飛行原理復(fù)習(xí)資料

1、飛行原理復(fù)習(xí)資料 140001 放襟翼的主要目的是（ ）。a：增大升阻比b：減小升阻比c：增大最大升力系數(shù)d：增大升力系數(shù)140002 增升裝置的主要作用是（ ）。a：增大最大升阻比b：增大最大升力c：增大阻力d：增大臨界迎角140003 通常規(guī)定升力的方向是（ ）。a：垂直于地面向上b：與翼弦方向垂直c：與飛機(jī)縱軸垂直向上d：與相對(duì)氣流方向垂直140004 前緣縫翼能延緩機(jī)翼的氣流分離現(xiàn)象，主要原因是可以（ ）。a：減小機(jī)翼對(duì)相對(duì)氣流的阻擋b：增大臨界迎角c：減小阻力使升阻比增大d：增大上表面附面層中空氣動(dòng)能140005 在通常情況下，放下大角度簡(jiǎn)單襟翼能使升力系數(shù)和阻力系數(shù)增大、臨界迎角減

2、小、升阻比（ ）。a：增大b：不變c：難以確定其增減d：減小140006 有利迎角的（ ）最大。a：升力系數(shù)b：性質(zhì)角c：升阻比d：性質(zhì)角的正切值140007 在額定高度以下，螺旋槳拉力隨飛行高度的增高將（ ）。a：增大b：減小c：難以確定d：不變140008 即使在發(fā)動(dòng)機(jī)工作的情況下，如果（ ） 螺旋槳也會(huì)產(chǎn)生負(fù)拉力。a：飛行速度過(guò)大且油門(mén)也較大時(shí)b：飛行速度過(guò)大且油門(mén)較小時(shí)c：飛行速度小且油門(mén)較大時(shí)d：飛行速度過(guò)小且油門(mén)也較小時(shí)140009 對(duì)于沒(méi)有順槳機(jī)構(gòu)的飛機(jī)，一旦發(fā)生停車，應(yīng)該（ ）。a：把變距桿推向最前b：把變距桿拉向最后c：立即關(guān)閉油門(mén)d：增大飛機(jī)的迎角140010 螺旋槳有效功

3、率隨飛行速度的變化規(guī)律是：在小于某一速度的范圍內(nèi)，隨速度的增大而（ ），大于某一飛行速度的范圍內(nèi)，隨飛行速度的增大而（ ）。a：增大，保持不變b：增大；減小c：減小，增大d：減小，保持不變140011 在額定高度以上，螺旋槳有效功率隨飛行高度的增高將（ ）。a：減小b：增大c：難以確定d：不變140012 飛機(jī)的焦點(diǎn)是迎角改變時(shí)（ ）的著力點(diǎn)。a：飛機(jī)升力b：飛機(jī)空氣動(dòng)力c：飛機(jī)上下的總壓力d：飛機(jī)附加升力140013 通常飛機(jī)機(jī)翼升力對(duì)重心產(chǎn)生（ ）力矩，平尾升力對(duì)重心產(chǎn)生（ ）力矩。a：上仰、下俯b：上仰、上仰c：下俯、上仰d：下俯、下俯140014 對(duì)于起落架向后收的飛機(jī)，放下起落架后，

4、對(duì)飛機(jī)將產(chǎn)生附加的（ ）力矩。a：上仰b：下俯c：阻轉(zhuǎn)d：偏轉(zhuǎn)140015 通常飛機(jī)放襟翼后，機(jī)翼要產(chǎn)生附加的（ ）力矩，平尾要產(chǎn)生附加的（ ）力矩。a：上仰、上仰b：上仰、下俯c：下俯、上仰d：下俯、下俯140016 側(cè)滑角是（ ）之間的夾角。a：飛機(jī)縱軸與相對(duì)氣流b：飛機(jī)對(duì)稱面與飛機(jī)航行方向c：飛機(jī)對(duì)稱面與相對(duì)氣流方向d：飛機(jī)縱軸與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向140017 飛機(jī)具有迎角安定力矩，主要是（ ）的作用。a：機(jī)翼附加升力b：飛機(jī)焦點(diǎn)位置不變c：擾動(dòng)后改變?cè)瓉?lái)的迎角d：水平尾翼140018 飛機(jī)之所以具有迎角安定性是由于飛機(jī)焦點(diǎn)位于重心之（ ）。a：前b：后c：上d：下140019 飛機(jī)具有橫側(cè)安

