【MOOC】飛行器空氣動(dòng)力學(xué)-南京航空航天大學(xué) 中國大學(xué)慕課MOOC答案

【MOOC】飛行器空氣動(dòng)力學(xué)-南京航空航天大學(xué)中國大學(xué)慕課MOOC答案隨堂測驗(yàn)1、【單選題】NACA2412的相對(duì)彎度為本題答案：【2%】2、【判斷題】翼型就是機(jī)翼的幾何形狀本題答案：【錯(cuò)誤】3、【判斷題】翼型的頭部一定是鈍頭的本題答案：【錯(cuò)誤】4、【判斷題】弦長是翼型的一個(gè)重要特征長度本題答案：【正確】5、【判斷題】NACA四位數(shù)字翼型的第一個(gè)數(shù)字表示相對(duì)彎度本題答案：【正確】6、【判斷題】翼型上建立的體軸坐標(biāo)系的x軸沿來流方向本題答案：【錯(cuò)誤】7、【判斷題】對(duì)稱翼型的彎度等于零本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】對(duì)低速翼型，以下關(guān)于后緣條件的描述不正確的是本題答案：【后緣就是后駐點(diǎn)】2、【判斷題】翼型的幾何迎角一定大于等于零度本題答案：【錯(cuò)誤】3、【判斷題】在無黏位流理論下，翼型上各點(diǎn)的氣動(dòng)力都垂直于翼型表面。本題答案：【正確】4、【判斷題】自由來流動(dòng)壓的單位與壓強(qiáng)的單位相同本題答案：【正確】5、【判斷題】低速流動(dòng)可看作為不可壓縮流動(dòng)本題答案：【正確】6、【判斷題】庫塔-儒科夫斯基后緣條件表明翼型后緣點(diǎn)處流速為零本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)1、【判斷題】在無黏位流理論下，低速翼型受到的阻力等于零本題答案：【正確】2、【判斷題】薄翼型繞流是指當(dāng)迎角不大時(shí)，相對(duì)彎度和相對(duì)厚度都很小的翼型的繞流本題答案：【正確】3、【判斷題】只要描述問題的控制方程是線性的，問題就是線性問題，就可以利用疊加原理本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)1、【判斷題】薄翼型理論中，對(duì)升力有貢獻(xiàn)的參數(shù)是迎角和彎度。本題答案：【正確】2、【判斷題】薄翼型理論中翼型的升力與迎角成正比。本題答案：【錯(cuò)誤】3、【判斷題】氣動(dòng)力對(duì)翼型的壓心取矩等于零。本題答案：【正確】4、【判斷題】氣動(dòng)力對(duì)翼型的焦點(diǎn)取矩等于零。本題答案：【錯(cuò)誤】5、【判斷題】翼型的升力問題可以用面源來模擬。本題答案：【錯(cuò)誤】作業(yè)1單元測驗(yàn)1、【單選題】從三維角度來看，翼型可以看作本題答案：【無限展長機(jī)翼】2、【單選題】用于低速、亞聲速的翼型形狀為本題答案：【圓頭尖尾】3、【單選題】NACA2412翼型的相對(duì)彎度為本題答案：【2%】4、【單選題】NACA0012翼型的相對(duì)厚度為本題答案：【12%】5、【單選題】翼型上升力的方向本題答案：【垂直于來流】6、【單選題】真實(shí)翼型上阻力的方向本題答案：【平行于來流】7、【單選題】薄翼型理論中，升力問題是指本題答案：【迎角彎板問題】8、【單選題】根據(jù)薄翼型理論，升力系數(shù)與（）成正比本題答案：【絕對(duì)迎角】9、【單選題】NACA0012翼型的零升迎角為本題答案：【0度】10、【單選題】下面不是翼型的幾何參數(shù)的是本題答案：【幾何迎角】11、【單選題】翼型的失速是指本題答案：【升力下降，阻力大增】12、【單選題】薄翼型是指（）小于等于12%的翼型本題答案：【相對(duì)厚度】13、【單選題】庫塔-儒科夫斯基后緣條件的實(shí)質(zhì)是確定（）的唯一性本題答案：【繞翼型的速度環(huán)量】14、【多選題】無界空間里翼型的低速無粘位流問題要滿足的邊界條件為本題答案：【后緣條件#