空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題

空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題1絕對(duì)溫度的零度是：CA-273T B-273K C-273°C D32T2空氣的組成為CA78%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(wú)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：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。C隨高度增加而減小。5在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)：BA隨高度增加而增加。C在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。6增出影響空氣粘性力的主要因素A空氣清潔度 B速度梯度7對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是BA空氣密度正比于壓力和絕對(duì)溫度B隨高度增加而增加。D隨高度增加可能增加，也可能減小。B隨高度增加而減小C隨高度增加可能增加，也可能減小。BCC空氣溫度 D相對(duì)濕度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8“對(duì)于音速?如下說(shuō)法正確的是”CA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”9假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大：BA空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng)A空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng)C空氣密度大，起飛滑跑距離短10—定體積的容器中。空氣壓力B空氣密度小，起飛滑跑距離長(zhǎng)D空氣密度小，起飛滑跑距離短DA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12C與空氣密度和空氣攝氏溫度乘積成反比12對(duì)于露點(diǎn)溫度如下說(shuō)法正確的是BCD與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比A“溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高”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”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“13”13”對(duì)于音速，如下說(shuō)法正確的是”ABB空氣音速高，粘性就越大AB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14國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是：BB體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比A溫度不變時(shí)，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15國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是：BA.P=1013psiT=15°Cp=1?225kg/m3 B.P=1013hPaT=15°Cp=1?225kg/m3C.P=1013psiT=25°Cp=1.225kg/m3D.P=1013hPaT=25°Cp=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(wú)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(duì)飛行手冊(cè)查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算？AA溫度偏差 A溫度偏差 B壓力偏差18—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C壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比19音速隨大氣高度的變化情況是BCA隨高度增高而降低。C在平流層底層保持常數(shù)C密度偏差 D高度偏差BB體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比D密度不變時(shí)，壓力和溫度成反比B在對(duì)流層內(nèi)隨高度增高而降低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(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21對(duì)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(duì)流層內(nèi)，空氣的溫度：AA隨高度增加而降低。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(duì)流層頂層B平流層頂層A對(duì)流層頂層B平流層頂層C對(duì)流層底層D平流層底層24對(duì)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(duì)起飛降落安全性造成不利影響的是 ACC垂直于跑道的颶風(fēng)D穩(wěn)定的上升氣流ACDAC垂直于跑道的颶風(fēng)D穩(wěn)定的上升氣流ACD26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 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27影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是27影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是ACDA空氣的相對(duì)濕度 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28云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是ABDA影響正常的目測(cè)B28云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是ABDA影響正常的目測(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29層流翼型的特點(diǎn)是A前緣半徑大，A前緣半徑大，后部尖的水滴形.C前緣尖的菱形B前緣半徑小最大厚度靠后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(tài)轉(zhuǎn)捩點(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(guò)大失速的影響A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32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(lái)越薄 C厚度越來(lái)越厚 D厚度變化不定33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)捩點(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(shí)保持不變 D與飛行速度沒(méi)有關(guān)系34在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)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(duì)于下洗流的影響，下述說(shuō)法是否正確ACA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C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 AC36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(chēng)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(chēng)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37氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥茿BCA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38下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)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)捩點(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)捩點(diǎn)的位置：ABCD

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)41當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)?己知其截面積AI=3A2則其流速為：CA、V1=9V2B、V2=9V1 C、V2=3V1 D、V1=3V242當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí).42當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí).由伯努利定理可知： BA流速大的地服，靜壓大。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。C流速大的地方，總壓大。D流速大的地方，總壓小。43計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)？A大氣壓力和速度A大氣壓力和速度C空氣密度和阻力C空氣密度和速度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(dòng)參數(shù),44利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù),A連續(xù)性假設(shè) B相對(duì)性原理45流管中空氣的動(dòng)壓D其基本依據(jù)是。BC牛頓定理 D熱力學(xué)定律A僅與空氣速度平方成正比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46流體的連續(xù)性方程 AA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。 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。47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AC保持不變。A增大。B減小。D可能增大，也可能減小。48亞音速氣流流過(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?CA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。