MOOC 飞行器空气动力学-南京航空航天大学 中国大学慕课答案

MOOC飞行器空气动力学-南京航空航天大学中国大学慕课答案随堂测验1、问题：NACA2412的相对弯度为选项：A、2%B、4%C、0D、12%正确答案:【2%】2、问题：翼型就是机翼的几何形状选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】3、问题：翼型的头部一定是钝头的选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】4、问题：弦长是翼型的一个重要特征长度选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】5、问题：NACA四位数字翼型的第一个数字表示相对弯度选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】6、问题：翼型上建立的体轴坐标系的x轴沿来流方向选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】7、问题：对称翼型的弯度等于零选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验1、问题：对低速翼型，以下关于后缘条件的描述不正确的是选项：A、后缘无载荷B、后缘就是后驻点C、上下翼面流体在后缘处汇合平顺地流向下游D、后缘条件是为了确定绕翼型速度环量的唯一性正确答案:【后缘就是后驻点】2、问题：翼型的几何迎角一定大于等于零度选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】3、问题：在无黏位流理论下，翼型上各点的气动力都垂直于翼型表面。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】4、问题：自由来流动压的单位与压强的单位相同选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】5、问题：低速流动可看作为不可压缩流动选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】6、问题：库塔-儒科夫斯基后缘条件表明翼型后缘点处流速为零选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验1、问题：在无黏位流理论下，低速翼型受到的阻力等于零选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】2、问题：薄翼型绕流是指当迎角不大时，相对弯度和相对厚度都很小的翼型的绕流选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】3、问题：只要描述问题的控制方程是线性的，问题就是线性问题，就可以利用叠加原理选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验1、问题：薄翼型理论中，对升力有贡献的参数是迎角和弯度。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】2、问题：薄翼型理论中翼型的升力与迎角成正比。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】3、问题：气动力对翼型的压心取矩等于零。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】4、问题：气动力对翼型的焦点取矩等于零。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】5、问题：翼型的升力问题可以用面源来模拟。