飛機(jī)系統(tǒng)與動(dòng)力裝置練習(xí)題(pdf 37頁(yè)).pdf

1 課 堂 練 習(xí) 01 4 改善飛機(jī)性能 促進(jìn)飛機(jī)發(fā)展的基本途徑是 d A 改善飛機(jī)氣動(dòng)特性 B 采用功率大 品質(zhì)優(yōu)良的發(fā)動(dòng)機(jī) C 確保飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性 D 以上都是 6 世界公認(rèn)的第一次成功地進(jìn)行帶動(dòng)力飛行的飛機(jī)制造和試飛者是 a A 萊特兄弟于 1903 年 B 蘭利于 1903 年 C 萊特兄弟于 1902 年 D 蒙哥爾菲于 1783 年 10 民用運(yùn)輸機(jī)是指 d A 客機(jī) B 除軍用機(jī)以外的飛機(jī) C 貨機(jī) D 客機(jī) 貨機(jī)及客貨兩用機(jī) 11 波音 737 300 型飛機(jī)最大客座數(shù)為 149 人 巡航速度為 960KM h 它屬于 c A 中型低速飛機(jī) B 大型高亞音速飛機(jī) C 中型高亞音速飛機(jī) D 以上都不對(duì) 12 國(guó)產(chǎn) Y7 100 型飛機(jī)客座數(shù)為 48 人 巡航速度為 481KM h 它屬于 b A 中型低速飛機(jī) B 小型低速飛機(jī) C 小型亞音速飛機(jī) D 小型支線客機(jī) 13 某客機(jī)機(jī)身內(nèi)設(shè)有 240 個(gè)座位 按客座數(shù)分類 該飛機(jī)屬于 c A 小型客機(jī) B 中型客機(jī) C 大型客機(jī) D 巨型客機(jī) 14 現(xiàn)代民用客機(jī)普遍采用的機(jī)翼配置型式為 b A 雙凸翼型 B 下單翼 C 后掠翼 D 中單翼 15 按動(dòng)力裝置位置對(duì)飛機(jī)分類 某飛機(jī)可稱為 a A 機(jī)身尾吊式飛機(jī) B 單發(fā)飛機(jī) C 噴氣式飛機(jī) D 渦槳式飛機(jī) 16 對(duì)現(xiàn)代飛機(jī)的基本要求是應(yīng)具有 d A 良好的氣動(dòng)外形 2 B 足夠的強(qiáng)度剛度且重量輕 C 工藝性好 使用維護(hù)方便 D 以上都對(duì) 17 對(duì)旅客機(jī)的特殊要求可以概括為 c A 強(qiáng)度高 剛度好 B 維護(hù)方便 工藝性好 C 安全 經(jīng)濟(jì) 舒適 D 氣動(dòng)外形好 重量輕 18 飛行安全即無(wú)飛行事故 在執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)發(fā)生飛機(jī)失事的基本原因可以分為三大類 b A 單因素 雙因素 多因素 B 人 飛機(jī) 環(huán)境 C 機(jī)場(chǎng)內(nèi) 進(jìn)場(chǎng)區(qū) 巡路上 D 機(jī)組 航管 簽派 20 世界商用客機(jī)失事階段 1959 1993 年 統(tǒng)計(jì)表明 b A 80 發(fā)生在機(jī)場(chǎng)內(nèi)或沖出跑道或在跑道外接地 B 起飛和著陸是事故多發(fā)階段 C 機(jī)組原因大約占 70 左右 D 人為因素是造成事故的基本原因 21 民用飛機(jī)基本組成是 d A 機(jī)體和起落裝置 B 動(dòng)力裝置與飛行操縱系統(tǒng) C 飛行儀表 電氣 無(wú)線電 雷達(dá)等特種設(shè)備以及液壓 空調(diào) 氧氣 防冰 防火等工作系統(tǒng) D 包括 A B C 22 飛機(jī)起落裝置是指 d A 起落架 B 起落架系統(tǒng) C 增升 減速裝置 D B 和 C 23 某客機(jī)客座數(shù)為 230 座 載重航程是 8000 公里 它屬于 a A 大型遠(yuǎn)程客機(jī) B 大型中程客機(jī) C 中型中程客機(jī) D 中型遠(yuǎn)程客機(jī) 03 3 波音 737 300 型飛機(jī)屬于 A 小型客機(jī) B 前三點(diǎn)式飛機(jī) C 渦扇式飛機(jī) D 亞音速飛機(jī) 8 飛行事故的人為原因主要包括 A 機(jī)組人員 B 機(jī)務(wù)維護(hù)人員 C 空管與簽派人員 3 D 氣象人員 9 對(duì)飛機(jī)的基本要求是 A 良好的氣動(dòng)外形 制造工藝性好 B 足夠的強(qiáng)度 剛度 重量輕 C 經(jīng)濟(jì)性好 使用維護(hù)方便 D 安全 經(jīng)濟(jì) 舒適 11 對(duì)旅客機(jī)的特殊要求可概括為 A 氣動(dòng)外形好 維護(hù)方便 B 安全性好 C 經(jīng)濟(jì)性 舒適性好 D 強(qiáng)度高 重量輕 12 提高飛機(jī)飛行速度的主要途徑是 A 改善飛機(jī)氣動(dòng)特性 B 采用功率大 品質(zhì)優(yōu)良的發(fā)動(dòng)機(jī) C 采用先進(jìn)導(dǎo)航系統(tǒng) D 確保飛機(jī)穩(wěn)定性 操縱性 課 堂 練 習(xí) 11 1 飛機(jī)載荷是指 A 升力 B 重力和氣動(dòng)力 C 道面支持力 D 飛機(jī)運(yùn)營(yíng)時(shí)所受到的所有外力 3 在研究旅客機(jī)典型飛行狀態(tài)下的受載時(shí) 常將飛機(jī)飛行載荷分為 A 升力 重力 推力 阻力 B 平飛載荷 曲線飛行載荷 突風(fēng)載荷 C 飛行載荷 地面載荷與座艙增壓載荷 D 靜載荷 動(dòng)載荷 4 飛機(jī)等速平飛時(shí)的受載特點(diǎn)是 A 沒有向心力而只受升力 重力 推力和阻力作用 B 升力等于重力 推力等于阻力 飛機(jī)所有外力處于平衡狀態(tài) C 既有集中力 也有分布力 D 以上都對(duì) 10 飛機(jī)在水平面內(nèi)作等速圓周運(yùn)動(dòng)時(shí) 其所受外力為 A 升力 重力 推力 阻力 向心力 B 升力 重力 推力 阻力不平衡 其合力提供向心力 C 所受升力隨坡度增大而增大 D B 和 C 都對(duì) 4 11 雙發(fā)飛機(jī)空中轉(zhuǎn)彎的向心力由 A 飛機(jī)重力提供 B 機(jī)翼升力提供 C 發(fā)動(dòng)機(jī)推力提供 D 副翼氣動(dòng)力提供 12 飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)所受外力有 A 升力 重力 推力 阻力 B 升力 重力 推力 阻力 向心力 C 升力 重力 推力 阻力 慣性力 D 升力和重力 推力和阻力始終保持平衡 13 飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的坡度的主要限制因素有 A 飛機(jī)重量大小 B 飛機(jī)尺寸大小 C 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 機(jī)翼臨界迎角 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度 D 機(jī)翼剖面形狀 15 某運(yùn)輸機(jī)在飛行中遇到了很強(qiáng)的垂直上突風(fēng) 為了保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載安全 飛行員一般采用的控制方法是 A 適當(dāng)降低飛行高度 B 適當(dāng)增加飛行高度 C 適當(dāng)降低飛行速度 D 適當(dāng)增大飛行速度 16 在低空飛行時(shí)突然遇到一陣強(qiáng)的水平順突風(fēng) 此時(shí)對(duì)飛機(jī)最大危害是 A 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度可能不足 B 飛機(jī)可能迅速失去安全高度出現(xiàn)危險(xiǎn) C 對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不會(huì)造成威脅 D B 和 C 19 在某飛行狀態(tài)下 飛機(jī)升力方向的過(guò)載是指 A 裝載的人員 貨物超過(guò)規(guī)定 B 升力過(guò)大 C 該狀態(tài)下飛機(jī)升力與重量之比值 D 該狀態(tài)下飛機(jī)所受外力的合力在升力方向的分量與飛機(jī)重量的比值 20 飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)的過(guò)載 