空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理

M8空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理1、絕對(duì)溫度的零度是A、-273TB、-273KC、-273°CD、32T2、空氣的組成為A、78%氮，20%氫和2%其他氣體B、90%氧，6%氮和4%其他氣體C、78%氮，21%氧和1%其他氣體D、21%氮，78%氧和1%其他氣體3、流體的粘性系數(shù)與溫度之間的關(guān)系是？A、液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。B、氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。C、液體的粘性系數(shù)與溫度無(wú)關(guān)。D、氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低。4、空氣的物理性質(zhì)主要包括A、空氣的粘性B、空氣的壓縮性C、空氣的粘性和壓縮性D、空氣的可朔性5、下列不是影響空氣粘性的因素是A、空氣的流動(dòng)位置B、氣流的流速C、空氣的粘性系數(shù)D、與空氣的接觸面積6、氣體的壓力＜P＞、密度＜p＞、溫度＜T＞三者之間的變化關(guān)系是A、p=PRTB、T=PRpC、P=Rp/TD、P=RpT7、在大氣層內(nèi)，大氣密度A、在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。B、隨高度增加而增加。C、隨高度增加而減小。D、隨高度增加可能增加，也可能減小。8、在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)A、隨高度增加而增加。B、隨高度增加而減小。C、在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。D、隨高度增加可能增加，也可能減小。9、空氣的密度A、與壓力成正比。B、與壓力成反比。C、與壓力無(wú)關(guān)。D、與溫度成正比。10、影響空氣粘性力的主要因素：A、空氣清潔度B、速度剃度C、空氣溫度。、相對(duì)濕度11、對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是A、空氣密度正比于壓力和絕對(duì)溫度B、空氣密度正比于壓力，反比于絕對(duì)溫度C、空氣密度反比于壓力，正比于絕對(duì)溫度D、空氣密度反比于壓力和絕對(duì)溫度12、對(duì)于音速.如下說(shuō)法正確的是：A、只要空氣密度大，音速就大B、只要空氣壓力大，音速就大C、只要空氣溫度高.音速就大D、只要空氣密度小.音速就大13、假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大A、空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng)B、空氣密度小，起飛滑跑距離長(zhǎng)C、空氣密度大，起飛滑跑距離短D、空氣密度小，起飛滑跑距離短14、一定體積的容器中，空氣壓力A、與空氣密度和空氣溫度乘積成正比B、與空氣密度和空氣溫度乘積成反比C、與空氣密度和空氣絕對(duì)濕度乘積成反比D、與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比15、一定體積的容器中.空氣壓力A、與空氣密度和攝氏溫度乘積成正比B、與空氣密度和華氏溫度乘積成反比C、與空氣密度和空氣攝氏溫度乘積成反比D、與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比16、對(duì)于露點(diǎn)溫度如下說(shuō)法正確的是：A、溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高B、^相對(duì)濕度達(dá)到100%時(shí)的溫度是露點(diǎn)溫度C、露點(diǎn)溫度下降，絕對(duì)濕度下降D、露點(diǎn)溫度下降，絕對(duì)濕度升高17對(duì)于音速，如下說(shuō)法正確的是A、音速是空氣可壓縮性的標(biāo)志B、空氣音速高，粘性就越大C、音速是空氣壓力大小的標(biāo)志D、空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志18、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是A、溫度不變時(shí),壓力與體積成正比B、體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比C、壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比D、密度不變時(shí).壓力和溫度成反比19、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是A、P=1013psiT=15°Cp=1、225kg/m3B、P=1013hPA、T=15Cp=1、225kg/m3C、P=1013psiT=25Cp=1、225kg/m3D、P=1013hPA、T=25Cp=0、6601kg/m320、在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系？A、與壓力成正比。B、與壓力成反比。C、與壓力無(wú)關(guān)。D、與壓力的平方成正比。21、推算實(shí)際大氣情況下的飛行性能，將基于下列哪條基準(zhǔn)，對(duì)飛行手冊(cè)查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算？A、溫度偏差B、壓力偏差C、密度偏差D、高度偏差22、一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性A、溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比B、體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比C、壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比D、密度不變時(shí)，壓力和溫度成反比23、音速隨大氣高度的變化情況是A、隨高度增高而降低。B、在對(duì)流層內(nèi)隨高度增高而降低。頃在平流層底層保持常數(shù)。D、隨高度增高而增大24、從地球表面到外層空間，大氣層依次是A、對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層B、對(duì)流層，平流層、電離層、中間層和散逸層C、對(duì)流層、中間層、平流層、電離層和散落層D、對(duì)流層，平流層.中間層.散逸層和電離層對(duì)流層的高度.在地球中緯度地區(qū)約為A、8公里。B、16公里。C、10公里。D、11公里26、下列(C)的敘述屬于對(duì)流層的特點(diǎn)：A、空氣中幾乎沒有水蒸氣B、空氣沒有上下對(duì)流C、高度升高氣溫下降D、空氣中的風(fēng)向風(fēng)速不變27、下列(C)的敘述不屬于平流層的特點(diǎn)：A、空氣中的風(fēng)向、風(fēng)速不變B、溫度大體不變，平均在-56、5°CC、空氣上下對(duì)流激烈D、空氣質(zhì)量不多，約占大氣質(zhì)量的1/4在對(duì)流層內(nèi)，空氣的溫度A、隨高度增加而降低。B、隨高度增加而升高。C、隨高度增加保持不變D、先是隨高度增加而升高，然后再隨高度增加而降低。29、現(xiàn)代民航客機(jī)一般巡航的大氣層是A、對(duì)流層頂層B、平流層頂層C、對(duì)流層底層。、平流層底層30、對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是：A、上下垂直于飛行方向的陣風(fēng)B、左右垂直子飛行方向的陣風(fēng)C、沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著D、飛行方向的陣風(fēng)31、對(duì)起飛降落安全性造成不利影響的是：A、低空風(fēng)切變B、穩(wěn)定的逆風(fēng)場(chǎng)C、垂直于跑道的颶風(fēng)D、穩(wěn)定的上升氣流32、影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是A、空氣的相對(duì)濕度B、空氣壓力C、空氣的溫差D、空氣污染物33“利用風(fēng)洞吹風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是”答案：A連續(xù)性假設(shè)B相對(duì)性原理C牛頓原理D熱力學(xué)定律34、影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是A、空氣的相對(duì)濕度B、空氣密度C、空氣的溫度和溫差D、空氣污染物35、云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是A、影響正常的日測(cè)B、溫度低了造成機(jī)翼表面結(jié)冰C、增加阻力D、積雨云會(huì)帶來(lái)危害36、層流翼型的特點(diǎn)是A、前緣半徑大,后部尖的水滴形前緣半徑小.B、最大厚度靠后C、前緣尖的菱形D、前后緣半徑大，中間平的板形37、氣流產(chǎn)生下洗是由于入、分離點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響B(tài)、轉(zhuǎn)振點(diǎn)后紊流的影響C、機(jī)翼上下表面存在壓力差的影響D、迎角過大失速的影響38、氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化是：A、可由紊流變?yōu)閷恿鰾、可由層流變?yōu)樗亓鰿、一般不發(fā)生變化D、紊流、層流可交替變化39、在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向A、厚度基本不變B、厚度越來(lái)越薄C、厚度越來(lái)越厚D、厚度變化不定40、在機(jī)翼表面附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)振點(diǎn)的位置A、將隨著飛行速度的提高而后移B、將隨著飛行速度的提高而前移C、在飛行M數(shù)小于一定值時(shí)保持不變D、與飛行速度沒有關(guān)系41、在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)造成（A、摩擦阻力增加B、壓差阻力增加C、升力增加D、升力減小42、對(duì)于下洗流的影響，下述說(shuō)法是否正確：A、在空中，上升時(shí)比巡航時(shí)下洗流影響大B、低速飛行在地面比在高空時(shí)下洗流影響大頃水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時(shí)受下洗流影響大D、在任何情況下，下洗流的影響都一樣43、關(guān)于附面層下列說(shuō)法哪些正確？A、層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度B、氣流雜亂無(wú)章，各層氣流相互混淆稱為層流附面層。C、附面層的氣流各層不相混雜面成層流動(dòng)，稱為層流附面層。D、層流附面層的流動(dòng)能量小于紊流附面層的流動(dòng)能量44:氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥牵篈、空氣的流速B、在翼表面流動(dòng)長(zhǎng)度C、空氣溫度D、空氣比重45、下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)法是正確的？A、附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。B、附面層內(nèi)的流速.在物體的表面流速為零，沿法線向外，流速逐漸增大。C、所謂附面層就是一層薄薄的空氣層D、附面層內(nèi)的流速保持不變。46、亞音速空氣流速增加可有如下效果A、由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)振點(diǎn)后移B、氣流分離點(diǎn)后移C、阻力增加D、升力增加47、在機(jī)翼表面.附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)振點(diǎn)的位置A、與空氣的溫度有關(guān)B、與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)C、與飛機(jī)的飛行速度的大小有關(guān)D、與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)48、當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí).己知其截面積A、l=3A、2則其流速為A、V1=9V2B.V2=9V1C、V2=3V1D、V1=3V249、當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)由伯努利定理可知A、流速大的地服，靜壓大。B、流速大的地方，靜壓小。C、流速大的地方，總壓大。D、流速大的地方，總壓小。50、計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)?A、大氣壓力和速度C、空氣密度和阻力C、空氣密度和速度D、空氣密度和大氣壓51、利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是A、連續(xù)性假設(shè)B、相對(duì)性原理C、牛頓定理D、熱力學(xué)定律52、流管中空氣的動(dòng)壓A、僅與空氣速度平方成正比B、僅與空氣密度成正比C、與空氣速度和空氣密度成正比D、與空氣速度平方和空氣密度成正比53、流體的連續(xù)性方程：A、只適用于理想流動(dòng)。B、適用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。