執(zhí)照考試章節(jié)版m8最終版

一章1A、-273℉B、-273KC、-273℃D、32℉2一章1A、-273℉B、-273KC、-273℃D、32℉264％其他氣體211％其他氣體?B、氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。C、液體的粘性系數(shù)與溫度無關(guān)。D、氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低。4空氣的物理性質(zhì)主要包括A、空氣的粘性D、空氣的可朔性5下列不是影響空氣粘性的因素是(C)(C)(B)(C)(A)A、空氣的B、氣流的流速位置C、空氣的粘性系數(shù)6氣體的 密度<ρ>溫度<T>三者之間的變化關(guān)系是A、ρ=PRTB、T=PRρTD、P=RρTB、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。(D)(C)（和密度都是隨高度降低，溫度變化在不同的大氣層不同）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。9(B)(A)、與成正比。無關(guān)。D、與溫度成正比。A、空氣清潔度B、速度剃度C、空氣溫度11(BC)(B)B、空氣密度正比于C、空氣密度反比于、空氣密度反比于和絕對溫度，反比于絕對溫度和絕對溫度12:A、只要空氣密度大，音速就大23題(C)B、只要空氣大，音速就大C、只要空氣溫度高．音速就大（同一個介質(zhì)，音速只隨溫度的增大而增大）AA、空氣清潔度B、速度剃度C、空氣溫度11(BC)(B)B、空氣密度正比于C、空氣密度反比于、空氣密度反比于和絕對溫度，反比于絕對溫度和絕對溫度12:A、只要空氣密度大，音速就大23題(C)B、只要空氣大，音速就大C、只要空氣溫度高．音速就大（同一個介質(zhì)，音速只隨溫度的增大而增大）A、空氣密度大，起飛滑跑距離長B、空氣密度小，起飛滑跑距離長C、空氣密度大，起飛滑跑距離短D、空氣密度小，起飛滑跑距離短14、一定體積的容器中,空氣、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16題(B)(D)C、與空氣密度和空氣絕對濕度乘積成反比、與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比15、一定體積的容器中．空氣(D)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、與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比16、對于 溫度如下說法正確的是:(BC)溫度也升高）溫度也升高（溫度下降，100％時的溫度是溫度C、、溫度下降，絕對濕度下降溫度下降，絕對濕度升高17如下說法正確的是B、空氣音速高，粘性就越大(AB)C、音速是空氣大小的標(biāo)志D、空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志18(B)A、溫度不變時,B、體積不變時，與體積成正比和溫度成正比C、不變時，體積和溫度成反比D、密度不變時．和溫度成反比19國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是A、P=1013psiT=15ρ=1、225kg／m3B、P=1013hPA、T=15℃（288.15）ρ=1、225kg18(B)A、溫度不變時,B、體積不變時，與體積成正比和溫度成正比C、不變時，體積和溫度成反比D、密度不變時．和溫度成反比19國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是A、P=1013psiT=15ρ=1、225kg／m3B、P=1013hPA、T=15℃（288.15）ρ=1、225kg／m3C、P=1013psiT＝25℃ρ=1、225kg／m3D、P=1013hPA、T＝25ρ=0、6601kg／m3(B)的關(guān)系?(A)B、與C、與、與成反比。無關(guān)。的平方成正比。21、推算實際大氣情況下的飛行性能，將基于下列哪條基準(zhǔn)，對飛行手冊查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算?A、溫度偏差(A)B、偏差C、密度偏差22、一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性(B)、溫度不變時，B、體積不變時，與體積成正比和溫度成正比C、不變時，體積和溫度成反比D、密度不變時，和溫度成反比23、音速隨大氣高度的變化情況是A、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24、從地球表面到外層空間,大氣層依次是、對流層（1千米（5（8、電離層和散逸層B、對流層，平流層、電離層、中間層和散逸層C、對流層、中間層、平流層、電離層和散落層25．對流層的高度．在地球中緯度地區(qū)約為(D)A、8公里。、16公里。、10公里。D、11公里26的敘述屬于對流層的特點:(BC)(A)CB、空氣沒有上下對流C、高度升高氣溫下降D、空氣中的風(fēng)向風(fēng)速不變27、下列)的敘述不屬于平流層的特點:AB、空氣沒有上下對流C、高度升高氣溫下降D、空氣中的風(fēng)向風(fēng)速不變27、下列)的敘述不屬于平流層的特點:A、空氣中的風(fēng)向、風(fēng)速不變-56、5℃C、空氣上下對流激烈28．在對流層內(nèi)，空氣的溫度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。(C(A)29、現(xiàn)代客機(jī)一般巡航的大氣層是(AD)B、平流層頂層C、對流層底層:A、上下垂直于飛行方向的陣風(fēng)C、沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著D、飛行方向的陣風(fēng):A、低空風(fēng)切變B、穩(wěn)定的逆風(fēng)場D、穩(wěn)定的上升氣流響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是B、空氣C、空氣的溫差A(yù)、空氣的相對濕度B、空氣密度D、空氣污染物34對安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是A、影響正常的目測C、增加阻力D、積雨云會帶來危害(A)(AC)(ACD)(ACD)(ABD)二章35層流翼型的特點是,后部尖的水滴形前緣半徑小．B、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(B)36氣 二章35層流翼型的特點是,后部尖的水滴形前緣半徑?。瓸、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(B)36氣 洗是由于B、轉(zhuǎn)捩點后紊流的影響C、機(jī)翼上下表面存在 差的影響D、迎角過大失速的影響41、對于下洗流的影響，下述說法是否正確:A、在空中，上升時比巡航時下洗流影響大C、水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時受下洗流影響大D(C)(AC)37、氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化是: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A、厚度基本不變B、厚度越來越薄C、厚度越來越厚39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)捩點的位置C、在飛行M數(shù)小于一定值時保持不變D、與飛行速度沒有關(guān)系A(chǔ)、由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點后移后移C、阻力增加、升力增加（迎角逐漸增大，附面層的分離點前移，分離點和轉(zhuǎn)捩點不同）(B)(C)45題(B)(BCD)氣體脫離機(jī)體表面的點叫分離點；轉(zhuǎn)捩點是一段很窄的區(qū)域，是由層流變紊流A、摩擦阻力增加B、壓差阻力增加C、升力增加(BD)D、升力減小42、關(guān)于附面層下列說法哪些正確?A、層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度(AC)B、氣流雜亂無章，各層氣流相互稱為層流附面層。C、附面層的氣流各層不相混雜面成層,稱為層流附面層。D、層流附面層的能量小于紊流附面層的能量43:氣流沿機(jī)翼表面A、空氣的流速:(ABC)、空氣比重長度44D、升力減小42、關(guān)于附面層下列說法哪些正確?A、層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度(AC)B、氣流雜亂無章，各層氣流相互稱為層流附面層。C、附面層的氣流各層不相混雜面成層,稱為層流附面層。D、層流附面層的能量小于紊流附面層的能量43:氣流沿機(jī)翼表面A、空氣的流速:(ABC)、空氣比重長度44、下列關(guān)于附面層的哪種說法是正確的？A、附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。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。46A、與空氣的溫度有關(guān)B、與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)D(ABC)(ABCD)47、當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時．己知其截面積Al=3A2則其流速為A、V1=9V2C、V2=3V1D、V1=3V2(C)48(B)B、流速大的地方，靜壓小。C、流速大的地方，總壓大。(C)A、大氣和速度C、空氣密度和阻力C、空氣密度和速度50B、相對性原理C、牛頓定理D、熱力學(xué)定律(B)51B、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(D)52:63題(B)A、只適用于理想。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。53的敘述與伯努利定理無關(guān):DA、流體流速大的地方小，流速小的地方大B、氣流穩(wěn)定流過一條流管時，氣流的總能量是不變的C、氣流沿流管穩(wěn)定過程中，氣流的動壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流低速時，流速與流管橫截面積成正比54的敘述是錯誤的:A、伯努利定理的物理實質(zhì)是能量守衡定律在空氣B51B、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(D)52:63題(B)A、只適用于理想。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。