空氣動力學(xué)經(jīng)典題目

1、空氣動力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題1絕對溫度的零度是： C A -273 B -273K C -273 D 32 2 空氣的組成為 CA 78氮，20氫和2其他氣體 B 90氧，6氮和4其他氣體 C78氮，21氧和1其他氣體 D 21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： CA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

2、強(qiáng)： BA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 B CA空氣清潔度 B速度梯度 C空氣溫度 D相對濕度7 對于空氣密度如下說法正確的是 BA空氣密度正比于壓力和絕對溫度 B空氣密度正比于壓力，反比于絕對溫度 C空氣密度反比于壓力，正比于絕對溫度 D空氣密度反比于壓力和絕對溫度8 “對于音速如下說法正確的是” CA只要空氣密度大，音速就大” B“只要空氣壓力大，音速就大“ C”只要空氣溫度高音速就大” D“只要空氣密度小音速就大”9 假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大： BA空氣密度大，起飛滑跑距離

3、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10一定體積的容器中?？諝鈮毫?DA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濕度乘積成反比 D與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比11 一定體積的容器中空氣壓力 DA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溫度乘積成正比12 對于露點溫度如下說法正確的是 BCA“溫度升高，露點溫度也升高” B相對濕度達(dá)到100時的溫度是露點溫度C“露點溫度下降，絕對濕度下降” D露點溫度下降，

4、絕對濕度升高“ 13”對于音速，如下說法正確的是” ABA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： BA溫度不變時,壓力與體積成正比 B體積不變時，壓力和溫度成正比C壓力不變時，體積和溫度成反比 D密度不變時壓力和溫度成反比15國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是：BA. P=1013 psi T=15 =1.225kgm3 B. P=1013 hPa T=15 =1.225kgm3C. P=1013 psi T25 =1.225 kgm3 D. P=1013 hPa T25 =0.66

5、01 kgm316在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系? AA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? AA溫度偏差 B壓力偏差 C密度偏差 D高度偏差18一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性： BA溫度不變時，壓力與體積成正比 B體積不變時，壓力和溫度成正比C壓力不變時，體積和溫度成反比 D密度不變時，壓力和溫度成反比19 BCA隨高度增高而降低。 B在對流層內(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對流層

6、、平流層、中間層、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 D對流層，平流層中間層散逸層和電離層21對流層的高度在地球中緯度地區(qū)約為： DA. 8公里。 B. 16公里。 C. 10公里。 D. 11公里 22在對流層內(nèi)，空氣的溫度： AA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? ADA對流層頂層 B平流層頂層 C對流層底層 D平流層底層24對飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是 AA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)

7、 C沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著 D飛行方向的陣風(fēng)25對起飛降落安全性造成不利影響的是 ACA低空風(fēng)切變 B穩(wěn)定的逆風(fēng)場 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 ACDA空氣的相對濕度 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 ACDA空氣的相對濕度 B空氣密度 C空氣的溫度和溫差 D空氣污染物28云對安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是 ABDA影響正常的目測 B溫度低了造成機(jī)翼表面結(jié)冰 C增加阻力 D積雨云會帶來危害 29層流翼型的特點是 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3

8、0產(chǎn)生下洗是由于 CA分離點后出現(xiàn)旋渦的影響 B轉(zhuǎn)捩點后紊流的影響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 BA可由紊流變?yōu)閷恿?B可由層流變?yōu)樗亓?C一般不發(fā)生變化 D紊流、層流可交替變化32在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向 CA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，會造成 BDA摩擦阻力增加 B壓差阻力增加 C升力增加 D升力減小

9、 35對于下洗流的影響，下述說法是否正確 ACA在空中，上升時比巡航時下洗流影響大 B低速飛行在地面比在高空時下洗流影響大 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在任何情況下，下洗流的影響都一樣 AC36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 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流動,稱為層流附面層。 D層流附面層的流動能量小于紊流附面層的流動能量 37氣流沿機(jī)翼表面流動，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥?A B CA空氣的流速 B在翼表面流動長度 C空氣溫度 D空氣比重 38下列關(guān)于附面層的哪種說法是正確的

10、？ 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 BCDA由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點后移 B氣流分離點后移 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)捩點的位置： ABCDA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)流過一個階梯管道時己知其截面積Al=3A2則其流速為： C A、V1=9V2 B、V29V1 C、V2=3V1 D

11、、V1=3V2 42當(dāng)空氣在管道中低速流動時由伯努利定理可知： BA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計算動壓時需要哪些數(shù)據(jù)? CA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)氣動參數(shù)，其基本依據(jù)是。 BA連續(xù)性假設(shè) B相對性原理 C牛頓定理 D熱力學(xué)定律 45流管中空氣的動壓 DA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 AA只適用于理想流動。 B適用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。C只

12、適用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。 D只適用于可壓縮流體的穩(wěn)定管流。47流體在管道中穩(wěn)定低速流動時，如果管道由粗變細(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? CA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 動壓單位為 CA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

13、須是理想的、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)流過一個階梯管道時，己知其截面積Al=2A2=4A3則其靜壓為： B A、P1=P2=P3 B、P1P2P3 C、P1P2P3P252對低速氣流，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相同 C流過各截面的質(zhì)量流量相同 D流過各截面的氣體密度相同54非定常流是指 BA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

14、變化C流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化 D流場中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無關(guān) 55關(guān)于動壓和靜壓的方向，以下哪一個是正確的 CA動壓和靜壓的方向都是與運動的方向一致 B動壓和靜壓都作用在任意方向C動壓作用在流體的流動方向靜壓作用在任意方向 D靜壓作用在流體的流動方向，動壓作用在任意方向56流體的伯努利定理： AA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 ADA低速氣流 B高速氣流 C適用于各種速度的氣流 D不可壓縮流體58下列關(guān)于動壓的哪種說法是正確的? BC A總壓與靜壓之和 B總壓與靜壓之差 C動壓

15、和速度的平方成正比 D動壓和速度成正比59測量機(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？ BA翼弦與相對氣流速度的夾角。 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)翼焦點線與機(jī)身軸線的夾角。 61 機(jī)翼的展弦比是： DA展長與機(jī)翼最大厚度之比。 B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。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? CA迎角。 B上反角。 C縱

16、向上反角 D后掠角。64翼型的最大厚度與弦長的比值稱為： BA相對彎度。 B相對厚度。 C最大彎度。 D平均弦長。65翼型的最大彎度與弦長的比值稱為 AA相對彎度； B相對厚度。 C最大厚度。 D平均弦長。66影響翼型性能的最主要的參數(shù)是： BA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 CA相對厚度20到30 B相對厚度

17、5到10C相對厚度10%到15 D相對厚度15到2069民航飛機(jī)常用翼型的特點 CA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大型民航運輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點 BDA展弦比3到5 B展弦比7到8 C 14弦線后掠角10到25度 D 14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，會產(chǎn)生 ABA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，會產(chǎn)生 ABA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： BA升力突然大大增加,而阻力迅速減小。 B升

18、力突然大大降低，而阻力迅速增加。C升力和阻力同時大大增加。 D升力和阻力同時大大減小74對于非對稱翼型的零升迎角是： BA一個小的正迎角。 B一個小的負(fù)迎角。 C臨界迎有。 D失速迎角。75飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時的迎角稱為？ AA零升力迎角。 B失速迎角。 C臨界迎角。 D零迎角。 76飛機(jī)上的總空氣動力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點稱為： 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。 D全機(jī)焦點。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？ ACA與空速成正比。 B與空

19、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，升力方向是： AA與相對氣流速度垂直。 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對應(yīng)的失速迎角 81機(jī)翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為： DA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，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 AA增大迎角以提高升力 B減小

20、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? BA迎角改變時升力增量作用線與翼弦的交點 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 D在翼弦的l4處85為了飛行安全，飛機(jī)飛行時的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到： DA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86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個因數(shù)? DA厚度和機(jī)翼面積 B翼弦長度和展弦比 C彎度和翼展 D厚度和彎度87對一般翼型來說，下列說法中哪個是正確的? ADA當(dāng)迎角為零時，升力不為零. B當(dāng)

21、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。 C當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，上翼面處的流速小于下翼面處的流速。 D當(dāng)翼剖面有一個正迎角時，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? ABDA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 BA

22、把機(jī)翼表面做的很光滑 B部件連接處采取整流措施C把暴露的部件做成流線型 D采用翼尖小翼92下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是正確的? 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下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的? A A增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。 B把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。 C在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。 D提高飛機(jī)的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。94下列關(guān)于阻力的哪種說法是正確的? DA干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。

23、 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。機(jī)翼面積增大30，阻力系數(shù)增到原來的3倍? CA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? CA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： ABA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? ABA

24、保持飛機(jī)表面光潔度 B采剛層流翼型 C減小迎風(fēng)而積 D增大后掠角99氣流流過飛機(jī)表面時，產(chǎn)生的摩擦阻力：A B D A是在附面層中產(chǎn)生的 B其大小與附面層中流體的流動狀態(tài)有關(guān)C是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力 D其大小與空氣的溫度有關(guān) 100隨著飛行速度的提高下列關(guān)于阻力的哪種說法是正確的? 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)翼與表面光潔的機(jī)翼相比 AA最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大 B相同升力系數(shù)時其迎角減小 C同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大 D相同迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大102關(guān)于升阻比下列哪個

25、說法正確 CA在最大升力系數(shù)時阻力一定最小 B最大升阻比時，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)計使升阻比不隨迎角變化而變化103在相同飛行速度和迎角情況下，襲面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力： CA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)冰對飛行的主要影響 DA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)動機(jī)推力大幅增加C增大了臨界攻角,使飛機(jī)易失速 D相同迎角，升力系數(shù)下降105下列關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的? BCDA升力系數(shù)達(dá)到最大時，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

26、 D升阻比也稱為氣動效率系數(shù)106投曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線 ACA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 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 CA后退式襟翼 B分裂式襟翼 C富勒襟翼 D開縫式襟翼108采用空氣動力作動的前緣縫翼： B A小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開 B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開。 C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。 D小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。109飛行中操作擾流扳

27、伸出 BA增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力 B阻擋氣流的流動，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 110機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用 BA產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速 B將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層加速氣流流動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)113 克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度 AA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) C前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出 D前緣部分下表面向內(nèi)凹入 114前緣縫翼的主要作用是? AA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

28、的作用 A A使機(jī)翼在其位置部分先失速 B使機(jī)翼在其位置部分不能失速 C使機(jī)翼上不產(chǎn)生氣流分離點，避免失速 D使整個機(jī)翼迎角減小，避免失速116翼刀的作用 BA增加機(jī)翼翼面氣流的攻角 B減小氣流的橫向流動造成的附面層加厚 C將氣流分割成不同流速的區(qū)域 D將氣流分割成不同流動狀態(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； CA擾流板 B副翼 C前緣襟翼 D減速扳119飛機(jī)著陸時使用后緣襟翼的作用是 BA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? CA

29、巡航飛行時延緩機(jī)翼上表面的氣流分離 B改善氣流在機(jī)翼前緣流動，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是： BA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流動，防止氣流分離123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時 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)

30、翼同時失速，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而使飛機(jī)縱向平衡C在起飛著陸時產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)姿態(tài) D增加翼型彎度，防止氣流在前緣分離125前緣襟翼與后緣襟翼同時使用因為 AA消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)B在前緣產(chǎn)生向前的氣動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后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞 D減緩氣流到達(dá)后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離126翼尖縫翼對飛機(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

31、流流量加大增加操作效果B增加向上方向氣流,增大氣流厚度C減小機(jī)翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑D補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動力均衡 127正常操縱飛機(jī)向左盤旋時，下述哪項說法正確? BA左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開。 B左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾漉板不動. C左機(jī)翼飛行擾流扳不動， 右機(jī)翼飛行擾流板向上打開. D左右機(jī)翼飛行擾流板都不動.128后退開縫式襟翼的增升原理是： ACDA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 D加速附面層氣流流動129前緣縫翼的功用是? CDA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1

32、30下列關(guān)于擾流板的敘述哪項說法正確? ABA擾流板可作為減速板縮短飛機(jī)滑跑距離 B可輔助副翼實現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱C可代替副翼實現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱 D可實現(xiàn)飛機(jī)橫向配平131超音速氣流經(jīng)過收縮管道后： DA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。133飛機(jī)飛行時對周圍大氣產(chǎn)生的擾動情況是： BA擾動產(chǎn)生的波面是以擾動源為中心的同心圓。 B產(chǎn)生的小擾動以音速向外傳播。 C只有

33、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。134“飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮程度：” DA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)135飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是： DA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)翼襲面流場全部為超音速流場。136飛機(jī)在對流層中勻速爬升時，隨著乜行高度的增加。飛機(jī)飛行馬赫數(shù)， B A保持不變 B逐漸增加 C逐漸減小。 D先增加后減小。 137關(guān)于飛機(jī)

34、失速下列說法哪些是正確的? DA飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動機(jī)動力就可以克服的飛行障礙。 B亞音速飛行只會出現(xiàn)大迎角失速。 C高亞音速飛行只會出現(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空氣對機(jī)體進(jìn)行的氣動加熱， DA是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐C(jī)體表面進(jìn)行的加熱。 B氣動載荷使機(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。139隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點位置： A A在跨音速飛行階段變化比較復(fù)雜 B連續(xù)受化，從25后移到50。 C連續(xù)變化，從50前移到25。 D一直保持不變140為了使亞音速氣流

35、加速到超音速，應(yīng)使用的流管是： CA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)長時間的進(jìn)行超音速飛行，氣動加熱 BCDA只會使機(jī)體表面的溫度升高 B會使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降。 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。 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離。 C飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)

36、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?44從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對氣流動產(chǎn)生阻力？ A A通過激波后空氣的溫度升高 B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。145飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時，機(jī)翼上表面 BA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。 146激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是： BA局部激波前面超音速氣流壓力過大。B氣流通過局部激波減速增形成逆壓梯度。 C局部激波前面亞音速氣流的壓力低于局部激波后面氣流的壓力。 D局部激波后

37、面氣流的壓力過小。 147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： ACA局部激波對氣流產(chǎn)生較大的波阻。 B附面層由層流變?yōu)槲闪鳎a(chǎn)生較大的摩擦阻力。 C局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。 D局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的摩擦阻力。148當(dāng)危機(jī)飛行速度超過臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波， BCA局部激波的前面形成了局部超音速區(qū)域，飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行。 B局部激波是正激波。 C隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波向后移。 D在局部激波的后面仍為弧音速氣流，飛機(jī)仍處于亞音速飛行。 149對于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說法是正確的？ ABDA相對

38、厚度較小。 B對稱形或接近對稱形。 C前緣曲率半徑較大。 D最大厚度位置靠近翼弦中間。150 飛機(jī)焦點的位置： BCA隨仰角變化而改變。 B不隨仰角變化而改變。 C從亞音速進(jìn)入超音速速時后移。 D從亞音速進(jìn)入超音速時前移。 151飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時 CDA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。 B由于氣流具有的動能過大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r，對機(jī)體表面進(jìn)行的氣動加熱比較嚴(yán)重。 C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。152關(guān)于激波，下列說法哪些正確?”ABA激波是空氣受到強(qiáng)烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層。 B激波是強(qiáng)擾動波，在空氣中的傳播

39、速度等于音速。 C激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。 D激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時。形成的強(qiáng)擾動波153關(guān)于膨脹波。下列說法哪些正確? ADA當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時，通過膨脹波加速。 B膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。 C超音速氣流通過膨脹波后，氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變 D氣流流過帶有外折角的物體表面時，通過膨脹波加速。154 關(guān)于氣流加速下列說法哪些正確? BCA只要用先收縮后擴(kuò)張的流管就可以將亞音速氣流加速到超音速。 B氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分加速成為超音速氣流C在拉瓦爾噴管收縮部分得到加速的是亞音速氣流氣流D在拉瓦爾噴管的喉部達(dá)到超音速 155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音

40、速氣流，流過管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大 C壓強(qiáng)降低 D壓強(qiáng)增高 155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大 C壓強(qiáng)降低 D壓強(qiáng)增高156層流翼型的特點是前緣半徑比較小最大厚度點靠后它的作用是： A A使上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦可以提高臨界馬赫數(shù)。 B使上疑面氣流很快被加速，壓力分布比較平坦可以提高臨界馬赫數(shù)。 C上翼面氣流加速比較緩慢，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。 D使上翼面氣流很快被加速，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。157對于后掠機(jī)翼而言： AA翼尖首先失速比翼根首先失速更有害 B冀根首先

41、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158飛機(jī)機(jī)翼采用相對厚度、相對彎度比較大的翼型是因為： BA可以減小波阻。 B得到比較大的升力系數(shù)。 C提高臨界馬赫數(shù)。 D使附面層保持層流狀態(tài)。159高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是： BA相對厚度比較小，相對彎度比較大，最大厚度點靠后的簿翼型。 B相對厚度比較小相對彎度比較小，最大厚度點靠后的薄翼型。 C相對厚度比較小相對彎度比較小，最大厚度點靠前的薄翼型。 D相對厚度比較小，相對彎度比較大最大厚度點靠前的薄翼型。160后掠機(jī)翼接近臨界迎角時，下列說法那一個正確? B A機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭上仰，

42、迎角進(jìn)一步增大。 B機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。 C機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。 D機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。161下面的輔助裝置哪一個能防止翼尖失速： BA擾流版 B翼刀和鋸齒型前緣 C整流片 D前緣襟翼162層流翼型是高亞音速飛機(jī)采用比較多的翼型它的優(yōu)點是： ABA可以減小摩擦阻力。 B可以提高臨界馬赫數(shù)。 C可以減小干擾阻力。 D與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動特性。163對高速飛機(jī)氣動外形設(shè)計的主要要求是： ACA提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。 B減小誘導(dǎo)阻力。 C減小波阻。 D保持層流附面層。164后掠機(jī)翼的失速特性不好是指： ACA和

43、翼根相比，翼梢部位更容易發(fā)生附面層分離。 B和翼捎相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層分離。 C沿翼展方向氣流速度增加D翼根和翼梢部位同時產(chǎn)生附面層分離。165下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)? ADA小展弦比機(jī)翼。 B大展弦比機(jī)翼。 C平直機(jī)翼。 D后掠機(jī)翼。166采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是： BA后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動。 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形成了斜對氣流的激波。167當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度 AA是產(chǎn)生升力的有效速度。 B在沿機(jī)翼表面流動過程中，大小不發(fā)生變化。 C大于來流的

44、速度。 D會使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚168當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時平行機(jī)翼前緣的速度 DA沿機(jī)翼展向流動，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。 B被用來加速產(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。 169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： CA同樣機(jī)翼面職的情況下，減小機(jī)翼相對厚度加速上翼面氣流流速提高臨界馬赫數(shù)B同樣機(jī)翼面積的情況下，加大機(jī)翼的相對厚度，提高升力系數(shù)。 C同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對厚度，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)。 170超臨界翼型的特點是： BDA上翼面氣流加速比較快

45、，所以它的臨界馬赫數(shù)比較大。B一旦出現(xiàn)局部激波，激波的位置靠后減少波阻C一旦出現(xiàn)局部激波,激波的強(qiáng)度比較大，減小波阻 D超臨界翼型的跨音速氣動特性比層流翼型好。 171飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計成為后掠機(jī)翼為了： ABA提高臨界馬赫數(shù) B減小波阻 C增加飛機(jī)升力 D改善飛機(jī)的低速飛行性能 172關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說法哪些是正確的? AD A一旦翼梢先于翼根失速,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。 C翼根部位附面層先分離會使副翼的操縱效率下降。 D機(jī)翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機(jī)翼失速特性。173為了改善飛機(jī)的跨音速空氣動力特性和減小波阻，

46、可以采用下列哪類機(jī)翼？BCDA層流翼型的機(jī)翼。 B采用前緣尖削對稱薄翼型的機(jī)翼。 C三角形機(jī)翼。 D帶有大后掠角的機(jī)翼174飛機(jī)在空中飛行時，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則 AA作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。 B作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡所有外力矩平衡。 C作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。D作用在飛機(jī)上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。175飛機(jī)重心位置的表示方法是 AA用重心到平均氣動力弦前緣的距離和平均氣動力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。 B用重心到平均幾何弦前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

47、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。176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？ DA升力等于重力，推力等于阻力。 B升力等于重力抬頭力矩等于低頭力矩。 C推力等于阻力，抬頭力矩等于低頭力矩。 D升力等于重力，推力等于阻力抬頭力矩等于低頭力矩177下列哪項不是飛機(jī)飛行時所受的外載荷?DA重力 B氣動力 C發(fā)動機(jī)推（拉）力 D慣性力178 研究飛機(jī)運動時選用的機(jī)體坐標(biāo)， DA以飛機(jī)重心為原點，縱軸和橫軸確定的平面為對稱面B以全機(jī)焦點為原點，縱軸和立軸確定的平面為對稱面 C以壓力中心原點，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

48、 179對于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來說， BA升力一定等于重力。 B作用在飛機(jī)上的外載荷必定是平衡力系。 C發(fā)動機(jī)推力一定等于阻力。 D只需作用在飛機(jī)上外載荷的合力等于零180如果作用在飛機(jī)上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程，則 BA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 AA為飛機(jī)的曲線運動提向心力。 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

49、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， CDA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 BDA軌跡半徑越大飛機(jī)的載荷因數(shù)nY越大。 B飛行速度越小，載荷因數(shù)nY越小 C載荷因數(shù)可能等于1，也可能大于1。 D載荷因數(shù)只能大干1 。219關(guān)于載荷因數(shù)nY，下列說法那些正確? CDA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，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情況。B A這條線上各點的速度小于對應(yīng)高度上的失速速度。 B這條