5、定性，主要是（ ）的作用。a：上單翼、下反角、側(cè)滑角、垂直尾翼b：上反角、后掠角、高垂尾c：下單翼、差角副翼、后掠角d：上反角、背鰭、垂直尾翼140020 飛機(jī)具有方向安定性、主要是（ ）的作用。a：垂直尾翼、后掠角b：上反角背鰭、垂直尾翼c：后掠角、上單翼d：下反角與上單翼的配合140021 飛機(jī)重心位置靠（ ），則縱向安定性（ ）。a：前，增強(qiáng)b：前，減弱c：后，增強(qiáng)d：后，操縱性都變好140022 在迎角不變條件下，飛行速度增大1倍，則升力（ ）。a：增大l倍b：增大2倍c：增大4倍d：不變140023 在迎角不變條件下，飛行速度增大1倍，則阻力（ ）。a：增大l倍b：增大2倍c：增大4

6、倍d：不變140024 飛行員可以通過(guò)改變迎角而改變（ ）。a：升力、阻力和飛機(jī)重量b：升力、阻力和速度c：升力、速度但不能改變阻力d：飛機(jī)重量、升力但不能改變速度140025 雙發(fā)螺旋槳飛機(jī)的關(guān)鍵發(fā)動(dòng)機(jī)為（ ）。a：渦流對(duì)垂尾影響較輕的一發(fā)b：渦流對(duì)垂尾影響較重的一發(fā)c：產(chǎn)生可用拉力較大的一發(fā)d：可以為任意一發(fā)140026 如果飛機(jī)的載重靠后，則會(huì)使（ ）。a：副翼操縱變遲鈍b：方向舵操縱遲鈍c：升降舵操縱遲鈍d：升降舵操縱變靈敏140027 后掠翼的缺點(diǎn)在于（ ）。a：翼根先失速b：隨壓力中心的前移飛機(jī)出現(xiàn)劇烈低頭c：翼尖先失速d：飛機(jī)的穩(wěn)定性較差140028 翼面渦流發(fā)生器的主要作用是（

7、 ）。a：破壞上翼面繞流b：減小激波阻力c：改善后掠翼飛機(jī)的穩(wěn)定性d：改善后掠翼飛機(jī)的副翼操縱性140029 前緣襟翼的主要作用是（ ）。a：提高最大升力系數(shù)和臨界迎角b：減小升力但不增加速度c：改善大迎角下的飛機(jī)穩(wěn)定性d：增加飛行阻力140030 飛機(jī)失速的根本原因在于（ ）。a：飛行速度過(guò)小b：飛行速度過(guò)大c：遭遇陣風(fēng)干擾d：飛機(jī)迎角超過(guò)臨界迎角140031 飛機(jī)的迎角是（ ）。a：飛機(jī)縱軸與相對(duì)氣流的夾角b：機(jī)翼弦線與相對(duì)氣流的夾角c：機(jī)翼弦線與水平面的夾角d：飛行軌跡與水平面的夾角140032 關(guān)于起飛襟翼調(diào)定的作用，敘述正確的是（ ）。a：增加起飛所需升力b：增加起飛所需爬升能力c：

8、減小阻力d：減小失速速度140033 通常把最大上升率減小到（ ）米/秒的高度稱為理論升限，減小到（ ）米/秒的高度稱為實(shí)用升限。a：0.25 ，0.75b：0，0.75c：0.75，1d：0，0.5140034 低速流動(dòng)的基本特征是（ ）。a：流管變細(xì)，流速加快b：流管變細(xì)，流速減慢c：流管變細(xì)，氣流壓力增加d：流速加快，氣流壓力增加140035 飛機(jī)在爬升中，（ ）能在一定時(shí)間內(nèi)獲得最大高度。a：滿油門(mén)用有利速度上升b：滿油門(mén)用經(jīng)濟(jì)速度上升c：較大的仰角和較大的速度上升d：滿油門(mén)加速上升140036 副翼卡阻時(shí)，可用于橫側(cè)操縱的是（ ）。a：后緣襟翼b：前緣襟翼c：擾流板d：偏航阻尼器14