無窮遠(yuǎn)邊界條件#翼面不可穿透】15、【多選題】根據(jù)薄翼型理論，翼型的繞流可以分解為本題答案：【有迎角平板繞流問題#零迎角厚度繞流問題#零迎角彎板繞流問題】16、【判斷題】翼型的前緣點(diǎn)就是繞翼型流動(dòng)的前駐點(diǎn)本題答案：【錯(cuò)誤】17、【判斷題】翼型的壓力中心是指弦線上升力的作用點(diǎn)本題答案：【正確】18、【判斷題】當(dāng)翼型的后緣角大于零時(shí)，后緣點(diǎn)就是后駐點(diǎn)本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】常用低速翼型的最大升力系數(shù)一般隨雷諾數(shù)的增大而（）。本題答案：【增大】2、【單選題】焦點(diǎn)是翼型上這樣的一個(gè)點(diǎn)，（）。本題答案：【對(duì)該點(diǎn)的力矩系數(shù)保持不變】3、【多選題】面元法（panelmethod）是在翼型表面布置（）或（）并與直勻流疊加求解翼型氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬方法。本題答案：【面源#面渦】4、【多選題】描述翼型升力特性的基本參數(shù)有（）。本題答案：【零升迎角#升力線斜率#最大升力系數(shù)】5、【判斷題】低速時(shí)，翼型的阻力由黏性引起，分為摩擦阻力和壓差阻力兩部分。本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)1、【多選題】機(jī)翼的展弦比（Aspectratio）可表達(dá)為（）。本題答案：【展長的平方除以機(jī)翼面積#展長除以幾何平均弦長】2、【多選題】以下各項(xiàng)屬于機(jī)翼的幾何參數(shù)的有（）。本題答案：【展長#上反角#后掠角】3、【判斷題】機(jī)翼的平面形狀指的是在體軸系里機(jī)翼在水平面上的投影形狀。本題答案：【正確】4、【判斷題】機(jī)翼的氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)是指沿展向各翼剖面弦線不共面。本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)1、【多選題】在低速位流理論中，旋渦產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度場一定是（）本題答案：【無旋場#無源場】2、【判斷題】通常，機(jī)翼尾流中的自由渦系對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生上洗作用。本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】對(duì)于直勻流繞大展弦比直機(jī)翼的低速流動(dòng)，升力線通常放在（）。本題答案：【四分一弦點(diǎn)的連線】2、【多選題】從升力特性看，有限展弦比直機(jī)翼與翼型的差別主要體現(xiàn)在（）。本題答案：【繞有限展弦比直機(jī)翼的環(huán)量沿展向是變化的，在翼梢處為零，在機(jī)翼對(duì)稱面最大#在機(jī)翼后出現(xiàn)一個(gè)從后緣拖出的自由渦面】3、【多選題】直勻流繞機(jī)翼低速流動(dòng)的氣動(dòng)模型中包括（）。本題答案：【直勻流#自由渦面#附著渦面】4、【多選題】對(duì)大展弦比直機(jī)翼，采用升力線假設(shè)后，直勻流繞機(jī)翼低速流動(dòng)的氣動(dòng)模型包括（）。本題答案：【直勻流#附著渦線#自由渦面】作業(yè)2單元測驗(yàn)21、【單選題】下面不是機(jī)翼的幾何參數(shù)的是（）。本題答案：【迎角】2、【單選題】有限展弦比無扭轉(zhuǎn)直機(jī)翼，速度環(huán)量沿展向分布的規(guī)律是（）。