空氣動力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題

空氣動力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題1絕對溫度的零度是： CD32FA-273FB-273KC-273c2D32FA78%氮，20%氫和2%其他氣體B90%氧，6%氮和4%其他氣體C78%氮，21%氧和1%其他氣體D21%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？BA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)與溫度無關(guān)。D氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低。4在大氣層內(nèi)，大氣密度： CA在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。隨高度增加而增加。CA在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。隨高度增加而增加。C隨高度增加而減小。隨高度增加可能增加，也可能減小。5在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)：BA隨高度增加而增加。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。C在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。C隨高度增加可能增加，也可能減小。6增出影響空氣粘性力的主要因素A空氣清潔度BA空氣清潔度B速度梯度空氣溫度 D相對濕度7對于空氣密度如下說法正確的是A空氣密度正比于壓力和絕對溫度A空氣密度正比于壓力和絕對溫度B空氣密度正比于壓力，反比于絕對溫度C空氣密度反比于壓力，正比于絕對溫度C空氣密度反比于壓力，正比于絕對溫度D空氣密度反比于壓力和絕對溫度8”對于音速.如下說法正確的是" CA只要空氣密度大，音速就大”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C'只要空氣溫度高.音速就大D“只要空氣密度小.音速就大”9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A空氣密度大，起飛滑跑距離長B空氣密度小，起飛滑跑距離長C空氣密度大，起飛滑跑距離短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10一定體積的容器中?？諝鈮毫與空氣密度和空氣溫度乘積成正比A與空氣密度和空氣溫度乘積成正比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濕度乘積成反比C與空氣密度和空氣絕對濕度乘積成反比D與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比11一定體積的容器中.空氣壓力DA與空氣密度和攝氏溫度乘積成正比A與空氣密度和攝氏溫度乘積成正比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C與空氣密度和空氣攝氏溫度乘積成反比與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比12對于露點(diǎn)溫度如下說法正確的是BCA12對于露點(diǎn)溫度如下說法正確的是BCA”溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高”B相對濕度達(dá)到100%時的溫度是露點(diǎn)溫度C“露點(diǎn)溫度下降，絕對濕度下降”C“露點(diǎn)溫度下降，絕對濕度下降”D露點(diǎn)溫度下降，絕對濕度升高”13”對于音速，如下說法正確的是”ABA13”對于音速，如下說法正確的是”ABA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 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14國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是： BA溫度不變時，壓力與體積成正比A溫度不變時，壓力與體積成正比B體積不變時，壓力和溫度成正比C壓力不變時，體積和溫度成反比 D密度不變時.壓力和溫度成反比15國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是： BA.P=1013psiT=15Cp=1.225kg/m3B.P=1013hPaT=15Cp=1.225kg/m3C.P=1013psiT=25Cp=1.225kg/m3D.P=1013hPaT=25Cp=0.6601kg/m316在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系？AA與壓力成正比。B與壓力成反比。 C與壓力無關(guān)。 D與壓力的平方成正比。17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)，對飛行手冊查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算？AA溫度偏差 B 壓力偏差 C 密度偏差 D 高度偏差TOC\o"1-5"\h\z18一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性： BA溫度不變時，壓力與體積成正比 B體積不變時，壓力和溫度成正比C壓力不變時，體積和溫度成反比 D密度不變時，壓力和溫度成反比19音速隨大氣高度的變化情況是 BCA隨高度增高而降低。 B在對流層內(nèi)隨高度增高而降低。C在平流層底層保持常數(shù)。 D 隨高度增高而增大20從地球表面到外層空間。上氣層依次是： AA對流層、平流層、中間層、電離層和散逸層B對流層，平流層、電離層、中間層和散逸層C對流層、中間層、平流層、電離層和散落層D對流層，平流層.中間層.散逸層和電離層21對流層的高度.在地球中緯度地區(qū)約為： DA.8公里。B.16公里。C.10公里。D.11公里22在對流層內(nèi)，空氣的溫度：AA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23現(xiàn)代民航客機(jī)一般巡航的大氣層是？ADA對流層頂層 B 平流層頂層 C 對流層底層 D平流層底層24對飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是AA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)25對起飛降落安全性造成不利影響的是 ACA低空風(fēng)切變B穩(wěn)定的逆風(fēng)場 C垂直于跑道的颶風(fēng)D穩(wěn)定的上升氣流26影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是ACDA空氣的相對濕度B空氣壓力 C空氣的溫差 D空氣污染物27影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是 ACDA空氣的相對濕度B空氣密度 C空氣的溫度和溫差 D空氣污染物28云對安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是 ABDA影響正常的目測 B 溫度低了造成機(jī)翼表面結(jié)冰C增加阻力 D積雨云會帶來危害29層流翼型的特點(diǎn)是BA前緣半徑大，后部尖的水滴形. B前緣半徑小最大厚度靠后C前緣尖的菱形 D 前后緣半徑大，中間平的板形30產(chǎn)生下洗是由于 CA分離點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響 B 轉(zhuǎn)按點(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31氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化 BA可由紊流變?yōu)閷恿?B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TOC\o"1-5"\h\z32在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向 CA厚度基本不變 B厚度越來越薄 C厚度越來越厚D厚度變化不定33ft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)按點(diǎn)的位置： BA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)小于一定值時保持不變 D與飛行速度沒有關(guān)系3座翼型后部產(chǎn)生渦流，會造成 BDA摩擦阻力增加 B壓差阻力增加 C升力增加 D升力減小35對于下洗流的影響，下述說法是否正確ACA在空中，上升時比巡航時下洗流影響大B低速飛行在地面比在高空時下洗流影響大C水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時受下洗流影響大D在任何情況下，下洗流的影響都一樣 AC36關(guān)于附面層下列說法哪些正確？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，稱為層流附面層。D層流附面層的流動能量小于紊流附面層的流動能量37氣流沿機(jī)翼表面流動，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥?ABCA空氣的流速B在翼表面流動長度C空氣溫度D空氣比重38下列關(guān)于附面層的哪種說法是正確的？ ABCA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。39亞音速空氣流速增加可有如下效果BCDA由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)撥點(diǎn)后移 B氣流分離點(diǎn)后移C阻力增加D升力增加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)按點(diǎn)的位置： ABCDA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)41當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時.己知其截面積 Al=3A2則其流速為：CAV1=9V2B、V2=9V1 C、V2=3V1D、V1=3V242當(dāng)空氣在管道中低速流動時.由伯努利定理可知： BA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。43計算動壓時需要哪些數(shù)據(jù)？CA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44利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動參數(shù)，其基本依據(jù)是。 BA連續(xù)性假設(shè)B相對性原理C牛頓定理D熱力學(xué)定律45a管中空氣的動壓DA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

