結(jié)構(gòu)修理執(zhí)照試題

1、民用航空器修理人員執(zhí)照基礎(chǔ)培訓試題（結(jié)構(gòu)修理）中國民航學院機電學院第1章 飛機結(jié)構(gòu)的靜強度和剛度分析1 飛機作等速直線水平飛行時，作用在飛機上的所有外載荷有 。 A. 重力、升力和離心慣性力B. 重力、升力、阻力和發(fā)動機的推(拉)力C空氣動力和慣性力D重力、升力和切向慣性力BE2 飛機在垂直平面內(nèi)作機動飛行時，作用在飛機上的升力等于 。 A BCDAM3 當飛機以60的傾斜角作水平盤旋時，作用在飛機上的升力等于 。 A. 飛機重量的一半B. 飛機重量C飛機重量的3倍D飛機重量的2倍DM4 飛機以平飛速度V0作水平飛行時，若遇到風速為V的順航向突風，此時，作用在飛機上的升力為 。 ABCDBD5

2、 當飛機以平飛速度V0飛行時，如果遇到速度為W的垂直向上突風，則作用在飛機上的升力增量 。 A 與V0的平方成正比B 與V0成反比C 與V0成正比D. 與W的平方成正比CD6 飛機在升力方向的過載定義是 。 ABCDAE7 飛機作等速直線水平飛行時，飛機重心處的過載為 。 A，B，C，D，DE8 飛機在水平平面內(nèi)盤旋時，飛機在升力方向的過載 。 A始終小于1 B始終等于1C始終大于1 D始終大于2CE9 當飛機繞重心的角加速度為零時，位于飛機尾部設(shè)備的過載 。 A大于飛機重心處的過載 B等于飛機重心處的過載C小于飛機重心處的過載 D與飛機重心處的過載無關(guān)BD10 當飛機繞重心有一個低頭的角加速

3、度時，位于飛機重心之前的主起落架的過載 。 A小于飛機重心處的過載 B大于飛機重心處的過載C與飛機重心處的過載無關(guān) D等于飛機重心處的過載AD11 大型運輸機的最大使用正過載大約為 。 A12 B56C34 D78CE12 下列關(guān)于飛機過載和速壓的說法，正確的是 。 A速壓反應(yīng)了飛機總體受載的嚴重程度 B過載反應(yīng)了飛機總體受載的嚴重程度C過載反應(yīng)了飛機表面所承受的局部氣動載荷的嚴重程度 D飛機在飛行中不能超過最大使用過載，但允許超過最大允許速壓BM13 機動飛行包線的橫坐標和縱坐標分別為 。 A當量飛行速度和攻角 B攻角和飛機過載C當量飛行速度和飛機過載 D過載和速壓CM14 若要畫出一條完整

4、的突風過載飛行包線，所需的基本參數(shù)有 。 A發(fā)動機推力和飛機重量 B飛行高度和飛行速度C臨界攻角和過載 D過載、速壓和升力系數(shù)DD15 速壓的定義是 。 A BC DAD16 飛機在下滑終了時所容許獲得的最大速壓，稱為 。 A強度限制速壓 B使用限制速壓C最大使用速壓 D剛度限制速壓AE17 大型運輸機的最大使用負過載大約為 。 A0.52.5 B1.52.5C0.51.5 D23BE18 飛機飛行中，如果超過規(guī)定的速壓值，可能會引起 。 A發(fā)動機顫振 B失速C疲勞破壞 D機翼、尾翼顫振DE19 影響正失速線的主要因素是 。 A臨界攻角 B強度限制速壓C最大使用過載 D使用限制速壓AE20 如

5、果飛機在飛行中超過規(guī)定的速壓值，可能會引起 。 A疲勞斷裂 B應(yīng)力腐蝕C副翼反效 D激波分離CM21 飛機在飛行中，作用在機翼上的主要外載荷是 。 A機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量力 B空氣動力C部件及裝載質(zhì)量力 D慣性力BE22 機翼沿展向單位長度上的空氣動力與 。 A該段機翼的弦長成反比 B該段機翼的弦長成正比C該段機翼弦長的平方成正比 D該段機翼弦長的平方成反比BE23 一般來說，機翼結(jié)構(gòu)的重心位于距機翼前緣 。 A4045的弦長處 B5055的弦長處C4550的弦長處 D5060的弦長處AE24 機翼橫截面上的全部內(nèi)力有 。 A剪力和彎矩 B正應(yīng)力和剪應(yīng)力C剪力、彎矩和扭矩 D軸力、彎矩和扭矩CM25

6、機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力通過這一點時，不會使橫截面轉(zhuǎn)動，如果外力不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉(zhuǎn)動，這個特殊的點稱為該橫截面的 。 A壓力中心 B重心C形心 D剛心DM26 在機翼根部的橫截面上， 。 A剪力和彎矩最大，扭矩最小 B剪力為零，彎矩和扭矩最大C剪力、彎矩和扭矩最大 D剪力和扭矩最大，彎矩為零CD27 隨著機翼攻角的增大，壓力中心 。 A向機翼前緣移動 B向機翼后緣移動C不變 D先向機翼前緣移動，再向后緣移動AM28 機翼結(jié)構(gòu)的剛心軸通常位于距機翼前緣 。 A2528的弦長處 B3840的弦長處C4045的弦長處 D5060的弦長處BE29 壓力中心通常位

