2023年空氣動力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理ME基礎(chǔ)AV基礎(chǔ)題庫

《空氣動力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理》1、絕對溫度的零度是(C)A、-273℉B、-273KC、-273℃D、32℉2、空氣的組成為(C)A、78％氮，20％氫和2％其他氣體B、90％氧，6％氮和4％其他氣體C、78％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?(B)A、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)隨溫度的升高而減少。4、空氣的物理性質(zhì)重要涉及(C)A、空氣的粘性B、空氣的壓縮性C、空氣的粘性和壓縮性D、空氣的可朔性5、下列不是影響空氣粘性的因素是(A)A、空氣的流動位置B、氣流的流速C、空氣的粘性系數(shù)D、與空氣的接觸面積6、氣體的壓力<P>、密度<ρ>、溫度<T>三者之間的變化關(guān)系是(D)A、ρ=PRTB、T=PRρC、P=Rρ/TD、P=RρT7、在大氣層內(nèi)，大氣密度(C)A、在同溫層內(nèi)隨高度增長保持不變。B、隨高度增長而增長。C、隨高度增長而減小。D、隨高度增長也許增長，也也許減小。8、在大氣層內(nèi)，大氣壓強(B)A、隨高度增長而增長。B、隨高度增長而減小。C、在同溫層內(nèi)隨高度增長保持不變。D、隨高度增長也許增長，也也許減小。9、空氣的密度(A)A、與壓力成正比B、與壓力成反比C、與壓力無關(guān)。D、與溫度成正比。10、影響空氣粘性力的重要因素:(BC)A、空氣清潔度B速度剃度C空氣溫度D、相對濕度11、對于空氣密度如下說法對的的是(B)A、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12、對于音速．如下說法對的的是:(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?3、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,空氣壓力(D)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15、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溫度乘積成正比16、對于露點溫度如下說法對的的是:(BC)A、溫度升高，露點溫度也升高B、相對濕度達成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，絕對濕度升高17對于音速，如下說法對的的是(AB)A、音速是空氣可壓縮性的標志B、空氣音速高，粘性就越大C、音速是空氣壓力大小的標志D、空氣速度是空氣可壓縮性的標志18、國際標準大氣的物理參數(shù)的互相關(guān)系是(B)A、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、國際標準大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是(B)A、P=1013psiT=15℃ρ=1、225kg／m3B、P=1013hPA、T=15℃ρ=1、C、P=1013psiT＝25℃ρ=1、225kg／m3D、P=1013hPA、T＝25℃ρ=0、20、在溫度不變情況下，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。21、推算實際大氣情況下的飛行性能，將基于下列哪條基準，對飛行手冊查出的性能數(shù)據(jù)進行換算?(A)A、溫度偏差B、壓力偏差C、密度偏差D、高度偏差22、一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性(B)A、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23、音速隨大氣高度的變化情況是(BC)A、隨高度增高而減少。B、在對流層內(nèi)隨高度增高而減少。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(A)A對流層、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25．對流層的高度．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26、下列(B)的敘述屬于對流層的特點:A空氣中幾乎沒有水蒸氣B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(C)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B、溫度大體不變，平均在-56、5C、空氣上下對流劇烈D、空氣質(zhì)量不多，約占大氣質(zhì)量的1/428．在對流層內(nèi)，空氣的溫度(A)A、隨高度增長而減少。B、隨高度增長而升高。C、隨高度增長保持不變D、先是隨高度增長而升高，然后再隨高度增長而減少。29、現(xiàn)代民航客機一般巡航的大氣層是(AD)A、對流層頂層B、平流層頂層C、對流層底層D、平流層底層30、對飛機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)31、對起飛降落安全性導(dǎo)致不利影響的是:(AC)A、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32、影響飛機機體腐蝕的大氣因素是(ACD)A、空氣的相對濕度B、空氣壓力C、空氣的溫差D、空氣污染物33、影響飛機機體腐蝕的大氣因素是(ACD)A、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34、云對安全飛行產(chǎn)生不利影響的因素是(ABD)A、影響正常的目測B、溫度低了導(dǎo)致機翼表面結(jié)冰C、增長阻力D、積雨云會帶來危害35、層流翼型的特點是(B)A、前緣半徑大,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36、氣流產(chǎn)生下洗是由于(C)A、分離點后出現(xiàn)旋渦的影響B(tài)、轉(zhuǎn)捩點后紊流的影響C、機翼上下表面存在壓力差的影響D、迎角過大失速的影響37、氣流沿機翼表面附面層類型的變化是:(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38、在機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39、在機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(B)A、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40、在翼型后部產(chǎn)生渦流，會導(dǎo)致(BD)A、摩擦阻力增長B、壓差阻力增長C、升力增長D、升力減小41、對于下洗流的影響，下述說法是否對的:(AC)A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，下洗流的影響都同樣42、關(guān)于附面層下列說法哪些對的?(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，各層氣流互相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43:氣流沿機翼表面流動，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥?(ABC)A、空氣的流速B、在翼表面流動長度C、空氣溫度D、空氣比重44、下列關(guān)于附面層的哪種說法是對的的？(ABC)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。