空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題

本文格式為Word版，下載可任意編輯——空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題1絕對(duì)溫度的零度是：C

A-273℉B-273KC-273℃D32℉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?BA液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。B氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。C液體的粘性系數(shù)與溫度無關(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?。羲倬痛蟥?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℃ρ=1.225kg／m3B.P=1013hPaT=15℃ρ=1.225kg／m3C.P=1013psiT＝25℃ρ=1.225kg／m3D.P=1013hPaT＝25℃ρ=0.6601kg／m316在溫度不變狀況下，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與壓力無關(guān)。D與壓力的平方成正比。17推算實(shí)際大氣狀況下的飛行性能，將基于以下哪條基準(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)量的完全氣體具有以下特性：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狀況是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：AA對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層

B對(duì)流層，平流層、電離層、中間層和散逸層C對(duì)流層、中間層、平流層、電離層和散落層D對(duì)流層，平流層．中間層．散逸層和電離層21對(duì)流層的高度．在地球中緯度地區(qū)約為：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)起飛下降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分開點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響B(tài)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)后紊流的影響C機(jī)翼上下表面存在壓力差的影響D迎角過大失速的影響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)樗亓鰿一般不發(fā)生變化D紊流、層流可交替變化32在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向C

A厚度基本不變B厚度越來越薄C厚度越來越厚D厚度變化不定33在機(jī)翼表面附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置：BA將隨著飛行速度的提高而后移B將隨著飛行速度的提高而前移C在飛行M數(shù)小于一定值時(shí)保持不變D與飛行速度沒有關(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，下述說法是否正確ACA在空中，上升時(shí)比巡航時(shí)下洗流影響大B低速飛行在地面比在高空時(shí)下洗流影響大

C水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時(shí)受下洗流影響大D在任何狀況下，下洗流的影響都一樣AC36關(guān)于附面層以下說法哪些正確?

A層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度

B氣流雜亂無章，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滾動(dòng),稱為層流附面層。D層流附面層的滾動(dòng)能量小于紊流附面層的滾動(dòng)能量37氣流沿機(jī)翼表面滾動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥茿BC

A空氣的流速B在翼表面滾動(dòng)長(zhǎng)度C空氣溫度D空氣比重38以下關(guān)于附面層的哪種說法是正確的？ABCA附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。

B附面層內(nèi)的流速．在物體的表面流速為零，沿法線向外，流速逐漸增大。C所謂附面層就是一層薄薄的空氣層D附面層內(nèi)的流速保持不變。

39亞音速空氣流速增加可有如下效果BCD

A由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點(diǎn)后移B氣流分開點(diǎn)后移C阻力增加D升力增加40在機(jī)翼表面．附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置：ABCD

A與空氣的溫度有關(guān)B與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)C與飛機(jī)的飛行速度的大小有關(guān)D與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)

41當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí)．己知其截面積Al=3A2則其流速為：CA、V1=9V2B、V2＝9V1C、V2=3V1D、V1=3V242當(dāng)空氣在管道中低速滾動(dòng)時(shí)．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只適用于理想滾動(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)定低速滾動(dòng)時(shí)，假使管道由粗變細(xì)．則流體的流速AA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DA只要是理想的不可壓縮流體

B只要是理想的與外界無能量交換的流體C只要是不可壓縮，且與外界無能量交換的流體

D必需是理想的、不可壓縮、且與外界無能量變換的流體

51當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí)，己知其截面積Al=2A2=4A3則其靜壓為：BA、P1=P2=P3B、P1>P2>P3C、P1P3>P252對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出，

A流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也增加B流管截面積減小，空氣靜壓增加CC流管內(nèi)氣流速度增加,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CA流過各截面的氣流速度與截面積乘積不變B流過各截面的體積流量一致C流過各截面的質(zhì)量流量一致D流過各截面的氣體密度一致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)一致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)與位置無關(guān)

55關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的CA動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方向一致B動(dòng)壓和靜壓都作用在任意方向

C動(dòng)壓作用在流體的滾動(dòng)方向．靜壓作用在任意方向D靜壓作用在流體的滾動(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以下關(guān)于動(dòng)壓的哪種說法是正確的?BCA總壓與靜壓之和B總壓與靜壓之差C動(dòng)壓和速度的平方成正比D動(dòng)壓和速度成正比59測(cè)量機(jī)翼的翼弦是從：C

A左翼尖到右翼尖。B機(jī)身中心線到翼尖。C前緣到后緣．D最大上弧線到基線。60機(jī)翼的安裝角是？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：CA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)BDA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?AA空氣密度成正比。B空氣密度無關(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l／4處85為了飛行安全，飛機(jī)飛行時(shí)的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到：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)一般翼型來說，以下說法中．哪個(gè)是正確的?ADA當(dāng)迎角為零時(shí)，升力不為零.

