執(zhí)照考試學(xué)習(xí)-m8版題2013年9月20號(hào)

10 12、對(duì)于音速．如下說(shuō)法正確的是:(C) 13、假設(shè)其他條件不變，空氣濕度) 16、對(duì)于溫度如下說(shuō)法正確的是:(BC)A、溫度升高，溫度也升 C、溫度下降，絕對(duì)濕度下 17對(duì)于音速，如下說(shuō)法正確的是 A、P=1013psiT=15℃ρ=1、225kg／m3B、P=1013hPA、T=15ρ=1、225C、P=1013psiT＝25℃ρ=1、225kg／m3D、P=1013hPA、T＝25℃ρ=0、660120、在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系?(A) 25．對(duì)流層的高度．在地球中緯度地區(qū)約為A、8公里 26、下列(B 27、下列(C)的敘述不屬于平流層的特點(diǎn): D、空氣質(zhì)量不多，約占大氣質(zhì)量的1/4 29、現(xiàn)代客機(jī)一般巡航的大氣層是(AD) 30、對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是 33、影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是(ACD) 34、云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是(ABD) 35、層流翼型的特點(diǎn)是 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(diǎn)的位置 C、在飛行M數(shù)小于一定值時(shí)保持不變 40、在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)造成 D、在任何情況下，下洗流的影響都一樣42、關(guān)于附面層下列說(shuō)法哪些正確43:氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥? D、空氣45、亞音速空氣流速增加可有如下效果 47A、l=3A、2A、 B、 D、48、當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)．由伯努利定理可知 52、流體的連續(xù)性方程:(A) 54、下列(C55、氣體的連續(xù)性定理是(C)在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用: 56、氣體的伯努利定理是(A)在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用: A、增大。B、減小。C、保持不變。D、可能增大，也可能減小。58、亞音速氣流流過(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?(C) 59、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?C) 61A、l=2A、2=4A、3為(B)A、 B、 C、 D、62 63、對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是 65、當(dāng)空氣在管道中流動(dòng)時(shí)，由伯努利定理可知 66、非定常流是指 69、伯努利方程適用于:(AD)A、低速氣 70、下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的?(BC) A、尖到右翼尖 A、尖到右翼尖。 75、機(jī)翼的展弦比是 76、機(jī)翼1/4弦線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱為機(jī)翼的(C)A、安裝角。B、上反角．C、后掠角。D、迎角。77、水平安定面的安裝角與機(jī)翼安裝角之差稱為ABCD、后掠角。ABCD、平均弦長(zhǎng)。ABCD、平均弦長(zhǎng)。ABCD 82、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％ 83、飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)(C)A10％20％B20％35％C35％50％D50％65％84、大型機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn):(BD)A35B7C、1／4弦線后掠角10到25 D、1／4弦線后掠角25到3585、具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生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86、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 87、機(jī)翼空氣動(dòng)力受力最大的是A、機(jī)翼上表面壓力B、機(jī)翼下表面壓力C、機(jī)翼上表面吸力D、機(jī)翼下表面吸力 89、對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是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。A、零升力迎角。B、失速迎角。C、臨界迎角。D、零迎角。A、飛機(jī)失去速度B、飛機(jī)速度太快C、飛機(jī)以臨界迎角飛行 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)。94、飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系是:(A)A、空氣密度成正比。BCD、空氣密度的平方成正比。A、與空速成正比。BC、與空速的平方成正比D、與空速的三次方成正比。96、機(jī)翼升力系數(shù)與哪些因素有關(guān)?(B) 97、飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是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。A、越大B、角愈大C、與重量無(wú)關(guān)D99、機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱為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．100ny<M1(A) 101、當(dāng)飛機(jī)減小速度水平飛行時(shí) 102、機(jī)翼的壓力中心:(B) D、在翼弦的l／4處104(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106、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D107飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流，它的主要作用是: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。