45、亞音速空氣流速增長可有如下效果(BCD)A、由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點后移B、氣流分離點后移C、阻力增長D、升力增長46、在機翼表面．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(ABCD)A、與空氣的溫度有關(guān)B、與機翼表面的光滑限度有關(guān)C、與飛機的飛行速度的大小有關(guān)D、與機翼的迎角的大小有關(guān)47、當不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時．己知其截面積A、l=3A、2則其流速為(C)A、V1=9V2B、V2＝9V1C、V2=3V1D、V1=3V248、當空氣在管道中低速流動時．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。49、計算動壓時需要哪些數(shù)據(jù)?(C)A、大氣壓力和速度B、空氣密度和阻力C、空氣密度和速度D、空氣密度和大氣壓50、運用風(fēng)可以得到飛機氣動參數(shù)，其基本依據(jù)是(B)A、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51、流管中空氣的動壓(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52、流體的連續(xù)性方程:(A)A、只合用于抱負流動。B、合用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。C、只合用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。D、只合用于可壓縮流體的穩(wěn)定管流。53、下列(D)的敘述與伯努利定理無關(guān):A、流體流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大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)定流動過程中，氣流的動壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流低速流動時，流速與流管橫截面積成正比54、下列(C)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流動過程中的應(yīng)用B、物體表面一層氣流流速從零增長到迎面氣流流速的流動空氣層叫做附面層C、空氣粘性的物理實質(zhì)不是空氣分子作無規(guī)則運動的結(jié)果D、氣流低速流動時，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55、氣體的連續(xù)性定理是(C)在空氣流動過程中的應(yīng)用:A、能量守衡定律B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律D、牛頓第二定律56、氣體的伯努利定理是(A)在空氣流動過程中的應(yīng)用:A、能量守衡定律B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律D、牛頓第二定律57、流體在管道中穩(wěn)定低速流動時，假如管道由粗變細．則流體的流速(A)A、增大。B、減小。C、保持不變。D、也許增大，也也許減小。58、亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?(C)A、流速增長，壓強增大。B、速度減少，壓強下降。C、流速增長，壓強下降。D、速度減少．壓強增大。59、在伯努利方程中，密度單位為公斤／立方米，速度單位為米/秒動壓單位為(C)A、公斤B、力／平方米C、水柱高牛頓／平方米D、磅／平方英寸60、伯努利方程的使用條件是(D)A、只要是抱負的不可壓縮流體B、只要是抱負的與外界無能量互換的流體C、只要是不可壓縮，且與外界無能量互換的流體D、必須是抱負的、不可壓縮、且與外界無能量變換的流體61、當不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時，己知其截面積A、l=2A、2=4A、3則其靜壓為(B)A、P1=P2=P3B、P1>P2>P3C、P1<P2<P3D、P62、對低速氣流，由伯努利方程可以得出:(C)A、流管內(nèi)氣流速度增長，空氣靜壓也增長B、流管截面積減小，空氣靜壓增長C、流管內(nèi)氣流速度增長,空氣靜壓減小D、不能擬定63、對于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是(C)A、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64、流體在管道中以穩(wěn)定的速度流動時，假如管道由粗變細，則流體的流速(A)A、增大B、減小C、保持不變D、也許增大，也也許減小65、當空氣在管道中流動時，由伯努利定理可知(C)A、凡是流速大的地方，壓強就大B、凡是流速小的地方，壓強就小C、凡是流速人的地方，壓強就小D、壓強與流速無關(guān)66、非定常流是指(B)A、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)67、關(guān)于動壓和靜壓的方向，以下哪一個是對的的(C)A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68、流體的伯努利定理(A)A、合用于不可壓縮的抱負流體。B、合用于粘性的抱負流體。C、合用于不可壓縮的粘性流體。D、合用于可壓縮和不可壓縮流體。69、伯努利方程合用于:(AD)A、低速氣流B、高速氣流C、合用于各種速度的氣流D、不可壓縮流體70、下列關(guān)于動壓的哪種說法是對的的?(BC)A總壓與靜壓之和B總壓與靜壓之差C動壓和速度的平方成正比D、動壓和速度成正比71、所謂翼剖面就是(A)A、平行飛機機身縱軸將機翼假想切一刀，所剖開的剖面B、平行飛機機身橫軸將機翼假想切一刀，所剖開的剖面C、垂直機翼前緣將機翼假想切一刀，所剖開的剖面D、垂直機翼后緣將機翼假想切一刀，所剖開的剖面72、測量機翼的翼弦是從(C)A、左翼尖到右翼尖B、機身中心線到翼尖。C、機翼前緣到后緣D、翼型最大上弧線到基線。73、測量機翼的翼展是從(A)A、左翼尖到右翼尖B、機身中心線到翼尖C、機翼前緣到后緣．D、翼型最大上弧線到基線74、機翼的安裝角是(B)A、翼弦與相對氣流速度的夾角。B、翼弦與機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、機翼焦點線與機身軸線的夾角。75、機翼的展弦比是(D)A、展長與機翼最大厚度之比。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。76、機翼1/4弦線與垂直機身中心線的直線之間的夾角稱為機翼的(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。78、翼型的最大厚度與弦長的比值稱為(B)A、相對彎度。B、相對厚度。C、最大彎度。D、平均弦長。79、翼型的最大彎度與弦長的比值稱為(A)A、相對彎度；B、相對厚度。C、最大厚度。D、平均弦長。80、影響翼型性能的最重要的參數(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。81、飛機的安裝角是影響飛機飛行性能的重要參數(shù)，對于低速飛機，校裝飛機外型是(A)A、增大安裝角叫內(nèi)洗，可以增長機翼升力B、增大安裝角叫內(nèi)洗．可以減小機翼升力C、增大安裝角叫外洗．可以減小機翼升力D、增大安裝角叫外洗．