彈箭空氣動力學(xué)知到智慧樹章節(jié)測試課后答案2024年秋南京理工大學(xué)

彈箭空氣動力學(xué)知到智慧樹章節(jié)測試課后答案2024年秋南京理工大學(xué)第一章單元測試

在一定條件下，氣體的宏觀狀態(tài)可以用壓強、溫度和密度等參數(shù)來描述，下列公式可以表述完全氣體狀態(tài)方程的是（）

A:

B:，R為氣體常數(shù)

C:

D:，R為普適氣體常數(shù)

答案:，R為氣體常數(shù)

下列表達式，可以用來表示氣體彈性模量的有（）

A:，p為壓力，V為氣體的體積

B:，ρ為密度，為氣體的聲速

C:,p為壓力，ρ為密度

D:，p為壓力，ρ為密度

答案:，p為壓力，V為氣體的體積

；，ρ為密度，為氣體的聲速

；,p為壓力，ρ為密度

；，p為壓力，ρ為密度

假設(shè)在海平面處的壓強與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣值相同，并且大氣的密度是個常數(shù)，其值為1.225，則大氣層的上界高度為（）

A:8460m

B:8440m

C:8450m

D:8430m

答案:8430m

第二章單元測試

（多選題）在歐拉描述方法下，下列關(guān)于流場中物理量的分布敘述正確的是（）

A:速度場表示為位置和時間坐標(biāo)的函數(shù)

B:流場中，任一點的加速度可以通過速度對時間求導(dǎo)得到。

C:除了速度場，對應(yīng)的還有溫度場，壓力場和密度場，都是因流場的運動而產(chǎn)生的。

D:在不可壓縮流場中，速度場中速度大的地方，壓力必定小

答案:速度場表示為位置和時間坐標(biāo)的函數(shù)

；在不可壓縮流場中，速度場中速度大的地方，壓力必定小

（單選題）流場速度分量的分布為，則過點（1，7）的流線方程為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

下列表達式中，能夠表示一根無限長直渦線對線外一點誘導(dǎo)速度大小的是（）

A:

B:

C:

D:

答案:

（單選題）某飛行器飛行速度為800km/h，發(fā)動機噴口的質(zhì)量流量為67.79kg/s，若發(fā)動機尾噴口氣流的平均速度為700m/s，則發(fā)動機的推力為（）

A:33403N

B:30403N

C:32403N

D:31403N

答案:32403N

在下列方程中，準(zhǔn)確描述定常不可壓氣流質(zhì)量方程的是（）

A:

B:

C:

D:

答案:

有一個平面流場速度分量為，t=1時在點（1,2）處的流線方程是（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第三章單元測試

下面論述中正確的是（）

A:不可壓縮流體一定存在流函數(shù)

B:無旋流動一定存在速度勢函數(shù)

C:不可壓縮流體的無旋流動速度勢一定滿足拉普拉斯方程

D:不可壓縮流體平面無旋流動的流函數(shù)一定滿足拉普拉斯方程

答案:無旋流動一定存在速度勢函數(shù)