4騎體的連續(xù)性方程AA只適用于理想流動。 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。47流體在管道中穩(wěn)定低速流動時，如果管道由粗變細(xì).則流體的流速AA增大。B減小。C保持不變。D可能增大，也可能減小。48亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化？C速度降低.壓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強(qiáng)增大。速度降低.壓49在伯努利方程中，密度單位為公斤/立方米，速度單位為米 /秒動壓單位為CA公斤B力/平方米C水柱高牛頓/平方米D磅/平方英寸50伯努利方程的使用條件是DA只要是理想的不可壓縮流體B只要是理想的與外界無能量交換的流體C只要是不可壓縮，且與外界無能量交換的流體D必須是理想的、不可壓縮、且與外界無能量變換的流體51當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時,51當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時,A、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3C52對低速氣流，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C流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓減小53對于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是己知其截面積 Al=2A2=4A3?其靜壓為:、P1<P2<P3D、P1>P3>P2B流管截面積減小，空氣靜壓增加CD不能確定CA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54非定常流是指BA流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)相同 B流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時間變化C流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化 D流場中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無關(guān)55關(guān)于動壓和靜壓的方向，以下哪一個是正確的 CA動壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動的方向一致B動壓和靜壓都作用在任意方向C動壓作用在流體的流動方向.靜壓作用在任意方向D靜壓作用在流體的流動方向，動壓作用在任意方向5騎體的伯努利定理：AA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。57伯努利方程適用于ADA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58下列關(guān)于動壓的哪種說法是正確的？BCA總壓與靜壓之和 B總壓與靜壓之差C動壓和速度的平方成正比 D動壓和速度成正比59測量機(jī)翼的翼弦是從： CA左翼尖到右翼尖B機(jī)身中心線到翼尖。C前緣到后緣.D最大上弧線到基線。A左翼尖到右翼尖60機(jī)翼的安裝角是？ B60機(jī)翼的安裝角是？ BA翼弦與相對氣流速度的夾角。C翼弦與水平面之間所夾的銳角61機(jī)翼的展弦比是：DA展長與機(jī)翼最大厚度之比。C展長與翼尖弦長之比。D機(jī)翼焦點(diǎn)線與機(jī)身軸線的夾角。B 展長與翼根弦長之比。D展長與平均幾何弦長之比。TOC\o"1-5"\h\z62機(jī)翼前緣線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱為機(jī)翼的： CA安裝角。 B上反角. C后掠角。 D迎角。63水平安定面的安袈角與機(jī)翼安裝角之差稱為？CA迎角。 B 上反角。 C縱向上反角. D后掠角。64翼型的最大厚度與弦長的比值稱為： BA相對彎度。 B相對厚度。 C最大彎度。D平均弦長。65翼型的最大彎度與弦長的比值稱為AA相對彎度； B相對厚度。 C最大厚度。 D平均弦長。66影響翼型性能的最主要的參數(shù)是： BA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67飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)的性能的重要參數(shù)，對于早期的低速飛機(jī),校裝飛機(jī)外型是： AA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68民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)CA相對厚度20%到A相對厚度20%到30% B相對厚度5%到10%C相對厚度10唯M5% D相對厚度15%到20%69民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)CA最大厚度位置為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C最大厚度位置為35%到50%D最大厚度位置為50%到65%70大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn) BDA展弦比A展弦比3到5B展弦比7到8C1/4C1/4弦線后掠角10到25度D1/4弦線后掠角25到35度71具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時,會產(chǎn)生ABA71具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時,會產(chǎn)生ABA滾轉(zhuǎn)力矩 B 偏航力矩C 俯仰力矩D 不產(chǎn)生任何力矩72具有上反角的飛機(jī)有側(cè)滑角時，會產(chǎn)生ABA偏航力矩 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73當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時：BA升力突然大大增加，而阻力迅速減小。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升力和阻力同時大大增加。C升力和阻力同時大大增加。升力和阻力同時大大減小?74對于非對稱翼型的零升迎角是： BA一個小的正迎角。BA一個小的正迎角。B一個小的負(fù)迎角C臨界迎有。D失速迎角。75飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時的迎角稱為?A零升力迎角A零升力迎角。B失速迎角。 C臨界迎角。D零迎角。76飛機(jī)上的總空氣動力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱為： BA全機(jī)重心B全機(jī)的壓力中心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)77飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系？AA空氣密度成正比。 B 空氣密度無關(guān)。C空氣密度成反比。 D 空氣密度的平方成正比。TOC\o"1-5"\h\z78飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系？ ACA與空速成正比。B與空速無關(guān)。C與空速的平方成正比D與空速的三次方成正比。79飛機(jī)在飛行時，升力方向是： AA與相對氣流速度垂直。B與地面垂直。C與翼弦垂直D與機(jī)翼上表面垂直。80飛機(jī)在平飛時.載重量越大其失速速度： AA越大 B角愈大C 與重量無關(guān) D 對應(yīng)的失速迎角81機(jī)翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為： DA機(jī)翼的安裝角。B機(jī)翼的上反角。 C縱向上反角。 D迎角.82當(dāng)ny（載荷系數(shù)）大于1時，同構(gòu)成，同重最的飛機(jī)AA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)下失速速度無法比較83當(dāng)飛機(jī)減速奎鞍小速度水平飛行時AA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84機(jī)翼的壓力中心？BA迎角改變時升力增量作用線與翼弦的交點(diǎn) B翼弦與機(jī)翼空氣動力作用線的交點(diǎn)C翼弦與最大厚度線的交點(diǎn)D在翼弦的l/4處85為了飛行安全，飛機(jī)飛行時的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到:

A最大升力系數(shù)和臨界迎角最大A最大升力系數(shù)和臨界迎角最大升力系數(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)和臨界迎角的兩個限定值86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個因數(shù)？DA厚度和機(jī)翼面積B翼弦長度和展弦比C彎度和翼展 D厚度和彎度87對一般翼型來說，下列說法中.哪個是正確的？ADA當(dāng)迎角為零時，升力不為零.B當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。C當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，上翼面處的流速小于下翼面處的流速。TOC\o"1-5"\h\zD當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，上翼面處的流速大于下翼面處的流速 。88影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有？ABDA翼剖面形狀 B迎角C空氣密度 D機(jī)翼平而形狀89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 ？BA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。90飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)？BA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。91減小干擾阻力的主要措施是BA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92下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是正確的？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)面積無關(guān)。D物體的最大迎風(fēng)而積越大，壓差阻力越大。93下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的？AA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。94下列關(guān)于阻力的哪種說法是正確的？DA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 。95后緣襟翼完全放出后.在其他條件不變時。機(jī)翼面積增大 30%,阻力系數(shù)增到原來的3彳t?CA阻力增大到原來的3.3倍 B阻力增大到原來的1.9C倍阻力增大到原來的3.9倍 D阻力增大到原來的4.3倍96翼尖小翼白功用是？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。97機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理： ABA減輕翼梢旋渦減小氣流下洗速度A減輕翼梢旋渦減小氣流下洗速度C保持層流附面層C保持層流附面層減小附面層內(nèi)氣流流速的橫向梯度98減少飛機(jī)摩擦阻力的措施？ABA保持飛機(jī)表面光潔度 B采剛層流翼型C減小迎風(fēng)而積D增大后掠角99氣流流過飛機(jī)表面時，產(chǎn)生的摩擦阻力： ABDA是在附面層中產(chǎn)生的 B其大小與附面層中流體的流動狀態(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)100隨著飛行速度的提高.下列關(guān)于阻力的哪種說法是正確的？DA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101表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比AA最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大 B相同升力系數(shù)時其迎角減小C同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大 D相同迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大102關(guān)于升阻比下列哪個說法正確CA在最大升力系數(shù)時阻力一定最小 B最大開阻比時，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)計使升阻比不隨迎角變化而變化103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： CA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104飛機(jī)前緣結(jié)冰對飛行的主要影響DA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)動機(jī)推力大幅增加C增大了臨界攻角，使飛機(jī)易失速 D相同迎角，升力系數(shù)下降105下列關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的？BCDA升力系數(shù)達(dá)到最大時，升阻比也選到最大

B升力和阻力之比.C升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加升阻比成線性增加D升阻比也稱為氣動效率系數(shù)106投曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線ACA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C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107比較而言哪種后緣襟翼產(chǎn)生增升效果大CA后退式襟翼 B 分裂式襟翼 C富勒襟翼 D 開縫式襟翼108采用空氣動力作動的前緣縫翼：BA小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開. B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開。C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。D小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。109飛行中操作擾流扳伸出 BA增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力B阻擋氣流的流動，增大阻力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，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)爬升時補(bǔ)償機(jī)翼彎度以減小氣流分離110機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用BA產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速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C下降高度時產(chǎn)生渦流以減小升力C下降高度時產(chǎn)生渦流以減小升力產(chǎn)生的渦流使擾流板的使用效果加強(qiáng)113克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度 A前緣部分向下偏轉(zhuǎn)前緣部分向下偏轉(zhuǎn)前緣部分下表面向內(nèi)凹入B增大機(jī)翼升力改變機(jī)翼彎度使機(jī)翼在其位置部分不能失速D使整個機(jī)翼迎角減小，避免失速TOC\o"1-5"\h\zA前緣部分下表面向前張開一個角度 BC前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出 D114前緣縫翼的主要作用是？AA放出前緣縫翼，可增大飛機(jī)的臨界迎角C減小阻力 D115失速楔的作用AA使機(jī)翼在其位置部分先失速 BC使機(jī)翼上不產(chǎn)生氣流分離點(diǎn)，避免失速116翼刀的作用BA增加機(jī)翼翼面氣流的攻角 B減小氣流的橫向流動造成的附面層加厚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狀態(tài)韻區(qū)域117屬于減升裝置的輔助操縱面是： AA擾流扳B副冀C前緣橡彈 D后緣襟冀118屬于增開裝置的輔助操縱面是； CA擾流板B副翼C前緣襟翼 D減速扳119飛機(jī)著陸時使用后緣襟翼的作用是BA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。120放出前緣縫翼的作用是？CA巡航飛行時延緩機(jī)翼上表面的氣流分離 B改善氣流在機(jī)翼前緣流動，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121分裂式增開裝置增升特點(diǎn)是：BA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122附面層吹除裝置的工作原理BA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，防止氣流分離123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時BA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124前緣襟翼的作用是DA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而使飛機(jī)縱向平衡C在起飛著陸時產(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125前緣襟翼與后緣襟翼同時使用因?yàn)锳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126翼尖縫翼對飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作用CA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，使氣動力均衡127正常操縱飛機(jī)向左盤旋時，下述哪項說法正確？BA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.C左機(jī)翼飛行擾流扳不動，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.128后退開縫式襟翼的增開原理是： ACDA增大機(jī)翼的面積 B 增大機(jī)翼的相對厚度C增大機(jī)翼的相對彎度 D 加速附面層氣流流動129前緣縫翼的功用是？CDA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130下列關(guān)于擾流板的敘述哪項說法正確？ABA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131超音速氣流經(jīng)過收縮管道后： DA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。