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(dòng)壓?jiǎn)挝粸镃50伯努利方程的使用條件是DA公斤BA公斤B力/平方米C水柱高牛頓/平方米D磅/平方英寸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51當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)，己知其截面積AI=2A2=4A3則其靜壓為：BA、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3 C、P1vP2vP3 D、P1>P3>P252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CC流管內(nèi)氣流速度增加控氣靜壓減小 D不能確定53對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是CA流過(guò)各截面的氣流速度與截面積乘積不變B流過(guò)各截面的體積流量相同C流過(guò)各截面的質(zhì)量流量相同D流過(guò)各截面的氣體密度相同54非定常流是指BA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)55關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的CA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56流體的伯努利定理：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(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的？BCA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59測(cè)量機(jī)翼的翼弦是從： C

A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。60機(jī)翼的安裝角是？BA翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角。A翼弦與相對(duì)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(zhǎng)與機(jī)翼最大厚度之比。C展長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比。B翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾韻銳角.D機(jī)翼焦點(diǎn)線與機(jī)身軸線的夾角。B展長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比。D展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比。62機(jī)翼前緣線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱(chēng)為機(jī)翼的：CA安裝角。 B上反角. C后掠角。 D迎角。D后掠角。D平均弦長(zhǎng)。D平均弦長(zhǎng)。63水平安定面的安袈角與機(jī)翼安裝角之差稱(chēng)為?CAD后掠角。D平均弦長(zhǎng)。D平均弦長(zhǎng)。64翼型的最大厚度與弦長(zhǎng)的比值稱(chēng)為：BA相對(duì)彎度。 B相對(duì)厚度。 C最大彎度。65翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比值稱(chēng)為AA相對(duì)彎度； B相對(duì)厚度。 C最大厚度。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(duì)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(duì)厚度20%到30% B相對(duì)厚度5%到10%C相對(duì)厚度10%到15% D相對(duì)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%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3到5 B展弦比7到8C1/4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(shí)，會(huì)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(shí)，會(huì)產(chǎn)生ABA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(shí)：BA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?74對(duì)于非對(duì)稱(chēng)翼型的零升迎角是：BA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。75飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱(chēng)為？AA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(dòng)力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱(chēng)為：BA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(wú)關(guān)。C空氣密度成反比。 D空氣密度的平方成正比。78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(wú)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(shí)，升力方向是：AA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。80飛機(jī)在平飛時(shí)?載重量越大其失速速度：AA越大 B角愈大 C與重量無(wú)關(guān) D對(duì)應(yīng)的失速迎角81機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱(chēng)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(shí)，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(wú)法比較83當(dāng)飛機(jī)減速奎鞍小速度水平飛行時(shí)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(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l/4處85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：DA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86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)因數(shù)?DA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87對(duì)一般翼型來(lái)說(shuō)，下列說(shuō)法中?哪個(gè)是正確的?ADA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釆用翼尖小翼92下列關(guān)于壓差阻力哪種說(shuō)法是正確的?DA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93下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)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(shuō)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(shí)。機(jī)翼面積增大30%,阻力系數(shù)增到原來(lái)的3倍？CA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96翼尖小翼的功用是？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 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(guò)飛機(jī)表面時(shí)，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(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)100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?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(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(gè)說(shuō)法正確CA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(duì)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(dòng)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(shuō)法是正確的?BCDA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.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(chēng)為氣動(dòng)效率系數(shù)106投曲線是升力系數(shù)對(duì)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(kāi)縫式襟翼108采用空氣動(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼：BA小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開(kāi).B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開(kāi)