A 與轉(zhuǎn)彎半徑有關(guān) B 與轉(zhuǎn)彎速度有關(guān) C 隨轉(zhuǎn)彎坡度增大而減小 D 隨轉(zhuǎn)彎坡度增大而增大 21 關(guān)于飛機(jī)過(guò)載的說(shuō)法正確的是 A 飛機(jī)曲線飛行過(guò)載都大于 1 B 飛機(jī)過(guò)載值都為正 C 飛機(jī)突風(fēng)過(guò)載比平飛過(guò)載大 D 飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的過(guò)載往往比平飛過(guò)載大 22 n 設(shè)計(jì)與 n 使用的實(shí)際意義分別是 A 表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)承載能力和飛機(jī)飛行中的受載限制 B 表明飛機(jī)飛行中的受載限制和飛機(jī)結(jié)構(gòu)承載能力 C 表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)的受載限制和飛機(jī)飛行中實(shí)際受載大小 5 D 表示飛機(jī)結(jié)構(gòu)承載余量和飛機(jī)飛行中實(shí)際受載大小 23 運(yùn)輸機(jī)突風(fēng)過(guò)載的影響因素有 A 飛機(jī)升力系數(shù)曲線斜率 B 飛機(jī)重量與機(jī)翼面積 C 空氣密度 突風(fēng)速度 飛行速度 D A B C 24 飛機(jī)在低空飛行或起飛 著陸過(guò)程中如遇到垂直向下突風(fēng) 則應(yīng)注意 A 因飛機(jī)升力突增而受載增大 B 因飛機(jī)升力突減而掉高度太多 可能導(dǎo)致下俯接地 C 因飛機(jī)阻力突增而失控 D 因發(fā)動(dòng)機(jī)功率突減而減速 26 機(jī)翼外載荷的特點(diǎn)是 A 以分布載荷為主 B 主要承受接頭傳給的集中載荷 C 主要承受結(jié)構(gòu)質(zhì)量力 D 主要承受彎矩和扭矩 27 機(jī)翼設(shè)計(jì)載荷 q 氣動(dòng)的大小及作用點(diǎn) A 大小與機(jī)翼成正比 作用于機(jī)翼壓力中心線上 B 大小與弦長(zhǎng)成正比 作用于機(jī)翼剛心線上 C 大小與弦長(zhǎng)成正比 作用于機(jī)翼壓力中心線上 D 大小與弦長(zhǎng)成正比 作用于機(jī)翼重心線上 28 在機(jī)翼內(nèi)裝上燃油 前緣吊裝發(fā)動(dòng)機(jī) 對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu) A 會(huì)增大翼根部彎矩 剪力和扭矩 B 可減小翼根部彎矩 剪力和扭矩 C 有利于飛機(jī)保持水平姿態(tài) D 有利于保持氣動(dòng)外形 29 通?？筛鶕?jù)機(jī)翼蒙皮所用材料對(duì)機(jī)翼進(jìn)行分類 現(xiàn)代客機(jī)采用 A 布質(zhì)蒙皮機(jī)翼 B 金屬蒙皮機(jī)翼 C 復(fù)合材料機(jī)翼 D 梁式機(jī)翼 30 典型的機(jī)翼結(jié)構(gòu)型式為 A 上單翼 中單翼 下單翼 B 桁梁式 桁條式 蒙皮式 C 布質(zhì)蒙皮機(jī)翼 金屬蒙皮機(jī)翼 D 梁式 單塊式 夾層與整體結(jié)構(gòu)機(jī)翼 31 現(xiàn)代客機(jī)常采用的機(jī)翼型式為 A 中單翼 B 三角翼 C 后掠下單翼 D 桁條式機(jī)翼 32 飛行中機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形 其結(jié)構(gòu)原因是 A 壓力中心線 重心線不重合 B 壓力中心線 重心線與剛心線不重合 6 C 采用單梁結(jié)構(gòu) D 前緣吊裝有發(fā)動(dòng)機(jī) 33 現(xiàn)代民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)通常為骨架加蒙皮所構(gòu)成的 A 夾層結(jié)構(gòu) B 薄壁結(jié)構(gòu) C 整體結(jié)構(gòu) D 硬殼式結(jié)構(gòu) 34 飛行中機(jī)翼沿翼展方向的受力特點(diǎn)是 A 從翼根到翼尖逐漸增大 B 從翼尖到翼根逐漸增大 C 載荷大小基本不變 D 翼尖處受載情況嚴(yán)重 35 與機(jī)翼受載相對(duì)比 機(jī)身受載的特點(diǎn)是 A 主要承受對(duì)稱載荷 B 主要承受非對(duì)稱載荷 C 機(jī)身以承受裝載及部件傳給的集中力為主 D 機(jī)身主要承受結(jié)構(gòu)質(zhì)量力 37 飛機(jī)正常起飛 為抬起前輪 飛行員向后拉桿 這時(shí)由升降舵?zhèn)鹘o機(jī)身的載荷為 A 對(duì)稱載荷 B 動(dòng)載荷 C 非對(duì)稱載荷 D 氣動(dòng)載荷 38 雙發(fā)飛行中一發(fā)突然失效 飛行員立即操縱方向舵保持住飛行方向 請(qǐng)問(wèn)方向舵 傳給機(jī)身的載荷為 A 對(duì)稱載荷 B 非對(duì)稱載荷 C 集中載荷 D B 和 C 40 現(xiàn)代飛機(jī)都是以骨架加蒙皮的薄壁結(jié)構(gòu) 按結(jié)構(gòu)情況將機(jī)身分為 A 梁式 單塊式 夾層與整體結(jié)構(gòu) B 桁梁式 桁條式 蒙皮式 C 桁架式 硬殼式 薄殼式 D 桁架式 多梁式 硬殼式 41 桁條式機(jī)身基本組成的構(gòu)件有 A 桁條 蒙皮 梁 肋 B 桁條 蒙皮 隔框 C 桁條 蒙皮 地板 壁板 D 桁條 梁 蒙皮 隔框 42 客機(jī)尾翼的通常配置型式有 A 單立尾 雙立尾 三立尾 B 正常尾翼 V 型尾翼 鴨式尾翼 C 正常尾翼 后掠式平尾與立尾 高平尾 D 正常尾翼 后掠式平尾與立尾 平尾在立尾頂上或中上的后掠尾翼 44 什么是構(gòu)件的強(qiáng)度 7 A 構(gòu)件抵抗變形的能力 B 構(gòu)件抵抗破壞的能力 C 構(gòu)件保持原有平衡形態(tài)的能力 D 構(gòu)件的承載能力 45 什么是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剛度 A 飛機(jī)結(jié)構(gòu)抵抗變形的能力 B 飛機(jī)結(jié)構(gòu)抵抗破壞的能力 C 飛機(jī)結(jié)構(gòu)保持其平衡形態(tài)的能力 D 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載能力 47 安全系數(shù)的定義是 A n設(shè)計(jì) n破壞 B n設(shè)計(jì) n使用 C n使用 n設(shè)計(jì) D p破壞 p設(shè)計(jì) 51 現(xiàn)代大型飛機(jī)副翼都是分段的 其主要目的是 A 減小操縱力矩 B 提高操縱效率 C 增大操縱力矩 D 提高操縱靈活性 防止因機(jī)翼彎曲變形過(guò)大時(shí)引起副翼偏轉(zhuǎn)卡滯 52 現(xiàn)代飛機(jī)采用全動(dòng)平尾的主要目的是 A 減小飛機(jī)俯仰操縱力矩和桿力 B 保證飛機(jī)迅速升降 C 減小干擾阻力 D 改善飛機(jī)在高速飛行時(shí)的俯仰操縱性 53 飛機(jī)全動(dòng)平尾是指 A 水平安定面可調(diào) 升降舵可操縱平尾 B 安定面 升降舵 調(diào)整片都可由飛行員操縱使之偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的平尾 C 水平安定面與升降舵為一整體的平尾 D 升降舵既可人工操縱 也可液壓操縱 自動(dòng)操縱的平尾 55 飛機(jī)飛行中水平轉(zhuǎn)彎時(shí)如果坡度超過(guò)規(guī)定 則很可能導(dǎo)致 A 機(jī)翼蒙皮撕裂 B 飛機(jī)失去橫側(cè)操縱性 C 飛機(jī)失速 D 副翼反操縱 57 對(duì)特定的飛機(jī)而言 當(dāng)其受到垂直突風(fēng)作用時(shí) 它所受突風(fēng)載荷大小的主要影響因素是 A 飛行速度和突風(fēng)強(qiáng)度 B 飛行高度 C 機(jī)翼翼展 D 舵面偏角 58 飛機(jī)使用過(guò)載 n 使用是指 A 飛機(jī)飛行過(guò)程中所受的過(guò)載 B 飛機(jī)正常飛行中允許的最大過(guò)載 C 飛機(jī)在某飛行狀態(tài)下升力與重力的比值 D 