您可能感興趣的試卷
你可能感興趣的試題
A.正激波上游馬赫數(shù)M1是確定量熱完全氣體通過正激波特性變化的決定性參數(shù)
B.正激波只能在超聲速流動中發(fā)生，正激波后的流動是亞聲速的
C.通過靜止正激波總溫不變
D.通過正激波熵增大、總壓減小
A.彎度；迎角；厚度
B.厚度；迎角；彎度
C.弦長；厚度；彎度
D.迎角；厚度；彎度
A.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)小于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)
B.翼型表面速度最大點剛好達到聲速時對應(yīng)的自由來流馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
C.翼型表面速度最大點剛好達到聲速時對應(yīng)的馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
D.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)大于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)
A.無窮大；無窮大；無窮大
B.無窮大；無窮大；有限值
C.無窮大；有限值；無窮大
D.有限值；無窮大；無窮大
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.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(yīng)該是光滑連續(xù)的
B.超臨界翼型是經(jīng)過特殊設(shè)計的、以增加阻力發(fā)散馬赫數(shù)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(guān)系
A.Ma數(shù)不小于0.3
B.Ma數(shù)小于0.3
C.密度可變
D.機械能守恒
A.w1>w2
B.w1<w2
C.w1=w2
D.不能確定
A.物體形狀、馬赫數(shù)
B.物體形狀、迎角、馬赫數(shù)
C.物體形狀、迎角
D.物體形狀、迎角、雷諾數(shù)
A.a*2=u1*u2
B.a*2=u1-u2
C.a*2=u1/u2
D.a*2=u1+u2
最新試題
超聲速氣流中微弱擾動源后馬赫錐之外的氣流（）
超聲速氣流通過什么波，氣流方向不發(fā)生偏轉(zhuǎn)？（）
在壓強為1atm，溫度為288K的氣流中放入皮托管，皮托管測得的壓強是1.524atm。問氣流的馬赫數(shù)是多少，速度是多少？（）
根據(jù)超聲速小擾動線化理論，薄翼型的升力系數(shù)只與（）有關(guān)，與（）和（）無關(guān)。
由正激波狀態(tài)參數(shù)計算公式可知，當(dāng)波前馬赫數(shù)趨于無窮大時，壓力、溫度和密度分別趨于（）
物體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)由物體的形狀、迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)確定。如果忽略粘性，物體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)由什么確定？（）
速度u1=680m/s，溫度T1=288K，壓力p1=1atm的氣流通過正激波，波后速度、溫度和壓強分別為（）
對于定常、無粘、絕熱、忽略體積力的流動，沿流線成立的能量方程可以用如下方程表示：（）
關(guān)于熵及熱力學(xué)第二定律的描述不正確的是（）
關(guān)于飛機跨聲速，下列說法不正確的是（）