สภาวิศวกร

สาขา : เครื่องกล

วิชา : Aircraft Power Plant

เนื้อหาวิชา : 433 : 1. Fundamental Laws and Equations
ข้อที่ 1 :
  • ข้อใดไม่ใช่เครื่องยนต์ประเภทใช้อากาศ (Air-breathing Engine)
  • 1 : กังหันเจ็ต (Turbojet)
  • 2 : กังหันพัดลม (Turbofan)
  • 3 : แรมเจ็ต (Ramjet)
  • 4 : จรวด (Rocket)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 2 :
  • ข้อใดต่อไปนี้คือข้อด้อยของเครื่องยนต์ประเภทใช้อากาศ (Air-breathing Engine)
  • 1 : เชื้อเพลิงต้องมาจากปิโตรเลียมเท่านั้น
  • 2 : มีข้อจำกัดของขนาดแรงขับดัน
  • 3 : ไม่สามารถใช้งานในอวกาศได้
  • 4 : มีประสิทธิภาพต่ำ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 3 :
  • เครื่องบินประเภท 2 เครื่องยนต์ขณะบินในแนวระดับด้วยความเร็วคงที่อย่างสมดุล มีแรงยกและแรงต้านอากาศกระทำกับเครื่องบินเท่ากับ L และ D ตามลำดับ จงหาขนาดแรงขับดันของแต่ละเครื่องยนต์
  • 1 : D/2
  • 2 : D
  • 3 : L
  • 4 : L/2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 4 :
  • เครื่องบินมีความเร็ว 330 เมตร/วินาที และอุณหภูมิภายนอก -58 องศาเซลเซียส จงหาว่าความเร็วของเครื่องบินจัดอยู่ในย่านใด (กำหนดให้มวลโมเลกุลของอากาศเท่ากับ 28.98 กิโลกรัม/กิโลกรัมโมล, ค่าคงตัวสากลของแก๊สอุดมคติเท่ากับ 8314.472 จูล/กิโลกรัมโมล/เคลวิน, อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ (γ) เท่ากับ 1.4)
  • 1 : Subsonic
  • 2 : Sonic
  • 3 : Transonic
  • 4 : Hypersonic
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 5 :
  • ความสัมพันธ์ระหว่างความเร็วอากาศที่ตำแหน่ง 1 (V1) และ 2 (V2) ข้อใดต่อไปนี้ถูกต้องที่สุดในการบินย่านความเร็วต่ำกว่าเสียง (Subsonic)
  • 1 : V1 > V2
  • 2 : V1 < V2
  • 3 : V1 = V2
  • 4 : ไม่มีข้อใดถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 6 :
  • ความสัมพันธ์ระหว่างความเร็วอากาศที่ตำแหน่ง 1 (V1) และ 2 (V2) ข้อใดต่อไปนี้ถูกต้องที่สุดในการบินย่านความเร็วเหนือเสียง (Supersonic)
  • 1 : V1 > V2
  • 2 : V1 < V2
  • 3 : V1 = V2
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 7 :
  • อากาศมีค่าความดันสแตกเนชัน (stagnation pressure) เป็น 7 MPa ถ้าความดันและอุณหภูมิบรรยากาศเป็น 101.3 kPa และ 293 K อากาศจะมีความเร็วเท่าใด (กำหนดให้อัตราส่วนความร้อนจำเพาะ (g) เท่ากับ 1.4, ค่าคงตัวสากลของแก๊สอุดมคติเท่ากับ = 287 J/kg/K)
  • 1 : 377 เมตร/วินาที
  • 2 : 577 เมตร/วินาที
  • 3 : 1,177 เมตร/วินาที
  • 4 : 2,277 เมตร/วินาที
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 8 :
  • อากาศเคลื่อนที่จากหน้าตัดหมายเลข 1 ความสัมพันธ์ระหว่างความดันอากาศที่ตำแหน่ง 1 (P1) และ 2 (P2) ข้อใดต่อไปนี้ถูกต้องที่สุดในสภาวะการบินเดินทาง (cruise) ในย่านความเร็วต่ำกว่าเสียง (subsonic)
  • 1 : P1 > P2
  • 2 : P1 < P2
  • 3 : P1 = P2
  • 4 : ไม่มีคำตอบถูกต้องที่สุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 9 :

  • 1 : 800 m/sec
  • 2 : 900 m/sec
  • 3 : 1,000 m/sec
  • 4 : 1,100 m/sec
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 10 :

  • 1 : 6.67x10-5 kg/sec/N
  • 2 : 7.17x10-5 kg/sec/N
  • 3 : 1.33x10-5 kg/sec/N
  • 4 : 1.4.x10-5 kg/sec/N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 11 :
  • ข้อใดคือความหมายของ ประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency)
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างกำลังของเครื่องบิน( aircraft power) ต่อ กำลังที่ผลิตได้จากเครื่องยนต์ (net power out of the engine)
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับของเครื่องบิน (aircraft thrust) ต่อกำลังที่ผลิตได้จากเครื่องยนต์ (net power out of the engine)
  • 3 : ผลคูณระหว่าง Thermal efficiency กับ ความเร็วของเครื่องบิน
  • 4 : ผลคูณระหว่างความเร็วของเครื่องบิน กับ กำลังที่ผลิตได้จากเครื่องยนต์ (net power out of the engine)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 12 :
  • ถ้าเครื่องบินบินด้วยความเร็ว 400 กิโลเมตร/ชั่วโมง และมีความเร็วของกระแสของไหลที่บริเวณทางออกของเครื่องยนต์ (velocity at exit) เท่ากับ 1,200 กิโลเมตร/ชั่วโมง จงคำนวณหาประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency)
  • 1 : 71%
  • 2 : 70.3%
  • 3 : 66.7%
  • 4 : 50%
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 13 :
  • ข้อใดคือความหมายของประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal efficiency)
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เครื่องยนต์ผลิตได้กับปริมาณความร้อนที่เกิดจากเชื้อเพลิงที่เผาไหม้ในเครื่องยนต์
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เครื่องยนต์ผลิตได้กับพลังงานที่ได้จากขบวนการเผาไหม้กับอากาศในเครื่องยนต์
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างกำลังงานที่เครื่องยนต์ผลิตได้กับอัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง (fuel flow rate)
  • 4 : อัตราส่วนระหว่างอุณหภูมิของก๊าซที่ห้องเผาไหม้กับอัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง( fuel flow rate)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 14 :

  • 1 : 69.2%
  • 2 : 10.23%
  • 3 : 57.35%
  • 4 : 40.6%
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 15 :
  • ข้อใดกล่าวไม่ถูกต้องเกี่ยวกับประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal efficiency)
  • 1 : ประสิทธิภาพอุณหภาพเพิ่มขึ้นตาม อุณหภูมิที่ทางเข้ากังหัน (Turbine inlet) เพิ่มขึ้น
  • 2 : ประสิทธิภาพอุณหภาพเพิ่มขึ้นตามความเร็วของอากาศ (air speed) ที่เพิ่มขึ้นเนื่องจากปรากฏารณ์กระแทก (Ram effect) ที่ทำให้ อัตราการไหลมวลอากาศ (mass flow rate) สูงขึ้น
  • 3 : ความร้อนของเชื้อเพลิง (fuel heating value) มีผลต่อประสิทธิภาพอุณหภาพ
  • 4 : เครื่องยนต์ที่จะให้ค่าประสิทธิภาพอุณหภาพสูงๆ นั้นต้องมีค่า ประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) สูงด้วย
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 16 :
  • จงคำนวณหาค่าความเร็วที่ทางออกของเครื่องยนต์ที่มีคุณสมบัติดังต่อไปนี้
    แรงขับเท่ากับ 50 กิโลนิวตัน
    อัตราการไหลมวลอากาศ (mass flow rate) เท่ากับ 45 กิโลกรัม/วินาที
    ความเร็วของเครื่องบินในขณะนั้นเท่ากับ 240 เมตร/วินาที
    โดยสมมุติให้ค่าความดันที่ทางออกเท่ากับความดันบรรยากาศ

    กำหนดให้อัตราการไหลของเชื้อเพลิงมีค่าน้อยกว่าอัตราการไหลของอากาศมากๆ

  • 1 : 2,666.4 เมตร/วินาที
  • 2 : 1,500 เมตร/วินาที
  • 3 : 1,351.11 เมตร/วินาที
  • 4 : 985.3 เมตร/วินาที
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 17 :
  • จงคำนวณหา Thrust specific fuel consumption ของเครื่องยนต์ที่มีคุณลักษณะดังนี้

    Thrust = 50 kN

    อัตราการไหลมวลอากาศ (Air mass flow rate) = 45 kg/sec

    อัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (Fuel mass flow rate) = 2.65 kg/sec

    ความเร็วของเครื่องบิน = 240 m/sec

    โดยสมมุติว่าความดันที่ทางออก (exit pressure) เท่ากับความดันบรรยากาศ (ambient pressure)

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 18 :
  • ตัวแปรใดไม่เกี่ยวข้องกับการบ่งบอกสมรรถนะของเครื่องยนต์สำหรับอากาศยาน
  • 1 : ความยาวของเครื่องยนต์ (Engine length)
  • 2 : แรงขับจำเพาะ (Specific Thrust)
  • 3 : อัตราการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะ (Thrust Specific Fuel Consumption)
  • 4 : อัตราส่วนเชื้อเพลิงต่ออากาศ (Fuel/Air Ratio)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 19 :
  • จงคำนวณหาค่าแรงขับสถิตย์ที่เกิดจากเครื่องยนต์ (Uninstall static thrust) ที่มีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศ เท่ากับ 150 kg/s ค่าอัตราส่วนของเชื้อเพลิงต่ออากาศ เท่ากับ 0.15 โดยมีค่าความเร็วที่ทางออก Nozzle เท่ากับ 325 m/s ค่าความดันสถิตยที่ทางออกของท่อท้ายเท่ากับความดันบรรยากาศ
  • 1 : 56.063 kN
  • 2 : 75.84 kN
  • 3 : 103.005 kN
  • 4 : 143.35 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 20 :
  • ในเครื่องยนต์ประเภทใช้อากาศ (Air-Breathing Engine) ชิ้นส่วนในข้อใดที่ไม่ได้จัดอยู่ในตัวกำเนิดแก๊ส (Gas Generator)
  • 1 : ตัวอัดอากาศ (Compressor)
  • 2 : ตัวเผาไหม้ (Combustor)
  • 3 : กังหัน (Turbine)
  • 4 : ห้องสันดาปท้าย (Afterburner)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 21 :
  • ข้อใดคือหลักการในการสร้างแรงขับของเครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet)
  • 1 : เปลี่ยนแปลงพลังงานภายใน (Internal Energy) ให้อยู่ในรูปของพลังงานจลน์ (Kinetic Energy)
  • 2 : เปลี่ยนแปลงพลังงานภายใน (Internal Energy) ให้อยู่ในรูปของพลังงานศักย์ (Potential Energy)
  • 3 : เปลี่ยนแปลงพลังงานภายนอก (External Energy) ให้อยู่ในรูปของพลังงานจลน์ (Kinetic Energy)
  • 4 : เปลี่ยนแปลงพลังงานภายนอก (External Energy) ให้อยู่ในรูปของพลังงานศักย์ (Potential Energy)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 22 :
  • ในการหาขนาดแรงขับ (Thrust) ของเครื่องยนต์ มีแนวคิดพื้นฐานมาจากข้อใด
  • 1 : สมการเบอร์นูลี่ (Bernoulli's equation)
  • 2 : กฏของนิวตันที่ว่า แรงเกิดจากมวลมีความเร่ง ( F = m x a )
  • 3 : กฏของนิวตันที่ว่า หากไม่มีแรงใดๆมากระทำต่อวัตถุ วัตถุนั้นจะเคลื่อนที่แบบไม่มีความเร่ง
  • 4 : เครื่องยนต์มีการเผาไหม้จึงทำให้เกิดแรงขึ้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 23 :
  • แนวความคิดหาค่าแรงขับ (Thrust) เกิดจาก
  • 1 : มีการเปลี่ยนแปลงความเร็วของกระแสอากาศ
  • 2 : เพิ่มความเร็วกระแสอากาศที่ทางออก
  • 3 : เพิ่มค่าความดันที่ทางออก
  • 4 : ถูกทุกข้อ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 24 :
  • จงหาค่ากำลัง (Power) ของอากาศยานลำหนึ่งที่มีความเร็วในขณะนั้น 60 เมตร/วินาที และมีค่าแรงขับ 120 กิโลนิวตัน
  • 1 : 120 กิโลนิวตัน (kN)
  • 2 : 120 กิโลวัตต์ (kW)
  • 3 : 7,200 กิโลนิวตัน (kN)
  • 4 : 7,200 กิโลวัตต์ (kW)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 25 :
  • จงคำนวณหาค่าแรงขับสถิตย์ที่เกิดจากเครื่องยนต์ (Uninstall static thrust) ที่มีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศ เท่ากับ 50 kg/s ค่าอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง เท่ากับ 0.05 kg/s โดยมีค่าความเร็วที่ทางออก Nozzle เท่ากับ 250 m/s ค่าความดันสถิตย์มี่ทางออกของท่อท้ายเท่ากับความดันบรรยากาศ
  • 1 : 12.512 kN
  • 2 : 23.46 kN
  • 3 : 31.28 kN
  • 4 : 78.2 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 26 :
  • กระบวนการที่ไม่มีความร้อนเข้าร่วมปฏิสัมพันธ์ (Process in which there are no heat interactions) หมายถึงข้อใด
  • 1 : อะเดียบาติก (Adiabatic)
  • 2 : ย้อนกลับได้ (Reversible)
  • 3 : ไอโซเมทริก (Isometric)
  • 4 : ย้อนกลับไม่ได้ (Irreversible)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 27 :
  • ข้อใดคือหัวใจหลักของการทำงานของตัวกำเนิดแก๊ส (Gas Generator) ของเครื่องยนต์ประเภทใช้อากาศ (Air-Breathing Engine)
  • 1 : ทำให้มีความหนาแน่นสูงขึ้นเท่านั้น
  • 2 : ทำให้มีอุณหภูมิสูงขึ้นเท่านั้น
  • 3 : ทำให้มีความดันสูงขึ้นเท่านั้น
  • 4 : ทำให้มีอุณหภูมิและความดันสูงขึ้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 28 :
  • ข้อใดคือความแตกต่างระหว่างเครื่องยนต์ไอพ่นชนิดกระแทก (Ramjet) กับเครื่องยนต์เจ็ต (Turbojet)
  • 1 : เครื่องยนต์ไอพ่นชนิดกระแทก (Ramjet) ไม่มีเขตการเผาไหม้ (Combustion Zone) แต่เครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet) มี
  • 2 : เครื่องยนต์ไอพ่นชนิดกระแทก (Ramjet) ไม่มีส่วนอัดอากาศ (Compressor) แต่เครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet) มี
  • 3 : เครื่องยนต์ไอพ่นชนิดกระแทก (Ramjet) ไม่มีปากท่อ (Nozzle) แต่เครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet) มี
  • 4 : เครื่องยนต์ไอพ่นชนิดกระแทก (Ramjet) ไม่ได้ถูกจัดอยู่ในประเภทเครื่องยนต์ที่หายใจด้วยอากาศ (Air-Breathing)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 29 :
  • ข้อใดคือข้อแตกต่างระหว่างแรงขับที่ติดตั้ง (Install Thrust) กับแรงขับที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall Thrust)
  • 1 : ไม่มีข้อแตกต่าง สามารถใช้แทนกันได้
  • 2 : แรงขับที่ติดตั้ง (Install Thrust) คำนึงถึงค่าแรงต้านที่เกิดขึ้นที่ทางเข้า (Inlet) และปากท่อ (Nozzle)
  • 3 : แรงขับที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall Thrust) คำนึงถึงค่าแรงต้านที่เกิดขึ้นที่ทางเข้า (Inlet) และปากท่อ (Nozzle)
  • 4 : แรงขับที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall Thrust) ใช้ได้เฉพาะตอนที่ยังไม่ได้ติดตั้งกับเครื่องบินเท่านั้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 30 :
  • ข้อใดคือหลักการพื้นฐานในการคำนวณแรงจากทฤษฏีโมเมนตัม (Momentum Theory)
  • 1 : แรงภายนอกที่กระทำกับเครื่องยนต์ คำนวณจากงานในกระบวนเทอร์โมไดนามิก
  • 2 : แรงภายนอกที่กระทำกับเครื่องยนต์ มีค่าเท่ากับอัตราการเปลี่ยนโมเมนตัม (Momentum) ของเครื่องยนต์
  • 3 : แรงภายนอกที่กระทำกับเครื่องยนต์ เกิดจากแรงขับเครื่องยนต์ รวมกับแรงเสียดทานที่เกิดจากการเคลื่อนที่
  • 4 : แรงภายนอกที่กระทำกับเครื่องยนต์ มีค่าเท่ากับโมเมนตัม (Momentum) ของเครื่องยนต์รวมกับของอากาศที่ไหลเข้า
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 31 :
  • จงหาค่าแรงที่กระทำต่อเครื่องยนต์กังหันเจ็ตที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall Turbojet Engine) ที่สามารถวัดค่าความเร็วที่ท่อทางออกได้ 250 เมตร/วินาที และมีพื้นที่หน้าตัดของท่อทางออก 0.25 ตารางเมตร และมีค่าความดันที่ท่อทางออก 3 บรรยากาศ โดยมีค่าความดันบรรยากาศรอบๆ เท่ากับ 1.05 บรรยากาศ และมีอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 50 กิโลกรัม/วินาที
  • 1 : 61,250 กิโลนิวตัน
  • 2 : 61.250 กิโลนิวตัน
  • 3 : 30,625 กิโลนิวตัน
  • 4 : 30.625 กิโลนิวตัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 32 :
  • จงคำนวณหาค่าอัตราการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะ (Thrust Specific Fuel Consumption) ของเครื่องยนต์ที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall) เครื่องหนึ่งที่มีค่าต่างๆ ดังนี้ ความเร็วที่ท่อทางออก 250 m/s พื้นที่หน้าตัดของท่อทางออก 0.25 ตารางเมตร และมีค่าความดันที่ท่อทางออก 3 บรรยากาศ ในขณะนั้นมีค่าความดันรอบๆ เท่ากับ 1.05 บรรยากาศ และมีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 50 kg/s อัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง 0.05 kg/s
  • 1 : 8.161x10-4 kg/sec/N
  • 2 : 8.161x10-7 kg/sec/N 
  • 3 : 3.9958x10-8 kg/sec/N
  • 4 : 3.99x10-3 kg/sec/N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 33 :

  • 1 : 62.5 kg/s
  • 2 : 6.25 kg/s
  • 3 : 0.625 kg/s
  • 4 : 0.0625 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 34 :
  • จงหาค่ากำลังขับ (Power) บนแท่นทดสอบของเครื่องยนต์ที่ยังไม่ได้ติดตั้ง (Uninstall) เครื่องหนึ่งซึ่งวัดค่าต่างๆ ได้ดังนี้ ความเร็วที่ท่อทางออก 200 เมตร/วินาที ค่าอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 60 กิโลกรัม/วินาที และมีอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง 0.045 กิโลกรัม/วินาที วิเคราะห์ให้ความดันสถิตย์ปากทางเข้าและออกของเครื่องยนต์เท่ากับความดันบรรยากาศ
  • 1 : 1,200.9 วัตต์
  • 2 : 12.01 กิโลวัตต์
  • 3 : 2,401.8 วัตต์
  • 4 : 2,401.8 กิโลวัตต์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 35 :
  • จงคำนวณว่าจะต้องเปิดท่อท้ายให้มีพื้นที่หน้าตัดเท่าใดจึงจะทำให้เกิดแรงขับ 150 kN โดยมีค่าต่างๆ ดังนี้ความเร็วที่ท่อทางออก 350 m/s ค่าความดันที่ท่อทางออก 5 บรรยากาศ ในขณะนั้นมีค่าความดันรอบๆ เท่ากับ 1.0 บรรยากาศ ค่าอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 65 kg/s และมีความเร็วของอากาศยาน 150 m/s (ไม่คิดอัตราการไหลของเชื้อเพลิง)
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 36 :
  • จงหาค่าความเร็วที่ท่อทางออก โดยหากว่าสามารถวัดค่าต่างๆ ได้ดังนี้ ค่าแรงขับ 15 kN และมีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 55 kg/s อัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง 0.55 kg/s ในขณะนั้นมีค่าความดันรอบๆเท่ากับ 1.0 บรรยากาศ และอุณหภูมิ 278 K เมื่อมีพื้นที่ท่อทางออกเท่ากับ 0.25 ตารางเมตร (สมมุติว่าอากาศยานหยุดนิ่งอยู่บนพื้นดิน และท่อทางออกเป็นแบบ Optimum Expansion)
  • 1 : 270 m/s
  • 2 : 350 m/s
  • 3 : 135 m/s
  • 4 : 75 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 37 :
  • จงคำนวนหาค่า Thrust Specific Fuel Consumption ของเครื่องยนต์ Uninstall เครื่องหนึ่งโดยในขณะนั้นอากาศยานกำลังบินที่มีค่าความหนาแน่นของอากาศ 1.05 kg/m3 และสามารถวัดความเร็วที่ท่อทางออกได้ 300 m/s พื้นที่หน้าตัดของท่อทางออก 0.125 ตารางเมตร และมีค่าความดันที่ท่อทางออก 5 บรรยากาศ ในขณะนั้นมีค่าความดันรอบๆ เท่ากับ 1.5 บรรยากาศ และมีค่าอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง 0.06 kg/s ในขณะนั้นอากาศยานบินที่ความเร็ว 180 m/s และมีพื้นที่หน้าตัดที่ท่อทางเข้า (Inlet) เท่ากับ 0.4 ตารางเมตร
  • 1 : 1.1355x10-6 kg/s/N
  • 2 : 1.4318x10-3 kg/s/N
  • 3 : 9.029x10-7 kg/s/N
  • 4 : 1.138x10-3 kg/s/N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 38 :
  • จงคำนวณค่าประสิทธิภาพโดยรวม (Overall Efficiency) ของเครื่องยนต์ที่มีข้อมูลดังนี้ แรงขับ 250 kN สามารถวัดความเร็วที่ท่อทางออกได้ 350 m/s มีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศเท่ากับ 50 kg/s และมีอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง 0.5 kg/s ในขณะนั้นอากาศยานบินที่ความเร็ว 200 m/s โดยมีค่า Lower heating value ของเชื้อเพลิง 500,000 kJ/kg
  • 1 : 0.2
  • 2 : 0.02
  • 3 : 0.1
  • 4 : 0.01
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 39 :

  • 1 : 2.42 bar
  • 2 : 1.11 bar
  • 3 : 2.42 Pa
  • 4 : 1.11 Pa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 40 :
  • เครื่องบินติดตั้ง 2 เครื่องยนต์ ขณะบินในแนวระดับ ที่ความเร็วคงที่ โดยมีน้ำหนักรวมขณะนั้นเท่ากับ M ขณะที่มีแรงยกและแรงต้านอากาศกระทำต่อลำตัวเครื่องบินคือ L และ D ตามลำดับ จงหาแรงขับ (T) ของเครื่องยนต์รวมทั้ง 2 ข้าง
  • 1 : D
  • 2 : (D+M)/2
  • 3 : D/2
  • 4 : L/2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 41 :
  • การหาแรงขับของเครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet) จำเป็นที่จะต้องใช้สมการพื้นฐานอะไรมาใช้ในการคำนวณ
  • 1 : First law of thermodynamics
  • 2 : Newton’s second law of motion
  • 3 : Euler’s equation
  • 4 : Bernoulli’s equation
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 42 :