C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開(kāi)。D小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開(kāi)。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(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)113克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度AA前緣部分下表面向前張開(kāi)一個(gè)角度A前緣部分下表面向前張開(kāi)一個(gè)角度C前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出114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115失速楔的作用 AA使機(jī)翼在其位置部分先失速C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BB前緣部分向下偏轉(zhuǎn)D前緣部分下表面向內(nèi)凹入B增大機(jī)翼升力D改變機(jī)翼彎度B使機(jī)翼在其位置部分不能失速D使整個(gè)機(jī)翼迎角減小，避免失速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屬于增升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(shí)使用后緣襟翼的作用是BB增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。DB增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。D增大飛機(jī)的阻力。CC增加飛機(jī)的升力。120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121分裂式增升裝置增升特點(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(dòng)，防止氣流分離123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)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(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(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125前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)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(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126翼尖縫翼對(duì)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(dòng)力均衡

127正常操縱飛機(jī)向左盤(pán)旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確?BA左機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)。B左機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)，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(kāi).D左右機(jī)翼飛行擾流板都不動(dòng).128后退開(kāi)縫式襟翼的增升原理是：ACDA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)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(xiàng)說(shuō)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(guò)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(guò)臨界馬赫數(shù)之后，AA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)。133飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周?chē)髿猱a(chǎn)生的擾動(dòng)情況是：BA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?chē)目諝舛紩?huì)受到擾動(dòng)。A只取決于飛機(jī)的飛行速度（空速A只取決于飛機(jī)的飛行速度（空速）C只取決于飛機(jī)飛行的高度135飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是:A飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。B只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲貲和飛機(jī)飛行的速度（空速）以及當(dāng)?shù)氐囊羲儆嘘P(guān)DB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)。136飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，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(shuō)法哪些是正確的?DA飛機(jī)失速是通過(guò)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138空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱， DA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。142飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱BCDA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。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(guò)臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的黼鼢離D由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?/p>

144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？AA通過(guò)激波后空氣的溫度升高 B通過(guò)激波后氣流的速度下降。C通過(guò)激波后空氣的靜壓升高。 D通過(guò)激波后氣流的動(dòng)壓下降。145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BA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。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(guò)大。B氣流通過(guò)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(guò)小。147當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界速度，飛行阻力迅速增大的原因是：ACA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。148當(dāng)危機(jī)飛行速度超過(guò)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(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？ABDA相對(duì)厚度較小A相對(duì)厚度較小B對(duì)稱(chēng)形或接近對(duì)稱(chēng)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(shí)后移。 D從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)前移。151飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí).CDA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(méi)有影響。B由于氣流具有的動(dòng)能過(guò)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。152關(guān)于激波，下列說(shuō)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(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(guò)帶有內(nèi)折角物體表面時(shí)。形成的強(qiáng)擾動(dòng)波153關(guān)于膨脹波。下列說(shuō)法哪些正確？ADA當(dāng)超音速氣流流過(guò)擴(kuò)張流管時(shí)，通過(guò)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(guò)膨脹波后，氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變.D氣流流過(guò)帶有外折角的物體表面時(shí)，通過(guò)膨脹波加速154關(guān)于氣流加速?下列說(shuō)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155穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過(guò)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(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過(guò)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(duì)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(duì)飛行無(wú)影響158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)椋築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)。159高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是：BA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。C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。D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。160后掠機(jī)翼接近臨界迎角時(shí)，下列說(shuō)法那一個(gè)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(gè)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(dòng)特性。163對(duì)高速飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)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(shí)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(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。