7、于距機翼前緣 。 A3840的弦長處 B4550的弦長處C2528的弦長處 D4045的弦長處CE30 當機翼上作用有部件集中質(zhì)量力時，那么在集中力作用點處 。 A彎矩圖不變，剪力圖發(fā)生突變 B剪力圖發(fā)生轉(zhuǎn)折，彎矩圖發(fā)生突變C剪力圖不變，彎矩圖發(fā)生轉(zhuǎn)折 D剪力圖發(fā)生突變，彎矩圖發(fā)生轉(zhuǎn)折DM31 在薄壁結(jié)構(gòu)中，桿元件的受力特點是 。 A只能承受或傳遞沿桿軸線方向的分布力 B桿不能承受彎矩，或只能承受很小的彎矩C只能承受或傳遞沿桿軸線方向的集中力 D只能承受或傳遞垂直桿軸線方向的分布力或集中力BD32 關(guān)于薄壁桿的受力特點，下列哪一種說法是錯誤的？ 。 A薄壁桿可以承受或傳遞沿桿軸線方向的分布力

8、B薄壁桿可以承受或傳遞沿桿軸線方向的集中力C薄壁桿可以承受或傳遞垂直桿軸線方向的分布力或集中力 D桿不能承受彎矩，或只能承受很小的彎矩CM33 平面梁的受力特點是 。 A腹板只承受分布剪流，而緣條作為桿元件承受軸力B腹板承受彎矩，緣條承受分布剪流C腹板同時承受分布剪流和拉壓應(yīng)力D上、下緣條分別受拉力或壓力，從而承受梁平面內(nèi)的剪力和彎矩AD34 平面板桿薄壁結(jié)構(gòu)的受力特點是 。 A板元件可以承受在板平面內(nèi)的分布力，包括剪流和拉伸（或壓）應(yīng)力B外載荷可以作用在桿元件的端頭，也可以作用在桿元件的中間C板元件只受剪流作用，桿元件只受軸力作用D板元件只受剪流作用，桿元件受剪流和軸力作用DD35 在對平面

9、梁進行應(yīng)力分析時，可根據(jù) 原則，將梁腹板的承彎能力折算到上、下緣條上去。 A等抗彎剛度 B等抗拉剛度C等抗剪剛度 D等抗扭剛度AD36 傳力分析時，梁式機翼結(jié)構(gòu)的前梁接頭可看作是固支連接，此接頭 。 A只提供支反力矩 B只提供支反剪力C只提供支反軸力 D只提供支反力矩和支反剪力DM37 下列說法，哪一個是正確的？ 。 A靜不定結(jié)構(gòu)的內(nèi)力與元件本身的剛度無關(guān)，只與元件和外載荷的相對幾何位置有關(guān)，僅由平衡條件就可以唯一地確定元件的內(nèi)力B對于靜不定結(jié)構(gòu)，僅利用平衡條件無法唯一確定各元件的內(nèi)力，必須補充變形協(xié)調(diào)條件，才能確定外載荷在結(jié)構(gòu)各元件上的分配。C靜定結(jié)構(gòu)內(nèi)力的分配不僅與元件的相對幾何位置和外載

10、荷作用位置有關(guān)，而且與各元件的剛度和支持剛度有關(guān)D靜不定結(jié)構(gòu)的內(nèi)力可以由靜力平衡條件唯一地確定BD38 靜不定桁架結(jié)構(gòu)中各桿的內(nèi)力是按桿的 分配的。 A抗彎剛度 B拉伸彈性模量C拉伸剛度 D橫截面面積CM39 對于一個靜定桁架結(jié)構(gòu)，如果其中一根桿元件的橫截面面積增大一倍，其它條件不變，則這根桿元件的內(nèi)力 。 A增大 B不變C減小 D無法確定，不同的結(jié)構(gòu)有不同的結(jié)果BM40 下列說法，哪一個是正確的？ 。 A靜不定結(jié)構(gòu)的傳力與支持條件有關(guān)B靜不定結(jié)構(gòu)的傳力與各元件的本身剛度無關(guān)C靜定結(jié)構(gòu)的傳力與各元件的本身剛度有關(guān)D靜定結(jié)構(gòu)的傳力與支持條件有關(guān)AE41 在雙梁式機翼上，剪力在前、后梁腹板上的分配

11、是按梁的 分配的。 A抗扭剛度 B拉伸剛度C平均 D抗彎剛度DM42 作用在翼梁腹板上的剪力 。 A傳到翼肋腹板上 B傳到機翼蒙皮上C由翼根向翼尖傳遞 D由翼尖向翼根傳遞DM43 作用在機翼上表面蒙皮上的氣動力首先通過鉚釘受拉傳到 。 A機翼機身對接接頭上 B桁條和翼肋上C翼梁上 D隔框上BD44 機翼翼梁腹板的主要功用是 。 A承受機翼橫截面上的彎矩 B承受機翼橫截面上的剪力C承受機翼橫截面上的軸力 D承受機翼橫截面上的彎矩和扭矩BD45 傳到桁條上的載荷通過角片和鉚釘傳到 。 A翼肋 B翼梁腹板C蒙皮 D翼梁緣條AM46 飛機在正過載飛行時，機翼結(jié)構(gòu)下壁板的桁條主要承受 。 A壓力 B剪流