；不可壓縮流體的無旋流動速度勢一定滿足拉普拉斯方程

；不可壓縮流體平面無旋流動的流函數(shù)一定滿足拉普拉斯方程

下面關(guān)于壓力系數(shù)的敘述，正確的是（）

A:如果物面壓力曲線存在最小值，則在該點速度也最小

B:如果物面壓力分布曲線中的一段為減函數(shù)，則在這一段氣流一定為加速流動

C:如果物面壓力曲線某點值為0，則該點速度大小與自由來流速度相同

D:如果某點壓力系數(shù)的值為1，則該點一定為駐點

答案:如果物面壓力分布曲線中的一段為減函數(shù)，則在這一段氣流一定為加速流動

；如果物面壓力曲線某點值為0，則該點速度大小與自由來流速度相同

；如果某點壓力系數(shù)的值為1，則該點一定為駐點

圓柱有環(huán)量繞流的壓強分布曲線表明（）

A:圓柱受升力作用；

B:圓柱不受阻力作用。

C:圓柱受阻力作用；

D:圓柱不受升力作用；

答案:圓柱受升力作用；

；圓柱不受阻力作用。

關(guān)于庫塔-儒科夫斯基升力定理，下列敘述正確的是（）

A:空中旋轉(zhuǎn)的球會受到升力作用，其大小可以通過庫塔-儒科夫斯基升力計算。

B:庫塔-儒科夫斯基升力定理表明物體存在升力，則繞物體必須有環(huán)量存在

C:物體的形狀對升力大小有直接關(guān)系

D:庫塔-儒科夫斯基升力定理表明繞物體升力大小等來流密度乘以來流速度再乘以繞物體的環(huán)量

答案:空中旋轉(zhuǎn)的球會受到升力作用，其大小可以通過庫塔-儒科夫斯基升力計算。

；庫塔-儒科夫斯基升力定理表明物體存在升力，則繞物體必須有環(huán)量存在

；庫塔-儒科夫斯基升力定理表明繞物體升力大小等來流密度乘以來流速度再乘以繞物體的環(huán)量

若密度為1.225kg/m3的二維不可壓圓柱繞流流場的流函數(shù)可以表示為，則該圓柱所受的升力大小為（）

A:76930N

B:76950N

C:76960N

D:76940N

答案:76930N

在正三角形的三個角點,,處放人三個等強度點源，則該流動的駐點坐標(biāo)為：（）

A:(，0)

B:(0，)

C:(，0)

答案:(0，)

在半徑為的圓柱有環(huán)量繞流中，表面上的壓強系數(shù)為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

在和處分別放入強度相等的點源和點匯，直勻流沿x軸流來。設(shè)點源強度,則該流動的前后駐點為（）

A:()

B:()

C:()

D:()

答案:()

在和處分別布置強度為Q的等強度點源和點匯，直勻流沿x軸流來。設(shè)點源強度,則該流動等價于直勻流繞如下那種物體的流動（）

A:

B:

C:

D:

答案:

相距、強度為Q的等強度點源和點匯，位于一條與正x軸成45°角的直線上，點源和點匯相對于原點對稱。當(dāng)，并保持等于常數(shù)M時，由此形成的偶極子的流函數(shù)為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第四章單元測試

關(guān)于邊界層流動以下論述正確的是（）

A:在邊界層與勢流的銜接處，速度梯度不為0

B:速度梯度不為0

C:有摩擦力作用，粘性不可忽略

D:壁面速度為0

答案:速度梯度不為0

；有摩擦力作用，粘性不可忽略

；壁面速度為0

關(guān)于紊流邊界層以下論述正確的是（）

A:由于湍流存在劇烈的動量和能量交換，導(dǎo)致紊流邊界層內(nèi)時均速度趨于均勻

B:無論紊流核心區(qū)的湍流度如何大，在靠近壁面內(nèi)總存在層流底層

C:紊流邊界層壁速度梯度相，因此湍流摩擦阻力要大于層流摩擦阻力

D:牛頓內(nèi)摩擦定律不適用于紊流邊界層摩擦阻力的計算

答案:由于湍流存在劇烈的動量和能量交換，導(dǎo)致紊流邊界層內(nèi)時均速度趨于均勻

；無論紊流核心區(qū)的湍流度如何大，在靠近壁面內(nèi)總存在層流底層

；紊流邊界層壁速度梯度相，因此湍流摩擦阻力要大于層流摩擦阻力

；牛頓內(nèi)摩擦定律不適用于紊流邊界層摩擦阻力的計算

關(guān)于卡門動量積分關(guān)系式，下列敘述正確的是（）

A:利用卡門動量積分關(guān)系式需要補充邊界層內(nèi)速度分布關(guān)系式和壁面摩擦力的計算方式

B:利用卡門動量積分關(guān)系式求解邊界層的解都是近似解

C:利用卡門動量積分關(guān)系式求解邊界層的解都是精確解

D:卡門動量積分關(guān)系式僅適用于平板邊界層

答案:利用卡門動量積分關(guān)系式需要補充邊界層內(nèi)速度分布關(guān)系式和壁面摩擦力的計算方式

；利用卡門動量積分關(guān)系式求解邊界層的解都是近似解

若邊界層內(nèi)的速度分布規(guī)律為，則其位移厚度為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