B當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí),上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。C當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速小于下翼面處的流速。D當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速大于下翼面處的流速。88影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有?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)?BA與大氣可壓縮性。

B與大氣的粘性、飛機(jī)表面狀況以及周氣流接觸的飛機(jī)表面面積。C僅與大氣的溫度。D僅與大氣的密度。

91減小干擾阻力的主要措施是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以下關(guān)于壓差阻力哪種說法是正確的?DA物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小。B物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。C壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無關(guān)。D物體的最大迎風(fēng)而積越大,壓差阻力越大。93以下關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的?AA增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。

B把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。C在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。D提高飛機(jī)的表面光亮度可以減小誘導(dǎo)阻力。94以下關(guān)于阻力的哪種說法是正確的?DA干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。

B在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。C誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。

D干擾阻力是飛機(jī)各部件之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。

95后緣襟翼完全放出后．在其他條件不變時(shí)。機(jī)翼面積增大30％，阻力系數(shù)增到原來的3倍?C

A阻力增大到原來的3.3倍B阻力增大到原來的1.9C倍阻力增大到原來的3.9倍D阻力增大到原來的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)表面光亮度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滾動(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．以下關(guān)于阻力的哪種說法是正確的?DA誘導(dǎo)阻力增大,廢阻力增大B誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力減小C誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力減小D誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力增大101表面臟污的機(jī)翼與表面光亮的機(jī)翼相比A

A最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大B一致升力系數(shù)時(shí)其迎角減小C同迎角下升力系數(shù)一致，阻力系數(shù)加大D一致迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大102關(guān)于升阻比以下哪個(gè)說法正確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在一致飛行速度和迎角狀況下，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一致迎角，升力系數(shù)下降105以下關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的?BCDA升力系數(shù)達(dá)到最大時(shí)，升阻比也選到最大B升力和阻力之比．

C升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加升阻比成線性增加D升阻比也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)

106投曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力系數(shù)的曲線ACA曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù)

B從原點(diǎn)作極曲線的切線，切線的斜率是最大升阻比的迎角值C平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值D曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比107比較而言哪種后緣襟翼產(chǎn)生增升效果大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)力的吸力開啟．B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力開啟。

C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力開啟。D小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力開啟。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阻擋氣流的滾動(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開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)入附面層加速氣流滾動(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)翼分開向前伸出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)生氣流分開點(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減小氣流的橫向滾動(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將氣流分割成不同滾動(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)翼上表面的氣流分開B改善氣流在機(jī)翼前緣滾動(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BA吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定

B在附面層下吹入氣流防止附面層與翼表面的摩擦C在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚D將氣流吹入附面層加速附面層滾動(dòng)，防止氣流分開123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)BA應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小B應(yīng)使翼根先于翼尖失速．利于從失速狀態(tài)恢復(fù)

C調(diào)整兩側(cè)機(jī)翼同時(shí)失速，效果平均，利于采取恢復(fù)措施D應(yīng)使機(jī)翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速124前緣襟翼的作用是DA增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升

B增加迎角提高機(jī)翼升力使壓力中心位置移動(dòng)而使飛機(jī)縱向平衡C在起飛著陸時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)神態(tài)D增加翼型彎度，防止氣流在前緣分開125前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)使用由于AA消除前緣氣流分開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開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)翼前緣氣流分開使副翼氣流平滑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)向左旋繞時(shí)，下述哪項(xiàng)說法正確?BA左機(jī)翼飛行擾流板向上開啟，右機(jī)翼飛行擾流板向上開啟。B左機(jī)翼飛行擾流板向上開啟，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)翼飛行擾流板向上開啟.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加速附面層氣流滾動(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以下關(guān)于擾流板的表達(dá)哪項(xiàng)說法正確?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)周邊大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)狀況是：BA擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中心的同心圓。B產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。C只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會(huì)受到擾動(dòng)。

D假使不考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足夠長(zhǎng)周邊的空氣都會(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)，BA保持不變．B逐漸增加C逐漸減小。D先增加后減小。137關(guān)于飛機(jī)失速以下說法哪些是正確的?D

A飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以戰(zhàn)勝的飛行障礙。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繁雜．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)影響無線電、航空儀表的工作。D會(huì)使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。143飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是：BCA翼梢出現(xiàn)較強(qiáng)的旋渦，產(chǎn)生很大的誘導(dǎo)阻力，