12、C拉力 D扭矩CD47 機翼結(jié)構(gòu)橫剖面上的扭矩由 來承受和傳遞。 A桁條 B梁的上下緣條C蒙皮 D上下壁板和前后梁腹板組成的閉室DD48 在多閉室機翼結(jié)構(gòu)上，扭矩在各閉室上是按 進行分配的。 A抗剪剛度 B扭轉(zhuǎn)剛度C抗彎剛度 D抗拉剛度BD49 在單閉室機翼結(jié)構(gòu)上，由扭矩引起的蒙皮或腹板上的剪流 。 A與閉室面積成反比 B與閉室面積的平方成反比C與閉室面積成正比 D與閉室面積的平方成正比AM50 閉室的扭轉(zhuǎn)剛度 。 A與閉室面積的平方成反比 B與閉室面積成反比C與閉室面積的平方成正比 D與閉室面積成正比CE51 加強翼肋的主要作用是 。 A承受機翼橫截面的剪力B承受機翼橫截面的扭矩C承受機翼橫

13、截面的彎矩D將機翼蒙皮剪流轉(zhuǎn)化為作用在翼梁或機身框上的力偶DE52 在對雙梁式機翼結(jié)構(gòu)的翼肋進行受力分析時，可把翼肋看作是支持在翼梁腹板上的 。 A懸臂梁 B桁架結(jié)構(gòu)C雙支點外伸梁 D平面薄壁結(jié)構(gòu)CE53 腹板式加強翼肋的作用之一是 。 A承受并傳遞由起落架或發(fā)動機架接頭傳來的外載荷B承受局部空氣動力載荷C承受機翼橫截面的彎矩D承受機翼橫截面的剪力AE54 根據(jù)工程梁理論，機翼各橫截面上每個元件所承受的正應(yīng)力 。 A與該元件到截面中心主軸的垂直距離成反比B與該元件到截面中心主軸的垂直距離成正比C與該元件到截面中心主軸的垂直距離的平方成反比D與該元件到截面中心主軸的垂直距離的平方成正比BD55

14、對于單閉室機翼結(jié)構(gòu)，由扭矩引起的蒙皮或腹板的剪流與 。 A蒙皮或腹板的材料有關(guān) B蒙皮或腹板的厚度有關(guān)C閉室所圍的面積有關(guān) D閉室的形狀有關(guān)CD56 作用在水平尾翼上的平衡載荷主要用于 。 A平衡飛機飛行時的橫向力矩 B平衡飛機飛行時的偏航力矩C平衡飛機飛行時的側(cè)向力矩 D平衡飛機飛行時的縱向力矩DE57 由于升降舵偏轉(zhuǎn)，在水平尾翼上引起的附加載荷稱為水平尾翼的 。 A機動載荷 B質(zhì)量力載荷C平衡載荷 D突風載荷AM58 當發(fā)動機的推力關(guān)于飛機縱軸不對稱時， 。 A所產(chǎn)生的偏航力矩由垂直尾翼的外載荷來平衡B所產(chǎn)生的偏航力矩由副翼的外載荷來平衡C所產(chǎn)生的偏航力矩由水平尾翼的外載荷來平衡D所產(chǎn)生的

15、偏航力矩由機翼的外載荷來平衡AM59 水平尾翼的不對稱載荷，主要是在側(cè)滑或橫滾中產(chǎn)生的， 。 A不對稱載荷通常比機動載荷小得多，因而它對機身縱軸產(chǎn)生的力矩也很小B不對稱載荷通常比機動載荷小得多，但是它對機身縱軸產(chǎn)生的力矩卻很大C不對稱載荷通常很大，因而它對機身縱軸產(chǎn)生的力矩也很大D不對稱載荷通常很大，但是它對機身縱軸產(chǎn)生的力矩卻很小BM60 由于方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在垂直尾翼上的載荷稱為垂直尾翼的 。 A突風載荷 B平衡載荷C質(zhì)量力載荷 D機動載荷DM61 飛機在使用中，作用在機身上的主要載荷是 。 A由機翼、尾翼、起落架等部件的接頭傳來的集中載荷B氣密座艙的增壓載荷C機身本身的質(zhì)量力載荷D空氣動

16、力載荷AM62 在下列哪種情況下，作用在機身上的載荷是對稱的？ A飛機帶側(cè)滑著陸 B飛機遇到垂直突風C飛機遇到水平突風 D在水平平面內(nèi)作機動飛行BE63 在下列哪種情況下，作用在機身上的載荷是不對稱的？ A飛機遇到垂直突風 B在垂直平面內(nèi)作機動飛行C在水平平面內(nèi)作機動飛行 D水平直線飛行CE64 機身蒙皮受壓失穩(wěn)后，通常認為 。 A全部蒙皮都承受壓力B全部蒙皮都不承受壓力C蒙皮承受的壓力與它到桁條的距離成正比D靠近桁條的蒙皮承受壓力，其余蒙皮不承受壓力DD65 在對稱載荷作用下，機身橫截面上的全部內(nèi)力有 。 A剪力、彎矩和扭矩 B扭矩和彎矩C剪力和彎矩 D剪力和扭矩CM66 在不對稱載荷作用下