53的敘述與伯努利定理無關(guān):DA、流體流速大的地方小，流速小的地方大B、氣流穩(wěn)定流過一條流管時，氣流的總能量是不變的C、氣流沿流管穩(wěn)定過程中，氣流的動壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流低速時，流速與流管橫截面積成正比54的敘述是錯誤的:A、伯努利定理的物理實質(zhì)是能量守衡定律在空氣B、物體表面一層氣流流速從零增加到迎面氣流流速的C過程中的應(yīng)用空氣層叫做附面層C、空氣粘性的物理實質(zhì)不是空氣作無規(guī)則運動的結(jié)果D、氣流低速時，在同一流管的任一切面上，流速和流管的橫切面積始終成反比A、能量守衡定律B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律56、氣體的伯努利定理是)在空氣A、能量守衡定律、牛頓第二定律過程中的應(yīng)用:C過程中的應(yīng)用:(AA、增大。B、減小。C、保持不變。D、可能增大，也可能減小。(A)A、流速增加，壓強(qiáng)增大。B、速度降低，壓強(qiáng)下降。（這里壓強(qiáng)應(yīng)該說的是靜壓）D、速度降低．壓強(qiáng)增大。(C)59為米/為(C)A、公斤C、牛頓／平方米B、力／平方米D、磅／平方英寸60A、只要是理想的不可壓縮流體(D)B、只要是理想的與外界量交換的流體C、只要是不可壓縮，且與外界量交換的流體D、必須是理想的、不可壓縮、且與外界量變換的流體Al=2A2=4A3則其靜壓為B、P1>P2>P3C、P1<P2<P360A、只要是理想的不可壓縮流體(D)B、只要是理想的與外界量交換的流體C、只要是不可壓縮，且與外界量交換的流體D、必須是理想的、不可壓縮、且與外界量變換的流體Al=2A2=4A3則其靜壓為B、P1>P2>P3C、P1<P2<P362:B、流管截面積減小，空氣靜壓增加,空氣靜壓減小D、不能確定63對于任何速度的氣流連續(xù)性方程是 52題B、流過各截面的體積流量相同C、流過各截面的質(zhì)量流量相同、流過各截面的氣體密度相同(B)(C)(C)A、增大B、減小C、保持不變D、可能增大，也可能減小(A)(C)B、凡是流速小的地方，壓強(qiáng)就小C、凡是流速大的地方，壓強(qiáng)就小D、壓強(qiáng)與流速無關(guān)66非定常流是指、流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)相同B、流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時間變化D、流場中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無關(guān)B、動壓和靜壓都作用在任意方向(B)(C)C、動壓作用在流體的方向．靜壓作用在任意方向方向，動壓作用在任意方向(A)B、適用于粘性的理想流體。C、適用于不可壓縮的粘性流體。69:B、高速氣流D、不可壓縮流體?A、總壓與靜壓之和B、總壓與靜壓之差D、動壓和速度成正比(AD)(BC)71、所謂翼剖面就是69:B、高速氣流D、不可壓縮流體?A、總壓與靜壓之和B、總壓與靜壓之差D、動壓和速度成正比(AD)(BC)71、所謂翼剖面就是B、平行飛機(jī)機(jī)身橫軸將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面C、垂直機(jī)翼前緣將機(jī)翼假想切一刀，所剖開的剖面(A)D、垂直機(jī)翼后緣將機(jī)翼假想切一刀，72(C)A、尖到右翼尖。C、機(jī)翼前緣到后緣．D、翼型最大上弧線到基線。73(A)A、尖到右翼尖。C、機(jī)翼前緣到后緣．74安裝角是A、翼弦與相對氣流速度的夾角。C、翼弦與水平面之間所夾的銳角。D、機(jī)翼焦點線與機(jī)身軸線的夾角。75B、展長與翼根弦長之比。C、展長與翼尖弦長之比。D、展長與平均幾何弦長之比。為機(jī)翼的(B)(D)(C)、安裝角。C、后掠角。B、上反角．D、迎角。(C)A、迎角。C、縱向上反角．、后掠角。AB、相對厚度。CD、平均弦長。AB、相對厚度。CD、平均弦長。AB、相對厚度。CD、平均弦長。AB、相對厚度。CD、平均弦長。AB、翼型的厚度和彎度。CD、厚度和前緣。81、飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)飛行性能的重要參數(shù)，對于低速飛機(jī)，校裝飛機(jī)外型是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82、飛機(jī)常用翼型的特點5％到10％10%15％8%-16%）83 飛機(jī)常用翼型的特點2035％3550％84大型 運輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點:A35B781025度2535度(A、滾轉(zhuǎn)力矩D、不產(chǎn)生任何力矩:A、偏航力矩D、不產(chǎn)生任何力矩87(B)(A)(B)(A)(C)(C)(BD)AB)(AB)(C)A、機(jī)翼上表面B、機(jī)翼下表面CD、機(jī)翼下表面吸力88A、升力突然大大增加,而阻力迅速減小。C、升力和阻力同時大大增加。D、升力和阻力同時大大減小·(B)89非對稱翼型的零升迎角是A88A、升力突然大大增加,而阻力迅速減小。C、升力和阻力同時大大增加。D、升力和阻力同時大大減小·(B)89非對稱翼型的零升迎角是AB、一個小的負(fù)迎角。(B)C、臨界迎有。D、失速迎角。AB、失速迎角。(A)C、臨界迎角。D、零迎角。B、飛機(jī)速度太快C、飛機(jī)以臨界迎角飛行B、飛機(jī)飛的最快時的迎角C、飛機(jī)升力系數(shù)最大時的迎角93A、全機(jī)重心。(C)(C)(B)B、全機(jī)的中心。D、全機(jī)焦點。94飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系是:A、空氣密度成正比。B、空氣密度無關(guān)。D、空氣密度的平方成正比。(C)A、與空速成正比。B、與空速無關(guān)。C、與空速的平方成正比D、與空速的三次方成正比。A、僅與翼剖面形狀有關(guān)C、僅與攻角有關(guān)D、與翼弦有關(guān)（阻力系數(shù)與升力系數(shù)一樣，公式相同）、(A)(B)97、飛機(jī)在飛行時，升力方向是B、與地面垂直。C、與翼弦垂直D、與機(jī)翼上表面垂直。A、越大B、角愈大C、與重量無關(guān)、對應(yīng)的失速迎角9997、飛機(jī)在飛行時，升力方向是B、與地面垂直。C、與翼弦垂直D、與機(jī)翼上表面垂直。A、越大B、角愈大C、與重量無關(guān)、對應(yīng)的失速迎角99機(jī)翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為A、機(jī)翼的安裝角。C、縱向上反角。D、迎角．(A)(A)(D)100ny<M載荷系數(shù)>大于1(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（失速速度等于根號下的載荷系數(shù)乘以平飛速度）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(A)102、機(jī)翼的中心:(B)B、翼弦與機(jī)翼空氣動力作用線的交點C、翼弦與最大厚度線的交點。Dl／4處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)和臨界迎角的兩個限定值A(chǔ)、厚度和機(jī)翼面積C、彎度和翼展、厚度和彎度(D)(D)(A、翼剖面形狀B、迎角C、空氣密度D、機(jī)翼平面形狀105A、當(dāng)迎角為零時，升力不為零、B、當(dāng)翼剖面有一個正迎角時(A、翼剖面形狀B、迎角C、空氣密度D、機(jī)翼平面形狀105A、當(dāng)迎角為零時，升力不為零、B、當(dāng)翼剖面有一個正迎角時,上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。、當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，上翼面處的流速大于下翼面處的流速。ABD)(AD)107飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流A、減小摩擦阻力。BC、減小誘導(dǎo)阻力。D、減小壓差阻力。:(B)A、與大氣可壓縮性。C、僅與大氣的溫度。、僅與大氣的密度。(B)109、下列哪種說法是不正確的?A、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時，升力會突然大大增加(ABD)B、氣流變?yōu)殡s亂無章，并且出現(xiàn)旋渦C、附面層的氣流各層不相混雜而成層的附面層稱為層流附面層，稱為層流附面層D、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時，阻力會大大減小110?B、粘性C、溫度AB、摩擦阻力CD、誘導(dǎo)阻力AB、壓差阻力CD、干擾阻力AB、壓差阻力CD、干擾阻力AB、壓差阻力CD、干擾阻力(B)(B)(B)(C)(D)115、下列( )對飛機(jī)阻力大小影響不大:B、飛機(jī)的翼型和平面形狀D、飛機(jī)的安裝角和上反角116下列與飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大小無關(guān):AB、機(jī)翼的翼型DBC、機(jī)翼的根尖比D、機(jī)翼的展弦比是A115、下列( )對飛機(jī)阻力大小影響不大:B、飛機(jī)的翼型和平面形狀D、飛機(jī)的安裝角和上反角116下列與飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大小無關(guān):AB、機(jī)翼的翼型DBC、機(jī)翼的根尖比D、機(jī)翼的展弦比是A、把機(jī)翼表面做的很光滑B、部件連接處采取整流措施(B)C、把的部件做成流線型D、采用翼尖小翼118壓差阻力哪種說法是正確的?B、物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。C、壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無關(guān)。D、物體的最大迎風(fēng)而積越大,壓差阻力越大。的哪種說法是正確的?A、增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。(D)(A)B、把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,可以減小誘導(dǎo)阻力。120?A、干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。(D)B、在飛機(jī)各部件之間加裝整流可以減小誘導(dǎo)阻力。C、誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。