B由于迎角達(dá)到臨界迎角，造成機(jī)翼上表面附面層大部分分開。

C飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的黼鼢離。D由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?/p>

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假使作用在飛機(jī)上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程，則BA飛機(jī)速度的大小會(huì)發(fā)生，速度的方向保持不變。B飛機(jī)速度的方向會(huì)發(fā)生變化。

C飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向上移D飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向下移。181在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過程中，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AA一定是直線的。B一定是水平直線的。C是直線的或是水平曲線的。D是水平直線或水平曲線的。183飛機(jī)進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行，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，以下說法那些正確?CD

A飛機(jī)等速爬升是一種平衡飛行狀態(tài)，所以nY等于1。B等速下滑時(shí)，nY大于1。C載荷因數(shù)大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載較大

D在飛機(jī)著陸過程中，取nY等于1。說明飛機(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狀況。BA這條線上各點(diǎn)的速度小于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。B這條線上各點(diǎn)的速度大于對(duì)應(yīng)高度上的失速逑度。C這條線上各點(diǎn)的速度等于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。

D在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失速速度。

221飛機(jī)的“速度-過載〞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。ABA在載荷因數(shù)nY最大值的限制界限上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力比較嚴(yán)重。B在包線范圍之內(nèi)和邊界限上各點(diǎn)所代表的速度和載荷因數(shù)組合狀況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限。D表示出飛機(jī)平飛速度范圍隨著飛行高度的變化狀況。

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:ACA包線所圍范圍以內(nèi)各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。B只有包線邊界上各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)。C包線邊界上的各點(diǎn)都表示某一個(gè)飛行參數(shù)的限制條件。

D包線所圍范圍以外某些點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組臺(tái)也可能在正常飛行中出現(xiàn)。223飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，載荷因數(shù)nY：BCA等于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〞，以下說法哪些是正確的?AC

A由于飛機(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限左面各點(diǎn)所表示的狀況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。

B由于飛機(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限右面各點(diǎn)所表示的狀況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。

C由于飛機(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限右面各點(diǎn)所表示的狀況在飛行中不會(huì)出現(xiàn)。

D由于飛機(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限右面各點(diǎn)所表示的狀況在飛行中不會(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．是由于：CA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：通過增大機(jī)翼面積來增大升力的同時(shí)．CA阻力不變。B阻力減小。C阻力也隨著增大。D阻力先增加后減小。228使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是：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，使分開點(diǎn)后移。D加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分開點(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)當(dāng)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)翼彎度來提高機(jī)翼的升力系數(shù)，會(huì)導(dǎo)致：BA機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，減小臨界迎角。B機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，減小臨界迎角。C機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，加大臨界迎角。D機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，加大臨界迎角。233增升裝置的增升原理有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：AA放下后緣襟翼時(shí)，增大了機(jī)翼的彎度。B放下后緣襟翼時(shí)．增大了機(jī)翼的面積。

C放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了縫隙。D放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了多條縫隙。235增大機(jī)翼彎度可以增大機(jī)翼升力的原理是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推遲附面層分開。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使附面層分開點(diǎn)向前移。D使附面層分開點(diǎn)向后移237飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞以下哪個(gè)軸線的穩(wěn)定性?CA橫軸。B立軸。C縱軸。D偏航軸。238飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指。飛機(jī)繞以下哪個(gè)軸線的穩(wěn)定性?CA橫軸。B立軸．C縱軸。D仰抑軸。239飛機(jī)飛行的俯仰角為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以下說法哪個(gè)正確？C

A空速向量總是在飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi)B空速向量終究在飛機(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)在空間神態(tài)的神態(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假使飛機(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以下說法哪個(gè)正確?A

A為減小阻力，一般側(cè)滑角為零B在任何狀況下著陸，側(cè)滑角都必需為零〞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)滑角無關(guān)249當(dāng)飛機(jī)的方向穩(wěn)定性效應(yīng)大于側(cè)向穩(wěn)定性效應(yīng)時(shí)．將存在AA急旋繞下降的趨勢(shì)B荷蘭滾的趨勢(shì)C急旋繞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)定性的匹配狀況無關(guān)252飛機(jī)的側(cè)向和方向穩(wěn)定性之間B

A相互獨(dú)立B必需匹配適當(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)離開原來的平衡位置運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)振蕩，下面哪個(gè)結(jié)論正確。BA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動(dòng)穩(wěn)定性

B飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性，不能判定是否具有動(dòng)穩(wěn)定性C飛機(jī)不具有動(dòng)穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性D不能判定具有靜穩(wěn)定性或動(dòng)穩(wěn)定性254飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的大小主要取決于：A

A尾翼B方向舵C襟翼D飛機(jī)重心與焦點(diǎn)的相對(duì)位置無關(guān)。255關(guān)于穩(wěn)定性下面的說法哪個(gè)正確？C

A靜穩(wěn)定性越大，飛機(jī)越簡(jiǎn)單控制。B飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性則必然有動(dòng)穩(wěn)定性。C飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，則必然有靜穩(wěn)定性。D飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性無關(guān)256具有上反機(jī)翼的飛機(jī)在發(fā)生側(cè)滑時(shí)：A

A側(cè)滑方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大B側(cè)滑反方向的機(jī)翼產(chǎn)生的升力更大C兩側(cè)機(jī)翼的升力都增加D兩側(cè)機(jī)翼的升力都減小257為了使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性：A

A飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之前B飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之后

C飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)必需重合D飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)的相對(duì)位置無關(guān)258垂直尾翼影響飛機(jī)方向穩(wěn)定性的因素CA垂直尾翼的面積

B垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離

C垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離和垂直尾翼的面積D垂直尾翼的沿立軸到全機(jī)重心的距離259方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)擾動(dòng)后，BA產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)消失后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零B產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，抗動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行神態(tài)C產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)消失后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零D產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，擾動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行神態(tài)260飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的哪個(gè)穩(wěn)定性有影響?AA縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。B只對(duì)縱向穩(wěn)定性

C側(cè)向穩(wěn)定性D對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性沒有影響。261飛機(jī)運(yùn)動(dòng)為衰減振蕩運(yùn)動(dòng)．說明：CA飛機(jī)不具有靜穩(wěn)定性，但具有動(dòng)穩(wěn)定性B飛機(jī)不具有動(dòng)穩(wěn)定性，但其有靜穩(wěn)定牲C飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，也具有靜穩(wěn)定性D飛機(jī)既不具有動(dòng)穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性262關(guān)于荷蘭滾以下說法哪個(gè)正確?B

A是一種滾轉(zhuǎn)的收斂模態(tài)B來回滾轉(zhuǎn)，左右偏航的震蕩運(yùn)動(dòng)C急旋繞下降D是一個(gè)周期很長(zhǎng)，衰減很慢的運(yùn)動(dòng)模態(tài)

263假使飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)阻尼不足，在下述哪種飛行狀態(tài)更危險(xiǎn)AA著陸B(tài)巡航C加速D下滑264以下哪種變化狀況確定會(huì)增加飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性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D增加水平尾翼面積265影響側(cè)向穩(wěn)定性的因素是：ABC

A機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的位置B機(jī)翼上反角機(jī)翼的后掠角C重心D相對(duì)焦點(diǎn)的位置226影響飛機(jī)的方向穩(wěn)定的主要因素有：AD

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267焦點(diǎn)在重心之后，向后移焦點(diǎn)，飛機(jī)的操縱性：C

A操縱性與此無關(guān)B操縱性加強(qiáng)C操縱性減弱D操數(shù)性先加強(qiáng)后減弱268使飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩稱為：B

A傾斜力矩。B俯仰力矩。C偏航力矩。D滾轉(zhuǎn)力矩。269使飛機(jī)繞立軸作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的力矩稱為：C

A俯仰力矩。B縱向力矩。C偏航力矩。D滾轉(zhuǎn)力矩。270使飛機(jī)繞縱軸產(chǎn)生側(cè)傾的力矩稱為：D

A俯仰力矩。B縱向力矩。C偏航力矩。D滾轉(zhuǎn)力矩。271增加垂直安定面面積產(chǎn)生的影響B(tài)

A增加升力B增加側(cè)向穩(wěn)定性C增加縱向靜穩(wěn)定性D提高縱向操縱性272為保證適當(dāng)?shù)姆€(wěn)定性和操縱性，對(duì)重心位置作如下要求是否正確CDA重心應(yīng)盡量前移B重心只要在焦點(diǎn)之前即可應(yīng)設(shè)定C重心的前限D(zhuǎn)應(yīng)設(shè)定重心的后限

273對(duì)具有大后掠角的飛機(jī)，下面哪種狀況可減小滾轉(zhuǎn)力矩A

A具有下反角B具有上反角C平機(jī)翼D與上下反角無關(guān)274對(duì)于具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，向左側(cè)滑時(shí)其機(jī)頭會(huì)B