可以增長機翼升力82、民航飛機常用翼型的特點(C)A、相對厚度20％到30％B、相對厚度5％到10％C、相對厚度10%到15％D、相對厚度15％到20％83、民航飛機常用翼型的特點(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％84、大型民航運送機常用機翼平面形狀的特點:(BD)A、展弦比3到5B、展弦比7到8C、1／4弦線后掠角10到25度D、1／4弦線后掠角25到35度85、具有后掠角的飛機有側(cè)滑角時，會產(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86、具有上反角的飛機有側(cè)滑角時，會產(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87、機翼空氣動力受力最大的是(C)A、機翼上表面壓力B、機翼下表面壓力C、機翼上表面吸力D、機翼下表面吸力88、當迎角達成臨界迎角時(B)A、升力忽然大大增長,而阻力迅速減小。B、升力忽然大大減少，而阻力迅速增長。C、升力和阻力同時大大增長。D、升力和阻力同時大大減小·89、對于非對稱翼型的零升迎角是(B)A、一個小的正迎角。B、一個小的負迎角。C、臨界迎有。D、失速迎角。90、飛機飛行中，機翼升力等于零時的迎角稱為(A)A、零升力迎角。B、失速迎角。C、臨界迎角。D、零迎角。91、“失速”指的是(C)A、飛機失去速度B、飛機速度太快C、飛機以臨界迎角飛行D、飛機以最小速度飛行92、“失速迎角”就是“臨界迎角”，指的是(C)A、飛機飛的最高時的迎角B、飛機飛的最快時的迎角C、飛機升力系數(shù)最大時的迎角D、飛機阻力系數(shù)最大時的迎角93、飛機上的總空氣動力的作用線與飛機縱軸的交點稱為(B)A、全機重心。B、全機的壓力中心。C、機體坐標的原點。D、全機焦點。94、飛機升力的大小與空氣密度的關(guān)系是:(A)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。95、飛機升力的大小與空速的關(guān)系是(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。96、機翼升力系數(shù)與哪些因素有關(guān)?(B)A、僅與翼剖面形狀有關(guān)B、與翼剖面形狀和攻角有關(guān)C、僅與攻角有關(guān)D、與翼弦有關(guān)97、飛機在飛行時，升力方向是(A)A、與相對氣流速度垂直B、與地面垂直。C、與翼弦垂直D、與機翼上表面垂直。98、飛機在平飛時．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、相應(yīng)的失速迎角99、機翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為(D)A、機翼的安裝角。B、機翼的上反角。C、縱向上反角。D、迎角．100、當ny<M載荷系數(shù)>大于1時，同構(gòu)成同重最的飛機(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101、當飛機減小速度水平飛行時(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、使迎角為負以獲得較好的滑翔性能102、機翼的壓力中心:(B)A、迎角改變時升力增量作用線與翼弦的交點B、翼弦與機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l／4處103、為了飛行安全，飛機飛行時的升力系數(shù)和迎角可以達成(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)和臨界迎角的兩個限定值104、增大翼型最大升力系數(shù)的兩個因數(shù)是:(D)A、厚度和機翼面積B、翼弦長度和展弦比C、彎度和翼展D、厚度和彎度105、對一般翼型來說，下列說法中．哪個是對的的?(AD)A、當迎角為零時，升力不為零、B、當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。106、影響機翼升力系數(shù)的因素有(ABD)A、翼剖面形狀B、迎角C、空氣密度D、機翼平面形狀107飛機上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的重要作用是:(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。108、飛機上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)?(B)A、與大氣可壓縮性。B、與大氣的粘性、飛機表面狀況以及周氣流接觸的飛機表面面積。C、僅與大氣的溫度。D、僅與大氣的密度。109、下列哪種說法是不對的的?(ABD)A、當攻角達成臨界攻角時，升力會忽然大大增長B、氣流變?yōu)殡s亂無章，并且出現(xiàn)旋渦流動的附面層稱為層流附面層C、附面層的氣流各層不相混雜而成層流動，稱為層流附面層D、當攻角達成臨界攻角時，阻力會大大減小110、飛機上產(chǎn)生的摩擦阻力與大氣的哪種物理性質(zhì)有關(guān)?(B)A、可壓縮性B、粘性C、溫度D、密度111、沒有保護好飛機表面的光潔度，將增長飛機的哪種阻力?(B)A、壓差阻力B、摩擦阻力C、干擾阻力D、誘導(dǎo)阻力112、減小飛機外型的迎風(fēng)面積，目的是為了減小飛機的(B)A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力113、增大飛機機翼的展弦比，目的是減小飛機的(C)A、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力114、合理布局飛機結(jié)構(gòu)的位置，是為了減小(D)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)對飛機阻力大小影響不大:A、飛行速度、空氣密度、機翼面積B、飛機的翼型和平面形狀C、飛機的外形、表面光潔度和密封性D、飛機的安裝角和上反角116、下列(B)與飛機誘導(dǎo)阻力大小無關(guān):A、機翼的平面形狀B、機翼的翼型C、機翼的根尖比D、機翼的展弦比117、減小干擾阻力的重要措施是(B)A、把機翼表面做的很光滑B、部件連接處采用整流措施C、把暴露的部件做成流線型D、采用翼尖小翼118、下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是對的的?(D)A、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。119、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是對的的?(A)A、增大機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、提高飛機的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。120、下列關(guān)于阻力的哪種說法是對的的?(D)A、干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。B、在飛機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、干擾阻力是飛機各部件之間由于氣流互相干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。121、下列哪種說法是對的的?(D)A、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)面積越大，壓差阻力越大122、有些飛機的其尖部位安裝了翼稍小翼，它的功用是(C)A、減小摩擦阻力B、減小壓差阻力C、減小誘導(dǎo)阻力D、減小于擾阻力123、飛機上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的重要功用是(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124、飛機升阻比值的大小重要隨(B)變化:A、飛行速度B、飛行迎角C、飛行高度D、機翼面積125、下列對的的是(C)A飛機的升阻比越大,飛機的空氣動力特性越差B飛機的性質(zhì)角越大,飛機的空氣動力特性越好C、飛機的升阻比越大,飛機的空氣動力特性越好D、飛機的升阻比越小,飛機的空氣動力特性越好126、后緣襟翼完全放出后．