彈箭空氣動力學(xué)知到章節(jié)答案智慧樹2023年南京理工大學(xué)

彈箭空氣動力學(xué)知到章節(jié)測試答案智慧樹2023年最新南京理工大學(xué)第一章測試在一定條件下，氣體的宏觀狀態(tài)可以用壓強、溫度和密度等參數(shù)來描述，下列公式可以表述完全氣體狀態(tài)方程的是（）

參考答案:

**，R為氣體常數(shù)**下列表達式，可以用來表示氣體彈性模量的有（）

參考答案:

，p為壓力，V為氣體的體積;，ρ為密度，為氣體的聲速;,p為壓力，ρ為密度;，p為壓力，ρ為密度假設(shè)在海平面處的壓強與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣值相同，并且大氣的密度是個常數(shù)，其值為1.225，則大氣層的上界高度為（）

參考答案:

8430m第二章測試（多選題）在歐拉描述方法下，下列關(guān)于流場中物理量的分布敘述正確的是（）

參考答案:

在不可壓縮流場中，速度場中速度大的地方，壓力必定小;速度場表示為位置和時間坐標(biāo)的函數(shù)（單選題）流場速度分量的分布為，則過點（1，7）的流線方程為（）

參考答案:

****下列表達式中，能夠表示一根無限長直渦線對線外一點誘導(dǎo)速度大小的是（）

參考答案:

****（單選題）某飛行器飛行速度為800km/h，發(fā)動機噴口的質(zhì)量流量為67.79kg/s，若發(fā)動機尾噴口氣流的平均速度為700m/s，則發(fā)動機的推力為（）

參考答案:

32403N在下列方程中，準(zhǔn)確描述定常不可壓氣流質(zhì)量方程的是（）

參考答案:

****有一個平面流場速度分量為，t=1時在點（1,2）處的流線方程是（）

參考答案:

****第三章測試下面論述中正確的是（）

參考答案:

無旋流動一定存在速度勢函數(shù);不可壓縮流體平面無旋流動的流函數(shù)一定滿足拉普拉斯方程;不可壓縮流體的無旋流動速度勢一定滿足拉普拉斯方程下面關(guān)于壓力系數(shù)的敘述，正確的是（）

參考答案:

如果物面壓力分布曲線中的一段為減函數(shù)，則在這一段氣流一定為加速流動;如果物面壓力曲線某點值為0，則該點速度大小與自由來流速度相同;如果某點壓力系數(shù)的值為1，則該點一定為駐點圓柱有環(huán)量繞流的壓強分布曲線表明（）

參考答案:

圓柱受升力作用；;圓柱不受阻力作用。關(guān)于庫塔-儒科夫斯基升力定理，下列敘述正確的是（）

參考答案:

空中旋轉(zhuǎn)的球會受到升力作用，其大小可以通過庫塔-儒科夫斯基升力計算。;庫塔-儒科夫斯基升力定理表明物體存在升力，則繞物體必須有環(huán)量存在;庫塔-儒科夫斯基升力定理表明繞物體升力大小等來流密度乘以來流速度再乘以繞物體的環(huán)量若密度為1.225kg/m3的二維不可壓圓柱繞流流場的流函數(shù)可以表示為，則該圓柱所受的升力大小為（）

參考答案:

76930N在正三角形的三個角點,,處放人三個等強度點源，則該流動的駐點坐標(biāo)為：（）

參考答案:

(0，)在半徑為的圓柱有環(huán)量繞流中，表面上的壓強系數(shù)為（）

參考答案:

****在和處分別放入強度相等的點源和點匯，直勻流沿x軸流來。設(shè)點源強度,則該流動的前后駐點為（）

參考答案:

()在和處分別布置強度為Q的等強度點源和點匯，直勻流沿x軸流來。設(shè)點源強度,則該流動等價于直勻流繞如下那種物體的流動（）

參考答案:

****相距、強度為Q的等強度點源和點匯，位于一條與正x軸成45°角的直線上，點源和點匯相對于原點對稱。當(dāng)，并保持等于常數(shù)M時，由此形成的偶極子的流函數(shù)為（）

參考答案:

****第四章測試關(guān)于邊界層流動以下論述正確的是（）

參考答案:

壁面速度為0;速度梯度不為0;有摩擦力作用，粘性不可忽略關(guān)于紊流邊界層以下論述正確的是（）

參考答案:

紊流邊界層壁速度梯度相，因此湍流摩擦阻力要大于層流摩擦阻力;無論紊流核心區(qū)的湍流度如何大，在靠近壁面內(nèi)總存在層流底層;由于湍流存在劇烈的動量和能量交換，導(dǎo)致紊流邊界層內(nèi)時均速度趨于均勻;牛頓內(nèi)摩擦定律不適用于紊流邊界層摩擦阻力的計算關(guān)于卡門動量積分關(guān)系式，下列敘述正確的是（）

參考答案:

利用卡門動量積分關(guān)系式求解邊界層的解都是近似解;利用卡門動量積分關(guān)系式需要補充邊界層內(nèi)速度分布關(guān)系式和壁面摩擦力的計算方式若邊界層內(nèi)的速度分布規(guī)律為，則其位移厚度為（）

參考答案:

****若邊界層內(nèi)的速度分布規(guī)律為，則其動量損失厚度為（）

參考答案:

****設(shè)低速飛機在3000m高空以360km/h飛行。若機翼面積為40m2,平均弦長為2.5m。用完全紊流計算二維平板邊界層計算公式估算機翼的摩擦阻力（）

參考答案:

1040N在6題中，如果按按混合邊界層計算,假設(shè)轉(zhuǎn)捩點位置xt=0.5m，則此時計算的機翼的摩擦阻力（）

參考答案:

858N設(shè)海平面上空氣以9m/s的速度零攻角繞流某平板，假定為層流邊界，且層內(nèi)速度分布為，則距離平板前緣30cm處的邊界層厚度為（）

參考答案:

3.82mm設(shè)自由來流速度為，層流邊界層的厚度為δ，如果設(shè)邊界層內(nèi)速度分布滿足，則五個待定系數(shù)為（）

參考答案:

****設(shè)流動保持為層流，光滑平板長0.6m,寬2m,氣流速度為30m/s,，在海平面大氣條件下平板所受的摩擦阻力為（）

參考答案:

1.58N第五章測試低速翼型的通常采用圓頭形狀，這種具有一定前緣半徑的圓頭形狀可以（）

參考答案:

提高吸力峰值，提升升力;一定程度上提高翼型的升阻比;加快翼面氣流流速，減小上翼面壓強NACA2415翼型的的相對彎度是（）

參考答案:

2%相對于普通翼型，層流翼型具有的特點是（）

參考答案:

在設(shè)計點附近，前緣吸力峰值較小;在設(shè)計點附近，摩擦阻力較小;層流翼型前緣半徑較小;在設(shè)計點附近，層流翼型的最大速度點靠后關(guān)于翼型氣動力參數(shù)特性的敘述，正確的是（）

參考答案:

通過極曲線我們可以獲得翼型的最大升阻比及所對應(yīng)的攻角;升力隨攻角的增加在一定的攻角范圍內(nèi)可近似線性增加;阻力存在最小值，在小攻角范圍內(nèi)呈拋物線變化規(guī)律;通過增加攻角來提高升力存在攻角的臨界值，攻角超過該臨界值升力不升反降在薄翼型翼面速度表達式中，我們可以看出翼面擾動速度是由攻角和厚度引起。（）

參考答案:

錯通過薄翼型理論我們可以知道，在小攻角內(nèi)，所有薄翼型升力隨攻角變化曲線都相互平行，升力線斜率為2π。（）

參考答案:

對NACA2412翼型中弧線方程是則該翼型的零升攻角為（）

參考答案:

-2.1°設(shè)攻角為α，則平板翼型的升力和俯仰力矩系數(shù)為分別為（）

參考答案:

2πα，πα/2設(shè)直勻流以攻角α流過一拋物型彎板，則升力系數(shù)為（）

參考答案:

****第六章測試對于三維機翼，誘導(dǎo)阻力是機翼獲得升力必須要付出的代價，其值與空氣的粘性有關(guān)。（）

參考答案:

錯對于三維機翼，提高展弦比可以降低下洗攻角，增加升力，減小誘導(dǎo)阻力，可以提高升阻比。（）

參考答案:

對低速后掠翼翼面的流線呈現(xiàn)S型，你認(rèn)為這種S型流線會造成（）

參考答案:

翼尖上表面的前段，流線偏向?qū)ΨQ面,流管變細，流速增加，壓力減小;翼根上表面的前段，流線偏離對稱面,流管擴張，流速減小，壓力增加后掠翼的翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)使得（）

參考答案:

翼根附近單位展長的升力減小;翼尖附近單位展長的升力增加有關(guān)矩形直機翼翼和后掠翼的失速特性敘述正確的是（）

參考答案:

矩形翼翼根先進入失速狀態(tài)，然后向翼尖擴展;后掠翼翼尖附近先進入失速狀態(tài)，然后向翼根擴展大展弦比直機翼的氣動模型通常采用直勻流+自由渦面。（）

參考答案:

錯有一架重量G=7.38×104N的單翼飛機,機翼為橢圓形平面形狀,翼展=15.23m,現(xiàn)以90m/s的速度在海平面直線飛行，則翼根部剖面處的環(huán)量值為（）

參考答案:

=55.81m2/s在第七題中，該飛機的誘導(dǎo)阻力為（）

參考答案:

1498N一架重量G=14700N的飛機，在h=3000m，以=300km/h巡航平飛，機翼面積S=17m2，展弦比為6.2，翼剖面采用NACA23012翼型（）橢圓形機翼則此時飛機的升力系數(shù)為（）

參考答案:

0.274在第九題中，飛機的誘導(dǎo)阻力系數(shù)為（）

參考答案:

0.00385第七章測試根據(jù)一維定常絕熱有粘流的基本關(guān)系，當(dāng)沿流線速度增大時（）

參考答案:

總焓不變;總溫不變對于一維定常等熵流，當(dāng)沿流線速度增大時（）

參考答案:

總壓減小;靜溫減小超聲速氣流經(jīng)過外折曲壁膨脹區(qū)時，密度、壓力和溫度如何變化？（）

參考答案:

密度連續(xù)減小，壓力連續(xù)減小，溫度連續(xù)減小超聲速氣流經(jīng)過激波時，速度、密度、壓力和溫度如何變化？（）

參考答案:

速度突躍減小，密度突躍增加，壓力突躍增加，溫度突躍增加對于收縮噴管，如果環(huán)境壓強小于臨界壓強，則（）

參考答案:

在噴管出口形成臨界流動;在噴管出口壓力等于臨界壓強對于拉瓦爾噴管，如果環(huán)境壓強與總壓的比大于噴管出口的設(shè)計壓強比，則（）

參考答案:

管內(nèi)流動可能存在正激波;管內(nèi)流動可能全部為亞聲速流;管內(nèi)流動可能全部為超聲速流一股聲速氣流如果膨脹至馬赫數(shù)為2的超聲速氣流，則膨脹的折轉(zhuǎn)角為（）

參考答案:

26.5馬赫數(shù)為1.5的超聲速氣流繞二維15°圓弧曲壁膨脹，則膨脹完成后最終的馬赫數(shù)為（）

參考答案:

2.02馬赫數(shù),的超聲速氣流以0°攻角的流過折轉(zhuǎn)角為8°的楔形，則楔形的的壓力為（）

參考答案:

156KN/m2溫度為290K馬赫數(shù)為2的均勻空氣流繞外折角為10°的壁面膨脹，則膨脹后氣流的靜溫為（）

參考答案:

244K第八章測試對于超聲速彈丸，收縮性尾部可以減小底部阻力，此時彈丸的總阻力也一定也會減小（）

參考答案:

錯超聲速氣流在彈丸圓柱部沿表面速度進一步減小壓力進一步增大。（）

參考答案:

對確定尖拱形頭部和拋物線頭部外形只需要給定頭部長徑比和最大直徑即可。（）

參考答案:

對軸向阻力系數(shù)僅僅取決于彈丸表面粘性摩擦力系數(shù)。（）

參考答案:

錯彈丸表面粘性摩擦力對法向力無貢獻。（）

參考答案:

錯對于圓錐頭部外形的圓錐激波，波后氣流突躍性地折轉(zhuǎn)到與壁面平行，壓強和密度突躍性的增加。（）

參考答案:

錯對旋成體彈丸的軸向力系數(shù)進行積分時我們只需要彈丸側(cè)面壓力和摩擦力以及底部的壓力分布即可。（）

參考答案:

對沿尖拱形和拋物線頭部，速度、壓力、溫度和密度的變化趨勢為（）

參考答案:

速度增加，壓力降低，溫度降低，密度減小當(dāng)自由來流為旋成體彈丸對稱面內(nèi)的均勻直線流時，如果來流攻角不為0，彈丸自身不旋轉(zhuǎn)，則以下氣動力參數(shù)為0的是（）

參考答案:

偏航力矩，;滾轉(zhuǎn)力矩對于旋成體而言，如果對稱面內(nèi)超聲速來流的攻角為0時，則（）

參考答案:

順流動方向，沿彈丸表面壓力系數(shù)逐漸增加;彈丸壓力系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布;彈丸摩擦系數(shù)在任意截面處沿軸向均勻分布第九章測試在超聲速情況下，利用相當(dāng)平板思想估算彈體摩擦阻力必須進行壓縮修正，其原因是（）

參考答案:

隨著M∞增大，邊界層厚度顯著變小。;在高速下邊界層內(nèi)法向速度梯度減小,從而使摩擦力以及摩擦應(yīng)力減小答案：下列哪些因素是影響彈丸摩擦阻力的主要因素（）

參考答案:

雷諾數(shù);彈體表面狀況;飛行馬赫數(shù)利用相當(dāng)平板的思想來估算彈體表面摩擦阻力必須進行形狀修正，其原因是（）

參考答案:

彈體前部存在負(fù)的壓強梯度，它使邊界層變薄了;彈體前部的法向梯度大，摩擦阻力也大對于長徑比越大的彈體，利用相當(dāng)平板思想估算的摩擦阻力越大。（）

參考答案:

錯彈體底部阻力形成的原因包括（）

參考答案:

主流對底部氣流的引射作用;超聲速的尾部激波;邊界層在彈體尾端的分離;主流對底部氣流的摻混作用減小底部阻力的措施可以是（）

參考答案:

底部排氣;增加長徑比;采用收縮性尾部在超聲速下，通過收縮尾部一定可以減小底部阻力。（）

參考答案:

錯錐形頭部的波阻計算公式為，該公式的使用條件是（）

參考答案:

馬赫數(shù)范圍從1.5到8;圓錐的半頂角小于50第十章測試對于兩對相互垂直的彈翼，在小攻角下，無論彈翼與攻角平面的位置如何，兩對翼提供的總升力大小總等于一對尾翼在垂直于攻角平面時的升力。（）

參考答案:

對在小攻角下，與無彈體相比彈體對彈翼的干擾主要體現(xiàn)在橫側(cè)氣流對彈翼的（）

參考答案:

上洗速度;上洗角在小攻角下，彈體對彈翼存在的干擾，使得（）

參考答案:

彈翼的升力增加，靠近翼根升力增量越大;彈翼下表面壓強增加，上表面壓強降低在翼體干擾系數(shù)計算公式中，關(guān)于，和敘述正確的是（）

參考答案:

是單獨外露彈翼的升力;是在有彈體影響下的外露彈翼的升力;是在有翼影響下彈體的升力利用公式計算翼體干擾系數(shù)的適用條件（）

參考答案:

彈翼為前緣不前掠，后緣后掠角為0;所有亞聲速情況;小展弦比細長體彈箭利用組合體升力計算公式ＹWB=YB+YB(W)+YW(B)+YW(V)+YB(V)計算組合體的總升力需要知道（）

參考答案:

單獨外露翼的升力;翼體間的干擾系數(shù);單獨彈體的升力;彈體渦對彈翼的干擾升力及彈翼渦系的洗流作用在彈體上所產(chǎn)生的升力在給定