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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

题目

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
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.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

3.亚音速飞行一般指：（）.A、马赫数低于0.75B、马赫数0.75到1.2C、马赫数0.75到1.0D、马赫数低于1.0

4.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

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  • 第1题：

    跨音速飞行一般是指：（）.

    • A、马赫数0.50到1.0
    • B、马赫数0.75到1.0
    • C、马赫数0.75到1.2
    • D、马赫数0.75到2.0

    正确答案:C

  • 第2题：

    飞机飞行的临界速度是指（）

    • A、飞机飞行马赫数达到1时所对应的飞行速度
    • B、飞机迎角刚达到临界迎角时的飞行速度
    • C、飞机机翼表面刚出现等音速点时的飞行速
    • D、飞机飞行效率达到最高时的飞行速度

    正确答案:C

  • 第3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：

    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6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7题：

    后掠翼的临界马赫数比平直翼的要小。


    正确答案:错误

  • 第8题：

    飞机在飞行中出现的失速现象的原因是：（）.

    • A、翼梢出现较强的旋涡，产生很大的诱导阻力，
    • B、由于迎角达到临界迎角，造成机翼上表面附面层大部分分离。
    • C、飞行马赫数超过临界马赫数之后，机翼上表面出现局部激波诱导的气流分离。
    • D、由于机翼表面粗糙，使附面层由层流变为紊流。

    正确答案:B,C

  • 第9题：

    飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面：（）.

    • A、首次出现局部激波。
    • B、首次出现等音速点。
    • C、流场中形成局部超音速区。
    • D、局部激波诱导的附面层分离。

    正确答案:B

  • 第10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11题：

    单选题
    马赫数Ma>1时，音速为（）
    A

    亚音速

    B

    临界音速

    C

    普通音速

    D

    超音速


    正确答案： C
    解析： 暂无解析

  • 第12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

  • 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：

    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15题：

    马赫数是指气体的（）与当地音速之比。


    正确答案:流速

  • 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：

    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18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19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20题：

    临界马赫数一定小于1。


    正确答案:正确

  • 第21题：

    下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数？（）.

    • A、小展弦比机翼。
    • B、大展弦比机翼。
    • C、平直机翼。
    • D、后掠机翼。

    正确答案:A,D

  • 第22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23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

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