C、只適用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。D、只適用于可壓縮流體的穩(wěn)定管流。54、下列的敘述與伯努利定理無(wú)關(guān)：A、流體流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大B、氣流穩(wěn)定流過一條流管時(shí)，氣流的總能量是不的C、氣流沿流管穩(wěn)定流動(dòng)過程中，氣流的動(dòng)壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，流速與流管橫截面積成正比55、下列的敘述是錯(cuò)誤的：A、伯努利定理的物理實(shí)質(zhì)是能量守衡定律在空氣流動(dòng)過程中的應(yīng)用B、物體表面一層氣流流速?gòu)牧阍黾拥接鏆饬髁魉俚牧鲃?dòng)空氣層叫做附面層C、空氣粘性的物理實(shí)質(zhì)不是空氣分子作無(wú)規(guī)則運(yùn)動(dòng)的結(jié)果D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，在同一流管的任一切面上，流速和流管的橫切面積始終成反比56、氣體的連續(xù)性定理是在空氣流動(dòng)過程中的應(yīng)用：A、能量守衡定律B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律D、牛頓第二定律57、氣體的伯努利定理是在空氣流動(dòng)過程中的應(yīng)用：A、能量守衡定律B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律D、牛頓第二定律58、流體在管道中穩(wěn)定低速流動(dòng)時(shí)，如果管道由粗變細(xì).則流體的流速A、增大。B、減小。C、保持不變。D、可能增大，也可能減小。59、亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化？A、流速增加，壓強(qiáng)增大。B、速度降低，壓強(qiáng)下降。C、流速增加，壓強(qiáng)下降。D、速度降低.壓強(qiáng)增大。60、在伯努利方程中，密度單位為公斤/立方米，速度單位為米/秒動(dòng)壓?jiǎn)挝粸锳、公斤B、力/平方米C、水柱高牛頓/平方米。、磅/平方英寸61、伯努利方程的使用條件是A、只要是理想的不可壓縮流體B、只要是理想的與外界無(wú)能量交換的流體C、只要是不可壓縮，且與外界無(wú)能量交換的流體D、必須是理想的、不可壓縮、且與外界無(wú)能量變換的流體62、當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí)，己知其截面積A、l=2A、2=4A、3則其靜壓為A、P1=P2=P3B、P1>P2>P3C、P1<P2<P3D、P1>P3>P263、對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出：A、流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也增加B、流管截面積減小，空氣靜壓增加C、流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓減小D、不能確定64、對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是A、流過各截面的氣流速度與截面積乘積不變B、流過各截面的體積流量相同C、流過各截面的質(zhì)量流量相同D、流過各截面的氣體密度相同65、流體在管道中以穩(wěn)定的速度流動(dòng)時(shí)，如果管道由粗變細(xì)，則流體的流速A、增大B、減小C、保持不變D、可能增大，也可能減小66、當(dāng)空氣在管道中流動(dòng)時(shí)，由伯努利定理可知A、凡是流速大的地方，壓強(qiáng)就大B、凡是流速小的地方，壓強(qiáng)就小C、凡是流速大的地方，壓強(qiáng)就小D、壓強(qiáng)與流速無(wú)關(guān)67、非定常流是指A、流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)相同B、流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間變化C、流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化D、流場(chǎng)中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無(wú)關(guān)68、關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的A、動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方向一致B、動(dòng)壓和靜壓都作用在任意方向C、動(dòng)壓作用在流體的流動(dòng)方向.靜壓作用在任意方向D、靜壓作用在流體的流動(dòng)方向，動(dòng)壓作用在任意方向69、流體的伯努利定理A、適用于不可壓縮的理想流體。B、適用于粘性的理想流體。C、適用于不可壓縮的粘性流體。D、適用于可壓縮和不可壓縮流體。70、伯努利方程適用于：A、低速氣流B、高速氣流C、適用于各種速度的氣流D、不可壓縮流體71、下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的？(BC)A、總壓與靜壓之和B、總壓與靜壓之差C、動(dòng)壓和速度的平方成正比D、動(dòng)壓和速度成正比72、所謂翼剖面就是A)入、平行飛機(jī)機(jī)身縱軸將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面B、平行飛機(jī)機(jī)身橫軸將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面C、垂直機(jī)翼前緣將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面D、垂直機(jī)翼后緣將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面73、測(cè)量機(jī)翼的翼弦是從A、左翼尖到右翼尖。B、機(jī)身中心線到翼尖。C、機(jī)翼前緣到后緣.D、翼型最大上弧線到基線。74、測(cè)量機(jī)翼的翼展是從A、左翼尖到右翼尖。B、機(jī)身中心線到翼尖。C、機(jī)翼前緣到后緣.D、翼型最大上弧線到基線75、機(jī)翼的安裝角是A、翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角。B、翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾的銳角.C、翼弦與水平面之間所夾的銳角。D、機(jī)翼焦點(diǎn)線與機(jī)身軸線的夾角。76、機(jī)翼的展弦比是A、展長(zhǎng)與機(jī)翼最大厚度之比。B、展長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比。C、展長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比。D、展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比。77、機(jī)翼1/4弦線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱為機(jī)翼的A、安裝角。B、上反角.C、后掠角。D、迎角。78、水平安定面的安裝角與機(jī)翼安裝角之差稱為？A、迎角。B、上反角。C、縱向上反角.D、后掠角。79、翼型的最大厚度與弦長(zhǎng)的比值稱為入、相對(duì)彎度。B、相對(duì)厚度。C、最大彎度。。、平均弦長(zhǎng)。80、翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比值稱為入、相對(duì)彎度；B、相對(duì)厚度。C、最大厚度。。、平均弦長(zhǎng)。81、影響翼型性能的最主要的參數(shù)是A、前緣和后緣。B、翼型的厚度和彎度。C、彎度和前緣。D、厚度和前緣。82、飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)飛行性能的重要參數(shù)，對(duì)于低速飛機(jī)，校裝飛機(jī)外型是A、增大安裝角叫內(nèi)洗，可以增加機(jī)翼升力B、增大安裝角叫內(nèi)洗.可以減小機(jī)翼升力C、增大安裝角叫外洗.可以減小機(jī)翼升力D、增大安裝角叫外洗.可以增加機(jī)翼升力83、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)入、相對(duì)厚度20%到30%B、^相對(duì)厚度5%到10%頃相對(duì)厚度10%到15%。、相對(duì)厚度15%到20%84、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)A、最大厚度位置為10%到20%B、最大厚度位置為20%到35%C、最大厚度位置為35%到50%D、最大厚度位置為50%到65%85、大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn)：A、展弦比3到5B、展弦比7到8C、1/4弦線后掠角10到25度D、1/4弦線后掠角25到35度86、具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生A、滾轉(zhuǎn)力矩B、偏航力矩C、俯仰力矩D、不產(chǎn)生任何力矩87、具有上反角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生：A、偏航力矩B、滾轉(zhuǎn)力矩C、俯仰力矩D、不產(chǎn)生任何力矩88、機(jī)翼空氣動(dòng)力受力最大的是A、機(jī)翼上表面壓力B、機(jī)翼下表面壓力C、機(jī)翼上表面吸力D、機(jī)翼下表面吸力89關(guān)于飛機(jī)大迎角失速下列說(shuō)法哪些正確？答案：A在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎角超過臨界迎角都可能發(fā)生失速B只要迎角小于臨界迎角飛機(jī)的飛行就是安全的C飛機(jī)失速會(huì)引起機(jī)翼和尾翼的振動(dòng)D對(duì)飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性沒有影響。90、當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)A、升力突然大大增加,而阻力迅速減小。B、升力突然大大降低，而阻力迅速增加。C、升力和阻力同時(shí)大大增加。D、升力和阻力同時(shí)大大減小?91、對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是A、一個(gè)小的正迎角。B、一個(gè)小的負(fù)迎角。C、臨界迎有。D、失速迎角。92、飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱為A、零升力迎角。B、失速迎角。C、臨界迎角。D、零迎角。93、“失速”指的是A、飛機(jī)失去速度B、飛機(jī)速度太快C、飛機(jī)以臨界迎角飛行D、飛機(jī)以最小速度飛行94、“失速迎角”就是“臨界迎角”，指的是A、飛機(jī)飛的最高時(shí)的迎角B、飛機(jī)飛的最快時(shí)的迎角C、飛機(jī)升力系數(shù)最大時(shí)的迎角D、飛機(jī)阻力系數(shù)最大時(shí)的迎角95、飛機(jī)上的總空氣動(dòng)力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱為A、全機(jī)重心。B、全機(jī)的壓力中心。C、機(jī)體坐標(biāo)的原點(diǎn)。D、全機(jī)焦點(diǎn)。96、飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系是：A、空氣密度成正比。B、空氣密度無(wú)關(guān)。C、空氣密度成反比。D、空氣密度的平方成正比。97、飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系是A、與空速成正比。B、與空速無(wú)關(guān)。C、與空速的平方成正比D、與空速的三次方成正比。98、機(jī)翼升力系數(shù)與哪些因素有關(guān)？A、僅與翼剖面形狀有關(guān)B、與翼剖面形狀和攻角有關(guān)C、僅與攻角有關(guān)D、與翼弦有關(guān)99、飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是入、與相對(duì)氣流速度垂直。B、與地面垂直。C、與翼弦垂直D、與機(jī)翼上表面垂直。100、飛機(jī)在平飛時(shí).載重量越大其失速速度A、越大B、角愈大C、與重量無(wú)關(guān)D、對(duì)應(yīng)的失速迎角101、機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱為A、機(jī)翼的安裝角。B、機(jī)翼的上反角。C、縱向上反角。D、迎角.102、當(dāng)ny<M載荷系數(shù)〉大于1時(shí)，同構(gòu)成同重最的飛機(jī)A、失速速度大于平飛失速述度B、失速速度小于平飛失速速度C、失速速度等于平飛失速速度D、兩種狀態(tài)下失速速度無(wú)法比較103、當(dāng)飛機(jī)減小速度水平飛行時(shí)A、增大迎角以提高升力B、減小迎角以減小阻力C、保持迎角不變以防止失速D、使迎角為負(fù)以獲得較好的滑翔性能104.飛機(jī)巡航速度是：答案：A升阻比最小對(duì)應(yīng)的平飛速度。B每公里耗油量最小的飛行速度。C飛行阻力最小對(duì)應(yīng)的速度。D在平飛包線外的一個(gè)選定速度。105.