若邊界層內(nèi)的速度分布規(guī)律為，則其動量損失厚度為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

設(shè)低速飛機在3000m高空以360km/h飛行。若機翼面積為40m2,平均弦長為2.5m。用完全紊流計算二維平板邊界層計算公式估算機翼的摩擦阻力（）

A:1050N

B:1070N

C:1060N

D:1040N

答案:1040N

在6題中，如果按按混合邊界層計算,假設(shè)轉(zhuǎn)捩點位置xt=0.5m，則此時計算的機翼的摩擦阻力（）

A:658N

B:758N

C:858N

D:958N

答案:858N

設(shè)海平面上空氣以9m/s的速度零攻角繞流某平板，假定為層流邊界，且層內(nèi)速度分布為，則距離平板前緣30cm處的邊界層厚度為（）

A:3.62mm

B:3.82mm

C:3.52mm

D:3.72mm

答案:3.82mm

設(shè)自由來流速度為，層流邊界層的厚度為δ，如果設(shè)邊界層內(nèi)速度分布滿足，則五個待定系數(shù)為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

設(shè)流動保持為層流，光滑平板長0.6m,寬2m,氣流速度為30m/s,，在海平面大氣條件下平板所受的摩擦阻力為（）

A:1.58N

B:1.48N

C:1.38N

D:1.68N

答案:1.58N

第五章單元測試

低速翼型的通常采用圓頭形狀，這種具有一定前緣半徑的圓頭形狀可以（）

A:提高吸力峰值，提升升力

B:一定程度上提高翼型的升阻比

C:加快翼面氣流流速，減小上翼面壓強

D:減小阻力

答案:提高吸力峰值，提升升力

；一定程度上提高翼型的升阻比

；加快翼面氣流流速，減小上翼面壓強

NACA2415翼型的的相對彎度是（）

A:5%

B:1%

C:2%

D:4%

答案:2%

相對于普通翼型，層流翼型具有的特點是（）

A:在設(shè)計點附近，層流翼型的最大速度點靠后

B:層流翼型前緣半徑較小

C:在設(shè)計點附近，前緣吸力峰值較小

D:在設(shè)計點附近，摩擦阻力較小

答案:在設(shè)計點附近，層流翼型的最大速度點靠后

；層流翼型前緣半徑較小

；在設(shè)計點附近，前緣吸力峰值較小

；在設(shè)計點附近，摩擦阻力較小

關(guān)于翼型氣動力參數(shù)特性的敘述，正確的是（）

A:阻力存在最小值，在小攻角范圍內(nèi)呈拋物線變化規(guī)律

B:通過增加攻角來提高升力存在攻角的臨界值，攻角超過該臨界值升力不升反降

C:升力隨攻角的增加在一定的攻角范圍內(nèi)可近似線性增加

D:通過極曲線我們可以獲得翼型的最大升阻比及所對應(yīng)的攻角

答案:阻力存在最小值，在小攻角范圍內(nèi)呈拋物線變化規(guī)律

；通過增加攻角來提高升力存在攻角的臨界值，攻角超過該臨界值升力不升反降

；升力隨攻角的增加在一定的攻角范圍內(nèi)可近似線性增加

；通過極曲線我們可以獲得翼型的最大升阻比及所對應(yīng)的攻角

在薄翼型翼面速度表達式中，我們可以看出翼面擾動速度是由攻角和厚度引起。

（）

A:錯B:對

答案:錯通過薄翼型理論我們可以知道，在小攻角內(nèi)，所有薄翼型升力隨攻角變化曲線都相互平行，升力線斜率為2π。

（）

A:錯B:對

答案:對NACA2412翼型中弧線方程是

則該翼型的零升攻角為（）

A:-2.3°

B:-2.1°

C:-2.2°

D:-2.4°

答案:-2.1°

設(shè)攻角為α，則平板翼型的升力和俯仰力矩系數(shù)為分別為（）

A:2πα，πα/4

B:πα，πα/2

C:πα，πα/4

D:2πα，πα/2

答案:2πα，πα/2

設(shè)直勻流以攻角α流過一拋物型彎板，則升力系數(shù)為（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第六章單元測試

