A.随来流马赫数增大通常上翼面会先出现局部超声速区和局部激波，随后下翼面也出现超声速区和激波并比上表面激波更快地移向后缘
B.随来流马赫数增大上、下翼面会同时出现局部超声速区和局部激波并同时移向后缘
C.当头部脱体激波附体时对应远前方来流马赫数称为上临界马赫数
D.翼型马赫数介于下临界马赫数和上临界马赫数之间时即为翼型的跨声速流动
E.所谓翼型的跨声速流动就是来流马赫数为1的翼型流动
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第1题
第2题
A.采用薄翼型以增大临界马赫数
B.采用跨声速面积律，使飞机沿轴向横截面积分布光滑连续，以降低飞机的跨声速阻力
C.采用后掠翼以降低高速飞行阻力
D.采用超临界翼型以增加阻力发散马赫数
第3题
A.对理想、定常、可压缩、无旋、等熵流动，其速度势函数满足的方程称为全速度势方程，是一个与速度和当地声速有关的非线性偏微分方程，不可压条件下该方程退化为拉普拉斯方程
B.在小扰动和跨声速条件下，全速度势方程化为关于扰动速度势的跨声速非线性偏微分方程，该方程中保留了由于跨声速引起的二阶小量
C.在小扰动条件下，全速度势方程可化为关于扰动速度势函数的拉普拉斯方程
D.在小扰动、亚声速或超声速（非跨声速、非高超声速）条件下，全速度势方程可化为关于扰动速度势函数的线性偏微分方程，当马赫数为0时该方程退化为拉普拉斯方程
E.拉普拉斯方程的推导可以通过全速势方程在不可压缩流的条件下退化得到
第4题
A.卡门-钱压缩性修正公式只能用在高亚声速的马赫数范围
B.卡门-钱压缩性修正公式在整个亚声速至高亚声速（翼面出现局部声速之前）范围内都是适用的
C.卡门-钱压缩性修正公式与普朗特-葛劳渥法则的准确度相当
D.卡门-钱压缩性修正公式在高亚声速马赫数范围内比普朗特-葛劳渥法则更准确
第7题
A.跨声速面积律指出，为降低飞机的跨声速阻力，沿机身轴线，一个飞机包括机身、机翼和尾翼的横截面积分布应该是光滑连续的
B.超临界翼型是经过特殊设计的、以增加阻力发散马赫数为目的翼型
C.高速机翼的两个重要特征是薄翼型、机翼后掠
D.沿机身轴线，飞机的横截面积分布与飞机跨声速阻力没有关系
第8题
A.亚声速翼型的马赫数越大则翼面的压强系数绝对值越小
B.亚声速翼型的马赫数越大则翼面的压强系数绝对值越大
C.亚声速翼型的马赫数越大则翼型的升力-迎角关系直线斜率越大
D.亚声速翼型的马赫数越大则翼型的升力-迎角关系直线斜率越小
E.亚声速流动的压缩性修正因子，为来流马赫数的倒数
第9题
A.所谓的下临界马赫数就是流场中有一点达到声速时的来流马赫数
B.所谓的上临界马赫数就是流场中每一点都达到声速时的来流马赫数
C.来流为下临界马赫数时，翼型流场中的最小压强系数可以用两种方法来计算，其一是等熵流动关系式；其二是是普朗特-葛劳渥法则或卡门-钱公式
D.来流为下临界马赫数时，翼型流场中最小压强系数的两种计算方法结果都是来流马赫数的函数，令二者相等即可求解下临界马赫数
E.上临界马赫数可以用类似下临界马赫数的方法来确定
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