在其他條件不變時。機翼面積增大30％，阻力系數(shù)增到本來的3倍?(C)A、阻力增大到本來的3.3倍B、阻力增大到本來的1.9C、倍阻力增大到本來的3.9倍D、阻力增大到本來的4.3倍127、機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128、減少飛機摩擦阻力的措施是:(AB)A、保持飛機表面光潔度B、采剛層流翼型C、減小迎風(fēng)而積D、增大后掠角129、氣流流過飛機表面時，產(chǎn)生的摩擦阻力(ABD)A、是在附面層中產(chǎn)生的B、其太小與附面層中流體的流動狀態(tài)有關(guān)C、是隨著升力而產(chǎn)生的阻力D、其大小與空氣的溫度有關(guān)130、隨著飛行速度的提高．下列關(guān)于阻力的哪種說法是對的的?(D)A、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131、表面臟污的機翼與表面光潔的機翼相比(A)A、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132、關(guān)于升阻比下列哪個說法對的:(C)A、在最大升力系數(shù)時阻力一定最小B、最大升阻比時，一定是達成臨界攻角C、升阻比隨迎角的改變而改變D、機翼設(shè)計使升阻比不隨迎角變化而變化133、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、不擬定134、飛機前緣結(jié)冰對飛行的重要影響(D)A、增大了飛機重量，便起飛困難B、增大了飛行阻力，使所需發(fā)動機推力大幅增長C、增大了臨界攻角,使飛機易失速D、相同迎角，升力系數(shù)下降135、下列關(guān)于升阻比的哪種說法是對的的?(BCD)A、升力系數(shù)達成最大時，升阻比也選到最大B、升力和阻力之比升阻比達成最大之前，隨迎角增長．C、升阻比成線性增長D、升阻比也稱為氣動效率系數(shù)136、極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線,即(AC)A、曲線最高點的縱坐標值表達最大升力系數(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值表達最大升阻比137、從原點作極曲線的切線，切點所相應(yīng)的迎角值是(B)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、分裂式襟翼C、富勒襟翼D、開縫式襟翼139、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。140、飛行中操作擾流扳伸出(B)A、增長機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、增長飛機昂首力矩，輔助飛機爬升D、飛機爬升時補償機翼彎度以減小氣流分離141、機翼渦流發(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142、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角度B、前緣部分向下偏轉(zhuǎn)C、前緣部分與機翼分離向前伸出D、前緣部分下表面向內(nèi)凹入143、前緣縫翼的重要作用是(A)A、放出前緣縫翼，可增大飛機的臨界迎角B、增大機翼升力C、減小阻力D、改變機翼彎度144、前緣縫翼只有在(C)情況下打開才干有增升作用:A、無論任何迎角B、小迎角C、迎角接近或超過臨界迎角D、中迎角145、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C、在壓力中心的后部產(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翼切面的彎曲度，又能增長機翼的面積，繼而提高飛機的升力系數(shù)，這種襟翼被叫做(D)A、分裂式襟翼B、簡樸式襟翼C、后退開縫式襟翼D、后退式襟翼147、失速楔的作用是:(A)A、使機翼在其位置部分先失速B、使機翼在其位置部分不能失速C、使機翼上不產(chǎn)氣憤流分離點，避免失速D、使整個機翼迎角減小，避免失速148、翼刀的作用是(B)A、增長機翼翼面氣流的攻角B、減小氣流的橫向流動導(dǎo)致的附面層加厚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149、屬于減升裝置的輔助操縱面是(A)A、擾流扳B、副冀C、前緣縫翼D、后緣襟冀150、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、減速板151、飛機著陸時使用后緣襟翼的作用是(CD)A、提高飛機的操縱靈敏性。B、增長飛機的穩(wěn)定性。C、增長飛機的升力。D、增大飛機的阻力。152、放出前緣縫翼的作用是(C)A、巡航飛行時延緩機翼上表面的氣流分離B、改善氣流在機翼前緣流動，減小阻力。C、增長上翼面附面層的氣流流速、D、增大機翼彎度，提高升力153、分裂式增升裝置增升特點是(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154、附面層吹除裝置的工作原理是:(D)A、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155、后掠機翼在接近失速狀態(tài)時(B)A、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)機翼同時失速，效果平均，利于采用恢復(fù)措施D、應(yīng)使機翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速156、前緣襟翼的作用是(D)A、增長機翼前緣升力以使前緣抬升B、增長迎角提高機翼升力使壓力中心位置移動而使飛機縱向平衡C、在起飛著陸時產(chǎn)生昂首力矩改變飛機姿態(tài)D、增長翼型彎度，防止氣流在前緣分離157、前緣襟翼與后緣襟翼同時使用由于(A)A、消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強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、減緩氣流到達后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離158、翼尖縫翼對飛機穩(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，導(dǎo)致副翼氣流流量加大增長操作效果B、增長向上方向氣流,增大氣流厚度C、減小機翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑D、補償兩側(cè)機翼氣流不均，使氣動力均衡159、當后緣襟翼放下時，下述哪項說法對的?(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160、飛機起飛時后緣襟翼放下的角度小于著陸時放下的角度．是由于(C)A、后緣襟翼放下角度比較小時，機翼的升力系數(shù)增長，阻力系數(shù)不增長。B、后緣襟翼放下角度比較大時，機翼的阻力系數(shù)增長，升力系數(shù)不增長。C、后緣襟翼放下角度比較小時，機翼的升力系數(shù)增長的效果大于阻力系數(shù)增長的效果。D、后緣襟翼放下角度比較小時，機翼的升力系數(shù)增長的效果小于阻力系數(shù)增長的效果。161、根據(jù)機翼升力和阻力計算公式可以得出,通過增大機翼面積來增大升力的同時:(C)A、阻力不變。B、阻力減小。C、阻力也隨著增大。D、阻力先增長后減小。162、使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是(A)A、加快機翼前緣上表面的氣流流速，在前緣形成吸力峰。B、減小機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，使分離點后移。D、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點前移。