對于三維機翼，誘導(dǎo)阻力是機翼獲得升力必須要付出的代價，其值與空氣的粘性有關(guān)。

（）

A:對B:錯

答案:錯對于三維機翼，提高展弦比可以降低下洗攻角，增加升力，減小誘導(dǎo)阻力，可以提高升阻比。

（）

A:錯B:對

答案:對低速后掠翼翼面的流線呈現(xiàn)S型，你認為這種S型流線會造成（）

A:翼尖上表面的前段，流線偏離對稱面,流管擴張，流速減小，壓力增加

B:翼尖上表面的前段，流線偏向?qū)ΨQ面,流管變細，流速增加，壓力減小

C:翼根上表面的前段，流線偏離對稱面,流管擴張，流速減小，壓力增加

D:翼根上表面的前段，流線偏向?qū)ΨQ面,流管變細，流速增加，壓力減小

答案:翼尖上表面的前段，流線偏向?qū)ΨQ面,流管變細，流速增加，壓力減小

；翼根上表面的前段，流線偏離對稱面,流管擴張，流速減小，壓力增加

后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)使得（）

A:翼根附近單位展長的升力增加

B:翼根附近單位展長的升力減小

C:翼尖附近單位展長的升力減小

D:翼尖附近單位展長的升力增加

答案:翼根附近單位展長的升力減小

；翼尖附近單位展長的升力增加

有關(guān)矩形直機翼翼和后掠翼的失速特性敘述正確的是（）

A:矩形翼翼根先進入失速狀態(tài)，然后向翼尖擴展

B:后掠翼翼尖附近先進入失速狀態(tài)，然后向翼根擴展

C:矩形翼尖附近先進入失速狀態(tài)，然后向翼根擴展

D:后掠翼翼根先進入失速狀態(tài)，然后向翼尖擴展

答案:矩形翼翼根先進入失速狀態(tài)，然后向翼尖擴展

；后掠翼翼尖附近先進入失速狀態(tài)，然后向翼根擴展

大展弦比直機翼的氣動模型通常采用直勻流+自由渦面。

（）

A:對B:錯

答案:錯有一架重量G=7.38×104N的單翼飛機,機翼為橢圓形平面形狀,翼展=15.23m,現(xiàn)以90m/s的速度在海平面直線飛行，則翼根部剖面處的環(huán)量值為（）

A:=45.81m2/s

B:=55.81m2/s

C:=65.81m2/s

D:=75.81m2/s

答案:=55.81m2/s

在第七題中，該飛機的誘導(dǎo)阻力為（）

A:1398N

B:1598N

C:1298N

D:1498N

答案:1498N

一架重量G=14700N的飛機，在h=3000m，以=300km/h巡航平飛，機翼面積S=17m2，展弦比為6.2，翼剖面采用NACA23012翼型（）橢圓形機翼

