A

ERODYNAMICS 

–

 EXAM 

19-06-2015

 

 

Basic part  
 
1.  Calculate  the  lofting  force  coefficient  of  the  circular  profile  knowing  that  the  angle 

between the radii joining the profile's center with the stagnations points on its contour is 
equal 120 degrees. The reference chord is the profile's diameter. 

2.  Make  a  careful  scheme  of  the  streamlines  patters  and  the  local  velocity  profiles  in  the 

vicinity  of  the  boundary  layer's  separation  point.  Define  the  displacement  thickness  and 
the momentum thickness. How does the wall friction coefficient change with the distance 
from  the  leading  edge  in  the  laminar  boundary  layer  over  a  flat  plate  at  zero  angle  of 
incidence 

3.  Make a careful and properly commented plot explaining the mechanism of induced drag 

generation.  Using  the  formulae  from  the  lifting  line  theory  calculate  the  induced  angle  
and induced drag coefficient of the elliptic wing with the aspect ratio equal 10. The lifting 
coefficient of the wing is C

L

=0.4 and the corresponding profile drag is C

D

 = 0.06. 

4. Define the isentropic process and provide its  mathematical  formula in terms of pressure 

and density. Write the formula for the speed of sound in the Clapeyron gas (involving gas 
temperature)  and  define  the  Mach  number.  What  is  the  tip  angle  of  the  Mach  cone 
generated by the small disturbance source moving with the Mach number equal 2? 

5. The Prandtl-Glauert correction – explain what it is and explain how it is used. 
6. Laminar  compressible  boundary  layer  –  make  careful  plots  of  the  velocity  and 

temperature profiles for the thermally isolated flat plate. 

 

 

Extended part 
 
7.  Write general mathematical formulation of the boundary value problem for 2D stationary 

potential flow past an airfoil embedded in the stream uniform at infinity. Describe how the 
solution to this problem is constructed so that the Kutta-Youkovsky condition is satisfied 
simultaneously.  

8.  Describe  how  the  induced  angle  and  local  angle  of  attack  change  along  the  span  of  the 

wing  with  rectangular  planform.  The  wing  does  not  have  any  geometric  twist.  In  which 
part of such wing – near the centerplane (or fuselage) or near the tips – the flow separation 
appears  first  while  gradually  increasing  the  geometric  angle  of  attack?  Explain  your 
answer. 

9.  Write the equation for the velocity potential in the small disturbances (linearized) theory. 

What simplification are assumed with respect to the full potential theory?  

10. 

Flap effectiveness in the transonic flow – make a plot of the 

L

C



 as a function of the 

free stream Mach number, together with short description/comment. 

 
 

Time:  100 minutes

 

 
ATTENTION:  Students,  who  passed  the  mid-term  exam  solve 
only the problems no.  4-6 and 9-10. Time: 50 minutes