关于机翼主要几何参数对跨声速气动特性影响的讨论，下面说法正确的是（）

A.当来流超过下临界马赫数时，激波会使得翼型阻力增大，如果激波越过翼型顶点，则因波前速度被膨胀加速激波和波后压强都会急剧增强，由于波后压强在来流方向的分量为正，因此有助于减阻
B.翼型的压心随着来流马赫数的增大，先从约1/4弦长的位置后移，这是因为上翼面激波后移的缘故
C.随着来流马赫数的进一步增大，翼型的压心其次前移，这是因为下翼面出现激波并且比上翼面激波后移快的缘故
D.随着来流马赫数的进一步增大，翼型的压心其三又变成后移并最终达到1/2弦长位置，这是因为上翼面激波后移的缘故

A.升力系数随着来流马赫数的增大，先以超过‘马赫律’的斜率上升，这是因为上翼面超声速区增大压强降低的缘故
B.升力系数随着来流马赫数的增大，其次以很大的斜率下降；原因是上翼面边界层与激波相互干扰压强增加的缘故，即激波失速
C.升力系数随着来流马赫数的增大，其三以一定的斜率上升，这是因为上翼面激波和边界层分离点后移，上翼面压强降低的缘故
D.升力系数随着来流马赫数的增大，其四以小于‘马赫律’的斜率下降，这是因为翼型前方出现弓形激波流场相对稳定，但来流动压增大的缘故

A.所谓的下临界马赫数就是流场中有一点达到声速时的来流马赫数
B.所谓的上临界马赫数就是流场中每一点都达到声速时的来流马赫数
C.来流为下临界马赫数时，翼型流场中的最小压强系数可以用两种方法来计算，其一是等熵流动关系式；其二是是普朗特-葛劳渥法则或卡门-钱公式
D.来流为下临界马赫数时，翼型流场中最小压强系数的两种计算方法结果都是来流马赫数的函数，令二者相等即可求解下临界马赫数
E.上临界马赫数可以用类似下临界马赫数的方法来确定