飛機(jī)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)承載能力指標(biāo) 8 61 為了防止飛機(jī)高速飛行時(shí)出現(xiàn)副翼反操縱現(xiàn)象 大型運(yùn)輸機(jī)采用了 A 襟副翼 B 差動(dòng)副翼 C 內(nèi) 外混和副翼 D 副翼前緣加配重 62 在飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命期內(nèi) 其結(jié)構(gòu)的失效故障發(fā)生率隨時(shí)間的變化規(guī)律呈現(xiàn) A 盆式 曲線 B 線性增加曲線 C 線性下降曲線 D 隨機(jī)變化曲線 63 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞破壞是指 A 結(jié)構(gòu)在分布載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 B 結(jié)構(gòu)在集中載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 C 結(jié)構(gòu)在對(duì)稱載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 D 結(jié)構(gòu)在交變載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 64 飛機(jī)在垂直平面內(nèi)作曲線飛行與平飛所受外力類型相同 有升力 重力 推力或拉力 阻力 A 對(duì) B 錯(cuò) 77 飛機(jī)在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時(shí) 機(jī)翼 尾翼傳給機(jī)身的載荷為不對(duì)稱載荷 機(jī)身在對(duì)稱載荷下主要產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形 A 對(duì) B 錯(cuò) 27 飛行中機(jī)翼發(fā)生彎扭顫振時(shí) A 彎曲產(chǎn)生阻振力 扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生激振力 B 彎曲產(chǎn)生激振力 扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生阻振力 C 彎曲和扭轉(zhuǎn)都產(chǎn)生激振力 28 機(jī)翼彎扭顫振的表現(xiàn)形式為 A 機(jī)翼彎曲振動(dòng)的頻率和振幅加劇直至破壞 B 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)振動(dòng)的頻率和振幅加劇直至破壞 C 機(jī)翼彎曲 扭轉(zhuǎn)振動(dòng)的頻率和振幅都加劇直至破壞 29 機(jī)翼產(chǎn)生彎扭顫振的結(jié)構(gòu)原因是 A 機(jī)翼為彈性結(jié)構(gòu)體 且機(jī)翼剖面剛心與重心不重合 B 機(jī)翼為剛性結(jié)構(gòu)體 且機(jī)翼剖面剛心與重心重合 C 機(jī)翼為彈性結(jié)構(gòu)體 且機(jī)翼剖面剛心與重心重合 30 飛機(jī)允許的最大飛行速度 V最大 機(jī)翼彎扭 顫振臨界速度 V臨界與機(jī)翼彎曲副翼偏轉(zhuǎn)顫 振臨界速度 V副翼臨界之間的關(guān)系是 A V最大 V臨界 V副翼臨界 B V臨界 V副翼臨界 V最大 C V副翼臨界 V最大 V臨界 31 飛行中如果發(fā)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)有損傷 則其顫振臨 界速度將 A 不變 B 減小 9 C 增大 13 4 飛機(jī)機(jī)翼的設(shè)計(jì)載荷包括 A 空氣動(dòng)力 B 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 C 機(jī)翼機(jī)構(gòu)質(zhì)量力 D 部件質(zhì)量力 5 為了保證機(jī)構(gòu)承載能力 對(duì)飛機(jī)使用限制有 A n使用 n設(shè)計(jì) B V V最大 C 臨 D f 2 6 機(jī)翼的功用是 A 吊裝發(fā)動(dòng)機(jī) 起落架等部件 B 裝載飛機(jī)燃油 C 安裝操縱機(jī)構(gòu) D 產(chǎn)生升力 E 獲得橫側(cè)穩(wěn)定性和操縱性 10 出現(xiàn)副翼反操縱的原因是 A 飛行速度過(guò)大 B 機(jī)翼彎曲變形過(guò)大 C 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形過(guò)大 D 副翼分段制造 13 飛艇按構(gòu)造特點(diǎn)分為 A 軟式 B 半硬式 C 硬式 D 金屬式 15 下列關(guān)于飛機(jī)過(guò)載的描述 正確的有 A 突風(fēng)過(guò)載總比平飛過(guò)載大 B 飛機(jī)過(guò)載值大小表明飛機(jī)的受載的嚴(yán)重程度 C 飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)載大小表明其經(jīng)受強(qiáng)突風(fēng)的能力 D 飛機(jī)的過(guò)載值可能小于零 16 機(jī)翼的主要變形有 A 彎曲 B 扭轉(zhuǎn) C 剪切 D 拉伸 17 薄殼式機(jī)身的基本型式有 A 桁梁式 B 桁條式 C 夾層與整體結(jié)構(gòu) D 蒙皮式 18 對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要?jiǎng)偠纫蟀?10 A 防止彈性變形過(guò)大使氣動(dòng)性變壞與副翼反逆 B 結(jié)構(gòu)變形不導(dǎo)致操縱與傳動(dòng)機(jī)構(gòu)卡阻 C 機(jī) 尾翼顫振臨界速度大于最大允許飛行速度 D 飛機(jī)滑跑不應(yīng)抖動(dòng) 4 結(jié)構(gòu)上防止機(jī)翼彎扭顫振的正確方法是 A 加厚蒙皮 B 不在機(jī)翼上掛裝發(fā)動(dòng)機(jī) C 使機(jī)翼剖面重心前移 課 堂 練 習(xí) 31 1 飛機(jī)上的飛行操縱面是鉸接的活動(dòng)面 這些操縱面是 A 副翼 方向舵和升降舵 B 調(diào)整片 隨動(dòng)片 擾流板和減速板 C 前緣襟翼 縫翼和后緣襟翼 D 包括主操縱面和輔助操縱面兩大類 2 飛行操縱系統(tǒng)中主操縱系統(tǒng)在飛行中的功用是 A 用來(lái)操縱副翼 方向舵和升降舵的運(yùn)動(dòng) B 操縱飛機(jī)繞縱軸 立軸和橫軸轉(zhuǎn)動(dòng) 以改變或保持飛機(jī)的飛行姿態(tài) C 操縱飛機(jī)沿縱軸 立軸和橫軸運(yùn)動(dòng) 以改變或保持飛機(jī)的飛行姿態(tài) D 操縱飛機(jī)起飛 著陸和上升 下降 3 在飛行中 飛機(jī)需要向左改變航向時(shí)應(yīng) A 蹬左腳蹬 向右轉(zhuǎn)駕駛盤 B 向左轉(zhuǎn)駕駛盤 蹬左腳蹬 C 向左轉(zhuǎn)駕駛盤 蹬右腳蹬 D 蹬右腳蹬 向右轉(zhuǎn)駕駛盤 4 左轉(zhuǎn)駕駛盤 左壓桿 時(shí) 副翼的運(yùn)動(dòng)和飛機(jī)的姿態(tài)為 A 左副翼向下 右副翼向上 飛機(jī)向右傾斜 B 左副翼向下 右副翼向上 飛機(jī)向左傾斜 C 左副翼向上 右副翼向下 飛機(jī)向左傾斜 D 左副翼向上 右副翼向下 飛機(jī)向右傾斜 10 根據(jù)操縱力的傳遞特點(diǎn)可將飛機(jī)主操縱型式分為 A 人工操縱與自動(dòng)操縱 B 無(wú)助力機(jī)械式主操縱與助力式主操縱 C 液壓式主操縱與電傳式主操縱 11 D 機(jī)械式主操縱與液壓式主操縱 12 在軟式傳動(dòng)中的鋼索必須要有一定的預(yù)加張力 其原因是 A 防止氣溫變化使鋼索松弛 B 在操縱舵面時(shí)減小鋼索受力 C 防止鋼索使用過(guò)程中變松 D 克服 彈性間隙 改善系統(tǒng)靈敏性 17 有些飛機(jī)的飛行操作系統(tǒng)中裝有舵面鎖定機(jī)構(gòu) 舵面鎖 可將舵面鎖定在一定位置 舵面鎖是在 A 大風(fēng)天飛機(jī)停放時(shí)使用 以防止舵面被風(fēng)吹動(dòng)使操作系統(tǒng)的構(gòu)件受到撞擊和磨損 B 大風(fēng)天平飛時(shí)使用 