本題答案：【機(jī)翼對(duì)稱面上最大，機(jī)翼兩端為零】3、【單選題】大展弦比直機(jī)翼的氣動(dòng)模型可表述為直勻流與（）的疊加。本題答案：【馬蹄渦系】4、【單選題】兩端伸向無窮遠(yuǎn)強(qiáng)度為的直線渦線在垂直于該渦線距離h處產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度大小為（）。本題答案：【】5、【單選題】低速機(jī)翼采用一定的上反角，其主要目的是（）。本題答案：【改善橫向穩(wěn)定性】6、【多選題】面元法是求解任意翼型位流問題的一種數(shù)值方法，該方法在翼型表面所要滿足的邊界條件可表述為（）。本題答案：【翼型表面不可穿透#翼型表面上各點(diǎn)的法向速度等于零#翼型表面是流線】7、【多選題】翼型的升力特性通常用升力系數(shù)曲線來表示，表征翼型升力特性的基本參數(shù)有（）。本題答案：【升力線斜率#零升迎角#最大升力系數(shù)】8、【多選題】對(duì)直勻流繞大展弦比平直機(jī)翼低速流動(dòng)，在采用升力線假設(shè)后，氣動(dòng)模型可表達(dá)為（）三種流動(dòng)的疊加。本題答案：【直勻流#附著渦線#自由渦面】9、【判斷題】在位流理論中，機(jī)翼不存在尾流的自由渦系。本題答案：【錯(cuò)誤】10、【判斷題】機(jī)場兩架飛機(jī)起飛的時(shí)間間隔必須考慮前面飛機(jī)自由渦系所造成的影響。本題答案：【正確】11、【判斷題】升力線是一條真實(shí)的渦線。本題答案：【錯(cuò)誤】12、【填空題】機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)分為兩種類型，一種是幾何扭轉(zhuǎn)，另一種是（）扭轉(zhuǎn)。本題答案：【氣動(dòng)】13、【填空題】對(duì)大展弦比平直機(jī)翼，因低速翼型的焦點(diǎn)約在1/4弦點(diǎn)，因此附著渦線可放在展向各剖面的1/4弦點(diǎn)的連線上，此即為（）。本題答案：【升力線】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】對(duì)于大展弦比直機(jī)翼小迎角情況下的低速繞流，可以近似地把每個(gè)剖面上的流動(dòng)看作是二維的，從整個(gè)機(jī)翼全體剖面看流動(dòng)是三維的，這種假設(shè)稱為（）。本題答案：【剖面假設(shè)】2、【單選題】下洗角是指（）。本題答案：【自由來流速度與有效速度之間的夾角】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】對(duì)于直勻流繞大展弦比直機(jī)翼小迎角情況下的低速流動(dòng)，翼剖面上的氣動(dòng)力合力方向垂直于（）。本題答案：【有效速度】2、【單選題】對(duì)于直勻流繞大展弦比直機(jī)翼小迎角情況下的低速流動(dòng)，翼剖面上的升力方向垂直于（）。本題答案：【自由來流速度】3、【單選題】對(duì)于直勻流繞大展弦比直機(jī)翼小迎角情況下的低速流動(dòng)，翼剖面上的誘導(dǎo)阻力方向平行于（）。本題答案：【自由來流速度】4、【單選題】大展弦比橢圓形機(jī)翼小迎角情況下各剖面上的升力系數(shù)沿展向的分布為（）。本題答案：【保持不變】5、【判斷題】有限展弦比機(jī)翼上產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力與黏性無關(guān)，是機(jī)翼產(chǎn)生升力所必須付出的代價(jià)。本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】對(duì)于大展弦比直機(jī)翼小迎角情況下的低速繞流，升力線斜率隨展弦比增大而（）。本題答案：【增大】2、【單選題】升力線理論適用的范圍是（）。本題答案：【大展弦比直機(jī)翼】3、【單選題】通常，在求解升力面理論的渦格法中，每個(gè)渦格上的附著渦線放到該渦格的四分之一弦線上，該渦格上的控制點(diǎn)選在（）。