题目内容
（请给出正确答案）
A.翼型上边界层转捩后壁面摩擦应力不变
B.翼型上边界层在逆压区比在顺压区更容易转捩为湍流边界层
C.层流翼型的最大厚度位置比普通翼型的更靠前
D.通常层流翼型比普通翼型的摩擦阻力小、总阻力小
答案
翼型上边界层在逆压区比在顺压区更容易转捩为湍流边界层通常层流翼型比普通翼型的摩擦阻力小总阻力小
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A.超声速薄翼型（小弯度、小厚度）且小迎角情况下，激波强度较弱、可假设为等熵波并可用压缩马赫波代替激波
B.超声速薄翼型小迎角绕流可假设为等熵、无旋有势流动，其扰动速度势函数满足拉普拉斯方程
C.超声速薄翼型小迎角绕流可假设为等熵、无旋有势流动，其扰动速度势函数是双曲型的线性化方程
D.二维超声速扰动速度势函数线性偏微分方程的解表明扰动沿着马赫波向下游传播
A.假设绕低速翼型的流动是定常、理想、不可压、无旋、有势流动，速度势函数满足拉普拉斯方程和解的叠加原理
B.假设绕低速翼型的流动是定常、有黏性、不可压、无旋、有势流动，速度势函数满足拉普拉斯方程和解的叠加原理
C.对于无升力的0迎角对称翼型问题，可在翼弦上布置未知强度的分布面源（汇），与直匀流叠加后，利用壁面不穿透边界条件求出待定强度分布，从而获得翼型绕流的速度、压强分布
D.对于有升力的有迎角不对称翼型问题，可在翼上布置未知强度的分布面涡，与直匀叠加后，利用后缘库塔条件和壁面不穿透条件求出待定涡强度分布，进一步求出翼型的升力、力矩等气动特性
A.后缘库塔条件是符合翼型流动物理实际的、用于确定一定来流下、给定形状、给定迎角翼型环量的物理条件
B.后缘库塔条件描述了翼型后缘的流动参数和流动特点，与翼型升力大小无关
C.对于形状和迎角确定的翼型，一定来流下产生的驻留涡强度可大可小
D.对于形状和迎角确定的翼型，一定来流下产生的驻留涡强度是唯一确定的
A.薄翼型理论只能用于薄翼型中小迎角下的气动力求解，分弯度问题、迎角问题和厚度问题
B.保角变换法是将翼型绕流问题转换成圆柱绕流问题的流场计算方法，其缺点是映射函数不容易确定等
C.面元法通过在物面分布奇点后，根据边界条件将流场的求解问题转换成关于奇点线性方程组的求解问题，这种方法可用于一般外形二维或三维物体的流场和气动力求解
D.升力线理论用于大展弦比直机翼小迎角情况下的气动力求解，允许机翼存在扭转角
E.升力面理论用于小展弦比有后掠角机翼大迎角情况下的气动力求解
A.随来流马赫数增加翼型的升力系数先增加、后减小、再增加、再减小
B.随来流马赫数增加翼型的升力系数先增加、后减小
C.随来流马赫数增加翼型的波阻系数在某个马赫数下急剧增加，达到极大值后波阻系数随马赫数增加略微减小
D.随来流马赫数增加翼型的波阻系数增加
A.无论是低速、亚声速还是超声速情况下翼型都不存在阻力
B.无论是低速还是亚声速情况下翼型都不存在阻力
C.用控制体包围翼型，则无论是低速、亚声速还是超声速情况下流过控制面的动量流量都是类似的
D.翼型超声速绕流时存在激波和由此产生的特殊阻力-激波阻力
A.随来流马赫数增加翼型的前缘力矩系数线性变化
B.随来流马赫数增加翼型的前缘力矩（系数）呈现先低头、再抬头、再低头的趋势
C.随来流马赫数增加翼型的焦点位置保持为25%弦长不变
D.随来流马赫数增加翼型的焦点位置呈现先从约25%弦长处略后移、再略前移、再后移至50%弦长
A.通常情况下翼型前缘与后缘的连线称为翼弦
B.翼型迎角是远前方来流与翼弦的夹角，来流向上时迎角为正
C.翼型迎角是远前方来流与中弧线的夹角，来流向上时迎角为正
D.以翼弦为基准，中弧线的最大高度称为最大弯度
E.薄翼型上、下表面坐标之差的最大值称为最大厚度
A.超声速薄平板的绕流流态和压强系数分布与亚声速薄平板翼型基本类似
B.超声速薄平板的绕流流态和压强系数分布与亚声速薄平板翼型的完全不同
C.亚声速薄平板上、下表面流动相互影响，流动绕过前缘时会产生较高速度和较低压强，在后缘满足库塔条件
D.超声速薄平板上、下表面流动互不干扰，上、下表面压强分布均匀
A.壁面的摩擦应力分布与边界层内速度分布无关
B.边界层内速度分布与边界层内压强梯度分布密切相关
C.边界层内压强梯度或压强分布与边界层外流速度分布无关
D.边界层外流速度分布与物体的外形密切相关
A.来流静压相同的不同流场中，压强系数越大说明压强也越大
B.在获得流场速度分布后，直接根据伯努利公式计算压强并无难度，线性化的目的只是为了使得后面的气动特性解析解也具有线性关系
C.压强系数在翼面的积分结果就是升力系数，压强系数与当地弦长乘积在翼面的积分结果除以弦长就是前缘力矩系数
D.上下翼面的压强系数差称为载荷系数
E.压强系数的线化结果表明物面压强系数与当地切向速度成正比因此求解了拉普拉斯方程，就可得到翼型的压强分布，进而可分析翼型的气动特性