以保持飛機(jī)的穩(wěn)定飛行 C 地面停放和大風(fēng)天的滑行時(shí)使用 D 大風(fēng)天滑行和大風(fēng)天地面停放時(shí)使用 18 對(duì)有助力器的飛行操縱系統(tǒng)的飛機(jī) 其停放時(shí) 舵面鎖定是靠 A 舵面鎖 B 載荷感覺器 C 助力器 D 阻尼器 19 在無(wú)回力式助力操作系統(tǒng)中 為了給飛行員提供適當(dāng)?shù)牟倏v感覺力以防止操縱過(guò)量和動(dòng)作過(guò)于粗猛 系統(tǒng)都設(shè)置有 A 感力和定中機(jī)構(gòu) B 載荷限制器 C 液壓伺服控制器 D 負(fù)補(bǔ)償片 21 襟副翼是指 A 襟翼和副翼合為一體的操縱面 B 襟翼放下時(shí) 副翼隨之放下一定角度 起襟翼作用的副翼 C 副翼放下時(shí) 襟翼隨之放下一定角度 起副翼作用的襟翼 D A 和 B 22 現(xiàn)代大型客機(jī)的兩邊機(jī)翼上裝有內(nèi) 外兩塊副翼以構(gòu)成內(nèi) 外混合副翼 其工作情況是 A 在飛行中同時(shí)使用內(nèi) 外副翼 以增大飛機(jī)橫側(cè)操縱能力 B 在小速度飛行時(shí)使用內(nèi)側(cè)副翼 大速度時(shí)使用外副翼 C 飛行中只使用外副翼 內(nèi)副翼只起備份作用 D 在低速時(shí)內(nèi)外副翼同時(shí)使用 而在高速飛行時(shí)外副翼被鎖定 24 需要操縱飛機(jī)抬頭直線爬升時(shí) 應(yīng) A 柔和后拉駕駛桿并蹬左腳蹬 B 柔和前推駕駛桿并左轉(zhuǎn)駕駛盤 C 柔和后拉駕駛桿 D 柔和后拉駕駛桿并左轉(zhuǎn)駕駛盤 27 現(xiàn)代大型飛機(jī)的飛行操縱系統(tǒng)為了減輕操縱感力 廣泛采用了有助力的操作系統(tǒng) 它們大多數(shù)是利用 A 液壓帶動(dòng)舵面 以減小操縱力 B 電力帶動(dòng)舵面 以減小操縱力 C 氣動(dòng)助力帶動(dòng)舵面 以減小操縱力 D 機(jī)械和液壓帶動(dòng)舵面 以減小操縱力 28 隨動(dòng)補(bǔ)償片與配平調(diào)整片相比 A 兩者的操縱完全相同 B 兩者都與舵面同向偏轉(zhuǎn) 12 C 兩者都與舵面反向偏轉(zhuǎn) 能減小操縱感力 D 前者與舵面同向偏轉(zhuǎn) 后者與舵面反向偏轉(zhuǎn) 31 在駕駛艙中判斷襟翼位置主要依據(jù)是 A 襟翼手柄的位置 B 襟翼驅(qū)動(dòng)裝置的運(yùn)動(dòng) C 襟翼指位表的指示 D 液壓系統(tǒng)工作是否正常 35 裝在機(jī)翼上表面的飛行擾流板與副翼配合作橫側(cè)操縱時(shí) 它的情況是 A 在用駕駛盤操縱副翼的同時(shí) 兩邊機(jī)翼的擾流板張開 B 與副翼同步工作 即副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí) 機(jī)翼上的飛行擾流板向上張開 C 與副翼工作相反 即副翼上偏的機(jī)翼飛行擾流板向下張開 D 在操縱副翼的同時(shí) 副翼向上偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼飛行擾流板向上張開 副翼向下偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼擾流板緊貼翼面不動(dòng) 36 操縱具有無(wú)助力主操縱系統(tǒng)的飛機(jī)左盤旋等待飛行應(yīng)蹬左舵壓左盤并進(jìn)行配平 這樣飛機(jī)的形態(tài)是 A 右副翼上偏 調(diào)整片下偏 B 方向舵左偏 調(diào)整片上偏 C 右副翼上偏 左副翼下偏 D 方向舵左偏 左副翼上偏 37 現(xiàn)代大型運(yùn)輸機(jī)的增升裝置包括 A 前緣襟翼 B 飛行擾流板 C 后緣襟翼 D A 和 C 38 配平調(diào)整片的基本功用是 A 減小或消除操縱桿力 B 帶動(dòng)主舵面反向偏轉(zhuǎn) 修正飛機(jī)姿態(tài) C 直接用調(diào)整片對(duì)飛機(jī)進(jìn)行姿態(tài)控制 D 幫助飛機(jī)地面減速 39 大 中型運(yùn)輸機(jī)為液壓助力式 要減輕或消除操縱感覺力 可以通過(guò)對(duì) 的操縱來(lái)實(shí)現(xiàn) A 配平調(diào)整片 B 感力定中機(jī)構(gòu) C 馬赫配平 D A 和 C 40 大型機(jī)俯仰配平操縱有三種方式 主電動(dòng)配平 自動(dòng)駕駛儀配平 人工機(jī)械配平 對(duì)俯仰配平的使用 起飛前 A 只能采用人工機(jī)械操縱 B 應(yīng)根據(jù)飛機(jī)重心和襟翼位置因素 將水平安定面調(diào)定在綠色區(qū)域內(nèi)的適當(dāng)位置上 C 應(yīng)檢查三種配平方式的超控關(guān)系是否正常 D 使用配平剎車將水平安定面固定好 41 馬赫配平系統(tǒng)用來(lái)提供較高馬赫數(shù)飛行時(shí)飛機(jī)的穩(wěn)定性 關(guān)于它的使用是 A 該系統(tǒng)需飛行員進(jìn)行操縱才能實(shí)現(xiàn)馬赫配平 B 當(dāng) M 數(shù)超過(guò)設(shè)定值時(shí) 不需飛行員的操縱控制信號(hào)系統(tǒng)自動(dòng)工作 C 飛機(jī)飛行中 該系統(tǒng)隨飛機(jī)速度的增大輸出超控指令給舵機(jī)對(duì)安定面進(jìn)行調(diào)整 D 馬赫配平系統(tǒng)通常使用于起飛滑跑的后段和著陸滑跑的前段 保證起飛 著陸的穩(wěn)定性 42 偏航阻尼器的功用是 A 改善飛機(jī)高速飛行時(shí)的方向穩(wěn)定性 13 B 改善飛機(jī)低速飛行時(shí)的方向穩(wěn)定性 C 改善飛機(jī)小速度飛行時(shí)的方向和橫側(cè)穩(wěn)定性 D 按空速信號(hào)和方向舵?zhèn)然羌铀俣刃盘?hào)以適時(shí)提供指令使方向舵相對(duì)飄擺振蕩反方向偏轉(zhuǎn) 從而增大偏航阻尼 消除飄 擺 43 現(xiàn)代大中型飛機(jī)都設(shè)置有失速警告系統(tǒng) 在 時(shí)給飛行員提供明顯的抖桿或燈光 音響警告信號(hào) 以便及時(shí)改出 A 飛機(jī)失速 B 大約比失速速度大 7 的速度飛行 C 大約比失速速度小 7 的速度飛行 D 飛機(jī)以臨界迎角飛行 44 飛機(jī)失速警告系統(tǒng)的功用是 A 失速警告信號(hào)向飛行員表明飛機(jī)已經(jīng)失速 飛機(jī)處于危急狀態(tài) B 提醒飛行員飛機(jī)即將進(jìn)入失速 應(yīng)立即推桿減小迎角以防止飛機(jī)進(jìn)入危險(xiǎn)的失速狀態(tài) C 告訴飛行員現(xiàn)在飛機(jī)飛行速度已經(jīng)過(guò)小 必須加大油門增速 D 飛機(jī)失速警告以駕駛桿抖動(dòng)告警 告訴飛行員發(fā)動(dòng)機(jī)有抖動(dòng)故障 45 對(duì)于一確定的飛機(jī) 駕駛桿力的大小主要與飛行速度及舵面偏角有關(guān) A 對(duì) B 錯(cuò) 48 為了減小桿力和減輕長(zhǎng)途飛行的疲勞 現(xiàn)代高速大型飛機(jī)大多數(shù)裝有配平調(diào)整片 A 對(duì) B 錯(cuò) 49 飛機(jī)飛行主操縱系統(tǒng)的基本組成是副翼 方向舵 升降舵 A 對(duì) B 錯(cuò) 54 液壓助力式主操縱系統(tǒng)按操縱信號(hào)傳遞的方式可分為機(jī)械傳動(dòng)液壓助力式主操縱系統(tǒng)與電力傳動(dòng)液壓助力式主操縱系統(tǒng) 簡(jiǎn)稱 電傳操縱系統(tǒng) 兩大類 A 對(duì) B 錯(cuò) 55 現(xiàn)代大中型飛機(jī)橫側(cè)操縱的特點(diǎn)之一是通過(guò)副翼加飛行擾流板的偏轉(zhuǎn)來(lái)完成的 A 對(duì) B 錯(cuò) 56 現(xiàn)代大中型飛機(jī)俯仰操縱的特點(diǎn)之一是廣泛采用升降舵加可調(diào)水平安定面的操縱方式 對(duì)可調(diào)水平安定面的操縱常稱為俯仰配 平 其配平方式有三種 機(jī)械式 電動(dòng)式與氣動(dòng)式 A 對(duì) B 錯(cuò) 58 飛行擾流板和地面擾流板的基本功用是卸升 增阻 減速 起飛前所有飛行和地面擾流板均應(yīng)在放下位 否則加油門起飛時(shí)會(huì) 出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 