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】作业1单元测验1、问题：从三维角度来看，翼型可以看作选项：A、无限展长机翼B、有限展长机翼C、单位展长机翼D、以上都不正确正确答案:【无限展长机翼】2、问题：用于低速、亚声速的翼型形状为选项：A、圆头尖尾B、尖头尖尾C、尖头圆尾D、圆头圆尾正确答案:【圆头尖尾】3、问题：NACA2412翼型的相对弯度为选项：A、2%B、4%C、12%D、0正确答案:【2%】4、问题：NACA0012翼型的相对厚度为选项：A、12%B、0C、1%D、2%正确答案:【12%】5、问题：翼型上升力的方向选项：A、垂直于来流B、垂直于弦线C、平行于弦线D、平行于来流正确答案:【垂直于来流】6、问题：真实翼型上阻力的方向选项：A、平行于来流B、垂直于弦线C、垂直于来流D、平行于弦线正确答案:【平行于来流】7、问题：薄翼型理论中，升力问题是指选项：A、迎角弯板问题B、迎角问题C、厚度问题D、迎角厚度问题正确答案:【迎角弯板问题】8、问题：根据薄翼型理论，升力系数与（）成正比选项：A、绝对迎角B、几何迎角C、零升迎角D、失速迎角正确答案:【绝对迎角】9、问题：NACA0012翼型的零升迎角为选项：A、0度B、12度C、2度D、6度正确答案:【0度】10、问题：下面不是翼型的几何参数的是选项：A、几何迎角B、弦长C、弯度D、厚度正确答案:【几何迎角】11、问题：翼型的失速是指选项：A、升力下降，阻力大增B、升力大增，阻力大增C、升力大增，阻力下降D、升力下降，阻力下降正确答案:【升力下降，阻力大增】12、问题：薄翼型是指（）小于等于12%的翼型选项：A、相对厚度B、厚度C、弯度D、相对弯度正确答案:【相对厚度】13、问题：库塔-儒科夫斯基后缘条件的实质是确定（）的唯一性选项：A、绕翼型的速度环量B、后缘点处流速C、后缘点处压强D、后缘点处密度正确答案:【绕翼型的速度环量】14、问题：无界空间里翼型的低速无粘位流问题要满足的边界条件为选项：A、后缘条件B、无穷远边界条件C、翼面不可穿透D、翼面上相对速度为零正确答案:【后缘条件#无穷远边界条件#翼面不可穿透】15、问题：根据薄翼型理论，翼型的绕流可以分解为选项：A、有迎角平板绕流问题B、零迎角厚度绕流问题C、零迎角弯板绕流问题D、零迎角平板绕流问题正确答案:【有迎角平板绕流问题#零迎角厚度绕流问题#零迎角弯板绕流问题】16、问题：翼型的前缘点就是绕翼型流动的前驻点选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】17、问题：翼型的压力中心是指弦线上升力的作用点选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】18、问题：当翼型的后缘角大于零时，后缘点就是后驻点选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验1、问题：常用低速翼型的最大升力系数一般随雷诺数的增大而（）。选项：A、减小B、增大C、不变D、不确定正确答案:【增大】2、问题：焦点是翼型上这样的一个点，（）。选项：A、该点的升力系数保持不变B、该点的阻力系数保持不变C、该点的气动力合力系数保持不变D、对该点的力矩系数保持不变正确答案:【对该点的力矩系数保持不变】3、问题：面元法（panelmethod）是在翼型表面布置（）或（）并与直匀流叠加求解翼型气动特性的数值模拟方法。选项：A、面源B、面元C、面涡D、直匀流正确答案:【面源#面涡】4、问题：描述翼型升力特性的基本参数有（）。选项：A、迎角B、零升迎角C、升力线斜率D、最大升力系数正确答案:【零升迎角#升力线斜率#最大升力系数】5、问题：低速时，翼型的阻力由黏性引起，分为摩擦阻力和压差阻力两部分。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验1、问题：机翼的展弦比（Aspectratio）可表达为（）。选项：A、展长的平方除以机翼面积B、展长除以弦长C、展长除以几何平均弦长D、展长除以平均气动弦长正确答案:【展长的平方除以机翼面积#展长除以几何平均弦长】2、问题：以下各项属于机翼的几何参数的有（）。选项：A、展长B、上反角C、迎角D、后掠角正确答案:【展长#上反角#后掠角】3、问题：机翼的平面形状指的是在体轴系里机翼在水平面上的投影形状。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】4、问题：机翼的气动扭转是指沿展向各翼剖面弦线不共面。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验1、问题：在低速位流理论中，旋涡产生的诱导速度场一定是（）选项：A、无旋场B、有旋场C、无源场D、有源场正确答案:【无旋场#无源场】2、问题：通常，机翼尾流中的自由涡系对机翼产生上洗作用。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验1、问题：对于直匀流绕大展弦比直机翼的低速流动，升力线通常放在（）。