本題答案：【此渦格的四分之三弦線中點(diǎn)】作業(yè)3單元測驗(yàn)31、【單選題】對(duì)于大展弦比無扭轉(zhuǎn)直機(jī)翼，相同展弦比下具有最佳升阻特性的機(jī)翼平面形狀是（）。本題答案：【橢圓形】2、【單選題】對(duì)于大展弦比無扭轉(zhuǎn)直機(jī)翼，機(jī)翼的升力線斜率隨展弦比變化的規(guī)律是（）。本題答案：【展弦比越大升力線斜率越大】3、【單選題】有限展長機(jī)翼，翼剖面上的升力垂直于（）。本題答案：【來流速度】4、【單選題】有限展長機(jī)翼，翼剖面上的氣動(dòng)力合力垂直于（）。本題答案：【有效速度】5、【單選題】設(shè)大展弦比平直橢圓翼某一剖面的升力系數(shù)為，已知翼梢處速度環(huán)量為零，則翼梢處的升力系數(shù)為（）。本題答案：【】6、【單選題】大展弦比平直橢圓機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)沿展向的分布規(guī)律是（）。本題答案：【沿展向不變】7、【多選題】飛機(jī)以低速飛行時(shí)，可能產(chǎn)生的機(jī)翼阻力有（）。本題答案：【摩擦阻力#誘導(dǎo)阻力#壓差阻力】8、【多選題】對(duì)升力線理論作出重要貢獻(xiàn)的科學(xué)家有（）。本題答案：【普朗特#蘭徹斯特】9、【多選題】大展弦比平直橢圓機(jī)翼，沿展向保持為常值的有（）。本題答案：【升力系數(shù)#誘導(dǎo)阻力系數(shù)#下洗速度】10、【判斷題】誘導(dǎo)阻力是低速有限展長機(jī)翼產(chǎn)生升力所必須付出的代價(jià)。本題答案：【正確】11、【填空題】對(duì)于直勻流繞低速機(jī)翼的流動(dòng)，從局部剖面看流動(dòng)是二維的，而從整個(gè)機(jī)翼全體剖面看流動(dòng)又是三維的。這種模型，稱為（）假設(shè)。本題答案：【剖面】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】不可壓位流問題速度位滿足的線性偏微分方程稱為（）。本題答案：【拉普拉斯方程】2、【單選題】聲速是壓強(qiáng)小擾動(dòng)傳播的速度，聲波傳播的過程是（）。本題答案：【等熵過程】3、【判斷題】定常、等熵可壓位流問題的速度位滿足線性偏微分方程。本題答案：【錯(cuò)誤】4、【判斷題】定?？蓧何涣鲉栴}速度位所滿足的全速位方程只能應(yīng)用于亞聲速流動(dòng)。本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)1、【單選題】亞聲速流動(dòng)，在小擾動(dòng)條件下線化的速度位所滿足的偏微分方程是（）偏微分方程。本題答案：【橢圓型】2、【多選題】定常、等熵可壓位流問題的速度位所滿足的全速位方程在小擾動(dòng)條件下，對(duì)于（）可以線化。本題答案：【低速流動(dòng)#亞聲速流動(dòng)#超聲速流動(dòng)】3、【多選題】在位流問題中，直勻流繞靜止物體流動(dòng)時(shí)，在固壁面上滿足的邊界條件為（）。本題答案：【壁面是一條流線#壁面不可穿透#壁面上法向流速為零】隨堂測驗(yàn)141、【單選題】亞聲速線化速度位滿足的方程通過仿射變換可以變?yōu)榈退偎俣任凰鶟M足的拉普拉斯方程，通過該仿射變換，以下參數(shù)中保持不變的是（）。本題答案：【弦長】2、【單選題】流過具有相同厚度和彎度的翼型，在相同的迎角下，亞聲速流的壓強(qiáng)系數(shù)一定（）不可壓流中對(duì)應(yīng)點(diǎn)處的壓強(qiáng)系數(shù)。本題答案：【大于】3、【單選題】流過具有相同厚度和彎度的翼型，在相同的迎角下，亞聲速流中翼型的升力系數(shù)一定（）不可壓流中翼型的升力系數(shù)。