  • 1 : 0.21
  • 2 : 0.58
  • 3 : 1.60
  • 4 : 2.01
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 43 :
  • ตัวแปรใดที่ไม่เกี่ยวข้องกับการบ่งบอกสมรรถนะของเครื่องยนต์ของอากาศยาน
  • 1 : Fuel/Air Ratio
  • 2 : Specific Thrust
  • 3 : Thrust Specific Fuel Consumption
  • 4 : fuel injection
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 44 :
  • อากาศไหลผ่านท่อขนาดพื้นที่หน้าตัด 2 m2 โดยมีอุณหภูมิและความดันก่อนเข้า 300 K และ 101.33 kPa ตามลำดับ และ Mach = 0.5 จงหาความเร็วของอากาศ ณ บริเวณคอคอดท่อที่มีพื้นที่หน้าตัดลดลงเหลือ 1 m2 โดยกำหนดให้ความหนาแน่นอากาศมีค่าคงที่ (g = 1.4, R = 0.286 kJ/kg.K , Cp = 1.004 kJ/kg.K)
  • 1 : 315 m/s
  • 2 : 157.5 m/s
  • 3 : 347 m/s
  • 4 : 173.3 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 45 :
  • อากาศไหลผ่านท่อขนาดพื้นที่หน้าตัด 2 m2 โดยมีอุณหภูมิและความดันก่อนเข้า 300 K และ 101.33 kPa ตามลำดับ และ Mach = 0.5 จงหาอัตราการไหลของมวลอากาศที่ไหลผ่านท่อดังกล่าว (g = 1.4, R = 0.286 kJ/kg.K , Cp = 1.004 kJ/kg.K)
  • 1 : 409.2 kg/s
  • 2 : 0.409 kg/s
  • 3 : 0.82 kg/s
  • 4 : 818.4 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 46 :

  • 1 : 55 kN
  • 2 : 100 kN
  • 3 : 25 kN
  • 4 : 97 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 47 :
  • เครื่องบินลำหนึ่งหนัก 106 N มีพื่นที่ 250m2 บินที่เลขมัข 0.4 โดยมีค่าต่างๆ ดังนี้ Tatm = 290K, Patm = 101kPa, g =1.4, R=286 J/kg/K, Cp=1004 J/kg/K จงหาสัมประสิทธิ์แรงยกของเครื่องบิน (Lift coefficient)
  • 1 : 0.15
  • 2 : 0.35
  • 3 : 0.65
  • 4 : 1.54
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 48 :

  • 1 : 7,500 N
  • 2 : 21,628 N
  • 3 : 17,470 N
  • 4 : 4,200 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 49 :

  • 1 : 0.92707 kJ/kg.K
  • 2 : 0.27293 kJ/kg.K
  • 3 : 0.31429 kJ/kg.K
  • 4 : 0.120 kJ/kg.K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 50 :
  • ความเร็วเสียงมีความสัมพันธ์อย่างไรกับระดับความสูง ในช่วงระดับความสูงตั้งแต่พื้นดินจนถึง 20 กิโลเมตร จากระดับน้ำทะเล
  • 1 : แปรผกผันกับความสูง
  • 2 : แปรผันตรงกับความสูง
  • 3 : คงที่ไม่ขึ้นกับความสูง
  • 4 : แปรผันตรงกับความสูงจนถึง 10 กิโลเมตรจากระดับน้ำทะเลเท่านั้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 51 :
  •  
  • 1 : 76 m/s
  • 2 : 304 m/s
  • 3 : 152 m/s
  • 4 : 379 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 52 :
  • เครื่องยนต์ชนิด Turbofan ที่จุดทำงานหนึ่งมีค่า bypass ratio (a) = 5 และ Fuel/Air ratio (f) = 0.05 และมีอัตราการใช้เชื้อเพลิง 0.5 kg/s จงคำนวณหาอัตราการไหลมวลรวมของอากาศบริเวณท่อเข้า
  • 1 : 50 kg/s
  • 2 : 10 kg/s
  • 3 : 60 kg/s
  • 4 : 40 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 53 :

  • 1 : 1.00 kg/s
  • 2 : 0.5 kg/s
  • 3 : 0.1 kg/s
  • 4 : 0.2 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 54 :
  • คุณสมบัติที่สภาวะคู่ใดมักนิยมใช้เป็นสภาวะอ้างอิงในการไหลแบบอัดตัวได้
  • 1 : สภาวะสแตกเนชัน และสภาวะสถิย์ (stagnation and static states)
  • 2 : สภาวะสแตกเนชัน และสภาวะวิกฤต (stagnation and critical states)
  • 3 : สภาวะวิกฤต และสภาวะสถิตย์ (critical and static states)
  • 4 : สภาวะสถิตย์ และสภาวะสมดุล (static and equilibrium states)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 55 :
  • การไหลแบบอัดตัวได้จะเริ่มเกิดขึ้นเมื่อใด
  • 1 : M > 0.3
  • 2 : M > 1
  • 3 : M > 3
  • 4 : M > 5
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 56 :
  • จงประมาณอัตราส่วนระหว่างความเร็วเสียงที่ระดับความสูง 1 กิโลเมตร เหนือระดับน้ำทะเลเมื่อเทียบกับความเร็วเสียงที่ระดับน้ำทะเล ขณะที่อัตราส่วนอุณหภูมิที่ระดับความสูงดังกล่าวเมื่อเทียบกับระดับน้ำทะเลมีค่าเท่ากับ 0.9774
  • 1 : 0.9886
  • 2 : 0.9774
  • 3 : 1.0231
  • 4 : 1.0125
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 57 :
  • การไหลหนึ่งมิติในท่อที่ไม่มีความฝืดและไม่มีการถ่ายเทความร้อน เมื่อมีขนาดพื้นที่หน้าตัดเล็กลง ข้อใดถูกต้อง
  • 1 : หากเป็นการไหลแบบคืบคลาน (creeping) ความเร็วจะเพิ่มขึ้น
  • 2 : หากเป็นการไหลที่มีความเร็วต่ำกว่าเสียง (subsonic) ความเร็วจะลดลง
  • 3 : หากเป็นการไหลที่มีความเร็วเหนือเสียงแบบไฮเปอร์โซนิค (hypersonic) ความเร็วเพิ่มขึ้น
  • 4 : หากเป็นการไหลที่มีความเร็วเหนือเสียง (supersonic) ความเร็วจะลดลง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 58 :
  • ข้อใดถูกต้องเมื่อกล่าวถึงการโชค (choking) ของการไหลในท่อ
  • 1 : อัตราการไหลเชิงมวลสูงสุด
  • 2 : อุณหภูมิสูงสุด
  • 3 : ความดันสูงสุด
  • 4 : ความหนาแน่นต่ำสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 59 :
  • การเร่งความเร็วของไหลจากความเร็วต่ำกว่าเสียง (subsonic) ให้มีความเร็วเหนือเสียง (supersonic) ด้วยกระบวนการแบบไอเซนโทรปิก (isentropic) สามารถทำได้โดยใช้
  • 1 : ท่อถ่าง-ตีบ (Diverging-converging nozzle)
  • 2 : ท่อตีบ-ถ่าง (Converging-diverging nozzle)
  • 3 : ท่อตีบ (Converging nozzle)
  • 4 : ท่อถ่าง (Diverging nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 60 :
  • การหน่วงความเร็วของไหลจากความเร็วเหนือเสียง (supersonic) ให้มีความเร็วต่ำกว่าเสียง (subsonic) ด้วยกระบวนการแบบไอเซนโทรปิก (isentropic) สามารถทำได้โดยใช้
  • 1 : ท่อตีบ (Converging nozzle)
  • 2 : ท่อถ่าง-ตีบ (Diverging-converging nozzle)
  • 3 : ท่อตีบ-ถ่าง (Converging-diverging nozzle)
  • 4 : ท่อถ่าง (Diverging nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 61 :
  • ข้อใดไม่ถูกต้องเมื่อกล่าวถึงการไหลผ่านคลื่นกระแทกที่ตั้งฉากกับการไหล (normal shock wave)
  • 1 : อุณหภูมิสถิตย์ (Static temperature) คงที่
  • 2 : อุณหภูมิสแตกเนชัน (Stagnation temperature) คงที่
  • 3 : ความดันสถิตย์ (Static pressure) คงที่
  • 4 : ความดันสแตกเนชัน (Stagnation pressure) คงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 62 :
  • ข้อใดถูกต้องเมื่อกล่าวถึงการไหลผ่านคลื่นกระแทกแบบเอียง (oblique shock wave)
  • 1 : ความเร็วองค์ประกอบในแนวขนานก่อนและหลังคลื่นกระแทก (shock wave) คงที่
  • 2 : ความเร็วองค์ประกอบในแนวตั้งฉากก่อนและหลังคลื่นกระแทก (shock wave) คงที่
  • 3 : อุณหภูมิก่อนและหลังคลื่นกระแทก (shock wave) คงที่
  • 4 : ความดันก่อนและหลังคลื่นกระแทก (shock wave) คงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 63 :
  • การสูญเสีย (Loss) ในการผ่านคลื่นกระแทก (shock wave) มักแสดงเชิงปริมาณด้วยผลต่างของตัวแปรใด
  • 1 : อุณหภูมิสแตกเนชัน (Stagnation temperature)
  • 2 : ความดันสแตกเนชัน (Stagnation pressure)
  • 3 : ความดันสถิตย์ (Static pressure)
  • 4 : อุณหภูมิสถิตย์ (Static temperature)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 64 :
  • เมื่อเครื่องบินบินด้วยความเร็วและความสูงคงที่ข้อใดมีความเป็นไปได้ต่ำที่สุด
  • 1 : น้ำหนัก (Weight) เท่ากับแรงยก (Lift)
  • 2 : แรงขับ (Thrust) เท่ากับแรงต้าน (Drag)
  • 3 : แรงยก (Lift) เท่ากับแรงต้าน (Drag)
  • 4 : กำลังขับเคลื่อน (Power) เท่ากับผลคูณของแรงขับกับความเร็ว (Thrust x Velocity)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 65 :
  • พิสัยบินของอากาศยาน (Aircraft Range) มีความหมายตรงกับข้อใดมากที่สุด
  • 1 : ความกว้างเฉลี่ยรวมขนาดปีกของเครื่องบิน
  • 2 : ความสูงที่เครื่องบิน สามารถบินได้สูงสุดวัดตามแนวดิ่ง
  • 3 : ความกว้างเฉลี่ยตลอดลำของเครื่องบิน
  • 4 : ระยะทางที่เครื่องบิน บินได้ไกลที่สุดที่ความสูงคงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 66 :
  • ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive efficiency) มีความหมายตรงกับข้อใดมากที่สุด
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างกำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อ อัตราพลังงานภายในของมวลสารขับดันที่เพิ่มขึ้น
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับ (Thrust) ต่อแรงต้าน (Drag)
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับ (Thrust) ต่อแรงยก (Lift)
  • 4 : อัตราส่วนระหว่างกำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อ อัตราพลังงานจลน์ที่ให้กับมวลของสารขับดัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 67 :
  • ประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal efficiency) มีความหมายตรงกับข้อใดที่สุด
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างกำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อ อัตราส่วนกำลังความร้อน (thermal power)
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างกำลังความร้อน (thermal power) ต่อ อัตราพลังงานภายในของมวลสารขับดันที่เพิ่มขึ้น
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างกำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อ อัตราพลังงานจลน์ที่ให้กับมวลของสารขับดัน
  • 4 : อัตราพลังงานที่ให้จากเครื่องยนต์เพื่อใช้ขับดันต่ออัตราพลังงานที่ได้จากเชื้อเพลิง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 68 :
  • ประสิทธิภาพใบพัด (Propeller efficiency) มีความหมายตรงกับข้อใดที่สุด
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างกำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อกำลังที่เพลา (Shaft power)
  • 2 : อัตรากำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อกำลังที่ทำให้เคลื่อนไหว (Kinetic power)
  • 3 : อัตรากำลังขับเคลื่อน (Thrust power) ต่อ อัตราการสิ้นเปลืองพลังงานเชื้อเพลิง
  • 4 : อัตรากำลังอุณหภาพ (thermal power) ต่อ อัตราพลังงานภายในของมวลสารขับดันที่เพิ่มขึ้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 69 :
  • ประสิทธิภาพโดยรวม (Overall efficiency) ของเครื่องยนต์ที่หายใจด้วยอากาศ (air breathing engine) มีความหมายตรงกับข้อใด
  • 1 : ผลคูณของประสิทธิภาพใบพัด (propeller efficiency) กับประสิทธิภาพแรงขับ (propulsion efficiency)
  • 2 : ผลคูณของประสิทธิภาพอุณหภาพ (thermal efficiency) กับประสิทธิภาพแรงขับ (propulsion efficiency)
  • 3 : ผลคูณของประสิทธิภาพอุณหภาพ (thermal power) กับอัตราพลังงานภายในของมวลสารขับดันที่เพิ่มขึ้น
  • 4 : ผลคูณของกำลังอุณหภาพ (thermal power) กับอัตราพลังงานจลน์ที่ให้กับมวลของสารขับดัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 70 :
  • แรงขับที่ใช้ในขณะบินขึ้น (Takeoff Thrust) มีความหมายตรงกับข้อใดมากที่สุด
  • 1 : ผลคูณของอัตราการไหลอากาศกับความเร็วก๊าซทางออก ขณะเครื่องมีความเร่งคงที่
  • 2 : ผลคูณของอัตราการไหลอากาศกับความเร็วก๊าซทางเข้า ขณะเครื่องหยุดนิ่ง
  • 3 : ผลคูณของอัตราการไหลอากาศกับความเร็วก๊าซทางออก ขณะเครื่องหยุดนิ่ง
  • 4 : ผลคูณของอัตราการไหลอากาศกับความเร็วก๊าซทางเข้า ขณะเครื่องมีความเร่งคงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 71 :
  • อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงจำพาะ (Thrust Specific Fuel Consumption) มีความหมายตรงกับข้อใดที่สุด
  • 1 : สัดส่วนระหว่างแรงขับ (Thrust) ต่ออัตราการสิ้นเปลืองพลังงาน
  • 2 : สัดส่วนระหว่างอัตราการสิ้นเปลืองพลังงานเข้า ต่อแรงขับ (Thrust)
  • 3 : สัดส่วนระหว่างแรงขับ (Thrust) ต่อ อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง
  • 4 : สัดส่วนระหว่างอัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ต่อแรงขับ (Thrust)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 72 :
  • Brake Specific Fuel Consumption ของเครื่องยนต์ มีความหมายตรงกับข้อใดที่สุด
  • 1 : สัดส่วน อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ต่อ กำลังเพลาขับ
  • 2 : สัดส่วน อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ต่อ Thrust power
  • 3 : สัดส่วน อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ต่อ อัตราการ Enthalpy ผ่าน Turbine
  • 4 : สัดส่วน อัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ต่อ อัตราการ Kinetic energy ผ่าน Turbine
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 73 :

  • 1 : Turboprop
  • 2 : Turbojet
  • 3 : Turboshaft
  • 4 : Ramjet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 74 :

  • 1 : Turboprop
  • 2 : Turbofan
  • 3 : Turboshaft
  • 4 : Ramjet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 75 :

  • 1 : Ramjet
  • 2 : Turbojet
  • 3 : Turboprop
  • 4 : Turbofan
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 76 :
  • เครื่องยนต์เจ็ท (Jet Engine) ข้อใดต่อไปนี้ที่ไม่สามารถเริ่มทำงานได้ถ้าเครื่องบินยังไม่มีความเร็ว
  • 1 : Ramjet
  • 2 : Turbojet
  • 3 : Turbofan
  • 4 : Turboprop
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 77 :
  • ข้อใดต่อไปนี้คือลักษณะเด่นของเครื่องยนต์ Ramjet
  • 1 : แบ่งอากาศออกเป็นสองส่วน
  • 2 : มีการฉีดออกซิเจนเข้าไปในห้องเผาไหม้ (Combustion chamber)
  • 3 : ไม่ใช้ชุดอัดอากาศ (Compressor)
  • 4 : ขนาดของปากท่อทางออก (Nozzle) สามารถปรับได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 78 :
  • ข้อใดต่อไปนี้เป็นการเพิ่มค่าประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency)
  • 1 : ลดอุณหภูมิภายในห้องเผาไหม้ (combustion chamber)
  • 2 : เพิ่มอุณหภูมิภายในห้องเผาไหม้ (combustion chamber)
  • 3 : ลดความเร็วแก็สร้อนที่ทางออก
  • 4 : เพิ่มความเร็วแก็สร้อนที่ทางออก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 79 :
  • อุณหภูมิสแตกเนชัน (Stagnation Temperature) หมายถึงอะไร
  • 1 : ค่าอุณหภูมิเฉลี่ยของอากาศที่ไหลผ่านตัวเครื่องยนต์
  • 2 : ค่าอุณหภูมิที่วัด ณ จุดก่อนอากาศไหลเข้าเครื่องยนต์
  • 3 : ค่าอุณหภูมิที่สภาวะความเร็วเครื่องบินเป็นศูนย์
  • 4 : ค่าอุณหภูมิที่สภาวะความเร็วอากาศเป็นศูนย์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 80 :
  • เครื่องบินขณะปรับระดับความสูงโดยบังคับให้ความเร็วคงที่ตลอดเวลา ข้อใดเป็นจริงสำหรับค่า Mach number ของเครื่องบินดังกล่าว
  • 1 : ค่า Mach number สูงขึ้น ขณะเพิ่มระดับความสูง
  • 2 : ค่า Mach number ไม่เปลี่ยนแปลง
  • 3 : ค่า Mach number ลดลงขณะเพิ่มระดับความสูง
  • 4 : ไม่สามารถประเมินได้ เนื่องจากข้อมูลที่ให้มาไม่เพียงพอ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 81 :
  • ข้อใดให้ความหมายของเครื่องยนต์เจ็ทได้ดีที่สุด
  • 1 :  เครื่องยนต์เบนซิน
  • 2 :  เครื่องยนต์ที่ดีเซล
  • 3 :  เครื่องยนต์ที่ใช้ลูกสุบ
  • 4 :  เครื่องยนต์ที่ขับเคลื่อนด้วยการพ่นกระแสอากาศความเร็วสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 82 :
  • ข้อใดเป็นกลุ่มของเครื่องยนต์ประเภทใช้อากาศจากภายนอกในการเผาไหม้ (Air-breathing Engine)
  • 1 : Turbojet, Turbofan and Rocket engines
  • 2 : Piston, Turbofan and Rocket engines
  • 3 : Turbojet, Ramjet and Piston engines
  • 4 : Turboshaft, Rocket engines and Satellite thrusters
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 83 :
  • เครื่องบินโดยสาร Boeing 747 ใช้เครื่องยนต์ชนิดใด
  • 1 : เครื่องยนต์ Turbofan
  • 2 : เครื่องยนต์จรวด
  • 3 : เครื่องยนต์ลูกสูบ
  • 4 : เครื่องยนต์ Turbojet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 84 :
  • Spool หมายถึง
  • 1 : Power transmission shaft
  • 2 : Compressor
  • 3 : Turbine
  • 4 : Burner
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 85 :
  • เครื่องยนต์เจ็ทที่ใช้ในเครื่องบินโดยสารปัจจุบันส่วนใหญ่จำนวนเพลาขับกี่เพลา
  • 1 : 1 และ 4 เพลา
  • 2 : 2 และ 3 เพลา
  • 3 : 1 และ 2 เพลา
  • 4 : 3 และ 4 เพลา
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 86 :
  • Uninstalled Thrust หมายถึง
  • 1 : แรงเนื่องจากการเปลี่ยนแปลงความดัน
  • 2 : แรงต้านที่เกิดขึ้นกับเครื่องยนต์
  • 3 : แรงยกในขณะเครื่องบินกำลังบินขึ้น
  • 4 : แรงขับที่คำนวณจากเครื่องยนต์เท่านั้น โดยไม่คิดแรงต้านที่เกิดขึ้นภายนอก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 87 :
  • แรงขับของเครื่องยนต์เจ็ทประกอบไปด้วยอะไรบ้าง
  • 1 : แรงต้านและน้ำหนักของเครื่องยนต์
  • 2 : การเปลี่ยนแปลงพลังงานจลน์ของแก็ซ
  • 3 : แรงที่เกิดจากความแตกต่างของความดันที่ทางออกของเครื่องยนต์
  • 4 : การเปลี่ยนแปลงโมเมนตัมจากการไหลของแก๊ซรวมกับแรงที่เกิดจากความแตกต่างของความดันที่ทางออกของเครื่องยนต์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 88 :
  • ข้อใดคือสมการแรงขับ (T) สำหรับเครื่องยนต์จรวด กำหนดให้

    mp คือ อัตราการไหลของแก็ซขับดัน (Propellant flow rate)

    Ve คือ ความเร็วของแก็ซที่ไหลออกจากเครื่องยนต์

    Pe คือ ความดันสถิตย์ของแก็ซที่ไหลออกจากเครื่องยนต์

    P0 คือ ความดันบรรยากาศ

    Ae คือ พื้นที่หน้าตัดที่ทางออกของท่อไอเสีย

  • 1 :

    T = mp*Ve - (Pe-P0)*Ae

     

  • 2 : T = mp*Ve + (Pe-P0)*Ae
  • 3 : T = mp*Ve + (Pe+P0)*Ae
  • 4 : T = mp*Ae + (Pe-P0)*Ve
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 89 :
  • เครื่องยนต์เจ็ทที่มีประสิทธิภาพดี ควรมี
  • 1 : Thrust specific fuel consumption สูง, Fuel air ratio สูง, Specific Thrust ต่ำ
  • 2 : Thrust specific fuel consumption ต่ำ, Fuel air ratio สูง, Specific Thrust ต่ำ
  • 3 : Thrust specific fuel consumption ต่ำ, Fuel air ratio ต่ำ, Specific Thrust สูง
  • 4 : Thrust specific fuel consumption สูง, Fuel air ratio สูง, Specific Thrust สูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 90 :
  • ข้อใดคือสมการแรงขับ (T) สำหรับเครื่องยนต์ Turbojet กำหนดให้

    ma คือ อัตราการไหลของอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์

    mf คือ อัตราการไหลของเชื้อเพลิง

    V0 คือ ความเร็วของอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์

    Ve คือ ความเร็วของแก็ซที่ไหลออกจากเครื่องยนต์

    Pe คือ ความดันสถิตย์ของแก็ซที่ไหลออกจากเครื่องยนต์

    P0 คือ ความดันบรรยากาศ

    Ae คือ พื้นที่หน้าตัดที่ทางออกของท่อไอเสีย

  • 1 : T = (ma+mf)* Ae - ma*V0 + (Pe-P0)* Ve
  • 2 : T = (ma+mf)*Ve - ma*V0 + (Pe-P0)*Ae
  • 3 : T = (ma+mf)*Ve - ma*Ae + (Pe-P0)*V0
  • 4 : T = (ma+mf)*V0 - ma*Ve
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 91 :
  • Engine design point หมายถึง
  • 1 : เครื่องยนต์ไม่ได้ทำงาน
  • 2 : ช่วงที่เครื่องยนต์ทำงานที่ความสูงและความเร็วเดินทางของเครื่องบิน
  • 3 : ช่วงเวลาขณะทำการติดเครื่องยนต์
  • 4 : ช่วงที่ทำการเร่งความเร็วรอบของเครื่องยนต์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 92 :
  • ข้อใดไม่ได้หมายถึง Engine steady state operation
  • 1 : การลดความเร็วของเครื่องยนต์
  • 2 : เครื่องยนต์ทำงานที่ความเร็วรอบคงที่
  • 3 : กำลังที่ต้องการใช้หมุนชุดอัดอากาศเท่ากับกำลังที่ชุดกังหันส่งมาให้
  • 4 : ความเร็วรอบของชุดอัดอากาศเท่ากับความเร็วรอบของชุดกังหัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 93 :
  • ข้อใดไม่ใช่คุณสมบัติของเครื่องยนต์ Ramjet
  • 1 : ต้องใช้ชุดอัดอากาศ (Compressor) 2 ชุด
  • 2 : ไม่สามารถเริ่มทำงานได้ด้วยตัวเอง
  • 3 : ไม่มีชุดอัดอากาศ (Compressor)
  • 4 : ไม่มีชุดกังหัน (Turbine)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 94 :
  • Scramjet ย่อมาจาก
  • 1 : Subsonic combustion ramjet
  • 2 : Supersonic compressor ramjet
  • 3 : Specific combustion ramjet
  • 4 : Supersonic combustion ramjet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 95 :
  • กำลังที่ชุดกังหันผลิตได้สามารถคำนวณได้จากสมการในข้อใด กำหนดให้

    ma คือ อัตราการไหลของอากาศ

    mf คือ อัตราการไหลของเชื้อเพลิง

    Cp คือ ค่าความจุความร้อนของแก๊ซ

    dTt คือ ผลต่างของอุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของชุดกังหัน

  • 1 : ma*mf*Cp*dTt
  • 2 : (ma+mf)/(CpdTt)
  • 3 : (ma+mf)*Cp/dTt
  • 4 : (ma+mf)*Cp*dTt
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 96 :
  • การไหลในท่อทางเข้าอากาศ (Air Intake) ของเครื่องยนต์เจ็ทในอุดมคติเป็นการไหลแบบใด
  • 1 : Isobaric flow
  • 2 : Reversible and adiabatic flow
  • 3 : Isothermal flow
  • 4 : Irreversible and isentropic flow
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 97 :
  • ท่อทางเข้าอากาศ (Air Intake) ตามรูป จะเกิดอะไรขึ้น ถ้าอากาศที่ไหลเข้ามีความเร็วเหนือเสียง

  • 1 : เกิดการไหลย้อนกลับ
  • 2 : เกิดการจุดระเบิด
  • 3 : เกิด Normal shockwave ที่บริเวณทางเข้า หรือภายใน
  • 4 : ความดันสถิตย์ (Static pressure) ลดลง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 98 :
  • เพราะเหตุใดเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงจึงใช้ท่อทางเข้าอากาศ (Air Intake) ตามรูป

  • 1 : เพื่อความสวยงาม
  • 2 : เพิ่อเพิ่มความดันรวม (Total pressure)
  • 3 : เพื่อให้เกิด Oblique shock waves เพื่อลดความเร็วของอากาศ
  • 4 : เพิ่อลดอุณหภูมิรวม (Total temperature)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 99 :
  • ข้อแตกต่างระหว่าง Normal shockwave และ Oblique shockwave คือ
  • 1 : อากาศที่ไหลผ่าน Normal shockwave ไปแล้วจะมีความเร็วต่ำกว่าเสียง แต่อากาศที่ไหลผ่าน Oblique shockwave ไปแล้วยังคงมีความเร็วเหนือเสียง
  • 2 : อากาศที่ไหลผ่าน Normal shockwave จะมีความดันสถิตย์ (Static pressure) ลดลง แต่สำหรับ Oblique shockwave จะมีความดันสถิตย์ (Static pressure) เพิ่มขึ้น
  • 3 : อากาศที่ไหลผ่าน Normal shockwave จะมีความดันรวม (Total pressure) ลดลง แต่สำหรับ Oblique shockwave จะมีความดันรวม (Total pressure) เพิ่มขึ้น
  • 4 : อากาศที่ไหลผ่าน Normal shockwave ไปแล้วจะมี Mach number เพิ่มขึ้น แต่อากาศที่ไหลผ่าน Oblique shockwave ไปแล้วจะมี Mach number ลดลง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 100 :
  • เพราะเหตุใดเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงจึงควรให้มี Oblique shockwaves และตามด้วย Normal shockwave เกิดขึ้นที่ทางเข้าอากาศ (Air Inlet) แทนที่จะให้เกิด Normal shockwave แค่ชนิดเดียว
  • 1 : เพื่อเพิ่มความดันรวม (Total pressure) ของอากาศ โดย Oblique shockwaves และ ลดความเร็วของอากาศด้วย Normal shockwave
  • 2 : เพื่อเพิ่มอุณหภูมิรวม (Total Temperature) ของอากาศโดย Oblique shockwaves และ เพิ่มความเร็วของอากาศด้วย Normal shockwave
  • 3 : เพื่อลดความเร็วของอากาศอย่างช้าๆ และสูญเสียความดันรวม (Total pressure) น้อยที่สุด
  • 4 : เพื่อเพิ่มความหนาแน่นของอากาศ โดย Oblique shockwaves และ เพิ่มความเร็วของอากาศ ด้วย Normal shockwave
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 101 :
  • การไหลข้าม Normal หรือ Oblique shockwaves เป็นการไหลชนิดใด
  • 1 : Adiabatic flow
  • 2 : Isobaric flow
  • 3 : Reversible flow
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
เนื้อหาวิชา : 434 : 2. Thermodynamic Cycles
ข้อที่ 102 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 103 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 104 :

  • 1 : 1,414.6 K
  • 2 : 1,800 K
  • 3 : 1,115.4 K
  • 4 : 1,750.2 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 105 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 106 :

  • 1 : 10.135 MW
  • 2 : 24.040 MW
  • 3 : 6.952 MW
  • 4 : 17.087 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 107 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 108 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 109 :
  • ข้อจำกัดในการออกแบบเครื่องยนต์วัฏจักรเบรย์ตัน (Brayton Cycle)
  • 1 : อุณหภูมิสูงสุด ณ บริเวณกังหันความดันสูง (High Pressure Turbine)
  • 2 : วัสดุของปากทางเข้า (Inlet) ก่อนเข้าเครื่องยนต์
  • 3 : สีของห้องเผาไหม้
  • 4 : จำนวนของท่อทางออก (Exhaust Nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 110 :
  • ข้อใดต่อไปนี้เป็นกระบวนการทางเธอร์โมไดนามิกส์ (Thermodynamic) ที่เกิดขึ้นในเครื่องอัดอากาศอุดมคติ (Ideal Compressor)
  • 1 : adiabatic
  • 2 : isothermal
  • 3 : isotropic
  • 4 : isobaric
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 111 :
  • ข้อใดต่อไปนี้เป็นกระบวนการทางเธอร์โมไดนามิกส์ (Thermodynamic) ที่เกิดขึ้นในห้องเผาไหม้อุดมคติ (Ideal Combustion)
  • 1 : adiabatic
  • 2 : isothermal
  • 3 : isotropic
  • 4 : isobaric
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 112 :
  • อากาศที่อุณหภูมิ 1200 K ความดัน 7 atm และขยายตัวอย่าง isentropically ผ่านท่อตีบ (nozzle) ไปสู่ความดันอากาศ 1 atm โดยสมมุติว่าเป็น Calorically perfect gas จงคำนวณหาอุณหภูมิที่ทางออก (Exit Temperature)
  • 1 : 295K
  • 2 : 550.3 K
  • 3 : 578.5 K
  • 4 : 688.2 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 113 :
  • อากาศที่อุณหภูมิ 1200 K, ความดัน 7 atm และ M= 0.3 ขยายตัวอย่าง isentropically ผ่านท่อตีบ (nozzle) ไปสู่ความดันอากาศ 1 atm โดยสมมติว่าเป็น calorically perfect gas จงคำนวนหาความเร็วที่ทางเข้า
  • 1 : 198.56 m/sec
  • 2 : 208.31 m/sec
  • 3 : 240.56 m/sec
  • 4 : 300.45 m/sec
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 114 :
  • อากาศที่อุณหภูมิ 1200 K, ความดัน 7 atm และ Mach number 0.3 ขยายตัวอย่าง isentropically ผ่านท่อตีบ (nozzle) ไปสู่ความดันอากาศ 1 atm โดยสมมติว่าเป็น calorically perfect gas จงคำนวนหาพื้นที่ที่ทางเข้า เมื่ออัตราการไหลมวล (mass flow rate) = 100 kg/sec

  • 1 : 0.233 m2
  • 2 : 0.33 m2
  • 3 : 0.41 m2
  • 4 : 4.31 m2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 115 :

  • 1 : 1.97
  • 2 : 2.05
  • 3 : 2.35
  • 4 : 2.4
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 116 :
  • กระแสอากาศที่ไหลผ่าน compressor มีอัตราการไหลมวล (mass flow rate) = 50 kg/sec ที่อุณหภูมิทางเข้า 300 K ถูกอัดอย่าง Isentropic จงคำนวนหา compressor's input power เมื่อวัดอุณหภูมิที่ทางออกได้ 600 K กำหนดให้ Cp = 1004 kJ/(kg.K)
  • 1 : 15.06 MW
  • 2 : 135 MW
  • 3 : 19.2 MW
  • 4 : 5.14MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 117 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 118 :
  • ข้อใดไม่ถูกต้อง
  • 1 : กระบวนการแอเดียแบติก (adiabatic process) คือ กระบวนการที่ไม่มีการถ่ายเทความร้อน
  • 2 : สมบัติเอกซ์เทนซิฟ (Extensive Property) คือ สมบัติที่ไม่ขึ้นอยู่กับขนาดของระบบ
  • 3 : เอนโทรปี (Entropy) คือ สมบัติเอกซ์เทนซิฟที่บ่งถึงความไร้ระเบียบ หรือการย้อนกลับไม่ได้ของกระบวนการ
  • 4 : เอนธัลปี (Enthalpy) คือผลรวมระหว่างพลังงานภายใน (U ) กับผลคูณของความดันกับปริมาตร (PxV)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 119 :
  • กำหนดให้

    P2=101 kPa, P3=1616 kPa, P4=1535 kPa, T2=288 K, T3=693 K, T4=1500 K, Cp(burner)=1438 J/kg/K, Mass flow rate=100 kg/sec

    จงคำนวณค่าความร้อนที่ให้กับ Combustion Chamber

  • 1 : 116 MW
  • 2 : 90.5 MW
  • 3 : 84.6 MW
  • 4 : 80.8 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 120 :

  • 1 : 35.9 MW
  • 2 : 376.8 kJ
  • 3 : 40.5 MW
  • 4 : 430 kJ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 121 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องเกี่ยวกับกฏทรงพลังงาน (Conservation of Energy)
  • 1 : เกี่ยวกับการเปลี่ยนแปลงพลังงานของระบบต่อเวลา กับการเปลี่ยนแปลงความร้อนต่อเวลาที่เข้าปฏิสัมพันธ์กับระบบ
  • 2 : เกี่ยวกับการเปลี่ยนแปลงพลังงานของระบบต่อเวลา กับการเปลี่ยนแปลงงานที่เข้าปฏิสัมพันธ์กับระบบ
  • 3 : เกี่ยวกับการเปลี่ยนแปลงความร้อนของระบบต่อเวลา กับการเปลี่ยนแปลงงานที่เข้าปฏิสัมพันธ์กับระบบ
  • 4 : เกี่ยวกับการเปลี่ยนแปลงพลังงานของระบบต่อเวลา กับการเปลี่ยนแปลงความร้อนต่อเวลา และงานที่เข้าปฏิสัมพันธ์กับระบบ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 122 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 123 :
  • จงหาค่าความเร็วของแก๊สสมบูรณ์ (perfect gas) ที่มีอุณหภูมิ 300 K
  • 1 : 340.52 m/s
  • 2 : 347.187 m/s
  • 3 : 335.47 m/s
  • 4 : 300.487 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 124 :
  • ข้อใดคือความหมายของ calorically perfect gas
  • 1 : Calorically perfect gas เป็น perfect gas ที่มีค่า specific heat at constant volume and pressure คงที่
  • 2 : Calorically perfect gas เป็น perfect gas ที่มีค่า specific heat at constant volume แปรตามอุณหภูมิ
  • 3 : Calorically perfect gas เป็น perfect gas ที่มีค่า specific heat at constant pressure แปรตามอุณหภูมิ
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 125 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 126 :
  • อากาศไหลผ่านท่อทางออก (Nozzle) หนึ่งแบบสภาวะการไหลคงตัวและไม่อัดตัว (Steady and Incompressible Flow Condition) ที่มีพื้นที่หน้าตัดที่ทางออกเป็นเพียง 1 ใน 4 ของพื้นที่ทางเข้า จงหาว่าความเร็วของกระแสอากาศจะเพิ่มขึ้นเป็นเท่าใด
  • 1 : เพิ่มขึ้นอีก 4 เท่า
  • 2 : เพิ่มขึ้นอีก 3 เท่า
  • 3 : เพิ่มขึ้นอีก 2 เท่า
  • 4 : เพิ่มขึ้นอีก 1 เท่า
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 127 :
  • ข้อใดกล่าวถึงนิยามของการไหลแบบคงตัว (Steady Flow) ได้ถูกต้องที่สุด
  • 1 : มีการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิตลอดเวลา
  • 2 : ก๊าซเคลื่อนที่แบบมีความเร่งเท่านั้น
  • 3 : คุณสมบัติ (Properties) ของก๊าซไม่เปลี่ยนแปลงตามเวลา
  • 4 : อัตราการไหลของมวลอากาศไม่คงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 128 :

  • 1 : 401.6 kJ/kg
  • 2 : 400 kJ/kg
  • 3 : 800 kJ/kg
  • 4 : 803.2 kJ/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 129 :
  • สมมุติว่าอากาศไหลผ่านตำแหน่งที่ 1 และ 2 แบบสภาวะคงตัว (Steady Flow Condition) ข้อใดกล่าวผิด
  • 1 : หากว่าพื้นที่หน้าตัดที่ตำแหน่งที่ 1 และ 2 เท่ากัน ความเร็วของอากาศที่ตำแหน่งทั้ง 2 จะเท่ากัน
  • 2 : ความหนาแน่นของตำแหน่งที่ 1 มีค่าเท่ากับตำแหน่งที่ 2
  • 3 : หากว่าพื้นที่หน้าตัดที่ตำแหน่งที่ 1 เล็กกว่าตำแหน่งที่ 2 ความเร็วที่จำแหน่งที่ 1 จะน้อยกว่าที่ตำแหน่งที่ 2
  • 4 : ความหนาแน่นที่ตำแหน่งที่ 1 มีค่ามากกว่าตำแหน่งที่ 2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 130 :
  • ข้อใดกล่าวถึงความร้อนจำเพาะที่ความดันคงที่ (Specific Heat at constant Pressure) ได้ถูกต้องที่สุด
  • 1 : ค่าความร้อนจำเพาะ เมื่อกำหนดให้ปริมาตรคงที่
  • 2 : ค่าความร้อนจำเพาะ เมื่อกำหนดให้ความดันคงที่
  • 3 : ค่าความร้อนจำเพาะ เมื่อกำหนดให้พลังงานสะสมคงที่
  • 4 : ค่าความร้อนจำเพาะ เมื่อกำหนดให้อุณหภูมิคงที่
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 131 :
  • ข้อใดไม่ใช่หลักการของกฎเธอร์โมไดนามิกส์ (Thermodynamic) ข้อที่ 1
  • 1 : ความร้อนทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์เข้าสู่ระบบ เท่ากับงานทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ รวมกับพลังงานของระบบที่เปลี่ยนแปลง
  • 2 : ความร้อนทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ เท่ากับงานทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ รวมกับพลังงานของระบบที่เปลี่ยนแปลง
  • 3 : ความร้อนทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์เข้าสู่ระบบ ลบด้วยงานทั้งหมดที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ เท่ากับพลังงานของระบบที่เปลี่ยนแปลง
  • 4 : ทุกข้อเป็นหลักการตามกฏข้อที่ 1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 132 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องเกี่ยวกับกฎเทอร์โมไดนามิกส์ (Thermodynamic) ข้อที่ 2
  • 1 : การเปลี่ยนแปลงเอนโทรปี (Entropy) ต้องมากกว่า หรือเท่ากับศูนย์
  • 2 : การเปลี่ยนแปลงเอนโทรปี (Entropy) ในระบบต้องมากกว่า หรือเท่ากับความร้อนที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ
  • 3 : การเปลี่ยนแปลงเอนโทรปี (Entropy) ต้องน้อยกว่า หรือเท่ากับศูนย์
  • 4 : การเปลี่ยนแปลงเอนโทรปี (Entropy) ในระบบต้องน้อยกว่า หรือเท่ากับความร้อนที่ปฏิสัมพันธ์ออกจากระบบ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 133 :

  • 1 : 420 K
  • 2 : 20320 K
  • 3 : 400 K
  • 4 : 480 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 134 :

  • 1 : 1,400 kW
  • 2 : 400 kW
  • 3 : 602.4 kW
  • 4 : 800 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 135 :
  • จงหาอุณหภูมิที่ทางออกของ Turbine โดยสามารถวัดค่าอุณหภูมิและความเร็วของ calorically perfect gas ที่ทางเข้า Compressor ได้ 400 K และ 350 m/s ตามลำดับ ส่วนอุณหภูมิรวมที่ทางออก Compressor วัดได้ 800 K และอุณหภูมิรวมที่ทางเข้า Turbine ได้ 1500 K (กำหนดให้ค่า Cp=1.004 kJ/kg/K และไม่มีการสูญเสียใดๆ)
  • 1 : 1,161 K
  • 2 : 1,120 K
  • 3 : 1,243 K
  • 4 : 1,535  K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 136 :

  • 1 : 1.455 bar
  • 2 : 2.1 bar
  • 3 : 1.723 bar
  • 4 : 2.39 bar
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 137 :
  • ก๊าซไหลผ่านท่อกลมที่มีพื้นที่หน้าตัด 0.25 ตารางเมตร โดยถูกเพิ่มความร้อนเข้ามาในท่อ 52710 kW และทำให้อุณหภูมิเพิ่มขึ้น 400ºC จากอุณหภูมิ 1200 K จงหาความเร็วของก๊าซที่ไหลผ่านท่อนี้ (กำหนดค่า Cp= 1004 kJ/kg/K และค่าความหนาแน่น 1.75 kg/m3)
  • 1 : 300 m/s
  • 2 : 150 m/s
  • 3 : 450 m/s
  • 4 : 75 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 138 :
  • ในการเผาไหม้ต้องใช้อัตราส่วนของเชื้อเพลิงต่ออากาศ 0.25 สำหรับอุณหภูมิที่ทางเข้า Burner 400K และที่ทางออก 1800K เมื่อกำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของอากาศ Cp 1004 J/(kg.K) จงคำนวณค่าเชื้อเพลิงจำเพาะของเชื้อเพลิงชนิดนี้ต่อ 1kg

  • 1 : 1.096 MJ/kg
  • 2 : 3.104 MJ/kg
  • 3 : 4.108 MJ/kg
  • 4 : 5.622 MJ/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 139 :
  • จงหางานที่ Turbine สามารถให้ได้จากการไหลของก๊าซที่มีค่า Cp=1.004 kJ/kg/K ที่มีอุณหภูมิรวมก่อนเข้าผ่าน Turbine เท่ากับ 1900 K และออกจาก Turbine 1500 K หากว่าที่ทางออก Turbine มีพื้นที่หน้าตัดเท่ากับ 0.5 ตารางเมตร และก๊าซมีความหนาแน่น 1.5 kg/m3 ความเร็วเท่ากับ 200 m/s
  • 1 : 60,240 kW
  • 2 : 60,240 W
  • 3 : 286,140 kW
  • 4 : 225,900 W
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 140 :

  • 1 : 56.88 m/s
  • 2 : 85.33 m/s
  • 3 : 170.66 m/s
  • 4 : 106.67 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 141 :

  • 1 : 586.18 K
  • 2 : 20.77 K
  • 3 : 300 K
  • 4 : 486.18 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 142 :

  • 1 : 0.040
  • 2 : 0.031
  • 3 : 32.42
  • 4 : 21.00
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 143 :
  • จงเลือกแผนภาพ ความดัน – ปริมาตร (P-v Diagram) สำหรับวัฏจักร Otto
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 : ไม่มีตัวเลือกที่ถูกต้อง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 144 :
  • จงเลือกแผนภาพ ความดัน – ปริมาตร (P-v Diagram) สำหรับวัฏจักร Brayton
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 : ไม่มีตัวเลือกที่ถูกต้อง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 145 :

  • 1 : 500,753 J/kg
  • 2 : 107.6 MJ/kg
  • 3 : 302,624 J/kg
  • 4 : 543 J/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 146 :

  • 1 : 0.08
  • 2 : 2.26
  • 3 : 0.75
  • 4 : 1.18
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 147 :

  • 1 : 433 K
  • 2 : 1768 K
  • 3 : 1378 K
  • 4 : 908 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 148 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 149 :

  • 1 : 290 K
  • 2 : 305 K
  • 3 : 300 K
  • 4 : 295 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 150 :
  • อากาศขยายตัวแบบ Isentropic จาก T1 = 300 K, v1 = 10 m/s, P1 = 10 atm ไปสู่ทางออก v2 = 150 m/s จงหาความดันของอากศที่ตำแหน่งทางออก (Cp = 1004 J/kg/K)
  • 1 : 8.75 atm.
  • 2 : 9.29 atm.
  • 3 : 11.36 atm.
  • 4 : 10.10 atm.
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 151 :

  • 1 : 0.91
  • 2 : 1.2
  • 3 : 0.74
  • 4 : 0.83
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 152 :
  • เครื่องยนต์ไอพ่นอุดมคติชนิด single spool มีชุดอัดอากาศ ได้รับกำลังจากกังหัน turbine เป็นจำนวน 19,831.417 กิโลวัตต์ ขณะที่มีมวลอากาศไหลผ่านชุดอัดอากาศ 30 kg/s และอัตราส่วน เชื้อเพลิง/อากาศ 0.02 ส่วนชุดกังหัน turbine มีอัตราส่วนการอัด 0.125 จงหาอุณหภูมิสูงสุดของวัฎจักรนี้
  • 1 : 1753 K
  • 2 : 1543 K
  • 3 : 454 K
  • 4 : 1441 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 153 :
  • เมื่อพิจารณาความสัมพันธ์ระหว่างประสิทธิภาพ propulsive efficiency และอัตราส่วนของความเร็วอากาศทางออกต่อทางเข้าเครื่องยนต์ (Ve/Vi) ข้อความใดเป็นจริง
  • 1 : อัตราส่วน Ve/Vi แปรผกผันกับประสิทธิภาพ propulsive efficiency
  • 2 : อัตราส่วน Ve/Vi แปรผันตรงกับประสิทธิภาพ propulsive efficiency
  • 3 : อัตราส่วน Ve/Vi ไม่ขึ้นกับประสิทธิภาพ propulsive efficiency
  • 4 : อัตราส่วน Ve/Vi มีความสัมพันธ์เชิงฟังก์ชันพาราโบรากับประสิทธิภาพ propulsive efficiency
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 154 :

  • 1 : 11.2 kJ/kg
  • 2 : 52.0 kJ/kg
  • 3 : 0 kJ/kg
  • 4 : 37.1 kJ/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 155 :

  • 1 : 40 kJ
  • 2 : 140 kJ
  • 3 : 240 kJ
  • 4 : 340 kJ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 156 :
  • สมการใดที่บ่งบอกตามคำนิยามของงาน
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 157 :

  • 1 : การอัดแบบไอเซนโทรปิก (Isentropic compression)
  • 2 : การขยายแบบไอเซนโทรปิก (Isentropic expansion)
  • 3 : การอัดแบบไอโซเธอร์มัล (Isothermal compression)
  • 4 : การขยายแบบไอโซเธอร์มัล (Isothermal expansion)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 158 :

  • 1 : 3
  • 2 : 4
  • 3 : ชิ้นส่วนทุกหมายเลข
  • 4 : ไม่มีชิ้นส่วนหมายเลขใด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 159 :

  • 1 : 1
  • 2 : 3
  • 3 : 5
  • 4 : ไม่มีหมายเลขใด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 160 :

  • 1 : 1
  • 2 : 3
  • 3 : 5
  • 4 : ไม่มีหมายเลขใด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 161 :

  • 1 : 2 และ 3
  • 2 : 3 และ 4
  • 3 : 4 และ 5
  • 4 : ไม่มีหมายเลขใด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 162 :