17、，前機身橫截面上的全部內(nèi)力有 。 A扭矩和彎矩 B剪力和彎矩C剪力和扭矩 D剪力、彎矩和扭矩BM67 在不對稱載荷作用下，后機身橫截面上的全部內(nèi)力有 。 A剪力、彎矩和扭矩 B拉力和壓力C正應(yīng)力和剪應(yīng)力 D剪力和彎矩AE68 加強隔框主要承受機身各部件傳來的集中載荷，并將這些集中載荷 。 A轉(zhuǎn)化成剪流傳給機身桁條 B轉(zhuǎn)化成軸力傳給機身蒙皮C轉(zhuǎn)化成軸力傳給機身桁條 D轉(zhuǎn)化成剪流傳給機身蒙皮DE69 飛機在正常飛行時，機身上壁板的桁條主要承受 。 A剪力 B拉力C扭矩 D壓力BM70 機身結(jié)構(gòu)橫截面上某一構(gòu)件承受的正應(yīng)力 。 A與該構(gòu)件的形心到中心主軸的距離成正比B與該構(gòu)件的形心到中心主軸的距離平

18、方成正比C與該構(gòu)件的形心到中心主軸的距離平方成反比D與該構(gòu)件的形心到中心主軸的距離成反比AD71 機身結(jié)構(gòu)橫截面上的正應(yīng)力分布特點是 。 A拋物線分布 B正弦分布C線性分布 D均勻分布CM72 圓環(huán)形普通隔框在氣密機身的增壓載荷作用下，其橫截面上的 。 A彎矩和軸力為零，剪力不等于零B彎矩、剪力和軸力都為零C彎矩、剪力和軸力都不等于零D彎矩和剪力都為零，只有恒值的軸力DD73 作用在機身加強隔框上的對稱垂直集中載荷，主要由 來承受。 A機身的桁梁和桁條 B機身的加強隔框C機身左右兩側(cè)的蒙皮 D機身上下部的蒙皮CD74 機身結(jié)構(gòu)由垂直剪力所引起的剪流， 。 A在機身兩側(cè)壁板上較小，上、下壁板上較

19、大B在機身兩側(cè)壁板上較大，上、下壁板上較小C沿機身周線均勻分布D沿機身縱軸線性分布BD75 板式加強框一般由支柱、腹板和框緣組成，其受力特點是 。 A支柱受軸力，腹板受剪，框緣受彎B支柱和腹板受拉、壓力，框緣受彎C支柱和腹板受剪，框緣受彎D框的上部突緣受拉，下部突緣受壓AM76 在飛機結(jié)構(gòu)上開口是為了滿足 。 A飛機結(jié)構(gòu)疲勞強度的要求 B飛機剛度的要求C使用和維護的要求 D氣動外形的要求CE77 飛機結(jié)構(gòu)開口的形狀取決于 。 A開口部位基體結(jié)構(gòu)承受的局部空氣動力B開口部位結(jié)構(gòu)的靜強度和剛度的要求C開口部位基體結(jié)構(gòu)的材料和熱處理工藝D使用要求和開口部位基體結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)DD78 對于主要承受拉伸

20、載荷的結(jié)構(gòu)件， 。 A一般采用橢圓形開口，且橢圓的長軸與拉應(yīng)力方向垂直B一般采用橢圓形開口，且橢圓的長軸與拉應(yīng)力方向平行C大多數(shù)采用矩形開口D開口區(qū)的形狀是任意的BD79 圓形開口通常用于 。 A承受剪切載荷的結(jié)構(gòu)件 B承受拉伸載荷的結(jié)構(gòu)件C承受壓縮載荷的結(jié)構(gòu)件 D承受彎曲載荷的結(jié)構(gòu)件AD80 不受力口蓋的受力特點是 。 A不承受任何載荷B不參與基體結(jié)構(gòu)的總體受力，只承受作用在它上面的局部氣動力載荷C不承受局部氣動力載荷，只參與基體結(jié)構(gòu)的總體受力D參與基體結(jié)構(gòu)的總體受力和局部受力，只不過承受的載荷較小BM81 當基體結(jié)構(gòu)受剪時，飛機結(jié)構(gòu)小開口區(qū)通常采用 。 A在開口兩側(cè)設(shè)置加強端框的加強方式

21、B補片加強方式C井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式 D圍框加強方式DM82 飛機結(jié)構(gòu)上的小開口，常采用圍框加強。當基體結(jié)構(gòu)受剪時， 。 A最大彎矩位于圍框的最短邊中點處B彎矩在圍框上均勻分布C最大彎矩位于圍框的4個角的橫截面上D最大彎矩位于圍框的最長邊中點處CM83 當基體結(jié)構(gòu)受剪時，飛機結(jié)構(gòu)上中等尺寸的開口通常采用 。 A圍框加強方式 B井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式C補片加強方式 D在開口兩側(cè)設(shè)置加強端框的加強方式BM84 飛機結(jié)構(gòu)上中等尺寸的開口，通常采用井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式，經(jīng)加強后，開口區(qū)上、下和左、右兩側(cè)格子內(nèi)的剪流通常 。 A大于受剪基體結(jié)構(gòu)未開口時承受的剪流B等于受

22、剪基體結(jié)構(gòu)未開口時承受的剪流C小于受剪基體結(jié)構(gòu)未開口時承受的剪流D無法確定，不同的結(jié)構(gòu)具有不同的結(jié)果AD85 所謂圍框加強是指在開口周圍，布置一圈截面具有一定 的加強結(jié)構(gòu)。 A抗剪能力 B抗扭能力C抗拉、壓能力 D抗彎能力DD86 大開口區(qū)的扭矩是通過轉(zhuǎn)化為前、后梁的 進行傳遞的。 A參差軸力 B參差剪流C參差彎曲 D參差扭矩CM87 為了傳遞大開口區(qū)的扭矩，開口部位翼梁段的兩端將受到一個附加彎矩，附加彎矩的最大值與 。 A開口部位沿展向的長度有關(guān)，開口越長，附加彎矩的最大值越小B開口部位沿展向的長度有關(guān)，開口越長，附加彎矩的最大值越大C開口部位沿展向的長度無關(guān)D開口部位沿弦向的寬度有關(guān)，寬度