121正確的?B、物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大C、壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無關(guān)DAB、減小壓差阻力CD、減小于擾阻力(D)(C)AB、減小干擾阻力CD、減小壓差阻力(B)124變化:AB、飛行迎角CD、機(jī)翼面積B125,飛機(jī)的空氣動力特性越差B、飛機(jī)的性質(zhì)角越大,飛機(jī)的空氣動力特性越好C、飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動力特性越好、飛機(jī)的升阻比越小,飛機(jī)的空氣動力特性越好125,飛機(jī)的空氣動力特性越差B、飛機(jī)的性質(zhì)角越大,飛機(jī)的空氣動力特性越好C、飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動力特性越好、飛機(jī)的升阻比越小,飛機(jī)的空氣動力特性越好(C)3倍?A3.3倍B1.9C3.9倍D4.3倍127、機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理A、減輕翼梢旋渦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(C)(AB)飛機(jī)摩擦阻力的措施是:A、保持飛機(jī)表面光潔度D、增大后掠角A、是在附面層中產(chǎn)生的(AB)(ABD)B、其太小與附面層中流體的C、是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力狀態(tài)有關(guān)下列關(guān)于阻力的哪種說法是正確的?A、誘導(dǎo)阻力增大,廢阻力增大、誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力增大(D)131B、相同升力系數(shù)時其迎角減小C、同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大132、關(guān)于升阻比下列哪個說法正確:、在最大升力系數(shù)時阻力一定最小C、升阻比隨迎角的改變而改變D、機(jī)翼設(shè)計使升阻比不隨迎角變化而變化(A)(C)（前提是：產(chǎn)生相同的升力）A、大于基本翼型升力D、不確定134A、增大了飛機(jī)重量，便起飛B、增大了飛行阻力，使所需發(fā) 推力大幅增加,使飛機(jī)易失速D、相同迎角，升力系數(shù)下降(C)(D)135、下列關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的?A、大于基本翼型升力D、不確定134A、增大了飛機(jī)重量，便起飛B、增大了飛行阻力，使所需發(fā) 推力大幅增加,使飛機(jī)易失速D、相同迎角，升力系數(shù)下降(C)(D)135、下列關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的?C、升阻比成線性增加D、升阻比也稱為氣動效率系數(shù)(BCD)（在升阻比達(dá)到最大之前）4°左右）136,即A、曲線最高點的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù)B、從原點作極曲線的切線，切線的斜率是最大升阻比的迎角值(AC)D、曲線最高點的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比137、從原點作極曲線的切線，切點所對應(yīng)的迎角值是B、有利迎角C、最小迎角(B)138A、后退式襟翼C)B、式襟翼（后退開縫式）D、開縫式襟翼139B、大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開。(B)C、大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的140A、增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力打開。打開。(B)B、阻擋氣流的，增大阻力C、增加飛機(jī)抬頭力矩，輔助飛機(jī)爬升D、飛機(jī)爬升時補(bǔ)償機(jī)翼彎度以減小氣流分離141A、產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)B、將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層 氣流C、下降高度時產(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)A、前緣部分下表面向前張開一個角度B、前緣部分向下偏轉(zhuǎn)D、前緣部分下表面向內(nèi)凹入143B、增大機(jī)翼升力C、減小阻力D、改變機(jī)翼彎度(B)(A)141A、產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)B、將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層 氣流C、下降高度時產(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)A、前緣部分下表面向前張開一個角度B、前緣部分向下偏轉(zhuǎn)D、前緣部分下表面向內(nèi)凹入143B、增大機(jī)翼升力C、減小阻力D、改變機(jī)翼彎度(B)(A)(A):A、無論任何迎角B、小迎角D、中迎角C后緣襟翼增升的共同原理是:A、增大了翼型的相對彎度B、增大了翼型的迎角AC、在中心的后部產(chǎn)生阻力D、減小了翼型的阻力()146、打開后緣襟翼既能增大機(jī)翼切面的彎曲度，又能增加機(jī)翼的面積，繼而提高飛機(jī)的升(D)A、式襟翼（增加彎度）(增加彎度））（E開縫式襟翼：也是這兩個增升原理）(A)B、簡單式襟翼D、后退式襟翼:A、使機(jī)翼在其位置部分先失速D、使整個機(jī)翼迎角減小，避免失速148A、增加機(jī)翼翼面氣流的攻角(B)B、減小氣流的橫向造成的附面層加厚C、將氣流分割成不同流速的區(qū)域D、將氣流分割成不同狀態(tài)韻區(qū)域于減升裝置的輔助A、擾流扳 B、副冀CD、后緣襟冀150、屬于增升裝置的輔助A、擾流板 B、副翼(A)面是面是；(C)CD、板151、飛機(jī)著陸時使用后緣襟翼的作用是(CD)A、提高飛機(jī)的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。（）152縫翼于減升裝置的輔助A、擾流扳 B、副冀CD、后緣襟冀150、屬于增升裝置的輔助A、擾流板 B、副翼(A)面是面是；(C)CD、板151、飛機(jī)著陸時使用后緣襟翼的作用是(CD)A、提高飛機(jī)的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。（）152縫翼的作用是A、巡航飛行時延緩機(jī)翼上表面的氣流分離(C)B、改善氣流在機(jī)翼前緣，減小阻力。D、增大機(jī)翼彎度，提高升力（縫翼可提高臨界迎角，降低飛機(jī)失速速度；提高升力系數(shù)）156、前緣襟翼的作用是A、增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升(D)B、增加迎角提高機(jī)翼升力使中心位置移動而使飛機(jī)縱向平衡D、增加翼型彎度，防止氣流在前緣分離157因為A、消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)C、前緣襟翼伸出遮擋氣流對后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞D、減緩氣流到達(dá)后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離(A)153 式增升裝置增升特點是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(B)154、附面層吹除裝置的工作原理是:A、吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定C、在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚(D)D、將氣流吹入附面層附面層，防止氣流分離155A、應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小B、應(yīng)使翼根先于翼尖失速．利于從失速狀態(tài)恢復(fù)C、調(diào)整兩側(cè)機(jī)翼同時失速，效果平均，利于采取恢復(fù)措施(B)158B、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、補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動力均衡(C)159?(C)A、只增大升力C、既可增大升力又可增大阻力B、只增大阻力D、增大升力減小阻力B、后緣襟翼放下角度比較大時，機(jī)翼的阻力系數(shù)增加，升力系數(shù)不增加。(C)C、后緣襟翼放下角度比較小時，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果大于阻力系數(shù)增加的效果。、后緣襟翼放下角度比較小時，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果小于阻力系數(shù)增加的效果。161、根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計算公式可以得出,通過增大機(jī)翼面積來增大升力的同時:(C)158B、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、補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動力均衡(C)159?(C)A、只增大升力C、既可增大升力又可增大阻力B、只增大阻力D、增大升力減小阻力B、后緣襟翼放下角度比較大時，機(jī)翼的阻力系數(shù)增加，升力系數(shù)不增加。(C)C、后緣襟翼放下角度比較小時，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果大于阻力系數(shù)增加的效果。、后緣襟翼放下角度比較小時，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果小于阻力系數(shù)增加的效果。161、根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計算公式可以得出,通過增大機(jī)翼面積來增大升力的同時:(C)A、阻力不變。B、阻力減小。CD、阻力先增加后減小。162是A、加快機(jī)翼前緣上表面的氣流流速，在前緣形成吸力峰。(C)B、減小機(jī)翼下翼面氣流的流速，增大上下翼面的C、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點后移。差。163、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(D)應(yīng)該是A、逐新擴(kuò)大。