  • 1 : พลังงานภายในคงที่
  • 2 : พลังงานภายในลดลง
  • 3 : พลังงานภายในเพิ่มขึ้น
  • 4 : พลังงานภายเกิดการเปลี่ยนแปลงแบบไม่สามารถคาดคะเนได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 163 :
  • นิยามของกระบวนการแอเดียแบติก (adiabatic process) คือ
  • 1 : กระบวนการเธอร์โมไดนามิกส์ (thermodynamic process) ที่ไม่มีการถ่ายเทความร้อน
  • 2 : กระบวนการเธอร์โมไดนามิกส์ (thermodynamic process) ที่ไม่มีการเปลี่ยนแปลงความดัน
  • 3 : ขั้นตอนการทดสอบเครื่องยนต์ด้วยการฉีดน้ำ
  • 4 : ไม่มีข้อใดถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 164 :
  • กระบวนการเธอร์โมไดนามิกส์ (Thermodynamic process) แบบไอเซนโทรปิก (isentropic) คือ
  • 1 : กระบวนการที่ไม่มีการถ่ายเทความร้อน
  • 2 : กระบวนการที่ไม่มีการเปลี่ยนแปลงความดัน
  • 3 : กระบวนการที่ไม่มีการเปลี่ยนแปลงเอนโทรปี (entropy)
  • 4 : กระบวนการที่ไม่มีการเปลี่ยนแปลงเอนธัลปี (enthalpy)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 165 :
  • กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์เจ็ต (Turbojet) เป็นแบบใด
  • 1 : ปริมาตรคงที่ (constant volume)
  • 2 : ความดันคงที่ (constant pressure)
  • 3 : อุณหภูมิคงที่ (constant temperature)
  • 4 : เอนโทรปีคงที่ (constant entropy)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 166 :
  • กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์ลูกสูบที่ใช้ในเครื่องบินเป็นแบบใด
  • 1 : ปริมาตรคงที่ (constant volume)
  • 2 : ความดันคงที่ (constant pressure)
  • 3 : อุณหภูมิคงที่ (constant temperature)
  • 4 : เอนโทรปีคงที่ (constant entropy)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 167 :
  • ข้อใดต่อไปนี้ไม่ถูกต้อง
  • 1 : กระบวนการอัดอากาศ (Compression process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ความดัน (pressure) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 2 : กระบวนการอัดอากาศ (Compression process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ปริมาตร (volume) ของอากาศลดลง
  • 3 : กระบวนการอัดอากาศ (Compression process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้อุณหภูมิ (temperature) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 4 : กระบวนการอัดอากาศ (Compression process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้เอนโทรปี (entropy) ของอากาศลดลง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 168 :
  • ข้อใดต่อไปนี้ไม่ถูกต้อง
  • 1 : กระบวนการขยายตัว (Expansion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้เอนโทรปี (entropy) ของอากาศลดลง
  • 2 : กระบวนการขยายตัว (Expansion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ปริมาตร (volume) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 3 : กระบวนการขยายตัว (Expansion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้อุณหภูมิ (temperature) ของอากาศลดลง
  • 4 : กระบวนการขยายตัว (Expansion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ความดัน (pressure) ของอากาศลดลง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 169 :
  • ข้อใดต่อไปนี้ไม่ถูกต้อง
  • 1 : กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้พลังงานภายใน (internal energy) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 2 : กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ปริมาตร (volume) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 3 : กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้ความดัน (pressure) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • 4 : กระบวนการเผาไหม้ (Combustion process) ของเครื่องยนต์เจ็ตทำให้อุณหภูมิ (temperature) ของอากาศเพิ่มขึ้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 170 :

  • 1 : ดิฟฟิวเซอร์ (Diffuser)
  • 2 : ตัวอัด (Compressor)
  • 3 : ตัวเผาไหม้ (Combustor)
  • 4 : กังหัน (Turbine)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 171 :

  • 1 : กังหัน (Turbine)
  • 2 : ตัวอัด (Compressor)
  • 3 : ตัวเผาไหม้ (Combustor)
  • 4 : ท่อทางอก (Nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 172 :

  • 1 : กังหัน (Turbine)
  • 2 : ดิฟฟิวเซอร์ (Diffuser)
  • 3 : ตัวอัด (Compressor)
  • 4 : อุปกรณ์เผาไหม้เสริม (Afterburner)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 173 :

  • 1 : กังหัน (Turbine)
  • 2 : ดิฟฟิวเซอร์ (Diffuser)
  • 3 : ตัวอัด (Compressor)
  • 4 : อุปกรณ์เผาไหม้เสริม (Afterburner)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 174 :

  • 1 : กังหัน (Turbine)
  • 2 : ดิฟฟิวเซอร์ (Diffuser)
  • 3 : ตัวอัด (Compressor)
  • 4 : อุปกรณ์เผาไหม้เสริม (Afterburner)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 175 :
  • กำหนดให้อุณหภูมิของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย มีค่าเท่ากับ 30องศาเซลเซียส 600องศาเซลเซียส 1000องศาเซลเซียส และ 169องศาเซลเซียส ตามลำดับ (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kgK) จงหาค่า Thermal Efficiency.
  • 1 : 0.65
  • 2 : 0.69
  • 3 : 0.62
  • 4 : 0.73
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 176 :
  • วัฎจักร Brayton มีอัตราส่วนการอัด 4.5 และอากาศก่อนเข้าชุดอัดอากาศ มีอุณหภูมิ 27องศาเซลเซียสและความดัน 100 kPa โดยที่ อุณหภูมิสูงสุดของวัฎจักรมีค่าเท่ากับ 827องศาเซลเซียส (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kgK) จงหางานสุทธิที่ได้จากวัฎจักรดังกล่าว
  • 1 : 224 kJ
  • 2 : 1,120 kJ
  • 3 : 162 kJ
  • 4 : 386 kJ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 177 :
  • วัฎจักร Brayton มีอัตราส่วนการอัด 4.5 และอากาศก่อนเข้าชุดอัดอากาศ มีอุณหภูมิ 27องศาเซลเซียส และความดัน 100 kPa โดยที่ อุณหภูมิสูงสุดของวัฎจักรมีค่าเท่ากับ 827องศาเซลเซียส และอุณหภูมิที่ออกจากกังหันต้นกำลังเท่ากับ 443.53 องศาเซลเซียส จงหาอัตราส่วนงานระหว่างชุดอัดอากาศและกังหันต้นกำลัง (Back Work Ratio)
  • 1 : 0.42
  • 2 : 2.38
  • 3 : 0.03
  • 4 : 0.57
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 178 :
  • วัฎจักร Brayton มีอัตราส่วนการอัด 4.5 และอากาศก่อนเข้าชุดอัดอากาศ มีอุณหภูมิ 27องศาเซลเซียส และความดัน 100 kPa โดยที่ อุณหภูมิสูงสุดของวัฎจักรมีค่าเท่ากับ 827องศาเซลเซียส (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kgK) จงหาประสิทธิภาพเชิงความร้อน (Thermal Efficiency)
  • 1 : 0.35
  • 2 : 0.42
  • 3 : 0.65
  • 4 : 0.58
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 179 :
  • วัฎจักร Brayton มีอัตราส่วนการอัด 4.5 และอากาศก่อนเข้าชุดอัดอากาศ มีอุณหภูมิ 27องศาเซลเซียส และความดัน 100 kPa โดยที่ อุณหภูมิสูงสุดของวัฎจักรมีค่าเท่ากับ 827องศาเซลเซียส (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kg/K) จงหากำลังที่ชุดอัดอากาศต้องการ ขณะที่อัตราการไหลของอากาศที่ 5 kg/s
  • 1 : 808.5 kW
  • 2 : 224 kJ
  • 3 : 1921.5 kW
  • 4 : 384.3 kJ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 180 :
  • เครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ต อุดมคติ มีอุณหภูมิและความดันของอากาศก่อนเข้าชุดอัดอากาศ 27 องศาเซลเซียส และ 100 kPa ตามลำดับ ขณะที่พบอุณหภูมิและความดันออกจากชุดอัดอากาศที่ 188 องศาเซลเซียส (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kg/K) จงหาประสิทธิภาพเชิงความร้อน (Thermal Efficiency)
  • 1 : 0.35
  • 2 : 0.86
  • 3 : 0.42
  • 4 : 0.65
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 181 :
  • กำหนดตำแหน่งของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย คือหมายเลข 2 3 4 และ 5 ตามลำดับ จงหาความสัมพันธ์ของอัตราส่วนอุณหภูมิรวม (T5/T4) ของวัฎจักรอุดมคติ Brayton ดังกล่าว
  • 1 : T3/T2
  • 2 : 1
  • 3 : T3/T4
  • 4 : P4/P5
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 182 :
  • กำหนดตำแหน่งของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย คือหมายเลข 2 3 4 และ 5 ตามลำดับ จงหาความสัมพันธ์ของอัตราส่วนอุณหภูมิรวม (T5/T2) ของวัฎจักรอุดมคติ Brayton ดังกล่าว
  • 1 : T4/T3
  • 2 : 1
  • 3 : P1/P4
  • 4 : P4/P1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 183 :
  • กำหนดตำแหน่งของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย คือหมายเลข 2 3 4 และ 5 ตามลำดับ จงหาความสัมพันธ์ของอัตราส่วนอุณหภูมิรวม (T5/T2) ของวัฎจักรอุดมคติ Brayton ดังกล่าว
  • 1 : T4/T3
  • 2 : 1
  • 3 : P1/P4
  • 4 : P4/P1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 184 :
  • กำหนดตำแหน่งของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย คือหมายเลข 2 3 4 และ 5 ตามลำดับ จงหาความสัมพันธ์ของอัตราส่วนอุณหภูมิรวม (T5/T2) ของวัฎจักรอุดมคติ Brayton ดังกล่าว
  • 1 : T4/T3
  • 2 : 1
  • 3 : P1/P4
  • 4 : P4/P1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 185 :
  • กำหนดตำแหน่งของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย คือหมายเลข
    2 3 4 และ 5 ตามลำดับ จงหาความสัมพันธ์ของอัตราส่วนอุณหภูมิรวม (T5/T2) ของวัฎจักรอุดมคติ Brayton ดังกล่าว
  • 1 : T4/T3
  • 2 : 1
  • 3 : P1/P4
  • 4 : P4/P1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 186 :
  • กำหนดให้อุณหภูมิของก๊าซก่อนเข้าชุดอัดอากาศ ห้องเผาไหม้ กังหันต้นกำลัง และท่อท้าย มีค่าเท่ากับ 30องศาเซลเซียส 600องศาเซลเซียส 1000องศาเซลเซียส และ 169องศาเซลเซียส ตามลำดับ (กำหนดให้ค่าความร้อนจำเพาะของก๊าซคงที่ Cp 1.004 kJ/kgK) จงประมาณกำลังที่ได้จากเครื่องยนต์ไอพ่นอุดมคติขณะที่อัตราการไหลของอากาศ 5 kg/s
  • 1 : 1,310 kW
  • 2 : 4,172 kW
  • 3 : 834 kW
  • 4 : 262 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 187 :
  • จงคำนวณความดันรวม (Total pressure) ของอากาศ (g=1.4) ที่ทางออกชุดอัดอากาศ ที่มีอุณหภูมิรวม (Total temperature) ขาเข้าเท่ากับ 18 C และ ขาออกเท่ากับ 35 C และความดันรวมขาเข้า 2 บาร์ และมีขบวนการอัดเป็น Polytropic โดยมีประสิทธิภาพ Polytropic เท่ากับ 0.95
  • 1 : 241.556 kPa
  • 2 : 380.254 kPa
  • 3 : 150.871kPa
  • 4 : 450.744 kPa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 188 :
  • จงคำนวณกำลังเพื่อใช้ในการอัดอากาศ กำหนดให้

    อัตราการไหลของอากาศ = 45 kg/s

    ค่าความจุความร้อนของอากาศที่ความดันคงที = 1004.5 J/(kg*K)

    อุณหภูมิรวม (Total temperature) ที่ทางเข้าชุดอัดอากาศ = 25 C

    อุณหภูมิรวม ที่ทางออกชุดอัดอากาศ = 40 C

  • 1 : 784.145 kW
  • 2 : 678.038 kW
  • 3 : 512.67 kW
  • 4 : 723.802 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 189 :
  • จงคำนวณอัตราการไหลของเชื้อเพลิงที่ต้องการในการเผาไหม้ กำหนดให้

    อัตราการไหลของอากาศ = 36 kg/s

    ค่าความจุความร้อนของอากาศที่ความดันคงที่ = 1004.5 J/(kg*K)

    อุณหภูมิรวม (Total temperature) ที่ทางเข้าห้องเผาไหม้ = 650C

    อุณหภูมิรวม ที่ทางออกห้องเผาไหม้ = 1200C

    Lower heating value ของเชื้อเพลิง = 42800 kJ/kg

  • 1 : 0.235 kg/s
  • 2 : 0.465 kg/s
  • 3 : 0.687 kg/s
  • 4 : 0.748 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 190 :
  • จงคำนวณความเร็วของแก็สที่ไหลออกจากท่อท้ายที่มี

    อุณหภูมิสถิตย์ (Static temperature) = 450 C

    อุณหภูมิรวม (Total temperature) = 900 C

    ค่าความจุความร้อนของอากาศที่ความดันคงที่ = 1003.2 J/(kg*K)

  • 1 : 1275.2 m/s
  • 2 : 1008.7 m/s
  • 3 : 950.2 m/s
  • 4 : 870.4 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 191 :
  • จงคำนวณค่าความดันสถิตย์ (Static pressure) ของแก็สที่ไหลออกจากท่อท้ายที่มี

    ความดันรวม (Total pressure) = 4 bars

    Mach number =0.85

    ค่าอัตราส่วนความจุความร้อน (g) = 1.33
  • 1 : 254.055 kPa
  • 2 : 387.045 kPa
  • 3 : 475.12 kPa
  • 4 : 502.87 kPa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 192 :
  • จงคำนวณอุณหภูมิรวม (Total temperature) ของแก๊ซที่ออกจากห้องเผาไหม้ กำหนดให้

    อัตราการไหลของอากาศ = 80 kg/s

    อัตราการไหลของเชื้อเพลิง = 0.56 kg/s

    ค่าความจุความร้อนของอากาศที่ความดันคงที่ = 1001.2 J/(kg*K)

    อุณหภูมิรวม ที่ทางเข้าห้องเผาไหม้ = 700 C

    Lower heating value ของเชื้อเพลิง = 43300 kJ/kg

  • 1 : 890.41 C
  • 2 : 1002.74 C
  • 3 : 1375.64 C
  • 4 : 1485.54 C
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 193 :
  • จงคำนวณอุณหภูมิรวม (Total temperature) ของแก๊ซที่ออกจากชุดกังหัน กำหนดให้

    กำลังที่ชุดกังหันผลิตได้ = 20 MW

    อัตราการไหลของอากาศ = 90 kg/s

    อัตราการไหลของเชื้อเพลิง = 0.63 kg/s

    ค่าความจุความร้อนของอากาศที่ความดันคงที่ = 1030.5 J/(kg*K)

    อุณหภูมิรวมที่ทางเข้าชุดกังหัน = 1200 C
  • 1 : 985.85 C
  • 2 : 1024.58 C
  • 3 : 1136.26 C
  • 4 : 1274.93 C
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 194 :
  • จงคำนวณความเร็วของแก๊ซที่ออกจากท่อไอเสียของเครื่องยนต์เจ็ท กำหนดให้

    ความดันรวม (Total pressure) ของแก็ซที่ทางออก = 15 bar

    ความดันสถิตย์ (Static pressure) ของแก็ซที่ทางออก = 10 bar

    อุณหภูมิสถิตย์ (Static temperature) ของแก็ซที่ทางออก = 350 C

    ค่าคงที่ของแก็ซ = 285 J/(kg*K)

    ค่าอัตราส่วนความจุความร้อนของแก็ซ = 1.3

  • 1 : 388.51 m/s
  • 2 : 410.78 m/s
  • 3 : 465.12 m/s
  • 4 : 507.85 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 195 :
  • ค่าแรงขับจำเพาะ (Specific thrust, s) ของเครื่องยนต์ Single-spool Turbojet คำนวณได้จากสูตรในข้อใด

    กำหนดให้              

     f = Fuel air ratio               

    ve = Exhaust gas velocity               

     v0 = Entering air velocity               

    Pe = Exhaust gas pressure               

    P0 = Ambient pressure               

    Ae = Nozzle exit area               

    ma = Air flow rate  

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
เนื้อหาวิชา : 435 : 3. Turbojet
ข้อที่ 196 :

  • 1 : 5,516.418 N
  • 2 : 4,500.73 N
  • 3 : 37,409.7 N
  • 4 : 55,400.5 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 197 :
  • ข้อใดไม่ใช่ข้อสมมุติฐานในการคำนวณหาค่าแรงขับของเครื่องยนต์ไอพ่นแบบอุดมคติ (ideal Turbojet Engine)
  • 1 : ค่าความดันในห้องเผาไหม้คงที่
  • 2 : ไม่มีการสูญเสียความร้อน
  • 3 : ค่าความดันที่ทางเข้า และทางออกเครื่องยนต์มีค่าคงที่
  • 4 : กระแสอากาศไหลเข้าจากท่อทางเข้าไปจนถึงห้องเผาไหม้เป็นการไหลแบบไอเซนโทรปิก (Isentropic)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 198 :
  • ข้อใดคือนิยามของอัตราการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงจำเพาะ (thrust specific fuel consumption)
  • 1 : อัตราการไหลของมวลของเชื้อเพลิงต่ออัตราการไหลของมวลอากาศ
  • 2 : อัตราค่าแรงขับต่ออัตราการไหลของมวลอากาศ
  • 3 : อัตราการไหลของมวลของเชื้อเพลิงต่อ 1 หน่วยแรงขับ
  • 4 : อัตราการไหลของมวลของอากาศต่อ 1 หน่วยแรงขับ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 199 :

  • 1 : 0.1644 bar
  • 2 : 0.1932 bar
  • 3 : 0.15456 bar
  • 4 : 0.1836 bar
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 200 :
  • เครื่องยนต์ไอพ่นในอุดมคติ ( Ideal Turbojet ) มีค่าอัตราการไหลของมวลอากาศ 80 กิโลกรัม/วินาที และมีค่าความเร็วของอากาศที่ทางออก (Nozzle) เป็น 4 เท่าของความเร็วที่เข้าสู่เครื่องยนต์ หากว่าอากาศยานกำลังบินที่ความเร็ว M = 0.65 ณ ความสูงระดับน้ำทะเล จงหาค่าแรงขับของเครื่องยนต์นี้ โดยกำหนดค่าความเร็วเสียงที่ระดับน้ำทะเล 340 เมตร/วินาที กำหนดให้ความดันที่ทางเข้ามีค่าเท่ากับที่ทางออก (ไม่คิดอัตราการไหลของเชื้อเพลิง)

  • 1 : 70,720 N
  • 2 : 53,040 N
  • 3 : 35,360 N
  • 4 : 61,880 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 201 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet มีอัตราการไหลของก๊าซที่ท่อทางออก (Nozzle) เพิ่มขึ้น 3% จากอัตราการไหลของอากาศที่ไหลเข้าเครื่องยนต์ซึ่งมีความเร็ว 300 m/s และมีค่าเท่ากับ 50 kg/s พื้นที่หน้าตัดที่ท่อทางออกเท่ากับ 0.25 m2 และความหนาแน่นของแก็ซที่ท่อทางออกเท่ากับ 0.306 kg/m3 กำหนดให้ความดันสถิตย์ที่ท่อทางออกเท่ากับความดันบรรยากาศ
  • 1 : 19,670 N
  • 2 : 10,000 N
  • 3 : 3,800 N
  • 4 : 3,800 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 202 :
  • ข้อใดคือผลของการเพิ่มค่าอัตราส่วนความดันของส่วนอัดอากาศ (Compressor Pressure Ratio) ต่อค่าประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal Efficiency) ของเครื่องยนต์ ไอพ่นในอุดมคติ ( Ideal Turbojet Engine ) โดยกำหนดให้ค่าอื่นๆ ทุกตัวให้มีค่าคงที่
  • 1 : คงที่
  • 2 : เพิ่มขึ้น
  • 3 : ลดลง
  • 4 : ยังสรุปไม่ได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 203 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet ในอุดมคติ มีอัตราการไหลของก๊าซเท่ากับ 80 kg/s และทีทางเข้าของท่อทางออก (Nozzle) มีอุณหภูมิรวม 1015 K และความดันรวม 3.16 bar จงหาพื้นที่หน้าตัดที่ทางเข้าของท่อทางออก หากต้องการให้ก๊าซ ณ ตำแหน่งนั้น มีเลขมัคเท่ากับ 0.3 กำหนดให้ g=1.3 และ R=287 J/kg/K
  • 1 : 0.117 m2
  • 2 : 0.267 m2
  • 3 : 0.351 m2
  • 4 : 0.468 m2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 204 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 205 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 206 :
  • เครื่องยนต์ไอพ่นมีข้อมูลจากการวัด ความดันอากาศและพื้นที่หน้าตัด บริเวณปากท่อทางเข้าเครื่องยนต์ คือ P1=137,900 Pa และ A1=0.2 m2 สำหรับบริเวณท่อท้ายเครื่องยนต์มีความดัน พื้นที่หน้าตัด และความเร็ว ดังนี้ P2=101,325 Pa, A2=0.1 m2 , v2=6 m/s ให้หาแรงขับ โดยสมมติให้ ความหนาแน่นของก๊าซที่ทางเข้าและทางออกมีค่าเท่ากันคือ 1.225 kg/m3 และกำหนดให้ ambient pressure (P0) มีค่า 101,172.6 Pa

  • 1 : 17,445 N
  • 2 : 150 N
  • 3 : 5,500 N
  • 4 : 16,000 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 207 :

  • 1 : 32.01 kPa
  • 2 : 29.1 kPa
  • 3 : 26.45 kPa
  • 4 : 21.34 kPa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 208 :

  • 1 : 0.308
  • 2 : 0.245
  • 3 : 0.714
  • 4 : 0.503
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 209 :
  • ข้อใดคือนิยามของประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal Efficiency )ของวัฏจักรอุดมคติ (Ideal Cycle)
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 210 :

  • 1 : 0.05 kg/s
  • 2 : 0.5 kg/s
  • 3 : 5.0 kg/s
  • 4 : 50.0 kg/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 211 :
  • จงหาอัตราการสูญเสียของ Total pressure ของ Inlet กำหนดให้ เลขมัคของอากาศที่ ไหลเข้าเท่ากับ 0.8 อุณหภูมิบรรยากาศ 275 K ความดันบรรยากาศ 0.7949 bar อัตราส่วนความดันรวมของ Turbine เท่ากับ 0.85 ของ Compressor เท่ากับ 2.5 และของห้องเผาไหม้เท่ากับ 1 และ ความดันรวมที่ทางออกของ Turbine เท่ากับ 2.125 bar
  • 1 : 0.34
  • 2 : 0.15
  • 3 : 0.085
  • 4 : 0.1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 212 :
  • จงหาค่า Thermal Efficiency ของ Ideal Turbojet Engine ที่มีข้อมูล Ambient ดังนี้ T0=281.5 K, P0=0.8987 bar และมีค่าความดันรวม ณ ตำแหน่งทางเข้า Combustion (Total Pressure,Pt3 = 3.5 bar), ค่าความดันและ Mach number ณ ตำแหน่งก่อนเข้า Compressor มีค่าดังนี้ (P2 = 1.2 bar, M2 = 0.42) และค่าอุณหภูมิรวม (Total Temperature, Tt2 = 350 K)
  • 1 : 0.125
  • 2 : 0.238
  • 3 : 0.38
  • 4 : 0.4
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 213 :
  • เรื่อง Ideal Turbojet Engine ชิ้นส่วนใดที่ทำหน้าที่ในการเพิ่ม Entropy ให้กับระบบ
  • 1 : ชิ้นส่วนอัดอากาศ Compressor
  • 2 : ชิ้นส่วนหมุนเพลา Turbine
  • 3 : ห้องเผาไหม้ Combustion
  • 4 : ท่อทางออก Nozzle
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 214 :
  • จงคำนวณแรงขับที่เกิดจาก Ideal Turbojet Engine โดยมีค่าความเร็วอากาศ v0 = 150 m/s โดยมีค่า Ambient Pressure (P0) เท่ากับ 0.85 bar และค่าความเร็วเสียง (a0) = 355 m/s หากว่าอัตราการไหลของมวลอากาศ มีค่าเท่ากับ 85 kg/s เครื่องยนต์นี้มีค่าอุณหภูมิรวมและ อุณหภูมิสถิตย์ที่ทางออกของท่อท้ายเท่ากับ 1398.26 K และ 1070.84 ตามลำดับ (กำหนดให้ static pressure ของก๊าซที่ทางออกเท่ากับความดันบรรยากาศ และไม่คิดการไหลของเชื้อเพลิง)
  • 1 : 5.45 kN
  • 2 : 56.19 kN
  • 3 : 15.25 kN
  • 4 : 25.14 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 215 :
  • ข้อใดไม่ใช่ข้อสมมุติฐานในการวิเคราะห์ Ideal Gas Turbine Cycle
  • 1 : กระบวนการ Compression และ Expansion เป็นแบบ Isentropic
  • 2 : Pressure Lose ระหว่างชิ้นส่วนต่างๆ มีค่าน้อยมากจนละทิ้งได้
  • 3 : อัตราการไหลของก๊าซมีค่าคงที่ตลอดทั้งระบบ
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 216 :

