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A.NACA2412翼型的第一位2表示相对弯度为2%
B.NACA2412翼型的最后两位12表示相对厚度为12%
C.设计升力等于来流与前缘中弧线相切情况下的升力
D.翼型的相对厚度是指厚度分布函数的最大值
E.翼型的前缘是指飞行过程中气流的前驻点
格式：（1）关于涡格法理论，下面说法正确的是（）
A.和升力线理论不同，涡格法可以计算机翼的气动力矩
B.涡格法可以和三维面元法结合求组合体气动力
C.附着涡分布在网格面元的1/4弦线上，控制点分布在网格面元3/4弦线的中点
D.如果在网格面元的1/8和5/8弦线上分布分布附着涡，并取网格面元3/8和7/8弦线的中点为控制点，也可以构建涡格法程序
E.涡格法不可以计算机翼的诱导阻力
（2）接上题，下面说法正确的是（）
A.涡格法在每个面元网格上分布马蹄涡，然后计算每个马蹄涡对不同控制点的影响系数，影响系数乘以对应马蹄涡的强度并求和就是控制点的无量纲诱导速度
B.这个无量纲的诱导速度应当满足物面无渗透边界条件，由此建立一个关于马蹄涡强度的线性方程组，求解这个方程组即可得到马蹄涡强度分布
C.和升力线理论类似，在马蹄涡所处位置上，流场并不满足无渗透边界条件
D.对于涡格法，在获得马蹄涡分布后，每个面元上的升力仍然是基于剖面假设按儒科夫斯基定理计算，前缘力矩由每个面元升力对翼根前缘的力矩求和得到
A.小迎角时机翼的升力系数导数受展弦比、后掠角和平面形状影响，可根据升力面理论来计算
B.对于梯形直边平面后掠翼，在相当宽的平面参数变化范围内，升力系数导数主要受展弦比和后掠角影响，根稍比的影响较小
C.对于展弦比很大的平面后掠翼，其升力系数导数等于翼型的升力系数导数乘以后掠角的余弦
D.对于同样翼型和展弦比的长机翼，后掠翼的最大升力系数要大于对应的直机翼
A.薄翼型理论只能用于薄翼型中小迎角下的气动力求解，分弯度问题、迎角问题和厚度问题
B.保角变换法是将翼型绕流问题转换成圆柱绕流问题的流场计算方法，其缺点是映射函数不容易确定等
C.面元法通过在物面分布奇点后，根据边界条件将流场的求解问题转换成关于奇点线性方程组的求解问题，这种方法可用于一般外形二维或三维物体的流场和气动力求解
D.升力线理论用于大展弦比直机翼小迎角情况下的气动力求解，允许机翼存在扭转角
E.升力面理论用于小展弦比有后掠角机翼大迎角情况下的气动力求解
A.模具的压力中心就是冲压力合力的作用点
B.模具的压力中心必须通过模柄轴线与压力机中心线相重合
C.模具的寿命不高，很大一个因素可能是冲压中心设计的不合理
D.压力中心的确定方法有：解析法，作图法，悬挂法
E.实际生产中，常用悬挂法确定复杂冲裁件的压力中心
