеличить относительную кривизну профиля;
в) увеличить относительную толщину профиля 
.
16. Затягивание самолета в пикирование возможно:
а) за счет превышения Мкр и смещения центра давления вперед по хорде;
б) за счет появления разрежения на больших скоростях (М > 0, 6);
|
|
|
в) за счет превышения Мкр и смещения центра давления назад по хорде.
|
|
|