  • 1 : รับอากาศเข้า ( Inlet )
  • 2 : อัดอากาศ ( Compressor )
  • 3 : เผาไหม้เชื้อเพลิง ( Combustion )
  • 4 : เปลี่ยนรูปพลังงาน ( Turbine )
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 217 :

  • 1 : มีการเพิ่มพลังงานความร้อนเข้าสู่ระบบ
  • 2 : มีการเพิ่มความดันให้อากาศ
  • 3 : มีการนำพลังงานความร้อนออกจากระบบ
  • 4 : มีการลดความดันอากาศ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 218 :

  • 1 : 5.0 kN
  • 2 : 10.0 kN
  • 3 : 15.5 kN
  • 4 : 18.7 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 219 :
  • อากาศยานลำหนึ่งสามารถปรับขยายท่อทางออกได้ (Nozzle) จะต้องปรับให้มีพื้นที่หน้าตัดเท่าไหร่จึงจะทำให้บินได้ที่ M=0.8 ที่ความสูงหนึ่ง โดยวัด Ambient Temperature ได้ 255.5 K และ Ambient Pressure ได้ 0.5401 bar ซึ่งในขณะนั้นเครื่องบินใช้แรงขับ 12 kN และสามารถวัดความเร็ว และความดันของอากาศที่ทางออกได้ 400 m/s และ 1.5 bar โดยมีพื้นที่หน้าตัดท่อทางเข้าอากาศ 0.15 m2

     

  • 1 : 8.0 ตารางเมตร
  • 2 : 0.8 ตารางเมตร
  • 3 : 0.08 ตารางเมตร
  • 4 : 0.008 ตารางเมตร
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 220 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 221 :

  • 1 : 0.05 m2
  • 2 :

    0.175 m2

  • 3 :

    0.15 m2

  • 4 :

    0.075 m2

  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 222 :
  • เครื่องบินลำหนึ่งกำลังบิน ณ ความสูงหนึ่งที่มีค่า Ambient Temperature และ Pressure ดังนี้ 216.5 K และ 0.1932 bar ในขณะนั้นกำลังบินที่ความเร็ว M = 0.84 และสามารถวัดค่าความเร็วที่ทางเข้า Compressor ได้M = 0.65 และมีค่าสูญเสียความดันรวม (Compressor Total Pressure Lose) เท่ากับ 2% จงหาค่าความดันรวมที่ทางเข้า Compressor
  • 1 : 0.2 bar
  • 2 : 0.3 bar
  • 3 : 0.4 bar
  • 4 : 0.5 bar
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 223 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 224 :
  • เครื่องยนต์ไอพ่น (jet engine) ถูกทดสอบในสภาวะที่ต่างกัน โดยกำหนดให้ความเร็วรอบเท่ากันในทุกสภาวะทดสอบ (A คือสภาวะ ณ ระดับน้ำทะเล B คือ สภาวะที่สูงกว่าระดับน้ำทะเล 3000 เมตร ) ข้อความใดเป็นจริง
  • 1 : ที่สภาวะ B ให้แรงขับ (THRUST) ต่ำกว่าสภาวะ A
  • 2 : ที่สภาวะ A และ B มีอัตราการใช้เชื้อเพลิงเท่ากัน
  • 3 : ที่สภาวะ A ให้แรงขับ (THRUST) ต่ำกว่าสภาวะ B
  • 4 : ที่สภาวะ A มีอัตราการใช้เชื้อเพลิงสูงกว่าสภาวะ B
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 225 :

  • 1 : 4,750 N
  • 2 : 5,000 N
  • 3 : 100,000 N
  • 4 : 2,375 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 226 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 227 :
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 228 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 229 :
  • ข้อใดเป็นอุปกรณ์พื้นฐานของเครื่องบินไอพ่น
  • 1 : Low Pressure Compressor
  • 2 : Free Power Turbine
  • 3 : Water Injection
  • 4 : Afterburner
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 230 :
  • ปัจจัยที่สำคัญที่ทำให้ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive Efficiency) ของเครื่องยนต์ชนิดไอพ่น (Turbojet) มีค่าต่ำกว่าของชนิด Turbofan และ Propeller คือ
  • 1 : ค่าความเร็วบริเวณท่อท้ายมีค่าสูงเกินไป
  • 2 : อัตราการไหลของมวลอากาศมีค่าสูงเกินไป
  • 3 : มีอุณหภูมิหลังห้องเผาไหม้สูงเกินไป
  • 4 : มีสัมประสิทธิ์แรงเสียดทานสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 231 :

  • 1 : 300 m/s
  • 2 : 100 m/s
  • 3 : 350 m/s
  • 4 : 250 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 232 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 233 :

  • 1 : 5.07 MW
  • 2 : 10.15 MW
  • 3 : 14.00 MW
  • 4 : 15.50 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 234 :

  • 1 : 14 MW
  • 2 : 15.5 MW
  • 3 : 5.07 MW
  • 4 : 10.15 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 235 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 236 :

  • 1 : 19100 N
  • 2 : 20000 N
  • 3 : 20900 N
  • 4 : 25900 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 237 :
  • เครื่องบินความเร็วสูงที่ติดตั้งระบบขับดันไอพ่น ขณะทำการบินด้วย M = 0.8 ในระดับความสูง 10 km ( ความเร็วเสียงเท่ากับ 299.5 m/s ) สามารถวัดค่าต่างๆได้ดังนี้ แรงขับ 50 kN อัตราการไหลมวลอากาศ 45 kg/s อัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง 2.65 kg/s โดยที่ใช้เชื้อเพลิงมีค่าความร้อนจำเพาะ 42800 kJ/kg จงคำนวณหาค่า thrust specific fuel consumption ( S )
  • 1 : 0.53 mg/N.s
  • 2 : 1,111 mg/N.s
  • 3 : 37,475,000 mg/N.s
  • 4 : 239.6 mg/N.s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 238 :
  • เครื่องบินความเร็วสูงที่ติดตั้งระบบขับดันไอพ่น ขณะทำการบินด้วย M = 0.8 ในระดับความสูง 10 km ( ความเร็วเสียงเท่ากับ 299.5 m/s ) สามารถวัดค่าต่างๆได้ดังนี้ แรงขับ 50 kN อัตราการไหลมวลอากาศ 45 kg/sอัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง 2.65 kg/s โดยที่ใช้เชื้อเพลิงมีค่าความร้อนจำเพาะ 42,800 kJ/kg จงหาค่า specific thrust
  • 1 : 1.11 (kN.s)/kg
  • 2 : 0.53 (kN.s)/kg
  • 3 : 0.50 (kN.s)/kg
  • 4 : 0.64 (kN.s)/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 239 :
  • เครื่องบินความเร็วสูงที่ติดตั้งระบบขับดันไอพ่น ขณะทำการบินด้วย M = 0.8 ในระดับความสูง 10 km ( ความเร็วเสียงเท่ากับ 299.5 m/s ) สามารถวัดค่าต่างๆได้ดังนี้ แรงขับ 50 kN อัตราการไหลมวลอากาศ 45 kg/s อัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง 2.65 kg/s โดยที่ใช้เชื้อเพลิงมีค่าความร้อนจำเพาะ 42,800 kJ/kg จงหาค่าความเร็วของอากาศบริเวณท่อท้าย (Pe=P0)
  • 1 : 1,275.6 m/s
  • 2 : 239.6 m/s
  • 3 : 1,010.6 m/s
  • 4 : 309.6 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 240 :
  • เครื่องบินความเร็วสูงที่ติดตั้งระบบขับดันไอพ่น ขณะทำการบินด้วยความเร็ว M = 0.8 ในระดับความสูง 10 km ( ความเร็วเสียงเท่ากับ 299.5 m/s ) สามารถวัดค่าต่างๆได้ดังนี้ แรงขับ 50 kN อัตราการไหลมวลอากาศ 45 kg/s อัตราการไหลมวลเชื้อเพลิง 2.65 kg/s โดยที่ใช้เชื้อเพลิงมีค่าความร้อนจำเพาะ 42,800 kJ/kg จงหากำลังขับของเครื่องยนต์ดังกล่าว
  • 1 : 37.475 MW
  • 2 : 113.42 MW
  • 3 : 11.98 MW
  • 4 : 63.78 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 241 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 242 :
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 243 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 244 :
  • อุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของ Ideal Turbojet คือ Ta และ T7 ตามลำดับ อุณหภูมิที่เข้าและออกจาก Compressor คือ T02 และ T03 ตามลำดับ อุณหภูมิออกจากห้องเผาไหม้คือ T04 อุณหภูมิออกจาก Turbine คือ T05 โดยทีอัตราการไหลของแก๊ซ และ Cp คงที่ตลอด ข้อใดถูกต้อง

  • 1 : T02 + T04 = T03 + T05
  • 2 : T7 = Ta
  • 3 : T04 = T03
  • 4 : T02/T04 = T03/T05
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 245 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 246 :
  • วัตถุประสงค์หลักของอุปกรณ์เผาไหม้เสริม (Afterburner) ในเครื่องยนต์กังหันเจ็ต (Turbojet Engine) ข้อใดถูกต้องที่สุด
  • 1 : เพิ่มอุณหภูมิก๊าซทางออกของเครื่องยนต์
  • 2 : เพิ่มความดันก๊าซทางออกของเครื่องยนต์
  • 3 : เพิ่มความเร็วก๊าซทางออกของเครื่องยนต์
  • 4 : เพิ่มค่าความจุความร้อนของก๊าซที่ทางออกของเครื่องยนต์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 247 :
  • เครื่องยนต์กังหันเจ็ตแบบอุดมคติ (Ideal Turbojet) เครื่องหนึ่งทำงานโดยเปิดระบบเผาไหม้เสริม (Afterburning) ถ้าเครื่องยนต์ทำงานที่แรงขับจำเพาะ (Specific Thrust) สูงสุดเงื่อนไขใดต่อไปนี้ถูกต้องที่สุด
  • 1 : อัตราส่วนความดันผ่านตัวอัดอากาศ (compressor) สูงสุด
  • 2 : อัตราส่วนความดันผ่าน ห้องเผาไหม้ สูงสุด
  • 3 : อัตราส่วนความดันผ่านอุปกรณ์เผาไหม้เสริม (Afterburner) สูงสุด
  • 4 : อัตราส่วนความดันผ่านท่อทางออก (nozzle) สูงสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 248 :
  • เครื่องยนต์กังหันเจ็ตแบบอุดมคติ (Ideal Turbojet) ทำงานโดยเปิดระบบเผาไหม้เสริม (Afterburning) ถ้าทำการออกแบบให้เครื่องยนต์ทำงานที่แรงขับจำเพาะ (Specific Thrust) สูงสุดเงื่อนไขใดต่อไปนี้ถูกต้องที่สุด
  • 1 : ความสิ้นเปลืองน้ำมันต่ำสุด
  • 2 : ความสิ้นเปลืองน้ำมันสูงสุด
  • 3 : อัตราการอัดอากาศผ่านตัวอัดอากาศ (compressor) สูงสุด
  • 4 : อัตราการอัดอากาศผ่านตัวอัดอากาศ (compressor) ต่ำสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 249 :

  • 1 : 77.7%
  • 2 : 67.7%
  • 3 : 57.7%
  • 4 : 47.7%
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 250 :

  • 1 : 10.76 %
  • 2 : 8.865 %
  • 3 : 17.73%
  • 4 : 21.52 %
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 251 :

  • 1 : 35%
  • 2 : 24%
  • 3 : 12%
  • 4 : 6%
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 252 :

  • 1 : 0.51
  • 2 : 1.51
  • 3 : 2.51
  • 4 : 3.51
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 253 :
  • เครื่องยนต์ turbojet บินด้วย M=0.7 บนชั้นบรรยากาศอุณหภูมิบรรยากาศ 222 K จงคำนวณหา stagnation temperature ของอากาศก่อนเข้าเครื่องยนต์
  • 1 : 243.75 K
  • 2 : 293.75 K
  • 3 : 343.75 K
  • 4 : 446.75 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 254 :

  • 1 : 591.82 K
  • 2 : 611.82 K
  • 3 : 621.82 K
  • 4 : 631.82 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 255 :

  • 1 : 591.82 K
  • 2 : 611.82 K
  • 3 : 621.82 K
  • 4 : 631.82 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 256 :
  • อากาศยานใช้เครื่องยนต์ ideal turbojet โดยมีประสิทธิภาพ propulsive efficiency เท่ากับ 0.6 จงหาอัตราส่วนของความเร็วอากาศทางออกต่อทางเข้าเครื่องยนต์
  • 1 : 0.5
  • 2 : 0.8
  • 3 : 2.3
  • 4 : 3
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 257 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet ที่ออกแบบโดยให้ทำงานที่ Maximum thrust เมื่อปรับลดอัตราส่วนการอัดอากาศผ่าน Compressor จนมีค่าเป็น 1 ถ้าเครื่องยนต์ทำงานที่อุณหภูมิบรรยากาศ 222 K และ Mach Number = 3 จงคำนวณหาอุณหภูมิที่ออกจากห้องเผาไหม้
  • 1 : 1,350 K
  • 2 : 1,400 K
  • 3 : 1,550 K
  • 4 : 1,740 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 258 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet ที่ออกแบบโดยให้ทำงานที่ Maximum thrust เมื่อปรับลดอัตราส่วนการอัดอากาศผ่าน Compressor พบว่า
  • 1 : อัตราส่วนการอัดต่ำสุดเป็น 1 และ Mach Number มีค่าสูงสุด
  • 2 : อัตราส่วนการอัดต่ำสุดเป็น 0.5 และ Mach Number มีค่าสูงสุด
  • 3 : อัตราส่วนการอัดต่ำสุดเป็น 0.5 และ Mach Number มีค่าต่ำสุด
  • 4 : อัตราส่วนการอัดต่ำสุดเป็น 1 และ Mach Number มีค่าต่ำสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 259 :

  • 1 : Exhaust Nozzle
  • 2 : Inlet Diffuser
  • 3 : Combustor
  • 4 : Compressor
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 260 :

  • 1 : Diffuser
  • 2 : Compressor
  • 3 : Combustor
  • 4 : Nozzle
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 261 :
  • จงเรียงลำดับอุปกรณ์ประกอบภายในเครื่องยนต์ Turbojet
  • 1 : Inlet - Compressor - Burner - Turbine - Nozzle
  • 2 : Inlet - Turbine - Compressor - Burner - Nozzle
  • 3 : Inlet - Nozzle - Compressor - Burner - Turbine
  • 4 : Nozzle - Compressor - Burner - Turbine - Inlet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 262 :
  • ตัวแปรใดที่ควรพิจารณาเพื่อบ่งบอกถึงประสิทธิภาพเครื่องยนต์ต่อการตอบสนองการเร่งความเร็วของเครื่องบิน
  • 1 : Thrust to weight ratio
  • 2 : Thrust specific fuel consumption
  • 3 : Equivalent ratio
  • 4 : Drag
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 263 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet ต่างจาก Turbofan อย่างไร
  • 1 : เครื่องยนต์ Turbojet ไม่มี Compressor แต่ Turbofan มี
  • 2 : เครื่องยนต์ Turbofan แบ่งอากาศที่ไหลเข้าออกเป็น 2 ส่วน แต่ Turbojet ไม่แบ่ง
  • 3 : เครื่องยนต์ Turbojet มี Turbine แต่ Turbofan ไม่มี
  • 4 : เครื่องยนต์ Turbofan มี 2 เพลาแต่ Turbojet มี 3 เพลา
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 264 :
  • เครื่องยนต์ Turbojet ต่างจาก Turboshaft อย่างไร
  • 1 : เครื่องยนต์ Turbojet ไม่มี Gear box เพื่อลดรอบการหมุนเพื่อต่อกับชุดใบพัดหลัก แต่ Turboshaft มี
  • 2 : เครื่องยนต์ Turboshaft มี Turbine แต่ Turbojet ไม่มี
  • 3 : เครื่องยนต์ Turbojet ใช้อากาศช่วยในการเผมไหม้ แต่ Turboshaft ไม่ใช้
  • 4 : เครื่องยนต์ Turbojet ไม่มี Compressor แต่ Turboshaft มี
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 265 :
  • ชุดอัดอากาศ (Compressor) ที่ใช้ในเครื่องยนต์เจ็ทมีกี่ชนิดหลัก ได้แก่อะไรบ้าง
  • 1 : 2 ชนิด ได้แก่ Axial compressor และ Centrifugal compressor
  • 2 : 2 ชนิด ได้แก่ Axial compressor และ Inline compressor
  • 3 : 3 ชนิด ได้แก่ Axial compressor, Inline compressor และ Centrifugal compressor
  • 4 : 1 ชนิด ได้แก่ Centrifugal compressor
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 266 :
  • ห้องเผาไหม้ (Burner) ที่ใช้ในเครื่องยนต์เจ็ทมีกี่ชนิด ได้แก่อะไรบ้าง
  • 1 : 2 ชนิด ได้แก่ Can และ Annular
  • 2 : 2 ชนิด ได้แก่ Can-annular และ Annular
  • 3 : 3 ชนิด ได้แก่ Can, Can-annular และ Axial
  • 4 : 3 ชนิด ได้แก่ Can, Can-annular และ Annular
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 267 :
  • ข้อใดไม่ใช่หน้าที่ของ Turbine สำหรับเครื่องยนต์เจ็ท
  • 1 : เพิ่มความดันและอุณหภูมิให้กับแก็ซที่ออกจากห้องเผาไหม้
  • 2 : ลดความดันและอุณหภูมิให้กับแก็ซที่ออกจากห้องเผาไหม้
  • 3 : ขับเพลาส่งกำลังเพื่อหมุนชุดอัดอากาศ
  • 4 : ดึงพลังงานจากแก็ซที่ออกจากห้องเผาไหม้เพื่อนำมาใช้สำหรับอุปกรณ์อื่นๆ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 268 :
  • ข้อใดคือหน้าที่ของ Exhaust nozzle สำหรับเครื่องยนต์เจ็ท
  • 1 : ลดความเร็วของอากาศก่อนเข้าสู่ชุดอัดอากาศ
  • 2 : เปลี่ยนพลังงานภายในของแก็ซที่ออกจากห้องเผาไหม้เป็นพลังงานจลน์เพื่อสร้างแรงขับ
  • 3 : อัดอากาศเพื่อเพิ่มความหนาแน่นให้กับอากาศก่อนเข้าสู่ห้องเผาไหม้
  • 4 : ไม่มีข้อใดถูกต้อง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 269 :
  • ประสิทธิภาพการขับดัน (hp) ของ Turbojet engine หาได้จากสูตรในข้อใด กำหนดให้

    F     = Uninstalled thrust

    ma  = Air flow rate

    mf   = Fuel flow rate

    ve   = Exit gas velocity

    v0   = Entering air velocity

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 270 :
  • จงคำนวณประสิทธิภาพทางความร้อนของ Turbojet engine กำหนดให้

    Air flow rate = 180 kg/s

    Fuel air rate = 0.41kg/s

    Exit gas velocity = 370 m/s

    Entering air velocity = 210 m/s

    Lower heating value = 43000 kJ/kg

  • 1 : 75.45%
  • 2 : 63.12%
  • 3 : 47.53%
  • 4 : 39.74%
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
เนื้อหาวิชา : 436 : 4. Turbofan
ข้อที่ 271 :
  • เครื่องยนต์ turbofan ของเครื่องบินโดยสาร มี nozzle ทางออกของอากาศหลักและของอากาศ bypass แยกจากกัน ความเร็วทางออกของอากาศหลัก 389 m/s ความเร็วทางออกของอากาศเลี่ยง (bypass) 293 m/s ขณะที่เครื่องบิน บินด้วยความเร็วคงที่ 251 m/s อัตราส่วนอากาศ bypass ต่อ อากาศหลักมีค่า 8 ถ้าอัตราส่วนมวลเชื้อเพลิงต่อมวลอากาศหลักมีค่าน้อยมาก จงคำนวณ specific thrust
  • 1 : 52.667 Ns/kg
  • 2 : 474 Ns/kg
  • 3 : 27.4 Ns/kg
  • 4 : 526.667 Ns/kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 272 :
  • ข้อใดคือนิยามของ Bypass Ratio
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างค่าอัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านใบพัด (Fan) ต่ออัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านใจกลางเครื่องยนต์ (Engine Core)
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างค่าอัตราการไหลของมวลอากาศที่ไหลผ่านใจกลางเครื่องยนต์ (Engine Core) ต่ออัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านใบพัด (Fan)
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างค่าการไหลของมวลอากาศที่ไหลผ่านใบพัด (Fan) ต่ออัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านเครื่องยนต์ทั้งระบบ (Engine + Fan)
  • 4 : อัตราส่วนระหว่างค่าอัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านเครื่องยนต์ทั้งระบบ (Engine + Fan) ต่ออัตราการไหลของมวลอากาศที่ผ่านใบพัด (Fan)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 273 :
  • Turbofan มีพื้นที่หน้าตัดใบพัด 15 ตารางเมตร และพื้นที่ที่ปลายท่อท้าย 0.8 ตารางเมตร บินที่ความเร็ว 300 m/s วัดความเร็วที่ปลายท่อท้ายในส่วนของ Fan และที่ Engine core ได้ 400 m/s และ 500 m/s โดยมีอัตราการไหลของอากาศผ่านใบพัด 80 kg/s และที่ผ่าน Engine core 120 kg/s จงหาแรงขับ โดยมีค่าความดันบรรยากาศ 1.0133 bar และความดันบรรยากาศเท่ากับความดันที่ทางออก และอัตราการไหลของเชื้อเพลิงมีค่าน้อยมาก
  • 1 : 8000 N
  • 2 : 32000 N
  • 3 : 20000 N
  • 4 : 24000 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 274 :
  • ข้อใดไม่ถูกต้อง
  • 1 : ค่าประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal Efficiency) ของเครื่องยนต์กังหันพัดลมแบบอุดมคติ (Ideal Turbofan) มีค่าเท่ากับค่าของเครื่องยนต์กังหันเจ็ตแบบอุดมคติ (Ideal Turbojet)
  • 2 : ค่าประสิทธิภาพรวม (Total Efficiency) มีค่าเท่ากับค่าประสิทธิภาพอุณหภาพ (Thermal Efficiency) หารด้วยค่าประสิทธิภาพขับดัน (Propulsive efficiency)
  • 3 : ค่าแรงขับที่เกิดขึ้นของเครื่องยนต์กังหันพัดลม (Turbofan) จะเกิดจาก 2 ส่วนหลัก คือ ส่วนที่เกิดจากกระแสความร้อน และส่วนที่เกิดจากกระแสอากาศเย็น (Hot and Cold Stream)
  • 4 : ไม่มีข้อใดถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 275 :
  • หากว่าเพิ่มค่า Bypass Ratio ของเครื่องยนต์ Turbofan จะมีผลอย่างไรต่อค่า Thrust Specific Consumption
  • 1 : เพิ่มขึ้น
  • 2 : ลดลง
  • 3 : คงที่
  • 4 : ยังไม่สามารถสรุปได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 276 :
  • เครื่องยนต์ Turbofan เครื่องหนึ่งมีค่า Bypass Ratio 5.0 และมีค่า Total Air Mass Flow Rate 215 kg/s เมื่อวัดค่าความเร็วของกระแสอากาศที่ทางเข้าได้ 150 m/s จงหาค่าแรงขับที่เกิดจากส่วนของ Fan เมื่อค่า Fan Pressure Ratio 1.65 , ค่าอุณหภูมิบรรยากาศ 288 K และค่า R = 287 J/kg/K กำหนดให้ความดันสถิตย์ทีท่อทางออกเท่ากับความดันบรรยากาศ
  • 1 : 33872.89 N
  • 2 : 31250.15 N
  • 3 : 45019.32 N
  • 4 : 50000 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 277 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 278 :
  • จงหาความดันของกระแสอากาศที่ทางออก Nozzle ของกระแสอากาศเย็นที่ผ่าน Fan ( Cold Stream ) ที่มีค่า Fan Pressure Ratio = 2 ขณะที่กระแสอากาศเข้ามี Mach number คือ 0.35 และความดันบรรยากาศที่ทางเข้ามีค่า 101,325 Pa และ Mach number ที่ทางออกคือ 0.5
  • 1 :