108、飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)?(B) 109、下列哪種說(shuō)法是不正確的?110(B)A、可壓縮性B、粘性C、溫度D、密度111(B)A、壓差阻力B、摩擦阻力C、干擾阻力D、誘導(dǎo)阻力A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力115、下列(D)對(duì)飛機(jī)阻力大小影響不大: 116、下列(B)與飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大小無(wú)關(guān):A、機(jī)翼的平面形狀B、機(jī)翼的翼型C、機(jī)翼的根尖比D、機(jī)翼的展弦比 C、把的部件做成流線型 118A、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。 119、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)法是正確的?(A)121、下列哪種說(shuō)法是正確的?(D) 122、有些飛機(jī)的其尖部位安裝了翼稍小翼，它的功用是(CA、減小摩擦阻力B、減小壓差阻力C、減小誘導(dǎo)阻力D、減小于擾阻力A、減小摩擦阻力B、減小干擾阻力CD、減小壓差阻力124、飛機(jī)升阻比值的大小主要隨(B)變化:A、飛行速度B、飛行迎角C、飛行高度D、機(jī)翼面積的3?(C) 128、減少飛機(jī)摩擦阻力的措施是:(AB) 132、關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確:(C) A、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 A、最大迎角B、有利迎角C、最小迎角D、臨界迎角138、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、式襟翼C、富勒襟翼D、開縫式襟翼 142、克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度 144、前緣縫翼只有在(CA、無(wú)論任何迎角B、小迎角C、迎角接近或超過(guò)臨界迎角 升力系數(shù)，這種襟翼被叫做(D)A、式襟翼 147、失速楔的作用是:(A) 148、翼刀的作用是A、增加機(jī)翼翼面氣流的攻角B、減小氣流的橫向流動(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、將氣流分割成不同流動(dòng)狀態(tài)韻區(qū)域A、擾流扳B、副冀C、前緣縫翼D、后緣襟冀A、擾流板B、副翼C、前緣襟翼D、151、飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是A、提高飛機(jī)的靈敏性。 152、放出前緣縫翼的作用是 153、式增升裝置增升特點(diǎn)是 154(D)159A、只增大升力B、只增C、既可增大升力又可增D、增大升力減小阻力161(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。162、使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是A、逐新擴(kuò)大。B、保持不變。C、先減小后擴(kuò)大。D164、下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理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。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?(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。167、增升裝置的增升原理有:(A)A、增大部分機(jī)翼弦長(zhǎng)BC、使最大彎度點(diǎn)后移DA、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、推遲附面層分離。170A、減小附面層的厚度。BC、使附面層分離點(diǎn)向前移。D、使附面層分離點(diǎn)向后移171、正常飛機(jī)向左盤旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確?172、后退開縫式襟翼的增升原理是 C、增大機(jī)翼的相對(duì)彎度D、加速附面層氣流流動(dòng)A、增大機(jī)翼的安裝角B、增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。 B、可輔助副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向C、可代替副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向175A、空氣的壓強(qiáng)突然增大B、空氣的壓強(qiáng)突然減小 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。D178 A、附體激波B、脫體激波C、局部激波D1825000115510401100小時(shí)，而該點(diǎn)1100M數(shù)為(D)A、1040/1100B、1100/1100C、1100/1155D、183、當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后A、局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。B A、只取決于飛機(jī)的飛行速度(空速)BC、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)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)。187、飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加,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。AB25％50％。C5025％。D、一直保持不變．191、為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是AB、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。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。 