23、越大，附加彎矩的最大值越大BM88 梁式機翼大開口區(qū)經(jīng)加強后，對開口區(qū) 的傳遞影響較大。 A剪力 B扭矩C彎矩 D剪力、彎矩和扭矩BD89 單塊式機翼大開口區(qū)經(jīng)加強后，對開口區(qū) 的傳遞影響較大。 A彎矩和扭矩 B剪力和扭矩C剪力和彎矩 D剪力、彎矩和扭矩AD90 單塊式機翼橫截面上的彎矩是由 承受和傳遞的。 A梁緣條、桁條和蒙皮組成的上、下壁板B梁腹板C蒙皮D縱墻AM91 較長的薄壁桿在軸向壓力作用下，其整個軸線發(fā)生彎曲失穩(wěn)，這種現(xiàn)象稱為薄壁桿的 。 A靜強度破壞 B受剪失穩(wěn)C局部失穩(wěn) D總體失穩(wěn)DM92 受壓薄板發(fā)生失穩(wěn)時的臨界應(yīng)力越大，表示 。 A板的強度越好 B板的剛度越好C板的穩(wěn)定性越

24、好 D板的穩(wěn)定性越差CM93 薄板的受壓穩(wěn)定性 。 A與板的材料無關(guān) B與板的支持有關(guān)C與板的支持無關(guān) D與板的厚度無關(guān)BM94 薄壁桿發(fā)生總體失穩(wěn)時的臨界應(yīng)力大小 。 A與桿的材料無關(guān)B與桿的支持情況有關(guān)，支持越強，臨界應(yīng)力越小C與桿的長度有關(guān)，桿的長度越長，臨界應(yīng)力越小D與桿的長度有關(guān)，桿的長度越長，臨界應(yīng)力越大CD95 如果薄壁桿的長度增加一倍，其它條件不變，則薄壁桿發(fā)生總體失穩(wěn)時的臨界應(yīng)力大小 。 A不變 B減小到原來的二分之一C增大到原來的2倍 D減小到原來的四分之一DE96 如果薄壁桿較短，在軸向壓力作用下，其板元素可能失去穩(wěn)定而壓曲，而桿的軸線仍然保持直線，這種失穩(wěn)稱為桿的 。

25、A受純壓破壞 B總體失穩(wěn)C局部失穩(wěn) D疲勞破壞CE97 如果薄壁桿的橫截面面積較小，而長度較長，則在軸向壓力作用下，該薄壁桿最容易發(fā)生 。 A總體失穩(wěn) B局部失穩(wěn)C受純壓破壞 D疲勞破壞AE98 薄壁桿件發(fā)生局部失穩(wěn)時的臨界應(yīng)變大小 。 A與板的厚度成正比 B與板厚度的平方成正比C與板的厚度成反比 D與板厚度的平方成反比BE99 薄壁桿件發(fā)生局部失穩(wěn)時的臨界應(yīng)變大小 。 A與板的寬度成正比 B與板寬度的平方成正比C與板的寬度成反比 D與板寬度的平方成反比DM100 薄壁桿件通常由幾塊薄板組成，則薄壁桿件的局部失穩(wěn)臨界應(yīng)力為 。 A各薄板元素臨界應(yīng)力的平均值B各薄板元素臨界應(yīng)力的最大值C各薄板元

26、素臨界應(yīng)力的最小值D各薄板元素臨界應(yīng)力的最小值與最大值之間的任一數(shù)值CM101 影響機翼彎扭顫振臨界速度的因素是 。 A機翼的彎曲剛度 B機翼的扭轉(zhuǎn)剛度C機翼的拉伸剛度 D機翼的剛心位置BM102 提高機翼彎扭顫振臨界速度的有效措施是 。 A增大機翼的彎曲剛度 B使機翼的剛心位置前移C使機翼的重心后移 D在翼尖前緣加配重DE103 機翼產(chǎn)生彎扭顫振的根本原因是 。 A機翼的扭轉(zhuǎn)剛度太小 B機翼的扭轉(zhuǎn)剛度太大C機翼的彎曲剛度太小 D機翼的拉伸剛度太小AM104 為了防止機翼發(fā)生彎扭顫振，在飛機結(jié)構(gòu)修理中， 。 A不能縮短壓心到重心的距離B不能將閉室結(jié)構(gòu)改變?yōu)榉情]室結(jié)構(gòu)C可以將多閉室結(jié)構(gòu)的閉室數(shù)目

27、降低D可以將機翼的重心后移BD105 在過程中， 。 A由副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加升力是激振力，由相對氣流引起的附加升力是阻振力B由副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加升力是阻振力，由相對氣流引起的附加升力是激振力C由副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加升力和由相對氣流引起的附加升力都是阻振力D由副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加升力和由相對氣流引起的附加升力都是激振力AM106 為了防止機翼彎曲副翼顫振，可以 。 A將副翼配重位于或靠近共振節(jié)線處 B將副翼的轉(zhuǎn)軸后移C在副翼前緣加配重 D將副翼的重心后移CE107 影響機翼彎曲副翼顫振的主要因素是 。 A副翼剛心和重心的相對位置 B副翼轉(zhuǎn)軸和重心的相對位置C副翼壓心和重心的相對位置 D副翼轉(zhuǎn)軸和剛心