9、0037 加滿油門(mén)，隨著飛行速度增大，上升角和上升率 （ ）。a：先增大后減小b：先減小后增大c：一直增大d：一直減小140038 在臨界迎角狀態(tài)，飛機(jī)的（ ）。a：升力最大b：升力系數(shù)最大c：升力系數(shù)和阻力系數(shù)最大d：升阻比最大140039 下列屬于主操縱系統(tǒng)的是（ ）。a：襟翼b：升降舵c：擾流板d：副翼調(diào)整片140040 閉油門(mén)，用（ ）迎角下滑，下降一定高度，可獲得最（ ）飛行距離。a：經(jīng)濟(jì)，大b：經(jīng)濟(jì)，小c：有利，大d：有利，小140041 閉油門(mén)，用（ ）速度下滑，下降一定高度時(shí)間最（ ）。a：經(jīng)濟(jì)，長(zhǎng)b：經(jīng)濟(jì)，短c：有利，長(zhǎng)d：有利，短140042 降低相同的高度，用（ ）速度下

10、滑，可以得到最大飛行距離。a：最大剩余拉力對(duì)應(yīng)的b：最大剩余功率對(duì)應(yīng)的c：最大升阻比對(duì)應(yīng)的d：所需功率最小的140043 飛機(jī)擾流板的主要作用是（ ）。a：增加機(jī)翼彎度b：增加阻力c：減小升力但不增加速度d：僅限低速飛行使用140044 用相同的迎角和空速，逆風(fēng)上升與無(wú)風(fēng)時(shí)比較，上升角（ ），仰角（ ）。a：不變，不變b：不變，增大c：增大，不變d：增大，增大140045 重量增加時(shí)，平飛最小速度（ ），有利速度（ ），平飛最大速度（ ）。a：增大，增大，增大b：減小，減小，減小c：增大，減小，減小d：增大，增大，減小140046 現(xiàn)代民航機(jī)的副翼一般分為內(nèi)副翼和外副翼，其中外副翼（ ）。a：

11、僅用于低速飛行b：僅用于高速飛行c：用于高速和地速飛行d：僅限著陸起飛階段使用140047 關(guān)于理論升限，正確的說(shuō)法是（ ）。a：不能上升，但可用平飛最小速度平飛b：不能上升，但仍可用經(jīng)濟(jì)速度平飛c：不可能在這個(gè)速度上飛行d：不能上升，但仍有一個(gè)小的平飛范圍140048 由于飛機(jī)對(duì)稱面偏離飛行軌跡而造成右側(cè)滑是（ ）。a：內(nèi)側(cè)滑b：外側(cè)滑c：下降側(cè)滑d：不帶偏流的側(cè)滑140049 飛機(jī)側(cè)滑時(shí)升力系數(shù)要（ ），阻力系數(shù)要（ ），升阻比要（ ）。a：增大，增大，增大b：增大，增大，減小c：減小，增大，減小d：減小，減小，減小140050 如果盤(pán)旋的坡度越大，則盤(pán)旋最小速度越（ ），最大速度越（ ）

12、，盤(pán)旋速度范圍越（ ）。a：大，大，大b：大，大，小c：小，大，小d：大，小，小140051 如果飛機(jī)平飛盤(pán)旋，當(dāng)飛行速度由160千米/小時(shí)增大到200千米/小時(shí)，則載荷系數(shù)（ ），轉(zhuǎn)彎半徑（ ）。a：保持不變，減小b：因同向增大而增大，減小c：減小，增大d：保持不變，增大140052 如果飛機(jī)的載荷系數(shù)不超過(guò)2，則盤(pán)旋允許的最大坡度為（ ）。a：15°b：30°c：45°d：60°140053 盤(pán)旋失速速度大于平飛失速速度的原因是（ ）。a：臨界迎角減小了b：在較大速度時(shí)就達(dá)到臨界迎角了c：剩余拉力較小d：所需拉力要大些140054 通常飛機(jī)在（ ）的