A 對(duì) B 錯(cuò) 60 大中型飛機(jī)機(jī)翼前緣除了有縫翼外 還有前緣襟翼 起飛前應(yīng)通過(guò)其控制手柄將前緣襟翼放到規(guī)定位置 否則起飛加推力起飛 時(shí)會(huì)出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 A 對(duì) B 錯(cuò) 18 液壓助力式主操縱系統(tǒng)中的助力器由 A 傳動(dòng)搖臂控制活門組件組成 14 B 傳動(dòng)搖臂和動(dòng)作筒組成 C 控制活門組件和動(dòng)作筒組成 19 采用液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機(jī) 其舵面?zhèn)鲃?dòng)動(dòng)力為 A 飛行員通過(guò)操縱機(jī)構(gòu)施加的主操縱力 B 舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力 C 液壓助力器的液壓傳動(dòng)力 20 在液壓助力式主操縱系統(tǒng)中 如果助力器的輸入信號(hào)僅有飛行員的操縱信號(hào)而無(wú)舵面運(yùn)動(dòng)的反饋信號(hào) 則將出現(xiàn)的現(xiàn)象是 A 舵面將不隨飛行員的操縱而偏轉(zhuǎn) 且位置固定 B 舵面將隨飛行員的操縱方向偏轉(zhuǎn) 直到極限位置 C 舵面將隨飛行員的操縱方向偏轉(zhuǎn) 且稍一運(yùn)動(dòng)就立刻停止 21 采用液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機(jī) 主操縱面的偏轉(zhuǎn) A 與飛行員的操縱方向和操縱量相對(duì)應(yīng) B 與液壓系統(tǒng)的壓力大小相對(duì)應(yīng) C 與飛行員的操縱和液壓系統(tǒng)壓力無(wú)關(guān) 22 采用不可逆液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機(jī) 其主操縱力主要由 提供 A 舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷 B 操縱力感覺裝置 C 傳動(dòng)結(jié)構(gòu)的摩擦力 23 彈簧式感力定中裝置可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行高度成正比的模擬感覺力 24 動(dòng)壓式感力定中裝置可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行速度和高度成正比的模擬感覺力 25 感力計(jì)算機(jī)可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行速度 高度和飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 26 飛行主操縱系統(tǒng)采用電傳操縱 其含義是 A 操縱信號(hào)由電力傳遞到助力器的控制部分 B 各主操縱面的傳動(dòng)動(dòng)力為電力 C 操縱信號(hào)由電力直接傳遞到舵面 33 2 每架飛機(jī)都應(yīng)有的操縱面有 A 主操縱面 B 增升裝置 C 配平裝置 D 隨動(dòng)補(bǔ)償片與反補(bǔ)償片 4 一架低速小型飛機(jī)的飛行主操縱系統(tǒng)的基本組成是 A 操縱機(jī)構(gòu) B 液壓助力器 C 機(jī)械傳動(dòng)機(jī)構(gòu) 15 D 操縱面 10 屬于飛機(jī)電傳操縱的特點(diǎn)有 A 操縱輸入用電信號(hào)傳遞 B 用側(cè)桿取代駕駛桿 駕駛盤 C 通過(guò)飛行控制計(jì)算機(jī)處理操縱信號(hào)后向液壓助力器放出操縱指令 D 電力傳送操縱輸入信號(hào)采用了多臺(tái)計(jì)算機(jī)處理系統(tǒng) 11 配平調(diào)整片的功用有 A 用于飛行中減輕或消除操縱力 B 有助于抵消飛機(jī)飛行中的不平衡力 控制飛機(jī)的平衡 C 必要時(shí)可操縱調(diào)整片帶動(dòng)主舵面反向操縱 從而對(duì)飛機(jī)進(jìn)行姿態(tài)修正控制或者用此方法來(lái)調(diào)整飛機(jī)的平衡 D 平衡位于鉸鏈軸線后部主操縱面的重量 12 關(guān)于對(duì)配平調(diào)整片的操縱 表述正確的有 A 通常采用機(jī)械式或電動(dòng)式操縱 B 配平省力操縱動(dòng)作方向與主操縱動(dòng)作方向一致 C 配平調(diào)整片設(shè)有中立位置指示 D 配平操縱動(dòng)作方向與主操縱動(dòng)作方向相反 以便減輕或完全消除操縱桿力 13 大中型客機(jī)俯仰配平常指對(duì)水平安定面的操縱 其配平方式通常有 A 主電動(dòng)配平 B 馬赫配平 C 自動(dòng)駕駛儀配平 D 人工機(jī)械配平 14 關(guān)于襟翼的操縱使用 A 在駕駛艙內(nèi)有襟翼收放手柄對(duì)襟翼進(jìn)行操縱控制 B 通常 起飛時(shí)襟翼放下角度較小 而著陸放下角度較大 C 前緣襟翼的收放與后緣襟翼同步并受后緣襟翼收放動(dòng)作的控制 無(wú)需單獨(dú)控制 D 飛機(jī)起飛前 襟翼必須放下至起飛位 否則將出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 15 飛行擾流板的功用是 A 在空中對(duì)稱升起增阻減速 B 在地面與地面擾流板一同起卸升 增阻 減速 C 飛行中隨副翼操縱非對(duì)稱升起幫助橫滾操縱 D 擾動(dòng)流場(chǎng) 延緩氣流分離 16 關(guān)于擾流板與減速板的敘述 正確的是 A 減速板包括飛行擾流板和地面擾流板 B B737 300 飛機(jī)擾流板由中央操作臺(tái)上的減速板手柄控制其工作 飛行中需要緊急下降高度時(shí) 將減速板手柄置于 飛行 卡 位 飛行擾流板 地面擾流板同時(shí)升起 C 飛機(jī)著陸時(shí) 飛行擾流板和地面擾流板同時(shí)對(duì)稱升起起增阻 卸升作用 D 地面擾流板僅在飛機(jī)處于地面時(shí)才能工作 17 當(dāng)飛機(jī)在地面并且有一個(gè)或兩個(gè)推力手柄被推到起飛位 起飛形態(tài)警告就被預(yù)位 此時(shí) 能引起間歇性的起飛形態(tài)警告喇叭告 警聲響的情況有 A 水平安定面不在綠區(qū)范圍內(nèi) B 飛機(jī)速度低于一定值 C 襟翼未放到規(guī)定的起飛角度范圍 D 減速板手柄不在 放下 卡位 2 影響主操縱力大小的主要因素是 16 A 飛行速度和高度 B 主操縱面的尺寸 C 主操縱面的偏轉(zhuǎn)角度 3 液壓助力器根據(jù) 來(lái)操縱舵面偏轉(zhuǎn) A 飛行員操縱信號(hào)和舵面運(yùn)動(dòng)的反饋信號(hào) B 自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)和舵面運(yùn)動(dòng)的反饋信號(hào) C 飛行員的操縱信號(hào) 4 某運(yùn)輸機(jī)在加油門起飛時(shí)出現(xiàn)警告喇叭斷續(xù)響 可能的原因是 A 水平安定面未調(diào)整到適當(dāng)位置 B 襟翼未放下到起飛位置 C 減速板未在放下位置 5 先進(jìn)民用運(yùn)輸機(jī)設(shè)置了突風(fēng)載荷降低系統(tǒng) 其目的主要是 A 減小機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量 B 改善飛機(jī)乘員的舒適性 C 改善飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性 課 堂 練 習(xí) 41 3 液壓油箱增壓的目的是 A 增大供油量 B 增加供油速度 C 保持流量不變 D 提高并保持系統(tǒng)的高空性 防止管路氣塞 4 液壓系統(tǒng)壓力不穩(wěn)定波動(dòng)的原因是 A 系統(tǒng)壓力不夠 B 系統(tǒng)中有空氣 C 卸荷活門的壓力調(diào)節(jié)不當(dāng) D 油箱增壓壓力不穩(wěn)定 5 將油液壓力能轉(zhuǎn)變?yōu)樾D(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)機(jī)械能的附件是 A 齒輪泵 B 動(dòng)作筒 