則此時飛機的升力系數(shù)為（）

A:0.294

B:0.274

C:0.264

D:0.284

答案:0.274

在第九題中，飛機的誘導(dǎo)阻力系數(shù)為（）

A:0.00685

B:0.00585

C:0.00485

D:0.00385

答案:0.00385

第七章單元測試

根據(jù)一維定常絕熱有粘流的基本關(guān)系，當(dāng)沿流線速度增大時（）

A:總壓不變

B:總溫不變

C:靜溫不變

D:總焓不變

答案:總溫不變

；總焓不變

對于一維定常等熵流，當(dāng)沿流線速度增大時（）

A:總溫減小

B:總焓減小

C:靜溫減小

D:總壓減小

答案:靜溫減小

；總壓減小

超聲速氣流經(jīng)過外折曲壁膨脹區(qū)時，密度、壓力和溫度如何變化？（）

A:密度連續(xù)增加，壓力連續(xù)減小，溫度連續(xù)減小

B:密度連續(xù)減小，壓力連續(xù)減小，溫度連續(xù)增加

C:密度連續(xù)減小，壓力連續(xù)減小，溫度連續(xù)減小

D:密度連續(xù)增加，壓力連續(xù)增加，溫度連續(xù)增加

答案:密度連續(xù)減小，壓力連續(xù)減小，溫度連續(xù)減小

超聲速氣流經(jīng)過激波時，速度、密度、壓力和溫度如何變化？（）

A:速度突躍減小，密度突躍增加，壓力突躍增加，溫度突躍增加

B:速度突躍減小，密度突躍增加，壓力突躍減小，溫度突躍減小

C:速度突躍減小，密度突躍減小，壓力突躍減小，溫度突躍增加

D:速度突躍減小，密度突躍減小，壓力突躍減小，溫度突躍減小

答案:速度突躍減小，密度突躍增加，壓力突躍增加，溫度突躍增加

對于收縮噴管，如果環(huán)境壓強小于臨界壓強，則（）

A:在噴管出口形成臨界流動

B:在噴管出口壓力等于環(huán)境壓強

C:在噴管出口壓力等于臨界壓強

D:在噴管出口未形成臨界流動

答案:在噴管出口形成臨界流動

；在噴管出口壓力等于臨界壓強

對于拉瓦爾噴管，如果環(huán)境壓強與總壓的比大于噴管出口的設(shè)計壓強比，則（）

A:管內(nèi)流動可能全部為亞聲速流

B:管內(nèi)流動可能全部為超聲速流

C:管內(nèi)流動可能存在正激波

D:管內(nèi)流動一定受到環(huán)境壓強的影響

答案:管內(nèi)流動可能全部為亞聲速流

；管內(nèi)流動可能全部為超聲速流

；管內(nèi)流動可能存在正激波

一股聲速氣流如果膨脹至馬赫數(shù)為2的超聲速氣流，則膨脹的折轉(zhuǎn)角為（）

A:28.5

B:27.5

C:29.5

D:26.5

答案:26.5

馬赫數(shù)為1.5的超聲速氣流繞二維15°圓弧曲壁膨脹，則膨脹完成后最終的馬赫數(shù)為（）

A:2.02

B:2.22

C:2.32

D:2.12

答案:2.02

馬赫數(shù),的超聲速氣流以0°攻角的流過折轉(zhuǎn)角為8°的楔形，則楔形的的壓力為（）

A:136KN/m2

B:166KN/m2

C:156KN/m2

D:146KN/m2

答案:156KN/m2

溫度為290K馬赫數(shù)為2的均勻空氣流繞外折角為10°的壁面膨脹，則膨脹后氣流的靜溫為（）

A:244K

B:264K

C:234K

D:254K

答案:244K

第八章單元測試

對于超聲速彈丸，收縮性尾部可以減小底部阻力，此時彈丸的總阻力也一定也會減小

（）

A:對B:錯

答案:錯超聲速氣流在彈丸圓柱部沿表面速度進一步減小壓力進一步增大。

（）

A:錯B:對

答案:對確定尖拱形頭部和拋物線頭部外形只需要給定頭部長徑比和最大直徑即可。

（）

A:錯B:對

答案:對軸向阻力系數(shù)僅僅取決于彈丸表面粘性摩擦力系數(shù)。

（）

A:對B:錯

答案:錯彈丸表面粘性摩擦力對法向力無貢獻。

（）

A:錯B:對

答案:錯對于圓錐頭部外形的圓錐激波，波后氣流突躍性地折轉(zhuǎn)到與壁面平行，壓強和密度突躍性的增加。

（）

A:錯B:對

答案:錯對旋成體彈丸的軸向力系數(shù)進行積分時我們只需要彈丸側(cè)面壓力和摩擦力以及底部的壓力分布即可。

（）

A:錯B:對