B、保持不變。CD、逐漸減小?？刂聘矫鎸拥脑錾?(AB、前緣縫翼。BC)C、渦流發(fā)生器。D、下垂式前緣襟翼。165、下面哪些增升裝置是利用了增大機(jī)翼面積的增升原理?AB、下垂式前緣襟翼。(AD)C、后緣簡單襟翼。D、富勒襟翼。166168題(A)B、機(jī)翼上表面最低C、機(jī)翼上表面最低、機(jī)翼上表面最低點后移，減小臨界迎角。點前移，加大臨界迎角。點后移，加大臨界迎角。A、放下后緣襟翼時，增大了機(jī)翼的彎度。B、放下后緣襟翼時．增大了機(jī)翼的面積。C、放下后緣襟翼時，在上下翼面之間形成了縫隙。D、放下后緣襟翼時，在上下翼面之間形成了多條縫隙。(A)167、增升裝置的增升原理有:A、增大部分機(jī)翼弦長B、使最大厚度點后移C、使最大彎度點后移是A、使附面層保持層流狀態(tài)。C、加快機(jī)翼后緣。氣流的流速。D、推遲附面層分離。A、減小附面層的厚度。167、增升裝置的增升原理有:A、增大部分機(jī)翼弦長B、使最大厚度點后移C、使最大彎度點后移是A、使附面層保持層流狀態(tài)。C、加快機(jī)翼后緣。氣流的流速。D、推遲附面層分離。A、減小附面層的厚度。D、使附面層分離點向后移(A)(B)(ABD)(B)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、CD、左右機(jī)翼飛行擾流板都不動、A、增大機(jī)翼的面積B、增大機(jī)翼的相對厚度C、增大機(jī)翼的相對彎度(ACD)D、附面層氣流173、前緣縫翼的功用是A、增大機(jī)翼的安裝角C、增大最大升力系數(shù)D、提高臨界迎角(CD)174、下列關(guān)于擾流板的敘述哪項說法正確?(AB)A、擾流板可作為板縮短飛機(jī)滑跑距離D、可實現(xiàn)飛機(jī)橫向配平175C、空氣的密度減小(A)、空氣的壓強(qiáng)突然減小D、空氣的溫度降低176、亞音速氣流經(jīng)過收縮管道后，A、速度增加，壓強(qiáng)增 、速度降低，壓強(qiáng)下降CD、速度降低，壓強(qiáng)增大(C)177、超音速氣流經(jīng)過收縮管道后AB、速度降低，壓強(qiáng)下降。CD、速度降低，壓強(qiáng)增大。(D)177，收縮管道178超音速氣流的 性指的是使速度到音速，所以收縮后，速度小于音速）(B)AB、流速要加快，流管必須變粗CD、流速與流管的橫切面積無關(guān)179、氣流通過正激波后， 、密度和溫度都突然升高，且流速(C)A、氣流速度不變177、超音速氣流經(jīng)過收縮管道后AB、速度降低，壓強(qiáng)下降。CD、速度降低，壓強(qiáng)增大。(D)177，收縮管道178超音速氣流的 性指的是使速度到音速，所以收縮后，速度小于音速）(B)AB、流速要加快，流管必須變粗CD、流速與流管的橫切面積無關(guān)179、氣流通過正激波后， 、密度和溫度都突然升高，且流速(C)A、氣流速度不變C、由超音速降為亞音速B、可能為亞音速也可能為超音速D、有所降低但仍為超音速180、氣流通過斜激波后， (B)A、氣流速度不變B、可能為亞音速也可能為超音速C、由超音速降為亞音速 D、有所降低但仍為超音速181、頭部非常尖的物體，對氣流的阻滯作用不強(qiáng)，超音速飛行時，在其前緣通常產(chǎn)生:(A)AB、脫體激波CD、不產(chǎn)生激波1155公里/小時，當(dāng)飛行速度增大到1040公里/小時，機(jī)翼表面最低點處的局部氣流速度為1100公里/小時，而該點的局部音速也降為1100公里/小時，這時飛機(jī)的臨界飛行M數(shù)為(D)（馬赫數(shù)是前方來流速度與當(dāng)?shù)匾羲僦龋?飛機(jī)飛行馬赫數(shù):A、保持不變．B、逐漸增加D、先增加后減小。(B)183、當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后(A、局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。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。184、飛機(jī)飛行時對周圍大氣產(chǎn)生的擾動情況是A、擾動產(chǎn)生的波面是以擾動源為中心的同心圓。A)(B)B、產(chǎn)生的小擾動以音速向外。C、只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會受到擾動。D、如果不考慮擾動波的衰減，只要時間足夠長周圍的空氣都會受到擾動。185、飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮程度(空速)B、只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲貱、只取決于飛機(jī)飛行的高度D、和飛機(jī)飛行的速度(空速)以及當(dāng)?shù)氐囊羲儆嘘P(guān)(D)(A、飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。C、在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。D、機(jī)翼襲面流場全部為超音速流場。188關(guān)于飛機(jī)失速下列說法哪些是正確的?D)(D)A、飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動力就可以克服的飛行。(A、飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。C、在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。D、機(jī)翼襲面流場全部為超音速流場。188關(guān)于飛機(jī)失速下列說法哪些是正確的?D)(D)A、飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動力就可以克服的飛行。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。189A、是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)?D)能對機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。C、在同溫層底部飛行時不存在。D、是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C(jī)體表面進(jìn)行的加熱。A、在跨音速飛行階段變化比較復(fù)雜．D、一直保持不變．(A)A、收縮流管。C、先收縮后擴(kuò)張的流管。192、在激波后面A、空氣的壓強(qiáng)突然增大。B、張流管D、先擴(kuò)張后收縮的流管。(C)(AD)C、空氣的密度減小。、空氣的溫度增加。A、只會使機(jī)體表面的溫度升高．C、會影響無線電、航空儀表的工作。D、會使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。(BCD)194：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。D、由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?BC)195(A)產(chǎn)生阻力？AB、通過激波后氣流的速度下降。C、通過激波后空氣的靜壓升高。D、通過激波后氣流的動壓下降。196、飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于:(B)A、首次出現(xiàn)局部激波。B、首次出現(xiàn)等音速點C、流場中形成局部超音速區(qū)。D、局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。197(B)A、局部激波前面超音速氣流過大。B、氣流通過局部激波（壓差阻力）C、局部激波前面亞音速氣流的低于局部激波后面氣流的。D、局部激波后面氣流的過小。198、當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界速度，飛行阻力迅速增大的原因是(AC)A、局部激波對氣生較大的波阻。B、附面層由層流變?yōu)槲缮^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。195(A)產(chǎn)生阻力？AB、通過激波后氣流的速度下降。C、通過激波后空氣的靜壓升高。D、通過激波后氣流的動壓下降。196、飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于:(B)A、首次出現(xiàn)局部激波。B、首次出現(xiàn)等音速點C、流場中形成局部超音速區(qū)。D、局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。197(B)A、局部激波前面超音速氣流過大。B、氣流通過局部激波（壓差阻力）C、局部激波前面亞音速氣流的低于局部激波后面氣流的。D、局部激波后面氣流的過小。198、當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界速度，飛行阻力迅速增大的原因是(AC)A、局部激波對氣生較大的波阻。B、附面層由層流變?yōu)槲缮^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。（臨界速度，就是臨界馬赫數(shù)對應(yīng)的飛行速度）199當(dāng) 飛行速度超過臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波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。(BC)“。下列哪種說法是正確的？A、相對厚度較小。C、前緣曲率半徑較大。D、最大厚度位置靠近翼弦中間。201、飛機(jī)焦點的位置A、隨仰角變化而改變。(ABD)(BC)B、不隨仰角變化而改變。D、從亞音速進(jìn)入超音速時前移。（亞音速飛行時馬赫數(shù)小于臨界馬赫數(shù)時）（在低速時，機(jī)翼和飛機(jī)的焦點都不變；在一定的迎角內(nèi)，迎角增大，機(jī)翼的 中心前）202超音速巡航飛行時:A、氣動加熱會使機(jī)體表藹的溫度升高，對座艙的溫度沒有影響。(CD)轉(zhuǎn)變?yōu)镃、由于氣動加熱會使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。D、氣動加熱會使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。203、關(guān)于激波，下列說法哪些正確?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。(AD)B、激波是強(qiáng)擾動波，在空氣中的速度等于音速。（大于音速）C、激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。D、激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時。