A保持不變B向左轉(zhuǎn)C向右轉(zhuǎn)D不定275在重心后焦點(diǎn)位置向后移AD

A增加縱向穩(wěn)定性B提高縱向操縱性C減小縱同穩(wěn)定性D降低縱向操縱性276駕駛員右偏方向舵飛機(jī)將D

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)D向左滾，并向右轉(zhuǎn)

277民用航空飛機(jī)的側(cè)向運(yùn)動(dòng)三種模態(tài)按危險(xiǎn)性由大到小順序?yàn)锽A滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾，螺旋B荷蘭滾，螺旋，滾轉(zhuǎn)阻尼C螺旋，滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾D荷蘭滾，滾轉(zhuǎn)阻尼，螺旋278與直機(jī)翼相比，后掠機(jī)翼對(duì)側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響是BA減小側(cè)向穩(wěn)定性B增加側(cè)向穩(wěn)定性C對(duì)側(cè)向穩(wěn)定性無影響D視迎角的大小而變化279駕駛員蹬左側(cè)腳蹬：A

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)。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)．280控制飛機(jī)繞橫軸運(yùn)動(dòng)的舵面是?C

A副翼B方向舵C升降舵D擾流板281控制飛機(jī)繞立軸運(yùn)動(dòng)的舵面是?D

A襟翼B升降舵C副翼D方向舵282控制飛機(jī)繞縱軸運(yùn)動(dòng)的舵面是?

A方向舵B升降舵C地面擾流板D副翼283假使駕駛員向前推駕駛桿：A

A升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)低頭。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升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)抬頭。284假使駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤：C

A左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。B左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。C左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。D左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。285假使駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤并同時(shí)拉桿：B

A左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)．升降舵向下運(yùn)動(dòng)。B左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)。升降舵向上運(yùn)動(dòng)。C左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)．升降蛇向上運(yùn)動(dòng)．D左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)，升降舵向下運(yùn)動(dòng)。286假使一架飛機(jī)上裝有內(nèi)側(cè)副翼和外側(cè)副翼．則：BCA高速時(shí)使用外側(cè)副翼B高速時(shí)使用內(nèi)側(cè)副翼

C低速時(shí)使用內(nèi)外側(cè)副翼D高速時(shí)同時(shí)使用內(nèi)外側(cè)副翼287現(xiàn)代民用運(yùn)輸機(jī)使用安裝角可變的水平安定面的功用是?BA增加飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性B實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平

C實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的橫向配平D協(xié)同襟翼系統(tǒng)增加飛機(jī)升力288為戰(zhàn)勝有害偏航所采用的副翼是CD

A、外側(cè)副翼B、內(nèi)側(cè)副翼C、Friser副翼D、差動(dòng)副翼289操縱飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，哪些舵面將協(xié)同工作?DA方向舵和升降舵。B方向舵和前緣縫翼。C方向舵和副翼D方向舵、副翼和升降舵。290飛機(jī)載重量大時(shí)()調(diào)整水平安定面配平AA水平安定面前緣下偏以增加機(jī)翼迎角提高升力B水平安定面前緣上偏以增加升力平衡重力C水平安定面前緣下偏以保持飛機(jī)縱軸水平狀態(tài)D水平安定面前緣上偏以使縱向力矩平衡291副翼的差動(dòng)是指對(duì)應(yīng)駕駛桿同樣的位移；AA副翼向上偏轉(zhuǎn)的角度比向下偏轉(zhuǎn)的角度大。B副翼向下偏轉(zhuǎn)的角度比向上偏轉(zhuǎn)的角度大。C副翼向上偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)滯后于向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。D副翼向下偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)滯后于向上偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。292造成副翼反效的根本原因是D

A副翼零位置校裝時(shí)偏差過大B副翼偏轉(zhuǎn)角度與操作輸入不符左右C副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計(jì)值D機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)293操作副翼時(shí)，副翼反效是指AB

A滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反B偏轉(zhuǎn)副翼使機(jī)翼升力的改變與預(yù)期相反C副翼偏轉(zhuǎn)方向與駕駛桿移動(dòng)方向相反D兩側(cè)機(jī)翼副翼產(chǎn)生了同方向的偏轉(zhuǎn)294操作副翼時(shí)產(chǎn)生有害偏航的原因是BDA下沉一側(cè)機(jī)翼的阻力大于上升—側(cè)機(jī)翼阻力B下沉一側(cè)機(jī)翼的阻力小于上升一側(cè)機(jī)翼阻力C機(jī)頭偏向副翼上升一側(cè)