28、的相對位置BE108 影響副翼反效臨界飛行速度的主要因素是 。 A機翼結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度 B副翼轉(zhuǎn)軸和重心的相對位置C機翼結(jié)構(gòu)的彎曲剛度 D副翼剛心和重心的相對位置AM109 在副翼前緣加配重，可以防止 。 A副翼操縱反效 B機翼彎扭顫振C尾翼顫振 D機翼彎曲副翼顫振DM110 在機翼的彎扭顫振中，由機翼彎曲振動引起的阻振力與 。 A飛行速度成正比 B飛行速度的平方成正比C飛行速度成反比 D飛行速度的平方成反比AD第2章 航空器結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計思想1 采用安全壽命設(shè)計思想設(shè)計航空器結(jié)構(gòu)件 A、應(yīng)進行安全壽命估算和試驗C、不需進行安全壽命估算和試驗B、不需要進行安全壽命試驗D、能夠保證航空器安全可靠

29、AD2 按照安全壽命設(shè)計思想設(shè)計的航空器結(jié)構(gòu)件或部件 A、使用壽命=試驗壽命C、可以是受飛行載荷的合金鋼件B、使用壽命=D、不需要進行疲勞壽命試驗BM3 損傷容限設(shè)計思想A、與斷裂力學無關(guān)C、承認結(jié)構(gòu)中存在一定程度的未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它缺陷B、不要求對結(jié)構(gòu)給出檢測周期D、不承認結(jié)構(gòu)存在初始缺陷CD4 現(xiàn)代飛機機身結(jié)構(gòu)通常設(shè)置止裂帶，它的作用是 A、使機身結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生疲勞裂紋C、阻止裂紋在環(huán)向應(yīng)力作用下沿橫向擴展B、增加機身蒙皮的環(huán)向應(yīng)力D、阻止裂紋在環(huán)向應(yīng)力作用下沿縱向擴展DD5 航空器結(jié)構(gòu)設(shè)計中，破損安全結(jié)構(gòu)設(shè)計A、允許結(jié)構(gòu)有一構(gòu)件損壞，但要求結(jié)構(gòu)仍具有安全工作的能力，具有規(guī)定的剩余

30、強度，并且在結(jié)構(gòu)全部破壞以前，有發(fā)現(xiàn)這些損傷的能力C、不包括破損安全止裂結(jié)構(gòu)B、不允許結(jié)構(gòu)中任何結(jié)構(gòu)件產(chǎn)生損傷D、不包括破損安全多傳力結(jié)構(gòu)AM6 現(xiàn)代噴氣客機氣密艙的環(huán)向應(yīng)力一般控制在A、4050%材料強度極限內(nèi)C、7080%材料強度極限內(nèi)B、2025%材料強度極限內(nèi)D、100%材料強度極限以下BM7 對航空器結(jié)構(gòu)進行損傷容限評估的目的A、僅為確定結(jié)構(gòu)的檢查方式C、是確定結(jié)構(gòu)損傷的擴展規(guī)律和剩余強度特性，制定檢修周期和檢查方式B、僅為確定損傷結(jié)構(gòu)的剩余強度D、僅為確定結(jié)構(gòu)損傷的擴展規(guī)律CD8 在飛機結(jié)構(gòu)中，下列哪種結(jié)構(gòu)不按損傷容限設(shè)計思想進行設(shè)計A、蒙皮C、機翼梁的腹板B、機翼梁的緣條D、貨艙

31、地板支撐骨架DM9 在損傷容限設(shè)計中，對于緩慢裂紋擴展結(jié)構(gòu)，初始裂紋的檢測概率和置信水平應(yīng)分別為A、90%和95%B、90%和90%C、90%和50%D、100%和60%AD10 結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命就是A、疲勞裂紋形成壽命C、疲勞裂紋擴展壽命B、疲勞裂紋形成壽命+疲勞裂紋擴展壽命D、不產(chǎn)生腐蝕損傷的壽命BE11 航空器全尺寸結(jié)構(gòu)的損傷容限試驗A、不能給出結(jié)構(gòu)的檢修周期C、可以用進行耐久性疲勞試驗的試件完成，但必須保證耐久性試驗任務(wù)的完成B、不能給出疲勞裂紋擴展壽命D、不能使用進行耐久性試驗的試件CE12 全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗A、就是剩余強度試驗C、就是疲勞裂紋擴展壽命試驗DB、是一種靜力破壞試

32、驗D、包括疲勞裂紋擴展壽命試驗和剩余強度試驗M13 航空器結(jié)構(gòu)的檢修周期是A、根據(jù)損傷容限特性分析和全尺寸結(jié)構(gòu)損傷容限試驗結(jié)果確定的C、根據(jù)疲勞裂紋擴展壽命計算結(jié)果給出B、根據(jù)全尺寸結(jié)構(gòu)耐久性試驗結(jié)果給出D、根據(jù)全尺寸結(jié)構(gòu)剩余強度試驗結(jié)果給出AM14 航空器的經(jīng)濟壽命A、小于設(shè)計使用壽命C、等于設(shè)計使用壽命B、大于設(shè)計使用壽命D、等于疲勞裂紋擴展壽命BE15 下列四種說法，哪種正確？ A、航空器結(jié)構(gòu)的損傷容限設(shè)計可以代替剛度設(shè)計C、損傷容限設(shè)計用于保證航空器的安全性和可靠性B、航空器結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計可以代替靜強度設(shè)計D、耐久性試驗不能給出航空器結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟壽命CM第3章 金屬結(jié)構(gòu)修理1 下列四種