形成的強(qiáng)擾動波204、關(guān)于膨脹波,下列說法哪些正確?(AB)A、當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時，通過膨脹波。B、膨脹波在空氣中的速度是音速。C、超音速氣流通過膨脹波后，氣流的速度、溫度、、氣流流過帶有外折角的物體表面時，通過膨脹波等發(fā)生突變．。205關(guān)于氣流 下列說法哪些正確?A、只要用先收縮后擴(kuò)張的流管就可以將亞音速氣流(BC)到超音速。B、氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分C、在拉瓦爾噴管收縮部分得到成為超音速氣流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206、穩(wěn)定 狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方A203、關(guān)于激波，下列說法哪些正確?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。(AD)B、激波是強(qiáng)擾動波，在空氣中的速度等于音速。（大于音速）C、激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。D、激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時。形成的強(qiáng)擾動波204、關(guān)于膨脹波,下列說法哪些正確?(AB)A、當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時，通過膨脹波。B、膨脹波在空氣中的速度是音速。C、超音速氣流通過膨脹波后，氣流的速度、溫度、、氣流流過帶有外折角的物體表面時，通過膨脹波等發(fā)生突變．。205關(guān)于氣流 下列說法哪些正確?A、只要用先收縮后擴(kuò)張的流管就可以將亞音速氣流(BC)到超音速。B、氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分C、在拉瓦爾噴管收縮部分得到成為超音速氣流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206、穩(wěn)定 狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方AB、流速增大CD、壓強(qiáng)增高(BC)207(A)A、使上翼面氣流比較緩慢， 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，分布比較平坦．可以提高臨界馬赫數(shù)。C、上翼面氣流比較緩慢，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208言，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。(A)B、冀根首先失速比翼尖首先失速更有害C、翼尖首先失速和翼根首先失速有害D、程度相等翼尖和翼根失速對飛行無影響209A、可以減小波阻。C、提高臨界馬赫數(shù)。D、使附面層保持層流狀態(tài)。是B、相對厚度比較?。鄬澏缺容^小，最大厚度點靠后的薄翼型。C、相對厚度比較?。鄬澏缺容^小，最大厚度點靠前的薄翼型。，下列說法那一個正確?(B)(B)(B)、機(jī)翼的B、機(jī)翼的中心向后移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。C、機(jī)翼的、機(jī)翼的中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。AB、翼刀和鋸齒型前緣CD、前緣襟翼AB、可以提高臨界馬赫數(shù)。CD、與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動特性。214、對高速飛機(jī)氣動外形設(shè)計的主要要求是AB、減小誘導(dǎo)阻力。(B)(AB)(AC)C、減小波阻。D、保持層流附面層。215、后掠機(jī)翼的失速特性不好是指BC、機(jī)翼的、機(jī)翼的中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。AB、翼刀和鋸齒型前緣CD、前緣襟翼AB、可以提高臨界馬赫數(shù)。CD、與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動特性。214、對高速飛機(jī)氣動外形設(shè)計的主要要求是AB、減小誘導(dǎo)阻力。(B)(AB)(AC)C、減小波阻。D、保持層流附面層。215、后掠機(jī)翼的失速特性不好是指B、和翼捎相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層分離。C、沿翼展方向氣流速度增加D、翼根和翼梢部位同時產(chǎn)生附面層分離。(AC)216、下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)?AB、大展弦比機(jī)翼。(AD)C、平直機(jī)翼。D、后掠機(jī)翼。217、采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是(B)A、后掠角使氣生了沿機(jī)翼展向的。B、經(jīng)翼型產(chǎn)生升力的有效速度減小了。（使氣流的速度可以更提高一些）D、形成了斜對氣流的激波。218垂直機(jī)翼前緣的氣流速度A、是產(chǎn)生升力的有效速度。(A)B、在沿機(jī)翼表面過程中，大小不發(fā)生變化。C、大于來流的速度。D、會使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚．219平行機(jī)翼前緣的速度(D)A、沿機(jī)翼展向，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。B、被用來產(chǎn)生升力。C、小于來流的速度，所以臨界馬赫數(shù)提高了。D、使后掠機(jī)翼的失速特性不好。220:小展弦比機(jī)翼在改善飛機(jī)空氣動力特性方面起的作用是(C)A、同樣機(jī)翼面職的情況下，減小機(jī)翼相對厚度．上翼面氣流流速．提高臨界馬赫數(shù)C、同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對厚度，減小波阻。D、同樣機(jī)翼面積的情況下,減小機(jī)翼的展長，提高臨界馬赫數(shù)。(AB、平面形狀為矩型的機(jī)翼B)C、細(xì)而長的飛機(jī)機(jī)身D、薄對稱翼型的尾翼222飛機(jī)機(jī)翼的翼型特點的是(D)A、機(jī)翼相對厚度較小B、最大厚度位置靠近翼弦中部C、機(jī)翼前緣曲率半徑較小D、機(jī)翼前緣曲率半徑較大后掠機(jī)翼的氣動外形特點的是；A(AB、平面形狀為矩型的機(jī)翼B)C、細(xì)而長的飛機(jī)機(jī)身D、薄對稱翼型的尾翼222飛機(jī)機(jī)翼的翼型特點的是(D)A、機(jī)翼相對厚度較小B、最大厚度位置靠近翼弦中部C、機(jī)翼前緣曲率半徑較小D、機(jī)翼前緣曲率半徑較大后掠機(jī)翼的氣動外形特點的是；AM數(shù)比平直機(jī)翼高B、阻力系數(shù)小C、升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨M數(shù)變化緩和D、升力系數(shù)小227、關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說法哪些是正確的?,會造成機(jī)頭自動上仰，導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。B、產(chǎn)生升力的有效速度增加，使后掠機(jī)翼的失速特性變壞。(D)(AD)C、翼根部位附面層先分離會使副翼的效率下降。D、機(jī)翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機(jī)翼失速特性。224錯誤的是A、飛機(jī)以亞音速飛行時，在飛機(jī)上肯定會產(chǎn)生激波(A)BMM數(shù)，飛機(jī)上出現(xiàn)任何激波M11225、超臨界翼型的特點是(BD)A、上翼面氣流比較快，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,激波的強(qiáng)度比較大，減小波阻D、超臨界翼型的跨音速氣動特性比層流翼型好。（為了減小波阻，都是減緩上表面的氣流AB、減小波阻）(AB)C、增加飛機(jī)升力D、改善飛機(jī)的低速飛行性能A、層流翼型的機(jī)翼。C、三角形機(jī)翼。D、帶有大后掠角的機(jī)翼(BCD)三章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。、作用在飛機(jī)上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。(A)230、飛機(jī)重心位置的表示方法是B、用重心到平均幾何弦后緣的距離和平均幾何弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示．C、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。D、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面韻距離和機(jī)體長度之比的百分?jǐn)?shù)來表示。(A)231飛三章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。、作用在飛機(jī)上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。(A)230、飛機(jī)重心位置的表示方法是B、用重心到平均幾何弦后緣的距離和平均幾何弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示．C、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。D、用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面韻距離和機(jī)體長度之比的百分?jǐn)?shù)來表示。(A)231飛機(jī)做等速直線水平飛行時，作用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足A、升力等于重力，推力等于阻力。D、升力等于重力，推力等于阻力．抬頭力矩等于低頭力矩．(D)不是飛機(jī)飛行時所受的外載荷A、重力B、氣動力(D)C、發(fā)推<拉>力D、慣性力233、研究飛機(jī)運動時選用的機(jī)體坐標(biāo)，則B、以全機(jī)焦點為原點，縱軸和立軸確定的平面為對稱面(D)C、以中心原點，縱軸和橫軸確定的平面為對稱面D、以飛機(jī)重心為原點，縱軸和立軸確定的平面為對稱面定常飛行的飛機(jī)來說，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。