13、情況下進(jìn)入失速。a：機(jī)頭較高而空速過(guò)大b：超過(guò)臨界迎角c：仰角太大，重心太前d：大迎角盤(pán)旋140055 如果飛機(jī)作放襟翼的轉(zhuǎn)彎，則（ ）。a：放襟翼的角度大時(shí)，失速速度小b：放襟翼的角度大時(shí)，失速速度大c：襟翼角度的大小，不影響失速速度大小d：同樣襟翼角度，坡度大，失速速度小140056 飛機(jī)在5000米高度上的失速表速、地速，與海平面的相比（ ）。a：失速速度增大，地速也增大b：失速表速增大，地速不變c：失速表速不變，地速增大d：失速表速減小，地速不變140057 機(jī)翼后掠設(shè)計(jì)的最大優(yōu)點(diǎn)在于（ ）。a：顯著提高臨界馬赫數(shù)b：改進(jìn)飛機(jī)在高速飛行時(shí)的穩(wěn)定性c：降低空氣壓縮性的影響d：改進(jìn)飛機(jī)在高

14、速飛行時(shí)的操縱性140058 飛機(jī)重量增大時(shí)，則失速速度（ ）。a：增大b：減小c：不受影響d：可能增大，也可能減小，但影響很小140059 飛機(jī)起飛著陸時(shí)，由于地面效應(yīng)的影響，使升力系數(shù)（ ），臨界迎角（ ）。a：增大，增大b：增大，減小c：減小，增大d：減小，減小140060 放襟翼起飛，在小角度上升階段（ ）。a：由于阻力增大，使加速變慢b：由于阻力減小，使加速變快c：由于升力系數(shù)增大，使上升變快d：由于剩余拉力減小，而加速變慢140061 起飛中抬前輪的目的是 （ ）。a：減小離地速度，縮短滑跑距離b：減小速度，減小阻力c：盡快加速，增大阻力d：增大迎角，增大阻力140062 相同重量

15、的飛機(jī)，在海拔2000米機(jī)場(chǎng)和海平面機(jī)場(chǎng)起飛滑跑，下列說(shuō)法正確的是（ ）。a：海拔2000米機(jī)場(chǎng)的離地真空速大，滑跑距離長(zhǎng)b：海拔2000米機(jī)場(chǎng)的離地真空速小，滑跑距離短c：海拔2000米機(jī)場(chǎng)與海平面機(jī)場(chǎng)的離地真空速相同，滑跑距離相同d：海拔2000米機(jī)場(chǎng)的離地表速大，滑跑距離長(zhǎng)140063 為了縮短起飛滑跑距離，應(yīng)選擇（ ）起飛。a：逆風(fēng)，上坡方向b：順風(fēng)，下坡方向c：最大角度襟翼d：逆風(fēng)，放下適當(dāng)角度襟翼140064 現(xiàn)代民航機(jī)的副翼一般分為內(nèi)副翼和外副翼，其中內(nèi)副翼（ ）。a：僅用于低速飛行b：僅用于高速飛行c：用于高速和低速飛行d：僅限著陸起飛階段使用140065 螺旋槳變距是指改變（

16、 ）。a：槳葉角b：槳葉迎角c：槳葉轉(zhuǎn)速d：發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩140066 起飛航空器的尾流，從（ ）時(shí)開(kāi)始形成。a：航空器開(kāi)始滑跑b：航空器抬前輪c：航空器離地d：航空器滑跑速度達(dá)到v1140067 螺旋槳產(chǎn)生負(fù)拉力的原因有（ ）。a：槳葉角過(guò)大，飛行速度過(guò)小b：槳葉角過(guò)大，飛行速度過(guò)大c：油門(mén)過(guò)大，飛行速度過(guò)小d：油門(mén)過(guò)小，飛行速度過(guò)大140068 在（ ）情況下，要特別注意航空器尾流的影響。a：逆風(fēng)b：順風(fēng)c：靜風(fēng)d：側(cè)風(fēng)140069 航空器失速是指（ ）。a：飛機(jī)超過(guò)臨界迎角以后，升力降低，阻力急劇增大而不能保持正常飛行的狀態(tài)b：飛機(jī)操縱動(dòng)作粗魯，拉桿過(guò)猛過(guò)快造成的飛行狀態(tài)c：高速航空器在飛行