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應(yīng)當是(D)A、逐新擴大。B、保持不變。C、先減小后擴大。D、逐漸減小。164、下面哪些增升裝置是運用了控制附面層的增升原理?(BC)A、后緣簡樸襟翼。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運用了增大機翼面積的增升原理?(AD)A、后退式后緣襟翼。B、下垂式前緣襟翼。C、后緣簡樸襟翼。D、富勒襟翼。166、運用增大機翼彎度來提高機翼的升力系數(shù)，會導(dǎo)致(A)A、機翼上表面最低壓力點前移，減小臨界迎角。B、機翼上表面最低壓力點后移，減小臨界迎角。C、機翼上表面最低壓力點前移，加大臨界迎角。D、機翼上表面最低壓力點后移，加大臨界迎角。167、增升裝置的增升原理有:(A)A、增大部分機翼弦長B、使最大厚度點后移C、使最大彎度點后移D、減小機翼的迎風(fēng)面積168、使用機翼后緣襟翼提高升力系數(shù)的同時．臨界迎角減小的重要因素是(A)A、放下后緣襟翼時，增大了機翼的彎度。B、放下后緣襟翼時．增大了機翼的面積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。169、增大機翼彎度可以增大機翼升力的原理是(B)A、使附面層保持層流狀態(tài)。B、加快機翼前緣上表面氣流的流速。C、加快機翼后緣。氣流的流速。D、推遲附面層分離。170、運用機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、使附面層分離點向前移。D、使附面層分離點向后移171、正常操縱飛機向左盤旋時，下述哪項說法對的?(B)A、左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾流板向上打開。B、左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾漉板不動、C、左機翼飛行擾流扳不動，右機翼飛行擾流板向上打開、D、左右機翼飛行擾流板都不動、172、后退開縫式襟翼的增升原理是(ACD)A、增大機翼的面積B、增大機翼的相對厚度C、增大機翼的相對彎度D加速附面層氣流流動173、前緣縫翼的功用是(CD)A、增大機翼的安裝角B、增長飛機的穩(wěn)定性C、增大最大升力系數(shù)D、提高臨界迎角174、下列關(guān)于擾流板的敘述哪項說法對的?(AB)A、擾流板可作為減速板縮短飛機滑跑距離B、可輔助副翼實現(xiàn)飛機橫向操縱C、可代替副翼實現(xiàn)飛機橫向操縱D、可實現(xiàn)飛機橫向配平175、在激波后面(A)A、空氣的壓強忽然增大B、空氣的壓強忽然減小C、空氣的密度減小D、空氣的溫度減少176、亞音速氣流通過收縮管道后，(C)A、速度增長，壓強增大B、速度減少，壓強下降C、速度增長，壓強下降D、速度減少，壓強增大177、超音速氣流通過收縮管道后(D)A、速度增長，壓強增大B、速度減少，壓強下降C、速度增長，壓強下降D、速度減少，壓強增大。178超音速氣流的加速性指的是(B)A、流速要加快，流管必須變細B、流速要加快，流管必須變粗C、流速要加快，流管可以不變D、流速與流管的橫切面積無關(guān)179、氣流通過正激波后，壓力、密度和溫度都忽然升高，且流速(C)A、氣流速度不變B、也許為亞音速也也許為超音速C、由超音速降為亞音速D、有所減少但仍為超音速180、氣流通過斜激波后，壓力、密度和溫度也會忽然升高，且流速(B)A、氣流速度不變B、也許為亞音速也也許為超音速C、由超音速降為亞音速D、有所減少但仍為超音速181、頭部非常尖的物體，對氣流的阻滯作用不強，超音速飛行時，在其前緣通常產(chǎn)生:(A)A、附體激波B、脫體激波C、局部激波D、不產(chǎn)生激波182、某飛機在5000米高度上飛行，該高度的音速為1155公里/小時，當飛行速度增大到1040公里/小時，機翼表面最低壓力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，這時飛機的臨界飛行M數(shù)為(DA、1040/1100B、1100/1100C、1100/1155D、1040/1155183、當飛機飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后(A)A、局部激波一方面出現(xiàn)在上翼面。B、局部激波一方面出現(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。184、飛機飛行時對周邊大氣產(chǎn)生的擾動情況是(B)A、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、只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會受到擾動D、假如不考慮擾動波的衰減，只要時間足夠長周邊的空氣都會受到擾動。185、飛機飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮限度(D)A、只取決于飛機的飛行速度(空速)B、只取決于飛機飛行本地的音速C、只取決于飛機飛行的高度D、和飛機飛行的速度(空速)以及本地的音速有關(guān)186、飛機進入超音速飛行的標志是(D)A、飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。B、在機翼上表面最大厚度點附近形成了等音速。C、在機翼上表面形成局部的超音速區(qū)。D、機翼襲面流場合有為超音速流場。187、飛機在對流層中勻速爬升時，隨著飛行高度的增長,飛機飛行馬赫數(shù):(B)A、保持不變．B、逐漸增長C、逐漸減小。D、先增長后減小。188、關(guān)于飛機失速下列說法哪些是對的的?(D)A、飛機失速是通過加大發(fā)動機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)下都也許出現(xiàn)飛機失速現(xiàn)象。189、空氣對機體進行的氣動加熱(D)A、是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐C體表面進行的加熱。B、氣動載荷使機體結(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體表面進行的加熱。190、隨著飛機飛行馬赫數(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．191、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、先收縮后擴張的流管。D、先擴張后收縮的流管。192、在激波后面(AD)A、空氣的壓強忽然增大B、空氣的壓強忽然減小、速度增大。C、空氣的密度減小。D、空氣的溫度增長。193、飛機長時間的進行超音速飛行，氣動加熱(BCD)A、只會使機體表面的溫度升高．B、會使機體結(jié)構(gòu)金屬材料的機械性能下降。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。194、飛機在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的因素是：(BC)A、翼梢出現(xiàn)較強的旋渦，產(chǎn)生很大的誘導(dǎo)阻力，B、由于迎角達成臨界迎角，導(dǎo)致機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，機翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的氣流分離。D、由于機翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?95、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。196、飛機的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時，機翼上表面:(B)A、初次出現(xiàn)局部激波。