飛機(jī)在某一高度進(jìn)行勻速巡航飛行時(shí)，答案：A發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力和飛機(jī)飛行距離的乘積就是平飛所需功率。B平飛所需功率只與飛機(jī)的平飛速度有關(guān)。C平飛所需功率只與發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力的大小有關(guān)D發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力和平飛速度的乘積就是平飛所需功率。106“某飛機(jī)在一定高度以一定的迎角進(jìn)行勻速巡航飛行時(shí)，飛機(jī)的重量越大，”A平飛所需速度越大。B平飛所需速度越小。C平飛所需速度不變。D平飛所需速度是增大還是減小不確定。107在其它條件不變的情況下，飛機(jī)平飛所需速度與巡航高度的關(guān)系是：答案A平飛所需速度與巡航高度無(wú)關(guān)。B巡航高度越高，平飛所需速度越大。C巡航高度越高，平飛所需速度越小。D隨著巡航高度的增加，平飛所需速度先是增加然后減小。108飛機(jī)平飛速度范圍是：答案：A由飛機(jī)剩余推力的變化來(lái)決定。B代表飛機(jī)平飛性能的一個(gè)參數(shù)。C隨著高度的增加而增大。D由最大平飛速度和最小平飛速度來(lái)確定。109飛機(jī)主要巡航性能之一是航程。A提高平飛速度可以加大航程。B航程是飛機(jī)在無(wú)風(fēng)的條件下連續(xù)飛行耗盡所有燃油時(shí)飛行的水平距離。C飛機(jī)相對(duì)地面飛行單位距離的燃油消耗量越小，航程越長(zhǎng)。D航程是飛機(jī)在無(wú)風(fēng)的條件下連續(xù)飛行耗盡可用燃油時(shí)飛行的水平距離。110飛機(jī)的最大平飛速度，答案：AA取決于平飛所需推力（或所需功率）和額定狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力（或可用功率）。B與飛行高度無(wú)關(guān)。C在低空飛行時(shí)受發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。D在高空飛行時(shí)受到飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制。111飛機(jī)的最小平飛速度，A隨著高度的增加而減小。B應(yīng)該比失速速度小一些。C受到最大升力系數(shù)的限制。D與發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力無(wú)關(guān)。112某飛機(jī)在某一高度進(jìn)行巡航飛行的速度隨著迎角的變化為：答案：A飛機(jī)可以進(jìn)行小迎角大速度平飛，也可以進(jìn)行大迎角小速度平飛B加大迎角可以減小平飛速度，減小平飛所需功率C減小迎角可以增大平飛速度，加大巡航航程D為了提高飛行效率應(yīng)選擇最大升阻比附近的有利迎角進(jìn)行巡航飛行。113飛機(jī)的平飛包線中，右面的一條線表示最大平飛速度隨高度的變化情況答案：A在低空受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，飛機(jī)的飛行速度要比最大平飛速度大B在高空受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，飛機(jī)的最大平飛速度將減小C在高空飛機(jī)的最大平飛速度受到發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制D在低空受到發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。114飛機(jī)的平飛速度范圍可用飛行包線表示出來(lái)，從飛行包線可以看出：A隨著高度的增加，最大平飛速度和最小平飛速度減小，平飛速度范圍減小B隨著高度增加，最小平飛速度和最大平飛速度增加，平飛速度范圍減小C隨高度增加，最小平飛速度減小，最大平飛速度增加，平飛速度范圍減小D隨高度增加，最小平飛速度增加，最大平飛速度減小，平飛速度范圍減小。115、機(jī)翼的壓力中心：（B）A、迎角改變時(shí)升力增量作用線與翼弦的交點(diǎn)B、翼弦與機(jī)翼空氣動(dòng)力作用線的交點(diǎn)C、翼弦與最大厚度線的交點(diǎn)。D、在翼弦的1/4處116、為了飛行安全，飛機(jī)飛行時(shí)的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到A、最大升力系數(shù)和臨界迎角最大B、升力系數(shù)和小于臨界迎角的限定值C、小于最大升力系數(shù)的限定值和臨界迎角D、小于最大升力系數(shù)和臨界迎角的兩個(gè)限定值117、增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)因數(shù)是：A、厚度和機(jī)翼面積B、翼弦長(zhǎng)度和展弦比C、彎度和翼展D、厚度和彎度118、對(duì)一般翼型來(lái)說(shuō)，下列說(shuō)法中.哪個(gè)是正確的？A、當(dāng)迎角為零時(shí)，升力不為零、B、當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。C、當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速小于下翼面處的流速。D、當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速大于下翼面處的流速。119、影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有A、翼剖面形狀B、迎角C、空氣密度D、機(jī)翼平面形狀120飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的主要作用是：A、減小摩擦阻力。B、減小干擾阻力。C、減小誘導(dǎo)阻力。D、減小壓差阻力。121、飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)？A、與大氣可壓縮性。B、與大氣的粘性、飛機(jī)表面狀況以及周氣流接觸的飛機(jī)表面面積。C、僅與大氣的溫度。D、僅與大氣的密度。122、下列哪種說(shuō)法是不正確的？A、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，升力會(huì)突然大大增加B、氣流變?yōu)殡s亂無(wú)章，并且出現(xiàn)旋渦流動(dòng)的附面層稱為層流附面層C、附面層的氣流各層不相混雜而成層流動(dòng)，稱為層流附面層D、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，阻力會(huì)大大減小123、飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與大氣的哪種物理性質(zhì)有關(guān)？A、可壓縮性B、粘性C、溫度D、密度124、沒有保護(hù)好飛機(jī)表面的光潔度，將增加飛機(jī)的哪種阻力?A、壓差阻力B、摩擦阻力C、干擾阻力D、誘導(dǎo)阻力125、減小飛機(jī)外型的迎風(fēng)面積，目的是為了減小飛機(jī)的B)A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力126、增大飛機(jī)機(jī)翼的展弦比，目的是減小飛機(jī)的(C)A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力127、合理布局飛機(jī)結(jié)構(gòu)的位置，是為了減小(D)A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力128、下列D)對(duì)飛機(jī)阻力大小影響不大：A、飛行速度、空氣密度、機(jī)翼面積B、飛機(jī)的翼型和平面形狀C、飛機(jī)的外形、表面光潔度和密封性D、飛機(jī)的安裝角和上反角129、下列(B)與飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大小無(wú)關(guān)：A、機(jī)翼的平面形狀B、機(jī)翼的翼型C、機(jī)翼的根尖比D、機(jī)翼的展弦比130、減小干擾阻力的主要措施是(B)A、把機(jī)翼表面做的很光滑B、部件連接處采取整流措施C、把暴露的部件做成流線型D、采用翼尖小翼131、下列關(guān)于壓差阻力哪種說(shuō)法是正確的？(D)A、物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小。B、物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。C、壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無(wú)關(guān)。D、物體的最大迎風(fēng)而積越大，壓差阻力越大。132、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)法是正確的？(A)A、增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。B、把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。C、在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。D、提高飛機(jī)的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。133、下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的？(D)A、干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。B、在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。C、誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。D、干擾阻力是飛機(jī)各部件之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。134、下列哪種說(shuō)法是正確的？A、物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小B、物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大C、壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無(wú)關(guān)D、物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大135、有些飛機(jī)的其尖部位安裝了翼稍小翼，它的功用是(C)A、減小摩擦阻力B、減小壓差阻力C、減小誘導(dǎo)阻力D、減小于擾阻力136、飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的主要功用是(B)A、減小摩擦阻力B、減小干擾阻力C、減小誘導(dǎo)阻力D、減小壓差阻力137、飛機(jī)升阻比值的大小主要隨B)變化:A、飛行速度B、飛行迎角C、飛行高度D、機(jī)翼面積138、下列正確的是(C)A、飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越差B、飛機(jī)的性質(zhì)角越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好C、飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好D、飛機(jī)的升阻比越小,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好139、后緣襟翼完全放出后.在其他條件不變時(shí)。機(jī)翼面積增大30%，阻力系數(shù)增到原來(lái)的倍?(C)A、阻力增大到原來(lái)的3.3倍B、阻力增大到原來(lái)的1.9C、倍阻力增大到原來(lái)的3.9倍D、阻力增大到原來(lái)的4.3倍140翼尖小翼的功用是？答案:CA減小摩擦阻力。B減小壓差阻力。C減小誘導(dǎo)阻力。D減小干擾阻力。141、機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理(AB)A、減輕翼梢旋渦B、減小氣流下洗速度C、保持層流附面層D、減小附面層內(nèi)氣流流速的橫向梯度142、減少飛機(jī)摩擦阻力的措施是：()A、保持飛機(jī)表面光潔度B、采用層流翼型C、減小迎風(fēng)而積D、增大后掠角143、氣流流過飛機(jī)表面時(shí)，產(chǎn)生的摩擦阻力(ABD)A、是在附面層中產(chǎn)生的B、其大小與附面層中流體的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)C、是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力D、其大小與空氣的溫度有關(guān)144、隨著飛行速度的提高.下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的?(D)A、誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力增大B、誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力減小C、誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力減小D、誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力增大145、表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比()A、最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大B、相同升力系數(shù)時(shí)其迎角減小C、同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大。