当机翼表面上最大速度点的马赫数等于1时，对应来流马赫数（ ）。

这道题考查的是空气动力学中**临界马赫数（Critical Mach Number）**的概念。 ### 解析过程： 1. **机翼表面的流速变化**： 当气流流过机翼时，由于机翼上表面的弯曲形状（拱度），气流会被加速。因此，在亚音速来流条件下，机翼表面某一点的气流速度通常会高于自由来流的速度。 2. **局部马赫数与来流马赫数的关系**： 设自由来流的马赫数为 $M_\infty$，机翼表面最大速度点的局部马赫数为 $M_{local}$。 根据伯努利原理和可压缩流理论，只要机翼有升力或厚度，通常会有 $M_{local} > M_\infty$。 3. **临界马赫数的定义**： **临界马赫数**是指自由来流马赫数增加到某一数值时，机翼表面首次出现局部流速等于声速（即局部马赫数 $M_{local} = 1$）时的来流马赫数。 4. **逻辑推导**： * 题目中指出：“机翼表面上最大速度点的马赫数等于1”。 * 这意味着此时正好达到了**临界状态**。 * 因为在达到临界状态之前，来流已经是亚音速的（$M_\infty < 1$），而机翼表面的加速作用使得局部速度率先达到音速。 * 所以，当局部马赫数刚刚达到1时，对应的自由来流马赫数必然**小于1**。这个特定的来流马赫数被称为临界马赫数（$M_{cr}$），对于大多数亚音速飞机，$M_{cr}$ 通常在 0.7 到 0.9 之间。 5. **选项分析**： * A. 大于1：如果来流大于1，整个流场大部分区域都是超音速，局部速度肯定远大于1，不符合“首次等于1”的语境，且题目隐含的是从亚音速过渡的过程。 * B. 大于等于1：同上，来流不需要达到1，局部就可以先达到1。 * C. 等于1：如果来流等于1，考虑到机翼的加速作用，局部马赫数将明显大于1。 * D. 小于1：正确。因为机翼表面对气流有加速作用，所以在来流还是亚音速（小于1）的时候，表面局部速度就可以达到音速（等于1）。 ### 结论： 当机翼表面最大速度点的马赫数等于1时，对应的来流马赫数处于临界马赫数状态，该值**小于1**。 故正确答案为 **D**。