(B)（可能是勻速爬升）C、發(fā)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A、飛機(jī)速度的大小會發(fā)生，速度的方向保持不變。B、飛機(jī)速度的方向會發(fā)生變化。C、飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向上移(B)(A)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。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。(A)A、速度不發(fā)生變化。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。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。(A)A、速度不發(fā)生變化。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。(CD)239、飛機(jī)的爬升角是指B、飛機(jī)立軸與水平線之間的夾角C、飛機(jī)橫軸與水平線之間的夾角、飛機(jī)縱軸與水平線之間的夾角(A)240飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時:nY越大。B、飛行速度越小，載荷因數(shù)nY越小．。D1。(BD)241、飛機(jī)起飛通常要經(jīng)過的三個階段是:(A)A、地面滑跑、拉桿離地、上升BC、滑跑、離地、平飄D、滑跑、拉平、離地242、飛機(jī)著陸的過程是(B)A、下滑、拉平接地和滑跑三個階段B、下滑、拉平、平飄、接地和著陸滑跑五個階段C、下滑、拉平、接地、著陸滑跑和剎車五個階段D、下滑、拉平、平飛、平飄和接地五個階段243、下列敘述與飛機(jī)的正常盤旋飛行無關(guān)A、保持飛行高度不變(D)B、保持發(fā)推力等于飛機(jī)阻力C、保持飛機(jī)作圓周飛行D、保持飛機(jī)等速直線飛行B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛最小速度(A)245滿油門的發(fā)可用推力曲線與需用推力曲線的最右交點所對應(yīng)的速度是(C)D、保持飛機(jī)等速直線飛行B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛最小速度(A)245滿油門的發(fā)可用推力曲線與需用推力曲線的最右交點所對應(yīng)的速度是(C)B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛最小速度A、剩余推力B、飛機(jī)重量D、飛機(jī)的飛行姿態(tài)(C)247、飛機(jī)下滑距離B、與下滑角無關(guān)C、與下滑角有關(guān)D、與下滑高度無關(guān)(AC)248、飛機(jī)離地速度越小，則B、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越差C、滑跑距離越長，飛機(jī)的起飛性能越好249、同架同樣重量的飛機(jī)B、在高原機(jī)場降落比在平川機(jī)場降落需要的跑道長C、在高原機(jī)場降落和在平川機(jī)場降落需要的跑道一樣長D、在高原機(jī)場降落和在平川機(jī)場降落需要的跑道無法比較(A)(B)250、渦輪噴氣式飛機(jī)能獲得平飛航時最長的速度是B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛最小速度(B)251渦輪噴氣式飛機(jī)能獲得平飛航程最長的速度是(D)B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛遠(yuǎn)航速度252、飛機(jī)平飛航程的長短(AB)A、決定于平飛可用燃油量多少B、決定于發(fā)公里耗油量的大小C、決定于平飛的高度B、決定于發(fā)小時耗油量的大小平飛時B、飛機(jī)平飛有利速度C、飛機(jī)平飛最大速度、飛機(jī)平飛遠(yuǎn)航速度252、飛機(jī)平飛航程的長短(AB)A、決定于平飛可用燃油量多少B、決定于發(fā)公里耗油量的大小C、決定于平飛的高度B、決定于發(fā)小時耗油量的大小平飛時保持等速飛行的平衡條件是A、升力等于重力,推力等于重力B、升力等于重力,推力等于阻力C、升力等于阻力,推力等于重力(B)A、理論靜升限C、動升限D(zhuǎn)、實用升限(A)255、下列關(guān)系正確的是<實用靜升限<動升限B、理論靜升限>實用靜升限>動升限C、實用靜升限<理論靜升限<動升限<動靜升限<實用升限(C)256y方向上的“過載”是指B、飛機(jī)升力與飛機(jī)阻力的比值C、飛機(jī)推力與飛機(jī)阻力的比值(A)257關(guān)于載荷因數(shù)y?261題(CD)nY1。Ny1。C、載荷因數(shù)大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載較大Ny1,說明飛機(jī)升力等于重量。258、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。則B、這條線上各點的速度大于對應(yīng)高度上的失速逑度。(B)C、這條線上各點的速度等于對應(yīng)高度上的失速速度。、在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失速速度?！八俣?過載”包線:AnY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)和邊界線上各點所代表的速度和載荷因數(shù)組合情況D、表示出飛機(jī)平飛速度范圍隨著飛行高度的變化情況。(AB)飛機(jī)的飛行包線:A、包線所圍范圍以內(nèi)各點所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。C、這條線上各點的速度等于對應(yīng)高度上的失速速度。、在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失速速度。“速度-過載”包線:AnY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)和邊界線上各點所代表的速度和載荷因數(shù)組合情況D、表示出飛機(jī)平飛速度范圍隨著飛行高度的變化情況。(AB)飛機(jī)的飛行包線:A、包線所圍范圍以內(nèi)各點所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。C、包線邊界上的各點都表示某一個飛行參數(shù)的限制條件。261飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎nYA1C1D、隨傾斜角度增大而減小262、關(guān)于飛機(jī)前“平飛包線”，下列說法哪些是正確的?(AC)(BC)(AC)況在飛行中出現(xiàn)。B、因為飛機(jī)失速迎角限制或發(fā)況在飛行中出現(xiàn)。C、因為飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度或發(fā)飛行中出現(xiàn)。況在飛行中出現(xiàn)。四章263、按照左手法則，飛機(jī)的三個轉(zhuǎn)動軸為<OY>、立軸<OX>、橫軸<OZ>B、縱軸<OX>、立軸<OZ>、橫軸<OY>C、縱軸<OX>、立軸<OY>、橫軸<OZ><OY>、立軸<OZ>、橫軸<OX><氣動力中心>指的是A、升力的著力點C、重力的著力點、阻力的著力點(C)(B)265、對稱翼型機(jī)翼的焦點位置與位置是中心位置是重合的，非對稱翼型<雙凸型>機(jī)翼的焦點(B)A、位于中心后面B、位于C、與中心重合中心位置無法比較A、飛機(jī)全機(jī)的焦點在機(jī)翼焦點的前面B、飛機(jī)全機(jī)的焦點在機(jī)翼焦點的后面C、飛機(jī)全機(jī)的焦點和機(jī)翼焦點始終重合(B)（機(jī)翼焦點最前，267中心，最后是全機(jī)的焦點）B、位于C、與中心重合中心位置無法比較A、飛機(jī)全機(jī)的焦點在機(jī)翼焦點的前面B、飛機(jī)全機(jī)的焦點在機(jī)翼焦點的后面C、飛機(jī)全機(jī)的焦點和機(jī)翼焦點始終重合(B)（機(jī)翼焦點最前，267中心，最后是全機(jī)的焦點）(B)B、飛機(jī)焦點位于飛機(jī)重心之前有利于飛機(jī)的縱向安定性C、飛機(jī)的重心位置與飛機(jī)的裝載情況有關(guān)，與飛機(jī)的飛行狀態(tài)無關(guān)D、飛機(jī)重力著力點的位置叫做飛機(jī)的重心位置俯仰平衡的力矩主要是A、機(jī)身力矩和機(jī)翼力矩B、機(jī)翼力矩和垂尾力矩C、機(jī)身力矩和水平尾翼力矩方向平衡中的偏轉(zhuǎn)力矩主要指A、機(jī)翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)B、機(jī)翼升力力矩、水平尾翼力矩、發(fā)(D)(A)推力力矩、機(jī)身力矩推力力矩、機(jī)身力矩C、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、機(jī)翼升力力矩、機(jī)身力矩D、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)270飛機(jī)橫向平衡中的滾轉(zhuǎn)力矩主要包括B、機(jī)翼升力力矩C、水平尾翼力矩推力力矩(B)D、發(fā)推力力矩（271列敘述錯誤的是B、飛機(jī)取得俯仰平衡后，迎角保持不變C、飛機(jī)的橫向平衡是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零D、機(jī)翼變形和襟翼安裝不對稱破壞的是飛機(jī)的橫側(cè)平衡(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)上的所有外力不平衡，所有外力矩也不平衡(A)273(D)B、由垂直尾翼產(chǎn)生的C、由機(jī)身產(chǎn)生的D、由水平尾翼產(chǎn)生的(A、縱向穩(wěn)定性B、由垂直尾翼產(chǎn)生的C、由機(jī)身產(chǎn)生的D、由水平尾翼產(chǎn)生的(A、縱向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性)產(chǎn)生影響:325題ABAM數(shù)C、飛機(jī)迎角和飛行速度D、飛機(jī)迎角、機(jī)身和垂尾面積(D)A、水平尾翼C、機(jī)身D、后掠機(jī)翼)產(chǎn)生的；BB、垂直尾翼C、機(jī)翼、機(jī)身)產(chǎn)生的；(CA、飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積D、機(jī)翼的后掠角A、下單翼起側(cè)向穩(wěn)定的作用B、上單翼起側(cè)向不穩(wěn)定的作用D、上單翼起側(cè)向穩(wěn)定的作用(C)(ABC)280(A、飛機(jī)在大迎角下飛行時，易產(chǎn)生側(cè)向飄擺不穩(wěn)定性B、飛機(jī)的方向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定力矩不匹配，出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象C)D、防止飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向飄擺，可在飛機(jī)上安裝偏航阻尼器和橫滾阻尼器281、飛機(jī)的舵面<主面>指的是(C)BD、防止飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向飄擺，可在飛機(jī)上安裝偏航阻尼器和橫滾阻尼器281、飛機(jī)的舵面<主面>指的是(C)B、方向舵、襟翼、縫翼C、升降舵、方向舵、副翼?A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。?A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。