D機(jī)頭偏向副翼下降—側(cè)B

295安裝在舵面上的隨動(dòng)補(bǔ)償片的構(gòu)造尋常是：

A補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部，補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。B補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部,補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與前面固定翼面上的搖臂相連。C補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部．補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。D補(bǔ)償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部．補(bǔ)償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。296彈簧補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)膭?dòng)作是：A

A當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后。隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。B當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)一致的方向偏轉(zhuǎn)。C增加升力增加只要舵面—偏轉(zhuǎn)，隨動(dòng)補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動(dòng)補(bǔ)償片就向一致的方向偏轉(zhuǎn)。297對(duì)操縱面進(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,但這種方法會(huì)增加阻力。

C分散配重的方法，這種方法在高速飛機(jī)上得到廣泛使用D集中配重的方法，但這種方法增加的重量大。298既可起氣動(dòng)補(bǔ)償作用又可起到平衡作用的是?A

A隨動(dòng)配平補(bǔ)翼B配平調(diào)整片C固定調(diào)整片D隨動(dòng)補(bǔ)償片299利用軸式補(bǔ)償方法減小鉸鏈力矩的原理是：AA將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)力的距離，B將舵面轉(zhuǎn)軸向后移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)力的距離。C將舵面轉(zhuǎn)軸向前移．減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)力的距離。D將舵面轉(zhuǎn)軸向前移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)力的距離。300隨動(dòng)補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)膭?dòng)作是：C

A當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。B當(dāng)操縱力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)一致的方向偏轉(zhuǎn)。C只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動(dòng)補(bǔ)償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動(dòng)補(bǔ)償片就向一致的方向傍轉(zhuǎn)。301現(xiàn)代飛機(jī)副翼上常用的氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)男褪綖椋篈

A內(nèi)封補(bǔ)償B軸式補(bǔ)償和伺服補(bǔ)償片C角式補(bǔ)償D隨動(dòng)補(bǔ)償片302在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動(dòng)調(diào)整片的功用是?CA實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平B保證飛機(jī)的縱向安定性C減小升降舵的鉸鏈力矩D驅(qū)動(dòng)升降舵偏轉(zhuǎn)303顫搌是飛機(jī)結(jié)構(gòu)在均勻氣流中發(fā)生的一種自激振動(dòng)。AD

A當(dāng)激振力對(duì)結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時(shí)，就會(huì)發(fā)生顫振。B當(dāng)激振力對(duì)結(jié)構(gòu)所做的功小于阻尼力所消耗的能量時(shí)．就會(huì)發(fā)生顫振。C發(fā)生顫振時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)的振幅保持不變，經(jīng)長(zhǎng)時(shí)間振動(dòng)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。

D發(fā)生顫振時(shí)，機(jī)翼振動(dòng)的振幅保持不變或越來越大，很短時(shí)間內(nèi)就會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)毀壞。304駕駛員偏轉(zhuǎn)舵面時(shí)，要通過傳動(dòng)桿的力戰(zhàn)勝鉸鏈力矩。BDA鉸鏈力矩等于舵面氣動(dòng)力乘以舵面轉(zhuǎn)軸到傳動(dòng)桿的垂直距離。B鉸鏈力矩等于舵面氣動(dòng)力乘咀舵面轉(zhuǎn)軸到氣動(dòng)力的垂直距離。C傳動(dòng)稈到舵麗轉(zhuǎn)軸的距離越近，鉸鏈力矩越小。D舵面氣動(dòng)力距離舵面轉(zhuǎn)軸越近．鉸鏈力矩越小。305內(nèi)封補(bǔ)償多用于副翼的氣動(dòng)補(bǔ)償上，它的特點(diǎn)是：AD

A副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，在平衡板(或氣密玻璃布)上下腔壓力差對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩方向相反。

B與軸式補(bǔ)償相比，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單．維護(hù)便利。

C副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，在平衡板(或氣密玻璃布)上下腔壓力差對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩方向一致。

D可以得到足夠的補(bǔ)償度。

306彈簧補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)脑硎牵篋A改變傳動(dòng)桿的長(zhǎng)度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。B改變操縱拉桿的長(zhǎng)度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。C改變操縱搖臂的安裝角度來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。D調(diào)定彈簧的初張力來控制進(jìn)行補(bǔ)償?shù)牟倏v力的大小。

307飛行中，受到擾動(dòng)機(jī)翼彎曲上、下振動(dòng)。假使副翼重心位于轉(zhuǎn)軸的后面:DA就會(huì)產(chǎn)活力翼彎曲副翼顫振，導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞。