33、說法，哪種正確？ A、硅酮密封劑使用在溫度較高的部位。C、BMS5-95密封劑是一種不含鉻酸鹽的灰色聚硫化物密封劑。B、聚硫化物密封劑使用在溫度較高的部位。D、BMS5-26密封劑是一種不耐燃油的密封劑。AE2 下列四種說法，哪種正確？ A、結(jié)構(gòu)油箱部位的鉚釘不應(yīng)濕安裝。C、結(jié)構(gòu)油箱內(nèi)部的螺帽不需要做封頂密封。B、如果采用2024-T31鉚釘?shù)慕Y(jié)構(gòu)油箱部位滲漏燃油，不能通過鉚打鉚釘排除滲漏。D、在航空器結(jié)構(gòu)修理中，如果緊固件孔有較大的橢圓度，不需要擴孔。BD3 飛機表面的下列四個部位，哪能個部位是氣動力敏感區(qū)？ A、機、尾翼的后部表面區(qū)域。C、機翼上翼面從前緣至后梁中心線的區(qū)域。B、機身后部的

34、表面區(qū)域。D、后緣襟翼的表面區(qū)域。CE4 下列四種說法，哪種正確？ A、靜壓孔區(qū)域的蒙皮損傷后，可以采用外部貼補修理。C、埋頭鉚釘?shù)尼旑^高出蒙皮超出規(guī)定尺寸，可不進行削平修整。B、水平尾翼的安定面屬于非氣動力敏感區(qū)域D、在氣動力敏感區(qū)域內(nèi)，所有鉚縫處一般都使用填充密封劑進行填平和修整。DE5 在結(jié)構(gòu)油箱修理中，新、舊密封層之間至少要有（ ）。A、1.0in的重疊量C、3.0in的重疊量B、2.0in的重疊量D、4.0in的重疊量AM6 為證明飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)部排水通道是暢通的，可做排水試驗，噴水后積水深度不超過： A、0.25inC、3.0inB、1.25inD、4.0inAE7 指出下列哪兩種金屬

35、接觸不產(chǎn)生電偶腐蝕？ A、不銹鋼與高強度合金鋼接觸。C、合金鋼與鋁合金接觸。B、鈦合金和不銹鋼接觸。D、鋁合金與鎂合金接觸。BE8 不銹鋼與下列哪種金屬接觸，最容易產(chǎn)生腐蝕？ A、鋁合金C、鎂合金B(yǎng)、合金鋼D、鈦合金CE9 碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上，通常采用哪種材料的緊固件？A、鎂合金C、鋁合金B(yǎng)、合金鋼D、鈦合金DE10 采用碳纖維復(fù)合材料做面板的蜂窩結(jié)構(gòu)，夾芯不應(yīng)采用哪種蜂窩夾芯？ A、鋁泊蜂窩C、Nomex蜂窩B、玻璃纖維蜂窩D、芳綸紙蜂窩AM11 超硬鋁合金（7系列鋁合金）的哪種熱處理狀態(tài)耐應(yīng)力腐蝕？ A、T76。C、T6。B、T73。D、T3。BD12 下列四種說法，哪種正確？ A、涂防

36、腐劑時，飛機不需要靜電接地C、不能在操縱鋼索滑輪處涂防腐劑B、硅橡膠可以與排水防腐劑接觸D、防腐劑不含易燃成份CM13 對于腐蝕環(huán)境嚴重的惡劣地區(qū)，飛機清洗的周期是： A、100天。C、45天。B、90天。D、15天。DE14 下列四種說法，哪種正確？ A、碳鋼絲操縱鋼索在高壓沖洗后，必須重涂潤滑油B、如果水銀進入結(jié)構(gòu)縫隙中清除困難，可以不清除。C、不銹鋼鋼索必須使用潤滑油潤滑。D、清洗飛機的清洗劑根本沒有腐蝕性。AE15 鋁合金表面的包鋁層是（ ）A、用電解液處理法（即陽極化法）形成的。C、噴涂上去的。B、用涂“阿辦丁”的方法生成。D、滾壓到鋁合金表面上的。DM16 在進行化學清洗時，在搭接

37、處留下清洗劑，會在搭接處存在什么問題？ A、產(chǎn)生靜電荷。C、嵌入的氧化鐵導致腐蝕。B、電化學腐蝕。D、產(chǎn)生摩振腐蝕。BM17 下列論點哪一個是不正確的？ A、用5052鋁合金鉚釘鉚接鎂合金板，將不會產(chǎn)生電化腐蝕。C、1100鉚釘可用于非結(jié)構(gòu)件鉚接。B、用鋼板直接鉚在裸露（無漆層）的鋁合金板上，鋁合金板會腐蝕。D、用2024鋁合金鉚釘鉚接鎂合金板將不會發(fā)生電化腐蝕。DM18 下列四種說法，哪種正確？ A、經(jīng)過陽極化處理的鋁合金構(gòu)件不需要酸洗。C、經(jīng)過涂阿洛丁的鋁合金構(gòu)件表面需要陽極化處理。B、經(jīng)過陽極化處理的鋁合金構(gòu)件表面需要涂阿洛丁。D、鋁合金構(gòu)件表面越光滑，對涂層吸附力越強。AD19 含鉻酸

