A.超臨界翼型設計的目的是為了增加臨界馬赫數
B.臨界馬赫數不但和翼型外形相關,還和翼型的迎角相關
C.為了提高翼型的臨界馬赫數,盡量使用薄翼型
D.對相同的翼型,后掠翼的臨界馬赫數大于平直翼的臨界馬赫數
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A.跨聲速面積律指出,為降低飛機的跨聲速阻力,沿機身軸線,一個飛機包括機身、機翼和尾翼的橫截面積分布應該是光滑連續(xù)的
B.超臨界翼型是經過特殊設計的、以增加阻力發(fā)散馬赫數為目的翼型
C.高速機翼的兩個重要特征是薄翼型、機翼后掠
D.沿機身軸線,飛機的橫截面積分布與飛機跨聲速阻力沒有關系
A.臨界馬赫數
B.阻力發(fā)散馬赫數
C.發(fā)生聲障時對應的馬赫數
D.不確定
A.At,2>At,1
B.At,2<At,1
C.At,2=At,1
D.不確定
A.量熱完全氣體通過噴管的最大流量正比于的噴管入口前的貯室(reservoir)總壓
B.量熱完全氣體通過噴管的最大流量正比于的噴管的喉道面積
C.量熱完全氣體通過噴管的最大流量反比于的噴管入口前貯室(reservoir)總溫的平方根
D.在噴管入口貯室總壓、總溫不變的條件下,若想增大通過噴管的最大流量,可增大喉道面積
A.擴張管道/收縮管道
B.收縮管道/擴張管道
C.擴張管道/擴張管道
D.收縮管道/收縮管道
最新試題
關于飛機跨聲速,下列說法不正確的是()
通過正激波的p2/p1=7.125,波前馬赫數M1=(),波后馬赫數M2=()。
超聲速氣流通過斜激波,波前波后切向速度的關系是()
在實際超聲速風洞中,擴壓段喉道面積At,2和噴管喉道面積At,1的關系?()
超聲速氣流中微弱擾動源后馬赫錐之外的氣流()
若流動中某點的速度與聲速相等,對于比熱比為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()
若希望管內超聲速流動加速,應該通過(),若希望管內的亞聲速流動減速,應該通過()。
下列不會導致熵增的過程是()
由正激波狀態(tài)參數計算公式可知,當波前馬赫數趨于無窮大時,壓力、溫度和密度分別趨于()
超聲速氣流以馬赫數M通過激波,偏轉角θ為零時,對應的激波角為(),這種情況對應()。