B當(dāng)飛行速度小于顫振臨界速度時(shí)，減振力就小于激振力，機(jī)翼彎曲振動(dòng)會(huì)很快收斂。C當(dāng)飛

行速度大于顫振臨界速度時(shí)，減振力小于激振力,機(jī)翼彎曲振動(dòng)會(huì)很快收斂。D當(dāng)飛行速度大于顫振臨界速度時(shí)，減振力小于激振力,就會(huì)發(fā)活力翼彎曲副翼顫振。308假使維護(hù)不當(dāng)。內(nèi)封補(bǔ)償?shù)牟ＡР寄p透氣，則BA操縱副翼的桿力會(huì)過輕。B操縱副翼的桿力會(huì)過重。C影響副翼的差動(dòng)操縱。D增加飛行阻力。309以下關(guān)于氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)哪膫€(gè)說法是正確的?BA隨動(dòng)補(bǔ)償片偏轉(zhuǎn)方向與舵面偏轉(zhuǎn)方向一致。B內(nèi)封補(bǔ)償面不會(huì)降低舵面的操縱效率。C角式補(bǔ)償?shù)淖饔檬欠乐癸w機(jī)尾翼發(fā)生顫振。D配平調(diào)整片的作用是降低飛機(jī)的阻力。

310由于小擾動(dòng)，機(jī)翼發(fā)生彎曲變形，產(chǎn)生上、下的振動(dòng)。假使安裝在機(jī)翼上的副翼的重心在轉(zhuǎn)軸之后:B

A副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向一致，是減振力。B副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)冀振動(dòng)方向一致，是激振力。C副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向相反．是激振力。D副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力總是與機(jī)翼振動(dòng)方向相反，是減振力。311關(guān)于配平調(diào)整片，以下說法哪是正確的？CDA舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)配平調(diào)整片一起偏轉(zhuǎn)。B配平調(diào)整片終究與舵面的偏轉(zhuǎn)方向一致。

C配平調(diào)整片總是與舵面的偏轉(zhuǎn)方向相反。D配平調(diào)整片的作用是消除鉸鏈力矩。

312角式補(bǔ)償尋常是使舵面外側(cè)部分向前伸，在舵面轉(zhuǎn)軸之前形成一個(gè)角。BCA外伸角部位上的氣動(dòng)力與舵面上的氣動(dòng)力方向相反，從而減小鉸鏈力矩。B外伸角部位上的氣動(dòng)力與舵面上的氣動(dòng)力方向一致，從而減小鉸鏈力矩。C外伸角部位上的氣動(dòng)力矩與舵面上的氣動(dòng)力矩方向相反，從而減小鉸鏈力矩。D外伸角部位上的氣動(dòng)力距與舵面上的氣動(dòng)力距方向一致，從而減小鉸鏈力矩。313以下關(guān)于舵面配重的說法正確的是？BC

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在操縱面的前緣安裝配重的目的是為了防止飛機(jī)操縱面發(fā)生顫振。D在操縱面的前緣安裝配重的目的是增加飛機(jī)的升力。314以下哪幾項(xiàng)是防止機(jī)翼彎曲副翼顫振的措？BCA提高飛機(jī)的飛行速度。B加大機(jī)翼的剛度。

C在副翼上加配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之前。D在副翼上加重配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之后。315有關(guān)絕對(duì)溫度，說法正確的是AC

A將氣體分子中止不規(guī)則熱運(yùn)動(dòng)時(shí)的溫度作為零度B將一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下，純水的冰點(diǎn)定為零度C絕對(duì)的零度相當(dāng)于-273℃D絕對(duì)的零度相當(dāng)于-460℃316以下表達(dá)正確的是AA.Tc=(TF-32）×5/9B.Tc=TK+273.15C.Tc=(TK-32）×5/9D.Tc=(TF-32）×9/4

317假設(shè)在其他條件不變的狀況下，關(guān)于飛機(jī)起飛滑跑距離的以下哪些說法是正確的ABA.在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長(zhǎng)B.高海拔機(jī)場(chǎng)比低海拔機(jī)場(chǎng)所需的跑道長(zhǎng)

317下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理BCB前緣縫翼C.渦流發(fā)生器

008.以下關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的?aA)增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。

B)把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。C)在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。D)提高飛機(jī)的表面光亮度可以減小誘導(dǎo)阻力。

006.關(guān)于附面層以下說法哪些正確?ac

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滾動(dòng),稱為層流附面層D)層流附面層的滾動(dòng)能量小于紊流附面層的滾動(dòng)能量

