弹箭空气动力学知到智慧树章节测试课后答案2024年秋南京理工大学

弹箭空气动力学知到智慧树章节测试课后答案2024年秋南京理工大学第一章单元测试

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（）

A:

B:，R为气体常数

C:

D:，R为普适气体常数

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（）

A:，p为压力，V为气体的体积

B:，ρ为密度，为气体的声速

C:,p为压力，ρ为密度

D:，p为压力，ρ为密度

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（）

A:8460m

B:8440m

C:8450m

D:8430m

答案:8430m

第二章单元测试

（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（）

A:速度场表示为位置和时间坐标的函数

B:流场中，任一点的加速度可以通过速度对时间求导得到。

C:除了速度场，对应的还有温度场，压力场和密度场，都是因流场的运动而产生的。

D:在不可压缩流场中，速度场中速度大的地方，压力必定小

答案:速度场表示为位置和时间坐标的函数

；在不可压缩流场中，速度场中速度大的地方，压力必定小

（单选题）流场速度分量的分布为，则过点（1，7）的流线方程为（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:33403N

B:30403N

C:32403N

D:31403N

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（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第三章单元测试

下面论述中正确的是（）

A:不可压缩流体一定存在流函数

B:无旋流动一定存在速度势函数

C:不可压缩流体的无旋流动速度势一定满足拉普拉斯方程

D: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

答案:无旋流动一定存在速度势函数

；不可压缩流体的无旋流动速度势一定满足拉普拉斯方程

；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

下面关于压力系数的叙述，正确的是（）

A:如果物面压力曲线存在最小值，则在该点速度也最小

B: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

C: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

D:如果某点压力系数的值为1，则该点一定为驻点

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（）

A:圆柱受升力作用；

B:圆柱不受阻力作用。

C:圆柱受阻力作用；

D:圆柱不受升力作用；

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（）

A: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。

B: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

C:物体的形状对升力大小有直接关系

D: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

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（）

A:76930N

B:76950N

C:76960N

D:76940N

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：（）

A:(，0)

B:(0，)

C:(，0)

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（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:()

B:()

C:()

D:()

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（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第四章单元测试

关于边界层流动以下论述正确的是（）

A:在边界层与势流的衔接处，速度梯度不为0

B:速度梯度不为0

C:有摩擦力作用，粘性不可忽略

D:壁面速度为0

答案:速度梯度不为0

；有摩擦力作用，粘性不可忽略

；壁面速度为0

关于紊流边界层以下论述正确的是（）

A: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

B: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

C: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

D:牛顿内摩擦定律不适用于紊流边界层摩擦阻力的计算

答案: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

；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

；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

；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（）

A: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

B:利用卡门动量积分关系式求解边界层的解都是近似解

C:利用卡门动量积分关系式求解边界层的解都是精确解

D:卡门动量积分关系式仅适用于平板边界层

答案: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

；利用卡门动量积分关系式求解边界层的解都是近似解

若边界层内的速度分布规律为，则其位移厚度为（）

A:

B:

C:

D:

答案:

若边界层内的速度分布规律为，则其动量损失厚度为（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:1050N

B:1070N

C:1060N

D:1040N

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（）

A:658N

B:758N

C:858N

D:958N

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（）

A:3.62mm

B:3.82mm

C:3.52mm

D:3.72mm

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（）

A:

B:

C:

D:

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（）

A:1.58N

B:1.48N

C:1.38N

D:1.68N

答案:1.58N

第五章单元测试

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（）

A:提高吸力峰值，提升升力

B:一定程度上提高翼型的升阻比

C:加快翼面气流流速，减小上翼面压强

D:减小阻力

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（）

A:5%

B:1%

C:2%

D:4%

答案:2%

相对于普通翼型，层流翼型具有的特点是（）

A:在设计点附近，层流翼型的最大速度点靠后

B:层流翼型前缘半径较小

C:在设计点附近，前缘吸力峰值较小

D:在设计点附近，摩擦阻力较小

答案:在设计点附近，层流翼型的最大速度点靠后

；层流翼型前缘半径较小

；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

关于翼型气动力参数特性的叙述，正确的是（）

A:阻力存在最小值，在小攻角范围内呈抛物线变化规律

B: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

C:升力随攻角的增加在一定的攻角范围内可近似线性增加

D: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

答案: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

；升力随攻角的增加在一定的攻角范围内可近似线性增加

；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

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。

（）

A:错B:对

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。

（）

A:错B:对

答案:对NACA2412翼型中弧线方程是

则该翼型的零升攻角为（）

A:-2.3°

B:-2.1°

C:-2.2°

D:-2.4°

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（）

A:2πα，πα/4

B:πα，πα/2

C:πα，πα/4

D:2πα，πα/2

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（）

A:

B:

C:

D:

答案:

第六章单元测试

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。

（）

A:对B:错

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。

（）

A:错B:对

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（）

A:翼尖上表面的前段，流线偏离对称面,流管扩张，流速减小，压力增加

B: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

C: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

D:翼根上表面的前段，流线偏向对称面,流管变细，流速增加，压力减小

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（）

A:翼根附近单位展长的升力增加

B:翼根附近单位展长的升力减小

C:翼尖附近单位展长的升力减小

D:翼尖附近单位展长的升力增加

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（）

A:矩形翼翼根先进入失速状态，然后向翼尖扩展

B:后掠翼翼尖附近先进入失速状态，然后向翼根扩展

C:矩形翼尖附近先进入失速状态，然后向翼根扩展

D:后掠翼翼根先进入失速状态，然后向翼尖扩展

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。

（）

A:对B:错

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（）

A:=45.81m2/s

B:=55.81m2/s

C:=65.81m2/s

D:=75.81m2/s

答案:=55.81m2/s

在第七题中，该飞机的诱导阻力为（）

A:1398N

B:1598N

C:1298N

D:1498N

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（）

A:0.294

B:0.274

C:0.264

D:0.284

答案:0.274

在第九题中，飞机的诱导阻力系数为（）

A:0.00685

B:0.00585

C:0.00485

D:0.00385

答案:0.00385

第七章单元测试

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（）

A:总压不变

B:总温不变

C:静温不变

D:总焓不变

答案:总温不变

；总焓不变

对于一维定常等熵流，当沿流线速度增大时（）

A:总温减小

B:总焓减小

C:静温减小

D:总压减小

答案:静温减小

；总压减小

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？（）

A:密度连续增加，压力连续减小，温度连续减小

B:密度连续减小，压力连续减小，温度连续增加

C:密度连续减小，压力连续减小，温度连续减小

D:密度连续增加，压力连续增加，温度连续增加

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？（）

A:速度突跃减小，密度突跃增加，压力突跃增加，温度突跃增加

B:速度突跃减小，密度突跃增加，压力突跃减小，温度突跃减小

C:速度突跃减小，密度突跃减小，压力突跃减小，温度突跃增加

D:速度突跃减小，密度突跃减小，压力突跃减小，温度突跃减小

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（）

A:在喷管出口形成临界流动

B:在喷管出口压力等于环境压强

C:在喷管出口压力等于临界压强

D:在喷管出口未形成临界流动

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（）

A:管内流动可能全部为亚声速流

B:管内流动可能全部为超声速流

C:管内流动可能存在正激波

D:管内流动一定受到环境压强的影响

答案: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

；管内流动可能存在正激波

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（）

A:28.5

B:27.5

C:29.5

D:26.5

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（）

A:2.02

B:2.22

C:2.32

D:2.12

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（）

A:136KN/m2

B:166KN/m2

C:156KN/m2

D:146KN/m2

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（）

A:244K

B:264K

C:234K

D:254K

答案:244K

第八章单元测试

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

（）

A:对B:错

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。

（）

A:错B:对

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。

（）

A:错B:对

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。

（）

A:对B:错

答案:错弹丸表面粘性摩擦力对法向力无贡献。

（）

A:错B:对

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。

（）

A:错B:对

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。

（）

A:错B:对

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（）

A:速度增加，压力降低，温度降低，密度减小

B:速度减小，压力升高，温度升高，密度升高

C:速度增加，压力降低，温度升高，密度减小

D:速度、压力、温度和密度均不变化

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（）

A:滚转力矩

B:偏航力矩，

C:法向力

D:轴向力

答案:滚转力矩

；偏航力矩，

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（）

A:弹丸摩擦系数在任意截面处沿轴向均匀分布

B:顺流动方向，沿弹丸表面摩阻系数逐渐增加

C:顺流动方向，沿弹丸表面压力系数逐渐增加

D:弹丸压力系数在任意截面处沿轴向均匀分布

答案:弹丸摩擦系数在任意截面处沿轴向均匀分布

；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

第九章单元测试

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（）

A:随着M∞增大，边界层厚度显著增大。

B:在高速下边界层内法向速度梯度增加,从而使摩擦力以及摩擦应力增加

C: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：

D:随着M∞增大，边界层厚度显著变小。

答案: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：

；随着M∞增大，边界层厚度显著变小。

下列哪些因素是影响弹丸摩擦阻力的主要因素（）

A:弹体表面状况

B:空气流与弹体的热交换程度

C:飞行马赫数

D:雷诺数

答案:弹体表面状况

；飞行马赫数

；雷诺数

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（）

A:弹体前部存在负的压强梯度，它使边界层变厚了

B:弹体前部的法向梯度大，摩擦阻力也大

C:弹体前部存在负的压强梯度，它使边界层变薄了

D:弹体前部的法向梯度小，摩擦阻力也小

答案:弹体前部的法向梯度大，摩擦阻力也大

；弹体前部存在负的压强梯度，它使边界层变薄了

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。

（）

A:对B:错

答案:错弹体底部阻力形成的原因包括（）

A:超声速的尾部激波

B:主流对底部气流的掺混作用

C:主流对底部气流的引射作用

D:边界层在弹体尾端的分离

答案:超声速的尾部激波

；主流对底部气流的掺混作用

；主流对底部气流的引射作用

；边界层在弹体尾端的分离

减小底部阻力的措施可以是（）

A:底部排气

B:采用收缩性尾部

C:减小长径比

D:增加长径比

答案:底部排气

；采用收缩性尾部

；增加长径比

在超声速下，通过收缩尾部一定可以减小底部阻力。

（）

A:对B:错

答案:错锥形头部的波阻计算公式为，该公式的使用条件是（）

A:圆锥的半顶角小于50

B:马赫数范围从1.5到8

C:圆锥的半顶角小于20

D:马赫数范围大于8

答案:圆锥的半顶角小于50

；马赫数范围从1.5到8

第十章单元测试

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。

（）

A:对B:错

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（）

A:上洗速度

B:上洗角

C:下洗速度

D:下洗角

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（）

A:弹翼下表面压强增加，上表面压强降低

B:弹翼下表面