选项：A、机翼前缘B、四分一弦点的连线C、二分之一弦点的连线D、机翼后缘正确答案:【四分一弦点的连线】2、问题：从升力特性看，有限展弦比直机翼与翼型的差别主要体现在（）。选项：A、绕有限展弦比直机翼的环量沿展向是变化的，在翼梢处为零，在机翼对称面最大B、绕有限展弦比直机翼的环量沿展向是变化的，在翼梢处最大，在机翼对称面为零C、在机翼后出现一个从后缘拖出的自由涡面D、在机翼后出现一个从后缘拖出的附着涡面正确答案:【绕有限展弦比直机翼的环量沿展向是变化的，在翼梢处为零，在机翼对称面最大#在机翼后出现一个从后缘拖出的自由涡面】3、问题：直匀流绕机翼低速流动的气动模型中包括（）。选项：A、直匀流B、自由涡面C、附着涡面D、启动涡面正确答案:【直匀流#自由涡面#附着涡面】4、问题：对大展弦比直机翼，采用升力线假设后，直匀流绕机翼低速流动的气动模型包括（）。选项：A、直匀流B、附着涡线C、自由涡面D、附着涡面正确答案:【直匀流#附着涡线#自由涡面】作业2单元测验21、问题：下面不是机翼的几何参数的是（）。选项：A、展长B、迎角C、后掠角D、机翼面积正确答案:【迎角】2、问题：有限展弦比无扭转直机翼，速度环量沿展向分布的规律是（）。选项：A、机翼对称面上为零，机翼两端最大B、机翼对称面上和机翼两端都不为零C、均匀分布D、机翼对称面上最大，机翼两端为零正确答案:【机翼对称面上最大，机翼两端为零】3、问题：大展弦比直机翼的气动模型可表述为直匀流与（）的叠加。选项：A、附着涡面B、自由涡面C、升力线D、马蹄涡系正确答案:【马蹄涡系】4、问题：两端伸向无穷远强度为的直线涡线在垂直于该涡线距离h处产生的诱导速度大小为（）。选项：A、0B、C、D、正确答案:【】5、问题：低速机翼采用一定的上反角，其主要目的是（）。选项：A、增大升力B、减小阻力C、改善失速性能D、改善横向稳定性正确答案:【改善横向稳定性】6、问题：面元法是求解任意翼型位流问题的一种数值方法，该方法在翼型表面所要满足的边界条件可表述为（）。选项：A、翼型表面不可穿透B、翼型表面上各点的法向速度等于零C、翼型表面上各点的速度等于零D、翼型表面是流线正确答案:【翼型表面不可穿透#翼型表面上各点的法向速度等于零#翼型表面是流线】7、问题：翼型的升力特性通常用升力系数曲线来表示，表征翼型升力特性的基本参数有（）。选项：A、升力线斜率B、零升迎角C、最大升力系数D、绝对迎角正确答案:【升力线斜率#零升迎角#最大升力系数】8、问题：对直匀流绕大展弦比平直机翼低速流动，在采用升力线假设后，气动模型可表达为（）三种流动的叠加。选项：A、直匀流B、附着涡面C、附着涡线D、自由涡面正确答案:【直匀流#附着涡线#自由涡面】9、问题：在位流理论中，机翼不存在尾流的自由涡系。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】10、问题：机场两架飞机起飞的时间间隔必须考虑前面飞机自由涡系所造成的影响。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】11、问题：升力线是一条真实的涡线。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】12、填空题：机翼的扭转分为两种类型，一种是几何扭转，另一种是（）扭转。正确答案:【气动】13、填空题：对大展弦比平直机翼，因低速翼型的焦点约在1/4弦点，因此附着涡线可放在展向各剖面的1/4弦点的连线上，此即为（）。正确答案:【升力线】随堂测验1、问题：对于大展弦比直机翼小迎角情况下的低速绕流，可以近似地把每个剖面上的流动看作是二维的，从整个机翼全体剖面看流动是三维的，这种假设称为（）。选项：A、升力线假设B、剖面假设C、小扰动假设D、连续介质假设正确答案:【剖面假设】2、问题：下洗角是指（）。选项：A、下洗速度与弦线之间的夹角B、有效速度与弦线之间的夹角C、自由来流速度与有效速度之间的夹角D、自由来流速度与下洗速度之间的夹角正确答案:【自由来流速度与有效速度之间的夹角】随堂测验1、问题：对于直匀流绕大展弦比直机翼小迎角情况下的低速流动，翼剖面上的气动力合力方向垂直于（）。选项：A、自由来流速度B、有效速度C、弦线D、以上都不是正确答案:【有效速度】2、问题：对于直匀流绕大展弦比直机翼小迎角情况下的低速流动，翼剖面上的升力方向垂直于（）。