167當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，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(dòng)過(guò)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.168當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)平行機(jī)翼前緣的速度DA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169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：CA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)。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(dòng)特性比層流翼型好。171飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)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(shuō)法哪些是正確的?ADA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。173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(lèi)機(jī)翼？BCDA層流翼型的機(jī)翼。 B采用前緣尖削對(duì)稱(chēng)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(shí)，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(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前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。176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？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(xiàng)不是飛機(jī)飛行時(shí)所受的外載荷?DA重力 B氣動(dòng)力 C發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力 D慣性力178研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)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(duì)稱(chēng)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(chēng)面C以壓力中心原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱(chēng)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(chēng)面179對(duì)于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，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(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(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。181在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過(guò)程中，飛機(jī)的升力AA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。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(shí). 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1219關(guān)于載荷因數(shù)nY，下列說(shuō)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(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(guò)程中，取nY等于1。說(shuō)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(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。221飛機(jī)的“速度-過(guò)載”包線是以飛行速度和載荷因數(shù)為坐標(biāo)畫(huà)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)。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(lái)：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(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)。223飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，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(shuō)法哪些是正確的?ACA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)。225“當(dāng)后緣襟翼放下時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)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(shí)后緣襟翼放下的角度小于著陸時(shí)放下的角度?是因?yàn)椋篊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。227根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計(jì)算公式?可以得出：通過(guò)增大機(jī)翼面積來(lái)增大升力的同時(shí).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(kāi)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: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下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理?BCA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。231下面哪些增升裝置是利用了增大機(jī)翼面積的增升原理？ADA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232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：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增升裝置的增升原理有AA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234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：AA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。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)翼的增升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(gè)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(gè)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(duì)稱(chēng)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(duì)稱(chēng)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(chēng)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(shuō)法哪個(gè)正確？CA空速向量總是在飛機(jī)的對(duì)稱(chēng)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(dòng)速度方向上 D空速向董總是沿帆翼翼弦方向243對(duì)于對(duì)稱(chēng)剖面翼型，隨迎角增加壓力中心”BA向前移動(dòng) B位置不變 C向后移動(dòng) 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(shuō)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(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)245描述飛機(jī)在空間姿態(tài)的姿態(tài)角有B

B滾轉(zhuǎn)角，偏航角，仰角DB滾轉(zhuǎn)角，偏航角，仰角D迎角，側(cè)滑角。滾轉(zhuǎn)角C俯仰角，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(duì)稱(chēng)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(dòng)穩(wěn)定性，則它一定具有：AA靜穩(wěn)定性。 B靜不穩(wěn)定性A靜穩(wěn)定性。 B靜不穩(wěn)定性248下列說(shuō)法哪個(gè)正確？AA為減小阻力，一般側(cè)滑角為零C有側(cè)滑角時(shí)，飛機(jī)必產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)D不具有靜穩(wěn)定性。B在任何情況下著陸，側(cè)滑角都必須為零”D飛行阻力與側(cè)滑角無(wú)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(shí)?將存在AA急盤(pán)旋下降的趨勢(shì) B荷蘭滾的趨勢(shì)C急盤(pán)旋下降和荷蘭滾的趨勢(shì) D滾轉(zhuǎn)趨勢(shì)250對(duì)飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是CC垂直尾翼 D機(jī)翼的后掠角。AC垂直尾翼 D機(jī)翼的后掠角。251飛機(jī)出現(xiàn)荷蘭滾時(shí)間：AB方向穩(wěn)定性大雨橫向穩(wěn)定性DB方向穩(wěn)定性大雨橫向穩(wěn)定性D與兩個(gè)穩(wěn)定性的匹配情況無(wú)關(guān)C方向穩(wěn)定性等于橫向穩(wěn)定性252飛機(jī)的側(cè)向和方向穩(wěn)定性之間B必須匹配適當(dāng)D方向穩(wěn)定性好B必須匹配適當(dāng)D方向穩(wěn)定性好，側(cè)向穩(wěn)定性就好C側(cè)向穩(wěn)定性好，方向穩(wěn)定性就差253飛機(jī)離開(kāi)原來(lái)的平衡位置運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)振蕩，下面哪個(gè)結(jié)論正確。BA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動(dòng)穩(wěn)定性B飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性，不能判定是否具有動(dòng)穩(wěn)定性C飛機(jī)不具有動(dòng)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(dòng)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 B方向舵C襟翼 D飛機(jī)重心與焦點(diǎn)的相對(duì)位置無(wú)關(guān)。255關(guān)于穩(wěn)定性下面的說(shuō)法哪個(gè)正確？C