B、初次出現(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、激波誘導(dǎo)附面層分離的重要因素是(B)A、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、局部激波后面氣流的壓力過小。198、當飛機的飛行速度超過臨界速度，飛行阻力迅速增大的因素是(AC)A、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?，產(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199當危機飛行速度超過臨界速度之后，在機翼表面初次出現(xiàn)了局部激波(BC)A、局部激波的前面形成了局部超音速區(qū)域，飛機進入超音速飛行。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，飛機仍處在亞音速飛行。200、對于現(xiàn)代高速飛機通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說法是對的的？(ABD)A相對厚度較小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。201、飛機焦點的位置(BC)A、隨仰角變化而改變。B、不隨仰角變化而改變。C、從亞音速進入超音速速時后移。D、從亞音速進入超音速時前移。202、飛機進行超音速巡航飛行時:(CD)A、氣動加熱會使機體表藹的溫度升高，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，對機體表面進行的氣動加熱比較嚴重。C、由于氣動加熱會使結(jié)構(gòu)材料的機械性能下降。D、氣動加熱會使機體結(jié)構(gòu)熱透。203、關(guān)于激波，下列說法哪些對的?(AD)A、激波是空氣受到強烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層B、激波是強擾動波，在空氣中的傳播速度等于音速。C、激波的形狀只與飛機的外形有關(guān)。D、激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時。形成的強擾動波204、關(guān)于膨脹波,下列說法哪些對的?(AB)A、當超音速氣流流過擴張流管時，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。205、關(guān)于氣流加速．下列說法哪些對的?(BC)A、只要用先收縮后擴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成超音速206、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(BC)A、流速減小B、流速增大C、壓強減少D、壓強增高207、層流翼型的特點是前緣半徑比較?。畲蠛穸赛c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、使上疑面氣流不久被加速，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、使上翼面氣流不久被加速，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。208、對于后掠機翼而言(A)A、翼尖一方面失速比翼根一方面失速更有害B、冀根一方面失速比翼尖一方面失速更有害C、翼尖一方面失速和翼根一方面失速有害D、限度相等翼尖和翼根失速對飛行無影響209、飛機機翼采用相對厚度、相對彎度比較大的翼型是由于(B)A、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)。210、高速飛機機翼采用的翼型是(B)A、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?。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。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。211、后掠機翼接近臨界迎角時，下列說法那一個對的?(B)A、機翼的壓力中心向后移，機頭上仰，迎角進一步增大。B、機翼的壓力中心向前移，機頭上仰，迎角進一步增大。C、機翼的壓力中心向后移，機頭下沉，迎角減小。D、機翼的壓力中心向前移，機頭下沉，迎角減小。212、下面的輔助裝置哪一個能防止翼尖失速(B)A、擾流版B、翼刀和鋸齒型前緣C、整流片D、前緣襟翼213、層流翼型是高亞音速飛機采用比較多的翼型．它的優(yōu)點是(AB)A、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。214、對高速飛機氣動外形設(shè)計的重要規(guī)定是(AC)A、提高飛機的臨界馬赫數(shù)。B、減小誘導(dǎo)阻力。C、減小波阻。D、保持層流附面層。215、后掠機翼的失速特性不好是指(AC)A、和翼根相比，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長D、翼根和翼梢部位同時產(chǎn)生附面層分離。216、下列哪種形狀的機翼可以提高臨界馬赫數(shù)?(AD)A、小展弦比機翼。B、大展弦比機翼。C、平直機翼。D、后掠機翼。217、采用后掠機翼提高臨界馬赫數(shù)的因素是(B)A、后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機翼展向的流動。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。218、當氣流流過帶有后掠角的機翼時，垂直機翼前緣的氣流速度(A)A、是產(chǎn)生升力的有效速度。B、在沿機翼表面流動過程中，大小不發(fā)生變化。C、大于來流的速度。D、會使機翼翼梢部位的附面層加厚．219、當氣流流過帶有后掠角的機翼時平行機翼前緣的速度(D)A、沿機翼展向流動，使機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、使后掠機翼的失速特性不好。220:小展弦比機翼在改善飛機空氣動力特性方面起的作用是(C)A、同樣機翼面職的情況下，減小機翼相對厚度．加速上翼面氣流流速．提高臨界馬赫數(shù)B、同樣機翼面積的情況下，加大機翼的相對厚度，提高升力系數(shù)。C、同樣機翼面積的情況下，減小機翼的相對厚度，減小波阻。D、同樣機翼面積的情況下,減小機翼的展長，提高臨界馬赫數(shù)。221、下列不是高速飛機的空氣動力外形特點的是；(B)A、對稱或接近對稱翼型的機翼B、平面形狀為矩型的機翼C、細而長的飛機機身D、薄對稱翼型的尾翼222、下列不是高速飛機機翼的翼型特點的是(D)A、機翼相對厚度較小B、最大厚度位置靠近翼弦中部C、機翼前緣曲率半徑較小D、機翼前緣曲率半徑較大223、下列不屬于后掠機翼的氣動外形特點的是；(D)A、臨界M數(shù)比平直機翼高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224、下列敘述是錯誤的是(A)A、飛機以亞音速飛行時，在飛機上肯定會產(chǎn)生激波B、飛行M數(shù)小于臨界M數(shù)，飛機上不會出現(xiàn)任何激波C、臨界M數(shù)只能小于1，不能等于或大于1D、飛機以亞音速飛行時，在飛機上也許會產(chǎn)生局部激波225、超臨界翼型的特點是(BD)A、上翼面氣流加速比較快，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C、一旦出現(xiàn)局部激波,激波的強度比較大，減小波阻D、超臨界翼型的跨音速氣動特性比層流翼型好。226、飛機的機翼設(shè)計成為后掠機翼為了(AB)A、提高臨界馬赫數(shù)B、減小波阻C、增長飛機升力D、改善飛機的低速飛行性能227、關(guān)于后掠機翼失速特性，下列說法哪些是對的的?(AD)A、一旦翼梢先于翼根失速,會導(dǎo)致機頭自動上仰，導(dǎo)致飛機大迎角失速。