空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)知識(shí)及飛行基礎(chǔ)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：C

A-273TB-273KC-273℃D32°F

2空氣的組成為C

A78%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？B

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在大氣層內(nèi)，大氣密度：C

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。

5在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)：B

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BC

A空氣清潔度B速度梯度C空氣溫度D相對(duì)濕度

7對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是B

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

8”對(duì)于音速.如下說(shuō)法正確的是”C

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”

9假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大:B

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

10一定體積的容器中?？諝鈮毫

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

11一定體積的容器中.空氣壓力D

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

12對(duì)于露點(diǎn)溫度如下說(shuō)法正確的是BC

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”

13”對(duì)于音速，如下說(shuō)法正確的是“AB

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

14國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是：B

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

15國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是：B

A.P=1013psiT=15℃p=1.225kg/m3B.P=1013hPaT=15℃p=1.225kg/m3

C.P=1013psiT=25℃p=1.225kg/m3D.P=1013hPaT=25℃p=0.6601kg/m3

16在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系？A

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。

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？A

A溫度偏差B壓力偏差C密度偏差D高度偏差

18一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性:B

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音速隨大氣高度的變化情況是BC

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。

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：

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

21對(duì)流層的高度.在地球中緯度地區(qū)約為：D

A.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：A

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。

23現(xiàn)代民航客機(jī)一般巡航的大氣層是？AD

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A

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)

25對(duì)起飛降落安全性造成不利影響的是AC

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

26影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是ACD

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ACD

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ABD

A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B

A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C

A分離點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響B(tài)轉(zhuǎn)援點(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

31氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化B

A可由紊流變?yōu)閷恿鰾可由層流變?yōu)樗亓?/p>

C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C

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

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)挨點(diǎn)的位置：B

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(méi)有關(guān)系

34在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)造成BD

A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AC

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

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AC

36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

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BC

A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？ABC

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。

39亞音速空氣流速增加可有如下效果BCD

A由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)摭點(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：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：C

A、V1=9V2B、V2=9V1C、V2=3V1D、V1=3V2

42當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí).由由伯努利定理可知：B

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。

43計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)？C

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

44利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是。B

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

45流管中空氣的動(dòng)壓D

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

46流體的連續(xù)性方程A

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A

A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(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化？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。

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

A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D

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：B

A、P1=P2=P3B、P1>P2>P3C、P1<P2<P3D、P1>P3>P2

52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

C流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓減小D不能確定

53對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是C

A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B

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)

55關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的C

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

56流體的伯努利定理：A

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。

57伯努利方程適用于AD

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

58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

59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前緣到后緣.D最大上弧線到基線。

60機(jī)翼的安裝角是？B

A翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角。B翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾韻銳角.

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。

61機(jī)翼的展弦比是：D

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。

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為機(jī)翼的：C

A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？C

A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(zhǎng)的比值稱為：B

A相對(duì)彎度。B相對(duì)厚度。C最大彎度。D平均弦長(zhǎng)。

65翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比值稱為A

A相對(duì)彎度；B相對(duì)厚度。C最大厚度。D平均弦長(zhǎng)。

66影響翼型性能的最主要的參數(shù)是：B

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。

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：A

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

68民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)C

A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)C

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%

70大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn)BD

A展弦比3到5B展弦比7到8

C1/4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AB

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

72具有上反角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生AB

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(shí)：B

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?

74對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是：B

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。

75飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱為？A

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(dòng)力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱為：B

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？A

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。

78飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系？AC

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。

79飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是：A

A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：A

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

81機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱為：D

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.

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)A

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

83當(dāng)飛機(jī)減速奎鞍小速度水平飛行時(shí)A

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

84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

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：D

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

86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)因數(shù)？D

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

87對(duì)一般翼型來(lái)說(shuō)，下列說(shuō)法中.哪個(gè)是正確的？AD

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。

88影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有？ABD

A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？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。

90飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)？B

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。

91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

92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。

93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。

94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。

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？C

A阻力增大到原來(lái)的3.3倍B阻力增大到原來(lái)的1.9

C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？C

A減小摩擦阻力。B減小壓差阻力。C減小誘導(dǎo)阻力。D減小干擾阻力。

97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

98減少飛機(jī)摩擦阻力的措施？AB

A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：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)

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？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

101表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比A

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C

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

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：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

104飛機(jī)前緣結(jié)冰對(duì)飛行的主要影響D

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？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.

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(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

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C

A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(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼：B

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。

109飛行中操作擾流扳伸出B

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

110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)

113克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度A

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

114前緣縫翼的主要作用是？A

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

115失速楔的作用A

A使機(jī)翼在其位置部分先失速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

116翼刀的作用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

117屬于減升裝置的輔助操縱面是：A

A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；C

A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B

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。

120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

121分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是：B

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

122附面層吹除裝置的工作原理B

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

123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)B

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

124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

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C

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

127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).

128后退開縫式襟翼的增升原理是：ACD

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)

129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

130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

131超音速氣流經(jīng)過(guò)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。

132當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過(guò)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)。

133飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是：B

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)。

134”飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度："D

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?/p>

C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: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)。

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)，B

A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？D

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。

138空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱，D

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。

139隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點(diǎn)位置：A

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.

140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。

141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、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BCD

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。

143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(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)的腦勖離。

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？

A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B

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。

146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(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：AC

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?，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(guò)臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波，BC

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。

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？ABD

A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。

150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。

151飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí).CD

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(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？"AB

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(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？AD

A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？BC

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

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：BC

A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：BC

A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：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)。

157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

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：B

A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？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。

161下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速：B

A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：AB

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。

163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。

164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。

165下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)？AD

A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：B

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。

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(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。

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：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)。

170超臨界翼型的特點(diǎn)是：BD

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。

171飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成為后掠機(jī)翼為了：AB

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

172關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說(shuō)法哪些是正確的？AD

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。

173為了改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻，可以采用下列哪類機(jī)翼？BCD

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

174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。

175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？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.

177下列哪項(xiàng)不是飛機(jī)飛行時(shí)所受的外載荷？D

A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)，D

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

179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

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。

181在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過(guò)程中，飛機(jī)的升力A

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。

182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。

183飛機(jī)進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行，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。

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).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。

219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1o

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。B

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。

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)畫出的飛行包線。AB

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。

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)：AC

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)。

223飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，載荷因數(shù)nY：BC

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

224關(guān)于飛機(jī)前“平飛包線”，下列說(shuō)法哪些是正確的？AC

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)。

225“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

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).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。

228使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是：C

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。

229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:

D

A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？BC

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。

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？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。

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：B

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。

233增升裝置的增升原理有A

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

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：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。

235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。

236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

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？C

A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？C

A橫軸。B立軸.C縱軸。D仰抑軸。

239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

240飛機(jī)飛行的迎角為C

A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)縱軸與柬平面的夾角

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

241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

242下列說(shuō)法哪個(gè)正確？C

A空速向量總是在飛機(jī)的對(duì)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(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

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CD

A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

A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C

A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：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(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)

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)

250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。

251飛機(jī)出現(xiàn)荷蘭滾時(shí)間：A

A方向穩(wěn)定性小于橫向穩(wěn)定性B方向穩(wěn)定性大雨橫向穩(wěn)定性

C方向穩(wěn)定性等于橫向穩(wěn)定性D與兩個(gè)穩(wěn)定性的匹配情況無(wú)關(guān)

252飛機(jī)的側(cè)向和方向穩(wěn)定性之間B

A互相獨(dú)立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(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。B

A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