132當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后,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。133飛機(jī)飛行時對周圍大氣產(chǎn)生的擾動情況是： BA擾動產(chǎn)生的波面是以擾動源為中心的同心圓。B產(chǎn)生的小擾動以音速向外傳播。C只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會受到擾動。D如果不考慮擾動波的衰減，只要時間足夠長周圍的空氣都會受到擾動。TOC\o"1-5"\h\z134”飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮程度：" DA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)135飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是： DA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)翼襲面流場全部為超音速流場。136飛機(jī)在對流層中勻速爬升時，隨著乜行高度的增加。飛機(jī)飛行馬赫數(shù)， BA保持不變. B逐漸增加 C逐漸減小。D先增加后減小。137關(guān)于飛機(jī)失速下列說法哪些是正確的？DA飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動機(jī)動力就可以克服的飛行障礙。B亞音速飛行只會出現(xiàn)大迎角失速。C高亞音速飛行只會出現(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。138空氣對機(jī)體進(jìn)行的氣動加熱， DA是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐C(jī)體表面進(jìn)行的加熱。B氣動載荷使機(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不存在。D是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C(jī)體表面進(jìn)行的加熱。139隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點(diǎn)位置： AA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.140為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是： CA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141在激波后面：AA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 空氣的溫度降低。TOC\o"1-5"\h\z142飛機(jī)長時間的進(jìn)行超音速飛行，氣動加熱 BCDA只會使機(jī)體表面的溫度升高. B會使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降C會影響無線電、航空儀表的工作。 D會使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。143飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是： BCA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)的輔船離 。D由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?44從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對氣流動產(chǎn)生阻力？ AA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壓下降。145飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時，機(jī)翼上表面 BA首次出現(xiàn)局部激波。 B首次出現(xiàn)等音速點(diǎn)C流場中形成局部超音速區(qū)。 D局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。146激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是： BA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。147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： ACA局部激波對氣流產(chǎn)生較大的波阻。B附面層由層流變?yōu)槲闪?，產(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。148當(dāng)危機(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， BCA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。149對于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說法是正確的？ ABDA相對厚度較小。 B對稱形或接近對稱形。C前緣曲率半徑較大。 D最大厚度位置靠近翼弦中間。150飛機(jī)焦點(diǎn)的位置：BCA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)入超音速速時后移。D從亞音速進(jìn)入超音速時前移。151飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時. CDA氣動加熱會使機(jī)體表藹的溫度升高，對座艙的溫度沒有影響。B由于氣流具有的動能過大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r，對機(jī)體表面進(jìn)行的氣動加熱比較嚴(yán)重C由于氣動加熱會使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。D氣動加熱會使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。152關(guān)于激波，下列說法哪些正確？"ABA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。形成的強(qiáng)擾動波153關(guān)于膨脹波。下列說法哪些正確？ADA當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時，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，通過膨脹波加速。154關(guān)于氣流加速.下列說法哪些正確？BCA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TOC\o"1-5"\h\z155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大 C壓強(qiáng)降低 D 壓強(qiáng)增高155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大C壓強(qiáng)降低 D 壓強(qiáng)增高156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：AA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)。157對于后掠機(jī)翼而言：AA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飛行無影響158飛機(jī)機(jī)翼采用相對厚度、相對彎度比較大的翼型是因?yàn)椋?BA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)。159高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是： BA相對厚度比較小，相對彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠后的簿翼型。B相對厚度比較小.相對彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。C相對厚度比較小.相對彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。D相對厚度比較小，相對彎度比較大.最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型160后掠機(jī)翼接近臨界迎角時，下列說法那一個正確？BA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。161下面的輔助裝置哪一個能防止翼尖失速： BA擾流版 B翼刀和鋸齒型前緣 C整流片D前緣襟翼162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： ABA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特性。163對高速飛機(jī)氣動外形設(shè)計的主要要求是： ACA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164后掠機(jī)翼的失速特性不好是指： ACA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產(chǎn)生附面層分離。165下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)？ADA小展弦比機(jī)翼。B大展弦比機(jī)翼。C平直機(jī)翼。 D后掠機(jī)翼。166采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是： BA后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動。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形成了斜對氣流的激波。167當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度 AA是產(chǎn)生升力的有效速度。 