本題答案：【大于】4、【判斷題】根據(jù)薄翼型理論，在低速流動(dòng)中，如果翼型的相對(duì)彎度、相對(duì)厚度和迎角都放大N倍，則翼型表面上對(duì)應(yīng)點(diǎn)處的壓強(qiáng)系數(shù)也放大N倍。本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)151、【單選題】亞聲速線化速度位滿足的方程通過仿射變換可以變?yōu)榈退偎俣任凰鶟M足的拉普拉斯方程，通過該仿射變換，以下參數(shù)中保持不變的是（）。本題答案：【根梢比】2、【單選題】在亞聲速范圍內(nèi)，同一平面形狀的機(jī)翼，隨著來流馬赫數(shù)的增大，機(jī)翼的升力線斜率將（）。本題答案：【增大】3、【單選題】在亞聲速范圍內(nèi)，機(jī)翼的最大升力系數(shù)一般隨來流馬赫數(shù)的增加而（）。本題答案：【減小】4、【單選題】對(duì)于亞聲速來流繞翼型流動(dòng)，當(dāng)來流馬赫數(shù)逐漸增大到某一值時(shí)，翼型表面上某點(diǎn)的速度恰好達(dá)到當(dāng)?shù)芈曀?，此時(shí)的來流馬赫數(shù)稱為該翼型的（）。本題答案：【臨界馬赫數(shù)】作業(yè)4單元測驗(yàn)41、【單選題】表征流體可壓縮性的無量綱參數(shù)是（）。本題答案：【馬赫數(shù)】2、【單選題】與不可壓位流問題相比，定常、等熵可壓位流問題的連續(xù)方程中（）不再是常數(shù)，速度位方程因此也不再滿足拉普拉斯方程。本題答案：【密度】3、【單選題】對(duì)于定常、等熵可壓位流問題，在機(jī)翼表面上各點(diǎn)處滿足的邊界條件是（）。本題答案：【法向速度等于零】4、【單選題】對(duì)于翼型，通過仿射變換（普朗特-格勞特變換）可以把二維定常、等熵亞聲速位流問題的線化速度位方程變?yōu)閷?duì)于不可壓流所滿足的拉普拉斯方程。經(jīng)過該變換后，以下參數(shù)中保持不變的是（）。本題答案：【弦長】5、【單選題】利用壓強(qiáng)系數(shù)變換公式時(shí)，不可壓流中的迎角是（）。本題答案：【】6、【單選題】根據(jù)薄翼型理論，當(dāng)來流迎角、翼型的相對(duì)彎度和相對(duì)厚度都放大倍，則對(duì)應(yīng)的壓強(qiáng)系數(shù)（）。本題答案：【也放大倍】7、【單選題】普朗特-格勞特法則指出，流過具有相同厚度和彎度的翼型，在相同的迎角下，亞聲速流的壓強(qiáng)系數(shù)只要將不可壓流中對(duì)應(yīng)點(diǎn)上的壓強(qiáng)系數(shù)簡單地乘以（）。本題答案：【】8、【多選題】翼型對(duì)流場產(chǎn)生小擾動(dòng)的條件有（）本題答案：【相對(duì)厚度比較小#相對(duì)彎度比較小#來流迎角比較小】9、【多選題】亞聲速流中的后掠翼，隨著馬赫數(shù)的增大，其所對(duì)應(yīng)的不可壓流中的機(jī)翼的（）。本題答案：【展弦比越小#后掠角越大】10、【判斷題】定常、等熵可壓位流問題的線化速度位方程對(duì)跨聲速問題不適用。本題答案：【正確】11、【填空題】在亞聲速范圍內(nèi)，同一平面形狀的機(jī)翼，隨著馬赫數(shù)的增大，機(jī)翼的升力線斜率將（）。本題答案：【大】隨堂測驗(yàn)161、【單選題】超聲速翼型通常為尖前緣的原因是避免產(chǎn)生（）。本題答案：【脫體激波】2、【單選題】在超聲速線化理論中，超聲速來流繞翼型所產(chǎn)生的波都可以看作是（）。本題答案：【馬赫波】3、【多選題】根據(jù)超聲速線性理論，翼型表面上任一點(diǎn)處的壓強(qiáng)系數(shù)與該點(diǎn)（）成線性關(guān)系。本題答案：【壁面的斜率#壁面相對(duì)來流的折角】4、【判斷題】超聲速氣流繞鈍頭體流動(dòng)時(shí)不可能產(chǎn)生正激波。