选项：A、自由来流速度B、有效速度C、弦线D、以上都不是正确答案:【自由来流速度】3、问题：对于直匀流绕大展弦比直机翼小迎角情况下的低速流动，翼剖面上的诱导阻力方向平行于（）。选项：A、自由来流速度B、有效速度C、弦线D、以上都不是正确答案:【自由来流速度】4、问题：大展弦比椭圆形机翼小迎角情况下各剖面上的升力系数沿展向的分布为（）。选项：A、椭圆形的B、梯形的C、三角形的D、保持不变正确答案:【保持不变】5、问题：有限展弦比机翼上产生的诱导阻力与黏性无关，是机翼产生升力所必须付出的代价。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验1、问题：对于大展弦比直机翼小迎角情况下的低速绕流，升力线斜率随展弦比增大而（）。选项：A、增大B、减小C、不变D、不确定正确答案:【增大】2、问题：升力线理论适用的范围是（）。选项：A、大展弦比直机翼B、小展弦比直机翼C、大展弦比大后掠翼D、小展弦比大后掠翼正确答案:【大展弦比直机翼】3、问题：通常，在求解升力面理论的涡格法中，每个涡格上的附着涡线放到该涡格的四分之一弦线上，该涡格上的控制点选在（）。选项：A、此涡格的四分之一弦线中点B、此涡格的二分之一弦线中点C、此涡格的四分之三弦线中点D、此涡格内的任意一点正确答案:【此涡格的四分之三弦线中点】作业3单元测验31、问题：对于大展弦比无扭转直机翼，相同展弦比下具有最佳升阻特性的机翼平面形状是（）。选项：A、矩形B、梯形C、椭圆形D、三角形正确答案:【椭圆形】2、问题：对于大展弦比无扭转直机翼，机翼的升力线斜率随展弦比变化的规律是（）。选项：A、与展弦比无关B、展弦比越大升力线斜率越小C、展弦比越大升力线斜率越大D、升力线斜率与展弦比成正比正确答案:【展弦比越大升力线斜率越大】3、问题：有限展长机翼，翼剖面上的升力垂直于（）。选项：A、来流速度B、有效速度C、弦线D、下洗速度正确答案:【来流速度】4、问题：有限展长机翼，翼剖面上的气动力合力垂直于（）。选项：A、来流速度B、有效速度C、弦线D、下洗速度正确答案:【有效速度】5、问题：设大展弦比平直椭圆翼某一剖面的升力系数为，已知翼梢处速度环量为零，则翼梢处的升力系数为（）。选项：A、0B、C、D、且正确答案:【】6、问题：大展弦比平直椭圆机翼的诱导阻力系数沿展向的分布规律是（）。选项：A、沿展向不变B、机翼对称面上最大，翼梢处为零C、机翼对称面上为零，翼梢处最大D、机翼对称面上和翼梢处均为零正确答案:【沿展向不变】7、问题：飞机以低速飞行时，可能产生的机翼阻力有（）。选项：A、摩擦阻力B、波阻C、诱导阻力D、压差阻力正确答案:【摩擦阻力#诱导阻力#压差阻力】8、问题：对升力线理论作出重要贡献的科学家有（）。选项：A、普朗特B、牛顿C、兰彻斯特D、钱学森正确答案:【普朗特#兰彻斯特】9、问题：大展弦比平直椭圆机翼，沿展向保持为常值的有（）。选项：A、升力B、升力系数C、诱导阻力D、诱导阻力系数E、弦长F、下洗速度正确答案:【升力系数#诱导阻力系数#下洗速度】10、问题：诱导阻力是低速有限展长机翼产生升力所必须付出的代价。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】11、填空题：对于直匀流绕低速机翼的流动，从局部剖面看流动是二维的，而从整个机翼全体剖面看流动又是三维的。这种模型，称为（）假设。正确答案:【剖面】随堂测验1、问题：不可压位流问题速度位满足的线性偏微分方程称为（）。选项：A、伯努利方程B、拉普拉斯方程C、欧拉方程D、纳维-斯托克斯方程正确答案:【拉普拉斯方程】2、问题：声速是压强小扰动传播的速度，声波传播的过程是（）。选项：A、等温过程B、等压过程C、等熵过程D、等容过程正确答案:【等熵过程】3、问题：定常、等熵可压位流问题的速度位满足线性偏微分方程。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】4、问题：定常可压位流问题速度位所满足的全速位方程只能应用于亚声速流动。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验1、问题：亚声速流动，在小扰动条件下线化的速度位所满足的偏微分方程是（）偏微分方程。选项：A、椭圆型B、双曲型C、抛物型D、以上都不是正确答案:【椭圆型】2、问题：定常、等熵可压位流问题的速度位所满足的全速位方程在小扰动条件下，对于（）可以线化。选项：A、低速流动B、亚声速流动C、跨声速流动D、超声速流动正确答案:【低速流动#亚声速流动#超声速流动】3、问题：在位流问题中，直匀流绕静止物体流动时，在固壁面上满足的边界条件为（）。