A、橫軸。D、仰抑軸。(C)(A)(B)285飛機(jī)飛行的俯仰角為B、飛機(jī)縱軸與水平面的夾角D、翼弦線與水平面的夾角(A)A、縱向穩(wěn)定性。D、偏航穩(wěn)定性(B)(C)A、縱向穩(wěn)定性。D、偏航穩(wěn)定性(B)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A、向前移動D、可能前移或后移中心(B)290關(guān)于機(jī)翼的中心和焦點如下說法正確的是:(CD)A、中心是升力增量的作用點B、焦點是總空氣動力的作用點C、焦點是升力增量的作用點D、中心是總空氣動力中心的作用點A、迎角，偏航角，滾轉(zhuǎn)角D、偏航穩(wěn)定性A、向前移動D、可能前移或后移中心(B)290關(guān)于機(jī)翼的中心和焦點如下說法正確的是:(CD)A、中心是升力增量的作用點B、焦點是總空氣動力的作用點C、焦點是升力增量的作用點D、中心是總空氣動力中心的作用點A、迎角，偏航角，滾轉(zhuǎn)角D、迎角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角:(B)292、飛行側(cè)滑角為B、飛行速度與水平面的夾角C、空速向量與飛機(jī)對稱面的夾角293、如果飛機(jī)具有動穩(wěn)定性，則它一定具有B、靜不穩(wěn)定性C、中立靜穩(wěn)定性。D、不具有靜穩(wěn)定性。(C)俯仰角偏航角(A)294?A、為減小阻力，一般側(cè)滑角為零C、有側(cè)滑角時，飛機(jī)必產(chǎn)生俯仰運動D、飛行阻力與側(cè)滑角無關(guān)(A)（297題）(A)B、荷蘭滾的趨勢C、急盤旋下降和荷蘭滾的趨勢D、滾轉(zhuǎn)趨勢（側(cè)向穩(wěn)定性（方向穩(wěn)定性相對不好）相對不好）296、對飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是A、飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積。:(C)D、機(jī)翼的后掠角。297、飛機(jī)出現(xiàn)荷蘭滾時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(A)A、互相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(B)D、機(jī)翼的后掠角。297、飛機(jī)出現(xiàn)荷蘭滾時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(A)A、互相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(B)A、互相B、必須匹配適當(dāng)D、方向穩(wěn)定性好,縱向穩(wěn)定性就好(A)300機(jī)離開原來的平衡位置A、飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性C、飛機(jī)不具有動穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性D、不能判定具有靜穩(wěn)定性或動穩(wěn)定性301、飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的大小主要取決于(310題對比)(B)A)A、副翼B、方向舵C、襟翼D、飛機(jī)重心與焦點的相對位置無關(guān)。(這也只能就題論題了，“水平尾翼的又一個重要的作用--為飛機(jī)提供必要的縱主要作用的是機(jī)翼，水平尾翼的氣動升力和發(fā)的推力”。副翼能夠影響到氣動升力，只有選副翼了，其他的都不對。)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)定性則必然有動穩(wěn)定性。D、飛機(jī)動穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性無關(guān)(C)303、具有上反機(jī)翼的飛機(jī)在發(fā)生側(cè)滑時A、側(cè)滑方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大C、兩側(cè)機(jī)翼的升力都增加(A)D、兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小304B、飛機(jī)的重心在焦點之后C、飛機(jī)的重心和焦點必須重合D、飛機(jī)的重心和焦點的相對位置無關(guān)(A)D、兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小304B、飛機(jī)的重心在焦點之后C、飛機(jī)的重心和焦點必須重合D、飛機(jī)的重心和焦點的相對位置無關(guān)(A)A、垂直尾翼的面積B、垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離D、垂直尾翼的沿立軸到全機(jī)重心的距離306方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)擾動后A、產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零D、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)(C)(B)縱穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到上下對流擾動后A、產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后俯仰角自動回到零308、飛機(jī)橫向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到擾動后A、產(chǎn)生繞縱軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零D、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復(fù)原飛行姿態(tài)(D)(B)飛機(jī)的重心位置對飛機(jī)的哪個穩(wěn)定性有影響?A、縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。C、側(cè)向穩(wěn)定性D、對飛機(jī)的穩(wěn)定性沒有影響。(A)310、飛機(jī)運動為衰減振蕩運動．說明A、飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性BC、飛機(jī)具有動穩(wěn)定性，也具有靜穩(wěn)定性D、飛機(jī)既不具有動穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性(C)311于荷蘭滾下列說法正確的是A、是一種滾轉(zhuǎn)的收斂模態(tài)(B)C、急盤旋下降D、是一個周期很長，衰減很慢的運動模態(tài)A、著陸C、D、下滑?(A)C、急盤旋下降D、是一個周期很長，衰減很慢的運動模態(tài)A、著陸C、D、下滑?(A)?(D)A、增加飛機(jī)重量B、增加機(jī)翼面積C、增加垂直尾翼面積A、增加飛機(jī)重量B、增加機(jī)翼面積C、增加垂直尾翼面積315、下列哪種變化情況肯定會增加飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定性?(C)BC)B、增加機(jī)翼面積C、增加垂直尾翼面積、增加水平尾翼面積316的因素是(ABC)A、機(jī)翼相對機(jī)身的位置,機(jī)翼的后掠角C、重心D、相對焦點的位置主要因素有A、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(AD)主要因素有A、垂直尾翼B、水平尾翼D、重心(BD)319、焦點在重心之后，向后移焦點，飛機(jī)的性(C)B、C、性增強(qiáng)性減弱D、操數(shù)性先增強(qiáng)后減弱A、傾斜力矩。B、俯仰力矩。C、偏航力矩。(B)A319、焦點在重心之后，向后移焦點，飛機(jī)的性(C)B、C、性增強(qiáng)性減弱D、操數(shù)性先增強(qiáng)后減弱A、傾斜力矩。B、俯仰力矩。C、偏航力矩。(B)A、俯仰力矩。B、縱向力矩。C、偏航力矩。A、俯仰力矩。B、縱向力矩。C、偏航力矩。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(C)(D)(B)D、提高縱向性324、為保證適當(dāng)?shù)姆€(wěn)定性和 性，對重心位置作如下要求是否正確A、重心應(yīng)盡量前移C、應(yīng)設(shè)定重心的前限、應(yīng)設(shè)定重心的后限(CD)()產(chǎn)生影響；ABB、方向穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性326、影響飛機(jī)方向穩(wěn)定力矩的因素主要是B、飛機(jī)焦點位置和飛行高度C、飛機(jī)迎角和飛行速度(D)D、飛機(jī)迎角、機(jī)身和垂尾面積A、具有下反角C、平機(jī)翼D、與上下反角無關(guān)(A)A、保持不變D、飛機(jī)迎角、機(jī)身和垂尾面積A、具有下反角C、平機(jī)翼D、與上下反角無關(guān)(A)A、保持不變D、不定329、在重心后焦點位置向后移A、增加縱向穩(wěn)定性(B)(AD)B、提高縱向性C、減小縱同穩(wěn)定性D、降低縱向性(B)A、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)A、滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾，螺旋、荷蘭滾，滾轉(zhuǎn)阻尼，螺旋性由大到小順序為:(B)A、減小側(cè)向穩(wěn)定性B、增加側(cè)向穩(wěn)定性C、對側(cè)向穩(wěn)定性無影響(B)A、減小方向穩(wěn)定性B、增加方向穩(wěn)定性C、對方向穩(wěn)定性無影響(B)334、駕駛員蹬左側(cè)腳蹬A、方向舵向左偏轉(zhuǎn),機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)．