本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)171、【單選題】根據(jù)超聲速線化理論，對(duì)翼型升力系數(shù)有貢獻(xiàn)的參數(shù)是（）。本題答案：【迎角】2、【單選題】根據(jù)超聲速線化理論，翼型的焦點(diǎn)位于距離前緣（）處。本題答案：【二分之一弦點(diǎn)】3、【判斷題】超聲速線化理論中翼型所受到的阻力與黏性無關(guān)。本題答案：【正確】4、【判斷題】根據(jù)超聲速線化理論，只有對(duì)稱翼型，零升波阻系數(shù)才與迎角無關(guān)。本題答案：【錯(cuò)誤】作業(yè)5單元測驗(yàn)51、【單選題】超聲速來流以零度迎角繞相對(duì)厚度為10%的對(duì)稱雙圓弧翼型流動(dòng)時(shí)，在前緣上翼面將產(chǎn)生（）。本題答案：【斜激波】2、【單選題】超聲速氣流繞翼型流動(dòng)，在一級(jí)近似理論下，以下參數(shù)中對(duì)升力系數(shù)有影響的是（）。本題答案：【迎角】3、【單選題】根據(jù)超聲速一級(jí)近似理論，超聲速翼型的焦點(diǎn)位于（）。本題答案：【距離前緣1/2弦長處】4、【單選題】薄翼型以小迎角從低速加速到超聲速的過程中，其焦點(diǎn)的位置（）。本題答案：【顯著后移】5、【多選題】在超聲速一級(jí)近似理論中，翼型的零升波阻與（）有關(guān)。本題答案：【彎度分布#厚度分布】6、【多選題】超聲速流以零度迎角繞對(duì)稱菱形翼型流動(dòng)時(shí)，在距前緣20%弦長處的上翼面，以下描述正確的有（）。本題答案：【該點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)大于零#該點(diǎn)處的馬赫數(shù)小于來流馬赫數(shù)】7、【多選題】根據(jù)超聲速線化理論，超聲速流繞薄翼型的流動(dòng)可認(rèn)為是由（）疊加而成。本題答案：【有迎角平板繞流#零迎角中弧線彎板繞流#零迎角對(duì)稱厚度翼型繞流】8、【判斷題】為了減小波阻力，超聲速翼型前緣最好做成鈍頭。本題答案：【錯(cuò)誤】9、【判斷題】在超聲速一級(jí)近似理論中，翼型表面上任意一點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)為，其中是翼型表面上該點(diǎn)的切線與弦線之間的夾角。本題答案：【錯(cuò)誤】10、【判斷題】超聲速翼型的波阻系數(shù)與黏性無關(guān)。本題答案：【正確】11、【填空題】超聲速氣流繞翼型流動(dòng)時(shí)，可能產(chǎn)生馬赫波、膨脹波和（）。本題答案：【激波】12、【填空題】在超聲速一級(jí)近似理論中，可將產(chǎn)生的所有的波都近似為（）。本題答案：【馬赫波】隨堂測驗(yàn)181、【判斷題】如果前方來流相對(duì)于機(jī)翼前緣的法向分速度大于來流聲速，則該前緣稱為亞聲速前緣。本題答案：【錯(cuò)誤】2、【填空題】超聲速流場中一點(diǎn)P的后馬赫錐為該點(diǎn)的（）區(qū)。本題答案：【影響】3、【填空題】超聲速機(jī)翼與來流方向平行的直線段交于第二點(diǎn)的機(jī)翼邊界稱為該機(jī)翼的（）。本題答案：【后緣】4、【填空題】在超聲速三維機(jī)翼中，往往可以找到一些僅受單一前緣影響的區(qū)域，這些區(qū)域稱為（）流區(qū)。本題答案：【二維##%_YZPRLFH_%##2D】隨堂測驗(yàn)191、【多選題】當(dāng)來流馬赫數(shù)超過翼型的臨界馬赫數(shù)時(shí)，翼型表面上一定會(huì)出現(xiàn)（）。本題答案：【超聲速區(qū)#激波】2、【多選題】與經(jīng)典亞聲速翼型相比，超臨界翼型的形狀特點(diǎn)是（）。本題答案：【上翼面前半段比較平坦#下翼面后緣附近壁面內(nèi)凹】3、【判斷題】跨聲速繞流時(shí)，翼型的升力系數(shù)突然下降主要是由于激波失速。