多項(xiàng)選擇題對(duì)于定常、無(wú)粘、絕熱、忽略體積力的流動(dòng)，沿流線成立的能量方程可以用如下方程表示：（）

A.
B.
C.
D.


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1.多項(xiàng)選擇題關(guān)于超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)，下列說(shuō)法正確的是（）

A.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，平板翼型的壓力中心在約1/2弦長(zhǎng)處，焦點(diǎn)也在約1/2弦長(zhǎng)處
B.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，翼型的升力系數(shù)只和翼型的迎角有關(guān)，和厚度、彎度無(wú)關(guān)
C.在小擾動(dòng)線化假設(shè)下，對(duì)稱菱形翼型是最小零升波阻翼型
D.超聲速線化小擾動(dòng)假設(shè)下，翼型的阻力系數(shù)和力矩系數(shù)只和翼型的迎角有關(guān)，和厚度彎度無(wú)關(guān)

2.單項(xiàng)選擇題根據(jù)超聲速小擾動(dòng)線化理論，薄翼型的升力系數(shù)只與（）有關(guān)，與（）和（）無(wú)關(guān)。

A.彎度；迎角；厚度
B.厚度；迎角；彎度
C.弦長(zhǎng)；厚度；彎度
D.迎角；厚度；彎度

3.多項(xiàng)選擇題關(guān)于翼型表面速度，下列說(shuō)法正確的是（）

A.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)小于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)
B.翼型表面速度最大點(diǎn)剛好達(dá)到聲速時(shí)對(duì)應(yīng)的自由來(lái)流馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
C.翼型表面速度最大點(diǎn)剛好達(dá)到聲速時(shí)對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)，稱為翼型的臨界馬赫數(shù)
D.NACA0012翼型的臨界馬赫數(shù)大于NACA0010翼型的臨界馬赫數(shù)

4.多項(xiàng)選擇題關(guān)于臨界馬赫數(shù)，下述說(shuō)法正確的是（）

A.超臨界翼型設(shè)計(jì)的目的是為了增加臨界馬赫數(shù)
B.臨界馬赫數(shù)不但和翼型外形相關(guān)，還和翼型的迎角相關(guān)
C.為了提高翼型的臨界馬赫數(shù)，盡量使用薄翼型
D.對(duì)相同的翼型，后掠翼的臨界馬赫數(shù)大于平直翼的臨界馬赫數(shù)

5.單項(xiàng)選擇題關(guān)于飛機(jī)跨聲速，下列說(shuō)法不正確的是（）

A.跨聲速面積律指出，為降低飛機(jī)的跨聲速阻力，沿機(jī)身軸線，一個(gè)飛機(jī)包括機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的橫截面積分布應(yīng)該是光滑連續(xù)的
B.超臨界翼型是經(jīng)過(guò)特殊設(shè)計(jì)的、以增加阻力發(fā)散馬赫數(shù)為目的翼型
C.高速機(jī)翼的兩個(gè)重要特征是薄翼型、機(jī)翼后掠
D.沿機(jī)身軸線，飛機(jī)的橫截面積分布與飛機(jī)跨聲速阻力沒(méi)有關(guān)系