弹箭空气动力学知到章节答案智慧树2023年南京理工大学

弹箭空气动力学知到章节测试答案智慧树2023年最新南京理工大学第一章测试在一定条件下，气体的宏观状态可以用压强、温度和密度等参数来描述，下列公式可以表述完全气体状态方程的是（）

参考答案:

**，R为气体常数**下列表达式，可以用来表示气体弹性模量的有（）

参考答案:

，p为压力，V为气体的体积;，ρ为密度，为气体的声速;,p为压力，ρ为密度;，p为压力，ρ为密度假设在海平面处的压强与国际标准大气值相同，并且大气的密度是个常数，其值为1.225，则大气层的上界高度为（）

参考答案:

8430m第二章测试（多选题）在欧拉描述方法下，下列关于流场中物理量的分布叙述正确的是（）

参考答案:

在不可压缩流场中，速度场中速度大的地方，压力必定小;速度场表示为位置和时间坐标的函数（单选题）流场速度分量的分布为，则过点（1，7）的流线方程为（）

参考答案:

****下列表达式中，能够表示一根无限长直涡线对线外一点诱导速度大小的是（）

参考答案:

****（单选题）某飞行器飞行速度为800km/h，发动机喷口的质量流量为67.79kg/s，若发动机尾喷口气流的平均速度为700m/s，则发动机的推力为（）

参考答案:

32403N在下列方程中，准确描述定常不可压气流质量方程的是（）

参考答案:

****有一个平面流场速度分量为，t=1时在点（1,2）处的流线方程是（）

参考答案:

****第三章测试下面论述中正确的是（）

参考答案:

无旋流动一定存在速度势函数;不可压缩流体平面无旋流动的流函数一定满足拉普拉斯方程;不可压缩流体的无旋流动速度势一定满足拉普拉斯方程下面关于压力系数的叙述，正确的是（）

参考答案:

如果物面压力分布曲线中的一段为减函数，则在这一段气流一定为加速流动;如果物面压力曲线某点值为0，则该点速度大小与自由来流速度相同;如果某点压力系数的值为1，则该点一定为驻点圆柱有环量绕流的压强分布曲线表明（）

参考答案:

圆柱受升力作用；;圆柱不受阻力作用。关于库塔-儒科夫斯基升力定理，下列叙述正确的是（）

参考答案:

空中旋转的球会受到升力作用，其大小可以通过库塔-儒科夫斯基升力计算。;库塔-儒科夫斯基升力定理表明物体存在升力，则绕物体必须有环量存在;库塔-儒科夫斯基升力定理表明绕物体升力大小等来流密度乘以来流速度再乘以绕物体的环量若密度为1.225kg/m3的二维不可压圆柱绕流流场的流函数可以表示为，则该圆柱所受的升力大小为（）

参考答案:

76930N在正三角形的三个角点,,处放人三个等强度点源，则该流动的驻点坐标为：（）

参考答案:

(0，)在半径为的圆柱有环量绕流中，表面上的压强系数为（）

参考答案:

****在和处分别放入强度相等的点源和点汇，直匀流沿x轴流来。设点源强度,则该流动的前后驻点为（）

参考答案:

()在和处分别布置强度为Q的等强度点源和点汇，直匀流沿x轴流来。设点源强度,则该流动等价于直匀流绕如下那种物体的流动（）

参考答案:

****相距、强度为Q的等强度点源和点汇，位于一条与正x轴成45°角的直线上，点源和点汇相对于原点对称。当，并保持等于常数M时，由此形成的偶极子的流函数为（）

参考答案:

****第四章测试关于边界层流动以下论述正确的是（）

参考答案:

壁面速度为0;速度梯度不为0;有摩擦力作用，粘性不可忽略关于紊流边界层以下论述正确的是（）

参考答案:

紊流边界层壁速度梯度相，因此湍流摩擦阻力要大于层流摩擦阻力;无论紊流核心区的湍流度如何大，在靠近壁面内总存在层流底层;由于湍流存在剧烈的动量和能量交换，导致紊流边界层内时均速度趋于均匀;牛顿内摩擦定律不适用于紊流边界层摩擦阻力的计算关于卡门动量积分关系式，下列叙述正确的是（）

参考答案:

利用卡门动量积分关系式求解边界层的解都是近似解;利用卡门动量积分关系式需要补充边界层内速度分布关系式和壁面摩擦力的计算方式若边界层内的速度分布规律为，则其位移厚度为（）

参考答案:

****若边界层内的速度分布规律为，则其动量损失厚度为（）

参考答案:

****设低速飞机在3000m高空以360km/h飞行。若机翼面积为40m2,平均弦长为2.5m。用完全紊流计算二维平板边界层计算公式估算机翼的摩擦阻力（）

参考答案:

1040N在6题中，如果按按混合边界层计算,假设转捩点位置xt=0.5m，则此时计算的机翼的摩擦阻力（）

参考答案:

858N设海平面上空气以9m/s的速度零攻角绕流某平板，假定为层流边界，且层内速度分布为，则距离平板前缘30cm处的边界层厚度为（）

参考答案:

3.82mm设自由来流速度为，层流边界层的厚度为δ，如果设边界层内速度分布满足，则五个待定系数为（）

参考答案:

****设流动保持为层流，光滑平板长0.6m,宽2m,气流速度为30m/s,，在海平面大气条件下平板所受的摩擦阻力为（）

参考答案:

1.58N第五章测试低速翼型的通常采用圆头形状，这种具有一定前缘半径的圆头形状可以（）

参考答案:

提高吸力峰值，提升升力;一定程度上提高翼型的升阻比;加快翼面气流流速，减小上翼面压强NACA2415翼型的的相对弯度是（）

参考答案:

2%相对于普通翼型，层流翼型具有的特点是（）

参考答案:

在设计点附近，前缘吸力峰值较小;在设计点附近，摩擦阻力较小;层流翼型前缘半径较小;在设计点附近，层流翼型的最大速度点靠后关于翼型气动力参数特性的叙述，正确的是（）

参考答案:

通过极曲线我们可以获得翼型的最大升阻比及所对应的攻角;升力随攻角的增加在一定的攻角范围内可近似线性增加;阻力存在最小值，在小攻角范围内呈抛物线变化规律;通过增加攻角来提高升力存在攻角的临界值，攻角超过该临界值升力不升反降在薄翼型翼面速度表达式中，我们可以看出翼面扰动速度是由攻角和厚度引起。（）

参考答案:

错通过薄翼型理论我们可以知道，在小攻角内，所有薄翼型升力随攻角变化曲线都相互平行，升力线斜率为2π。（）

参考答案:

对NACA2412翼型中弧线方程是则该翼型的零升攻角为（）

参考答案:

-2.1°设攻角为α，则平板翼型的升力和俯仰力矩系数为分别为（）

参考答案:

2πα，πα/2设直匀流以攻角α流过一抛物型弯板，则升力系数为（）

参考答案:

****第六章测试对于三维机翼，诱导阻力是机翼获得升力必须要付出的代价，其值与空气的粘性有关。（）

参考答案:

错对于三维机翼，提高展弦比可以降低下洗攻角，增加升力，减小诱导阻力，可以提高升阻比。（）

参考答案:

对低速后掠翼翼面的流线呈现S型，你认为这种S型流线会造成（）

参考答案:

翼尖上表面的前段，流线偏向对称面,流管变细，流速增加，压力减小;翼根上表面的前段，流线偏离对称面,流管扩张，流速减小，压力增加后掠翼的翼根效应和翼尖效应使得（）

参考答案:

翼根附近单位展长的升力减小;翼尖附近单位展长的升力增加有关矩形直机翼翼和后掠翼的失速特性叙述正确的是（）

参考答案:

矩形翼翼根先进入失速状态，然后向翼尖扩展;后掠翼翼尖附近先进入失速状态，然后向翼根扩展大展弦比直机翼的气动模型通常采用直匀流+自由涡面。（）

参考答案:

错有一架重量G=7.38×104N的单翼飞机,机翼为椭圆形平面形状,翼展=15.23m,现以90m/s的速度在海平面直线飞行，则翼根部剖面处的环量值为（）

参考答案:

=55.81m2/s在第七题中，该飞机的诱导阻力为（）

参考答案:

1498N一架重量G=14700N的飞机，在h=3000m，以=300km/h巡航平飞，机翼面积S=17m2，展弦比为6.2，翼剖面采用NACA23012翼型（）椭圆形机翼则此时飞机的升力系数为（）

参考答案:

0.274在第九题中，飞机的诱导阻力系数为（）

参考答案:

0.00385第七章测试根据一维定常绝热有粘流的基本关系，当沿流线速度增大时（）

参考答案:

总焓不变;总温不变对于一维定常等熵流，当沿流线速度增大时（）

参考答案:

总压减小;静温减小超声速气流经过外折曲壁膨胀区时，密度、压力和温度如何变化？（）

参考答案:

密度连续减小，压力连续减小，温度连续减小超声速气流经过激波时，速度、密度、压力和温度如何变化？（）

参考答案:

速度突跃减小，密度突跃增加，压力突跃增加，温度突跃增加对于收缩喷管，如果环境压强小于临界压强，则（）

参考答案:

在喷管出口形成临界流动;在喷管出口压力等于临界压强对于拉瓦尔喷管，如果环境压强与总压的比大于喷管出口的设计压强比，则（）

参考答案:

管内流动可能存在正激波;管内流动可能全部为亚声速流;管内流动可能全部为超声速流一股声速气流如果膨胀至马赫数为2的超声速气流，则膨胀的折转角为（）

参考答案:

26.5马赫数为1.5的超声速气流绕二维15°圆弧曲壁膨胀，则膨胀完成后最终的马赫数为（）

参考答案:

2.02马赫数,的超声速气流以0°攻角的流过折转角为8°的楔形，则楔形的的压力为（）

参考答案:

156KN/m2温度为290K马赫数为2的均匀空气流绕外折角为10°的壁面膨胀，则膨胀后气流的静温为（）

参考答案:

244K第八章测试对于超声速弹丸，收缩性尾部可以减小底部阻力，此时弹丸的总阻力也一定也会减小（）

参考答案:

错超声速气流在弹丸圆柱部沿表面速度进一步减小压力进一步增大。（）

参考答案:

对确定尖拱形头部和抛物线头部外形只需要给定头部长径比和最大直径即可。（）

参考答案:

对轴向阻力系数仅仅取决于弹丸表面粘性摩擦力系数。（）

参考答案:

错弹丸表面粘性摩擦力对法向力无贡献。（）

参考答案:

错对于圆锥头部外形的圆锥激波，波后气流突跃性地折转到与壁面平行，压强和密度突跃性的增加。（）

参考答案:

错对旋成体弹丸的轴向力系数进行积分时我们只需要弹丸侧面压力和摩擦力以及底部的压力分布即可。（）

参考答案:

对沿尖拱形和抛物线头部，速度、压力、温度和密度的变化趋势为（）

参考答案:

速度增加，压力降低，温度降低，密度减小当自由来流为旋成体弹丸对称面内的均匀直线流时，如果来流攻角不为0，弹丸自身不旋转，则以下气动力参数为0的是（）

参考答案:

偏航力矩，;滚转力矩对于旋成体而言，如果对称面内超声速来流的攻角为0时，则（）

参考答案:

顺流动方向，沿弹丸表面压力系数逐渐增加;弹丸压力系数在任意截面处沿轴向均匀分布;弹丸摩擦系数在任意截面处沿轴向均匀分布第九章测试在超声速情况下，利用相当平板思想估算弹体摩擦阻力必须进行压缩修正，其原因是（）

参考答案:

随着M∞增大，边界层厚度显著变小。;在高速下边界层内法向速度梯度减小,从而使摩擦力以及摩擦应力减小答案：下列哪些因素是影响弹丸摩擦阻力的主要因素（）

参考答案:

雷诺数;弹体表面状况;飞行马赫数利用相当平板的思想来估算弹体表面摩擦阻力必须进行形状修正，其原因是（）

参考答案:

弹体前部存在负的压强梯度，它使边界层变薄了;弹体前部的法向梯度大，摩擦阻力也大对于长径比越大的弹体，利用相当平板思想估算的摩擦阻力越大。（）

参考答案:

错弹体底部阻力形成的原因包括（）

参考答案:

主流对底部气流的引射作用;超声速的尾部激波;边界层在弹体尾端的分离;主流对底部气流的掺混作用减小底部阻力的措施可以是（）

参考答案:

底部排气;增加长径比;采用收缩性尾部在超声速下，通过收缩尾部一定可以减小底部阻力。（）

参考答案:

错锥形头部的波阻计算公式为，该公式的使用条件是（）

参考答案:

马赫数范围从1.5到8;圆锥的半顶角小于50第十章测试对于两对相互垂直的弹翼，在小攻角下，无论弹翼与攻角平面的位置如何，两对翼提供的总升力大小总等于一对尾翼在垂直于攻角平面时的升力。（）

参考答案:

对在小攻角下，与无弹体相比弹体对弹翼的干扰主要体现在横侧气流对弹翼的（）

参考答案:

上洗速度;上洗角在小攻角下，弹体对弹翼存在的干扰，使得（）

参考答案:

弹翼的升力增加，靠近翼根升力增量越大;弹翼下表面压强增加，上表面压强降低在翼体干扰系数计算公式中，关于，和叙述正确的是（）

参考答案:

是单独外露弹翼的升力;是在有弹体影响下的外露弹翼的升力;是在有翼影响下弹体的升力利用公式计算翼体干扰系数的适用条件（）

参考答案:

弹翼为前缘不前掠，后缘后掠角为0;所有亚声速情况;小展弦比细长体弹箭利用组合体升力计算公式ＹWB=YB+YB(W)+YW(B)+YW(V)+YB(V)计算组合体的总升力需要知道（）

参考答案:

单独外露翼的升力;翼体间的干扰系数;单独弹体的升力;弹体涡对弹翼的干扰升力及弹翼涡系的洗流作用在弹体上所产生的升力在给定