选项：A、壁面是一条流线B、壁面不可穿透C、壁面上法向流速为零D、壁面上流速为零正确答案:【壁面是一条流线#壁面不可穿透#壁面上法向流速为零】随堂测验141、问题：亚声速线化速度位满足的方程通过仿射变换可以变为低速速度位所满足的拉普拉斯方程，通过该仿射变换，以下参数中保持不变的是（）。选项：A、迎角B、弦长C、相对弯度D、相对厚度正确答案:【弦长】2、问题：流过具有相同厚度和弯度的翼型，在相同的迎角下，亚声速流的压强系数一定（）不可压流中对应点处的压强系数。选项：A、等于B、大于C、小于D、不确定正确答案:【大于】3、问题：流过具有相同厚度和弯度的翼型，在相同的迎角下，亚声速流中翼型的升力系数一定（）不可压流中翼型的升力系数。选项：A、等于B、大于C、小于D、不确定正确答案:【大于】4、问题：根据薄翼型理论，在低速流动中，如果翼型的相对弯度、相对厚度和迎角都放大N倍，则翼型表面上对应点处的压强系数也放大N倍。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验151、问题：亚声速线化速度位满足的方程通过仿射变换可以变为低速速度位所满足的拉普拉斯方程，通过该仿射变换，以下参数中保持不变的是（）。选项：A、展长B、根梢比C、后掠角D、展弦比正确答案:【根梢比】2、问题：在亚声速范围内，同一平面形状的机翼，随着来流马赫数的增大，机翼的升力线斜率将（）。选项：A、增大B、不变C、减小D、不确定正确答案:【增大】3、问题：在亚声速范围内，机翼的最大升力系数一般随来流马赫数的增加而（）。选项：A、增大B、不变C、减小D、不确定正确答案:【减小】4、问题：对于亚声速来流绕翼型流动，当来流马赫数逐渐增大到某一值时，翼型表面上某点的速度恰好达到当地声速，此时的来流马赫数称为该翼型的（）。选项：A、当地马赫数B、总马赫数C、临界马赫数D、来流马赫数正确答案:【临界马赫数】作业4单元测验41、问题：表征流体可压缩性的无量纲参数是（）。选项：A、雷诺数B、马赫数C、压强系数D、普朗特数正确答案:【马赫数】2、问题：与不可压位流问题相比，定常、等熵可压位流问题的连续方程中（）不再是常数，速度位方程因此也不再满足拉普拉斯方程。选项：A、压强B、速度C、密度D、温度正确答案:【密度】3、问题：对于定常、等熵可压位流问题，在机翼表面上各点处满足的边界条件是（）。选项：A、速度等于零B、法向速度等于零C、扰动速度等于零D、法向扰动速度等于零正确答案:【法向速度等于零】4、问题：对于翼型，通过仿射变换（普朗特-格劳特变换）可以把二维定常、等熵亚声速位流问题的线化速度位方程变为对于不可压流所满足的拉普拉斯方程。经过该变换后，以下参数中保持不变的是（）。选项：A、相对厚度B、相对弯度C、迎角D、弦长正确答案:【弦长】5、问题：利用压强系数变换公式时，不可压流中的迎角是（）。选项：A、0B、C、D、正确答案:【】6、问题：根据薄翼型理论，当来流迎角、翼型的相对弯度和相对厚度都放大倍，则对应的压强系数（）。选项：A、不变B、也放大倍C、放大倍D、变为原来的正确答案:【也放大倍】7、问题：普朗特-格劳特法则指出，流过具有相同厚度和弯度的翼型，在相同的迎角下，亚声速流（）。选项：的压强系数只要将不可压流中对应点上的压强系数简单地乘以A、B、C、D、正确答案:【】8、问题：翼型对流场产生小扰动的条件有（）选项：A、相对厚度比较小B、相对弯度比较小C、弦长比较小D、来流迎角比较小正确答案:【相对厚度比较小#相对弯度比较小#来流迎角比较小】9、问题：亚声速流中的后掠翼，随着马赫数的增大，其所对应的不可压流中的机翼的（）。选项：A、展弦比越小B、展弦比越大C、后掠角越小D、后掠角越大正确答案:【展弦比越小#后掠角越大】10、问题：定常、等熵可压位流问题的线化速度位方程对跨声速问题不适用。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】11、填空题：在亚声速范围内，同一平面形状的机翼，随着马赫数的增大，机翼的升力线斜率将（）。正确答案:【大】随堂测验161、问题：超声速翼型通常为尖前缘的原因是避免产生（）。选项：A、激波B、脱体激波C、马赫波D、膨胀波正确答案:【脱体激波】2、问题：在超声速线化理论中，超声速来流绕翼型所产生的波都可以看作是（）。选项：A、激波B、马赫波C、膨胀波D、斜激波正确答案:【马赫波】3、问题：根据超声速线性理论，翼型表面上任一点处的压强系数与该点（）成线性关系。