17、中，當(dāng)航空器迎角達(dá)到臨界迎角以前，航空器會(huì)發(fā)生嚴(yán)重的抖動(dòng)現(xiàn)象損壞航空器d：a、b和c140070 對(duì)于直升機(jī)來(lái)說(shuō)，使起飛重量最大的方法是（ ）。a：無(wú)地面效應(yīng)垂直起飛b：利用地面效應(yīng)垂直起飛c：滑跑起飛d：以上方法均可140071 航空器升力的產(chǎn)生是由于（ ）。a：機(jī)翼上、下表面壓力相等b：機(jī)翼上表面壓力大、下表面壓力小c：機(jī)翼上表面壓力小、下表面壓力大d：機(jī)翼上表面有壓力、下表面無(wú)壓力140072 超音速流動(dòng)的基本規(guī)律是（ ）。a：膨脹加速，壓力增高，溫度增高b：膨脹加速，壓力降低，溫度降低c：膨脹減速，壓力增高，溫度增高d：膨脹減速，壓力降低，溫度降低140073 尾流的產(chǎn)生主要是由于（

18、）。a：翼尖渦流b：氣流與飛機(jī)之間的摩擦作用c：氣流在機(jī)翼表面發(fā)生分離的結(jié)果d：動(dòng)力裝置的排除尾氣140074 尾流移動(dòng)的基本特征是（ ）。a：緩慢下沉b：緩慢上升c：向上風(fēng)側(cè)飄移d：向下風(fēng)側(cè)飄移140075 對(duì)于空中航空器來(lái)說(shuō)，（ ），則尾流越強(qiáng)。a：重量越大，速度越高b：重量越大，速度越低c：翼展越長(zhǎng)，速度越低d：翼展越長(zhǎng)，速度越大140076 隨著迎角的增加，飛機(jī)的升阻比（ ）。a：增加b：減小c：先增加后減小d：先減小后增加140077 飛機(jī)著陸過(guò)程中，（ ），其尾流結(jié)束。a：飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)后收油門(mén)至慢車位b：飛機(jī)接地后c：飛機(jī)停止運(yùn)動(dòng)d：飛機(jī)收回?cái)_流板并解除反推后140078 起飛階段，后

19、機(jī)為避免前機(jī)尾流的影響應(yīng)當(dāng)（ ）。a：在前機(jī)離地點(diǎn)前方離地b：在前機(jī)離地點(diǎn)的后方離地c：不需考慮前機(jī)影響，因?yàn)樵诘孛嫔巷w機(jī)不產(chǎn)生尾流d：a、b和c都不對(duì)140079 著陸階段，后機(jī)為避免前機(jī)尾流的影響，應(yīng)當(dāng)（ ）。a：在前機(jī)接地點(diǎn)前方接地b：在前機(jī)接地點(diǎn)的后方接地c：不需考慮前機(jī)影響，因?yàn)樵诘孛嫔巷w機(jī)不產(chǎn)生尾流d：a、b和c都不對(duì)140080 下列關(guān)于馬赫數(shù)的敘述正確的是（ ）。a：馬赫數(shù)是飛行速度與該高度上音速之比b：馬赫數(shù)是音速與飛行速度之比c：馬赫數(shù)反映了空氣壓縮性的大小d：飛行馬赫數(shù)超過(guò)1意味著進(jìn)入亞音速飛行140081 沿上坡跑道起飛對(duì)起飛性能的影響是（ ）。a：起飛距離增大b：起飛

20、距離減少c：vr降低d：vr增加140082 下列因素中可以減小起飛決斷速度的是（ ）。a：跑道積水b：減小起飛重量c：機(jī)場(chǎng)標(biāo)高增加d：沿上坡跑道起飛140083 下列因素中隨起飛重量增加而減小的是（ ）。a：決斷速度v1b：抬輪速度vrc：加速停止距離d：繼續(xù)起飛距離140084 v2速度的定義為（ ）。a：起飛決斷速度b：起飛安全速度c：最小起飛速度d：空中最小操縱速度140085 螺旋槳飛機(jī)以有利速度飛行時(shí)將得到（ ）。a：最大航程b：最大上升梯度c：最長(zhǎng)返航時(shí)間d：最小下降率140086 重量減輕時(shí)，為了得到最大航程應(yīng)當(dāng)（ ）。a：減小遠(yuǎn)航速度b：減小遠(yuǎn)航高度c：飛行迎角應(yīng)減小d：增加

