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关于临界马赫数，下述说法正确的是（）A．超临界翼型设计的目的是为了增加临界马赫数。B．临界马赫数不但和翼型外形相关，还和翼型的迎角相关。C．为了提高翼型的临界马赫数，尽量使用薄翼型。D．对相同的翼型，后掠翼的临界马赫数大于平直翼的临界马赫数。

题目

关于临界马赫数，下述说法正确的是（）

A．超临界翼型设计的目的是为了增加临界马赫数。

B．临界马赫数不但和翼型外形相关，还和翼型的迎角相关。

C．为了提高翼型的临界马赫数，尽量使用薄翼型。

D．对相同的翼型，后掠翼的临界马赫数大于平直翼的临界马赫数。

相似考题

1.是飞机的机翼几何外形参数有 ______。A. 翼展长B.机翼上反角C.临界马赫数D.展弦比

2.亚音速流动，是指马赫数（）时的流动。A、等于1B、等于临界马赫数C、大于1D、小于1

3.以下属于马赫配平的条件是（）。A、速度大于临界马赫数B、速度小于临界马赫数C、襟翼放下D、襟翼收起

4.下列关于临界温度和临界压力说法正确的是()。A、同种气体的临界温度和临界压力是不变的B、临界温度和临界压力是对应出现的C、高于临界温度，无论多高的压力气体都不能变成液体D、以上说法都正确

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  • 第1题：

    临界马赫数是指：（）.

    • A、上翼面出现激波时的来流马赫数
    • B、上翼面出现局部超音速区时的来流马赫数
    • C、飞机产生高速振动时的来流马赫数
    • D、上翼面低压力点达到音速时的来流马赫数

    正确答案:D

  • 第2题：

    什么是临界迎角？什么是临界马赫数？


    正确答案: 在Cy—α曲线中，对应于升力系数等于零的迎角称为零升力迎角；对应于最大升力系数Cymax曲的迎角叫临界迎角或失速迎角。
    飞机开始产生局部激波所对应的飞行马赫数称为“临界马赫数”。临界马赫数／临界速度是亚音速飞行和跨音速飞行的分界点。

  • 第3题：

    飞机的临界马赫数值可以小于1，也可以大于1。


    正确答案:错误

  • 第4题：

    是飞机的机翼几何外形参数有（）

    • A、翼展长
    • B、机翼上反角
    • C、临界马赫数
    • D、展弦比

    正确答案:A,D

  • 第5题：

    下列说法正确的是（）

    • A、高雷诺数下容易转捩是因为惯性力大，扰动大
    • B、马赫数是惯性力与粘性力之比
    • C、层流和紊流的判断依据的是上临界雷诺数
    • D、雷诺输运方程和随体导数是完全等价的

    正确答案:D

  • 第6题：

    飞机上安装马赫数表的原因是（）。

    • A、作为指示空速表的备用仪表
    • B、作为真空速表的备用仪表
    • C、当飞行速度超过临界马赫数时根据空速表指示不能判断飞机所受空气动力的情况

    正确答案:C

  • 第7题：

    气流流过收敛-扩张通道，下列说法正确的是？（）

    • A、当出口马赫数大于1时，管内不会出现激波；
    • B、当超过临界压强比时，喉部马赫数将大于1；
    • C、在给定的下游位置处，压强仅用喉部声速表示是可能的；
    • D、喉部马赫数总是1。