B在沿機(jī)翼表面流動過程中，大小不發(fā)生變化。C大于來流的速度。 D 會使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚.168當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時平行機(jī)翼前緣的速度 DA沿機(jī)翼展向流動，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。B被用來加速產(chǎn)生升力。C小于來流的速度，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。169小展弦比機(jī)翼在改善飛機(jī)空氣動力特性方面起的作用是： CA同樣機(jī)翼面職的情況下，減小機(jī)翼相對厚度.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，提高臨界馬赫數(shù)。170超臨界翼型的特點(diǎn)是：BDA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特性比層流翼型好。171飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計成為后掠機(jī)翼為了： ABA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172關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說法哪些是正確的？ADA一旦翼梢先于翼根失速，會造成機(jī)頭自動上仰，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。173為了改善飛機(jī)的跨音速空氣動力特性和減小波阻，可以采用下列哪類機(jī)翼？ BCDA層流翼型的機(jī)翼。 B采用前緣尖削對稱薄翼型的機(jī)翼。C三角形機(jī)翼。 D 帶有大后掠角的機(jī)翼174飛機(jī)在空中飛行時，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則AA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。175飛機(jī)重心位置的表示方法是AA用重心到平均氣動力弦前緣的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。B用重心到平均幾何弦前緣的距離和平均幾何弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示.C用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。D用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面韻距離和機(jī)體長度之比的百分?jǐn)?shù)來表示。176飛機(jī)做等速直線水平飛行時，作用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足？ DA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 .177下列哪項不是飛機(jī)飛行時所受的外載荷？DA重力 B氣動力C發(fā)動機(jī)推（拉）力D慣性力178研究飛機(jī)運(yùn)動時選用的機(jī)體坐標(biāo)， DA以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對稱面B以全機(jī)焦點(diǎn)為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對稱面C以壓力中心原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對稱面D以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對稱面179對于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來說，BA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零180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 BA飛機(jī)速度的大小會發(fā)生，速度的方向保持不變。B飛機(jī)速度的方向會發(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。181在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過程中，飛機(jī)的升力 AA為飛機(jī)的曲線運(yùn)動提向心力。 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。182在平衡外載荷的作用下，飛機(jī)飛行的軌跡 AA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 C是直線的或是水平曲線的D 是水平直線或水平曲線的183飛機(jī)進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行, CDA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。184飛機(jī)的爬升角是指？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218飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時. BDA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。219關(guān)于載荷因數(shù)nY,下列說法那些正確？CDA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，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。說明飛機(jī)升力等于重量。220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。 BA這條線上各點(diǎn)的速度小于對應(yīng)高度上的失速速度。B這條線上各點(diǎn)的速度大于對應(yīng)高度上的失速逑度。C這條線上各點(diǎn)的速度等于對應(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。221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。 ABA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)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。222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 ：ACA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)的組臺也可能在正常飛行中出現(xiàn)。223飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時，載荷因數(shù)nY:BCA等于1 B隨傾斜角度增大而增大C大于1 D 隨傾斜角度增大而減小224關(guān)于飛機(jī)前“平飛包線”，下列說法哪些是正確的？ACA因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動機(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出現(xiàn)。B因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動機(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出現(xiàn)。C因?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度或發(fā)動機(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出現(xiàn)。D因?yàn)轱w機(jī)失速迎角限制或發(fā)動機(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出現(xiàn)。225”當(dāng)后緣襟翼放下時，下述哪項說法正確？" CA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226飛機(jī)起飛時后緣襟翼放下的角度小于著陸時放下的角度.是因?yàn)椋篊A后緣襟翼放下角度比較小時，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，機(jī)翼的阻力系數(shù)增加，升力系數(shù)不增加TOC\o"1-5"\h\zC后緣襟翼放下角度比較小時，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，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。227根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計算公式.可以得出：通過增大機(jī)翼面積來增大升力的同時. CA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。228使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是： CA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。229為了使開縫式后緣襟翼起到增開的作用，襟翼放下后.形成的縫隙從下翼面到上翼面應(yīng)該是:DA逐新擴(kuò)大。B保持不變。C先減小后擴(kuò)大。D逐漸減小。230下面哪些增開裝置是利用了控制附面層的增開原理？BCA后緣簡單襟翼。 B前緣縫翼C渦流發(fā)生器D下垂式前緣襟翼。231下面哪些增開裝置是利用了增大機(jī)翼面積的增開原理？ADA后退式后緣襟翼。B下垂式前緣襟翼。 C后緣簡單襟翼。 D富勒襟翼。232利用增大機(jī)翼彎度來提高機(jī)翼的升力系數(shù)，會導(dǎo)致： BA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。233增開裝置的增升原理有AA增大部分機(jī)翼弦長 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234使用機(jī)翼后緣襟翼提高升力系數(shù)的同時.臨界迎角減小的主要原因是： AA放下后緣襟翼時，增大了機(jī)翼的彎度。B放下后緣襟翼時.增大了機(jī)翼的面積。C放下后緣襟翼時，在上下翼面之間形成了縫隙。D放下后緣襟翼時，在上下翼面之間形成了多條縫隙。235增大機(jī)翼彎度可以增大機(jī)翼升力的原理是BA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。236利用機(jī)翼的增開裝置控制附面層可以ABDA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237飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性 ？CA橫軸。 B立軸。C縱軸。D 偏航軸。238飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指。飛機(jī)繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性 ？CA橫軸。 B立軸. C縱軸。D 仰抑軸。239飛機(jī)飛行的俯仰角為BA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240飛機(jī)飛行的迎角為CA飛行速度在飛機(jī)對稱面上的投影與水平面的夾角B飛機(jī)縱軸與柬平面的夾角C飛行速度在飛機(jī)對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241飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性稱為AA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242下列說法哪個正確？CA空速向量總是在飛機(jī)的對稱面內(nèi) B 空速向量總算在飛機(jī)的縱軸方向C空速向量就是在飛機(jī)運(yùn)動速度方向上 D 空速向董總是沿帆翼翼弦方向243對于對稱剖面翼型，隨迎角增加壓力中心” BA向前移動 B位置不變 C 向后移動 D可能前移或后移244關(guān)于機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)如下說法正確的是CDA壓力中心是升力增量的作用點(diǎn) B 焦點(diǎn)是總空氣動力的作用點(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力中心的作用點(diǎn)245描述飛機(jī)在空間姿態(tài)的姿態(tài)角有 BA迎角，偏航角，滾轉(zhuǎn)角 B滾轉(zhuǎn)角，偏航角，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246飛行側(cè)滑角為CA飛機(jī)縱軸與地面坐標(biāo)AXd的夾角B飛行速度與地面坐標(biāo)AXd的夾角C空速向量與飛機(jī)對稱面的夾角 D飛機(jī)縱軸在水平面上投影與地面坐標(biāo)AXd的夾角247如果飛機(jī)具有動穩(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。248下列說法哪個正確？AA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，飛機(jī)必產(chǎn)生俯仰運(yùn)動 D飛行阻力與側(cè)滑角無關(guān)249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.將存在 AA急盤旋下降的趨勢A急盤旋下降的趨勢B 荷蘭滾的趨勢C急盤旋下降和荷蘭滾的趨勢 C急盤旋下降和荷蘭滾的趨勢 D250對飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是 CA飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積。 B水平尾翼251飛機(jī)出現(xiàn)荷蘭滾時間：AA方向穩(wěn)定性小于橫向穩(wěn)定性 BC方向穩(wěn)定性等于橫向穩(wěn)定性 D252飛機(jī)的側(cè)向和方向穩(wěn)定性之間BA互相獨(dú)立滾轉(zhuǎn)趨勢C垂直尾翼 D機(jī)翼的后掠角方向穩(wěn)定性大雨橫向穩(wěn)定性與兩個穩(wěn)定性的匹配情況無關(guān)B必須匹配適當(dāng)C側(cè)向穩(wěn)定性好，方向穩(wěn)定性就差C側(cè)向穩(wěn)定性好，方向穩(wěn)定性就差D 方向穩(wěn)定性好，側(cè)向穩(wěn)定性就好253飛機(jī)離開原來的平衡位置運(yùn)動出現(xiàn)振蕩，下面哪個結(jié)論正確。 253飛機(jī)離開原來的平衡位置運(yùn)動出現(xiàn)振蕩，下面哪個結(jié)論正確。 BA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性B飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性，不能判定是否具有動穩(wěn)定性C飛機(jī)不具有動穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性D不能判定具有靜穩(wěn)定性或動穩(wěn)定性254飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的大小主要取決于： AA尾翼BA尾翼B方向舵C襟翼D 飛機(jī)重心與焦點(diǎn)的相對位置無關(guān)255關(guān)于穩(wěn)定性下面的說法哪個正確？ CA靜穩(wěn)定性越大，飛機(jī)越容易控制。CA靜穩(wěn)定性越大，飛機(jī)越容易控制。C飛機(jī)具有動穩(wěn)定性，則必然有靜穩(wěn)定性256具有上反機(jī)翼的飛機(jī)在發(fā)生側(cè)滑時：A側(cè)滑方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大C兩側(cè)機(jī)翼的升力都增加 D257為了使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性： AA飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之前 BC飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)必須重合 D258垂直尾翼影響飛機(jī)方向穩(wěn)定性的因素B 飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性則必然有動穩(wěn)定性。。D飛機(jī)動穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性無關(guān)AB 側(cè)滑反方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之后飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)的相對位置無關(guān)CA垂直尾翼的面積B垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離C垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離和垂直尾翼的面積D垂直尾翼的沿立軸到全機(jī)重心的距離259方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)擾動后， BA產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零B產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動，抗動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)C產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零D產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)260飛機(jī)的重心位置對飛機(jī)的哪個穩(wěn)定性有影響？AA縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。 B只對縱向穩(wěn)定性C側(cè)向穩(wěn)定性對飛機(jī)的穩(wěn)定性沒有影響。C側(cè)向穩(wěn)定性261飛機(jī)運(yùn)動為衰減振蕩運(yùn)動.說明：CA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性B飛機(jī)不具有動穩(wěn)定性，但具有靜穩(wěn)定牲C飛機(jī)具有動穩(wěn)定性，也具有靜穩(wěn)定性D飛機(jī)既不具有動穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性262關(guān)于荷蘭滾下列說法哪個正確？BA是一種滾轉(zhuǎn)的收斂模態(tài) B來回滾轉(zhuǎn)，左右偏航的震蕩運(yùn)動C急盤旋下降 D 是一個周期很長，衰減很慢的運(yùn)動模態(tài)263如果飛機(jī)短周期運(yùn)動阻尼不足,在下述哪種飛行狀態(tài)更危險 AA著陸 B巡航C加速D下滑264下列哪種變化情況肯定會增加飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性DA增加飛機(jī)重量B增加機(jī)翼面積C增加垂直尾翼面積D增加水平尾翼面積265影響側(cè)向穩(wěn)定性的因素是： ABCA機(jī)翼相對機(jī)身的位置B機(jī)翼上反角機(jī)翼的后掠角C重心D相對焦點(diǎn)的位置TOC\o"1-5"\h\z226影響飛機(jī)的方向穩(wěn)定的主要因素有： ADA垂直尾翼 B水平尾翼 C后掠角和上反角 D飛機(jī)的側(cè)向迎風(fēng)面積267焦點(diǎn)在重心之后，向后移焦點(diǎn)，飛機(jī)的操縱性： CA操縱性與此無關(guān)B操縱性增強(qiáng) C操縱性減弱 D操數(shù)性先增強(qiáng)后減弱268使飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動的力矩稱為： BA傾斜力矩。 B俯仰力矩。 C 偏航力矩。 D滾轉(zhuǎn)力矩。269使飛機(jī)繞立軸作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的力矩稱為： CA俯仰力矩B縱向力矩。CA俯仰力矩B縱向力矩。C偏航力矩D滾轉(zhuǎn)力矩。270使飛機(jī)繞縱軸產(chǎn)生側(cè)傾的力矩稱為： DA俯仰力矩。 B縱向力矩。C 偏航力矩。 D滾轉(zhuǎn)力矩。271增加垂直安定面面積產(chǎn)生的影響B(tài)A增加升力 B增加側(cè)向穩(wěn)定性C增加縱向靜穩(wěn)定性 D提高縱向操縱性272為保證適當(dāng)?shù)姆€(wěn)定性和操縱性，對重心位置作如下要求是否正確 CDA重心應(yīng)盡量前移 B重心只要在焦點(diǎn)之前即可應(yīng)設(shè)定C重心的前限 D應(yīng)設(shè)定重心的后限273對具有大后掠角的飛機(jī)，下面哪種情況可減小滾轉(zhuǎn)力矩 AA具有下反角B具有上反角C平機(jī)翼D與上下反角無關(guān)274對于具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，向左側(cè)滑時其機(jī)頭會 BA保持不變 B向左轉(zhuǎn)C向右轉(zhuǎn)D不定275在重心后焦點(diǎn)位置向后移ADA增加縱向穩(wěn)定性B提高縱向操縱性C減小縱同穩(wěn)定性 D降低縱向操縱性276駕駛員右偏方向舵飛機(jī)將 DA向左滾，并向左轉(zhuǎn) B向右滾，并向右轉(zhuǎn)C向右滾，并向左轉(zhuǎn) D向左滾，并向右轉(zhuǎn)277民用航空飛機(jī)的側(cè)向運(yùn)動三種模態(tài)按危險性由大到小順序?yàn)?BA滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾，螺旋B荷蘭滾，螺旋，滾轉(zhuǎn)阻尼C螺旋，滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾D 荷蘭滾，滾轉(zhuǎn)阻尼，螺旋278與直機(jī)翼相比，后掠機(jī)翼對側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響是 BA減小側(cè)向穩(wěn)定性 B增加側(cè)向穩(wěn)定性C對側(cè)向穩(wěn)定性無影響視迎角的大小而變化C對側(cè)向穩(wěn)定性無影響視迎角的大小而變化279駕駛員蹬左側(cè)腳蹬：AA方向舵向左偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn). B 方向舵向向左偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)C方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。 D方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn).280控制飛機(jī)繞橫軸運(yùn)動的舵面是？CA副翼 B方向舵 C升降舵 D擾流板281控制飛機(jī)繞立軸運(yùn)動的舵面是？DA襟翼 B升降舵C副翼 D方向舵282控制飛機(jī)繞縱軸運(yùn)動的舵面是？A方向舵 B升降舵C地面擾流板 D副翼283如果駕駛員向前推駕駛桿： AA升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。B 升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。C升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。 D 升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。284如果駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤：CA左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。B左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。C左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。D左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。285如果駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤并同時拉桿： BA左邊的副翼向上運(yùn)動.升降舵向下運(yùn)動。 B左邊的副翼向上運(yùn)動。升降舵向上運(yùn)動。C左邊的副翼向下運(yùn)動.升降蛇向上運(yùn)動. D左邊的副翼向下運(yùn)動，升降舵向下運(yùn)動。286如果一架飛機(jī)上裝有內(nèi)側(cè)副翼和外側(cè)副翼.則： BCA高速時使用外側(cè)副翼BA高速時使用外側(cè)副翼B高速時使用內(nèi)側(cè)副翼C低速時使用內(nèi)外側(cè)副翼C低速時使用內(nèi)外側(cè)副翼高速時同時使用內(nèi)外側(cè)副翼287現(xiàn)代民用運(yùn)輸機(jī)使用安裝角可變的水平安定面的功用是 ？BA增加飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性 B實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平C實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的橫向配平 D 配合襟翼系統(tǒng)增加飛機(jī)升力288為克服有害偏航所采用的副翼是CDA外側(cè)副翼 B、內(nèi)側(cè)副翼C、Friser副翼D、差動副翼289操縱飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時，哪些舵面將協(xié)同工作？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。290飛機(jī)載重量大時（）調(diào)整水平安定面配平AA水平安定面前緣下偏以增加機(jī)翼迎角提高升力B水平安定面前緣上偏以增加升力平衡重力C水平安定面前緣下偏以保持飛機(jī)縱軸水平狀態(tài)D水平安定面前緣上偏以使縱向力矩平衡291副翼的差動是指對應(yīng)駕駛桿同樣的位移； AA副翼向上偏轉(zhuǎn)的角度比向下偏轉(zhuǎn)的角度大。B副翼向下偏轉(zhuǎn)的角度比向上偏轉(zhuǎn)的角度大。C副翼向上偏轉(zhuǎn)運(yùn)動滯后于向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動。D副翼向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動滯后于向上偏轉(zhuǎn)運(yùn)動。292造成副翼反效的根本原因是DA副翼零位置校裝時偏差過大 B 副翼偏轉(zhuǎn)角度與操作輸入不符左右C副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計值 D機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)293操作副翼時，副翼反效是指ABA滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反 B 偏轉(zhuǎn)副翼使機(jī)翼升力的改變與預(yù)期相反C副翼偏轉(zhuǎn)方向與駕駛桿移動方向相反 D兩側(cè)機(jī)翼副翼產(chǎn)生了同方向的偏轉(zhuǎn)294操作副翼時產(chǎn)生有害偏航的原因是 BDA下沉一側(cè)機(jī)翼的阻力大于上升一側(cè)機(jī)翼阻力B下沉一側(cè)機(jī)翼的阻力小于上升一側(cè)機(jī)翼阻力C機(jī)頭偏向副翼上升一側(cè)D機(jī)頭偏向副翼下降一側(cè)B295安裝在舵面上的隨動補(bǔ)償片的構(gòu)造通常是：A補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部，補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。B補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部，補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與前面固定翼面上的搖臂相連C補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部.補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。D補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部.補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。296彈簧補(bǔ)償片對舵面進(jìn)行氣動補(bǔ)償?shù)膭幼魇牵?AA當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后。隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn) 。B當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C增加升力增加只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相同的方向偏轉(zhuǎn)。297對操縱面進(jìn)行重量平衡可以使用CA集中配重的方法，這種方法防顫振的效果好。B分散配重的方法，但這種方法會增加阻力。C分散配重的方法，這種方法在高速飛機(jī)上得到廣泛使用D集中配重的方法，但這種方法增加的重量大。298既可起氣動補(bǔ)償作用又可起到平衡作用的是？AA隨動配平補(bǔ)翼 B配平調(diào)整片C固定調(diào)整片 D隨動補(bǔ)償片299利用軸式補(bǔ)償方法減小錢鏈力矩的原理是： AA將舵面轉(zhuǎn)軸向后移，減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離，B將舵面轉(zhuǎn)軸向后移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。C將舵面轉(zhuǎn)軸向前移.減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。D將舵面轉(zhuǎn)軸向前移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。300隨動補(bǔ)償片對舵面進(jìn)行氣動補(bǔ)償?shù)膭幼魇牵?CA當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。B當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相同的方向傍轉(zhuǎn)。301現(xiàn)代飛機(jī)副翼上常用的氣動補(bǔ)償?shù)男褪綖椋?AA內(nèi)封補(bǔ)償 B軸式補(bǔ)償和伺服補(bǔ)償片 C角式補(bǔ)償D隨動補(bǔ)償片302在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動調(diào)整片的功用是？CA實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平 B 保證飛機(jī)的縱向安定性C減小升降舵的錢鏈力矩 D 驅(qū)動升降舵偏轉(zhuǎn)303顫振是飛機(jī)結(jié)構(gòu)在均勻氣流中發(fā)生的一種自激振動。 ADA當(dāng)激振力對結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時，就會發(fā)生顫振。B當(dāng)激振力對結(jié)構(gòu)所做的功小于阻尼力所消耗的能量時.就會發(fā)生顫振。C發(fā)生顫振時，機(jī)翼振動的振幅保持不變，經(jīng)長時間振動導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。D發(fā)生顫振時，機(jī)翼振動的振幅保持不變或越來越大，很短時間內(nèi)就會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞304駕駛員偏轉(zhuǎn)舵面時，要通過傳動桿的力克服錢鏈力矩。 BDA較鏈力矩等于舵面氣動力乘以舵面轉(zhuǎn)軸到傳動桿的垂直距離。B較鏈力矩等于舵面氣動力乘咀舵面轉(zhuǎn)軸到氣動力的垂直距離。C傳動稈到舵麗轉(zhuǎn)軸的距離越近，錢鏈力矩越小。D舵面氣動力距離舵面轉(zhuǎn)軸越近.較鏈力矩越小。305內(nèi)封補(bǔ)償多用于副翼的氣動補(bǔ)償上，它的特點(diǎn)是： ADA副翼偏轉(zhuǎn)時，在平衡板（或氣密玻璃布）上下腔壓力差對轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩方向相反。B與軸式補(bǔ)償相比，結(jié)構(gòu)簡單.維護(hù)方便。C副翼偏轉(zhuǎn)時，在平衡板（或氣密玻璃布）上下腔壓力差對轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩方向相同。D可以得到足夠的補(bǔ)償度。306彈簧補(bǔ)償片對舵面進(jìn)行氣動補(bǔ)償?shù)脑硎牵?DA改變傳動桿的長度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。B改變操縱拉桿的長度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。C改變操縱搖臂的安裝角度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。D調(diào)定彈簧的初張力來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。307飛行中，受到擾動機(jī)翼彎曲上、下振動。如果副翼重心位于轉(zhuǎn)軸的后面 ：DA就會產(chǎn)生機(jī)翼彎曲副翼顫振，導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞。B當(dāng)飛行速度小于顫振臨界速度時，減振力就小于激振力，機(jī)翼彎曲振動會很快收斂。 C當(dāng)飛行速度大于顫振臨界速度時，減振力小于激振力，機(jī)翼彎曲振動會很快收斂。D當(dāng)飛行速度大于顫振臨界速度時，減振力小于激振力，就會發(fā)生機(jī)翼彎曲副翼顫振。308如果維護(hù)不當(dāng)。內(nèi)封補(bǔ)償?shù)牟ＡР寄p透氣，則BA操縱副翼的桿力會過輕。 B操縱副翼的桿力會過重。C影響副翼的差動操縱。 D 增加飛行阻力。309下列關(guān)于氣動補(bǔ)償?shù)哪膫€說法是正確的？BA隨動補(bǔ)償片偏轉(zhuǎn)方向與舵面偏轉(zhuǎn)方向相同。B內(nèi)封補(bǔ)償面不會降低舵面的操縱效率。C角式補(bǔ)償?shù)淖饔檬欠乐癸w機(jī)尾翼發(fā)生顫振。D配平調(diào)整片的作用是降低飛機(jī)的阻力。310由于小擾動，機(jī)翼發(fā)生彎曲變形，產(chǎn)生上、下的振動。如果安裝在機(jī)翼上的副翼的重心在轉(zhuǎn)軸之后:BA副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機(jī)翼振動方向一致，是減振力。B副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機(jī)冀振動方向一致，是激振力 。C副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機(jī)翼振動方向相反.是激振力。D副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機(jī)翼振動方向相反，是減振力。311關(guān)于配平調(diào)整片,下列說法哪是正確的？ CDA舵面偏轉(zhuǎn)時帶動配平調(diào)整片一起偏轉(zhuǎn)。B配平調(diào)整片總算與舵面的偏轉(zhuǎn)方向相同。C配平調(diào)整片總是與舵面的偏轉(zhuǎn)方向相反。D配平調(diào)整片的作用是消除錢鏈力矩。312角式補(bǔ)償通常是使舵面外側(cè)部分向前伸,在舵面轉(zhuǎn)軸之前形成一個角。 BCA外伸角部位上的氣動力與舵面上的氣動力方向相反，從而減小錢鏈力矩B外伸角部位上的氣動力與舵面上的氣動力方向相同，從而減小錢鏈力矩。C外伸角部位上的氣動力矩與舵面上的氣動力矩方向相反，從而減小錢鏈力矩D外伸角部位上的氣動力距與舵面上的氣動力距方向相同，從而減小銀鏈力矩313下列關(guān)于舵面配重的說法正確的是？ BCA與分散式配重相比，集中式配重增加的阻力較小。B分散式配重比集中式配重的防顫振作用好。C在操縱面的前緣安裝配重的目的是為了防止飛機(jī)操縱面發(fā)生顫振。D在操縱面的前緣安裝配重的目的是增加飛機(jī)的升力。314下列哪幾項是防止機(jī)翼彎曲副翼顫振的措？ BCA提高飛機(jī)的飛行速度。B加大機(jī)翼的剛度。C在副翼上加配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之前。D在副翼上加重配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之后。315有關(guān)絕對溫度，說法正確的是ACA將氣體分子停止不規(guī)則熱運(yùn)動時的溫度作為零度B將一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，純水的冰點(diǎn)定為零度C絕對的零度相當(dāng)于-273CD絕對的零度相當(dāng)于-460C316以下表達(dá)正確的是ATc=(TF-32 )X5/9Tc=TK+273.15Tc=(TK-32 )X5/9Tc=（TF-32 ）X9/4AB317假設(shè)在其他條件不變的情況下，關(guān)于飛機(jī)起飛滑跑距離的下列哪些說法是正確的AB在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長高海拔機(jī)場比低海拔機(jī)場所需的跑道長317下面哪些增開裝置是利用了控制附面層的增開原理 BCB前緣縫翼C.渦流發(fā)生器008.下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的 ？aA）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。006.關(guān)于附面層下列說法哪些正確 ？acA）層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度B）氣流雜亂無章，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，稱為層流附面層D）層流附面層的流動能量小于紊流附面層的流動能量018.在激波后面：aA）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）空氣的溫度降低。019.采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是 bA）后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動。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）形成了斜對氣流的激波。023.關(guān)于載荷因數(shù)nY,下列說法那些正確？cdA）飛機(jī)等速爬升是一種平衡飛行狀態(tài)，所以nY等于1。 這個是錯誤的B）等速下滑時，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。說明飛機(jī)升力等于重量。036.飛機(jī)的最大平飛速度（）aA）取決于平飛所需推力（或所需功率）和額定狀態(tài)下發(fā)動機(jī)可用推力（或可用功率）B）與飛行高度無關(guān)。C）在低空飛行時受發(fā)動機(jī)可用推力的限制。 應(yīng)該是在高空D）在高空飛行時受到飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制。 應(yīng)該是在低空039.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？ 卷考答案:acd（您選擇的cd）考題報錯A）飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度B）最大升阻比C）發(fā)動機(jī)的推力D）飛機(jī)的臨界迎角。041.聲波不會使大氣介質(zhì)的參數(shù)發(fā)生變化逐考答案：d（您選擇的c）考題報錯A）密度B）壓強(qiáng)C）溫度D）可壓縮性045.前緣襟翼和前緣縫翼的不同點(diǎn)是■考答案：b（您選擇的a）考題報錯A）延緩氣流分離B）增加飛機(jī)的升力系數(shù)C）增加了機(jī)翼的迎角D）增加了臨界迎角04