C 液壓馬達(dá) 17 D 蓄壓器 6 將機(jī)械能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ艿囊簤焊郊?A 液壓馬達(dá) B 動(dòng)作筒 C 柱塞泵 D 蓄壓器 8 液壓系統(tǒng)蓄壓器的主要功用是 A 保證向油泵連續(xù)供油 B 當(dāng)系統(tǒng)中沒有附件工作時(shí) 卸去油泵的負(fù)載 C 可作為手搖泵的應(yīng)急供油 D 當(dāng)系統(tǒng)有多個(gè)裝置同時(shí)需供壓時(shí)增大系統(tǒng)供油輸出功率 減小壓力波動(dòng) 油泵供壓失效 可提供有限應(yīng)急供油 10 能夠自動(dòng)地控制油液從正常系統(tǒng)或應(yīng)急系統(tǒng)到動(dòng)作筒的附件是 A 節(jié)流活門 B 換向活門 C 單向活門 D 減壓活門 12 液壓動(dòng)作筒的主要功用是 A 將油壓力轉(zhuǎn)變?yōu)殪o力 B 將油液從壓力油路傳輸?shù)交赜吐?C 傳遞壓力油 D 將油液壓力能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能 14 飛機(jī)液壓系統(tǒng)常用于傳動(dòng) A 起落架收放和剎車 B 飛行操縱面 C 前輪轉(zhuǎn)彎 D 以上都對(duì) 16 液壓系統(tǒng)的安全活門的功用是 A 保證系統(tǒng)的壓力在規(guī)定的最大值以內(nèi) B 保證系統(tǒng)的溫度在規(guī)定的最大值以內(nèi) C 保證系統(tǒng)的流量在規(guī)定的最大值以內(nèi) D 以上都對(duì) 17 液壓油泵的功用是 A 將機(jī)械能轉(zhuǎn)變?yōu)橐簤耗?B 控制液壓油壓力 C 將液壓能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能 D 控制液壓油的流動(dòng)方向 20 造成油壓剎車松軟的主要原因是 A 系統(tǒng)中有空氣 B 內(nèi)漏 C 外漏 D B 和 C 20 通常用于飛機(jī)襟翼收放的液壓驅(qū)動(dòng)附件是 A 液壓馬達(dá) B 動(dòng)作筒 18 C 液壓油泵 D 液壓選擇活門 23 油濾是用來(lái)清潔油液的裝置 為了保證連續(xù)供油 在油濾裝置里設(shè)置有 A 放沉淀口 B 旁通活門 C 濾芯 D 控制活門 26 大型飛機(jī)油箱增壓氣體通常來(lái)自 A 壓縮空氣泵 B 沖壓空氣 C 發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣 D 以上都對(duì) 28 通常大型運(yùn)輸機(jī)液壓系統(tǒng)正常工作壓力設(shè)置為 A 2000PSI B 1000PSI C 3000PSI D 4000PSI 30 蓄壓器主要類型有隔膜式 活塞式 它們的共同特點(diǎn)是 A 都具有氣體腔和與系統(tǒng)相連的油腔 B 都具有單向活門 保證在系統(tǒng)需要壓力油時(shí)向系統(tǒng)供壓 C 氣體壓力總大于流體壓力 保證向系統(tǒng)供壓 D A 和 B 36 飛機(jī)油壓傳動(dòng)是利用管路流體能傳遞壓力能作功去傳動(dòng)飛機(jī)部件 A 對(duì) B 錯(cuò) 39 液壓油泵是一種把液壓能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能的裝置 飛機(jī)上常采用齒輪泵和柱塞泵兩種 A 對(duì) B 錯(cuò) 42 液壓系統(tǒng)中油濾進(jìn)出口壓力差會(huì)因污染或結(jié)冰而增大 當(dāng)這種壓力差達(dá)到一定值時(shí) 油濾堵塞信號(hào)燈會(huì)發(fā)亮 這表示供壓系統(tǒng) 即將中斷 A 對(duì) B 錯(cuò) 49 有的飛機(jī)液壓系統(tǒng)壓力表直接與蓄壓器氣體腔相連 當(dāng)壓力表指示為零時(shí) 則表示系統(tǒng)完全失壓 A 對(duì) B 錯(cuò) 4 液壓系統(tǒng)的泄流損失是指 A 液壓油從管道破裂處 接頭等處漏出造成系統(tǒng)壓力下降 B 液壓油從傳動(dòng)件的高壓端沿間隙流向低壓端造成系統(tǒng)壓力下降 C 包括 A 和 B 8 現(xiàn)代飛機(jī)液壓系統(tǒng)中液壓泵的正常驅(qū)動(dòng)動(dòng)力為 A 手動(dòng)或腳動(dòng) B 發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)或電機(jī)驅(qū)動(dòng) C 空氣渦輪或沖壓空氣 11 當(dāng)液壓油濾被雜質(zhì)堵塞時(shí) 液壓系統(tǒng) 19 A 將不能繼續(xù)工作 B 可通過(guò)油濾的旁通油路連續(xù)供壓 C 壓力指示將迅速上升 22 現(xiàn)代運(yùn)輸及采用兩到三個(gè)液壓助力器來(lái)傳動(dòng)同一飛行主操縱面以確保其操縱可靠性 并且這些助力器由 A 同一液壓系統(tǒng)供壓 B 同一液壓泵供壓 C 不同的液壓系統(tǒng)供壓 22A 在現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)上一般都具有多個(gè)液壓系統(tǒng) 并且每個(gè)系統(tǒng) A 由單一液壓泵供壓 泵的原動(dòng)力來(lái)自不同發(fā)動(dòng)機(jī) B 由多個(gè)液壓泵供壓 各泵的原動(dòng)力來(lái)自不同發(fā)動(dòng)機(jī) C 由多個(gè)液壓泵供壓 各泵的原動(dòng)力來(lái)自同一發(fā)動(dòng)機(jī) 43 2 通常將液壓系統(tǒng)分成幾個(gè)基本部分 它們是 A 操縱控制 B 供壓系統(tǒng) C 傳動(dòng)系統(tǒng) D 工作顯示 5 液壓系統(tǒng)蓄壓器的功用有 A 保證向發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)油泵供油 B 減小系統(tǒng)壓力波動(dòng) 保持供壓穩(wěn)定 C 增大系統(tǒng)輸出功率 D 系統(tǒng)失壓時(shí) 可提供有限次數(shù)工作液壓油作應(yīng)急液壓源 8 多液壓源系統(tǒng)工作特點(diǎn)是 A 對(duì)重要部件 采取多個(gè)主系統(tǒng)聯(lián)合供壓 B 每個(gè)主系統(tǒng)通常由兩個(gè)或多個(gè)液壓泵供壓 C 各主系統(tǒng)分別向各自分管的重要部件供壓 D 一般性工作部件由各自的主系統(tǒng)供壓 9 液壓系統(tǒng)氣塞的危害有 A 影響傳動(dòng)的穩(wěn)定性與連續(xù)性 B 造成壓力損失 C 腐蝕管壁 D 誘發(fā)高頻壓力振蕩 11 引起液壓系統(tǒng)壓力損失的原因有 A 傳動(dòng)油液流動(dòng)產(chǎn)生的內(nèi)摩擦及與管壁摩擦 B 傳動(dòng)部件作功 C 液壓油流速或流向突然改變 D 油箱增壓壓力變小 13 液壓系統(tǒng)的控制活門類型有 A 方向控制活門 B 壓力控制活門 C 流速控制活門 D 流量控制活門 20 15 客機(jī)多液壓源系統(tǒng)動(dòng)力源安排的特點(diǎn)有 A 每個(gè)主系統(tǒng)通常由一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)油泵和一個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)油泵供壓 B 發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)油泵及電機(jī)驅(qū)動(dòng)油泵動(dòng)力源分別來(lái)自不同發(fā)動(dòng)機(jī) C 有些飛機(jī)多液壓源系統(tǒng)還設(shè)有空氣渦輪泵作為備用動(dòng)力 D 許多飛機(jī)液壓系統(tǒng)之間還設(shè)有動(dòng)力轉(zhuǎn)換組件 51 1 飛機(jī)燃油系統(tǒng)除了儲(chǔ)存燃油并向發(fā)動(dòng)機(jī)供油外 還應(yīng)具備的功能有 A 加油 放油 B 油箱通氣 C 工作控制及信號(hào)顯示 D 以上都對(duì) 3 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)使用的燃油是 