    正确答案:D

  • 第8题：

    飞行高度增加，其它参数不变时飞机的临界马赫数（）

    • A、保持不变
    • B、增加
    • C、减小

    正确答案:A

  • 第9题：

    后掠翼的临界马赫数比平直翼的要小。


    正确答案:错误

  • 第10题：

    临界马赫数一定小于1。


    正确答案:正确

  • 第11题：

    多选题
    机翼后掠，可以（）。
    A

    提高临界马赫数

    B

    减小激波阻力

    C

    减小结构重量


    正确答案： C,A
    解析： 暂无解析

  • 第12题：

    问答题
    何谓临界马赫数、局部激波，激波分离？

    正确答案： 根据流体的连续性方程，当气流从A点流过机翼时，由于机翼上表面凸起使流管收缩，气流在这里速度增加；当气流流到机翼最高点B时，流速增加到最大。当B点马赫数为1时，A点马赫数称为临界马赫数。（Ma临界=V临界/a）当飞机的飞行速度超过临界Ma时，机翼上就会出现一个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。这个正激波由于是局部产生的，所以叫“局部激波”。气流通过局部激波后，由超声速急剧降为亚声速，激波后的压强也迅速增大，导致机翼表面上附面层内的气流由高压（翼剖面后部）向低压（前部）流动，使附面层内的气流由后向前倒流，并发生气流分离，形成许多旋涡，这种现象叫做“激波分离”。
    解析： 暂无解析

  • 第13题：

    机翼后掠，可以（）。

    • A、提高临界马赫数
    • B、减小激波阻力
    • C、减小结构重量

    正确答案:A,B

  • 第14题：

    通过采用超临界翼型设计可以使得机翼的临界马赫数明显提高。


    正确答案:正确

  • 第15题：

    下列关于雷诺数Re和马赫数Ma的说法正确的是（）

    • A、在高雷诺数的情况下，边界层厚度远小于被扰流物体的特征长度，此时适合用理想欧拉方程求解
    • B、马赫数表征流体的流速，马赫数越小流体流速越大
    • C、马赫数表征流体的压缩性，马赫数越小流体密度变化越大
    • D、雷诺数表征流体的流态，雷诺数越大惯性力相对越大

    正确答案:D

  • 第16题：

    采用变后掠翼的主要目的是（）

    • A、提高临界马赫数
    • B、改善低速性能
    • C、增大升力
    • D、减小机翼面积

    正确答案:D

  • 第17题：

    下面关于后掠角不正确的是（）

    • A、产生升力的有效速度可以降低
    • B、后掠机翼可延缓失速
    • C、后掠机翼可减小波阻
    • D、后掠角越大，提高临界马赫数的效果越明显

    正确答案:B

  • 第18题：

    机翼的后掠角是为了（）

    • A、增大临界迎角
    • B、增大临界马赫数
    • C、增大着陆速度以防止飞机失速

    正确答案:B

  • 第19题：

    下列关于马赫数的叙述正确的是：（）

    • A、马赫数是飞行速度与该高度上音速之比
    • B、马赫数是音速与飞行速度之比
    • C、马赫数反映了空气庄缩性的大小
    • D、飞行马赫数超过1意味着进入超音速飞行

    正确答案:A

  • 第20题：

    飞行迎角增大，其它参数不变时飞机的临界马赫数（）

    • A、将减小
    • B、保持不变
    • C、将增加

    正确答案:A

  • 第21题：

    当飞机上翼面刚好出现等音速气流时，飞机的飞行马赫数（）临界马赫数。


    正确答案:等于

  • 第22题：

    单选题
    下面关于后掠角不正确的是（）
    A

    产生升力的有效速度可以降低

    B

    后掠机翼可延缓失速

    C

    后掠机翼可减小波阻

    D

    后掠角越大，提高临界马赫数的效果越明显


    正确答案： B
    解析： 暂无解析

  • 第23题：

    多选题
    是飞机的机翼几何外形参数有（）
    A

    翼展长

    B

    机翼上反角

    C

    临界马赫数

    D

    展弦比


    正确答案： B,D
    解析： 机翼的几何参数
    机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：
    翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用l表示。
    翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav，其计算方法为：bav=（b0+b1）/2。
    展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：λ=l/bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大，因此，高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
    后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1/4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。
    根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η表示，η=b0/b1。
    相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值。

  • 第24题：

    判断题
    通过采用超临界翼型设计可以使得机翼的临界马赫数明显提高。
    A

    对

    B

    错


    正确答案： 对
    解析： 暂无解析

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