本題答案：【正確】4、【判斷題】跨聲速繞流時(shí)，翼型的阻力系數(shù)突然大增是由于壓差阻力急劇增大造成的。本題答案：【錯(cuò)誤】隨堂測驗(yàn)201、【單選題】被譽(yù)為“中國的導(dǎo)彈之父”的科學(xué)家是（）。本題答案：【錢學(xué)森】2、【單選題】當(dāng)衛(wèi)星、航天飛船、洲際導(dǎo)彈等空間飛行器以高超聲速再入大氣層返回地球時(shí)，在一定高度和一定時(shí)間內(nèi)與地面通信聯(lián)絡(luò)會(huì)嚴(yán)重失效，甚至完全中斷，這種現(xiàn)象稱為（）。本題答案：【黑障】3、【多選題】下列屬于高超聲速繞流新特征的有（）。本題答案：【薄激波層#存在熵層#嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱】單元作業(yè)6單元測驗(yàn)61、【單選題】在翼型速度接近聲速時(shí)，會(huì)出現(xiàn)阻力劇增，這種現(xiàn)象稱為（）。本題答案：【聲障】2、【單選題】一般來說，機(jī)翼的后掠角越大，臨界馬赫數(shù)（）。本題答案：【越大】3、【單選題】一般來說，機(jī)翼的展弦比越大，臨界馬赫數(shù)（）。本題答案：【越小】4、【單選題】對(duì)于機(jī)翼，如果前方來流相對(duì)于前緣的法向分速度大于來流聲速，則該前緣稱為（）。本題答案：【超聲速前緣】5、【單選題】在超聲速三維機(jī)翼中，受（）影響的區(qū)域，稱為二維流區(qū)。本題答案：【單一前緣】6、【單選題】被譽(yù)為“中國的導(dǎo)彈之父”的科學(xué)家是（）。本題答案：【錢學(xué)森】7、【多選題】當(dāng)來流馬赫數(shù)超過翼型的臨界馬赫數(shù)時(shí)，翼型表面上一定存在（）。本題答案：【超聲速區(qū)#激波】8、【多選題】超臨界翼型主要是為了提高翼型的（）。本題答案：【臨界馬赫數(shù)#阻力發(fā)散馬赫數(shù)】9、【多選題】以下屬于高超聲速流新特征的有（）。本題答案：【嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱#黏性干擾嚴(yán)重#低密度效應(yīng)】10、【判斷題】跨聲速繞流時(shí)，翼型的升力系數(shù)突然下降主要是由于激波失速。本題答案：【正確】11、【填空題】隨著來流馬赫數(shù)的增大，翼型表面上某些點(diǎn)的流速也增大，當(dāng)來流馬赫數(shù)增大到某一值時(shí)（仍然1），翼型表面某點(diǎn)的局部速度恰好達(dá)到當(dāng)?shù)芈曀?，亦即該點(diǎn)的M=1，此時(shí)來流馬赫數(shù)被稱為（）。本題答案：【臨界馬赫數(shù)##%_YZPRLFH_%##下臨界馬赫數(shù)】12、【填空題】當(dāng)來流馬赫數(shù)繼續(xù)增大，超過臨界馬赫數(shù)時(shí)，翼型表面上將產(chǎn)生局部超聲速區(qū)和（）。本題答案：【激波】13、【填空題】超聲速流中，P點(diǎn)的前馬赫錐稱為該點(diǎn)的（）。本題答案：【依賴區(qū)】隨堂測驗(yàn)211、【判斷題】N-S方程是線性偏微分方程組。本題答案：【錯(cuò)誤】2、【判斷題】歐拉方程不能求解摩擦阻力。本題答案：【正確】3、【判斷題】計(jì)算流體力學(xué)不能求解非定常流動(dòng)問題。本題答案：【錯(cuò)誤】4、【判斷題】計(jì)算流體力學(xué)的優(yōu)點(diǎn)之一是可以求解理論分析與實(shí)驗(yàn)難以解決的問題。本題答案：【正確】隨堂測驗(yàn)221、【單選題】有限元方法應(yīng)用領(lǐng)域非常廣泛，國際學(xué)術(shù)界承認(rèn)我國科學(xué)家（）獨(dú)立發(fā)展了有限元方法。本題答案：【馮康】2、【多選題】與有限體積等數(shù)值計(jì)算方法相比，有限差分方法的優(yōu)點(diǎn)有（）。本題答案：