144从气流什么参数的变化可以判断激波对气流动产生阻力？ A A通过激波后空气的温度升高 B通过激波后气流的速度下降。 C通过激波后空气的静压升高。 D通过激波后气流的动压下降。 145飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面 B A首次出现局部激波。 B首次出现等音速点
C流场中形成局部超音速区。 D局部激波诱导的附面层分离。 146激波诱导附面层分离的主要原因是： B A局部激波前面超音速气流压力过大。 B气流通过局部激波减速增形成逆压梯度。
C局部激波前面亚音速气流的压力低于局部激波后面气流的压力。 D局部激波后面气流的压力过小。
147当飞机的飞行速度超过临界速度，飞行阻力迅速增大的原因是： AC A局部激波对气流产生较大的波阻。
B附面层由层流变为紊流，产生较大的摩擦阻力。 C局部激波诱导附面层分离产生较大的压差阻力。 D局部激波诱导附面层分离产生较大的摩擦阻力。
148当危机飞行速度超过临界速度之后，在机翼表面首次出现了局部激波， BC A局部激波的前面形成了局部超音速区域，飞机进入超音速飞行。 B局部激波是正激波。
C随着飞行速度的继续提高，局部激波向后移。
D在局部激波的后面仍为弧音速气流，飞机仍处于亚音速飞行。
149对于现代高速飞机通常采用的“高度翼剖面”。下列哪种说法是正确的？ ABD A相对厚度较小。 B对称形或接近对称形。 C前缘曲率半径较大。 D最大厚度位置靠近翼弦中间。 150 飞机焦点的位置： BC
A随仰角变化而改变。 B不随仰角变化而改变。 C从亚音速进入超音速速时后移。 D从亚音速进入超音速时前移。 151飞机进行超音速巡航飞行时． CD
A气动加热会使机体表蔼的温度升高，对座舱的温度没有影响。
B由于气流具有的动能过大，减速转变为压力能时，对机体表面进行的气动加热比较严重。 C由于气动加热会使结构材料的机械性能下降。 D气动加热会使机体结构热透。 152关于激波，下列说法哪些正确?”AB
A激波是空气受到强烈压缩而形成的薄薄的、稠密的空气层。 B激波是强扰动波，在空气中的传播速度等于音速。 C激波的形状只与飞机的外形有关。
D激波是超膏速气流流过带有内折角物体表面时。形成的强扰动波 153关于膨胀波。下列说法哪些正确? AD
A当超音速气流流过扩张流管时，通过膨胀波加速。 B膨胀波在空气中的传播速度是音速。
C超音速气流通过膨胀波后，气流的速度、温度、压力等发生突变． D气流流过带有外折角的物体表面时，通过膨胀波加速。 154 关于气流加速．下列说法哪些正确? BC
A只要用先收缩后扩张的流管就可以将亚音速气流加速到超音速。 B气流是在拉瓦尔喷管的扩张部分加速成为超音速气流 C在拉瓦尔喷管收缩部分得到加速的是亚音速气流气流 D在拉瓦尔喷管的喉部达到超音速
155稳定流动状态的超音速气流，流过管道剖面面积变大的地方： BC A流速减小 B流速增大 C压强降低 D压强增高 155稳定流动状态的超音速气流，流过管道剖面面积变大的地方： BC A流速减小 B流速增大 C压强降低 D压强增高 156层流翼型的特点是前缘半径比较小．最大厚度点靠后．它的作用是： A A使上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦．可以提高临界马赫数。 B使上疑面气流很快被加速，压力分布比较平坦．可以提高临界马赫数。 C上翼面气流加速比较缓慢，在前缘形成吸力峰，可以提高升力系数。 D使上翼面气流很快被加速，在前缘形成吸力峰，可以提高升力系数。 157对于后掠机翼而言： A
A翼尖首先失速比翼根首先失速更有害
B冀根首先失速比翼尖首先失速更有害 C翼尖首先失速和翼根首先失速有害 D程度相等翼尖和翼根失速对飞行无影响
158飞机机翼采用相对厚度、相对弯度比较大的翼型是因为： B A可以减小波阻。 B得到比较大的升力系数。 C提高临界马赫数。 D使附面层保持层流状态。 159高速飞机机翼采用的翼型是： B
A相对厚度比较小，相对弯度比较大，最大厚度点靠后的簿翼型。 B相对厚度比较小．相对弯度比较小，最大厚度点靠后的薄翼型。 C相对厚度比较小．相对弯度比较小，最大厚度点靠前的薄翼型。 D相对厚度比较小，相对弯度比较大．最大厚度点靠前的薄翼型。 160后掠机翼接近临界迎角时，下列说法那一个正确? B A机翼的压力中心向后移，机头上仰，迎角进一步增大。 B机翼的压力中心向前移，机头上仰，迎角进一步增大。 C机翼的压力中心向后移，机头下沉，迎角减小。 D机翼的压力中心向前移，机头下沉，迎角减小。 161下面的辅助装置哪一个能防止翼尖失速： B
A扰流版 B翼刀和锯齿型前缘 C整流片 D前缘襟翼 162层流翼型是高亚音速飞机采用比较多的翼型．它的优点是： AB A可以减小摩擦阻力。 B可以提高临界马赫数。