A 航空汽油 B 航空煤油 C 液態(tài)氫 D 蘭油 4 航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)使用的燃油是 A 航空煤油 B 酒精 C 液化天然氣 D 航空汽油 5 單發(fā)選擇供油的特點(diǎn)是 A 燃油靠自身重力向發(fā)動(dòng)機(jī)供油 B 通過(guò)選擇某一電動(dòng)泵來(lái)向發(fā)動(dòng)機(jī)供油 C 通過(guò)燃油選擇器控制左 右油箱向發(fā)動(dòng)機(jī)供油 D 飛行員可根據(jù)需要選擇上述任何一種方式進(jìn)行供油 6 結(jié)構(gòu)油箱突出的優(yōu)點(diǎn)是 A 抗漏性好 B 維護(hù)方便 可整體更換 C 最大限度地利用了機(jī)翼結(jié)構(gòu)空間 使油箱重量最小而加油量最大 D 以上都對(duì) 8 飛機(jī)燃油系統(tǒng)的型式主要取決于 A 發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于機(jī)體的位置 B 發(fā)動(dòng)機(jī)所用燃油的種類 C 發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量和種類 D 發(fā)動(dòng)機(jī)功率的大小 9 飛機(jī)燃油箱通氣的主要目的是 21 A 消除加油或放油時(shí)油箱內(nèi)外的壓力差 B 飛行中冷卻油箱中的燃油 C 使燃油溶解足夠的空氣 D 保證給油箱增壓泵一個(gè)正壓力 12 為什么在大飛機(jī)上普遍采用結(jié)構(gòu)油箱 A 減少起火危險(xiǎn) B 使用油方便 C 把漏油量減到最小 D 減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量 13 油箱燃油增壓泵的功用是 A 為油箱內(nèi)的燃油增壓 B 保證向發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)泵提供具有一定壓力的燃油 C 向放油管路提供放油壓力以便迅速放油 D A 和 C 18 燃油濾是清除燃油中機(jī)械雜質(zhì) 水份的清潔裝置 為保證供油安全可靠 通常在油濾進(jìn)出口之間設(shè)置有 A 釋壓活門 B 旁通活門 C 計(jì)量活門 D 選擇活門 19 雙發(fā)飛機(jī)處于正常供油狀態(tài) 燃油關(guān)斷活門 A 處于關(guān)斷位置 B 處于接通位置 C 由燃油壓力打開 D 由油壓關(guān)閉 20 雙發(fā)飛機(jī)處于正常供油狀態(tài) 其交輸活門 A 處于打開位 B 處于關(guān)斷位 C 在油液壓力下處于關(guān)斷狀態(tài) D 將因油液壓力不同而處于不同工作狀態(tài) 21 雙發(fā)飛機(jī)燃油系統(tǒng)中如果某一主油箱的所有增壓泵都失效時(shí) 向相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的供油將 A 完全中斷 B 處于交輸供油狀態(tài) C 處于抽吸供油狀態(tài) D 處于重力供油狀態(tài) 22 雙發(fā)飛行時(shí) 如果出現(xiàn)兩邊機(jī)翼油箱油量差超過(guò)規(guī)定值 這時(shí)應(yīng)當(dāng) A 暫時(shí)關(guān)閉燃油減少的油箱中的燃油增壓泵 B 先打開交輸活門 再關(guān)閉油量少的油箱增壓泵進(jìn)行油量平衡 待油量平衡后 關(guān)閉交輸活門 并接通已關(guān)閉的增壓泵 C 先打開交輸活門 再關(guān)閉油量少的油箱增壓泵進(jìn)行油量平衡 待油量平衡后接通關(guān)閉的增壓泵 并關(guān)閉交輸活門 D 將多油油箱中的燃油轉(zhuǎn)輸一部分到輔助油箱 23 飛機(jī)采用壓力加油的主要優(yōu)點(diǎn)是 A 可增大加油量污染小 B 加油時(shí)間短 污染小 C 可排除油箱內(nèi)的有害氣體 D 以上都對(duì) 22 24 空中放油常見的形式是 A 重力放油 B 動(dòng)力放油 C 沉淀口放油 D A 和 B 25 國(guó)際民航組織對(duì)飛機(jī)必須設(shè)置空中放油系統(tǒng)的規(guī)定是 A 最大起飛重量等于最大著陸重量 B 最大起飛重量大于最大著陸重量 105 C 最大著陸重量大于最大起飛重量 105 D 最大著陸重量小于最大起飛重量 105 26 FAR25 部規(guī)定 一架飛機(jī)以最大起飛重量起飛后 除去起飛 復(fù)飛 在起飛機(jī)場(chǎng)著陸期間所消耗的燃油外 飛機(jī)重量仍不能滿 足 FAR25 所規(guī)定的進(jìn)近和著陸性能時(shí) 飛機(jī)必須設(shè)置 A 注油系統(tǒng) B 交輸系統(tǒng) C 空中應(yīng)急放油系統(tǒng) D 燃油轉(zhuǎn)輸系統(tǒng) 28 交輸供油系統(tǒng)的功用是 A 為了應(yīng)急供油 B 允許放油時(shí)能從油箱排油 C 把油箱自動(dòng)加油到所需油平面 D 允許從任一油箱向任一發(fā)動(dòng)機(jī)或所有發(fā)動(dòng)機(jī)供油 29 下列幾條中屬于對(duì)應(yīng)急放油系統(tǒng)的基本要求的是 A 應(yīng)急放油必須保證能連續(xù)工作 45 分鐘以上 B 應(yīng)急放油系統(tǒng)及其工作時(shí)不能有起火危險(xiǎn) C 燃油必須從機(jī)身尾部排出口放出 D 燃油必須從翼尖的排出口放出 31 雙發(fā)飛機(jī)所有油箱增壓泵失效時(shí) 發(fā)動(dòng)機(jī)將失去推力 A 對(duì) B 錯(cuò) 34 多發(fā)飛機(jī)采用總匯流管供油系統(tǒng) 各發(fā)動(dòng)機(jī)所需燃油必須經(jīng)過(guò)總匯流管送往發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng) A 對(duì) B 錯(cuò) 39 采用重力加油 在加油前飛機(jī)必須搭鐵并接地 以防止靜電跳火引起火災(zāi) 加油結(jié)束時(shí) 切記蓋好并擰緊加油口蓋 A 對(duì) B 錯(cuò) 42 雙發(fā)飛機(jī)左單發(fā)飛行時(shí) 燃油關(guān)斷活門及交輸活門的狀態(tài)是 A 右發(fā)關(guān)斷活門關(guān) 左發(fā)關(guān)斷活門開 B 兩發(fā)關(guān)斷活門均開 交輸活門關(guān) C 兩發(fā)關(guān)斷活門均關(guān) 交輸活門開 D 右發(fā)關(guān)斷活門關(guān) 左發(fā)關(guān)斷活門開 交輸活門開 13 飛機(jī)采用壓力加油的主要優(yōu)點(diǎn)在于 A 加油量大 污染小 B 加油時(shí)間短 污染小 C 可排除油箱內(nèi)的有害氣體 23 16 空中放油期間飛機(jī)構(gòu)形應(yīng)處于 A 非凈形狀態(tài) B 凈形狀態(tài) C 著陸進(jìn)近狀態(tài) 53 1 航空燃料主要是石油燃料 它們包括 A 航空煤油 B 紅油 C 航空汽油 D 液化天然氣 3 根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)配置情況 將飛機(jī)燃油系統(tǒng)分為 A 單發(fā)選擇供油系統(tǒng) B 雙發(fā)獨(dú)立與交輸供油系統(tǒng) C 多發(fā)總匯流管供油 D 重力與壓力供油系統(tǒng) 4 雙發(fā)飛機(jī)供油工作情況是 A 起飛時(shí)獨(dú)立供油與交輸供油聯(lián)合工作供油 B 正常情況下左 右系統(tǒng)獨(dú)立向兩發(fā)動(dòng)機(jī)供油 C 單發(fā)飛行或兩邊油量不平衡時(shí)需進(jìn)行交輸供油 D 以上都對(duì) 5 多發(fā)總匯流管供油系統(tǒng)可能的供油工作情形有 A 可從各主油箱分別向?qū)?yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)供油 B 總匯流管系統(tǒng)可在某發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí) 將其對(duì)應(yīng)油箱的燃油經(jīng)匯流管供給其余正常工作發(fā)動(dòng)機(jī) C 當(dāng)某主油箱損壞時(shí) 可由輔助油箱代替供油 D 