中国大学MOOC: 当来流马赫数继续增大，超过临界马赫数时，翼型表面上将产生局部超声速区和（ ）。
激波
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举一反三
- 当来流马赫数继续增大，超过临界马赫数时，翼型表面上将产生局部超声速区和（）。
- 中国大学MOOC: 当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定存在（ ）。
- 当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定存在（）。 A: 亚声速区 B: 超声速区 C: 激波 D: 流动分离
- 当来流马赫数超过翼型的临界马赫数时，翼型表面上一定会出现（）。 A: 超声速区 B: 激波 C: 流动分离 D: 脱体激波
- 对于亚声速来流绕翼型流动，当来流马赫数逐渐增大到某一值时，翼型表面上某点的速度恰好达到当地声速，此时的来流马赫数称为该翼型的（）。 A: 当地马赫数 B: 总马赫数 C: 临界马赫数 D: 来流马赫数
内容
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随着来流马赫数的增大，翼型表面上某些点的流速也增大，当来流马赫数增大到某一值时（仍然<1），翼型表面某点的局部速度恰好达到当地声速，亦即该点的M=1，此时来流马赫数被称为（ ）。
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中国大学MOOC: 对于亚声速来流绕翼型流动，当来流马赫数逐渐增大到某一值时，翼型表面上某点的速度恰好达到当地声速，此时的来流马赫数称为该翼型的（ ）。
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当机翼最高点的速度达到1马赫时，来流气流的速度定义为临界马赫数。
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马赫反射、马赫波、马赫数、马赫角都是以马赫来命名的
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中国大学MOOC: 超声速气流绕翼型流动时，可能产生马赫波、膨胀波和（ ）。