第1题
[12—1] (北京航空航天大学2006年考研试题)空气以静压0.887×105Pa,静温300K,平均速度150m/s通过半径为1.0m的进气道。然后进入地面电站用燃气轮机的压气机,最终以平均速度50m/s被排出压气机。测得涡轮轴传递给压气机轴的扭矩是3937kgm,转速12000r/min。压缩时气流向环境放出热损失10kJ/kg。设气流轻质,定常,定比热,试计算压气机排气的静焓h2和静温T2。已知气体比热比k=1.4,气体常数R=287.06J/(kg.K)。
第2题
(1)动力涡轮的输出功率。
(2)动力涡轮支架受到的y方向气动力的大小和方向(热收缩软管ε在y方向不传递拉力)。
已测得:在发动机尾喷口1处,直径D=0.607m,燃气总温T*=795K,静压p=1.9146×105Pa,流量=22kg/s。在动力涡轮后的尾喷口3处,燃气总温T*=708K。设流动为一维定常数,全流道无散热损失,无总压损失,比热比k=1.33,气体常数R=287.4J/kgK,常数K=0.0397(),气动函数见下表。
λ | q(λ) | frac{q(lambda )}{pi (lambda )} |
0.1770 | 0.2769 | 0.2820 |
0.2771 | 0.4265 | 0.4440 |
1.511 | 0.7357 | 3.5461 |
第3题
(北京航空航天大学2007年考研试题)如图11—4所示,某压气机实验台用一台涡喷发动机输出的燃气驱动一个独立的动力涡轮,动力涡轮再推动实验压气机。求: (1)动力涡轮的输出功率。 (2)动力涡轮支架受到的y方向气动力的大小和方向(热收缩软管ε在y方向不传递拉力)。 已测得:在发动机尾喷口1处,直径D=0.607m,燃气总温T*=795K,静压p=1.9146×105Pa,流量
=22kg/s。在动力涡轮后的尾喷口3处,燃气总温T*=708K。设流动为一维定常数,全流道无散热损失,无总压损失,比热比k=1.33,气体常数R=287.4J/kgK,常数K=0.0397(
/m),气动函数见下表。
第4题
第5题
A.(1.43-1.92)×105Pa
B.(3.43-3.92)×105Pa
C.(4.43-5.92)×105Pa
D.(7.43-7.92)×105Pa
第6题
如果在0℃,1.0×105Pa下空气中的声速v=332m/s,空气的密度为ρ=1.29kg/m3.求空气的γ.
第7题
(北京航空航天大学2007年考研试题)如图11—5所示,一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。上游来流在截面0—0处为均匀的超声速流,而在分流涵道的进口截面1—1处发现有一道正激波。求在等横截面积分流涵道的内部2处的静温T2。 设除激波以外,流动为绝能等熵的。已知完全气体的比热比k=1.4,气体常数R=287.0 6J/(kg.K),气动函数表和正激波表见下表,M为马赫数。已测得来流0处气流的总压为p0=7×101 325Pa,总温为T0=300K,2处的静压为p2=3.006×101325Pa。
第8题
如图所示,一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。上游来流在截面0-0处为均匀的超声速流,而在分流涵道的进口截面1-1处发现有一道正激波。求在等横截面积分流涵道的内部2处的静温T2。
设除激波以外,流动为绝能等熵的。已知完全气体的比热比k=1.4,气体常数R=287.06J/(kg·K),气动函数表和正激波表见下表,M为马赫数。已测得来流0处气流的总压为=7×101325Pa,总温为=300K,2处的静压为p2=3.006×101325Pa。
M或M正激波前 | T/T* | p/p* | 正激波T2/T1 | 正激波p2/p1 |
2.20 | 0.5081 | 0.0935 | 1.8569 | 5.4800 |
2.46 | 0.4524 | 0.0623 | 2.0982 | 6.8935 |
2.74 | 0.3030 | 0.0404 | 2.3858 | 8.5922 |
第9题
设汽缸内的空气压强保持在1.2×105Pa的条件下膨胀,空气的体积增大了1.0×10-3m3,同时气体从外界吸收了250J的热量,则空气的热力学能改变了多少?是增加了还是减少了?
第11题
平屋顶与顶层天花板间存在一夹层,其夹层表面的间距δ=50cm,夹层内是压力为1.013×105Pa的空气。天花板外侧温度为tw1=25℃,屋顶内侧温度夏天时为twx=40℃,冬天时为twd=15℃,分别计算在夏天和冬天时,通过单位面积夹层的传热量。
[分析]本题为有限空间自然对流换热问题,注意热面在上应按照纯导热计算。