    185.941 kPa


  • 2 : 201.784 kPa
  • 3 : 348.124 kPa
  • 4 : 449.912 kPa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 279 :
  • จงหาค่า Total Pressure ของอากาศ เมื่อไหลผ่านชุด Fan ของ Turbofan ที่มีค่าความเร็วที่ทางออก Nozzle ของกระแสอากาศเย็นที่ผ่าน Fan (Cold Stream) เท่ากับ 250 m/s และมีค่าความเร็วของกระแสอากาศที่ทางเข้าเครื่องยนต์ 150 m/s และ Ambient temperature 288 K ทั้งที่ทางเข้าและทางออก และ Ambient pressure 100kPa
  • 1 : 143.192 kPa
  • 2 : 138.987 kPa
  • 3 : 125.412 kPa
  • 4 : 110.015 kPa
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 280 :

  • 1 : 0.00071
  • 2 : 0.0010
  • 3 : 0.00140
  • 4 : 0.00050
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 281 :

  • 1 : 4535.85 kW
  • 2 : 7104.1 kW
  • 3 : 30000 kW
  • 4 : 28000 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 282 :
  • เครื่องยนต์ Ideal Turbofan เครื่องหนึ่งมีค่า Bypass Ratio 9.0 และมีค่า Total Air Mass Flow Rate 200 kg/s เมื่อวัดค่าความเร็วของกระแสอากาศที่ทางเข้า และทางออกที่ท่อ Jet Stream ได้ 150 m/s และ 250 m/s จงหาค่าแรงขับที่เกิดจากส่วนของ Fan เมื่อค่าแรงขับที่เกิดจากกระแสอากาศร้อนที่ผ่านการเผาไหม้ใน Combustion (Hot Stream) มีค่าเพียง 5% ของแรงขับที่เกิดขึ้นทั้งหมด กำหนดให้ความดันสถิตย์ที่ท่อทางออกเท่ากับความดันบรรยากาศ และไม่คิดอัตราการไหลของเชื้อเพลิง
  • 1 : 38 kN
  • 2 : 25 kN
  • 3 : 10 kN
  • 4 : 5 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 283 :
  • ข้อใดคือเหตุผลในการเพิ่มค่า Bypass Ratio
  • 1 : ต้องการลดค่า Specific Fuel Consumption โดยการลดค่า Specific Thrust
  • 2 : ต้องการลดค่า Specific Fuel Consumption โดยการเพิ่มค่า Specific Thrust
  • 3 : เพื่อต้องการทำให้เครื่องยนต์ทำงานคล้ายกับ Turbojet Engine
  • 4 : ต้องการเพิ่มค่าอัตราการไหลของกระแสอากาศร้อนที่ผ่านการเผาไหม้ใน Combustion (Hot Air Mass Flow)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 284 :
  • จงหาค่า Bypass Ratio ของเครื่องยนต์ turbofan หากสามารถวัดค่าต่างๆ ได้ดังนี้ ความเร็วของอากาศบริเวณท่อเข้าเครื่องยนต์ 100 m/s ความเร็วของแก๊สบริเวณท่อท้ายพัดลม 250 m/s ความเร็วแก๊สท่อท้ายเครื่องยนต์ 350 m/s ค่าแรงขับรวมที่เกิดจาก turbofan 10 kN และมีค่าอัตราการไหลมวลของกระแสอากาศร้อนที่เกิดจากการเผาไหม้เท่ากับ 10 kg/s
  • 1 : 4.23
  • 2 : 5.0
  • 3 : 6.2
  • 4 : 7.5
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 285 :
  • จงหาค่า Bypass Ratio ของเครื่อง Turbofan ที่มีค่า อัตราการไหลของกระเสเย็นที่ผ่าน Fan (Cold Air Mass Flow) เท่ากับ 80 kg/s และมีค่าอัตราการไหลของกระแสอากาศรวม (Total Air Mass Flow) เท่ากับ 100 kg/s
  • 1 : 4
  • 2 : 5
  • 3 : 6
  • 4 : 7
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 286 :
  • จงหาค่า Mach Number ของกระแสอากาศที่ทางออก Nozzle ของกระแสอากาศเย็นที่ผ่าน Fan ( Cold Stream ) ที่มีค่า Fan Pressure Ratio = 1.5 ขณะที่กระแสอากาศเข้าด้วย M=0.5 และความดันบรรยากาศที่ทางเข้าและทางออกมีค่า 101,325 Pa
  • 1 : M = 0.6556
  • 2 : M = 0.9460
  • 3 : M = 0.4487
  • 4 : M = 0.379
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 287 :
  • จงหาค่า Fan Pressure Ratio ของเครื่องยนต์ Turbofan ที่มีค่าความเร็วที่ทางออก Nozzle ของกระแสอากาศเย็นที่ผ่าน Fan (Cold Stream) เท่ากับ 250 m/s และมีค่าความเร็วของกระแสอากาศที่ทางเข้าเครื่องยนต์ 150 m/s และ มีอุณหภูมิเท่ากับ 288 K ทั้งที่ทางเข้าและทางออก
  • 1 : 1.2536
  • 2 : 1.667
  • 3 : 0.75
  • 4 : 3.5
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 288 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 289 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 290 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 291 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 292 :
  • เครื่องยนต์ Turbofan ชนิด Single Spool ถูกออกแบบให้ Fan และ Compressor ต้องการกำลังขับถึง 8,000 kW และ 5,000 kW ตามลำดับขณะที่ประสิทธิภาพทางกลในการส่งถ่ายกำลังเพลามีค่าเท่ากับ 0.9 จงหากำลังของกังหันTurbine ที่จำเป็นต้องผลิตออกมา
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 293 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 294 :
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 295 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 296 :
  • เครื่องยนต์ Ideal Turbofan หากพิจารณาบริเวณห้องเผาไหม้ ขณะที่เครื่องยนต์มีความเร็วอากาศปากทางเข้าเร็วขึ้นกว่าเดิม ควรมีการควบคุมอัตราส่วนเชื้อเพลิงอากาศอย่างไร เมื่อพยายามควบคุมอุณหภูมิแก๊สร้อนขณะออกจากห้องเผาไหม้คงที่เสมอ และให้อัตราส่วนความดันที่ชิ้นส่วนต่างๆ ให้มีค่าคงเดิมเช่นกัน
  • 1 : ลดอัตราส่วนเชื้อเพลิงอากาศลง
  • 2 : เพิ่มอัตราส่วนเชื้อเพลิงอากาศขึ้น
  • 3 : ไม่มีความสัมพันธ์เกี่ยวข้องกันระหว่างตัวแปรดังกล่าว
  • 4 : เพิ่มอัตราส่วนเชื้อเพลิงอากาศ พร้อมกับเพิ่มอัตราส่วนความดันบริเวณชุดอัดอากาศ พร้อมกัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 297 :
  • ค่า Bypass ratio ในอากาศยานใช้ เครื่องยนต์ Ideal Turbofan กำหนดโดย
  • 1 : อัตราส่วนอัตราการไหลเชิงมวลของอากาศผ่าน fan ต่อ core engine
  • 2 : อัตราส่วนอัตราการไหลเชิงมวลของอากาศผ่าน core engine ต่อ อากาศทั้งหมด
  • 3 : อัตราส่วนอัตราการไหลเชิงมวลของอากาศผ่าน fan ต่อ อากาศทั้งหมด
  • 4 : อัตราส่วนอัตราการไหลเชิงมวลของอากาศผ่าน core engine ต่อ fan
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 298 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 299 :
  • ค่าอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) เหมาะสมที่สุดในการบินของเครื่องบินที่มีเครื่องยนต์กังหันพัดลมแบบอุดมคติ (Ideal Turbofan) ที่โดยทั่วไปมักใช้เป็นเครื่องยนต์โดยสารหรือขนส่งกำหนดจาก
  • 1 : ค่าการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงต่ำสุด
  • 2 : ค่าแรงขับ (Thrust) สูงสุด
  • 3 : ค่าประสิทธิภาพการขับดันสูงสุด
  • 4 : ค่าประสิทธิภาพความร้อนสูงสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 300 :
  • ในการบินเครื่องบินที่มีเครื่อยนต์กังหันพัดลมแบบอุดมคติ (Ideal Turbofan) โดยที่มีท่อไอเสียแยกจากท่ออากาศจากพัดลม (fan) ซึ่งเครื่องยนต์นี้โดยทั่วไปมักใช้เป็นเครื่องยนต์โดยสารหรือขนส่ง ควรมีพารามิเตอร์ (parameters) สำหรับการบินที่เหมาะสมที่สุดดังนี้
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 301 :
  • ในการบินเครื่องบินที่มีเครื่องยนต์กังหันพัดลม (Ideal Turbofan) ที่มีท่อไอเสียแยกจากท่ออากาศของพัดลม (fan) ซึ่งเครื่องยนต์นี้โดยทั่วไปมักใช้เป็นเครื่องยนต์โดยสารหรือขนส่ง ค่าอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) ที่เหมาะสมจะเปลี่ยนแปลงไปตามขนาดชองพัดลม (fan) ที่เลือกใช้ เมื่อพิจารณาความสัมพันธ์ระหว่าง อัตราส่วนการอัดอากาศของพัดลม (fan) กับอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) นี้ข้อใดถูกต้อง
  • 1 : อัตราส่วนการอัดอากาศของพัดลม (fan) เพิ่มขึ้น เมื่ออัตราการเลี่ยง (bypass ratio) ที่เหมาะสมลดลง
  • 2 : อัตราส่วนการอัดอากาศของพัดลม (fan) ลดลงตามอัตราการเลี่ยง (bypass ratio)
  • 3 : อัตราส่วนการอัดอากาศของพัดลม (fan) เป็นอิสระจากอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) เมื่ออัตราการเลี่ยง (bypass ratio) มีค่าต่ำมาก
  • 4 : อัตราส่วนการอัดอากาศของพัดลม (fan) สูงสุดเมื่ออัตราการเลี่ยง (bypass ratio) มีค่าต่ำสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 302 :
  • ในการบินเครื่องบินที่มีเครื่องยนต์กังหันพัดลมแบบอุดมคติ (Ideal Turbofan) ที่มีท่อไอเสียแยกจากท่ออากาศของพัดลม (fan) ซึ่งเครื่องยนต์นี้โดยทั่วไปมักใช้เป็นเครื่องยนต์โดยสารหรือขนส่ง ค่าอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) ที่เหมาะสมจะเปลี่ยนแปลงไปตามอุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ ที่เลือกใช้ เมื่อพิจารณาความสัมพันธ์ระหว่าง อุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ กับอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) นี้ ข้อใดถูกต้อง
  • 1 : อุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ เพิ่มขึ้นตามอัตราการเลี่ยง (bypass ratio)
  • 2 : อุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ ลดลงตามอัตราการเลี่ยง (bypass ratio)
  • 3 : อุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ เป็นอิสระจากอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) เมื่ออัตราการเลี่ยง (bypass ratio) มีค่าต่ำมาก
  • 4 : อุณหภูมิก๊าซจากกังหันก๊าซ สูงสุดเมื่ออัตราการเลี่ยง (bypass ratio) มีค่าต่ำสุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 303 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 304 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 305 :
  • เครื่องยนต์สำหรับเครื่องบินขับไล่ในปัจจุบัน มักจะพบชนิดเครื่องยนต์แบบใด
  • 1 : Mixed-flow turbofan
  • 2 : Separated-flow turbofan
  • 3 : Turboprop
  • 4 : Turbojet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 306 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 307 :
  • Primary flow กับ Secondary flow ในเครื่องยนต์ Turbofan แตกต่างกันอย่างไร
  • 1 : Primary flow ไม่ไหลผ่านห้องเผาไหม้ แต่ Secondary flow ไหลผ่านห้องเผาไหม้
  • 2 : Secondary flow ไม่ไหลผ่านห้องเผาไหม้ แต่ Primary flow ไหลผ่านห้องเผาไหม้
  • 3 : Secondary flow อุณหภูมิสูงกว่า Primary flow เมื่อไหลออกสู่บรรยากาศภายนอก
  • 4 : Primary flow ให้แรงขับ แต่ Secondary flow ไม่ให้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 308 :
  • Bypass ratio หมายถึง
  • 1 : อัตราส่วนของ แรงขับ ต่อ น้ำหนักของเครื่องยนต์
  • 2 : อัตราส่วนของ Secondary air flow rate ต่อ Primary air flow rate
  • 3 : อัตราส่วนของ อัตราการไหลของเชื้อเพลิง ต่อ อัตราการไหลของอากาศ
  • 4 : อัตราส่วนของ Primary air flow rate ต่อ Secondary air flow rate
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 309 :
  • Exhaust nozzle ของเครื่องยนต์ที่ใช้กับเครื่องบินโดยสาร Airbus 340 เป็นแบบใด
  • 1 : Variable area convergent-divergent nozzle
  • 2 : Variable area convergent nozzle
  • 3 : Fix area convergent-divergent nozzle
  • 4 : Fix area convergent nozzle
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 310 :
  • Variable area exhaust nozzle เหมาะสำหรับเครื่องยนต์ชนิดใดมากที่สุด
  • 1 : Mixed-flow turbofan with afterburning
  • 2 : Gas turbine generator
  • 3 : Turboshaft
  • 4 : Turboprop
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 311 :
  • Triple spool turbofan มีชุดอัดอากาศ (Compressor) กี่ชุด เรียกว่าอย่างไรบ้าง
  • 1 : 2 ชุด ได้แก่ Low and High pressure compressors
  • 2 : 3 ชุด ได้แก่ Low, High and Very high pressure compressors
  • 3 : 3 ชุด ได้แก่ Low, Bypass and Very high pressure compressors
  • 4 : 3 ชุด ได้แก่ Low, Intermediate and High pressure compressors
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 312 :
  • Afterburner เหมาะสำหรับใช้กับเครื่องยนต์ชนิดมากที่สุด
  • 1 : Turboprop engine with convergent nozzle
  • 2 : Mix-exhaust turbofan with variable-area convergent-divergent nozzle
  • 3 : Separate-exhaust twin-spool turbofan
  • 4 : Twin-spool turbojet with fix-area convergent nozzle
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 313 :
  • จงคำนวณความเร็วของแก็ซที่ไหลออกจากท่อทางออกหลัก (Core exhaust) ของ Twin-spool mix-exhaust turbofan engine กำหนดให้

    Uninstalled thrust = 10 kN

    Primary air flow rate = 30 kg/s

    Secondary air flow rate = 15 kg/s

    Fuel flow rate = 0.45 kg/s

    Entering air velocity = 150 m/s

    Bypass exit air velocity = 250 m/s

    Exit gas static pressures = Ambient static pressure  (For both primary and secondary exhaust)

  • 1 : 215.78 m/s
  • 2 : 270.04 m/s
  • 3 : 334.21 m/s
  • 4 : 426.93 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 314 :
  • แรงขับที่ไม่ได้ติดตั้ง (Uninstalled thrust) ของ Twin-spool mix-exhaust turbofan engine หาได้จากสูตรในข้อใด

    กำหนดให้

    mp = Primary mass flow rate

    ms = Secondary mass flow rate 

    a = Bypass ratio

    f   = Fuel air ratio

    ve  = Exit gas velocity

    v0  = Entering air velocity

    Ae = Nozzle exit area

    Pe = Exit gas static pressure               

    P0 = Ambient static pressure

  • 1 : F=mp*(1+a+f)*ve-mp*(1+a)*v0+(Pe-P0)*Ae
  • 2 : F=mp*(1+a+f)*ve-mp*(1+f)*v0-(Pe-P0)*Ae
  • 3 : F=mp*(1+a+f)*ve-ms*(1+a)*v0+(Pe-P0)*Ae
  • 4 : F=ms*(1+a+f)*ve-ms*(1+a)*v0-(Pe-P0)*Ae
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 315 :
  • จงคำนวณแรงขับที่ไม่ได้ติดตั้ง (Uninstalled thrust) ของ Twin-spool separate-exhaust turbofan engine กำหนดให้ Primary air flow rate = 25 kg/s

    Secondary air flow rate = 75 kg/s

    Fuel flow rate = 0.65 kg/s

    Primary exit gas velocity = 440 m/s

    Secondary exit gas velocity = 330 m/s

    Entering air velocity = 280 m/s

    Exit gas static pressure = Ambient static pressure (For both primary and secondary flow)

  • 1 : 7.485 kN
  • 2 : 8.036 kN
  • 3 : 9.584 kN
  • 4 : 10.314 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 316 :
  • จงคำนวณความเร็วของแก็ซที่ไหลออกจากท่อทางออก ของ Twin-spool mix-exhaust turbofan engine กำหนดให้

    Uninstalled thrust = 10 kN

    Primary air flow rate = 30 kg/s

    Secondary air flow rate = 15 kg/s

    Fuel flow rate = 0.45 kg/s

    Entering air velocity = 150 m/s

    Exit gas static pressure = Ambient static pressure

  • 1 : 215.78 m/s
  • 2 : 270.04 m/s
  • 3 : 334.21 m/s
  • 4 : 368.54 m/s
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
เนื้อหาวิชา : 437 : 5. Turboprop/Turboshaft
ข้อที่ 317 :
  • ข้อใดคือนิยามของ Propeller Efficiency ของเครื่องยนต์ Turboprop
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับที่เกิดจาก Engine Core กับแรงขับที่เกิดจาก Propeller
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างพลังงานที่เกิดจาก Engine Core กับพลังงานที่เกิดจาก Propeller
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างกำลังที่ใช้ขับอากาศยานกับกำลังที่เกิดจาก Propeller
  • 4 : อัตรส่วนระหว่างพลังงานที่เกิดขึ้นจาก Engine Core กับแรงขับที่เกิดจาก Propeller
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 318 :
  • ข้อใดคือวัตถุประสงค์หลักในการหาค่า Optimum Turbine Temperature Ratio ของเครื่องยนต์กังหันใบพัด(Turboprop)
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 319 :
  • เครื่องยนต์กังหันใบพัดเครื่องหนึ่ง (Turboprop) สามารถวัดค่าเลขมัคของกระแสอากาศที่ทางเข้าเครื่องยนต์ได้ M = 0.4 และมีค่า Compressor Pressure Ratio = 15 โดยมีค่า Free Stream Pressure Ratio = 2 (กำหนดให้ค่า g = 1.4) จงหาค่าประสิทธิภาพความร้อน (Thermal Efficiency, hT) ของเครื่องยนต์นี้

  • 1 : 0.621
  • 2 : 0.535
  • 3 : 0.447
  • 4 : 0.379
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 320 :

  • 1 : 0.667
  • 2 : 1.5
  • 3 : 166.677
  • 4 : 0.006
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 321 :
  • เครื่องยนต์ turboprop บินที่ M = 0.43 โดยมีอัตราการไหลอากาศผ่านมีค่า 2517 kg/s ถ้าค่าความเร็วเสียงในอากาศขณะนั้นเท่ากับ 343 m/s จงประมาณหา Thrust ของเครื่องยนต์
  • 1 : 0.37 MN
  • 2 : 1.96 MN
  • 3 : 9.69 kN
  • 4 : 1.69 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 322 :
  • ผลต่างของ enthalpy ของอากาศเมื่อไหลผ่าน power turbine ของเครื่องยนต์ turboprop มีค่า 174 kJ/kg โดยประสิทธิภาพของกังหันมีค่า 89% ถ้าอัตราการไหลของอากาศมีค่า 100 kg/s กำลังที่กังหันให้กับเพลามีค่าเท่าใด
  • 1 : 40.5 MW
  • 2 : 30.5 MW
  • 3 : 20.5 MW
  • 4 : 15.5 MW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 323 :
  • เครื่องบินมีเครื่องยนต์แบบกังหันใบพัด (Turboprop) บินที่ M = 0.7 ขณะที่ความเร็วเสียงและความดันบรรยากาศเป็น 297.3 m/s และ 19.4 kPa ตามลำดับ ถ้ากำลังของเครื่องบิน เท่ากับ 15.5 MW ประสิทธิภาพของใบพัด (propeller) และเกียร์ (gear) มีค่า 0.79 และ 0.97 ตามลำดับ จงหาแรงขับ (Thrust) ของเครื่องยนต์
  • 1 : 37 kN
  • 2 : 57 kN
  • 3 : 77 kN
  • 4 : 107 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 324 :
  • เป็นที่ทราบกันว่าการเพิ่มขนาดของ propeller เป็นวิธีการหนึ่งในการเพิ่มประสิทธิภาพให้กับเครื่องยนต์turboprop แต่ถ้าขนาดของpropeller ใหญ่มากเกินไปจะทำให้ประสิทธิภาพลดลงได้เช่นกัน ข้อใดคือเหตุผลที่ทำให้ประสิทธิภาพลดลง
  • 1 : น้ำหนักของ propeller เพิ่มขึ้นเป็นทวีคูณ
  • 2 : ความอ่อนไหว (flexibility) ของใบ propeller
  • 3 : ข้อจำกัดของกำลังการขับของเครื่องยนต์
  • 4 : ความเร็วอากาศที่ส่วนปลายของ propeller สูงเกินไป
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 325 :
  • ข้อดีของเครื่องยนต์กังหันใบพัด (turboprop) เมื่อเทียบกับเครื่องยนต์กังหันพัดลม (turbofan) คืออะไร
  • 1 : มีค่าอัตราการเลี่ยง (bypass ratio) ที่สูง
  • 2 : มีระบบที่ไม่ซับซ้อน
  • 3 : สามารถใช้งานได้กับเชื้อเพลิงทุกชนิด
  • 4 : การบำรุงรักษากระทำได้ง่าย
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 326 :
  • เครื่องยนต์ชนิดกังหันใบพัด (Turboprop) ควรจะมีชุดกังหัน (Turbine) อย่างน้อยกี่ชุด
  • 1 : 1 ชุด
  • 2 : 2 ชุด
  • 3 : 3 ชุด
  • 4 : 4 ชุด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 327 :
  • จงบอกลักษณะเด่นของเครื่องยนต์ชนิดกังหันใบพัด (Turboprop)
  • 1 : ใช้สำหรับเครื่องบินในย่านความเร็วเหนือเสียง
  • 2 : มีแรงขับที่สูง
  • 3 : มีค่าความสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงจำเพาะ (Specific fuel consumption) ต่ำ ที่การบินความเร็วต่ำ
  • 4 : เครื่องยนต์มีขนาดเบา
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 328 :
  • สำหรับบริเวณปลายใบพัด propeller โดยทั่วไปถูกจำกัด Mach number ที่ระดับใด
  • 1 : M<0.7
  • 2 : 0.5
  • 3 : M>1.1
  • 4 : 1.0
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 329 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 330 :
  • เครื่องยนต์ชนิดใดที่ไม่จำเป็นต้องอาศัยแนวความคิดการขับดันด้วยไอพ่น
  • 1 : Turbojet
  • 2 : Turbofan
  • 3 : Turboshaft
  • 4 : Scramjet
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 331 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 332 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 333 :
  • เครื่องยนต์ Turboprop มีลักษณะเด่นกว่า Turbofan อย่างไร
  • 1 : มีเสียงรบกวนต่ำ
  • 2 : High bypass ratio
  • 3 : อาศัยแรงขับจากไอพ่นเป็นหลัก
  • 4 : High compression ratio
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 334 :
  • ข้อดีของเครื่องยนต์ turbopropeller เมื่อเทียบกับ propeller แบบใช้เครื่องยนต์กระบอกสูบคือ
  • 1 : turbopropeller มีชิ้นส่วนเคลื่อนที่น้อยกว่า และซับซ้อนน้อยกว่า
  • 2 : turbopropeller ราคาถูกกว่า
  • 3 : turbopropeller มีการติดตั้ง carburator
  • 4 : turbopropeller นิยมในการติดตั้งเครื่องบินขนาดเล็ก เช่นขนาด 4 ที่นั่ง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 335 :
  • หากว่าเครื่องยนต์ Turboprop มีค่า Propeller Efficiency 100% จะมีผลอย่างไร
  • 1 : แรงขับ (Thrust) ของ Engine นี้ทั้งหมดมาจาก Engine Core ทั้งหมด
  • 2 : กำลังที่ขับอากาศยานทั้งหมดมาจากกำลัง propeller
  • 3 : ความเร็วที่ทางออก Nozzle มีค่าเท่ากับ 0
  • 4 : ความเร็วที่ทางออก Nozzle มีค่าเท่ากับความเร็วเสียง ณ ความสูงนั้นๆ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 336 :
  • กำลังขับของเครื่องยนต์ Turboshaft เกิดจาก 2 ส่วนดังนี้
  • 1 : Shaft Power และ Thrust
  • 2 : Shaft Power และ Thrust x Velocity
  • 3 : Shaft Power / Velocity และ Thrust
  • 4 : Shaft Power / Velocity และ Thrust x Velocity
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 337 :

  • 1 : 601.38 kW
  • 2 : 516.6 kW
  • 3 : 482.28 W
  • 4 : 300.16 W
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 338 :
  • ชิ้นส่วนใดคือแหล่งต้นกำลังของใบพัด propeller
  • 1 : Free Turbine
  • 2 : High Pressure Turbine
  • 3 : High Pressure Compressor
  • 4 : Nozzle
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 339 :

  • 1 : 879.1667 kN
  • 2 : 229.167 kN
  • 3 : 879.1667 N
  • 4 : 229.8167 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 340 :
  • ข้อใดกล่าวไม่ถูกต้องเกี่ยวกับ Turboprop
  • 1 : มีการสูญเสียค่า Propeller Efficiency ที่ปลายกลีบใบพัด เมื่อความเร็วปลายปีก มีค่ามากกว่าหรือเท่ากับ 0.7
  • 2 : มี Gearbox เพื่อใช้ลดความเร็วปลายกลีบใบพัด
  • 3 : เสียงดังที่เกิดขึ้น ส่วนใหญ่เกิดจาก ความเร็วสูงที่ปลายกลีบใบพัด
  • 4 : แนวความคิดที่ใช้ใบพัดกลีบใหญ่ เพื่อใช้ลดการสูญเสีย Propeller Efficiency และลด Noise
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 341 :
  • จงหาค่ากำลังขับดันทั้งหมดที่เกิดจากเครื่องยนต์ Turboprop ขณะทราบผลต่างของ Specific Enthalpy ที่ low pressure turbine มีค่าเท่ากับ 4500 kJ/kg มีมวลแก๊สร้อนไหลผ่าน 4.5 kg/s และขณะที่ความเร็วลมบริเวณท่อเข้าเครื่องยนต์ (Vo) 200 m/s และมีอัตราการไหลของแก๊สร้อนท่อท้ายเครื่องยนต์ (V9) 310 m/s
  • 1 : 10,174.5 kW
  • 2 : 20,250 kW
  • 3 : 119,250 kW
  • 4 : 238,500 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 342 :
  • กำลังขับเคลื่อนของอากาศยานที่ใช้เครื่องยนต์ Turboprop เกิดจาก
  • 1 : แรงจาก Engine Core
  • 2 : แรงจาก Engine Core คูณกับความเร็วของอากาศยาน
  • 3 : กำลังที่เกิดจากใบพัด (Propeller)
  • 4 : แรงจาก Engine Core คูณกับความเร็วของอากาศยาน และกำลังที่เกิดจากใบพัด (Propeller)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 343 :
  • หน้าที่ของ free-power turbine ในเครื่องยนต์ Turboshaft คืออะไร
  • 1 : เพิ่ม thermal efficiency
  • 2 : เพิ่ม propulsive efficiency
  • 3 : เปลี่ยน thrust เป็นแรงบิดของ shaft
  • 4 : สร้างงานในการขับ compressor
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 344 :
  • Helicopters โดยทั่วไปใช้เครื่องยนต์ ข้อใดต่อไปนี้
  • 1 : Turbojet
  • 2 : Turbofan
  • 3 : Turboshaft
  • 4 : Turboprop
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 345 :

  • 1 : ตัวเผาไหม้ (Combuster)
  • 2 : เครื่องอัดอากาศ (Compressor)
  • 3 : กังหัน (Turbine)
  • 4 : ท่อทางออก (Nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 346 :

  • 1 : ท่อทางออก (Nozzle)
  • 2 : ตัวเผาไหม้ (Combustor)
  • 3 : กังหัน (Turbine)
  • 4 : กระปุกเกียร์ (Gearbox)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 347 :

  • 1 : เพิ่มความเร็วอากาศ
  • 2 : เพิ่มความดันอากาศ
  • 3 : ลดความหนาแน่นอากาศ
  • 4 : ลดอุณหภูมิอากาศ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 348 :

  • 1 : สร้างโมเมนตัม (momentum) ให้อากาศ
  • 2 : เพิ่มความเร็วอากาศ
  • 3 : ขับเครื่องอัดอากาศ (compressor) และใบพัด (propeller)
  • 4 : ส่งผ่านอากาศให้กับท่อทางออก (nozzle)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 349 :
  • เครื่องยนต์กังหันใบพัด (turboprop) ทำให้เกิดแรงขับย้อนกลับ (thrust reversal) ด้วยวิธีใด
  • 1 : เปลี่ยนทิศทางการหมุนของเครื่องยนต์
  • 2 : เปลี่ยนมุมพิช (pitch) ของใบพัด (propeller)
  • 3 : สลับการทำงานระหว่างเครื่องอัดอากาศ (compressor) และกังหัน (turbine)
  • 4 : เครื่องยนต์กังหันใบพัด (turboprop) ไม่สามารถทำให้เกิดแรงขับย้อนกลับ (thrust reversal) ได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 350 :
  • ข้อใดต่อไปนี้ถูกต้อง
  • 1 : เครื่องยนต์ turboprop มีค่า propulsive efficiency สูงกว่าเครื่องยนต์ turbojet ในทุกย่านความเร็วการบิน
  • 2 : เครื่องยนต์ turboprop มีค่า propulsive efficiency ต่ำกว่าเครื่องยนต์ turbojet ในทุกย่านความเร็วการบิน
  • 3 : เครื่องยนต์ turboprop มีค่า propulsive efficiency สูงกว่าเครื่องยนต์ turbojet ในย่านความเร็วการบินต่ำ
  • 4 : เครื่องยนต์ turboprop มีค่า propulsive efficiency สูงกว่าเครื่องยนต์ turbojet ในย่านความเร็วการบินสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 351 :
  • ข้อใดต่อไปนี้คือข้อเสียของเครื่องยนต์กังหันใบพัด (turboprop)
  • 1 : ค่าประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) น้อยมากขณะที่บินที่ความเร็วต่ำ
  • 2 : ค่าประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) มีความไม่แน่นอน
  • 3 : ค่าประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) น้อยกว่าเครื่องยนต์กังหันพัดลม (turbofan)
  • 4 : ค่าประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) ลดลงอย่างรวดเร็วขณะที่บินที่ความเร็วสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 352 :
  • สมรรถนะ (Performance) ของเครื่องยนต์กังหันใบพัด (turboprop) วัดจากค่าอะไรเป็นหลัก
  • 1 : แรงขับ (Thrust)
  • 2 : กำลังขับเพลา (Shaft horse power)
  • 3 : ความเร็วการหมุนใบพัด (Propeller rotational speed)
  • 4 : การถ่ายเทโมเมนตัม (Momentum transfer)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 353 :
  • อากาศยานชนิดใดเหมาะสำหรับใช้เครื่องยนต์ Turboshaft
  • 1 : เครื่องบินขับไล่ความเร็วเหนือเสียง
  • 2 : เฮลิคอปเตอร์
  • 3 : เครื่องบินโดยสาร Boeing 747
  • 4 : เครื่องบิน Concorde
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
เนื้อหาวิชา : 438 : 6. Component Performance
ข้อที่ 354 :
  • จงคำนวนหาพื้นที่หน้าตัดบริเวณก่อนเข้า Rotor เครื่องอัดอากาศ ในกรณีที่อากาศไหลเข้ามีมุมเวคเตอร์ความเร็วเทียบกับแนวแกน 42.35 องศา ด้วยอัตราการไหลมวล 22.68 kg/sec. มัคที่ 0.7 โดยมีความดันสถิตย์และอุณหภูมิสถิตย์คือ 73,000 Pa และ 282 Kตามลำดับ กำหนดให้ค่า Specific heat ratio =1.4 และ Gas Constant (R) = 287 J/kgK
  • 1 : 0.146 ตารางเมตร
  • 2 : 0.103 ตารางเมตร
  • 3 : 0.722 ตารางเมตร
  • 4 : 0.553 ตารางเมตร
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 355 :
  • จงประมาณอุณหภูมิรวมขณะออกจากห้องเผาไหม้ ในกรณีที่ชุดอัดอากาศมีประสิทธิภาพ Isentropic เท่ากับ 0.95 มีอัตราส่วนความดันรวมคือ 25 ซึ่งพบว่าอากาศมีอุณภูมิรวมก่อนเข้าชุดอัดอากาศที่ 300 K อัตราการไหลมวลอากาศที่ 45 kg/sec. (ค่าความร้อนจำเพาะอากาศ Cp=1.004 kJ/kgK) ขณะที่ประสิทธิภาพการเผาไหม้คือ 0.9 และอัตราการใช้เชื้อเพลิงคือ 0.05 kg/sec. (ค่าความร้อนเชื้อเพลิงคือ 47,000 kJ/kg)
  • 1 : 823 K
  • 2 : 954 K
  • 3 : 723 K
  • 4 : 1110 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 356 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 357 :
  • จุดประสงค์หลักของการออกแบบ Supersonic inlet ให้เกิด oblique shock คือข้อใด
  • 1 : ลด total pressure loss
  • 2 : เพิ่ม total pressure loss
  • 3 : ลด total temperature loss
  • 4 : เพิ่ม total temperature loss
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 358 :
  • Major loss ของ Supersonic inlet เป็นผลมาจากอะไร
  • 1 : Shock waves
  • 2 : Skin friction
  • 3 : การสูญเสียความร้อน
  • 4 : การขยายตัวของอากาศ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 359 :
  • ข้อใดต่อไปนี้คือรูปแบบการไหลของอากาศในระหว่างการ take off
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 : เป็นไปได้ทุกกรณี
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 360 :
  • ข้อใดสามารถบ่งบอกถึงสมรรถนะของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) หรือประสิทธิภาพไอเซนโทปิกของเครื่องอัดอากาศ (Isentropic Efficiency of Compressor)
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับที่เกิดขึ้นจริง กับแรงขับที่เกิดจากเครื่องยนต์ในอุดมคติ ณ ค่าอัตราส่วนความดันของเครื่องอัดอากาศ (Compressor Pressure Ratio) หนึ่ง
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างแรงขับที่เกิดจากเครื่องยนต์ในอุดมคติ กับแรงขับที่เกิดขึ้นจริง ณ ค่าอัตราส่วนความดันของเครื่องอัดอากาศ (Compressor Pressure Ratio) หนึ่ง
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เกิดขึ้นจริง กับงานที่เกิดจากเครื่องยนต์ในอุดมคติ ณ ค่าอัตราส่วนความดันของเครื่องอัดอากาศ (Compressor Pressure Ratio) หนึ่ง
  • 4 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เกิดจากเครื่องยนต์ในอุดมคติ กับงานที่เกิดขึ้นจริง ณ ค่าอัตราส่วนความดันของเครื่องอัดอากาศ (Compressor Pressure Ratio) หนึ่ง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 361 :

  • 1 : 0.75
  • 2 : 0.5
  • 3 : 0.25
  • 4 : 0.85
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 362 :
  • ชุดอัดอากาศมีจำนวนทั้งสิ้น 10 ขั้น (stages) โดยแต่ละขั้นมีอัตราส่วนการอัดเท่ากันคือ 1.405 โดยมีอุณหภูมิรวม (total temperature) ก่อนเข้าชุดอัดอากาศเท่ากับ 300 K ซึ่งทั้งหมดมีประสิทธิภาพ compressor isentropic efficiency 0.93 จงคำนวณหาอุณหภูมิรวมขาออกชุดอัดอากาศ
  • 1 : 830 K
  • 2 : 664 K
  • 3 : 522 K
  • 4 : 480 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 363 :
  • กังหัน turbine มีประสิทธิภาพ polytropic 0.95 และอัตราส่วนความดันรวม (Total pressure ratio) 0.02 จงคำนวนหาประสิทธิภาพ isentropic ของกังหันดังกล่าว โดยกำหนดให้อัตราส่วนค่าความร้อนจำเพาะของอากาศคือ 1.4
  • 1 : 0.97
  • 2 : 0.92
  • 3 : 0.87
  • 4 : 0.82
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 364 :
  • ข้อใดคือนิยามของประสิทธิภาพไอเซนโทปิกของเครื่องอัดอากาศ (Compressor Isentropic Efficiency) ที่ถูกต้องที่สุด
  • 1 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เกิดจากการอัดอากาศของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในอุดมคติ กับงานที่เกิดจากการอัดกาศของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในสถานะการณ์จริง
  • 2 : อัตราส่วนระหว่างงานที่เกิดจากการอัดอากาศของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในสถานะการณ์จริง กับงานที่เกิดจากการอัดกาศของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในอุดมคติ
  • 3 : อัตราส่วนระหว่างผลต่างของอุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในอุดมคติ กับผลต่างของอุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในสถานะการณ์จริง
  • 4 : อัตราส่วนระหว่างผลต่างของอุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในสถานะการณ์จริง กับผลต่างของอุณหภูมิที่ทางเข้าและทางออกของเครื่องอัดอากาศ (Compressor) ในอุดมคติ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 365 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องที่สุดเกี่ยวกับโรเตอร์ (Rotor) กับสเตเตอร์ (Stator)
  • 1 : โรเตอร์ (Rotor) มีหน้าที่ในการอัดอากาศเพียงอย่างเดียว ส่วน สเตเตอร์ (Stator) มีหน้าที่ในการเบี่ยงเบนทิศทางของกระแสอากาศเพียงอย่างเดียว
  • 2 : สเตเตอร์ (Stator) มีหน้าที่ในการอัดอากาศเพียงอย่างเดียว ส่วน โรเตอร์ (Rotor) มีหน้าที่ในการเบี่ยงเบนทิศทางของกระแสอากาศเพียงอย่างเดียว
  • 3 : โรเตอร์ (Rotor) เคลื่อนที่ได้ ส่วนสเตเอร์ (Stator) ไม่สามารถเคลื่อนที่ได้
  • 4 : สเตเอร์ (Stator) เคลื่อนที่ได้ ส่วนโรเตอร์ (Rotor) ไม่สามารถเคลื่อนที่ได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 366 :
  • จงคำนวณหาค่าประสิทธิภาพไอเซนโทปิกของกังหัน (Turbine Isentropic Efficiency) ของเครื่องยนต์หนึ่งที่มีค่าต่างๆ ดังนี้ อุณหภูมิรวมที่ทางออกของห้องเผาไหม้ (Combustion) มีค่าเท่ากับ 1600 K อุณหภูมิที่ทางออกของกังหันจริง (Actual Turbine) มีค่าเท่ากับ 950 K และอุณหภูมิรวมที่กังหันอุดมคติ (Ideal Turbine) มีค่าเท่ากับ 800 K
  • 1 : 1.23
  • 2 : 0.95
  • 3 : 0.8125
  • 4 : 0.725
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 367 :

  • 1 : 0.94
  • 2 : 0.818
  • 3 : 0.755
  • 4 : 0.63
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 368 :

  • 1 : 0.75
  • 2 : 0.84
  • 3 : 0.78
  • 4 : 0.72
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 369 :
  • ผลจากการเผาไหม้ในห้องเผาไหม้ ทำให้อากาศที่ออกจาก Combustion มีค่าความดันรวมเท่ากับ 3.0 บรรยากาศ และมีค่าอุณหภูมิรวมที่ทางเข้า Turbine เท่ากับ 1500 โดย Turbine มีค่า Polytropic Efficiency (Et) เท่ากับ 0.9 หากว่าในการทำงานของ Turbine ทำให้อากาศมีค่า Total Enthalpy ลดลงไป 220 kJ/kg จงหาค่า Turbine Isentropic Efficiency (ht) กำหนดให้ค่า Cp = 1.004 kJ/kg/K
  • 1 : 0.998
  • 2 : 0.908
  • 3 : 0.754 N
  • 4 : 0.1808
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 370 :
  • จงหาค่าประสิทธิภาพห้องเผาไหม้เมื่อพิจารณาเชิงอุดมคติของเครื่องยนต์ที่มีค่าต่อไปนี้ ค่าอัตราการไหลมวลอากาศเท่ากับ 45 kg/sec. อัตราการไหลมวลเชื้อเพลิงเท่ากับ 0.05 kg/sec. และมีค่าอัตราส่วนของอุณหภูมิรวมของห้องเผาไหม้ 1.0586 ขณะที่อุณหภูมิรวมก่อนเข้าห้องเผาไหม้คือ 800 K กำหนดให้เชื้อเพลิงมีค่าความร้อน 47,000 kJ/kg และอากาศมีค่าความร้อนจำเพาะ Cp 1.004 kJ/kgK
  • 1 : 0.8
  • 2 : 0.75
  • 3 : 0.73
  • 4 : 0.9
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 371 :
  • ชุดอัดอากาศมีทั้งหมด 10 ขั้น (stages) โดยแต่ละขั้นมีค่า total pressrue ratio 1.405 โดยมีประสิทธิภาพรวมคือ Compressor isentropic efficiency 0.93 จงคำนวณหาประสิทธิภาพ polytropic efficiency ของชุดอัดอากาศดังกล่าว โดยกำหนดให้อัตราส่วนความร้อนจำเพาะของอากาศคือ 1.4
  • 1 : 0.96
  • 2 : 0.91
  • 3 : 0.88
  • 4 : 0.86
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 372 :
  • ข้อใดคือความแตกต่างระหว่าง Actual Turbine Leaving Total Temperature กับ Ideal Turbine Leaving Total Temperature
  • 1 : ไม่มีข้อแตกต่าง
  • 2 : ค่าทั้งสองเท่ากันทุกกรณี
  • 3 : ค่า Ideal Turbine Leaving Total Temperature จะมีค่าสูงกว่าเสมอ
  • 4 : กระบวนการ Isentropic
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 373 :
  • ข้อใดกล่าวผิด
  • 1 : สำหรับเครื่องอัดอากาศที่มีหลายขั้น (Multistage Compressor) ในทุกๆ ขั้น (Stage) จะมีทั้งโรเตอร์ (Rotor) และสเตเตอร์ (Stator)
  • 2 : สำหรับเครื่องอัดอากาศที่มีหลายขั้น (Multistage Compressor) ในทุกๆ ขั้น (Stage) จะต้องมีค่าประสิทธิภาพไอเซนโทปิก (Isentropic Efficiency) เท่ากันในทุกๆ ขั้น (Stage) ก็ได้
  • 3 : ค่าอัตราส่วนความดัน (Pressure Ratio) ของทุกๆ ขั้น (Stage) จะต้องมีค่าเท่ากันเสมอ
  • 4 : ไม่มีข้อใดกล่าวผิด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 374 :
  • สำหรับท่อทางเข้า (air inlet ) ข้อความใดไม่ตรงกับคุณสมบัติทางอุณหพลศาสตร์ของอุปกรณ์ดังกล่าว
  • 1 : อุณหภูมิเบ็ดเสร็จ (total temperature) ลดลงเรื่อยๆเมื่อเทียบกับปากทางเข้า
  • 2 : ความเร็วของอากาศลดลงเรื่อยๆเมื่อเทียบกับปากทางเข้า
  • 3 : ความดันเบ็ดเสร็จ (total pressure) มีค่าคงที่เมื่อเทียบกับปากทางเข้า
  • 4 : ความดันสถิตย์ (static pressure) เพิ่มขึ้นเรื่อยๆเมื่อเทียบกับปากทางเข้า
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 375 :
  • เมื่อพิจารณาท่อทางเข้าอากาศในความเป็นจริง (actual air inlet) สมมติฐานใดที่ยังใช้ได้
  • 1 : ผนังท่อทางเข้าเป็นแบบ adiabatic
  • 2 : ความดันสัมบูรณ์ (total pressure) คงที่ทุกจุดตลอดทั้งท่อ
  • 3 : ความเร็วอากาศคงที่ทุกจุดตลอดทั้งท่อ
  • 4 : อุณหภูมิสถิตย์ (static temperature) คงที่ตลอดทั้งท่อ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 376 :
  • จากกฎข้อที่หนึ่งของอุณหพลศาสตร์ จงวิเคราะห์ความสัมพันธ์สำหรับท่อทางเข้าอากาศ (air inlet) ข้อใดถูกต้อง เมื่อ Q คือปริมาณความร้อน W คืองานและ E คือพลังงาน
  • 1 : E_in = E_out
  • 2 : Q_in > Q_out
  • 3 : W_in < W_out
  • 4 : W_in > W_out
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 377 :
  • ข้อใดเป็นตัวบ่งบอกถึงประสิทธิภาพของเครื่องอัดอากาศ (compressor)
  • 1 : Polytropic efficiency
  • 2 : Isothermal efficiency
  • 3 : Isobaric efficiency
  • 4 : Isochrolic efficiency
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 378 :
  • จงเขียนแผนภาพระหว่างอุณหภูมิและเอนโทรปี (T-S diagram) ที่แสดงขบวนการทำงานของเครื่องอัดอากาศ ที่สอดคล้องกับขบวนการจริงและทางอุดมคติ
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 379 :