选项：A、壁面的斜率B、沿来流方向的扰动速度大小C、壁面相对来流的折角D、速度大小正确答案:【壁面的斜率#壁面相对来流的折角】4、问题：超声速气流绕钝头体流动时不可能产生正激波。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验171、问题：根据超声速线化理论，对翼型升力系数有贡献的参数是（）。选项：A、迎角B、翼型的厚度C、翼型的弯度D、弦长正确答案:【迎角】2、问题：根据超声速线化理论，翼型的焦点位于距离前缘（）处。选项：A、二分之一弦点B、三分之一弦点C、四分之一弦点D、四分之三弦点正确答案:【二分之一弦点】3、问题：超声速线化理论中翼型所受到的阻力与黏性无关。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】4、问题：根据超声速线化理论，只有对称翼型，零升波阻系数才与迎角无关。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】作业5单元测验51、问题：超声速来流以零度迎角绕相对厚度为10%的对称双圆弧翼型流动时，在前缘上翼面将产生（）。选项：A、膨胀马赫波B、斜激波C、正激波D、膨胀波正确答案:【斜激波】2、问题：超声速气流绕翼型流动，在一级近似理论下，以下参数中对升力系数有影响的是（）。选项：A、翼型的相对厚度B、翼型的相对弯度C、翼型的弦长D、迎角正确答案:【迎角】3、问题：根据超声速一级近似理论，超声速翼型的焦点位于（）。选项：A、前缘B、距离前缘1/4弦长处C、距离前缘1/3弦长处D、距离前缘1/2弦长处正确答案:【距离前缘1/2弦长处】4、问题：薄翼型以小迎角从低速加速到超声速的过程中，其焦点的位置（）。选项：A、不变B、显著前移C、显著后移D、不确定正确答案:【显著后移】5、问题：在超声速一级近似理论中，翼型的零升波阻与（）有关。选项：A、弯度分布B、厚度分布C、迎角D、黏性正确答案:【弯度分布#厚度分布】6、问题：超声速流以零度迎角绕对称菱形翼型流动时，在距前缘20%弦长处的上翼面，以下描述正确的有（）。选项：A、该点的压强系数大于零B、该点的压强系数小于零C、该点处的马赫数大于来流马赫数D、该点处的马赫数小于来流马赫数正确答案:【该点的压强系数大于零#该点处的马赫数小于来流马赫数】7、问题：根据超声速线化理论，超声速流绕薄翼型的流动可认为是由（）叠加而成。选项：A、零迎角平板绕流B、有迎角平板绕流C、零迎角中弧线弯板绕流D、零迎角对称厚度翼型绕流正确答案:【有迎角平板绕流#零迎角中弧线弯板绕流#零迎角对称厚度翼型绕流】8、问题：为了减小波阻力，超声速翼型前缘最好做成钝头。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】9、问题：在超声速一级近似理论中，翼型表面上任意一点的压强系数为，其中是翼型表面上该点的切线与弦线之间的夹角。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】10、问题：超声速翼型的波阻系数与黏性无关。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】11、填空题：超声速气流绕翼型流动时，可能产生马赫波、膨胀波和（）。正确答案:【激波】12、填空题：在超声速一级近似理论中，可将产生的所有的波都近似为（）。正确答案:【马赫波】随堂测验181、问题：如果前方来流相对于机翼前缘的法向分速度大于来流声速，则该前缘称为亚声速前缘。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】2、填空题：超声速流场中一点P的后马赫锥为该点的（）区。正确答案:【影响】3、填空题：超声速机翼与来流方向平行的直线段交于第二点的机翼边界称为该机翼的（）。正确答案:【后缘】4、填空题：在超声速三维机翼中，往往可以找到一些仅受单一前缘影响的区域，这些区域称为（）流区。正确答案:【二维##%_YZPRLFH_%##2D】随堂测验191、问题：当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定会出现（）。选项：A、超声速区B、激波C、流动分离D、脱体激波正确答案:【超声速区#激波】2、问题：与经典亚声速翼型相比，超临界翼型的形状特点是（）。选项：A、上翼面前半段比较平坦B、下翼面前半段比较平坦C、上翼面后缘附近壁面内凹D、下翼面后缘附近壁面内凹正确答案:【上翼面前半段比较平坦#下翼面后缘附近壁面内凹】3、问题：跨声速绕流时，翼型的升力系数突然下降主要是由于激波失速。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】4、问题：跨声速绕流时，翼型的阻力系数突然大增是由于压差阻力急剧增大造成的。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】随堂测验201、问题：被誉为“中国的导弹之父”的科学家是（）。选项：A、钱学森B、钱三强C、屠守锷D、任新民正确答案:【钱学森】2、问题：当卫星、航天飞船、洲际导弹等空间飞行器以高超声速再入大气层返回地球时，在一定高度和一定时间内与地面通信联络会严重失效，甚至完全中断，这种现象称为（）。选项：A、声障B、黑障C、热障D、气动异常现象正确答案:【黑障】3、问题：下列属于高超声速绕流新特征的有（）。选项：A、薄激波层B、存在熵层C、严重的气动加热D、很大的激波阻力正确答案:【薄激波层#存在熵层#严重的气动加热】单元作业6单元测验61、问题：在翼型速度接近声速时，会出现阻力剧增，这种现象称为（）。选项：A、黑障B、声障C、气动异常现象D、热障正确答案:【声障】2、问题：一般来说，机翼的后掠角越大，临界马赫数（）。选项：A、不变B、越大C、越小D、变化不确定正确答案:【越大】3、问题：一般来说，机翼的展弦比越大，临界马赫数（）。选项：A、不变B、越大C、越小D、变化不确定正确答案:【越小】4、问题：对于机翼，如果前方来流相对于前缘的法向分速度大于来流声速，则该前缘称为（）。选项：A、亚声速前缘B、声速前缘C、跨声速前缘D、超声速前缘正确答案:【超声速前缘】5、问题：在超声速三维机翼中，受（）影响的区域，称为二维流区。选项：A、单一前缘B、两个前缘C、一个前缘和一个后缘D、一个侧缘和一个后缘正确答案:【单一前缘】6、问题：被誉为“中国的导弹之父”的科学家是（）。选项：A、钱学森B、钱三强C、屠守锷D、任新民正确答案:【钱学森】7、问题：当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定存在（）。选项：A、亚声速区B、超声速区C、激波D、流动分离正确答案:【超声速区#激波】8、问题：超临界翼型主要是为了提高翼型的（）。选项：A、升力B、阻力C、临界马赫数D、阻力发散马赫数正确答案:【临界马赫数#阻力发散马赫数】9、问题：以下属于高超声速流新特征的有（）。选项：A、存在激波B、严重的气动加热C、黏性干扰严重D、低密度效应正确答案:【严重的气动加热#黏性干扰严重#低密度效应】10、问题：跨声速绕流时，翼型的升力系数突然下降主要是由于激波失速。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】11、填空题：随着来流马赫数的增大，翼型表面上某些点的流速也增大，当来流马赫数增大到某一值时（仍然1），翼型表面某点的局部速度恰好达到当地声速，亦即该点的M=1，此时来流马赫数被称为（）。正确答案:【临界马赫数##%_YZPRLFH_%##下临界马赫数】12、填空题：当来流马赫数继续增大，超过临界马赫数时，翼型表面上将产生局部超声速区和（）。正确答案:【激波】13、填空题：超声速流中，P点的前马赫锥称为该点的（）。正确答案:【依赖区】随堂测验211、问题：N-S方程是线性偏微分方程组。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】2、问题：欧拉方程不能求解摩擦阻力。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】3、问题：计算流体力学不能求解非定常流动问题。选项：A、正确B、错误正确答案:【错误】4、问题：计算流体力学的优点之一是可以求解理论分析与实验难以解决的问题。选项：A、正确B、错误正确答案:【正确】随堂测验221、问题：有限元方法应用领域非常广泛，国际学术界承认我国科学家（）独立发展了有限元方法。选项：A、华罗庚B、陈景润C、冯康D、张涵信正确答案:【冯康】2、问题：与有限体积等数值计算方法相比，有限差分方法的优点有（）。选项：A、数学建模简单B、容易构造高精度格式C、非常适用于复杂外形结构D、易于编程正确答案:【数学建模简单#容易构造高精度格式#