请问联想（Lenovo）扬天B570A-BNI怎么样？或介绍一款市场价3500元左右的联想笔记本给我_百度知道
请问联想（Lenovo）扬天B570A-BNI怎么样？或介绍一款市场价3500元左右的联想笔记本给我
要带WIFI，最好不超过三千五的，最好有HDMI的，看高清电影，屏幕要14寸以上的，平时用来玩穿越火线？或介绍一款市场价3500元左右的联想笔记本给我请问联想（Lenovo）扬天B570A-BNI怎么样，反应要快
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500/2G内存/1G独显 价格在3500左右的
14寸这两款都挺好的，速度可以;500G硬盘/超级DVD-RW&#47，都是I3的处理器;1G独显 价格330-3400之间 14 寸昭阳E47A2350/超级DVD-RW/2G&#47，1G显卡可以玩穿越火线了，如果觉得还不够快可以升级4G内存联想B460A 处理器 I3-370&#47
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一艘轮船得排水量是5000t，最大载货量是3500t，问：这艘轮船得自重是多少？（g取10N&#47;kg)
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排开水的重力等于浮力=船重船重=mg=5×10^7N要是满载的话减去载货量就可以了
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出门在外也不愁飞机在以声速巡航时（Ma=1）一般速度是多少km&#47;h？_百度知道
飞机在以声速巡航时（Ma=1）一般速度是多少km&#47;h？
跟高度有关系？
逐渐向两边演化成斜激波，飞行器速度都可以快过驻点音速;u1，最外面是马赫波，并非音速a逆着流速u1向上游传播！激波分为脱体激波和附着激波，出现在高超音速尖头飞行器前端。另外，在正激波-驻点之间一小片区域必是亚音速区我明白了，到激波面逐渐减为(u1-u2)，假设来流速度u1。请注意在第二个参照系下u1的方向，是向飞行器前方的。就你说的情况。而两边的斜激波后面则是超音速区，而尖头体前则是附着激波，故扰动可从驻点传至激波面，只能证明a&gt。对脱体激波而言，也不能证明a&gt，越过激波气流熵增大。现在变换参照系，所有扰动只能在激波面范围内向后传播，正前方是正激波，只有从尖头向外延伸的斜直线激波。此类斜激波后一般仍是超音速。另一种附着激波，所以也就不会有激波面-驻点之间区域，上述任何一种，到前驻点0，在钝头体前一般会形成脱体激波，这里产生的扰动只能在马赫锥之内传播;1。根据普朗特关系式。第一个参照系下波后Ma&lt。然而，也就是你所说的情形，空气静止，故不能说明音速a一定比u1大，飞行器速度u1，不产生脱体正激波，越过激波面0;u2，也即扰动是从驻点顺风传播到激波面的，不是等熵流，越过正激波减为u2，前驻点处空气速度u1
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一倍音速就是1224公里每小时
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h)：是摄氏温度
V：在T℃时的音速
也有介绍音速与温度的关系、温度；一万米高空之音速约为 295m&#4720℃；另外每升高1摄氏度。音波可以在固体、液体或是气体介质中传播;s(1062 km&#47，海平面高度时音速为340米&#47、密度）不同而有不同数值：
V = 331×sqrt(1+T&#47.5m/h);s(1193 km&#47，音速就增加0，音速又会依空气之状态（如湿度;秒;S)
sqrt。如摄氏零度之海平面音速约为 331。音速与温度的关系式，则音速愈快：
音速也是声速。在空气中，即声音在介质中传播之速度，介质密度愈大.607m/s;273) (m&#47：表示根号
声速的具体计算很麻烦，但是国际上通用为20℃，海平面高度时的声速，340米/秒。1小时即为1224公里。但是没有任何飞机敢以音速巡航。因为飞机达到音速时，飞行速度刚好追上自己的声波，加上音障，飞机机体震荡的非常厉害，声速巡航那是找死。如果坚持2分钟，飞机就有可能解体，人体也会受不了，发疯，失常，乃至昏厥，甚至五脏错乱。所以，有亚音速巡航，超音速巡航，就是没有声速巡航。
音速不是一个固定的值, 随着气压和气温的改变而改变. 在干燥空气中, 音速的经验公式是:
音速 u=331.3+(0.606c)m/s (c=摄氏气温)
常温下(15℃), 音速为 u=331.3+(0.606x15)= 340.4m/s, 这就是为什么都说音速是 340m/s (1225km/h)的缘故.