193、飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱 194、飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是：(BC) 196、飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面:(B)A、首次出現(xiàn)局部激波。BC、流場(chǎng)中形成局部超音速區(qū)。D、局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。199當(dāng)飛行速度超過(guò)臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波(BC)200(ABD)A、相對(duì)厚度較小。B、對(duì)稱形或接近對(duì)稱形。 201、飛機(jī)焦點(diǎn)的位置(BCA、隨仰角變化而改變。BC、從亞音速進(jìn)入超音速速時(shí)后移。D、從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)前移。202、飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí):(CD)203B、激波是強(qiáng)擾動(dòng)波，在空氣中的速度等于音速。204、關(guān)于膨脹波,下列說(shuō)法哪些正確?(AB)205、關(guān)于氣流加速．下列說(shuō)法哪些正確A、流速減小B、流速增大C、壓強(qiáng)降低D、壓強(qiáng)增高 208、對(duì)于后掠機(jī)翼而言 A、可以減小波阻。BC、提高臨界馬赫數(shù)。D、使附面層保持層流狀態(tài)。211、后掠機(jī)翼接近臨界迎角時(shí)，下列說(shuō)法那一個(gè)正確?(B)212、下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速(B)A、擾流版B、翼刀和鋸齒型前緣C、整流片D A、提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。B、減小誘導(dǎo)阻力。CD、保持層流附面層。216、下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)ABCD、后掠機(jī)翼。A、后掠角使氣生了沿機(jī)翼展向的流動(dòng)。B、經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。 218、當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度 219、當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)平行機(jī)翼前緣的速度A、沿機(jī)翼展向流動(dòng)，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。B、被用來(lái)加速產(chǎn)生升力。 222、下列不是高速飛機(jī)機(jī)翼的翼型特點(diǎn)的是A、機(jī)翼相對(duì)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A、臨界M數(shù)比平直機(jī)翼高 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BMMCM1，A、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227、關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說(shuō)法哪些是正確的?(AD)A、層流翼型的機(jī)翼。B、采用前緣尖削對(duì)稱薄翼型的機(jī)翼。 231(D)A、重力B、氣動(dòng)力C、發(fā)推<拉>力D、慣性力 C、發(fā)推力一定等于阻力。 A、飛機(jī)速度的大小會(huì)發(fā)生，速度的方向保持不變。BCD、飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向下移。 237、在平衡外載荷的作用下，飛機(jī)飛行的軌跡:(A)A、一定是直線的。BC、是直線的或是水平曲線的。D、是水平直線或水平曲線的。238、飛機(jī)進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行，則:(CD)A、速度不發(fā)生變化。B 240A、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 D、載荷因數(shù)只能大干1241 242、飛機(jī)著陸的過(guò)程是D、下滑、拉平、平飛、平飄和接地五個(gè)階段A、保持飛行高度不變B、保持發(fā)推力等于飛機(jī)阻 CD A、剩余推力B、飛機(jī)重量C、剩余推力和飛機(jī)重量D、飛機(jī)的飛行姿態(tài)A、與下滑高度有關(guān)B、與下滑角無(wú)關(guān)C、與下滑角有關(guān)D、與下滑高度無(wú)關(guān)A、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越好B、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越差C、滑跑距離越長(zhǎng)，飛機(jī)的起飛性能越好D、滑跑距離長(zhǎng)短與飛機(jī)的起飛性能無(wú)關(guān) 253、飛機(jī)平飛時(shí)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D、升力等于推力,重力等于阻力A、理論靜升限B、實(shí)用靜升限C、動(dòng)升限D(zhuǎn)、實(shí)用升限A、理論靜升限<實(shí)用靜升限<動(dòng)升限B、理論靜升限>實(shí)用靜升限>動(dòng)升限C、實(shí)用靜升限<理論靜升限<動(dòng)升限D(zhuǎn)、理論靜升限<動(dòng)靜升限<實(shí)用升限256y(A)A、飛機(jī)升力與飛機(jī)重力的比值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D、飛機(jī)升力與飛機(jī)推力的比值257Ny，下列說(shuō)法那些正確?(CD)AnY1。B、等速下滑時(shí)，Ny1。