A靜穩(wěn)定性越大，飛機(jī)越容易控制。A靜穩(wěn)定性越大，飛機(jī)越容易控制。B飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性則必然有動(dòng)穩(wěn)定性。C飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，則必然有靜穩(wěn)定性。 D飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性無(wú)關(guān)256具有上反機(jī)翼的飛機(jī)在發(fā)生側(cè)滑時(shí)：AA側(cè)滑方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大 B側(cè)滑反方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大D兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小B飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之后D兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小B飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之后257為了使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性:A飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之前C飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)必須重合 D飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)的相對(duì)位置無(wú)關(guān)258垂直尾翼影響飛機(jī)方向穩(wěn)定性的因素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(dòng)后，BA產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)消失后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零B產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，抗動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)C產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)就動(dòng)消失后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零D產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，擾動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)260飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的哪個(gè)穩(wěn)定性有影響?AA縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。 B只對(duì)縱向穩(wěn)定性C側(cè)向穩(wěn)定性 D對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性沒(méi)有影響。261飛機(jī)運(yùn)動(dòng)為衰減振蕩運(yùn)動(dòng)?說(shuō)明：CA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動(dòng)穩(wěn)定性B飛機(jī)不具有動(dòng)穩(wěn)定性，但其有靜穩(wěn)定牲C飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，也具有靜穩(wěn)定性D飛機(jī)既不具有動(dòng)穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性262關(guān)于荷蘭滾下列說(shuō)法哪個(gè)正確？BA是一種滾轉(zhuǎn)的收斂模態(tài) B來(lái)回滾轉(zhuǎn)，左右偏航的震蕩運(yùn)動(dòng)C急盤(pán)旋下降 D是一個(gè)周期很長(zhǎng)，衰減很慢的運(yùn)動(dòng)模態(tài)263如果飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)阻尼不足，在下述哪種飛行狀態(tài)更危險(xiǎn)AA著陸 B巡航 C加速 D下滑264下列哪種變化情況肯定會(huì)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(duì)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(duì)焦點(diǎn)的位置226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(wú)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(dòng)的力矩稱(chēng)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(dòng)的力矩稱(chēng)為: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(chēng)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(duì)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(duì)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(wú)關(guān)274對(duì)于具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，向左側(cè)滑時(shí)其機(jī)頭會(huì)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(dòng)三種模態(tài)按危險(xiǎn)性由大到小順序?yàn)锽A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(duì)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(duì)側(cè)向穩(wěn)定性無(wú)影響 D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).C方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。280控制飛機(jī)繞橫軸運(yùn)動(dòng)的舵面是？A副翼 B方向舵281控制飛機(jī)繞立軸運(yùn)動(dòng)的舵面是？A襟翼 B升降舵282控制飛機(jī)繞縱軸運(yùn)動(dòng)的舵面是？A方向舵 B升降舵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C升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。284如果駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤(pán)：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(pán)并同時(shí)拉桿： BA左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)?升降舵向下運(yùn)動(dòng)。B左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)。升降舵向上運(yùn)動(dòng)。C左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)?升降蛇向上運(yùn)動(dòng).D左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)，升降舵向下運(yùn)動(dòng)。B方向舵向向左偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。D方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn).C升降舵D擾流板C副翼D方向舵C地面擾流板D副翼B升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。D升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。286如果一架飛機(jī)上裝有內(nèi)側(cè)副翼和外側(cè)副翼?則：BCC低速時(shí)使用內(nèi)外側(cè)副翼 D高速時(shí)同時(shí)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(dòng)副翼289操縱飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，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(shí)（）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(dòng)是指對(duì)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(dòng)滯后于向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。D副翼向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)滯后于向上偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。292造成副翼反效的根本原因是A副翼零位置校裝時(shí)偏差過(guò)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(jì)值D機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)A副翼零位置校裝時(shí)偏差過(guò)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(jì)值D機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)293操作副翼時(shí)，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(dòng)方向相反C副翼偏轉(zhuǎn)方向與駕駛桿移動(dòng)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(shí)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(dòng)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(guò)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(guò)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(guò)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(guò)剛性連桿與舵面上的搖臂相連。296彈簧補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)膭?dòng)作是：AA當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后。隨動(dòng)補(bǔ)償片就開(kāi)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(dòng)補(bǔ)償片就開(kāi)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(dòng)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(dòng)補(bǔ)償片就向相同的方向偏轉(zhuǎn)。297對(duì)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(huì)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(dòng)補(bǔ)償作用又可起到平衡作用的是?AA隨動(dòng)配平補(bǔ)翼 B配平調(diào)整片 C固定調(diào)整片 D隨動(dòng)補(bǔ)償片299利用軸式補(bǔ)償方法減小鉸鏈力矩的原理是： AA將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)力的距離。300隨動(dòng)補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)膭?dòng)作是：CA當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開(kāi)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(dòng)補(bǔ)償片就開(kāi)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(dòng)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(dòng)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(dòng)補(bǔ)償?shù)男褪綖椋篈A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(dòng)補(bǔ)償片302在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動(dòng)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減小升降舵的鉸鏈力矩 D驅(qū)動(dòng)升降舵偏轉(zhuǎn)303顫搌是飛機(jī)結(jié)構(gòu)在均勻氣流中發(fā)生的一種自激振動(dòng)。ADA當(dāng)激振力對(duì)結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時(shí)，就會(huì)發(fā)生顫振。B當(dāng)激振力對(duì)結(jié)構(gòu)所做的功小于阻尼力所消耗的能量時(shí)?就會(huì)發(fā)生顫振。C發(fā)生顫振時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)的振幅保持不變，經(jīng)長(zhǎng)時(shí)間振動(dòng)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。D發(fā)生顫振時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)的振幅保持不變或越來(lái)越大，很短時(shí)間內(nèi)就會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。304駕駛員偏轉(zhuǎn)舵面時(shí)，要通過(guò)傳動(dòng)桿的力克服鉸鏈力矩。BDA鉸鏈力矩等于舵面氣動(dòng)力乘以舵面轉(zhuǎn)軸到傳動(dòng)桿的垂直距離。B鉸鏈力矩等于舵面氣動(dòng)力乘咀舵面轉(zhuǎn)軸到氣動(dòng)力的垂直距離。C傳動(dòng)稈到舵麗轉(zhuǎn)軸的距離越近，鉸鏈力矩越小。D舵面氣動(dòng)力距離舵面轉(zhuǎn)軸越近?鉸鏈力矩越小。305內(nèi)封補(bǔ)償多用于副翼的氣動(dòng)補(bǔ)償上，它的特點(diǎn)是：ADA副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，在平衡板（或氣密玻璃布）上下腔壓力差對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩方向相反。B與軸式補(bǔ)償相比，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單?維護(hù)方便。C副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，在平衡板（或氣密玻璃布）上下腔壓力差對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動(dòng)力對(duì)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(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)脑硎牵篋A改變傳動(dòng)桿的長(zhǎng)度來(lái)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(zhǎng)度來(lái)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(lái)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(lái)控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。307飛行中，受到擾動(dòng)機(jī)翼彎曲上、下振動(dòng)。如果副翼重心位于轉(zhuǎn)軸的后面：DA就會(huì)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(shí)，減振力就小于激振力，機(jī)翼彎曲振動(dòng)會(huì)很快收斂。 C當(dāng)飛行速度大于顫振臨界速度時(shí)，減振力小于激振力，機(jī)翼彎曲振動(dòng)會(huì)很快收斂。D當(dāng)飛行速度大于顫振臨界速度時(shí)，減振力小于激振力，就會(huì)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(huì)過(guò)輕。 B操縱副翼的桿力會(huì)過(guò)重。C影響副翼的差動(dòng)操縱。 D增加飛行阻力。309下列關(guān)于氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)哪膫€(gè)說(shuō)法是正確的?BA隨動(dòng)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(huì)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(dòng)，機(jī)翼發(fā)生彎曲變形，產(chǎn)生上、下的振動(dòng)。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(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向一致，是減振力。B副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)冀振動(dòng)方向一致，是激振力C副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向相反?是激振力。D副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向相反，是減振力。311關(guān)于配平調(diào)整片，下列說(shuō)法哪是正確的？CDA舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)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)整片的作用是消除鉸鏈力矩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(gè)角。BCA外伸角部位上的氣動(dòng)力與舵面上的氣動(dòng)力方向相反，從而減小鉸鏈力矩。B外伸角部位上的氣動(dòng)力與舵面上的氣動(dòng)力方向相同，從而減小鉸鏈力矩。C外伸角部位上的氣動(dòng)力矩與舵面上的氣動(dòng)力矩方向相反，從而減小鉸鏈力矩。D外伸角部位上的氣動(dòng)力距與舵面上的氣動(dòng)力距方向相同，從而減小鉸鏈力矩。313下列關(guān)于舵面配重的說(shuō)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(xiàng)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(duì)溫度，說(shuō)法正確的是ACA將氣體分子停止不規(guī)則熱運(yùn)動(dòng)時(shí)的溫度作為零度B將一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，純水的冰點(diǎn)定為零度C絕對(duì)的零度相當(dāng)于-273°CD絕對(duì)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)X9/4317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(shuō)法是正確的AB在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長(zhǎng)高海拔機(jī)場(chǎng)比低海拔機(jī)場(chǎng)所需的跑道長(zhǎng)317下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理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(shuō)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(shuō)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(wú)章，各層氣流相互混淆稱(chēng)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(chēng)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(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。023.關(guān)于載荷因數(shù)nY,下列說(shuō)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(gè)是錯(cuò)誤的。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(guò)程中，取nY等于1。說(shuō)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(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。 應(yīng)該是在高空D） 在高空飛行時(shí)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？x參考答案:acd（您選擇的cd）考題報(bào)錯(cuò)A） 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。041.聲波不會(huì)使大氣介質(zhì)的 參數(shù)發(fā)生變化x參考答案:d（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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 x參考答案:b（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)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046.下面關(guān)于后掠角不正確的是 x參考答案:b（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)A） 產(chǎn)生升力的有效速度可以降低B） 后掠機(jī)翼可延緩失速C） 后掠機(jī)翼可減小波阻D） 后掠角越大，提高臨界馬赫數(shù)的效果越明顯001.一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性：x參考答案:b（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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002.下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)法是正確的？x參考答案:abc（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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。003.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)捩點(diǎn)的位置：X參考答案:abcd（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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)004.對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出，寸參考答案:c（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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005.關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的寸參考答案:c（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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006.飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系?寸參考答案:a（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)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。008.關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確x參考答案:c（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)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009.前緣縫翼的功用是?x參考答案:cd（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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010.飛機(jī)亞音速飛行時(shí)對(duì)周?chē)髿猱a(chǎn)生的擾動(dòng)情況是：x參考答案:b（您選擇的c）考題報(bào)錯(cuò)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)。 這個(gè)是超音速有的。D） 如果不考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足夠長(zhǎng)周?chē)目諝舛紩?huì)受到擾動(dòng)。011.關(guān)于飛機(jī)失速下列說(shuō)法哪些是正確的？參考答案:d（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)A） 飛機(jī)失速是通過(guò)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。012.為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是：x參考答案:c（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)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。013.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x參考答案:b（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)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。014.當(dāng)飛機(jī)飛行速度超過(guò)臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波，x參考答案:be（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)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。

A） 流速減小B） 流速增大C） 壓強(qiáng)降低D） 壓強(qiáng)增高016.下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速：寸參考答案:b（您選擇的b）考題報(bào)錯(cuò)A） 擾流版B） 翼刀和鋸齒型前緣C） 整流片D） 前緣襟翼017.當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度寸參考答案:a（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)A） 是產(chǎn)生升力的有效速度。B） 在沿機(jī)翼表面流動(dòng)過(guò)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.018.超臨界翼型的特點(diǎn)是：X參考答案:bd（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)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。019.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(lèi)機(jī)翼？x參考答案:bcd（您選擇的b）考題報(bào)錯(cuò)A） 層流翼型的機(jī)翼。B） 采用前緣尖削對(duì)稱(chēng)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020.研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)選用的機(jī)體坐標(biāo)，x參考答案:d（您選擇的a）考題報(bào)錯(cuò)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(chēng)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(chēng)面C） 以壓力中心原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱(chēng)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(chēng)面021.對(duì)于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，寸參考答案:b（您選擇的b）考題報(bào)錯(cuò)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零022.飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，載荷因數(shù)nY：x參考答案:be（您選擇的b）考題報(bào)錯(cuò)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023.關(guān)于飛機(jī)前“平飛包線”下列說(shuō)法哪些是正確的？x參考答案:ae（您選擇的d）考題報(bào)錯(cuò)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)。024.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)椋篞參考答案:e（您選擇的e）考題報(bào)錯(cuò)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。025.飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性稱(chēng)為x參考答案:a（您選擇的e）考題報(bào)錯(cuò)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026.飛行側(cè)滑角為x參考答案:e（您選