C可以减小干扰阻力。 D与超临界翼型相比，有比较好的跨音速气动特性。 163对高速飞机气动外形设计的主要要求是： AC
A提高飞机的临界马赫数。 B减小诱导阻力。 C减小波阻。 D保持层流附面层。 164后掠机翼的失速特性不好是指： AC
A和翼根相比，翼梢部位更容易发生附面层分离。 B和翼捎相比，翼根部位更容易发生附面层分离。 C沿翼展方向气流速度增加
D翼根和翼梢部位同时产生附面层分离。
165下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数? AD
A小展弦比机翼。 B大展弦比机翼。 C平直机翼。 D后掠机翼。 166采用后掠机翼提高临界马赫数的原因是： B A后掠角使气流产生了沿机翼展向的流动。 B经翼型加速产生升力的有效速度减小了。 C翼根处附面层的厚度比挺梢处附面层的厚度薄。 D形成了斜对气流的激波。
167当气流流过带有后掠角的机翼时，垂直机翼前缘的气流速度 A
A是产生升力的有效速度。 B在沿机翼表面流动过程中，大小不发生变化。 C大于来流的速度。 D会使机翼翼梢部位的附面层加厚． 168当气流流过带有后掠角的机翼时平行机翼前缘的速度 D A沿机翼展向流动，使机翼梢部位附面层的厚度减小。 B被用来加速产生升力。
C小于来流的速度，所以临界马赫数提高了。 D使后掠机翼的失速特性不好。
169小展弦比机翼在改善飞机空气动力特性方面起的作用是： C
A同样机翼面职的情况下，减小机翼相对厚度．加速上翼面气流流速．提高临界马赫数 B同样机翼面积的情况下，加大机翼的相对厚度，提高升力系数。 C同样机翼面积的情况下，减小机翼的相对厚度，减小波阻。 D同样机翼面积的情况下,减小机翼的展长，提高临界马赫数。 170超临界翼型的特点是： BD
A上翼面气流加速比较快，所以它的临界马赫数比较大。 B一旦出现局部激波，激波的位置靠后．减少波阻 C一旦出现局部激波,激波的强度比较大，减小波阻 D超临界翼型的跨音速气动特性比层流翼型好。 171飞机的机翼设计成为后掠机翼为了： AB
A提高临界马赫数 B减小波阻 C增加飞机升力 D改善飞机的低速飞行性能 172关于后掠机翼失速特性，下列说法哪些是正确的? AD
A一旦翼梢先于翼根失速,会造成机头自动上仰，导致飞机大迎角失速。 B产生升力的有效速度增加，使后掠机翼的失速特性变坏。
C翼根部位附面层先分离会使副翼的操纵效率下降。 D机翼表面安装的翼刀可以改善后掠机翼失速特性。
173为了改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻，可以采用下列哪类机翼？BCD A层流翼型的机翼。 B采用前缘尖削对称薄翼型的机翼。 C三角形机翼。 D带有大后掠角的机翼 174飞机在空中飞行时，如果飞机处于平衡状态，则 A A作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。 B作用在飞机上的所有外力不平衡．所有外力矩平衡。 C作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。 D作用在飞机上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。 175飞机重心位置的表示方法是 A
A用重心到平均气动力弦前缘的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。 B用重心到平均几何弦前缘的距离和平均几何弦长之比的百分数来表示． C用重心到机体基准面的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。 D用重心到机体基准面韵距离和机体长度之比的百分数来表示。 176飞机做等速直线水平飞行时，作用在飞机上的外载荷应满足？ D A升力等于重力，推力等于阻力。
B升力等于重力．抬头力矩等于低头力矩。 C推力等于阻力，抬头力矩等于低头力矩。
D升力等于重力，推力等于阻力．抬头力矩等于低头力矩． 177下列哪项不是飞机飞行时所受的外载荷?D
A重力 B气动力 C发动机推（拉）力 D惯性力 178 研究飞机运动时选用的机体坐标， D
A以飞机重心为原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面 B以全机焦点为原点，纵轴和立轴确定的平面为对称面 C以压力中心原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面 D以飞机重心为原点，纵轴和立轴确定的平面为对称面 179对于进行定常飞行的飞机来说， B
A升力一定等于重力。 B作用在飞机上的外载荷必定是平衡力系。