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B.
C.
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你可能感興趣的試題
A.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，平板翼型的壓力中心在約1/2弦長(zhǎng)處，焦點(diǎn)也在約1/2弦長(zhǎng)處
B.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，翼型的升力系數(shù)只和翼型的迎角有關(guān)，和厚度、彎度無(wú)關(guān)
C.在小擾動(dòng)線化假設(shè)下，對(duì)稱菱形翼型是最小零升波阻翼型
D.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，翼型的阻力系數(shù)和力矩系數(shù)只和翼型的迎角有關(guān)，和厚度彎度無(wú)關(guān)
A.彎度；迎角；厚度
B.厚度；迎角；彎度
C.弦長(zhǎng)；厚度；彎度
D.迎角；厚度；彎度
A.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)小于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)
B.翼型表面速度最大點(diǎn)剛好達(dá)到聲速時(shí)對(duì)應(yīng)的自由來(lái)流馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
C.翼型表面速度最大點(diǎn)剛好達(dá)到聲速時(shí)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
D.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)大于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)
A.超臨界翼型設(shè)計(jì)的目的是為了增加臨界馬赫數(shù)
B.臨界馬赫數(shù)不但和翼型外形相關(guān)，還和翼型的迎角相關(guān)
C.為了提高翼型的臨界馬赫數(shù)，盡量使用薄翼型
D.對(duì)相同的翼型，后掠翼的臨界馬赫數(shù)大于平直翼的臨界馬赫數(shù)
A.跨聲速面積律指出，為降低飛機(jī)的跨聲速阻力，沿機(jī)身軸線，一個(gè)飛機(jī)包括機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的橫截面積分布應(yīng)該是光滑連續(xù)的
B.超臨界翼型是經(jīng)過(guò)特殊設(shè)計(jì)的、以增加阻力發(fā)散馬赫數(shù)為目的翼型
C.高速機(jī)翼的兩個(gè)重要特征是薄翼型、機(jī)翼后掠
D.沿機(jī)身軸線，飛機(jī)的橫截面積分布與飛機(jī)跨聲速阻力沒有關(guān)系
最新試題
通過(guò)正激波的p2/p1=7.125，波前馬赫數(shù)M1=（），波后馬赫數(shù)M2=（）。
物體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)由物體的形狀、迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)確定。如果忽略粘性，物體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)由什么確定？（）
關(guān)于飛機(jī)跨聲速，下列說(shuō)法不正確的是（）
在壓強(qiáng)為1atm，溫度為288K的氣流中放入皮托管，皮托管測(cè)得的壓強(qiáng)是1.524atm。問(wèn)氣流的馬赫數(shù)是多少，速度是多少？（）
若流動(dòng)中某點(diǎn)的速度與聲速相等，對(duì)于比熱比為1.4的空氣，其臨界壓力與總壓之比、臨界溫度與總溫之比為（）
由正激波狀態(tài)參數(shù)計(jì)算公式可知，當(dāng)波前馬赫數(shù)趨于無(wú)窮大時(shí)，壓力、溫度和密度分別趨于（）
超聲速氣流通過(guò)什么波，氣流方向不發(fā)生偏轉(zhuǎn)？（）
超音速氣流膨脹是一個(gè)（）過(guò)程。
馬赫數(shù)的平方正比于（）
關(guān)于臨界馬赫數(shù)，下述說(shuō)法正確的是（）