如图所示，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：

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。

如图所示为一几何不可变的内压式超音速进气道。其进口面积为A_i，设计飞行马赫数Ma_d为1.66，喉道面积A_t的取值使在设计飞行状态下喉道为音速流动。现为使这个进气道起动，即令进气道吞入其进口前的正激波，采用飞行加速法。问飞行至少加速到多大马赫数Ma_stort时，激波才可吞入？设除激波有总压恢复系数σ(Ma)以外流动是等熵的。气动函数见下表，不必插值计算。

气动理论，当喷管出口从超音速喷气转变为亚音速喷气的瞬间，喷管出口处气流总压与环境大气压之比为p2*Pa=1．8929。试推导在此刻以前维持超音速喷气的总时间t的表达式。已知，罐内空气为完全气体，其比热比为k=1．4，气体常数为R=287．06J(kg.K)，流动无损失，罐内和流动的总温和总压是空间均匀的。罐的体积为V，罐内的总温为T*，喷气开始时罐内的总压为p1*，喷管出口面积A。

用文丘里流量计量测空气(绝热指数k=1.4，气体常数R=2873J/(kg·K))的质量流量。已知进口断面的直径为d₁=400mm，绝对压强为p₁=140kN/m²，温度为T=18℃，喉部断面d₂=150mm，p₂=116kN/m²，假定流动为一元恒定等熵气流，求通过流量计的质量流量。

出口直径d=10mm、绝对压强p=1．05×105N／m2、温度t=30℃，气体的滞止压强p0=1．5×105N／m2，试确定喷管的质量流量以及高压容器中的气体的压强和温度(k=1．4，R=287J／kg.K)。

如图所示，水箱右下部连一文丘里管，喉管直径为d_c，喉管前后段管径为d，喉管中部距液面高差为H_dc，管道出口距液面高差为H，当地大气压强为p_a，与水同温度下的水的气化压强为p'，试确定文丘里管正常工作的条件(不考虑流动损失)。

设泄水建筑物闸门下泄流量一定，闸后泄流收缩断面处水深为h_c=3.5h_c，则泄水建筑物下游将会发生______水跃。