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【作业】第七章 可压缩流动：一些预备知识 第七章单元作业
1、 问题:流体微元的总焓的表达式是什么，由哪三部分组成，各代表的物理意义是什么？
评分规则: 【 
，代表着流体微元具有的总能量。
它是单位质量的内能、压力做功能（或压力势能）和动能的总和。
】
2、 问题:写出用马赫数表示的气体宏观动能与内能的比。
根据声速的定义化简得
根据Ma数的定义有
】
3、 问题:量热完全气体的两个状态为
，
试推导熵增计算公式：
评分规则: 【 由热力学第一定律可得：
对于可逆过程有：
(1)
根据熵的定义
(2)(2)式代入(1)式可得
又
(4)(2)结合(4)可得
(5)
又因为
则（5）变为
(6)
由状态方程
可得
则（6）转化为
(7)
(7)式左右两边积分，
】
【作业】第八章 正激波及有关问题 第八章单元作业
1、 问题:一正激波后气流速度为
，温度为
。计算激波前的速度。
评分规则: 【 波后的声速和马赫数为
查正激波特性表，可得：
因而有
最后得波前速度为
】
2、 问题:简述用皮托管测量超声速流动速度的原理。
评分规则: 【 皮托管测得的是正激波后的总压
，由等熵关系式和正激波关系式有
由以上三式得出雷利皮托管公式
由此式解出来流马赫数
，最后得到
】
【作业】第九章 斜激波与膨胀波 第九章单元作业
1、 问题:已知超音速来流的马赫数、温度和压强分别为3、288 K和1 atm，试求流过一压缩偏转角为20°的斜激波后的马赫数、温度、压强、总压和总温。
评分规则: 【 斜激波，由
，气流偏角
，查
图，得到：
，可求得法向马赫数：
查正激波参数表，得：
同时有
由
，查等熵表，得
所以有
】
2、 问题:采用激波-膨胀波理论，计算来流马赫数为3，攻角为5°的平板翼型的升力系数和阻力系数。
评分规则: 【 翼型上表面出现膨胀波，气流偏角等于攻角
，查普朗特-迈耶关系式表，当
时，有：
所以有：
查普朗特-迈耶关系式表有：
查表或者由公式计算：
翼型下表面出现斜激波，由
，气流偏角
，查
图，得到：
求得法向马赫数：
查正激波参数表，得：
因而升阻力系数可以计算如下：
】
【作业】第十章 通过喷管、扩压器和风洞的可压缩流动 第十章单元作业
1、 问题:（问答题）为什么在亚声速流中，要使速度增大，必须缩小截面积A，而在超声速流动中要速度增大，必须增大截面积A呢？
评分规则: 【 由我们刚才推导出的密度与速度关系（10.24）就可以明显看出：
（1） 在亚声速时，
, 密度下降比速度增大慢，为保证质量守恒
=常数，要使速度增大面积A必须减小；
（2） 在超声速时，
，密度下降比速度增大快得多，为保证质量守恒=常数，要使速度增大必须增大截面积A。
】
2、 问题:（计算题）初步设计马赫数为2的超声速风洞，计算扩压器喉道面积与喷管喉道面积的比。
评分规则: 【 为起动风洞，我们采用最严重的情况来估算通过风洞的总压损失。即正激波出现在扩压器的入口处。
由附录 B，对于正激波前马赫数为2.0的流动，波后波前总压比
所以由公式（10.39）我们求出: 
】
3、 问题:（）什么是壅塞流？在什么情况下超音速风洞中扩压段发生壅塞？
评分规则: 【 一旦流动在喉道达到音速，不管出口压力降低到多少，质量流量仍然保持不变，这种流动被称为壅塞流。
第二喉道与第一喉道的比小于入口总压与出口总压的比时超音速风洞中扩压段发生壅塞。
】
4、 问题:（填空题）超声速风洞的喷管段的作用是 ，扩压器的作用是 。
评分规则: 【 加速气流到超声速
以尽可能小的总压损失降低气流速度，增加压强
】
5、 问题:（） 对于一段收缩的管道，在准一维等熵流假设下，入口流动分别为超声速和亚声速时，简述其速度、压强、密度如何随管道截面积变化。
评分规则: 【 亚声速入流，管道收缩速度增大，压强减小、密度减小。
超声速入流，管道收缩速度减小，压强增大、密度增大。
】
6、 问题:（）试简述扩压器的作用？为什么实际的超声速扩压器的喉道面积大于理想扩压器的喉道面积？
评分规则: 【 扩压器是这样的一段管道，它的作用是使气流以尽可能小的总压损失通过管道并在其出口降低速度。
由于激波和附面层引起的熵增，实际的超声速扩压器的喉道面积大于理想扩压器的喉道面积。
】
【作业】第十一章 绕翼型的亚声速可压缩流：线化理论 第十一章单元作业
1、 问题:（思考题）绕翼型流动是否处处满足小扰动假设？
评分规则: 【 提示：具有钝前缘和后缘角的翼型在前后缘处不满足小扰动假设。（本题为开放性试题，如果提出多种其它正确答案，酌情加分）
】
2、 问题:（计算题）在翼型表面一给定点，已知在绕流速度极低时的压强系数为-0.3。如果自由来流马赫数为0.6，计算这一点的压强系数。
评分规则: 【 提示： 
】
3、 问题:（）试写出翼型临界马赫数的定义。翼型的临界马赫数随翼型厚度如何变化？
评分规则: 【 当亚声速流动流过翼型时，翼型表面上各点的速度分布是不同的。其中有些点的速度大于来流速度。随着来流马赫数的增大，翼型表面各点的流速也将增大，当来流马赫数增大到某一值时，翼型表面某一点的速度恰好达到当地声速，定义此时的来流马赫数为临界马赫数。
翼型越厚，临界马赫数越小。
】
4、 问题:（）试写出普朗特-格劳尔特法则，并简述其意义。
评分规则: 【 普朗特-格劳尔特法则：
普朗特-格劳尔特法则说明，如果知道某翼型不可压缩绕流的压力系数分布，那么在相同的迎角下，绕相同翼型的可压缩流动的压力系数可由该关系式得到。利用该法则，我们可以对大量的不可压缩流动的数据进行压缩性修正。
】
5、 问题:（）简述跨声速面积律。
评分规则: 【 跨声速面积律指出，飞机沿机身轴线，包含机身、机翼和尾翼的横截面积分布应该是光滑连续的，这样可以降低飞机的跨声速阻力。
】
6、 问题:（）什么是翼型的阻力发散马赫数？在翼型厚度给定的限制下，什么类型的翼型可以使阻力发散马赫数提高？
评分规则: 【 翼型阻力开始急剧增大时对应的来流马赫数称为翼型的阻力发散马赫数。
超临界翼型可以提高翼型的阻力发散马赫数。
】
【作业】第十二章 线化超声速流 第十二章单元作业
1、 问题:（思考题）波阻（wave drag）产生的原因是什么？
评分规则: 【 提示：前面的压强高，后面压强低，便产生了波阻
】
2、 问题:（计算题）采用超声速线化理论，计算来流马赫数为2.6，攻角为的平板翼型的升力系数和阻力系数。
评分规则: 【 
】