21、遠(yuǎn)航高度和速度140087 為獲得最遠(yuǎn)航程，隨重量減輕噴氣機(jī)應(yīng)（ ）。a：增加速度和高度b：增加高度或減小速度c：增加速度或減小高度d：減小速度和高度140088 機(jī)場(chǎng)標(biāo)高對(duì)著陸接地速度的影響為（ ）。a：標(biāo)高越高，地速越大b：標(biāo)高越高，地速越小c：標(biāo)高對(duì)地速無(wú)顯著影響d：標(biāo)高對(duì)地速的影響還與溫度有關(guān)140089 下列屬于輔助操縱系統(tǒng)的是（ ）。a：方向舵b：升降舵c：前緣襟翼d：副翼140090 在著陸滑跑中（ ）可改善剎車效率。a：減少機(jī)翼升力b：光潔的道面c：機(jī)輪打滑d：高速滑跑140091 濕滑道面上的著陸距離應(yīng)（ ）。a：不超過(guò)可用跑道長(zhǎng)度的70%b：按干道面著陸距離的1.1倍計(jì)算c

22、：按干道面著陸距離的1.2倍計(jì)算d：按干道面著陸距離的1.3倍計(jì)算140092 飛機(jī)的仰角與迎角間的關(guān)系是（ ）。a：仰角與迎角相同b：大仰角對(duì)應(yīng)于大迎角c：仰角與迎角之差就是軌跡角d：仰角與迎角間沒(méi)有一一對(duì)應(yīng)關(guān)系140093 盤(pán)旋中為保持高度應(yīng)增大迎角，其原因是（ ）。a：補(bǔ)償升力的垂直分量損失b：增大升力的水平分量c：補(bǔ)償阻力的增量d：保持速度140094 過(guò)載是指（ ）。a：重量與升力之比b：升力與重量之差與重量的比值c：升力與重量之比d：重量與阻力之比140095 b757飛機(jī)做45°坡度盤(pán)旋時(shí)其過(guò)載為（ ）。a：1b：1.2c：l.4d：2140096 一架b737著陸重量

23、為50噸，做30°坡度盤(pán)旋等待時(shí)，機(jī)翼升力為（ ）噸。a：50 b：100c：57d：65140097 能同時(shí)增加轉(zhuǎn)彎率并減小轉(zhuǎn)彎半徑的方法有（ ）。a：增加速度和坡度b：增加坡度，減小速度c：減小坡度，增加速度d：保持坡度，增加速度140098 保持盤(pán)旋坡度，增加速度，則轉(zhuǎn)彎率與半徑的變化為（ ）。a：轉(zhuǎn)彎率減小，半徑增大b：轉(zhuǎn)彎率增加，半徑減小c：轉(zhuǎn)彎率和半徑均增大d：轉(zhuǎn)彎率和半徑均減小140099 保持盤(pán)旋坡度和高度不變，隨著盤(pán)旋速度的增大（ ）。a：轉(zhuǎn)彎率減小，過(guò)載減小b：轉(zhuǎn)彎率增加，過(guò)載增大c：轉(zhuǎn)彎率減小，過(guò)載不變d：轉(zhuǎn)彎率減小，過(guò)載增大140100 下述因素中不利于增加起

24、飛重量的有（ ）。a：使用下坡跑道b：使用大角度襟翼c：高溫天氣d：逆風(fēng)起飛140101 飛機(jī)在重量一定的條件下，上升梯度主要取決于（ ）。a：飛機(jī)的速度b：飛機(jī)的油門(mén)大小c：剩余推力大小d：剩余功率大小140102 飛機(jī)在重量一定的條件下，上升率主要取決于（ ）。a：飛機(jī)的速度b：飛機(jī)的油門(mén)大小c：剩余推力大小d：剩余功率大小140103 下列關(guān)于翼尖渦流敘述正確的是（ ）。a：翼尖渦流是由于機(jī)翼上下翼面的壓力差引起的b：翼尖渦流是由于機(jī)翼表面氣流分離引起的c：翼尖渦流產(chǎn)生的下洗作用使機(jī)翼的升力和阻力增大 d：翼尖渦流的旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針140104 隨著飛機(jī)盤(pán)旋坡度的增大，失速速度（ ）。a

