Việc mua và ôn luyện đề thi Khí động lực học 1 là một bước đi quan trọng để đạt điểm cao trong kỳ thi giữa kỳ ở Đại học Bách Khoa. Đề thi sẽ giúp bạn nắm bắt được cấu trúc bài thi, từ đó làm quen với các dạng câu hỏi thường gặp và các chủ đề trọng tâm mà giảng viên có thể sẽ ra. Khi luyện tập với đề thi, bạn sẽ có cơ hội rèn luyện kỹ năng giải quyết các bài tập cụ thể, đồng thời nắm rõ những công thức và khái niệm quan trọng của môn học. Điều này không chỉ giúp bạn củng cố kiến thức mà còn tăng cường sự tự tin khi bước vào phòng thi. Hơn nữa, việc làm quen với áp lực thời gian qua các đề thi mẫu sẽ giúp bạn cải thiện kỹ năng quản lý thời gian, tránh được tình trạng lúng túng và mất điểm không đáng có. Vì vậy, hãy đầu tư vào việc mua đề thi Khí động lực học 1 và sử dụng chúng một cách hiệu quả để chuẩn bị tốt nhất cho kỳ thi giữa kỳ sắp tới.
Trang 1MID TERM REVIEWCHƯƠNG 1
Xét một biên dạng cánh ở điều kiện bay và góc tới xác định, lực nâng trên một đơn vị chiều dài
là 200 lb/ft, chiều dài dây cung cánh c= 5 ft Tâm áp suất được xác định cách cạnh trước 0.3c.
- Biểu diễn sơ đồ lực và moment tác dụng trên biên dạng cánh tại vị trí tâm áp suất- Biểu diễn sơ đồ lực và moment tác dụng trên biên dạng cánh tại vị trí 0.25c- Biểu diễn sơ đồ lực và moment tác dụng trên biên dạng cánh tại cạnh trước
Ghi chú: tính toán cụ thể các giá trị lực và moment tương ứng cho mỗi trường hợp Giả thiết rằngảnh hưởng của thành phần lực cản lên các hệ số moment nhỏ không đáng kể, có thể xấp xỉ lựcnâng và lực pháp tuyến
Phương trình (1.7), (1.8) và (1.11)
Trang 2Calculate the Reynolds numberand Mach number for the flow
Trang 3over the wing root chord (This is an important number, because as we will see later, it governs the skin-friction drag over that portion of the wing.)
Consider the F-22 shown in Figure 1.5, and also gracing the cover of this book The chord length where the wing joins the center body is 21.5 ft Consider the airplane making a high-speed pass at a velocity
of 1320 ft/s at sea level (Mach 1.2).
Calculate the Reynolds numberat
the wing root.
Consider a flat plate at zero angle of attack in a hypersonic flow at Mach 10 at standard sea level conditions At a point 0.5 m downstream from the leading edge, the local shear stress at the wall is 282 N/m2 The gas temperature at the wall is
equal to standard sea level temperature At this point, calculate the velocity gradient at the wall normal to the wall.
Nước (khối lượng riêng 1000 kg/m3) chuyển động với vận tốc 8 ft/s qua một thanh dầm có tiết diện là tam giác đều cạnh 0.1 ft, chiều dài thanh là 10 ft Phân bố áp suất trên mặt cắt như hình bên, bỏ qua
Đối với cánh mỏng, tâm khí động được xác định tại vị trí 25% bề rộng dây cung cánh Biên
dạng cánh NACA 4 ký tự có hệ số lực nâng và hệ số moment tại cạnh trước theo góc tới cho bởi biểu thức sau:
cl =2π(α+0.03625) và cmle =2π(α+0.07007)
Trang 4c) Chứng minh rằng hệ số lực nâng cl bằng với hệ số lực trên phương pháp tuyến của biên
dạng cánh cn
d) Lập bảng tính các giá trị hệ số lực nâng cl, hệ số lực cản cd, hệ số lực pháp tuyến cn, hệ số
lực dọc trục ca và vị trí tâm áp suất cho 2 trường hợp góc tới -2 độ và 5 độ.
Lịch sử phát triển của ngành kỹ thuật hàng không đã ghi nhận sự gia tăng đáng kể vận tốc bay, trọng lượng máy bay,trọng lượng trên 1 đơn vị diện tích cánh W/A, cao độ bay
a.Xác định hệ số lực nâng của các máy bay trong bảng số liệu bên dưới.
b Máy bay thương mại hiện đại bay ở cao độ 30,000 ft đến 35,000 ft Hãy giải thích lý do tại sao máy bay bay bằng ở cao độ này (thay vì 15,000 ft)
Máy bayNămTrọng lượng W(lbf)
Vận tốc(mph)
Tải trọng/đơn vị diện tíchcánh W/A (lbf/ft2)
Cao độ bayh (ft)
Khối lượng riêngkhông khí (kg/m3)Wright Flyer1903750351.501.225Douglas DC-3193525,0001802510,0000.9089Douglas DC-61947105,0003157215,0000.7765Boeing 7471970800,00057015035,0000.3753
CHƯƠNG 2
Câu 1
a Chứng tỏ phân bố vận tốc trong chuyển động điểm xoáy hai chiều (2D- vortex) thỏa mãnphương trình liên tục của dòng chuyển động không nén được và thỏa măn điều kiệnkhông quay.
b Viết phương trình hàm dòng và hàm thế vận tốc của chuyển động điểm xoáy
Trang 5SOURCE FLOW
VORTEX FLOW
Trang 7Calculate vorticity, strain rates for flow over wavy wall.
CONSERVATION EQUATIONS
Express the meaning of each term in the flow conservation equations in integral form/Giải thích ý nghĩa
từng số hạng trong các phương trình bảo toàn
From the integral form, develop the differential form of the flow conservation equations/ Từ dạng tích phân của phương trình bảo toàn, thiết lập dạng vi phân của các phương trình này.