各油箱燃油可經(jīng)匯流活門先送至總匯流管 再?gòu)目倕R流管分配給各發(fā)動(dòng)機(jī) 6 油箱按結(jié)構(gòu)劃分為 A 硬殼式油箱 B 軟油箱 C 整體油箱 D 通氣油箱 8 飛機(jī)燃油系統(tǒng)工作顯示通常包括 A 燃油油量 消耗油量 耗油流量指示 B 燃油壓力 溫度指示 C 油濾旁通活門狀態(tài)指示 D 燃油種類 油箱耗油順序指示 10 雙發(fā)飛機(jī)向發(fā)動(dòng)機(jī)供油的方式有 A 正常供油 B 重力供油 C 交輸供油 D 抽吸供油 13 目前民航運(yùn)輸機(jī)普遍采用的加油方式有 A 重力加油 B 壓力加油 C 空中加油 24 D 引射混和加油 14 旅客機(jī)加油應(yīng)特別注意 A 燃油牌號(hào) B 油量單位 C 防火安全 D 重力加油結(jié)束及時(shí)蓋好加油口蓋 15 何時(shí)要實(shí)施空中放油 A 著陸重量超過(guò)規(guī)定值時(shí) B 飛機(jī)迫降時(shí) C 無(wú)法實(shí)現(xiàn)油量平衡時(shí) D 遭遇突風(fēng)時(shí) 16 實(shí)施空中放油的注意事項(xiàng)有 A 除了最緊急的情況外 應(yīng)指揮飛機(jī)到指定的空域 規(guī)定高度上放油 B 放油要特別注意避開居民區(qū)和工業(yè)區(qū) C 提醒飛行員留足規(guī)定的剩余油量 D 放油時(shí)要防止污染飛機(jī) 防止著火 17 由飛機(jī)燃油系統(tǒng)的功能知其基本組成部分有 A 儲(chǔ)油 通氣及供油系統(tǒng) B 加油 放油設(shè)備 C 控制及工作顯示設(shè)備 D 燃油凈化 加溫系統(tǒng) 18 油箱通氣的目的有 A 防止油箱內(nèi)產(chǎn)生過(guò)大的正壓和負(fù)壓 B 飛行中給油箱提供沖壓空氣壓力 保證順利向發(fā)動(dòng)機(jī)供油 C 排出油箱內(nèi)燃油蒸汽 防止形成爆炸條件 D 使燃油中富含空氣 保證燃油良好的燃燒性 61 2 旅客機(jī)的舒適座艙高度界限值是 A 1 500 米 B 2 400 米 C 3 000 米 D 4 500 米 3 旅客機(jī)的安全座艙高度界限值是 A 1 500 米 B 2 400 米 C 3 000 米 D 4 500 米 25 4 旅客機(jī)的最大座艙高度不超過(guò) A 2 400 米 B 3 000 米 C 4 500 米 D 6 000 米 5 現(xiàn)代飛機(jī)普遍采用增壓氣密座艙 其座艙高度是指 A 飛機(jī)飛行高度 B 座艙所對(duì)應(yīng)的海拔高度 C 座艙內(nèi)空氣絕對(duì)壓力所對(duì)應(yīng)的海拔高度 D 反映座艙內(nèi)外空氣壓力差的高度 7 現(xiàn)代民用客機(jī)采用的氣密座艙型式為 A 再生式氣密座艙 B 通風(fēng)式氣密座艙 C 全密封式氣密座艙 D 自由通風(fēng)式座艙 8 飛機(jī)氣源系統(tǒng)的可能供氣源有 A 發(fā)動(dòng)機(jī)引起 B APU 引氣 C 地面氣源車 D 以上都對(duì) 9 現(xiàn)代大中型運(yùn)輸機(jī)在飛行中氣源系統(tǒng)的壓縮空氣來(lái)自 A 專用壓氣機(jī)供氣 B 發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣或 和 APU 引氣 C 地面氣源車供氣 D 沖壓空氣供氣 10 對(duì)旅客機(jī)換氣要求是 A 換氣次數(shù)不得小于每分鐘 25 30 次 B 換氣次數(shù)不得小于每小時(shí) 25 30 次 C 正常情況下每人每分鐘需新鮮空氣 7 9Kg D 正常情況下每人每小時(shí)需新鮮空氣 7 9Kg 11 飛機(jī)座艙空調(diào)溫度的范圍一般在 A 190C 240C B 170C 220C C 170C 240C D 220C 280C 12 為了兼顧飛機(jī)乘員的生理要求和減輕飛機(jī)自重這兩方面 噴氣式飛機(jī)的最大余壓規(guī)定值為 A 7 9PSI B 5 7PSI C 7 9N cm2 D 5 7N cm2 13 為了兼顧乘員的舒適性 對(duì)旅客機(jī)座艙高度變化率的要求是 A 上升率 500 英尺 分 下降率 350 英尺 分 B 上升率 350 英尺 分 下降率 500 英尺 分 C 升降率 500 英尺 分 26 D 350 英尺 分 升降率 500 英尺 分 14 對(duì)座艙余壓的表述 正確的是 A 座艙余壓指飛機(jī)氣密座艙內(nèi)空氣壓力相對(duì)海平面的壓力之差值 B 座艙余壓指飛機(jī)氣密座艙內(nèi)外壓力之差值 C 座艙余壓指飛機(jī)氣密座艙內(nèi)外空氣壓力相對(duì)地面大氣壓的壓力的差值 D 座艙余壓指未排出座艙外剩余空氣的空氣壓力 17 飛機(jī)氣密座艙溫度調(diào)節(jié)的基本方法是 A 控制氣源系統(tǒng)的引氣溫度不超過(guò)規(guī)定值 B 對(duì)氣源系統(tǒng)的高溫引氣進(jìn)行冷卻處理 C 保持對(duì)座艙供氣量基本恒定 調(diào)節(jié)供給座艙的空氣溫度 D 控制進(jìn)入座艙的熱空氣流量適當(dāng) 19 中短程運(yùn)輸機(jī)常采用的空氣循環(huán)制冷方式為 A 簡(jiǎn)單式制冷系統(tǒng) B 升壓式制冷系統(tǒng) C 沖壓空氣冷卻系統(tǒng) D 高效系統(tǒng) 22 升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)基本附件應(yīng)包括 A 沖壓空氣源 熱交換器 渦輪 B 熱交換器 壓氣機(jī) 渦輪 C 熱交換器 渦輪 風(fēng)扇 D 預(yù)冷器 熱交換器 渦輪 水分離器 24 升壓式循環(huán)制冷的熱路空氣是指 A 從發(fā)動(dòng)機(jī)流向預(yù)冷器的空氣 B 從預(yù)冷器流向熱交換器的空氣 C 從壓氣機(jī)流向渦輪的空氣 D 從預(yù)冷器不經(jīng)冷卻直接流向混和室的空氣 25 升壓式循環(huán)制冷的冷路空氣是指 A 對(duì)熱交換器進(jìn)行冷卻的沖壓空氣 B 從熱交換器冷卻后流向壓氣機(jī)的空氣 C 從渦輪流向混和室的空氣 D 從預(yù)冷器流經(jīng)熱交換器 壓氣機(jī) 渦輪進(jìn)入混和室的空氣 26 升壓式循環(huán)制冷系統(tǒng)中壓氣機(jī)的基本功用是 A 提高渦輪進(jìn)口壓力以提高渦輪冷卻效率 B 吸收渦輪功 C 增大冷路空氣流量 D 提高渦輪進(jìn)口溫度 27 渦輪在升壓式制冷系統(tǒng)中的基本功用是 A 帶動(dòng)壓氣機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn) 為冷路空氣增壓 B 使空氣在渦輪內(nèi)膨脹作功 消耗氣體內(nèi)能降溫 C 加速冷路空氣流動(dòng) D 降低冷路空氣的壓力 28 飛機(jī)空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)中用于使空氣冷卻的裝置是 A 空氣循環(huán)機(jī)的壓氣機(jī) B 空氣循環(huán)機(jī)的渦輪 27 C 冷風(fēng)道內(nèi)的沖壓空氣風(fēng)扇 D 水分離器 29 飛機(jī)空調(diào)系統(tǒng)中雙溫活門的功用是 A 根據(jù)控制器指令控制供氣流量大小 以滿足艙溫要求 B 根據(jù)控制器指令控制引氣流量大小 以滿足艙溫要求 C 根據(jù)控制器指令控制冷 熱路活門的開度 使冷 熱路空氣以適當(dāng)比例進(jìn)入混和室 保持艙溫在所要求的范圍內(nèi) D 視機(jī)型不同可以是以上某一種功用 30 氣密座艙溫度調(diào)節(jié)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是 A 座艙溫度控制器 B 雙向電機(jī)及雙溫活門或空氣混和活門 C 座艙溫度選擇器 D 座艙溫度傳感器 33 增壓氣密座艙的壓力制度是指氣密座艙內(nèi)空氣絕對(duì)壓力和余壓 A 隨座艙高度變化的規(guī)律 B 隨飛行高度變化的規(guī)律 C 隨座艙增壓狀態(tài)變化的規(guī)律 D 隨排氣活門開度變化的規(guī)律 34 現(xiàn)代大型客機(jī)普遍采用的壓力制度是 A 起飛和初始爬升為自由通風(fēng) 爬升到一定高度時(shí)開始增壓 直至余壓達(dá)到一定值后保持余壓不變 下降 進(jìn)近 著