25、：增大b：減小c：基本不變d：先增加后減小140105 飛行中遇到中度以上顛簸時(shí)，應(yīng)盡可能將速度保持在（ ）。a：抖動(dòng)速度b：顛簸氣流中的有利飛行速度c：經(jīng)濟(jì)速度d：空中最小操縱速度標(biāo)準(zhǔn)答案：600001.（c） 600002.（d） 600003.（c） 600004.（a） 600005.（a） 600006.（a）600007.（b） 600008.（a） 600009.（c） 600010.（c） 600011.（a） 600012.（b）600013.（a） 600014.（b） 600015.（b） 600016.（a） 600017.（d） 600018.（c）600019.（a

26、） 600020.（b） 600021.（a） 600022.（b） 600023.（b） 600024.（b）600025.（d） 600026.（b） 600027.（d） 600028.（a） 600029.（c） 600030.（a）600031.（c） 600032.（b） 600033.（a） 600034.（c） 600035.（d） 600036.（b）600037.（c） 600038.（b） 600039.（a） 600040.（b） 600041.（c） 600042.（d）600043.（c） 600044.（d） 600045.（c） 600046.（b） 60004

27、7.（b） 600048.（b）600049.（c） 600050.（c） 600051.（d） 600052.（b） 600053.（b） 600054.（b）600055.（d） 600056.（a） 600057.（d） 600058.（b） 600059.（b） 600060.（c）600061.（d） 600062.（d） 600063.（c） 600064.（b） 600065.（b） 600066.（c）600067.（c） 600068.（d） 600069.（b） 600070.（c） 600071.（a） 600072.（d）600073.（d） 600074.（b） 60

28、0075.（d） 600076.（a） 600077.（c） 600078.（d）600079.（b） 600080.（b） 600081.（d） 600082.（a） 600083.（c） 600084.（c）600085.（c） 600086.（d） 600087.（a） 600088.（b） 600089.（a） 600090.（b）600091.（a） 600092.（d） 600093.（b） 600094.（c） 600095.（b） 600096.（a）600097.（d） 600098.（c） 600099.（d） 600100.（a） 600101.（d） 600102.（b

29、）600103.（a） 600104.（b） 600105.（a） 600106.（a） 600107.（a） 600108.（d）600109.（c） 600110.（b） 600111.（b） 600112.（b） 600113.（d） 600114.（c）600115.（a） 600116.（a） 600117.（b） 600118.（c） 600119.（d） 600120.（c）600121.（d） 600122.（a） 600123.（b） 600124.（c） 600125.（c） 600126.（b）600127.（a） 600128.（a） 600129.（b） 600130

30、.（d） 600131.（c） 600132.（d）600133.（c） 600134.（a） 第一章 飛機(jī)概述（1） 飛機(jī)的主要組成部分及功用1.1機(jī)身:主要功用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設(shè)備，并將飛機(jī)的其它部件連接成一個(gè)整體。 151.2機(jī)翼：主要功用是產(chǎn)生升力，并起到一定的穩(wěn)定和操縱作用。機(jī)翼上可安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架、油箱等。1.3尾翼：包括水平尾翼和垂直尾翼，起穩(wěn)定和操縱作用。1.4起落裝置：用來(lái)支撐飛機(jī)，并使它能在地面上起落和停放。1.5 動(dòng)力裝置：產(chǎn)生拉力或推力，提供電源，為空調(diào)設(shè)備提供氣源。 （2） 機(jī)翼切面形狀、平面形狀2.1機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀、切面形狀、扭