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(AC)261nY(BCA1B、隨傾斜角度增大而增大C1D、隨傾斜角度增大而減小263、按照左手法則，飛機(jī)的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸為A、縱軸<OY>、立軸<OX>、橫軸<OZ>B、縱軸<OX>、立軸<OZ>、橫軸C、縱軸<OX>、立軸<OY>、橫軸<OZ>D、縱軸<OY>、立軸<OZ>、橫軸<OX>A、升力的著力點(diǎn)B、附加升力的著力點(diǎn)C、重力的著力點(diǎn)D點(diǎn)位置是(B)A、位于壓力中心后面B 268、影響飛機(jī)俯仰平衡的力矩主要是A、機(jī)身力矩和機(jī)翼力矩BC、機(jī)身力矩和水平尾翼力矩D、機(jī)翼力矩和水平尾翼力矩A、機(jī)翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)推力力矩、機(jī)身力矩B、機(jī)翼升力力矩、水平尾翼力矩、發(fā)推力力矩、機(jī)身力矩270、飛機(jī)橫向平衡中的滾轉(zhuǎn)力矩主要包括A、機(jī)翼阻力力矩B、機(jī)翼升力力矩C、水平尾翼力矩D、發(fā)推力力271、下列敘述錯(cuò)誤的是ABCD、由水平尾翼產(chǎn)生的274、飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的(A)產(chǎn)生影響:A、縱向穩(wěn)定性B、方向穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性AMB 276、飛機(jī)的方向阻尼力矩主要由(B)產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)身D、后掠機(jī)翼277、飛機(jī)的橫向阻尼力矩主要由(C)產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)翼D、機(jī)身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279、下列說(shuō)法哪一個(gè)是不正確的?(ABC) A、升降舵、方向舵、襟翼B、方向舵、襟翼、縫翼C、升降舵、方向舵、副翼D282(C)A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。283(A)A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。284(B)A、橫軸。B、立軸．C、縱軸。D、仰抑軸。285、飛機(jī)飛行的俯仰角為 286、飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性稱為A、縱向穩(wěn)定性。B287、飛機(jī)繞縱軸的穩(wěn)定性稱為A、縱向穩(wěn)定性。B288、飛機(jī)繞立軸的穩(wěn)定性稱為A、縱向穩(wěn)定性。B289、對(duì)于對(duì)稱剖面翼型，隨迎角增加壓力中心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290、關(guān)于機(jī)翼的壓力中心和焦點(diǎn)如下說(shuō)法正確的是:(CD) 291、描述飛機(jī)在空間姿態(tài)的姿態(tài)角有:(B) C、俯仰角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角D、迎角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角292、飛行側(cè)滑角為(C) 293、如果飛機(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。A、為減小阻力，一般側(cè)滑角為零B、在任何情況下著陸，側(cè)滑角都必須為零 295、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:(A) 296、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 A、方向穩(wěn)定性小于橫向穩(wěn)定性B A、互相獨(dú) A、互相獨(dú) 301、飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的大小主要取決于A、副翼B、方向舵C、襟翼D、飛機(jī)重心與焦點(diǎn)的相對(duì)位置無(wú)關(guān)。 304、為了使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性 A、產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到A、產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到零C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后俯仰角自動(dòng)回到零A、產(chǎn)生繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到 C、產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng),擾動(dòng)后轉(zhuǎn)角自動(dòng)回到A、縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。B、只對(duì)縱向穩(wěn)定性 B 312、如果飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)阻尼不足，在下述哪種飛行狀態(tài)更?(A) 313、下列哪種變化情況肯定會(huì)增加飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性A、增加飛機(jī)重量B、增加機(jī)翼面積CD、增加水平尾翼面積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D、增加水平尾翼面積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D、增加水平尾翼面積316、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317、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A、垂直尾翼B、水平尾翼C、后掠角和上反角D、重心A 性與此無(wú)關(guān)B 性增強(qiáng)C 性減弱D、操數(shù)性先增強(qiáng)后減320、使飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩稱為A、傾斜力矩。B、俯仰力矩。C、偏航力矩。D、滾轉(zhuǎn)力矩。A、俯仰力矩。B、縱向力矩。C、偏航力矩。D、滾轉(zhuǎn)力矩。A、俯仰力矩。B、縱向力矩。C、偏航力矩。