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

彈箭空氣動(dòng)力學(xué)知到章節(jié)測(cè)試答案智慧樹(shù)2023年最新南京理工大學(xué)第一章測(cè)試在一定條件下，氣體的宏觀狀態(tài)可以用壓強(qiáng)、溫度和密度等參數(shù)來(lái)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(dá)式，可以用來(lái)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(qiáng)與國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣值相同，并且大氣的密度是個(gè)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(cè)試（多選題）在歐拉描述方法下，下列關(guān)于流場(chǎng)中物理量的分布敘述正確的是（）

參考答案:

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

參考答案:

****下列表達(dá)式中，能夠表示一根無(wú)限長(zhǎng)直渦線對(duì)線外一點(diǎn)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(dòng)機(jī)噴口的質(zhì)量流量為67.79kg/s，若發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口氣流的平均速度為700m/s，則發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)平面流場(chǎng)速度分量為，t=1時(shí)在點(diǎn)（1,2）處的流線方程是（）

參考答案:

****第三章測(cè)試下面論述中正確的是（）

參考答案:

無(wú)旋流動(dòng)一定存在速度勢(shì)函數(shù);不可壓縮流體平面無(wú)旋流動(dòng)的流函數(shù)一定滿足拉普拉斯方程;不可壓縮流體的無(wú)旋流動(dòng)速度勢(shì)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(dòng);如果物面壓力曲線某點(diǎn)值為0，則該點(diǎn)速度大小與自由來(lái)流速度相同;如果某點(diǎn)壓力系數(shù)的值為1，則該點(diǎn)一定為駐點(diǎn)圓柱有環(huán)量繞流的壓強(qiáng)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(kù)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(huì)受到升力作用，其大小可以通過(guò)庫(kù)塔-儒科夫斯基升力計(jì)算。;庫(kù)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(kù)塔-儒科夫斯基升力定理表明繞物體升力大小等來(lái)流密度乘以來(lái)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(chǎng)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(gè)角點(diǎn),,處放人三個(gè)等強(qiáng)度點(diǎn)源，則該流動(dòng)的駐點(diǎn)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(qiáng)系數(shù)為（）

參考答案:

****在和處分別放入強(qiáng)度相等的點(diǎn)源和點(diǎn)匯，直勻流沿x軸流來(lái)。設(shè)點(diǎn)源強(qiáng)度,則該流動(dòng)的前后駐點(diǎn)為（）

參考答案:

()在和處分別布置強(qiáng)度為Q的等強(qiáng)度點(diǎn)源和點(diǎn)匯，直勻流沿x軸流來(lái)。設(shè)點(diǎn)源強(qiáng)度,則該流動(dòng)等價(jià)于直勻流繞如下那種物體的流動(dòng)（）

參考答案:

****相距、強(qiáng)度為Q的等強(qiáng)度點(diǎn)源和點(diǎn)匯，位于一條與正x軸成45°角的直線上，點(diǎn)源和點(diǎn)匯相對(duì)于原點(diǎn)對(duì)稱(chēng)。當(dāng)，并保持等于常數(shù)M時(shí)，由此形成的偶極子的流函數(shù)為（）

參考答案:

****第四章測(cè)試關(guān)于邊界層流動(dòng)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(wú)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(dòng)量和能量交換，導(dǎo)致紊流邊界層內(nèi)時(shí)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(jì)算關(guān)于卡門(mén)動(dòng)量積分關(guān)系式，下列敘述正確的是（）

參考答案:

利用卡門(mén)動(dòng)量積分關(guān)系式求解邊界層的解都是近似解;利用卡門(mén)動(dòng)量積分關(guān)系式需要補(bǔ)充邊界層內(nèi)速度分布關(guān)系式和壁面摩擦力的計(jì)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(dòng)量損失厚度為（）

參考答案:

****設(shè)低速飛機(jī)在3000m高空以360km/h飛行。若機(jī)翼面積為40m2,平均弦長(zhǎng)為2.5m。用完全紊流計(jì)算二維平板邊界層計(jì)算公式估算機(jī)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(jì)算,假設(shè)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置xt=0.5m，則此時(shí)計(jì)算的機(jī)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(lái)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(gè)待定系數(shù)為（）

參考答案:

****設(shè)流動(dòng)保持為層流，光滑平板長(zhǎng)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(cè)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(qiáng)NACA2415翼型的的相對(duì)彎度是（）

參考答案:

2%相對(duì)于普通翼型，層流翼型具有的特點(diǎn)是（）

參考答案:

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

參考答案:

通過(guò)極曲線我們可以獲得翼型的最大升阻比及所對(duì)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(guò)增加攻角來(lái)提高升力存在攻角的臨界值，攻角超過(guò)該臨界值升力不升反降在薄翼型翼面速度表達(dá)式中，我們可以看出翼面擾動(dòng)速度是由攻角和厚度引起。（）

參考答案:

錯(cuò)通過(guò)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(duì)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(guò)一拋物型彎板，則升力系數(shù)為（）

參考答案:

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

參考答案:

錯(cuò)對(duì)于三維機(jī)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(duì)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(huì)造成（）

參考答案:

翼尖上表面的前段，流線偏向?qū)ΨQ(chēng)面,流管變細(xì)，流速增加，壓力減小;翼根上表面的前段，流線偏離對(duì)稱(chēng)面,流管擴(kuò)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(zhǎng)的升力減小;翼尖附近單位展長(zhǎng)的升力增加有關(guān)矩形直機(jī)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(jìn)入失速狀態(tài)，然后向翼尖擴(kuò)展;后掠翼翼尖附近先進(jìn)入失速狀態(tài)，然后向翼根擴(kuò)展大展弦比直機(jī)翼的氣動(dòng)模型通常采用直勻流+自由渦面。（）

參考答案:

錯(cuò)有一架重量G=7.38×104N的單翼飛機(jī),機(jī)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(jī)的誘導(dǎo)阻力為（）

參考答案:

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

參考答案:

0.274在第九題中，飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力系數(shù)為（）

參考答案:

0.00385第七章測(cè)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(shí)（）

參考答案:

總焓不變;總溫不變對(duì)于一維定常等熵流，當(dāng)沿流線速度增大時(shí)（）

參考答案:

總壓減小;靜溫減小超聲速氣流經(jīng)過(guò)外折曲壁膨脹區(qū)時(shí)，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(guò)激波時(shí)，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(duì)于收縮噴管，如果環(huán)境壓強(qiáng)小于臨界壓強(qiáng)，則（）

參考答案:

在噴管出口形成臨界流動(dòng);在噴管出口壓力等于臨界壓強(qiáng)對(duì)于拉瓦爾噴管，如果環(huán)境壓強(qiáng)與總壓的比大于噴管出口的設(shè)計(jì)壓強(qiáng)比，則（）

參考答案:

管內(nèi)流動(dòng)可能存在正激波;管內(nèi)流動(dòng)可能全部為亞聲速流;管內(nèi)流動(dòng)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(guò)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(cè)試對(duì)于超聲速?gòu)椡瑁湛s性尾部可以減小底部阻力，此時(shí)彈丸的總阻力也一定也會(huì)減?。ǎ?/p>

參考答案:

錯(cuò)超聲速氣流在彈丸圓柱部沿表面速度進(jìn)一步減小壓力進(jìn)一步增大。（）

參考答案:

對(duì)確定尖拱形頭部和拋物線頭部外形只需要給定頭部長(zhǎng)徑比和最大直徑即可。（）

參考答案:

對(duì)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(cuò)彈丸表面粘性摩擦力對(duì)法向力無(wú)貢獻(xiàn)。（）

參考答案:

錯(cuò)對(duì)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(qiáng)和密度突躍性的增加。（）

參考答案:

錯(cuò)對(duì)旋成體彈丸的軸向力系數(shù)進(jìn)行積分時(shí)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(duì)沿尖拱形和拋物線頭部，速度、壓力、溫度和密度的變化趨勢(shì)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(lái)流為旋成體彈丸對(duì)稱(chēng)面內(nèi)的均勻直線流時(shí)，如果來(lái)流攻角不為0，彈丸自身不旋轉(zhuǎn)，則以下氣動(dòng)力參數(shù)為0的是（）

參考答案:

偏航力矩，;滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)于旋成體而言，如果對(duì)稱(chēng)面內(nèi)超聲速來(lái)流的攻角為0時(shí)，則（）

參考答案:

順流動(dòng)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(cè)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(jìn)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(lái)估算彈體表面摩擦阻力必須進(jìn)行形狀修正，其原因是（）

參考答案:

彈體前部存在負(fù)的壓強(qiáng)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(duì)于長(zhǎng)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(cuò)彈體底部阻力形成的原因包括（）

參考答案:

主流對(duì)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(duì)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(zhǎng)徑比;采用收縮性尾部在超聲速下，通過(guò)收縮尾部一定可以減小底部阻力。（）

參考答案:

錯(cuò)錐形頭部的波阻計(jì)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(cè)試對(duì)于兩對(duì)相互垂直的彈翼，在小攻角下，無(wú)論彈翼與攻角平面的位置如何，兩對(duì)翼提供的總升力大小總等于一對(duì)尾翼在垂直于攻角平面時(shí)的升力。（）

參考答案:

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

參考答案:

上洗速度;上洗角在小攻角下，彈體對(duì)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(qiáng)增加，上表面壓強(qiáng)降低在翼體干擾系數(shù)計(jì)算公式中，關(guān)于，和敘述正確的是（）

參考答案:

是單獨(dú)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(jì)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(xì)長(zhǎng)體彈箭利用組合體升力計(jì)算公式ＹWB=YB+YB(W)+YW(B)+YW(V)+YB(V)計(jì)算組合體的總升力需要知道（）

參考答案:

單獨(dú)外露翼的升力;翼體間的干擾系數(shù);單獨(dú)彈體的升力;彈體渦對(duì)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