、相同迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大146、關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確：(A、在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小B、最大升阻比時(shí)，一定是達(dá)到臨界攻角C、升阻比隨迎角的改變而改變D、機(jī)翼設(shè)計(jì)使升阻比不隨迎角變化而變化147、在相同飛行速度和迎角情況下，襲面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力(C)A、大于基本翼型升力B、等于基本翼型升力C、小于基本翼型升力D、不確定148、飛機(jī)前緣結(jié)冰對(duì)飛行的主要影響A、增大了飛機(jī)重量，便起飛困難B、增大了飛行阻力，使所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅增加C、增大了臨界攻角，使飛機(jī)易失速。、相同迎角，升力系數(shù)下降149、下列關(guān)于升阻比的哪種說(shuō)法是正確的？(BCD)A、升力系數(shù)達(dá)到最大時(shí)，升阻比也選到最大B、升力和阻力之比升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加.C、升阻比成線性增加D、升阻比也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)150、極曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力系數(shù)的曲線，即(AC)A、曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù)B、從原點(diǎn)作極曲線的切線，切線的斜率是最大升阻比的迎角值頃平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值D、曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比151、從原點(diǎn)作極曲線的切線，切點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角值是(B)A、最大迎角B、有利迎角C、最小迎角D、臨界迎角152、比較而言哪種后緣襟翼產(chǎn)生增升效果大：(C)A、后退式襟翼B、分裂式襟翼C、富勒襟翼D、開縫式襟翼153、采用空氣動(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼()A、小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開.B、大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開。C、大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開。D、小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開。154、飛行中操作擾流扳伸出()A、增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力B、阻擋氣流的流動(dòng)，增大阻力C、增加飛機(jī)抬頭力矩，輔助飛機(jī)爬升D、飛機(jī)爬升時(shí)補(bǔ)償機(jī)翼彎度以減小氣流分離155、機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用(B)A、產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速B、將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層加速氣流流動(dòng)C、下降高度時(shí)產(chǎn)生渦流以減小升力D、產(chǎn)生的渦流使擾流板的使用效果加強(qiáng)156、克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度()A、前緣部分下表面向前張開一個(gè)角度B、前緣部分向下偏轉(zhuǎn)C、前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出D、前緣部分下表面向內(nèi)凹入157放出前緣縫翼的作用是？A巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表面的氣流分離B改善氣流在機(jī)翼前緣流動(dòng)，減小阻力。C增加上翼面附面層的氣流流速D增大機(jī)翼彎度，提高升力158、前緣縫翼的主要作用是()A、放出前緣縫翼，可增大飛機(jī)的臨界迎角B、增大機(jī)翼升力C、減小阻力D、改變機(jī)翼彎度159、前緣縫翼只有在()情況下打開才能有增升作用：入、無(wú)論任何迎角B、小迎角C、迎角接近或超過臨界迎角D、中迎角160、后緣襟翼增升的共同原理是：A、增大了翼型的相對(duì)彎度B、增大了翼型的迎角C、在壓力中心的后部產(chǎn)生阻力D、減小了翼型的阻力161、打開后緣襟翼既能增大機(jī)翼切面的彎曲度，又能增加機(jī)翼的面積，繼而提高飛機(jī)的升力系數(shù)，這種襟翼被叫做入、分裂式襟翼B、簡(jiǎn)單式襟翼C、后退開縫式襟翼D、后退式襟翼162、失速楔的作用是：(A)A、使機(jī)翼在其部分位置先失速B、使機(jī)翼在其位置部分不能失速C、使機(jī)翼上不產(chǎn)生氣流分離點(diǎn)，避免失速D、使整個(gè)機(jī)翼迎角減小，避免失速163、翼刀的作用是(B)A、增加機(jī)翼翼面氣流的攻角B、減小氣流的橫向流動(dòng)造成的附面層加厚C、將氣流分割成不同流速的區(qū)域D、將氣流分割成不同流動(dòng)狀態(tài)韻區(qū)域164、屬于減升裝置的輔助操縱面是(A)A、擾流扳B、副冀C、前緣縫翼D、后緣襟冀165、屬于增升裝置的輔助操縱面是；(C)A、擾流板B、副翼C、前緣襟翼D、減速板166、飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是(CD)A、提高飛機(jī)的操縱靈敏性。B、增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。C、增加飛機(jī)的升力。D、增大飛機(jī)的阻力。167、放出前緣縫翼的作用是(C)A、巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表面的氣流分離B、改善氣流在機(jī)翼前緣流動(dòng)，減小阻力。C、增加上翼面附面層的氣流流速、D、增大機(jī)翼彎度，提高升力168、分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是(A、增大臨界迎角和最大升力系數(shù)B、增大升力系數(shù)，減少臨界迎角C、臨界迎角增大D、臨界迎角增大，最大升力系數(shù)減小169、附面層吹除裝置的工作原理是：(D)A、吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定B、在附面層下吹入氣流防止附面層與翼表面的摩擦C、在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚D、將氣流吹入附面層加速附面層流動(dòng)，防止氣流分離170、后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)()A、應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小B、應(yīng)使翼根先于翼尖失速.利于從失速狀態(tài)恢復(fù)C、調(diào)整兩側(cè)機(jī)翼同時(shí)失速，效果平均，利于采取恢復(fù)措施D、應(yīng)使機(jī)翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速171、前緣襟翼的作用是(D)A、增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升B、增加迎角提高機(jī)翼升力使壓力中心位置移動(dòng)而使飛機(jī)縱向平衡C、在起飛著陸時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)姿態(tài)D、增加翼型彎度，防止氣流在前緣分離172、前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)使用因?yàn)?)A、消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)B、在前緣產(chǎn)生向前的氣動(dòng)力分量以抵消后緣襟翼產(chǎn)生的阻力C、前緣襟翼伸出遮擋氣流對(duì)后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞D、減緩氣流到達(dá)后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離173、翼尖縫翼對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作用()A、使氣流方向橫向偏移流向翼尖，造成副翼氣流流量加大增加操作效果B、增加向上方向氣流,增大氣流厚度C、減小機(jī)翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑D、補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動(dòng)力均衡174、當(dāng)后緣襟翼放下時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確？(C)A、只增大升力B、只增大阻力C、既可增大升力又可增大阻力D、增大升力減小阻力175、飛機(jī)起飛時(shí)后緣襟翼放下的角度小于著陸時(shí)放下的角度.是因?yàn)?C)A、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)不增加。B、后緣襟翼放下角度比較大時(shí)，機(jī)翼的阻力系數(shù)增加，升力系數(shù)不增加。C、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果大于阻力系數(shù)增加的效果。D、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果小于阻力系數(shù)增加的效果。176、根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計(jì)算公式可以得出，通過增大機(jī)翼面積來(lái)增大升力的同時(shí)：(C)A、阻力不變。B、阻力減小。C、阻力也隨著增大。D、阻力先增加后減小。177、使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是A、加快機(jī)翼前緣上表面的氣流流速，在前緣形成吸力峰。B、減小機(jī)翼下翼面氣流的流速，增大上下翼面的壓力差。C、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點(diǎn)后移。D、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點(diǎn)前移。178、為了使開縫式后緣襟翼起到增升的作用，襟翼放下后.形成的縫隙從下翼面到上翼面應(yīng)該是()A、逐新擴(kuò)大。B、保持不變。C、先減小后擴(kuò)大。D、逐漸減小。179、下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理？()A、后緣簡(jiǎn)單襟翼。B、前緣縫翼。C、渦流發(fā)生器。D、下垂式前緣襟翼。180、下面哪些增升裝置是利用了增大機(jī)翼面積的增升原理？(AD)A、后退式后緣襟翼。B、下垂式前緣襟翼。C、后緣簡(jiǎn)單襟翼。D、富勒襟翼。181、利用增大機(jī)翼彎度來(lái)提高機(jī)翼的升力系數(shù)，會(huì)導(dǎo)致()A、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，減小臨界迎角。B、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，減小臨界迎角。C、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，加大臨界迎角。D、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，加大臨界迎角。182、增升裝置的增升原理有：A、增大部分機(jī)翼弦長(zhǎng)B、使最大厚度點(diǎn)后移C、使最大彎度點(diǎn)后移D、減小機(jī)翼的迎風(fēng)面積183、使用機(jī)翼后緣襟翼提高升力系數(shù)的同時(shí).臨界迎角減小的主要原因是(A)A、放下后緣襟翼時(shí)，增大了機(jī)翼的彎度。B、放下后緣襟翼時(shí).增大了機(jī)翼的面積。C、放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了縫隙。D、放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了多條縫隙。184、增大機(jī)翼彎度可以增大機(jī)翼升力的原理是(B)A、使附面層保持層流狀態(tài)。B、加快機(jī)翼前緣上表面氣流的流速。C、加快機(jī)翼后緣。氣流的流速。D、推遲附面層分離。185、利用機(jī)翼的增升裝置控制附面層可以(ABD)A、減小附面層的厚度。B、加快附面層氣流的流速。C、使附面層分離點(diǎn)向前移。D、使附面層分離點(diǎn)向后移186正常操縱飛機(jī)向左盤旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確？(B)A、左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開。B、左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾漉板不動(dòng)、C、左機(jī)翼飛行擾流扳不動(dòng)，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開、D、左右機(jī)翼飛行擾流板都不動(dòng)、187、后退開縫式襟翼的增升原理是()A、增大機(jī)翼的面積B、增大機(jī)翼的相對(duì)厚度C、增大機(jī)翼的相對(duì)彎度D、加速附面層氣流流動(dòng)188、前緣縫翼的功用是(CD)A、增大機(jī)翼的安裝角B、增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。C、增大最大升力系數(shù)D、提高臨界迎角189、下列關(guān)于擾流板的敘述哪項(xiàng)說(shuō)法正確？(AB)A、擾流板可作為減速板縮短飛機(jī)滑跑距離B、可輔助副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱C、可代替副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱D、可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向配平190、在激波后面(A)A、空氣的壓強(qiáng)突然增大B、空氣的壓強(qiáng)突然減小C、空氣的密度減小D、空氣的溫度降低191、亞音速氣流經(jīng)過收縮管道后,(C)A、速度增加，壓強(qiáng)增大B、速度降低，壓強(qiáng)下降C、速度增加，壓強(qiáng)下降D、速度降低，壓強(qiáng)增大192、超音速氣流經(jīng)過收縮管道后(D)A、速度增加，壓強(qiáng)增大。B、速度降低，壓強(qiáng)下降。C、速度增加，壓強(qiáng)下降。D、速度降低，壓強(qiáng)增大。193超音速氣流的加速性指的是(B)A、流速要加快，流管必須變細(xì)B、流速要加快，流管必須變粗C、流速要加快，流管可以不變D、流速與流管的橫切面積無(wú)關(guān)194、氣流通過正激波后，壓力、密度和溫度都突然升高，且流速(C)A、氣流速度不變B、可能為亞音速也可能為超音速C、由超音速降為亞音速D、有所降低但仍為超音速195、氣流通過斜激波后，壓力、密度和溫度也會(huì)突然升高，且流速(B)A、氣流速度不變B、可能為亞音速也可能為超音速C、由超音速降為亞音速D、有所降低但仍為超音速196、頭部非常尖的物體，對(duì)氣流的阻滯作用不強(qiáng)，超音速飛行時(shí)，在其前緣通常產(chǎn)生：()A、附體激波B、脫體激波C、局部激波D、不產(chǎn)生激波197、某飛機(jī)在5000米高度上飛行，該高度的音速為1155公里/小時(shí)，當(dāng)飛行速度增大到1040公里/小時(shí)，機(jī)翼表面最低壓力點(diǎn)處的局部氣流速度為1100公里/小時(shí)，而該點(diǎn)的局部音速也降為1100公里/小時(shí)，這時(shí)飛機(jī)的臨界飛行M數(shù)為()A、1040/1100B、1100/1100C、1100/1155D、1040/1155198、當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后(A)A、局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。B、局部激波首先出現(xiàn)在下翼面。C、只在上翼面出現(xiàn)局部激波。D、隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部微波向前移動(dòng)。199、飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是()A、擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中心的同心圓。B、產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。C、只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會(huì)受到擾動(dòng)。D、如果不考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足夠長(zhǎng)周圍的空氣都會(huì)受到擾動(dòng)。200、飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度A、只取決于飛機(jī)的飛行速度(空速)B、只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲貱、只取決于飛機(jī)飛行的高度D、和飛機(jī)飛行的速度(空速)以及當(dāng)?shù)氐囊羲儆嘘P(guān)201、飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是(D)A、飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。B、在機(jī)翼上表面最大厚度點(diǎn)附近形成了等音速。C、在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。D、機(jī)翼襲面流場(chǎng)全部為超音速流場(chǎng)。202、飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加，飛機(jī)飛行馬赫數(shù)：()A、保持不變.B、逐漸增加C、逐漸減小。D、先增加后減小。203、關(guān)于飛機(jī)失速下列說(shuō)法哪些是正確的？(D)A、飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克服的飛行障礙。B、亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)大迎角失速。C、高亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)激波失速.D、在大迎角或高速飛行狀態(tài)下都可能出現(xiàn)飛機(jī)失速現(xiàn)象。204關(guān)于飛機(jī)起飛的離地速度，下列說(shuō)法哪些是正確的？答案：BDA飛機(jī)起飛滑跑時(shí)，升力比飛機(jī)重量略大時(shí)的瞬時(shí)速度，叫做離地速度。B飛機(jī)起飛滑跑時(shí)，升力等于飛機(jī)重量時(shí)的瞬時(shí)速度，叫做離地速度。C飛機(jī)起飛重量越大，空氣密度越大，離地時(shí)的迎角越大，離地的速度就越大。D飛機(jī)起飛重量越大，空氣密度越小，離地時(shí)的迎角越小，離地的速度就越大205飛機(jī)起飛距離與下列哪些因素有關(guān)？答案A爬升角度的選擇。B發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。C增升裝置的使用。D飛機(jī)重量。206關(guān)于飛機(jī)的著陸接地速度的如下說(shuō)法，哪些正確？答案：CDA與飛機(jī)著地重量、接地時(shí)的升力系數(shù)有關(guān)，與空氣密度無(wú)關(guān)。B與機(jī)場(chǎng)海拔高度，當(dāng)?shù)販囟?、風(fēng)力無(wú)關(guān)C著陸時(shí)后緣襟翼應(yīng)完全放出，以減小著陸接地速度D加大飛機(jī)接地時(shí)的迎角，以減小接地速度。207假設(shè)在其它條件不變的情況下，關(guān)于飛機(jī)的起飛滑跑距離下列哪些說(shuō)法是正確的？答案：ACA在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長(zhǎng)B夏天比冬天滑跑距離短C高海拔機(jī)場(chǎng)比低海拔機(jī)場(chǎng)所需的跑道長(zhǎng)D高海拔機(jī)場(chǎng)比低海拔機(jī)場(chǎng)所需的跑道短。208下列哪些情況會(huì)造成飛機(jī)著陸滑跑距離長(zhǎng)？BCA氣溫低，空氣干燥。B飛機(jī)著陸重量大。C起落架剎車性能不好。D著陸后立即打開擾流板。209、空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加執(zhí)A、、、A、是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。B、氣動(dòng)載荷使機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)生變形而產(chǎn)生的溫度升高C、在同溫層底部飛行時(shí)不存在。D、是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。210、隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點(diǎn)位置A、在跨音速飛行階段變化比較復(fù)雜.B、連續(xù)受化，從25%后移到50%。C、連續(xù)變化，從50%前移到25%。D、一直保持不變.211、為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是(C)A、收縮流管。B、張流管C、先收縮后擴(kuò)張的流管。D、先擴(kuò)張后收縮的流管。212、在激波后面(AD)A、空氣的壓強(qiáng)突然增大。B、空氣的壓強(qiáng)突然減小、速度增大。C、空氣的密度減小。D、空氣的溫度增加。213、飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱()A、只會(huì)使機(jī)體表面的溫度升高.B、會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降。C、會(huì)影響無(wú)線電、航空儀表的工作。D、會(huì)使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。214、飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是：(BC)A、翼梢出現(xiàn)較強(qiáng)的旋渦，產(chǎn)生很大的誘導(dǎo)阻力，B、由于迎角達(dá)到臨界迎角，造成機(jī)翼上表面附面層大部分分離。C、飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的氣流分離。D、由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?15、從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對(duì)氣流動(dòng)產(chǎn)生阻力？A、通過激波后空氣的溫度升高B、通過激波后氣流的速度下降。C、通過激波后空氣的靜壓升高。D、通過激波后氣流的動(dòng)壓下降。216、飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面：()A、首次出現(xiàn)局部激波。B、首次出現(xiàn)等音速點(diǎn)C、流場(chǎng)中形成局部超音速區(qū)。D、局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。217、激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是(B)A、局部激波前面超音速氣流壓力過大。B、氣流通過局部激波減速增形成逆壓梯度。C、局部激波前面亞音速氣流的壓力低于局部激波后面氣流的壓力。D、局部激波后面氣流的壓力過小。218、當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界速度，飛行阻力迅速增大的原因是A、局部激波對(duì)氣流產(chǎn)生較大的波阻。B、附面層由層流變?yōu)槲闪鳎a(chǎn)生較大的摩擦阻力。C、局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。D、局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的摩擦阻力。219當(dāng)飛機(jī)飛行速度超過臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波A、局部激波的前面形成了局部超音速區(qū)域，飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行。B、局部激波是正激波。C、隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波向后移。D、在局部激波的后面仍為弧音速氣流，飛機(jī)仍處于亞音速飛行。220、對(duì)于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說(shuō)法是正確的？（ABD）入、相對(duì)厚度較小。B、對(duì)稱形或接近對(duì)稱形。C、前緣曲率半徑較大。D、最大厚度位置靠近翼弦中間。221、飛機(jī)焦點(diǎn)的位置（BC）A、隨仰角變化而改變。B、不隨仰角變化而改變。C、從亞音速進(jìn)入超音速速時(shí)后移。D、從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)前移。222、飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí)：（）A、氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體表藹的溫度升高，對(duì)座艙的溫度沒有影響。B、由于氣流具有的動(dòng)能過大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r(shí)，對(duì)機(jī)體表面進(jìn)行的氣動(dòng)加熱比較嚴(yán)重。C、由于氣動(dòng)加熱會(huì)使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。D、氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。223、關(guān)于激波，下列說(shuō)法哪些正確？（）A、激波是空氣受到強(qiáng)烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層。B、激波是強(qiáng)擾動(dòng)波，在空氣中的傳播速度等于音速。C、激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。D、激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時(shí)。形成的強(qiáng)擾動(dòng)波224、關(guān)于膨脹波，下列說(shuō)法哪些正確？（AB）A、當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時(shí)，通過膨脹波加速。B、膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。C、超音速氣流通過膨脹波后，氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變.D、氣流流過帶有外折角的物體表面時(shí)，通過膨脹波加速。225、關(guān)于氣流加速.下列說(shuō)法哪些正確？()A、只要用先收縮后擴(kuò)張的流管就可以將亞音速氣流加速到超音速。B、氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分加速成為超音速氣流C、在拉瓦爾噴管收縮部分得到加速的是亞音速氣流氣流D、在拉瓦爾噴管的喉部達(dá)到超音速226、穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方()A、流速減小B、流速增大C、壓強(qiáng)降低D、壓強(qiáng)增高227、層流翼型的特點(diǎn)是前緣半徑比較小.最大厚度點(diǎn)靠后.它的作用是(A)A、使上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦.可以提高臨界馬赫數(shù)。B、使上疑面氣流很快被加速，壓力分布比較平坦.可以提高臨界馬赫數(shù)。C、上翼面氣流加速比較緩慢，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。D、使上翼面氣流很快被加速，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。228、對(duì)于后掠機(jī)翼而言(A)A、翼尖首先失速比翼根首先失速更有害B、冀根首先失速比翼尖首先失速更有害C、翼尖首先失速和翼根首先失速有害D、程度相等翼尖和翼根失速對(duì)飛行無(wú)影響229、飛機(jī)機(jī)翼采用相對(duì)厚度、相對(duì)彎度比較大的翼型是因?yàn)?B)A、可以減小波阻。B、得到比較大的升力系數(shù)。C、提高臨界馬赫數(shù)。D、使附面層保持層流狀態(tài)。230、高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是()入、相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠后的簿翼型。B、相對(duì)厚度比較小?相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。頃相對(duì)厚度比較小?相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。。、相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大.最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。231、后掠機(jī)翼接近臨界迎角時(shí)，下列說(shuō)法那一個(gè)正確？(B)A、機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。B、機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。C、機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。D、機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。232、下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速()A、擾流版B、翼刀和鋸齒型前緣C、整流片D、前緣襟翼233、層流翼型是高亞音速飛機(jī)采用比較多的翼型.它的優(yōu)點(diǎn)是A、可以減小摩擦阻力。B、可以提高臨界馬赫數(shù)。C、可以減小干擾阻力。D、與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動(dòng)特性。234、對(duì)高速飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的主要要求是(AC)A、提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。B、減小誘導(dǎo)阻力。C、減小波阻。D、保持層流附面層。235、后掠機(jī)翼的失速特性不好是指(AC)A、和翼根相比，翼梢部位更容易發(fā)生附面層分離。B、和翼捎相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層分離。C、沿翼展方向氣流速度增加D、翼根和翼梢部位同時(shí)產(chǎn)生附面層分離。236、下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)？()A、小展弦比機(jī)翼。B、大展弦比機(jī)翼。頃平直機(jī)翼。D、后掠機(jī)翼。237、采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是()A、后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動(dòng)。B、經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。C、翼根處附面層的厚度比挺梢處附面層的厚度薄。D、形成了斜對(duì)氣流的激波。238、當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度(A)A、是產(chǎn)生升力的有效速度。B、在沿機(jī)翼表面流動(dòng)過程中，大小不發(fā)生變化。C、大于來(lái)流的速度。D、會(huì)使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚.239、當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)平行機(jī)翼前緣的速度(D)A、沿機(jī)翼展向流動(dòng)，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。B、被用來(lái)加速產(chǎn)生升力。C、小于來(lái)流的速度，所以臨界馬赫數(shù)提高了。D、使后掠機(jī)翼的失速特性不好。240:小展弦比機(jī)翼在改善飛機(jī)空氣動(dòng)力特性方面起的作用是(C)A、同樣機(jī)翼面職的情況下，減小機(jī)翼相對(duì)厚度.加速上翼面氣流流速.提高臨界馬赫數(shù)B、同樣機(jī)翼面積的情況下，加大機(jī)翼的相對(duì)厚度，提高升力系數(shù)。C、同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對(duì)厚度，減小波阻。D、同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的展長(zhǎng)，提高臨界馬赫數(shù)。241、下列不是高速飛機(jī)的空氣動(dòng)力外形特點(diǎn)的是；(B)A、對(duì)稱或接近對(duì)稱翼型的機(jī)翼B、平面形狀為矩型的機(jī)翼C、細(xì)而長(zhǎng)的飛機(jī)機(jī)身D、薄對(duì)稱翼型的尾翼242、下列不是高速飛機(jī)機(jī)翼的翼型特點(diǎn)的是(D)A、機(jī)翼相對(duì)厚度較小B、最大厚度位置靠近翼弦中部C、機(jī)翼前緣曲率半徑較小D、機(jī)翼前緣曲率半徑較大243、下列不屬于后掠機(jī)翼的氣動(dòng)外形特點(diǎn)的是；(D)A、臨界M數(shù)比平直機(jī)翼高B、阻力系數(shù)小C、升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨M數(shù)變化緩和D、升力系數(shù)小244、下列敘述是錯(cuò)誤的是()A、飛機(jī)以亞音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上肯定會(huì)產(chǎn)生激波B、飛行M數(shù)小于臨界M數(shù)，飛機(jī)上不會(huì)出現(xiàn)任何激波C、臨界M數(shù)只能小于1，不能等于或大于1D、飛機(jī)以亞音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上可能會(huì)產(chǎn)生局部激波245、超臨界翼型的特點(diǎn)是()A、上翼面氣流加速比較快，所以它的臨界馬赫數(shù)比較大。B、一旦出現(xiàn)局部激波，激波的位置靠后.減少波阻C、一旦出現(xiàn)局部激波,激波的強(qiáng)度比較大，減小波阻D、超臨界翼型的跨音速氣動(dòng)特性比層流翼型好。246、飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成為后掠機(jī)翼為了()A、提高臨界馬赫數(shù)B、減小波阻C、增加飛機(jī)升力D、改善飛機(jī)的低速飛行性能247、關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說(shuō)法哪些是正確的？A、一旦翼梢先于翼根失速，會(huì)造成機(jī)頭自動(dòng)上仰，導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。B、產(chǎn)生升力的有效速度增加，使后掠機(jī)翼的失速特性變壞。C、翼根部位附面層先分離會(huì)使副翼的操縱效率下降。D、機(jī)翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機(jī)翼失速特性。248、為了改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻，可以采用下列哪類機(jī)翼？()A、層流翼型的機(jī)翼。B、采用前緣尖削對(duì)稱薄翼型的機(jī)翼。C、三角形機(jī)翼。D、帶有大后掠角的機(jī)翼249、飛機(jī)在空中飛行時(shí)，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則(A)A、作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。B、作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡.所有外力矩平衡。C、作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。D、作用在飛機(jī)上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。250、飛機(jī)重心位置的表示方法是(A)A、用重心到平均氣動(dòng)力弦前緣的距離和平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。B、用重心到平均幾何弦后緣的距離和平均幾何弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示.C、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。D、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面韻距離和機(jī)體長(zhǎng)度之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。251飛機(jī)做等速直線水平飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足(D)A、升力等于重力，推力等于阻力。B、升力等于重力.抬頭力矩等于低頭力矩。C、推力等于阻力，抬頭力矩等于低頭力矩。D、升力等于重力，推力等于阻力.抬頭力矩等于低頭力矩.252、下列哪項(xiàng)不是飛機(jī)飛行時(shí)所受的外載荷()A、重力B、氣動(dòng)力C、發(fā)動(dòng)機(jī)推〈拉〉力D、慣性力253、研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)選用的機(jī)體坐標(biāo)，則()A、以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱面B、以全機(jī)焦點(diǎn)為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對(duì)稱面C、以壓力中心原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱面D、以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對(duì)稱面254、對(duì)于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，(B)A、升力一定等于重力。B、作用在飛機(jī)上的外載荷必定是平衡力系。C、發(fā)動(dòng)機(jī)推力一定等于阻力。D、只需作用在飛機(jī)上外載荷的合力等于零255、如果作用在飛機(jī)上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程，則(B)A、飛機(jī)速度的大小會(huì)發(fā)生，速度的方向保持不變。B、飛機(jī)速度的方向會(huì)發(fā)生變化。C、飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向上移D、飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向下移。256、在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過程中，飛機(jī)的升力()A、為飛機(jī)的曲線運(yùn)動(dòng)提向心力。B、等于飛機(jī)的重量。C、大于飛機(jī)的重量并一直保持不變。D、等于飛機(jī)重量和向心力之和。257、在平衡外載荷的作用下，飛機(jī)飛行的軌跡：(A)A、一定是直線的。B、一定是水平直線的。C、是直線的或是水平曲線的。D、是水平直線或水平曲線的。258、飛機(jī)進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行，則:(CD)A、速度不發(fā)生變化。B、是在平衡外載荷作用下進(jìn)行的飛行。C、是變速飛行。D、飛行速度方向的變化是由于存在著向心力。259、飛機(jī)的爬升角是指(A)A、飛機(jī)上升軌跡與水平線之間的夾角B、飛機(jī)立軸與水平線之間的夾角C、飛機(jī)橫軸與水平線之間的夾角D、飛機(jī)縱軸與水平線之間的夾角260飛機(jī)的爬升率答案：CA受到飛機(jī)臨界迎角的限制B只取決于爬升角大小C是單位時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)等速上升的高度。D隨著高度的增加，逐漸加大。261關(guān)于升限說(shuō)法哪些正確？答案：ACA達(dá)到理論升限時(shí)，爬升率等于零。B達(dá)到理論升限時(shí)，爬升率小于某一規(guī)定值。C飛機(jī)達(dá)到實(shí)用升限時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)剩余推（拉）力為零D實(shí)用升限小于理論升限262飛機(jī)沿傾斜向上直線等速上升時(shí)，答案：A作用在飛機(jī)上的外載荷是平衡力系，所以升力等于飛機(jī)重力。B作用在飛機(jī)上的外載荷是平衡力系，推力等于阻力。C推力大于阻力，是平衡力系。D升力小于飛機(jī)重力，外載荷不是平衡力系。263關(guān)于剩余推力下列哪些說(shuō)法是正確的？答案：BCA隨著飛行速度變化剩余推力保持不變B剩余推力的存在是飛機(jī)進(jìn)行平飛加速的條件C剩余推力等于零對(duì)應(yīng)的較大速度為最大平飛速度D隨著飛行速度的增加剩余推力一直在減小。264飛機(jī)在等速下滑過程中，答案：ACA選定一個(gè)迎角，對(duì)應(yīng)一個(gè)升阻比，也就確定了下滑角。B飛機(jī)重力在飛行方向的分力維持飛行速度，所以飛機(jī)重力越大，下滑距離越短。C選擇最大升阻比，可以得到最大的下滑距離。D升阻比越小，下滑距離越大。265飛機(jī)在高空無(wú)動(dòng)力勻速滑翔，如何獲得最大下滑率（飛行距離/高度）？答案：A調(diào)整迎角，獲得最大升阻比B只能增大迎角，增大升力C調(diào)整迎角，減小升阻比D只能減小迎角，減小阻力266、飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時(shí)：（BD）A、軌跡半徑越大.飛機(jī)的載荷因數(shù)nY越大。B、飛行速度越小，載荷因數(shù)nY越小.C、載荷因數(shù)可能等于1,也可能大于1。D、載荷因數(shù)只能大干1。267飛行中飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力等于答案：AA載荷因數(shù)ny乘以飛機(jī)重力B載荷因數(shù)ny減l再乘以飛機(jī)重力C載荷因數(shù)ny加l再乘以飛機(jī)重力D飛機(jī)重力除以載荷因數(shù)ny268空氣動(dòng)力學(xué)中所用的載荷因數(shù)ny等于：答案：AA升力比重力B升力比阻力C升力比推力D推力比阻力。269、飛機(jī)起飛通常要經(jīng)過的三個(gè)階段是：(A)A、地面滑跑、拉桿離地、加速上升B、滑跑、拉平、上升C、滑跑、離地、平飄D、滑跑、拉平、離地270、飛機(jī)著陸的過程是(B)A、減速下滑、拉平接地和減速滑跑三個(gè)階段B、下滑、拉平、平飄、接地和著陸滑跑五個(gè)階段C、下滑、拉平、接地、著陸滑跑和剎車五個(gè)階段D、減速下滑、拉平、平飛、平飄和接地五個(gè)階段271、下列敘述與飛機(jī)的正常盤旋飛行無(wú)關(guān)(D)A、保持飛行高度不變B、保持發(fā)動(dòng)機(jī)推力等于飛機(jī)阻力C、保持飛機(jī)作圓周飛行D、保持飛機(jī)等速直線飛行272飛機(jī)正常平飛轉(zhuǎn)彎時(shí)，向心力的作用是：答案：A改變飛行速度的大小B改變飛行速度的方向C使飛機(jī)機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)來(lái)流D防止飛機(jī)掉高度。273在飛機(jī)進(jìn)行正常轉(zhuǎn)彎時(shí)，答案：A飛機(jī)的飛行速度不變B首先要使飛機(jī)傾斜，以便使升力與飛機(jī)重量平衡C首先要使飛機(jī)傾斜，使升力等于轉(zhuǎn)彎時(shí)所需的向心力D要增大迎角。274飛機(jī)正常水平轉(zhuǎn)彎的傾斜角度受到下列哪些條件限制？答案：ACDA飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度B最大升阻比C發(fā)動(dòng)機(jī)的推力D飛機(jī)的臨界迎角。275飛機(jī)進(jìn)行正常轉(zhuǎn)彎時(shí)，答案：A升力在水平方向上的分量為飛機(jī)轉(zhuǎn)彎提供向心力B飛機(jī)升力小于飛機(jī)重力C應(yīng)減小迎角，防止飛機(jī)掉高度D應(yīng)加大推力以減小轉(zhuǎn)彎半徑。276關(guān)于飛機(jī)正常轉(zhuǎn)彎的傾斜角度下列說(shuō)法哪些是正確的？答案：CA傾斜角度超過一定值會(huì)造成水平轉(zhuǎn)彎時(shí)發(fā)生側(cè)滑B只要飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度允許傾斜角度越大越好C傾斜角度越大所需要的飛行迎角越大D傾斜角度與飛機(jī)的結(jié)構(gòu)受力無(wú)關(guān)。277飛機(jī)正常水平轉(zhuǎn)彎的傾斜角度越大則答案：BCA轉(zhuǎn)彎半徑越大B飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力越大C飛機(jī)的飛行阻力越大D提供飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的向心力越小。278在操縱具有飛行擾流板的現(xiàn)代客機(jī)做水平盤旋時(shí)，駕駛員應(yīng)操縱F案FC^^^^A副翼B方向舵C升降舵D油門桿。279操縱飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，哪些舵面應(yīng)協(xié)同工作？答案：DA方向舵和升降舵B方向舵和前緣縫翼C方向舵和副翼D方向舵、副翼和升降舵。280、飛機(jī)平飛要有足夠的升力來(lái)平衡飛機(jī)的重力，產(chǎn)生該升力所需的速度叫做()A、飛機(jī)平飛所需速度B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度D、飛機(jī)平飛最小速度281、滿油門的發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力曲線與需用推力曲線的最右交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度是()A、飛機(jī)平飛所需速度B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度D、飛機(jī)平飛最小速度282、飛機(jī)上升角的大小取決于()A、剩余推力B、飛機(jī)重量C、剩余推力和飛機(jī)重量D、飛機(jī)的飛行姿態(tài)283、飛機(jī)下滑距離()A、與下滑高度有關(guān)B、與下滑角無(wú)關(guān)C、與下滑角有關(guān)D、與下滑高度無(wú)關(guān)284、飛機(jī)離地速度越小，則()A、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越好B、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越差C、滑跑距離越長(zhǎng)，飛機(jī)的起飛性能越好D、滑跑距離長(zhǎng)短與飛機(jī)的起飛性能無(wú)關(guān)285、同架同樣重量的飛機(jī)(B)A、在高原機(jī)場(chǎng)降落比在平川機(jī)場(chǎng)降落需要的跑道短B、在高原機(jī)場(chǎng)降落比在平川機(jī)場(chǎng)降落需要的跑道長(zhǎng)C、在高原機(jī)場(chǎng)降落和在平川機(jī)場(chǎng)降落需要的跑道一樣長(zhǎng)D、在高原機(jī)場(chǎng)降落和在平川機(jī)場(chǎng)降落需要的跑道無(wú)法比較286、渦輪噴氣式飛機(jī)能獲得平飛航時(shí)最長(zhǎng)的速度是(B)A、飛機(jī)平飛所需速度B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度D、飛機(jī)平飛最小速度287、渦輪噴氣式飛機(jī)能獲得平飛航程最長(zhǎng)的速度是(D)A、飛機(jī)平飛最小速度B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度D、飛機(jī)平飛遠(yuǎn)航速度288、飛機(jī)平飛航程的長(zhǎng)短()A、決定于平飛可用燃油量多少B、決定于發(fā)動(dòng)機(jī)公里耗油量的大小C、決定于平飛的高度B、決定于發(fā)動(dòng)機(jī)小時(shí)耗油量的大小289、飛機(jī)平飛時(shí)保持等速飛行的平衡條件是A、升力等于重力，推力等于重力B、升力等于重力，推力等于阻力C、升力等于阻力，推力等于重力D、升力等于推力，重力等于阻力290、飛機(jī)最大爬升率為零時(shí)的高度被稱為A、理論靜升限B、實(shí)用靜升限C、動(dòng)升限D(zhuǎn)、實(shí)用升限291、下列關(guān)系正確的是(A、理論靜升限〈實(shí)用靜升限〈動(dòng)升限B、理論靜升限＞實(shí)用靜升限＞動(dòng)升限C、實(shí)用靜升限〈理論靜升限〈動(dòng)升限D(zhuǎn)、理論靜升限〈動(dòng)靜升限〈實(shí)用升限292、飛機(jī)在y方向上的“過載”是指()A、飛機(jī)升力與飛機(jī)重力的比值B、飛機(jī)升力與飛機(jī)阻力的比值C、飛機(jī)推力與飛機(jī)阻力的比值D、飛機(jī)升力與飛機(jī)推力的比值293、關(guān)于載荷因數(shù)Ny，下列說(shuō)法那些正確？(CD)A、飛機(jī)等速爬升是一種平衡飛行狀態(tài)，所以nY等于1。B、等速下滑時(shí)，Ny大于1。C、載荷因數(shù)大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載較大D、在飛機(jī)著陸過程中，取Ny等于1,說(shuō)明飛機(jī)升力等于重量。294、飛機(jī)的平飛包線圖中.左面的一條線表示最小平飛速度隨高度的變化情況。則()A、這條線上各點(diǎn)的速度小于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。B、這條線上各點(diǎn)的速度大于對(duì)應(yīng)高度上的失速逑度。C、這條線上各點(diǎn)的速度等于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。D、在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失速速度。295、飛機(jī)的“速度-過載”包線是以飛行速度和載荷因數(shù)為坐標(biāo)畫出的飛行包線。則：A、在載荷因數(shù)nY最大值的限制界限上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力比較嚴(yán)重。B、在包線范圍之內(nèi)和邊界線上各點(diǎn)所代表的速度和載荷因數(shù)組合情況C、在飛行中都可能出現(xiàn)。只有最大平飛速度和最小平飛速度兩條邊界線。D、表示出飛機(jī)平飛速度范圍隨著飛行高度的變化情況。296、飛機(jī)的飛行包線是將飛行中可能出現(xiàn)的各種參數(shù)組合用一條曲線包圍起來(lái)。則：()A、包線所圍范圍以內(nèi)各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。B、只有包線邊界上各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。C、包線邊界上的各點(diǎn)都表示某一個(gè)飛行參數(shù)的限制條件。D、包線所圍范圍以外某些點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組臺(tái)也可能在正常飛行中出現(xiàn)。297、飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，載荷因數(shù)nY()A、等于1B、隨傾斜角度增大而增大C、大于1D、隨傾斜角度增大而減小298、關(guān)于飛機(jī)前“平飛包線”，下列說(shuō)法哪些是正確的？()A、因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，在最小平飛速度邊界線左面各點(diǎn)所表示的情況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。B、因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，在最大平飛速度邊界線右面各點(diǎn)所表示的情況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。C、因?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度或發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，在最大平飛速度邊界線右面各點(diǎn)所表示的情況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。D、因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制，在最小平飛速度邊界線右面各點(diǎn)所表示的情況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。299、按照左手法則，飛機(jī)的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸為(C)A、縱軸＜OY＞、立軸＜OX＞、橫軸＜OZ＞B、縱軸＜OX＞、立軸＜OZ＞、橫軸＜OY＞C、縱軸＜OX＞、立軸＜OY＞、橫軸＜OZ＞D、縱軸＜OY＞、立軸＜OZ＞、橫軸＜OX＞300、飛機(jī)機(jī)翼的焦點(diǎn)〈氣動(dòng)力中心＞指的是(B)A、升力的著力點(diǎn)B、附加升力的著力點(diǎn)C、重力的著力點(diǎn)D、阻力的著力點(diǎn)301、對(duì)稱翼型機(jī)翼的焦點(diǎn)位置與壓力中心位置是重合的，北對(duì)稱翼型＜雙凸型＞機(jī)翼的焦點(diǎn)位置是(B)A、位于壓力中心后面B、位于壓力中心前面C、與壓力中心重合D、與壓力中心位置無(wú)法比較302、對(duì)于正常布局的飛機(jī)，下列敘述正確的是()A、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)在機(jī)翼焦點(diǎn)的前面B、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)在機(jī)翼焦點(diǎn)的后面C、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)和機(jī)翼焦點(diǎn)始終重合D、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)和機(jī)翼焦點(diǎn)沒有關(guān)系303飛機(jī)起飛著陸時(shí)通常采取:答案：A順風(fēng)起飛和著陸B(tài)逆風(fēng)起飛和著陸C順風(fēng)起飛逆風(fēng)著陸D逆風(fēng)起飛和順風(fēng)著陸304、下列敘述錯(cuò)誤的是()A、飛機(jī)焦點(diǎn)位于飛機(jī)重心之后有利于飛機(jī)的縱向安定性B、飛機(jī)焦點(diǎn)位于飛機(jī)重心之前有利于飛機(jī)的縱向安定性C、飛機(jī)的重心位置與飛機(jī)的裝載情況有關(guān)，與飛機(jī)的飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)D、飛機(jī)重力著力點(diǎn)的位置叫做飛機(jī)的重心位置305、影響飛機(jī)俯仰平衡的力矩主要是(D)A、機(jī)身力矩和機(jī)翼力矩B、機(jī)翼力矩和垂尾力矩C、機(jī)身力矩和水平尾翼力矩D、機(jī)翼力矩和水平尾翼力矩306、飛機(jī)方向平衡中的偏轉(zhuǎn)力矩主要指()A、機(jī)翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩、機(jī)身力矩B、機(jī)翼升力力矩、水平尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩、機(jī)身力矩C、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、機(jī)翼升力力矩、機(jī)身力矩D、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩307、飛機(jī)橫向平衡中的滾轉(zhuǎn)力矩主要包括()A、機(jī)翼阻力力矩B、機(jī)翼升力力矩頃水平尾翼力矩D、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩308、下列敘述錯(cuò)誤的是()A、飛機(jī)平衡破壞后，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，我們稱飛機(jī)右側(cè)滑B、飛機(jī)取得俯仰平衡后，迎角保持不變C、飛機(jī)的橫向平衡是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零D、機(jī)翼變形和襟翼安裝不對(duì)稱破壞的是飛機(jī)的橫側(cè)平衡309、飛機(jī)在空中飛行時(shí)，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，那么(A)A、作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡B、作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡，所有外力矩平衡C、作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡D、作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡，所有外力矩也不平衡310、飛機(jī)縱向阻尼力矩的產(chǎn)生主要(D)A、由后掠機(jī)翼產(chǎn)生的B、由垂直尾翼產(chǎn)生的C、由機(jī)身產(chǎn)生的D、由水平尾翼產(chǎn)生的311、飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的(A)產(chǎn)生影響：A、縱向穩(wěn)定性B、方向穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性312、影響飛機(jī)方向穩(wěn)定力矩的因素主要是(D)A、飛機(jī)重心位置和飛行M數(shù)B、飛機(jī)焦點(diǎn)位置和飛行高度C、飛機(jī)迎角和飛行速度D、飛機(jī)迎角、機(jī)身和垂尾面積313、飛機(jī)的方向阻尼力矩主要由(B)產(chǎn)生的；入、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)身D、后掠機(jī)翼314、飛機(jī)的橫向阻尼力矩主要由(C)產(chǎn)生的；入、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)翼D、機(jī)身315、對(duì)飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是(C)A、飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積B、水平尾翼C、垂直尾翼D、機(jī)翼的后掠角316、下列說(shuō)法哪一個(gè)是不正確的？(ABC)A、下單翼起側(cè)向穩(wěn)定的作用B、上單翼起側(cè)向不穩(wěn)定的作用C、機(jī)翼的后掠角對(duì)飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性沒有影響D、上單翼起側(cè)向穩(wěn)定的作用317、下列敘述錯(cuò)誤的是(C)A、飛機(jī)在大迎角下飛行時(shí)，易產(chǎn)生側(cè)向飄擺不穩(wěn)定性B、飛機(jī)的方向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定力矩不匹配，出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象C、飛機(jī)出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象是由于縱向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定力矩不匹配D、防止飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向飄擺，可在飛機(jī)上安裝偏航阻尼器和橫滾阻尼器318、飛機(jī)的舵面〈主操縱面＞指的是(C)A、升降舵、方向舵、襟翼B、方向舵、襟翼、縫翼C、升降舵、方向舵、副翼D、升降舵、方向舵、縫翼319、飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞下列哪個(gè)軸線的穩(wěn)定性？(C)A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。320、飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞下列哪個(gè)軸線的穩(wěn)定性？()A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。321、飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞下列哪個(gè)軸線的穩(wěn)定性？(B)A、橫軸。B、立軸.C、縱軸。D、仰抑軸。322飛機(jī)飛行的迎角為：答案：CA飛行速度在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與水平面的夾角B飛機(jī)縱軸與水平面的夾角C飛行速度在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與飛機(jī)縱軸的夾角D飛行速度與飛機(jī)縱軸的夾角。323、飛機(jī)飛行的俯仰角為(B)A、飛機(jī)縱軸與飛行速度向量的夾角B、飛機(jī)縱軸與水平面的夾角C、飛行速度與水平面的夾角D、翼弦線與水平面的夾角324、飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性稱為(A)A、縱向穩(wěn)定性。B、方向穩(wěn)定性。C、側(cè)向穩(wěn)定性。D、偏航穩(wěn)定性325、飛機(jī)繞縱軸的穩(wěn)定性稱為(C)A、縱向穩(wěn)定性。B、方向穩(wěn)定性。C、側(cè)向穩(wěn)定性。D、偏航穩(wěn)定性326、飛機(jī)繞立軸的穩(wěn)定性稱為(B)A、縱向穩(wěn)定性。B、方向穩(wěn)定性。C、側(cè)向穩(wěn)定性。D、偏航穩(wěn)定性327、對(duì)于對(duì)稱剖面翼型，隨迎角增加壓力中心(B)A、向前移動(dòng)B、位置不變C、向后移動(dòng)D、可能前移或后移328、關(guān)于機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)如下說(shuō)法正確的是：()A、壓力中心是升力增量的作用點(diǎn)八、、B、焦點(diǎn)是總空氣動(dòng)力的作用點(diǎn)C、焦點(diǎn)是升力增量的作用點(diǎn)D、壓力中心是總空氣動(dòng)力中心的作用點(diǎn)329、描述飛機(jī)在空間姿態(tài)的姿態(tài)角有：(B)A、迎角，偏航角，滾轉(zhuǎn)角B、滾轉(zhuǎn)角，偏航角，俯仰角C、俯仰角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角D、迎角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角330、飛行側(cè)滑角為(C)A、飛機(jī)縱軸與水平面的夾角B、飛行速度與水平面的夾角C、空速向量與飛機(jī)對(duì)稱面的夾角D、飛機(jī)縱軸在水平面上投影與地面坐標(biāo)的夾角331、如果飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，則它一定具有(A)A、靜穩(wěn)定性。B、靜不穩(wěn)定性C、中立靜穩(wěn)定性。D、不具有靜穩(wěn)定性。332、下列說(shuō)法哪個(gè)正確？(A)A、為減小阻力，一般側(cè)滑角為零B、在任何情況下著陸，側(cè)滑角都必須為零C、有側(cè)滑角時(shí)，飛機(jī)必產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)D、飛行阻力與側(cè)滑角無(wú)關(guān)333、當(dāng)飛機(jī)的方向穩(wěn)定性效應(yīng)大于側(cè)向穩(wěn)定性效應(yīng)時(shí)將存在:(A)A、急盤旋下降的趨勢(shì)B、荷蘭滾的趨勢(shì)C、急盤旋下降和荷蘭滾的趨勢(shì)D、滾轉(zhuǎn)趨勢(shì)334、對(duì)飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是：(C)A、飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積。B、水平尾翼C、垂直尾翼