31、轉(zhuǎn)角和左右半翼的傾斜度。機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能，主要取決于機(jī)翼的切面形狀和平面形狀。2.3翼弦（弦長(zhǎng)）：翼型前后緣之間的連線。2.4相對(duì)厚度：翼型最大厚度與弦長(zhǎng)的比值。2.5最大厚度相對(duì)位置：翼型的最大厚度位置與翼弦的比值 2.6中弧線：翼型上下表面之間，垂線中點(diǎn)的連線。2.7彎度：中弧線到翼弦的垂直距離。2.8相對(duì)彎度：最大彎度與翼弦的比值 2.9機(jī)翼的平面形狀：飛機(jī)的機(jī)翼在平面上的投影，稱為機(jī)翼的平面形狀。（3） 發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性 定義：發(fā)動(dòng)機(jī)壓力比：燃油消耗率：節(jié)流特性:速度特性:高度特性:解釋：3.1推力公式及含義 3.2節(jié)流推力變化，燃油消耗率隨轉(zhuǎn)速的變化 3.3推力和燃油消耗率隨速度的

32、變化 3.4推力和燃油消耗率隨高度的變化（4）飛機(jī)的基本操縱方法第二章 國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（1）大氣分層及特點(diǎn) 以溫度變化為基準(zhǔn)，可分為對(duì)流層、平流層、中間層、電離層(暖層)、散逸層?，F(xiàn)代飛機(jī)一般在對(duì)流層和平流層飛行。2.1.1對(duì)流層（變溫層）范圍：平均高度在地球中緯度地區(qū)約為11公里，在赤道約為17公里，在兩極約為78公里。特點(diǎn)：（1）空氣質(zhì)量為整個(gè)大氣質(zhì)量的3/4，密度大 （2）空氣溫度隨高度的升高而降低，平均每升高1000米，降6.5度 （3）存在有大量的水蒸汽及其它微粒，有云、雨、霧、雪等天氣現(xiàn)象 （4）存在垂直方向和水平方向的強(qiáng)對(duì)流2.1.2平流層（同溫層）范圍：從對(duì)流層頂部到離地面大約5

33、0公里高度。特點(diǎn)：（1）空氣質(zhì)量不到1/4 （2）存在水平方向的風(fēng) （3）在1120公里范圍內(nèi)，溫度平均在-56.5度；在20公里以上，每增高1000米氣溫升高1度。 （4）含有大量的臭氧2.1.3中間層范圍：從平流層頂部到離地面大約80100公里高度。氣溫隨高度增高而迅速下降，頂部氣溫降到-83攝氏度以下。原因是：本層幾乎沒(méi)有臭氧，而氮?dú)夂脱鯕獾葰怏w所能吸收的波長(zhǎng)更短的太陽(yáng)輻射又大部分已被上層大氣所吸收了。 2.1.4電離層（暖層）范圍：從中間層頂部到大約800公里高度。由于受地球以外射線（主要是太陽(yáng)輻射）對(duì)中性原子和空氣分子的電離作用，距地表80100千米以上的整個(gè)地球大氣層都處于部分電離

34、或完全電離的狀態(tài)，電離層是部分電離的大氣區(qū)域，完全電離的大氣區(qū)域稱磁層。2.1.5散逸層范圍：800公里以上又稱“外層”、“逃逸層”，是地球大氣的最外層。這層空氣在太陽(yáng)紫外線和宇宙射線的作用下，大部分分子發(fā)生電離；空氣極為稀薄，其密度幾乎與太空密度相同。由于空氣受地心引力極小，氣體及微?？梢詮倪@層飛出地球致力場(chǎng)進(jìn)入太空；溫度隨高度增加略有增加。（2） 空氣的密度、溫度、壓強(qiáng)理想氣體方程：氣體狀態(tài)方程：（3） 空氣的粘性和壓縮性：2.3.1粘性：空氣之間的這種相互粘滯或牽扯的特性?？諝夥肿拥牟灰?guī)則運(yùn)動(dòng)，是造成空氣粘性的主要原因。2.3.2粘性力：相鄰兩層空氣之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，產(chǎn)生的相互牽扯的作用力。又稱為空氣的內(nèi)摩擦力。粘性力與空氣的粘性系數(shù)有關(guān)，與速度梯度有關(guān)。2.3.3空氣的壓縮性：一定量的空氣，當(dāng)其壓力或溫度改變時(shí)，其密度或體積也發(fā)生相應(yīng)的變化的這種物理性質(zhì)。2.3.4氣