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。

相似题目

• 下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数？（）.

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

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• 高速飞机机翼采用的翼型是（）.

  A . A、相对厚度比较小，相对弯度比较大，最大厚度点靠后的簿翼型。 B . B、相对厚度比较小.相对弯度比较小，最大厚度点靠后的薄翼型。 C . C、相对厚度比较小.相对弯度比较小，最大厚度点靠前的薄翼型。 D . D、相对厚度比较小，相对弯度比较大.最大厚度点靠前的薄翼型。

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• 采用后掠机翼提高临界马赫数的原因是（）.

  A . A、后掠角使气流产生了沿机翼展向的流动。 B . B、经翼型加速产生升力的有效速度减小了。 C . C、翼根处附面层的厚度比挺梢处附面层的厚度薄。 D . D、形成了斜对气流的激波。

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• 飞机的临界马赫数值可以小于1，也可以大于1。

  A . 正确 B . 错误

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• 机翼的后掠角越大，表明该飞机的临界M数（）.

  A . A.越大 B . B.越小 C . C.与后掠角无关

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• 提高机翼弯扭颤振临界速度的有效措施是（）。

  A . A.增大机翼的弯曲刚度 B . B.使机翼的刚心位置前移 C . C.使机翼的重心后移 D . D.在翼尖前缘加配重

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• 翼型迎角增大时，压力中心怎么移动？超过临界迎角后，随着翼型迎角增大，压力中心怎么移动？

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• 超临界翼型的特点是（）.

  A . A、上翼面气流加速比较快，所以它的临界马赫数比较大。 B . B、一旦出现局部激波，激波的位置靠后.减少波阻。 C . C、一旦出现局部激波，激波的强度比较大，减小波阻。 D . D、超临界翼型的跨音速气动特性比层流翼型好。

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• 后掠机翼接近临界迎角时，下列说法那一个正确？（）.

  A . A、机翼的压力中心向后移，机头上仰，迎角进一步增大。 B . B、机翼的压力中心向前移，机头上仰，迎角进一步增大。 C . C、机翼的压力中心向后移，机头下沉，迎角减小。 D . D、机翼的压力中心向前移，机头下沉，迎角减小。

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• 马赫配平是在飞机加速到达到临界马赫数时使（）

  A . 偏航阻尼器接通 B . 水平安定面下偏一个角度 C . 水平安定面上偏一个角度 D . 升降舵上偏一个角度

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• 飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面：（）.

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

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• 当飞机飞行马赫数超过临界马赫数之后（）.

  A . A、局部激波首先出现在上翼面。 B . B、局部激波首先出现在下翼面。 C . C、只在上翼面出现局部激波。 D . D、随着飞行速度的继续提高，局部微波向前移动。

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• 影响机翼弯扭颤振临界速度的因素是（）。

  A . A.机翼的弯曲刚度 B . B.机翼的扭转刚度 C . C.机翼的拉伸刚度 D . D.机翼的刚心位置

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• 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 . 正确 B . 错误

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• 机翼迎角超过临界迎角，升力会突然消失。

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• 飞机临界马赫数是指____。

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• 前掠翼布局和后掠翼一样，也可以提高临界马赫数和降低波阻。

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• 将机翼后掠可以提高临界马赫数。

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• 要增大机翼升力，可以采用________。 A、提高飞行速度 B、增大机翼面积 C、改善翼型弯度 D、以上都对

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• 1、当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定会出现（）。

  A．超声速区 B．激波 C．流动分离 D．脱体激波

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• 12、当来流马赫数继续增大，超过临界马赫数时，翼型表面上将产生局部超声速区和（）。

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• 利用增大机翼弯度来提高机翼的升力系数，会导致机翼上表面最低压力点前移，加大临界迎角（）

  是 否

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• 采用激波-膨胀波理论，计算来流马赫数为3，攻角为5°的平板翼型的升力系数和阻力系数。

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• 机翼迎角在超过临界值后，翼型上表面边界层将发生严重的气流分离，升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象，称作失速。此题为判断题(对，错)。

  是 否

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