答案:對沿尖拱形和拋物線頭部，速度、壓力、溫度和密度的變化趨勢為（）

A:速度增加，壓力降低，溫度降低，密度減小

B:速度減小，壓力升高，溫度升高，密度升高

C:速度增加，壓力降低，溫度升高，密度減小

D:速度、壓力、溫度和密度均不變化

答案:速度增加，壓力降低，溫度降低，密度減小

當(dāng)自由來流為旋成體彈丸對稱面內(nèi)的均勻直線流時，如果來流攻角不為0，彈丸自身不旋轉(zhuǎn)，則以下氣動力參數(shù)為0的是（）

A:滾轉(zhuǎn)力矩

B:偏航力矩，

C:法向力

D:軸向力

答案:滾轉(zhuǎn)力矩

；偏航力矩，

對于旋成體而言，如果對稱面內(nèi)超聲速來流的攻角為0時，則（）

A:彈丸摩擦系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布

B:順流動方向，沿彈丸表面摩阻系數(shù)逐漸增加

C:順流動方向，沿彈丸表面壓力系數(shù)逐漸增加

D:彈丸壓力系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布

答案:彈丸摩擦系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布

；順流動方向，沿彈丸表面壓力系數(shù)逐漸增加

；彈丸壓力系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布

第九章單元測試

在超聲速情況下，利用相當(dāng)平板思想估算彈體摩擦阻力必須進行壓縮修正，其原因是（）

A:隨著M∞增大，邊界層厚度顯著增大。

B:在高速下邊界層內(nèi)法向速度梯度增加,從而使摩擦力以及摩擦應(yīng)力增加

C:在高速下邊界層內(nèi)法向速度梯度減小,從而使摩擦力以及摩擦應(yīng)力減小

答案：

D:隨著M∞增大，邊界層厚度顯著變小。

答案:在高速下邊界層內(nèi)法向速度梯度減小,從而使摩擦力以及摩擦應(yīng)力減小

答案：

；隨著M∞增大，邊界層厚度顯著變小。

下列哪些因素是影響彈丸摩擦阻力的主要因素（）

A:彈體表面狀況

B:空氣流與彈體的熱交換程度

C:飛行馬赫數(shù)

D:雷諾數(shù)

答案:彈體表面狀況

；飛行馬赫數(shù)

；雷諾數(shù)

利用相當(dāng)平板的思想來估算彈體表面摩擦阻力必須進行形狀修正，其原因是（）

A:彈體前部存在負的壓強梯度，它使邊界層變厚了

B:彈體前部的法向梯度大，摩擦阻力也大

C:彈體前部存在負的壓強梯度，它使邊界層變薄了

D:彈體前部的法向梯度小，摩擦阻力也小

答案:彈體前部的法向梯度大，摩擦阻力也大

；彈體前部存在負的壓強梯度，它使邊界層變薄了

對于長徑比越大的彈體，利用相當(dāng)平板思想估算的摩擦阻力越大。

（）

A:對B:錯

答案:錯彈體底部阻力形成的原因包括（）

A:超聲速的尾部激波

B:主流對底部氣流的摻混作用

C:主流對底部氣流的引射作用

D:邊界層在彈體尾端的分離

答案:超聲速的尾部激波

；主流對底部氣流的摻混作用

；主流對底部氣流的引射作用

；邊界層在彈體尾端的分離

減小底部阻力的措施可以是（）

A:底部排氣

B:采用收縮性尾部

C:減小長徑比

D:增加長徑比

答案:底部排氣

；采用收縮性尾部

；增加長徑比

在超聲速下，通過收縮尾部一定可以減小底部阻力。

（）

A:對B:錯

答案:錯錐形頭部的波阻計算公式為，該公式的使用條件是（）

A:圓錐的半頂角小于50

B:馬赫數(shù)范圍從1.5到8

C:圓錐的半頂角小于20

D:馬赫數(shù)范圍大于8

答案:圓錐的半頂角小于50

；馬赫數(shù)范圍從1.5到8

第十章單元測試

對于兩對相互垂直的彈翼，在小攻角下，無論彈翼與攻角平面的位置如何，兩對翼提供的總升力大小總等于一對尾翼在垂直于攻角平面時的升力。

（）

A:對B:錯

答案:對在小攻角下，與無彈體相比彈體對彈翼的干擾主要體現(xiàn)在橫側(cè)氣流對彈翼的（）

A:上洗速度

B:上洗角

C:下洗速度

D:下洗角

答案:上洗速度

；上洗角

在小攻角下，彈體對彈翼存在的干擾，使得（）

A:彈翼下表面壓強增加，上表面壓強降低

B:彈翼下表面