B、產(chǎn)生升力的有效速度增長，使后掠機翼的失速特性變壞。C、翼根部位附面層先分離會使副翼的操縱效率下降。D、機翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機翼失速特性。228、為了改善飛機的跨音速空氣動力特性和減小波阻，可以采用下列哪類機翼？(BCD)A、層流翼型的機翼。B、采用前緣尖削對稱薄翼型的機翼。C、三角形機翼。D、帶有大后掠角的機翼229、飛機在空中飛行時，假如飛機處在平衡狀態(tài)，則(A)A、作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。B、作用在飛機上的所有外力不平衡．所有外力矩平衡。C、作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。D、作用在飛機上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。230、飛機重心位置的表達方法是(A)A、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數(shù)來表達。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數(shù)來表達C、用重心到機體基準面的距離和平均氣動力弦長之比的百分數(shù)來表達D、用重心到機體基準面韻距離和機體長度之比的百分數(shù)來表達。231飛機做等速直線水平飛行時，作用在飛機上的外載荷應(yīng)滿足(D)A、升力等于重力，推力等于阻力B、升力等于重力．昂首力矩等于低頭力矩。C、推力等于阻力，昂首力矩等于低頭力矩D、升力等于重力，推力等于阻力．昂首力矩等于低頭力矩．232、下列哪項不是飛機飛行時所受的外載荷(D)A、重力B、氣動力C、發(fā)動機推<拉>力D、慣性力233、研究飛機運動時選用的機體坐標，則(D)A、以飛機重心為原點，縱軸和橫軸擬定的平面為對稱面B、以全機焦點為原點，縱軸和立軸擬定的平面為對稱面C、以壓力中心原點，縱軸和橫軸擬定的平面為對稱面D、以飛機重心為原點，縱軸和立軸擬定的平面為對稱面234、對于進行定常飛行的飛機來說，(B)A、升力一定等于重力。B、作用在飛機上的外載荷必然是平衡力系。C、發(fā)動機推力一定等于阻力。D、只需作用在飛機上外載荷的合力等于零235、假如作用在飛機上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程，則(B)A、飛機速度的大小會發(fā)生，速度的方向保持不變。B、飛機速度的方向會發(fā)生變化。C、飛機一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機重心向上移D、飛機一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機重心向下移。236、在飛機進行沖拉起過程中，飛機的升力(A)A、為飛機的曲線運動提向心力。B、等于飛機的重量。C、大于飛機的重量并一直保持不變。D、等于飛機重量和向心力之和。237、在平衡外載荷的作用下，飛機飛行的軌跡:(A)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。D、是水平直線或水平曲線的。238、飛機進行的勻速俯沖拉起飛行，則:(CD)A、速度不發(fā)生變化。B、是在平衡外載荷作用下進行的飛行。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。239、飛機的爬升角是指(A)A、飛機上升軌跡與水平線之間的夾角B、飛機立軸與水平線之間的夾角C、飛機橫軸與水平線之間的夾角D、飛機縱軸與水平線之間的夾角240、飛機進行俯沖拉起時:(BD)A、軌跡半徑越大．飛機的載荷因數(shù)nY越大。B、飛行速度越小，載荷因數(shù)nY越?。瓹、載荷因數(shù)也許等于1，也也許大于1。D、載荷因數(shù)只能大干1。241、飛機起飛通常要通過的三個階段是:(A)A、地面滑跑、拉桿離地、加速上升B、滑跑、拉平、上升C、滑跑、離地、平飄D、滑跑、拉平、離地242、飛機著陸的過程是(B)A、減速下滑、拉平接地和減速滑跑三個階段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、減速下滑、拉平、平飛、平飄和接地五個階段243、下列敘述與飛機的正常盤旋飛行無關(guān)(D)A、保持飛行高度不變B、保持發(fā)動機推力等于飛機阻力C、保持飛機作圓周飛行D、保持飛機等速直線飛行244、飛機平飛要有足夠的升力來平衡飛機的重力，產(chǎn)生該升力所需的速度叫做(A)A、飛機平飛所需速度B、飛機平飛有利速度C、飛機平飛最大速度D、飛機平飛最小速度245、滿油門的發(fā)動機可用推力曲線與需用推力曲線的最右交點所相應(yīng)的速度是(C)A、飛機平飛所需速度B、飛機平飛有利速度C、飛機平飛最大速度D、飛機平飛最小速度246、飛機上升角的大小取決于(C)A、剩余推力B、飛機重量C、剩余推力和飛機重量D、飛機的飛行姿態(tài)247、飛機下滑距離(AC)A、與下滑高度有關(guān)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)248、飛機離地速度越小，則(A)A、滑跑距離越短，飛機的起飛性能越好B、滑跑距離越短，飛機的起飛性能越差C、滑跑距離越長，飛機的起飛性能越好D、滑跑距離長短與飛機的起飛性能無關(guān)249、同架同樣重量的飛機(B)A、在高原機場降落比在平川機場降落需要的跑道短B、在高原機場降落比在平川機場降落需要的跑道長C、在高原機場降落和在平川機場降落需要的跑道同樣長D、在高原機場降落和在平川機場降落需要的跑道無法比較250、渦輪噴氣式飛機能獲得平飛航時最長的速度是(B)A、飛機平飛所需速度B、飛機平飛有利速度C、飛機平飛最大速度D、飛機平飛最小速度251、渦輪噴氣式飛機能獲得平飛航程最長的速度是(D)A、飛機平飛最小速度B、飛機平飛有利速度C、飛機平飛最大速度D、飛機平飛遠航速度252、飛機平飛航程的長短(AB)A、決定于平飛可用燃油量多少B、決定于發(fā)動機公里耗油量的大小C、決定于平飛的高度B、決定于發(fā)動機小時耗油量的大小253、飛機平飛時保持等速飛行的平衡條件是(B)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254、飛機最大爬升率為零時的高度被稱為(A)A、理論靜升限B、實用靜升限C、動升限D(zhuǎn)、實用升限255、下列關(guān)系對的的是(C)A、理論靜升限<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D(zhuǎn)、理論靜升限<動靜升限<實用升限256、飛機在y方向上的“過載”是指(A)A、飛機升力與飛機重力的比值B、飛機升力與飛機阻力的比值C、飛機推力與飛機阻力的比值D、飛機升力與飛機推力的比值257、關(guān)于載荷因數(shù)Ny，下列說法那些對的?(CD)A、飛機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，飛機結(jié)構(gòu)受載較大D、在飛機著陸過程中，取Ny等于1,說明飛機升力等于重量。258、飛機的平飛包線圖中．左面的一條線表達最小平飛速度隨高度的變化情況。則(B)A、這條線上各點的速度小于相應(yīng)高度上的失速速度。B、這條線上各點的速度大于相應(yīng)高度上的失速逑度。C、這條線上各點的速度等于相應(yīng)高度上的失速速度。D、在低空小于飛機失速速度，在高空大于失速速度。259、飛機的“速度-過載”包線是以飛行速度和載荷因數(shù)為坐標畫出的飛行包線。則:(AB)A、在載荷因數(shù)nY最大值的限制界線上，飛機結(jié)構(gòu)受力比較嚴重。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C、在飛行中都也許出現(xiàn)。只有最大平飛速度和最小平飛速度兩條邊界線。D、表達出飛機平飛速度范圍隨著飛行高度的變化情況。260、飛機的飛行包線是將飛行中也許出現(xiàn)的各種參數(shù)組合用一條曲線包圍起來。