潮湿空气的音速略有增加, 但是幅度不到0.5%, 大多数场合可以忽略不计. 对于华氏气温, 可以用公式换算: F=9C/5+32(C=摄氏气温).
国际标准大气ISA规定: 在对流层中(0~11000m), 海平面的气温为 15℃, 气压 101325Pa, 空气密度1.226kg/m&sup3;; 海拔每升高1000m, 气温下降 6.5℃.
利用上面的公式计算不同海拔的气温, 再综合前面的音速经验公式, 就可以推算不同海拔的音速了.
在m的高空(属平流层, 气温基本没有变化, 所以又叫&同温层&), 温度下降到零下57℃(15-11x6.5= -56.5℃), 这里的音速是 u= 331.3+[0.606x(-57)]= 296.7m/s (约1068km/h). 喷气式飞机都喜欢在 1万米左右的高空巡航, 因为这里是平流层的底部, 可以避开对流层因对流活动而产生的气流. 在m的同温层内, 音速的标准值是1062km/h, 而且基本稳定. ~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~不扯那么多啦, 依照上面的标准大气条件, 换算各个高度的音速值, 直接套着用吧----------------------------------------------------------------------海拔高度
m/s--------------------------------------------------------------------
334.4 ----------------------------------------------------------------------
328.4 ----------------------------------------------------------------------
322.3 ----------------------------------------------------------------------
316.0 ----------------------------------------------------------------------
309.7 ----------------------------------------------------------------------
303.2 ----------------------------------------------------------------------
296.5 ----------------------------------------------------------------------
295.1 ----------------------------------------------------------------------............
295.1 ----------------------------------------------------------------------
音速和空气温度成正相关关系。温度越高，音速越高。由于地面附近一般空气温度随高度上升而下降，因此音速也下降。标准大气压音速为1224千米/小时，平流层音速一般取1062千米/小时。由于飞机表面上各个点的音速不一样，各个点的空气流速也不一样。因此飞机上各个点的马赫数是不一样的。用前驻点的音速来衡量机身上的马赫数是不正确的，必须使用当地的音速和当地的流速来计算当地的马赫数。飞机总体的马赫数是以来流静温音速为标准的。也就是你前面所说的T=288K。你所举的例子中，前驻点的音速为1341km/s，但是前驻点的马赫数为0，因为空气流速为0。而飞机在总体马赫数0.7左右，在机翼上表面的局部马赫数就会超过1。前驻点的音速是永远高于飞机速度的，正激波位于前驻点的前方，前驻点的空气扰动是可以向前传播到达正激波的，这就说明正激波和前驻点之间的音速一定是比飞机速度快的。正激波后方的气体一定是亚音速气体。也就是说事实上飞机永远追不上自己发出的声音。所以你也不要费劲去算前驻点了，用它为标准，飞机的速度怎么算都达不到音速的。手头没有工具书，无法核对你的计算。能算出相等，那么你的计算肯定是不正确的。而且有激波存在的情况下，超音速气流是不能作为等熵处理的。原因确实忘记了。而且你为什么老是要用总温来算速度？你用总温算出的是理论最大音速，而不是实际最大流速。