018.在激波后面:aA)空氣的壓強(qiáng)突然增大。

B)空氣的壓強(qiáng)突然減小、速度增大。C)空氣的密度減小。D)空氣的溫度降低。

019.采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是bA)后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的滾動(dòng)。B)經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。C)翼根處附面層的厚度比挺梢處附面層的厚度薄。D)形成了斜對(duì)氣流的激波。

023.關(guān)于載荷因數(shù)nY，以下說法那些正確?cd

A)飛機(jī)等速爬升是一種平衡飛行狀態(tài)，所以nY等于1。這個(gè)是錯(cuò)誤的。B)等速下滑時(shí)，nY大于1。

C)載荷因數(shù)大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載較大

D)在飛機(jī)著陸過程中，取nY等于1。說明飛機(jī)升力等于重量。

036.飛機(jī)的最大平飛速度()a

A)取決于平飛所需推力（或所需功率）和額定狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力（或可用功率）。B)與飛行高度無關(guān)。

C)在低空飛行時(shí)受發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。應(yīng)當(dāng)是在高空D)在高空飛行時(shí)受到飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制。應(yīng)當(dāng)是在低空

039.飛機(jī)正常水平轉(zhuǎn)彎的傾斜角度受到以下哪些條件限制？×參考答案:acd(您選擇的cd)考題報(bào)錯(cuò)

A)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度B)最大升阻比C)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力D)飛機(jī)的臨界迎角。

041.聲波不會(huì)使大氣介質(zhì)的______參數(shù)發(fā)生變化×參考答案:d(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)密度B)壓強(qiáng)C)溫度D)可壓縮性

045.前緣襟翼和前緣縫翼的不同點(diǎn)是_____×參考答案:b(您選擇的a)考題報(bào)錯(cuò)

A)延緩氣流分開B)增加飛機(jī)的升力系數(shù)C)增加了機(jī)翼的迎角D)增加了臨界迎角

046.下面關(guān)于后掠角不正確的是_____×參考答案:b(您選擇的a)考題報(bào)錯(cuò)A)產(chǎn)生升力的有效速度可以降低B)后掠機(jī)翼可延緩失速C)后掠機(jī)翼可減小波阻

D)后掠角越大，提高臨界馬赫數(shù)的效果越明顯

001.一定質(zhì)量的完全氣體具有以下特性：×參考答案:b(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比B)體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比C)壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比D)密度不變時(shí)，壓力和溫度成反比

002.以下關(guān)于附面層的哪種說法是正確的？×參考答案:abc(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)

A)附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。

B)附面層內(nèi)的流速．在物體的表面流速為零，沿法線向外，流速逐漸增大。

C)所謂附面層就是一層薄薄的空氣層D)附面層內(nèi)的流速保持不變。

003.在機(jī)翼表面．附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置：×參考答案:abcd(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)與空氣的溫度有關(guān)B)與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)C)與飛機(jī)的飛行速度的大小有關(guān)D)與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)

004.對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出，√參考答案:c(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也增加B)流管截面積減小，空氣靜壓增加C)流管內(nèi)氣流速度增加,空氣靜壓減小D)不能確定

005.關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的√參考答案:c(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方向一致B)動(dòng)壓和靜壓都作用在任意方向

C)動(dòng)壓作用在流體的滾動(dòng)方向．靜壓作用在任意方向D)靜壓作用在流體的滾動(dòng)方向，動(dòng)壓作用在任意方向

006.飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系?√參考答案:a(您選擇的a)考題報(bào)錯(cuò)A)空氣密度成正比。B)空氣密度無關(guān)。C)空氣密度成反比。D)空氣密度的平方成正比。

008.關(guān)于升阻比以下哪個(gè)說法正確×參考答案:c(您選擇的d)考題報(bào)錯(cuò)A)在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小

B)最大升阻比時(shí)，一定是達(dá)到臨界攻角C)升阻比隨迎角的改變而改變

D)機(jī)翼設(shè)計(jì)使升阻比不隨迎角變化而變化

009.前緣縫翼的功用是?×參考答案:cd(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)增大機(jī)翼的安裝角B)增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。C)增大最大升力系數(shù)D)提高臨界迎角

010.飛機(jī)亞音速飛行時(shí)對(duì)周邊大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)狀況是：×參考答案:b(您選擇的c)考題報(bào)錯(cuò)A)擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中心的同心圓。B)產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。

C)只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會(huì)受到擾動(dòng)。這個(gè)是