D、滾轉(zhuǎn)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D、提高縱向A、重心應(yīng)盡量前移B、重心只要在焦點(diǎn)之前即可 325、飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的(A)產(chǎn)生影響A、縱向穩(wěn)定性B、方向穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性AMB A、具有下反角B、具有上反角C、平機(jī)翼D、與上下反角無(wú)關(guān)AB、向左轉(zhuǎn)C、向右轉(zhuǎn)D、不定329、在重心后焦點(diǎn)位置向后移(AD)A、增加縱向穩(wěn)定性B、提高縱向性C、減小縱同穩(wěn)定性D、降低縱向330、駕駛員右偏方向舵飛機(jī)將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)D331、民用航空飛機(jī)的側(cè)向運(yùn)動(dòng)三種模態(tài)按性由大到小順序?yàn)?(B)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DA、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(wú)影響DA、減小方向穩(wěn)定性B、增加方向穩(wěn)定性C、對(duì)方向穩(wěn)定性無(wú)影響D、視迎角的大小而變化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)．A、機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn),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D、機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn),飛機(jī)向左傾斜336、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337、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338、控制飛機(jī)繞縱軸運(yùn)動(dòng)的舵面是?(D)A、方向舵B、升降舵C、地面擾流板D、副翼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。340、如果駕駛員向后拉駕駛桿(D)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。343、如果駕駛員要使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎，需要同時(shí)飛機(jī)的A、方向舵和升降舵BC、方向舵、升降舵D、方向舵和副翼A、高速時(shí)使用外側(cè)副翼B A、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、配合襟翼系統(tǒng)增加飛機(jī)升力346、為克服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、費(fèi)利茲副翼D、差動(dòng)副翼347、飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，哪些舵面將協(xié)同工作?(D)A、方向舵和升降舵。B 348、飛機(jī)載重量大時(shí),調(diào)整水平安定面配平,使(A)349、副翼的差動(dòng)是指對(duì)應(yīng)駕駛桿同樣的位移；(A350、造成副翼反效的根本原因是 351A、滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反BC、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)352、操作副翼時(shí)產(chǎn)生有害偏航的原因是:(BD)353 354、在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動(dòng)調(diào)整片的功用是:(C) B356、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、當(dāng)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)力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。358A、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A、當(dāng)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)力達(dá)到一定值后，隨動(dòng)補(bǔ)償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。362、下列哪個(gè)說(shuō)法正確的是A、內(nèi)封補(bǔ)償面將降低舵面的效363、現(xiàn)代飛機(jī)副翼上常用的氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)男褪綖锳、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364、在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動(dòng)調(diào)整片的功用是:(C)A、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)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(dòng),即366、駕駛員偏面時(shí)，要通過(guò)傳動(dòng)桿的力克服鉸鏈力矩。即:(BD)367、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368、彈簧補(bǔ)償片對(duì)舵面進(jìn)行氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)脑硎荁、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、370、如果不當(dāng),內(nèi)封補(bǔ)償?shù)牟ＡР寄p透氣，則:(B)A、副翼的桿力會(huì)過(guò)輕。B、副翼的桿力會(huì)過(guò)重C、影響副翼的差動(dòng)。 371、下列關(guān)于氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)哪膫€(gè)說(shuō)法是正確的?(B)A、隨動(dòng)補(bǔ)償片偏轉(zhuǎn)方向與舵面偏轉(zhuǎn)方向相同。B、內(nèi)封補(bǔ)償面不會(huì)降低舵面的效率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。 D、在面的前緣安裝配重的目的是增加飛機(jī)的升力。A、起飛爬升時(shí)B、高