计算音速用的是静温，不是总温。当总温全部转化成静温的时候，流速已经变成0了，哪里来的理论最大速度？很抱歉，手头没有工具书，无法做很深入的讨论。从你的描述看，我大致明白你的思路了。你是以1马赫的来流静温和速度计算总温，再假设飞机速度达到总温音速。那么你想过没有？当飞机速度达到总温音速的时候，远方来流速度也达到了总温音速，这时远方来流还是1马赫吗？这时的总温还是345k吗？这时飞机的速度以总温换算还能达到1马赫吗？反过来说，当你以驻点音速代替环境音速的时候，来流马赫数还是1吗？1马赫的远方来流，这1马赫怎么来的？是以远方来流的静温换算而来的。也就是说一开始的a是以288K换算过来的1224km/h。计算马赫数的分母也是1224。然而当你假设飞机速度达到总温音速时，a已经被你改变了，继而马赫数也被改变了。因此在你的算式中存在两组不同的音速，马赫数，总温，但是你把它们混同了。就如补充所说，当空气速度达到理论最大值时，马赫数早就不是1了，驻点温度和驻点音速也会大幅度提高。至于说驻点音速永远高于飞机速度，这不是计算出来的，而是逻辑和实验出来的。（1）驻点流速等于0，远方流速等于1马赫，驻点温度高于远方温度，所以驻点音速高于远方音速，因此也高于流速。（2）驻点流速等于0，远方流速大于1马赫，由于空气温度和速度的变化都是连续的（即使在激波面中，空气参数的变化也只是很快而已，仍然是连续的，不存在真正的跃迁）因此在驻点和来流之间，必然存在一个点A，当地的马赫数大于0而小于1。可知驻点音速大于A点音速，也大于A点流速。从试验中看，无论飞机的形状如何，驻点的前方一定会有脱体的正激波存在，只不过驻点很小，前缘形状很尖锐时，正激波距离驻点的距离很小，范围也很小，近似于依附在飞机表面。在超音速条件下声音是可以向前传播的，到达激波为止，不能超越激波面。在激波锥的顶端一定是脱体的正激波，然后在正激波的周围逐渐转化为斜激波，才出现激波锥。正激波的基本特征就是波后音速大于波速大于波前音速。在超音速进气道设计中，最简单的就是单波系正激波进气道，无论来流速度多少，一旦穿越正激波后，都会立即变为亚音速。激波流动不是等熵过程。这个出处我是找不到了，但是可以肯定这一点，需要你再去找找资料了。你的计算2一开始我没有看懂，现在看懂了，对不起。你的逻辑过程不是没有道理的。我希望你也能看到我的推论2。在前驻点和远方来流之间必然存在一点A，该点处马赫数大于0而小于1，因此驻点处的空气扰动必然可以向前传播到A点。要证明这个A点不存在必须有两个条件：一，空气温度和速度的变化过程存在跃变，也就是变化过程不连续。二，这个跃变就发生在驻点处。转换到实际情况就变成：一，激波面中发生空气物理性质的跃变，激波厚度为0。二，激波发生在前驻点上。然而这两个条件事实上都不存在。如果温度发生跃变，则意味着能量转变的功率为无穷大，如果速度发生跃变，则意味着质点的加速度为无穷大。从实际来说，就是激波面的厚度不可能为零。其次，正激波并不是在前驻点发生的，而是在前驻点的前方发生，正激波和前驻点之间的区域是一个亚音速区域，声音和扰动是可以向前传播到达正激波面的。激波的产生激波本身就是飞机产生的各种扰动叠加的产物，飞机产生的各种扰动，包括声音一定能够追上激波面。我们平时说激波锥连同飞机产生的扰动，被飞机甩在后面的。这种说法忽略了两个问题，第一是正激波的存在，激波锥的顶点是正激波。马赫锥并不是向后的，而是马赫锥事实上在飞机的前面，飞机是被马赫锥完全包围的。其次，构成激波锥的主体部分的斜激波，本身就是被斜置的正激波。斜激波的流场在法线方向上与正激波完全一致。也就是说，声波在激波锥内实际上是向前追及激波面的，虽然追及方向和飞机的飞行方向并不一致。在激波锥以内，沿着激波平面的法线方向所有的空气都是亚音速的，任何激波面后方的扰动都一定可以追上激波面。而飞机一定位于激波锥以内，激波面的后方。因此飞机向任何一个方向都不可能追上自己发出的声音。对于你的计算2，我觉得可能存在的问题是：实际飞行中气流是不可能瞬间滞止于前驻点的，在空气的滞止需要一个过程，因此驻点前方一定存在一个流速较慢的区域。在这个区域内，音速是大于流速的，因此声波可以向前传播。向前传播的声音最后进入激波面，并且不能继续向前方传播。呵呵，改得太多，可能差不多到修改次数上限了，接下来可能要发消息讨论了。
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总共卖了20台
每台4000圆甲 10、9、8、7、6
乙5、6、7、8、9
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