38、鋅底漆的顏色是（ ）。A、黃色C、紅色B、黃綠色或暗綠色D、銀灰色BE20 合金鋼表面鎘鍍層的顏色是（ ）。A、紅色C、銀灰色B、黃色D、蘭色CE21 表面鍍鎘的合金鋼件在涂底漆前，必須用鉻酸溶液酸洗，鉻酸的濃度為（ ）。A、15%C、20%B、10%D、5%DE22 下列四種說法，哪種正確？ A、飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)部可能積水又不易排出的部位應(yīng)涂防腐劑。C、合金鋼的鎘鍍層相對基體金屬是陽極鍍層。B、緊固件漆膜破壞后，不應(yīng)涂防腐劑。D、鋁合金表面的包鋁層不起防腐作用。AE23 下列四種說法，哪種正確？ A、涂防腐劑時，飛機不需要靜電接地。C、不銹鋼鋼索必須使用潤滑油潤滑。B、7075-T73鋁合金耐應(yīng)力

39、腐蝕。D、用2024-T31鋁合金鉚釘鉚接鎂合金將不會產(chǎn)生電化腐蝕。BE24 最小鉚釘行距是鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、3.5倍B、2.5倍D、4.5倍BM25 最小鉚釘邊距為鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、2倍B、1倍D、3倍CM26 在制作鋁合金構(gòu)件的緊固件孔時，應(yīng)當采用（ ）。A、45切削角的麻花鉆頭C、90切削角的麻花鉆頭B、140切削角的麻花鉆頭D、118切削角的麻花鉆頭DM27 下列四種說法，哪種正確？ A、在不銹鋼構(gòu)件上使用Hi-lok緊固件時，緊固件必須安裝在精鉸孔中B、在不銹鋼構(gòu)件上使用Hi-lok緊固件時，緊固件應(yīng)安裝在過渡配合孔中C、在航空器結(jié)構(gòu)修理中，緊固件孔不

40、需要去毛刺D、在鉚釘?shù)你T接過程中，鉚槍的壓力低，不會使鉚釘產(chǎn)生冷作硬化AD28 下列四種說法，哪種正確？A、結(jié)構(gòu)中的空孔和填塞孔具有相當?shù)钠趬勖?。C、緊固件孔邊存在毛刺不會降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。B、在航空器結(jié)構(gòu)修理中，過度的強迫裝配，會降低結(jié)構(gòu)的疲勞強度。D、埋頭鉚釘孔的最佳锪窩深度是構(gòu)件的厚度。BE29 在航空器結(jié)構(gòu)修理中，（ ）。A、干涉量小于0.4%，構(gòu)件的疲勞壽命也會明顯提高B、干涉量過大會明顯提高構(gòu)件的疲勞壽命C、干涉量過大易使構(gòu)件產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕破壞D、緊固件孔邊存在毛刺不會降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命CE30 下列四種說法，哪種正確？ A、構(gòu)件噴丸后形成的表面殘余壓應(yīng)力在交變應(yīng)力的作用下不會發(fā)

41、生松弛。C、噴丸后的構(gòu)件允許機械校形。B、構(gòu)件的熱處理應(yīng)在噴丸后進行。D、構(gòu)件的無損檢測應(yīng)在噴丸前進行。DM31 當采用支架平衡法對副翼進行平衡檢查法時，（ ）。A、調(diào)整片應(yīng)處在中立位置C、可在有空氣流動的環(huán)境中進行。B、調(diào)整片不應(yīng)處在中立位置。D、過大的摩擦力不會導致虛假平衡。AE32 在飛機結(jié)構(gòu)修理設(shè)計中（ ）。A、不能使螺栓主要承受拉力C、不能使螺栓承受剪力B、不能使鉚釘主要承受拉力D、可以使鉚釘主要承受拉力BM33 在航空器蒙皮修理中，修補件的厚度通常比原蒙皮加厚（ ）。A、五級C、一級或兩級B、四級D、三級CE34 下列四種說法，哪種正確？ A、形成鉚釘鐓頭所需要的釘桿長度為鉚釘直徑

42、的2.0倍。C、航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)都應(yīng)使用埋頭緊固件。B、鉚釘鐓頭高度應(yīng)當是鉚釘直徑的0.5倍。D、航空器外表面要求氣動光滑處，應(yīng)使埋頭緊固件。DD35 在航空器結(jié)構(gòu)修理中，使用Hi-Lok緊固件時，要求構(gòu)件厚度（ ）。A、大于0.08inC、小于0.07inB、小于0.063inD、小于0.08inAM36 在航空器結(jié)構(gòu)修理中，如果需要采用埋頭緊固件，埋頭窩深度與板厚之比應(yīng)最大不超過（ ）。A、0.9C、0.95B、0.8D、0.2BM37 最小鉚釘行距是鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、2.5倍B、3.5倍D、1.0倍CE38 最小鉚釘邊距是鉚釘直徑的（ ）。A、4.0倍C、3.0倍B、1.0倍D、2.0倍DE39 在