2021 飞行器空气动力学(南京航空航天大学) 最新满分章节测试答案

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本课程起止时间为:2021-03-01到2021-07-10

第1周——低速翼型的绕流特点 单元测验

1、 问题:从三维角度来看，翼型可以看作
选项：
A:无限展长机翼
B:有限展长机翼
C:单位展长机翼
D:以上都不正确
答案: 【无限展长机翼】

2、 问题:用于低速、亚声速的翼型形状为
选项：
A:圆头尖尾
B:尖头尖尾
C:尖头圆尾
D:圆头圆尾
答案: 【圆头尖尾】

3、 问题:NACA2412翼型的相对弯度为
选项：
A:2%
B:4%
C:12%
D:0
答案: 【2%】

4、 问题:NACA0012翼型的相对厚度为
选项：
A:12%
B:0
C:1%
D:2%
答案: 【12%】

5、 问题:翼型上升力的方向
选项：
A:垂直于来流
B:垂直于弦线
C:平行于弦线
D:平行于来流
答案: 【垂直于来流】

6、 问题:真实翼型上阻力的方向
选项：
A:平行于来流
B:垂直于弦线
C:垂直于来流
D:平行于弦线
答案: 【平行于来流】

7、 问题:薄翼型理论中，升力问题是指
选项：
A:迎角弯板问题
B:迎角问题
C:厚度问题
D:迎角厚度问题
答案: 【迎角弯板问题】

8、 问题:根据薄翼型理论，升力系数与（   ）成正比
选项：
A:绝对迎角
B:几何迎角
C:零升迎角
D:失速迎角
答案: 【绝对迎角】

9、 问题:NACA0012翼型的零升迎角为
选项：
A:0度
B:12度
C:2度
D:6度
答案: 【0度】

10、 问题:下面不是翼型的几何参数的是
选项：
A:几何迎角
B:弦长
C:弯度
D:厚度
答案: 【几何迎角】

11、 问题:翼型的失速是指
选项：
A:升力下降，阻力大增
B:升力大增，阻力大增
C:升力大增，阻力下降
D:升力下降，阻力下降
答案: 【升力下降，阻力大增】

12、 问题:薄翼型是指（   ）小于等于12%的翼型
选项：
A:相对厚度
B:厚度
C:弯度
D:相对弯度
答案: 【相对厚度】

13、 问题:库塔-儒科夫斯基后缘条件的实质是确定（   ）的唯一性
选项：
A:绕翼型的速度环量
B:后缘点处流速
C:后缘点处压强
D:后缘点处密度
答案: 【绕翼型的速度环量】

14、 问题:无界空间里翼型的低速无粘位流问题要满足的边界条件为
选项：
A:后缘条件
B:无穷远边界条件
C:翼面不可穿透
D:翼面上相对速度为零
答案: 【后缘条件;
无穷远边界条件;
翼面不可穿透】

15、 问题:根据薄翼型理论，翼型的绕流可以分解为
选项：
A:有迎角平板绕流问题
B:零迎角厚度绕流问题
C:零迎角弯板绕流问题
D:零迎角平板绕流问题
答案: 【有迎角平板绕流问题;
零迎角厚度绕流问题;
零迎角弯板绕流问题】

16、 问题:翼型的前缘点就是绕翼型流动的前驻点
选项：
A:正确
B:错误
答案: 【错误】

17、 问题:翼型的压力中心是指弦线上升力的作用点
选项：
A:正确
B:错误
答案: 【正确】

18、 问题:当翼型的后缘角大于零时，后缘点就是后驻点
选项：
A:正确
B:错误
答案: 【正确】

【作业】第1周——低速翼型的绕流特点 作业1

小提示:本节包含奇怪的同名章节内容

1、 问题:已知NACA4412翼型的中弧线方程为 利用薄翼型理论，求：（1）该翼型的零升迎角（2）几何迎角为3度时的升力系数
评分规则: 【 参考答案：评分指导：1、文不对题， 给 0 分；2、正确计算出零升迎角 40 分；正确计算出给定迎角的升力系数 10 分。3、其他情况酌情扣分。
】

2、 问题:有一个小迎角下的平板翼型绕流，作为近似将其上分布涡集中在离前缘1/4弦点上，试证明若取3/4弦点处满足边界条件，则其升力线斜率满足。
评分规则: 【 参考答案：评分指导：1、文不对题，给 0 分；2、根据点涡的诱导速度和薄翼型的边界条件证明，给不超过 50 分；3、缺少过程或过程不清楚，酌情扣分。
】

3、 问题:已知NACA4412翼型的中弧线方程为
 


利用薄翼型理论，求：
（1）该翼型的零升迎角
（2）几何迎角为3度时的升力系数

评分规则: 【 参考答案：评分指导：1、文不对题， 给 0 分；2、正确计算出零升迎角 40 分；正确计算出给定迎角的升力系数 10 分。3、其他情况酌情扣分。
】

第2周—— 低速翼型的一般气动特性和机翼的低速气动特性 单元测验2

小提示:本节包含奇怪的同名章节内容

1、 问题:下面不是机翼的几何参数的是（     ）。
选项：
A:展长
B:迎角
C:后掠角
D:机翼面积
答案: 【迎角】

2、 问题:有限展弦比无扭转直机翼，速度环量沿展向分布的规律是（   ）。
选项：
A:机翼对称面上为零，机翼两端最大
B:机翼对称面上和机翼两端都不为零
C:均匀分布
D:机翼对称面上最大，机翼两端为零
答案: 【机翼对称面上最大，机翼两端为零】

3、 问题:大展弦比直机翼的气动模型可表述为直匀流与（     ）的叠加。