  • 1 : 438.36 K
  • 2 : 550.70 K
  • 3 : 350.12 K
  • 4 : 290.50 K
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 380 :
  • จงเลือกแผนภาพระหว่างอุณหภูมิและเอนโทรปี(T-S diagram) ที่แสดงขบวนการทำงานของกังหัน(turbine) ที่สอดคล้องกับขบวนการจริงและทางอุดมคติ
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 381 :
  • เมื่อพิจารณากฎข้อที่หนึ่งของอุณหพลศาสตร์ ณ บริเวณห้องเผาไหม้ อะเดียบาติก โดยให้เชื้อเพลิงภายในห้องเผาไหม้เป็นรูปของพลังงานภายในรูปแบบหนึ่ง จงวิเคราะห์ว่าข้อใดถูก
  • 1 : E_in = E_out
  • 2 : Q_in < Q_out
  • 3 : W_in < W_out
  • 4 : Q_in > Q_out
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 382 :
  • ประสิทธิภาพของการเผาไหม้ (combustion efficiency) ถูกกำหนดจาก
  • 1 : ผลต่างของอัตราเอนโทรปี (Entropy) ก่อนและหลังจากห้องเผาไหม้หารด้วยอัตราพลังงานเชื้อเพลิงเข้าห้องเผาไหม้
  • 2 : อัตราเอนโทรปี (Entropy) หลังออกห้องเผาไหม้หารด้วยอัตราเอนโทรปี (Entropy) ก่อนเข้าห้องเผาไหม้
  • 3 : อัตราเอนโทรปี (Entropy) ก่อนเข้าห้องเผาไหม้หารด้วยอัตราเอนโทรปี (Entropy) หลังเข้าห้องเผาไหม้
  • 4 : อัตราเอนโทรปี (Entropy) หลังออกห้องเผาไหม้หารด้วยอัตราพลังงานเชื้อเพลิงเข้าห้องเผาไหม้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 383 :
  • สาเหตุของงานที่ได้จากกังหันต้นกำลัง (turbine)ให้งานน้อยกว่าในกรณีอุดมคตินั้นมาจากอะไร
  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 384 :

  • 1 : Pa>P1
  • 2 : P1>Pa
  • 3 : Pa>P01
  • 4 : P1>P01
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 385 :

  • 1 : P01>P1
  • 2 : P01=P1
  • 3 : Pa>P01
  • 4 : Pa=P1
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 386 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 387 :
  • การออกแบบ divergent inlet แบบ Pitot สำหรับ jet engine บินเหนือเสียง ตำแหน่งของ Normal shock wave อยู่ที่ใดเมื่อบินที่ความเร็ว designed Mach number
  • 1 : เกิดขึ้นตรงปากทางเข้าพอดี
  • 2 : เกิดขึ้นด้านต้นน้ำก่อนปากทางเข้า
  • 3 : เกิดขึ้นเลยเข้าไปในท่อ
  • 4 : ไม่เกิด shock wave
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 388 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 389 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 390 :
  • หน้าที่ และสภาวะการทำงาน ของ flame holder คือ
  • 1 : ทำให้เปลวไฟมีเสถียรภาพเมื่อความเร็วก๊าซมากกว่าความเร็วเปลว
  • 2 : ทำให้เปลวไฟมีเสถียรภาพเมื่อความเร็วเปลวมากกว่าความเร็วก๊าซ
  • 3 : ทำหน้าที่จุดเปลวขณะที่เครื่องบินที่ความเร็วต่ำ
  • 4 : ทำหน้าที่จุดเปลวขณะที่เครื่องบินที่ความเร็วสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 391 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 392 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 393 :

  • 1 :
  • 2 :
  • 3 :
  • 4 :
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
เนื้อหาวิชา : 439 : 7. Propellers
ข้อที่ 394 :

  • 1 : 727.2972 N
  • 2 : 1,454.71 N
  • 3 : 34.6332 N
  • 4 : 15,273.2412 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 395 :
  • ข้อใดไม่ใช่สมมุติฐาน และ/หรือ นิยามของทฤษฎีโมเมนตัม (Momentum Theory หรือ Actuator Disk Theory )
  • 1 : เป็นการไหลแบบไร้การอัดตัว ( Incompressible )
  • 2 : เป็นการไหลแบบต่อเนื่องตลอดตั้งแต่ก่อนถึงใบพัด ไปจนถึงเลยใบพัดไปแล้ว ( Continuity )
  • 3 : เป็นการไหลแบบสม่ำเสมอ ( Uniformity )
  • 4 : เป็นการไหลแบบไอเซนโทปิก ( Isentropic )
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 396 :
  • ข้อดีของใบพัดแบบที่มีมุมพิชที่เปลี่ยนแปลงได้ (Variable-pitch propeller) คือ
  • 1 : สามารถปรับทิศทางของแรงขับดันได้
  • 2 : สามารถปรับประสิทธิภาพแรงขับได้ที่ทุกความเร็วการบิน
  • 3 : โครงสร้างมีความแข็งแรง
  • 4 : ไม่มีปัญหาเรื่องการสั่นสะเทือนในการหมุน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 397 :
  • วิธีการเปลี่ยนความเร็วของเครื่องบินที่ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ใบพัดลูกสูบที่มีความเร็วในการหมุนใบพัดคงที่ (Constant speed) คือ
  • 1 : ไม่สามารถเปลี่ยนความเร็วได้
  • 2 : เพิ่มหรือลดแรงต้าน (Drag) ให้กับปีก
  • 3 : เปลี่ยนอัตราส่วนผสมของอากาศ-เชื้อเพลิง
  • 4 : ปรับค่ามุมพิช (Pitch) ของใบพัด (Propeller)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 398 :
  • จงหาขนาดกำลังขับที่เพลา (Shaft Power) ของเครื่องยนต์ใบพัด (Propeller) ที่สามารถสร้างแรงขับขนาด 2 kN ที่ความเร็ว 80 m/sกำหนดให้ ค่าประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive Efficiency) เท่ากับ 0.85
  • 1 : 136 W
  • 2 : 188 W
  • 3 : 136 kW
  • 4 : 188 kW
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 399 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องเกี่ยวกับใบพัดที่มีมุมพิชคงที่ (fixed-pitch propeller)
  • 1 : มุมระหว่างเส้นคอร์ด (Chord Line) ของกลีบใบพัด (Blade) กับระนาบการหมุน (Propeller Plane) มีค่าไม่คงที่
  • 2 : สามารถควบคุมให้ความเร็วของใบพัด (Propeller) ให้คงที่ได้ (Constant Speed Propeller)
  • 3 : มุมระหว่างเส้นคอร์ด (Chord Line) ของกลีบใบพัด (Blade) กับระนาบการหมุน (Propeller Plane) มีค่าคงที่
  • 4 : ไม่มีข้อถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 400 :
  • ข้อใดกล่าวไม่ถูกต้องเกี่ยวกับใบพัดที่สามารถปรับมุมพิชได้ (variable-pitch propeller)
  • 1 : ต้องมีอุปกรณ์เสริมติดตั้งเพื่อใช้ในการหมุนกลีบใบพัดรอบแกนตามแนวยาวของกลีบใบพัด
  • 2 : ต้องมีอุปกรณ์เสริมติดตั้งเพื่อใช้ในการหมุนกลีบใบพัดรอบระนาบหมุนใบพัด (Propeller Plane)
  • 3 : สามารถควบคุมให้ความเร็วของใบพัด (Propeller) คงที่ได้ (Constant Speed Propeller)
  • 4 : สามารถควบคุมแรงขับที่เกิดจากการหมุนใบพัด (Propeller) ได้
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 401 :
  • ข้อใดกล่าวไม่ถูกต้องเกี่ยวกับการบิดกลีบใบพัด (Twisted Blade)
  • 1 : มุมที่โคนกลีบใบพัดมีค่ามากกว่ามุมที่ปลายกลีบ
  • 2 : เพื่อลดความเร็วที่ปลายกลีบใบพัด
  • 3 : เพื่อทำให้สวยงาม
  • 4 : เพื่อที่ให้เกิดแรงขับที่สม่ำเสมอตลอดทั้งกลีบใบพัด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 402 :
  • จงคำนวณหาอัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) เมื่อเครื่องยนต์ใบพัดสามารถให้กำลังขับเคลื่อน 3,000 kW และแรงขับ 15 kN โดยมีค่าประสิทธิภาพใบพัด (propeller efficiency) เท่ากับ 0.85 และมีความยาวของใบพัด 2.5 m ที่อัตราการหมุนใบพัด 200 รอบต่อวินาที
  • 1 : 0.08
  • 2 : 0.17
  • 3 : 0.25
  • 4 : 0.3
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 403 :

  • 1 : 0.248
  • 2 : 0.54
  • 3 : 0.127
  • 4 : 0.0248
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 404 :
  • ในการกำหนดขนาดใบพัดสำหรับเครื่องบินเล็กจากผู้ผลิต เช่น ใบพัด 24×12 ข้อใดต่อไปนี้กล่าวได้ถูกต้อง
  • 1 : ใบพัดมีขนาดรัศมี 24 นิ้ว และมุมพิช (pitch angle) 12 องศา
  • 2 : ใบพัดมีขนาดรัศมี 24 นิ้ว และความยาวพิช (pitch length) 12 นิ้ว
  • 3 : ใบพัดมีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 12 นิ้ว และความยาวพิช (pitch length) 24 นิ้ว
  • 4 : ใบพัดมีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 24 นิ้ว และความยาวพิช (pitch length) 12 นิ้ว
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 405 :
  • ข้อใดคือสาเหตุหลักที่ทำให้ใบพัดมีมุมบิดที่บริเวณโคนของใบพัด (root) มากกว่าที่บริเวณปลายของใบพัด (tip)
  • 1 : ต้องการให้ใบพัดสร้างแรงขับไปในทิศทางเดียวกันตลอดทั้งใบ
  • 2 : ต้องการหลีกเลี่ยงการเกิดการ stall ที่บริเวณโคนของใบพัด
  • 3 : เพื่อเพิ่มความแข็งแรงและลดการสั่นสะเทือนของโครงสร้างของใบพัด
  • 4 : เพื่อเพิ่มทอร์ก (torque) ให้กับใบพัด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 406 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องที่สุดเกี่ยวกับใบพัดที่มีมุมพิชคงที่ (constant-pitch propeller)
  • 1 : ใบพัดมีมุมพิช (pitch angle) เท่ากันตลอดแนวใบ
  • 2 : ใบพัดมีความยาวพิชเรขาคณิต (geometric pitch length) คงที่ตลอดแนวใบ
  • 3 : ใบพัดถูกติดตั้งกับเครื่องยนต์ไว้ที่มุมบิดคงที่
  • 4 : ใบพัดที่มีมุมพิชคงที่ (constant-pitch propeller) มีประสิทธิภาพสูงกว่าใบพัดประเภทอื่น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 407 :
  • ข้อใดกล่าวได้ถูกต้องเกี่ยวกับผลกระทบโดยทั่วไปของการเพิ่มความยาวพิช (pitch length) ให้กับใบพัด
  • 1 : ใบพัดจะสร้างแรงขับได้น้อยลง
  • 2 : ใบพัดจะมีความเร็วสัมพัทธ์เพิ่มขึ้น
  • 3 : ใบพัดจะสามารถสร้างแรงขับได้มากขึ้น
  • 4 : ใบพัดจะมีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางมากขึ้น
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 408 :
  • ข้อใดคือผลกระทบของการที่ระนาบในการหมุนของใบพัดทำมุมกับทิศทางการเคลื่อนที่ของเครื่องบินในขณะที่เครื่องบินทำการบินตรงและบินระดับอยู่
  • 1 : ใบพัดจะสร้างแรงตั้งฉาก (normal force) ทำให้เกิดโมเมนปักเงย (pitching moment) กับเครื่องบิน
  • 2 : ใบพัดจะเพิ่มแรงขับให้กับเครื่องบิน
  • 3 : ใบพัดจะสร้างแรงด้านข้าง (side force) ทำให้เกิดโมเมนหมุน (rolling moment) กับเครื่องบิน
  • 4 : ใบพัดจะสร้างแรงด้านข้าง (side force) ทำให้เกิดโมเมนส่าย (yawing moment) กับเครื่องบิน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 409 :
  • ข้อใดกล่าวถูกต้องเกี่ยวกับความสัมพันธ์ของประสิทธิภาพแรงขับ (propulsive efficiency) กับอัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) ของใบพัด
  • 1 : ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive efficiency) มีค่าสูงสุดเมื่ออัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) เท่ากับศูนย์
  • 2 : ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive efficiency) มีค่าสูงสุดเมื่ออัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) มีค่าสูงสุด
  • 3 : ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive efficiency) จะเพิ่มมากขึ้นเสมอเมื่ออัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) มีค่าลดลง
  • 4 : ประสิทธิภาพแรงขับ (Propulsive efficiency) มีค่าเป็นศูนย์เมื่ออัตราส่วนแอดวานซ์ (advance ratio) เท่ากับศูนย์
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 410 :
  • โดยทั่วไปแล้ว บริษัทจะทำการวัดความยาวพิช (pitch length) ของใบพัดที่ตำแหน่งใด
  • 1 : 1/2 ของรัศมีของใบพัด
  • 2 : ที่ปลายของใบพัด
  • 3 : 3/4 ของรัศมีของใบพัด
  • 4 : ทีโคนของใบพัด
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 411 :
  • ข้อใดต่อไปนี้เป็นข้อจำกัดหลักในการเลือกขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัด
  • 1 : มุมพิช (pitch angle)
  • 2 : ความเร็วสัมพัทธ์ที่ปลายของใบพัด
  • 3 : ความยาวพิช (pitch length)
  • 4 : อัตราส่วนแอดวานซ์ (Advance ratio)
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 412 :
  • ใบพัดชนิดใดต่อไปนี้เหมาะสมที่สุดที่จะนำไปใช้กับเครื่องบินที่ต้องการสมรรถนะในการบินสูง
  • 1 : Variable-pitch propeller
  • 2 : Fixed-pitch propeller
  • 3 : Constant-pitch propeller
  • 4 : Constant-speed propeller
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
เนื้อหาวิชา : 440 : 8. Rockets
ข้อที่ 413 :
  • ข้อใดคือนิยามของอิมพัลส์จำเพาะ (Specific Impulse)
  • 1 : ค่าอัตราส่วนของแรงขับ ( Thrust ) ต่ออัตราการไหลของน้ำหนักเชื้อเพลิง
  • 2 : ค่าอัตราส่วนของแรงขับ ( Thrust ) ต่ออัตราการไหลของมวลอากาศ
  • 3 : ค่าอัตราส่วนของแรงขับ ( Thrust ) ต่ออัตราการไหลของน้ำหนักอากาศ
  • 4 : ค่าอัตราส่วนของแรงขับ ( Thrust ) ต่ออัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 414 :
  • จงหาแรงขับของเครื่องยนต์จรวด (Rocket) โดยมีเงื่อนไขดังนี้
    อัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (Propellant mass flow rate) 1,000 kg/s
    ความเร็วที่ปากท่อทางออก (Exhaust velocity at nozzle exit) 3,500 m/s
    ความดันที่ปากท่อทางออก (Exhaust pressure at nozzle exit) 50 kPa
    พื้นที่หน้าตัดของปากท่อทางออก (Nozzle exit area) 4 square metre
    ความดันบรรยากาศ (Ambient pressure) 20 kPa

  • 1 : 3,620 kN
  • 2 : 3,580 kN
  • 3 : 3,500 kN
  • 4 : 3,380 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 415 :
  • เครื่องยนต์จรวด (Rocket) มีค่าอิมพัลส์จำเพาะ (Specific Impulse) เท่ากับ 400 วินาที และอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (propellant mass flow rate) 1,000 กิโลกรัม/วินาที จงหาค่าขนาดแรงขับของเครื่องยนต์ชนิดนี้ (Thrust)
  • 1 : 200 กิโลนิวตัน
  • 2 : 400 กิโลนิวตัน
  • 3 : 1,962 กิโลนิวตัน
  • 4 : 3,924 กิโลนิวตัน
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 416 :
  • ข้อด้อยที่เด่นชัดที่สุดของ Solid Rocket คืออะไร
  • 1 : เสียงดัง
  • 2 : ราคาแพง
  • 3 : หยุดการทำงานไม่ได้
  • 4 : ใช้ได้เฉพาะระดับความสูงมากๆ
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 417 :

  • 1 : Liquid Rocket
  • 2 : Solid Rocket
  • 3 : Hybrid Rocket
  • 4 : Nuclear Rocket
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 418 :
  • ข้อใดคือหลักการพื้นฐานที่แตกต่างระหว่างเครื่องยนต์จรวด (Rocket) กับเครื่องยนต์ชนิดอื่นๆ
  • 1 : เครื่องยนต์จรวด (Rocket) มีแหล่งจ่ายออกซิเจน
  • 2 : เครื่องยนต์จรวด (Rocket) ไม่มีห้องเผาไหม้
  • 3 : เครื่องยนต์จรวด (Rocket) ไม่มีอุปกรณ์จุดระเบิด
  • 4 : ไม่มีข้อใดถูก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 419 :
  • จงหาค่าความเร็วของจรวด (Rocket) เมื่อใช้เชื้อเพลิงไปครึ่งถัง โดยจรวดลำนี้มีน้ำหนักโครงสร้างเท่ากับ 400 กิโลกรัม และสามารถเก็บเชื้อเพลิงได้สูงสุด 4,600 กิโลกรัม โดยหากว่าค่าอิมพัลส์จำเพาะ (Specific Impulse) มีค่าเท่ากับ 300 วินาที
  • 1 : 1.5 กิโลเมตร/วินาที
  • 2 : 1.8 กิโลเมตร/วินาที
  • 3 : 7.4 กิโลเมตร/วินาที
  • 4 : 3.5 กิโลเมตร/วินาที
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 420 :
  • เหตุผลหลักที่ทำให้เครื่องยนต์จรวด (Rocket) สามารถใช้งานในอวกาศได้คือข้อใด
  • 1 : มีค่าแรงขับ (thrust) สูง
  • 2 : รูปร่างมีแรงต้านทางอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamic drag) ต่ำ
  • 3 : ระบบเชื้อเพลิงมีออกซิเจนเป็นส่วนประกอบ
  • 4 : ควบคุมการทำงานได้ง่าย
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 421 :
  • เครื่องยนต์จรวด (Rocket) มีค่าอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (propellant mass flow rate) 1200 kg/sec และมีความเร็วที่ปากท่อทางออก (exhaust velocity at nozzle exit) 3,500 m/sec จงหาค่าขนาดแรงขับของจรวดที่ระดับ design altitude (exhaust pressure at nozzle exit = ambient pressure)
  • 1 : 3,500 N
  • 2 : 3,500 kN
  • 3 : 4,200 N
  • 4 : 4,200 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 422 :
  • จงหาอัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (propellant mass flow rate) ที่ทำให้จรวด (Rocket) มีแรงขับที่ระดับ design altitude (exhaust pressure at nozzle exit = ambient pressure) เท่ากับ 6,000 kN ถ้าจรวดนั้นมีความเร็วที่ปากท่อทางออก (exhaust velocity at nozzle exit) เท่ากับ 4,000 m/sec
  • 1 : 0.67 g/sec
  • 2 : 1,500 kg/sec
  • 3 : 24,000,000 kg/sec
  • 4 : 24,000,000,000 kg/sec
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 423 :
  • ข้อใดต่อไปนี้ถูกต้องสำหรับเครื่องยนต์จรวด (Rocket) ที่มีค่าอิมพัลส์จำเพาะ (Specific Impulse) เท่ากับ 600 sec
  • 1 : สร้างแรงขับดันต่อเนื่องได้ 600 sec โดยไม่หยุด
  • 2 : ใช้เวลาอย่างน้อย 600 sec ในการเริ่มต้นทำงานแต่ละครั้ง
  • 3 : หากมีอัตราการไหลเชื้อเลิง (Propellant flow rate) 1 N/sec จะให้แรงขับ (thrust) ขนาด 600 N
  • 4 : หากมีอัตราการไหลเชื้อเพลิง (Propellant flow rate) 600 N/sec จะให้แรงขับ (Thrust) ขนาด 1 N
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 424 :
  • เครื่องยนต์จรวด (Rocket) ชนิดใดที่ไม่ต้องใช้ออกซิไดเซอร์ (Oxidizer)
  • 1 : Liquid Rocket
  • 2 : Solid Rocket
  • 3 : Hybrid Rocket
  • 4 : Electrical Rocket
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 425 :
  • ข้อดีของ Solid Rocket คืออะไร
  • 1 : เก็บรักษาง่าย
  • 2 : ควบคุมทิศทางแรงได้
  • 3 : ไม่สร้างมลพิษ
  • 4 : ใช้ได้ทุกระดับความสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 426 :
  • ข้อได้เปรียบของ Liquid Rocket ที่เหนือกว่า Solid Rocket คืออะไร
  • 1 : เก็บรักษาง่าย
  • 2 : ระบบไม่ซับซ้อน
  • 3 : ควบคุมแรงขับได้
  • 4 : ใช้ได้ทุกระดับความสูง
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 427 :
  • ข้อเสียของ Liquid Rocket เมื่อเทียบกับ Solid Rocket คืออะไร
  • 1 : เสียงดัง
  • 2 : ใช้งานที่ระดับความสูงมากไม่ได้
  • 3 : แรงขับดันต่ำ
  • 4 : ระบบซับซ้อนมาก
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 428 :

  • 1 : Liquid Rocket
  • 2 : Solid Rocket
  • 3 : Hybrid Rocket
  • 4 : Nuclear Rocket
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 1
ข้อที่ 429 :
  • จงหาแรงขับสูงสุดที่จรวด (Rocket) จะสามารถมีได้ในอวกาศเมื่อมีค่าอัตราการไหลของมวลของเชื้อเพลิง (Propellant mass flow rate) เท่ากับ 1,000 kg/sec และมีความเร็ว (Exhaust velocity at nozzle exit) และความดัน (Exhaust pressure at nozzle exit) ที่ปากท่อทางออกเท่ากับ 3,500 m/sec และ 20kPa ตามลำดับ ทั้งนี้ปากท่อทางออกมีพื้นที่หน้าตัด (Nozzle exit area) เท่ากับ 4 square metre
  • 1 : 3,620 kN
  • 2 : 3,580 kN
  • 3 : 3,500 kN
  • 4 : 3,380 kN
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 430 :
  • จงหาค่าอิมพัลส์จำเพาะ (specific impulse) ของเครื่องยนต์จรวด (rocket) ที่สามารถสร้างแรงขับ (thrust) ได้เท่ากับ 4,000 kN โดยใช้อัตราการไหลของมวลเชื้อเพลิง (propellant mass flow rate) 1,500 kg/sec
  • 1 : 2,666.67 sec
  • 2 : 271.8 sec
  • 3 : 2.67 sec
  • 4 : 0.27 sec
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 2
ข้อที่ 431 :
  • เครื่องยนต์จรวด (Rocket) มีค่าอิมพัลส์จำเพาะ (specific impulse) เท่ากับ 500 sec ถ้าต้องการสร้างแรงขับ (thrust) ขนาด 2,500 kN อย่างต่อเนื่องเป็นเวลา 5 วินาที จะต้องใช้เชื้อเพลิง (propellant) ปริมาณเท่าใด
  • 1 : 509.68 kg
  • 2 : 1,500 kg
  • 3 : 2,548.42 kg
  • 4 : 25,000 kg
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 3
ข้อที่ 432 :
  • จรวด (Rocket) ลำหนึ่งมีค่าอิมพัลส์จำเพาะ (specific impulse) เท่ากับ 800 sec จงหาว่าจรวดสามารถสร้างแรงขับ (thrust) ขนาด 4,000 kN อย่างต่อเนื่องเป็นเวลานานเท่าไร โดยใช้เชื้อเพลิง (propellant) จำนวน 4000 kg
  • 1 : 0.8 วินาที
  • 2 : 3.2 วินาที
  • 3 : 5.6 วินาที
  • 4 : 7.8 วินาที
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
ข้อที่ 433 :
  • จงคำนวณพื้นที่หน้าตัดของท่อทางออกของเครื่องยนต์จรวดที่มี

    แรงขับ = 1300 kN

    อัตราการไหลของแก็สขับดัน = 85 kg/s

    ความเร็วของแก็สที่ทางออก = 1120 m/s

    ความดันสถิตย์ (Static pressure) ของแก็สที่ทางออก = 7 bars

    ความดันบรรยากาศ = 0.8 bars

  • 1 : 3.45 m2
  • 2 : 2.76 m2
  • 3 : 2.16 m2
  • 4 : 1.94 m2
  • คำตอบที่ถูกต้อง : 4
สภาวิศวกร