6、面元法是求解任意翼型位流问题的一种数值方法，该方法在翼型表面所要满足的边界条件可表述为（）。

A.NACA0012翼型的临界马赫数小于NACA0010翼型的临界马赫数。

B.翼型表面速度最大点刚好达到声速时对应的自由来流马赫数，称为翼型的临界马赫数。

C.翼型表面速度最大点刚好达到声速时对应的马赫数，称为翼型的临界马赫数。

D.NACA0012翼型的临界马赫数大于NACA0010翼型的临界马赫数。

A.翼型阻力开始急剧增大时所对应的自由来流马赫数，称为翼型的阻力发散马赫数。

B.临界压强系数为当地马赫数为1时对应的压强系数。

C.翼型的临界压强系数由翼型的临界马赫数唯一确定。

D.随着自由来流马赫数的增大，翼型阻力急剧增大的原因是：翼型表面出现了超声速区和强激波，以及激波诱导的分离。