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[主观题]

超声速飞机的飞行马赫数()。

超声速飞机的飞行马赫数（)。

A.大于1

B.等于1

C.小于1

答案

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发布时间：2022-12-11

更多“超声速飞机的飞行马赫数()。”相关的问题

第1题

飞行马赫数是指飞机的飞行速度与声音在空气中的传播速度之比。（)

飞行马赫数是指飞机的飞行速度与声音在空气中的传播速度之比。()

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第2题

临界马赫数是指？（)

A.飞机飞行速度无限接近1时的马赫数

B. 飞机表面出现激波时对应的飞行马赫数

C. 飞行速度等于1时对应的马赫数

D. 飞机机体表面某部位(一般是机翼上表面)出现气体流速等于当地音速时对应的飞机飞行马赫数。

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第3题

亚音速飞机的马赫数的范围在那个区间（）

A. 小于 0. 4

B. 0. 4~ 0. 9

C. 0. 9~. 12

D. 大于 1. 3

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第4题

下列关于机翼几何参数说法中不正确的是______。

A.展弦比增大时,机翼的诱导阻力会降低。

B.亚音速无人机一般采用大展弦比设计,而超音速无人机一般展弦比较小。

C.大后掠角可以降低激波阻力,有利于跨声速和超声速飞行,同时诱导阻力小、低速特性好。

D.机翼后掠角能增加飞机的航向稳定性。

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第5题

风洞的马赫数为0.4是（)

A、亚声速

B、跨声速

C、超声速

D、高超声速

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第6题

（北京航空航天大学2007年考研试题)如图11—5所示，一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。

(北京航空航天大学2007年考研试题)如图11—5所示，一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。上游来流在截面0—0处为均匀的超声速流，而在分流涵道的进口截面1—1处发现有一道正激波。求在等横截面积分流涵道的内部2处的静温T2。设除激波以外，流动为绝能等熵的。已知完全气体的比热比k=1．4，气体常数R=287．0 6J／(kg.K)，气动函数表和正激波表见下表，M为马赫数。已测得来流0处气流的总压为p0=7×101 325Pa，总温为T0=300K，2处的静压为p2=3．006×101325Pa。

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第7题

马赫数是表示气流流动的一个重要参数，集中反应了气流的压缩性。马赫数越大，气流密度变化越大。当马赫数()时称为声速流动

A.大于1

B.小于

C.等于1

D.不一定

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第8题

只有飞行器的飞行速度高于1Ma时，才属于超声速飞行范围。

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第9题

超声速飞机的机身形状对其空气动力特性无影响。（)

超声速飞机的机身形状对其空气动力特性无影响。()

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第10题

如图所示，一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。上游来流在截面0－0处为均匀的超声速流，而在分流涵

如图所示，一个内流超声速流动实验台的亚声速减速流动实验。上游来流在截面0-0处为均匀的超声速流，而在分流涵道的进口截面1-1处发现有一道正激波。求在等横截面积分流涵道的内部2处的静温T₂。

设除激波以外，流动为绝能等熵的。已知完全气体的比热比k=1.4，气体常数R=287.06J/(kg·K)，气动函数表和正激波表见下表，M为马赫数。已测得来流0处气流的总压为=7×101325Pa，总温为=300K，2处的静压为p₂=3.006×101325Pa。

M或M_正激波前	T/T^*	p/p^*	正激波T₂/T₁	正激波p₂/p₁
2.20	0.5081	0.0935	1.8569	5.4800
2.46	0.4524	0.0623	2.0982	6.8935
2.74	0.3030	0.0404	2.3858	8.5922

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第11题

与低亚声速飞机相比，超声速飞机机翼的后掠角 ______。

A.较大

B. 无可比性

C. 相等

D. 较小

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