对于通过斜激波的气流，若保持其偏转角θ不变，增大波前马赫数 ，则激波角β（），若保持其波前马赫数 不变，减小偏转角θ，则激波角β（）A．增大 增大B．增大 减小C．减小 增大D．减小 减小

对于通过斜激波的气流，若保持其偏转角θ不变，增大波前马赫数 ，则激波角β（），若保持其波前马赫数 不变，减小偏转角θ，则激波角β（）

A．增大 增大

B．增大 减小

C．减小 增大

D．减小 减小

参考答案和解析
增大 减小

相关考题：

在从动件运动规律不变的情况下，对于直动从动件盘形凸轮机构，若缩小凸轮的基圆半径，则压力角( )。A.保持不变B.增大C.减小
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设计一直动从动件盘形凸轮,当凸轮转速及从动件运动规律不变时,若减小其压力角,则凸轮尺寸会()。 A、增大B、减小C、不变
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与激波前的参数相比，下列哪个波后参数是减小的（）.A、压力B、密度C、温度D、气流速度
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若激波的波面与飞机的飞行速度方向（）时则称该激波为正激波A、平行B、垂直C、重合D、斜交
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产生声障的根本原因是（）A、正激波B、斜激波C、气流分离D、局部激波
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如果空气密度减小，气流速度和桨叶攻角保持不变，则升力将（）
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马赫数表的功用：（）A、防止低速失速；B、防止超速；C、防止激波失速；D、反映速度的大小；
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当飞机飞行马赫数超过临界马赫数之后（）.A、局部激波首先出现在上翼面。B、局部激波首先出现在下翼面。C、只在上翼面出现局部激波。D、随着飞行速度的继续提高，局部微波向前移动。
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机翼后掠，可以（）。A、提高临界马赫数B、减小激波阻力C、减小结构重量
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采用后掠机翼提高临界马赫数的原因是（）.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。
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激波是如何形成的，激波前后气流参数如何变化？
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气流流过收敛-扩张通道，下列说法正确的是？（）A、当出口马赫数大于1时，管内不会出现激波；B、当超过临界压强比时，喉部马赫数将大于1；C、在给定的下游位置处，压强仅用喉部声速表示是可能的；D、喉部马赫数总是1。
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激波角将随气流M数的增大而（）。
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激波的波面与飞机的飞行速度方向平行时则称该激波为正激波。
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飞行高度增加，其它参数不变时飞机的临界马赫数（）A、保持不变B、增加C、减小
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飞行迎角增大，其它参数不变时飞机的临界马赫数（）A、将减小B、保持不变C、将增加
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超声速气流流过激波后，流速（）。A、突然增大B、突然减小C、不变
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超临界翼型的特点是（）.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。
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若轴流式压气机转速不变，进口气流速度减小，则：轴流式压气机第一级（）.A、流量系数增大，攻角减小B、流量系数减小，攻角增大C、流量系数增大，攻角增大D、流量系数减小，攻角减小
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激波诱导附面层分离的主要原因是（）.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。
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超音速气流产生的激波分为（）三种类型.A、马赫波，膨胀波，压缩波B、正激波，斜激波，曲线激波C、马赫波，附体激波，脱体激D、压缩波，等压波，脱体波
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飞行中，保持真空速不变，高度升高时，马赫数（）.A、增大B、减小C、不变D、随气温的降低而增大
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飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面：（）.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。
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单选题若柴油机负荷与供油定时不变，当转速降低时（）。A喷射延迟角增大B喷射延迟角减小C喷射持续期增大D单位凸轮转角的喷油量减小
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问答题激波是如何形成的，激波前后气流参数如何变化？
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多选题机翼后掠，可以（）。A提高临界马赫数B减小激波阻力C减小结构重量
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问答题何谓临界马赫数、局部激波，激波分离？
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问答题什么是激波？气流流过正激波和斜激波时，其气流参数发生了哪些变化？
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