B、方向舵向向左偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。(A)C、方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。D、方向舵向右偏轉(zhuǎn),機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)．335、駕駛員蹬左側(cè)腳蹬,飛機(jī)向右傾斜BC、方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。D、方向舵向右偏轉(zhuǎn),機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)．335、駕駛員蹬左側(cè)腳蹬,飛機(jī)向右傾斜B、機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn),飛機(jī)向右傾斜C、機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn),飛機(jī)向左傾斜,飛機(jī)向左傾斜(C)?A、副翼、擾流板(C)?A、襟翼B、升降舵C、副翼?A、方向舵B、升降舵D、副翼(D)(D)339B、升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。C、升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。(A)340、如果駕駛員向后拉駕駛桿B、升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。C、升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。(D)341、如果駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤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)。、左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。(C)342,升降舵向下運動。B、左邊的副翼向上運動,升降舵向上運動。C、左邊的副翼向下運動,升降蛇向上運動．、左邊的副翼向下運動,升降舵向下運動。(B)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎，需要同時342,升降舵向下運動。B、左邊的副翼向上運動,升降舵向上運動。C、左邊的副翼向下運動,升降蛇向上運動．、左邊的副翼向下運動,升降舵向下運動。(B)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎，需要同時A、方向舵和升降舵B、升降舵和副翼D、方向舵和副翼飛機(jī)的(D),則A、高速時使用外側(cè)副翼D、高速時同時使用內(nèi)外側(cè)副翼(B)代民用運輸機(jī)使用安裝角可變的水平安定面的功用是A、增加飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性D、配合襟翼系統(tǒng)增加飛機(jī)升力(B)A、外側(cè)副翼B、內(nèi)側(cè)副翼D、差動副翼(CD)347、?(D)A、方向舵和升降舵。C、方向舵和副翼D、方向舵、副翼和升降舵。348、飛機(jī)載重量大時,調(diào)整水平安定面配平,使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(A)349；(A)A、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)運動滯后于向下偏轉(zhuǎn)運動。A、副翼零位置校裝時偏差過大C、副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計值D、機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)(D)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)運動滯后于向下偏轉(zhuǎn)運動。A、副翼零位置校裝時偏差過大C、副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計值D、機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)(D):A、滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反C、副翼偏轉(zhuǎn)方向與駕駛桿移動方向相反D、兩側(cè)機(jī)翼副翼產(chǎn)生了同方向的偏轉(zhuǎn)(AB)352、操作副翼時產(chǎn)生有害偏航的原因是:（副翼向上運動）的阻力大于上升—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)、機(jī)頭偏向副翼下降—側(cè)(BD)（操作副翼時：就是下降一側(cè)的機(jī)翼總阻力減小了，升力增加了：差動副翼就是增加下沉在副翼的下表面，副翼的上下偏轉(zhuǎn)角相等）353、飛機(jī)上常用的氣動補(bǔ)償?shù)男褪綖?B、軸式補(bǔ)償片和伺服補(bǔ)償片C、角式補(bǔ)償片和內(nèi)封補(bǔ)償片、可變安裝角的水平安定面(A):A、實現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平保證B、飛機(jī)的縱向安定性D、驅(qū)動升降舵偏轉(zhuǎn)(C)355、安裝在舵面上的隨動補(bǔ)償片的構(gòu)造通常是(B)B,補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與前面固定翼面上的搖臂相連。CD356、彈簧補(bǔ)償片對舵面進(jìn)行氣動補(bǔ)償?shù)膭幼魇?A)、當(dāng)B、當(dāng)力達(dá)到一定值后。隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C、增加升力增加只要舵面—偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D、只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相同的方向偏轉(zhuǎn)。357、對面進(jìn)行重量平衡可以使用(C)A、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,但這種方增加阻力。D、集中配重的方法，但這種方法增加的重量大。（分散：效果好，高速飛機(jī)廣泛使用：集中：阻力增加，效果不好）:A、隨動配平補(bǔ)翼B、配平調(diào)整片C、固定調(diào)整片(A)、當(dāng)B、當(dāng)力達(dá)到一定值后。隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C、增加升力增加只要舵面—偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D、只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相同的方向偏轉(zhuǎn)。357、對面進(jìn)行重量平衡可以使用(C)A、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,但這種方增加阻力。D、集中配重的方法，但這種方法增加的重量大。（分散：效果好，高速飛機(jī)廣泛使用：集中：阻力增加，效果不好）:A、隨動配平補(bǔ)翼B、配平調(diào)整片C、固定調(diào)整片(A)359、利用軸式補(bǔ)償方法減小鉸鏈力矩的原理是A、將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離，B、將舵面轉(zhuǎn)軸向后移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。C、將舵面轉(zhuǎn)軸向前移．減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。(A)360、隨動補(bǔ)償片對舵面進(jìn)行氣動補(bǔ)償?shù)膭幼魇?C)、當(dāng)B、當(dāng)力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。力達(dá)到一定值后，隨動補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C、只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。、只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補(bǔ)償片就向相同的方向傍轉(zhuǎn)。361、下列哪個說法正確的是BC）(C)A、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、在面的前緣安裝配重的目的是為了防止飛機(jī)面的前緣安裝配重的目的是增加飛機(jī)的升力面發(fā)生顫振362、下列哪個說法正確的是A、內(nèi)封補(bǔ)償面將降低舵面的(B)效率效率B、內(nèi)封補(bǔ)償面降低舵面的D、配平調(diào)整片的作用是降低飛機(jī)的阻力為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(A)D、隨動補(bǔ)償片:A、實現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平D、驅(qū)動升降舵偏轉(zhuǎn)(C)365、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,即B、當(dāng)激振力對結(jié)構(gòu)所做的功小于阻尼力所消耗的能量時．就會發(fā)生顫振。C、發(fā)生顫振時，機(jī)翼振動的振幅保持不變，經(jīng)長時間振動導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。(AD)D、發(fā)生顫振時，機(jī)翼振動的振幅保持不變或越來越大，很短時間內(nèi)就會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。366:(BD)B、鉸鏈力矩等于舵面氣動力乘以舵面轉(zhuǎn)軸到氣動力的垂直距離。C、傳動稈到舵面轉(zhuǎn)軸的距離越近，鉸鏈力矩越小。、舵面氣動