則:(AC)A、包線所圍范圍以內(nèi)各點所代表的飛行參數(shù)的組合也許在飛行中出現(xiàn)。B、只有包線邊界上各點所代表的飛行參數(shù)的組合也許在飛行中出現(xiàn)C、包線邊界上的各點都表達某一個飛行參數(shù)的限制條件D、包線所圍范圍以外某些點所代表的飛行參數(shù)的組臺也也許在正常飛行中出現(xiàn)。261、飛機定常水平轉(zhuǎn)彎時，載荷因數(shù)nY(BC)A、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262、關(guān)于飛機前“平飛包線”，下列說法哪些是對的的?(AC)A、由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制，在最小平飛速度邊界線左面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。B、由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制，在最大平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。C、由于飛機結(jié)構(gòu)強度或發(fā)動機推力限制，在最大平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。D、由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制，在最小平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。263、按照左手法則，飛機的三個轉(zhuǎn)動軸為(C)A、縱軸<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>D、縱軸<OY>、立軸<OZ>、橫軸<OX>264、飛機機翼的焦點<氣動力中心>指的是(B)A、升力的著力點B、附加升力的著力點C、重力的著力點D、阻力的著力點265、對稱翼型機翼的焦點位置與壓力中心位置是重合的，非對稱翼型<雙凸型>機翼的焦點位置是(B)A、位于壓力中心后面B、位于壓力中心前面C與壓力中心重合D與壓力中心位置無法比較266、對于正常布局的飛機，下列敘述對的的是(B)A、飛機全機的焦點在機翼焦點的前面B、飛機全機的焦點在機翼焦點的后面C、飛機全機的焦點和機翼焦點始終重合D、飛機全機的焦點和機翼焦點沒有關(guān)系267、下列敘述錯誤的是(B)A、飛機焦點位于飛機重心之后有助于飛機的縱向安定性B、飛機焦點位于飛機重心之前有助于飛機的縱向安定性C、飛機的重心位置與飛機的裝載情況有關(guān)，與飛機的飛行狀態(tài)無關(guān)D、飛機重力著力點的位置叫做飛機的重心位置268、影響飛機俯仰平衡的力矩重要是(D)A、機身力矩和機翼力矩B、機翼力矩和垂尾力矩C、機身力矩和水平尾翼力矩D、機翼力矩和水平尾翼力矩269、飛機方向平衡中的偏轉(zhuǎn)力矩重要指(A)A、機翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動機推力力矩、機身力矩B、機翼升力力矩、水平尾翼力矩、發(fā)動機推力力矩、機身力矩C、機翼阻力力矩、水平尾翼力矩、機翼升力力矩、機身力矩D、機翼阻力力矩、水平尾翼力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動機推力力矩270、飛機橫向平衡中的滾轉(zhuǎn)力矩重要涉及(B)A、機翼阻力力矩B、機翼升力力矩C、水平尾翼力矩D、發(fā)動機推力力矩271、下列敘述錯誤的是(A)A、飛機平衡破壞后，機頭向右偏轉(zhuǎn)，我們稱飛機右側(cè)滑B、飛機取得俯仰平衡后，迎角保持不變C、飛機的橫向平衡是指作用于飛機的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零D、機翼變形和襟翼安裝不對稱破壞的是飛機的橫側(cè)平衡272、飛機在空中飛行時，假如飛機處在平衡狀態(tài)，那么(A)A、作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡B、作用在飛機上的所有外力不平衡，所有外力矩平衡C、作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡D、作用在飛機上的所有外力不平衡，所有外力矩也不平衡273、飛機縱向阻尼力矩的產(chǎn)生重要(D)A、由后掠機翼產(chǎn)生的B、由垂直尾翼產(chǎn)生的C、由機身產(chǎn)生的D、由水平尾翼產(chǎn)生的274、飛機的重心位置對飛機的(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275、影響飛機方向穩(wěn)定力矩的因素重要是(D)A、飛機重心位置和飛行M數(shù)B、飛機焦點位置和飛行高度C、飛機迎角和飛行速度D、飛機迎角、機身和垂尾面積276、飛機的方向阻尼力矩重要由(B)產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機身D、后掠機翼277、飛機的橫向阻尼力矩重要由(C)產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機翼D、機身278、對飛機方向穩(wěn)定性影響最大的是(C)A、飛機的最大迎風(fēng)面積B、水平尾翼C、垂直尾翼D、機翼的后掠角279、下列說法哪一個是不對的的?(ABC)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C、機翼的后掠角對飛機的側(cè)向穩(wěn)定性沒有影響D、上單翼起側(cè)向穩(wěn)定的作用280、下列敘述錯誤的是(C)A、飛機在大迎角下飛行時，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、飛機出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象是由于縱向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定力矩不匹配D、防止飛機產(chǎn)生側(cè)向飄擺，可在飛機上安裝偏航阻尼器和橫滾阻尼器281、飛機的舵面<主操縱面>指的是(C)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D、升降舵、方向舵、縫翼282、飛機的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性?(C)A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。283、飛機的縱向穩(wěn)定性是指飛機繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性?(A)A、橫軸。B、立軸。C、縱軸。D、偏航軸。284、飛機的方向穩(wěn)定性是指飛機繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性?(B)A、橫軸。B、立軸．C、縱軸。D、仰抑軸。285、飛機飛行的俯仰角為(B)A、飛機縱軸與飛行速度向量的夾角B、飛機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286、飛機繞橫軸的穩(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287、飛機繞縱軸的穩(wěn)定性稱為(C)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288、飛機繞立軸的穩(wěn)定性稱為(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289、對于對稱剖面翼型，隨迎角增長壓力中心(B)A、向前移動B、位置不變C、向后移動D、也許前移或后移290、關(guān)于機翼的壓力中心和焦點如下說法對的的是: