《飛行原理》練習(xí)題匯總

1、飛機(jī)和大氣的一般介紹單選1 .翼型的中弧曲度越大表明A:翼型的厚度越大B:翼型的上下表面外凸程度差別越大C:翼型外凸程度越大D:翼型的彎度越大B2 .低速飛機(jī)翼型前緣A:較尖B:較圓鈍C:為楔形D:以上都不對(duì)B3 .關(guān)于機(jī)翼的剖面形狀（翼型），下面說法正確的是A:上下翼面的彎度相同B:機(jī)翼上表面的彎度大于下表面的彎度C:機(jī)翼上表面的彎度小于下表面的彎度D:機(jī)翼上下表面的彎度不可比較B4 .國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)海平面氣溫是A:25cB:10CC:20CD:15CD5 .按照國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的規(guī)定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，氣溫隨季節(jié)變化A:降低6.5B:升高6.5C:降

2、低2cD:降低2cA6 .在3000米的高度上的實(shí)際氣溫為10C,則該高度層上的氣溫比標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定的溫度A:高12.5CB:低5cC:低25.5CD:高14.5CD7 .在氣溫比標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度低的天氣飛行，飛機(jī)的真實(shí)高度與氣壓高度表指示的高度（基準(zhǔn)相同）相比，飛機(jī)的真實(shí)高度A:偏高B:偏低C:相等D:不確定B簡答1 .請(qǐng)解釋下列術(shù)語：（1）相對(duì)厚度（厚弦比）（2）相對(duì)彎度（中弧曲度）（3）展弦比（4）后掠角（1）翼型最大厚度與弦長的比值，用百分比表示；（2）最大弧高與翼弦的比值，用百分比表示；（3）機(jī)翼翼展與平均弦長的比值；（4）機(jī)翼四分之一弦線與機(jī)身縱軸垂直線之間的夾角。2 .請(qǐng)敘述國際標(biāo)準(zhǔn)大

3、氣規(guī)定。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣（InternationalStandardAtmosphere）,簡稱ISA,就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，包括大氣壓溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛機(jī)的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國際民航組織ICAO制定，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù)，加以適當(dāng)修訂而建立的。3 .實(shí)際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣如何換算？確定實(shí)際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度偏差，即ISA偏差，ISA偏差是指確定地點(diǎn)的實(shí)際溫度與該處ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值，常用于飛行活動(dòng)中確定飛機(jī)性能的基本已知條件。飛機(jī)的低速動(dòng)力學(xué)單選1 .空氣流過一粗細(xì)不等的管子時(shí)，在管道變粗處,

4、氣流速度將A:變大B:變小C:不變D:不一定B2 .空氣流過一粗細(xì)不等的管子時(shí)，在管道變細(xì)處,氣流壓強(qiáng)將A:增大B:減小C:不變D:不一定B3 .根據(jù)伯努利定律，同一管道中，氣流速度減小的地方，壓強(qiáng)將A:增大B:減小C:不變D:不一定A4 .飛機(jī)相對(duì)氣流的方向A:平行于機(jī)翼翼弦，與飛行速度反向B:平行于飛機(jī)縱軸，與飛行速度反向C:平行于飛行速度，與飛行速度反向D:平行于地平線C5 .飛機(jī)下降時(shí)，相對(duì)氣流A:平行于飛行速度，方向向上B:平行于飛行速度，方向向下C:平行于飛機(jī)縱軸，方向向上D:平行于地平線A6 .飛機(jī)的迎角是A:飛機(jī)縱軸與水平面的夾角B:飛機(jī)翼弦與水平面的夾角C:飛機(jī)翼弦與相對(duì)氣流

5、的夾角D:飛機(jī)縱軸與相對(duì)氣流的夾角C7 .飛機(jī)的升力A:垂直于飛機(jī)縱軸B:垂直于相對(duì)氣流C:垂直于機(jī)翼翼弦D:垂直于重力B8 .飛機(jī)的升力主要由產(chǎn)生。A:增大機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)B:減小機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)C:減小機(jī)翼上表面的壓強(qiáng)D:增大機(jī)翼上表面的壓強(qiáng)C9 .相同迎角，飛行速度增大一倍，升力增加為原來的A:一倍B:二倍C:三倍D:四倍D10 .要保持相同的升力，當(dāng)飛機(jī)速度減小時(shí)，飛機(jī)迎角應(yīng)A:增大B:減小C:不變D:不一定A11 .飛機(jī)的壓力中心是A:附加升力著力點(diǎn)B:壓力最低的點(diǎn)C:壓力最高的點(diǎn)D:升力的著力點(diǎn)D12 .飛機(jī)迎角增大，壓力中心的位置會(huì)A:前移B:后移C:保持不變D:先前移再后移D1

6、3 .翼型升力系數(shù)的意義主要表示A:相對(duì)氣流方向?qū)ιΦ挠绊態(tài):迎角和翼型等因素對(duì)升力的綜合影響C:機(jī)翼面積對(duì)升力的影響D:速度對(duì)升力的影響B(tài)14 .飛機(jī)的越大，誘導(dǎo)阻力越小。A:機(jī)翼面積B:展弦比C:彎度D:翼弦B15 .巡航飛行時(shí)，飛機(jī)的阻力主要是A:廢阻力B:干擾阻力C:誘導(dǎo)阻力D:激波阻力A16 .機(jī)翼的氣流分離是從機(jī)翼開始。A:后緣B:中部C:前緣D:下部B17 .下列那種平面形狀的機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小A:矩形B:梯形C:后掠翼D:橢圓形D18 .摩擦阻力是由于產(chǎn)生的A:空氣的粘性和飛機(jī)表面不絕對(duì)光滑B:飛行速度太快而使空氣壓縮C:附面層氣流分離D:翼型前后壓力差產(chǎn)生A19 .低速飛行

7、性能最好的機(jī)翼是A:梯形翼B:三角翼C:后掠翼D:平直機(jī)翼A20 .飛機(jī)迎角小于臨界迎角，迎角增大，升力系數(shù)；飛機(jī)迎角大于臨界迎角，迎角增大，升力系數(shù)。A:減小、增大25.放下襟翼，飛機(jī)的阻力將B:增大、減小A:不變C:增大、增大B:增大D:減小、減小C:減小BD:先增大后減小21.臨界迎角是A:最大上升率對(duì)應(yīng)的迎角B26.增升效率最好的襟翼是B:最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角A:富勒襟翼C:最大上升角對(duì)應(yīng)的迎角B:開縫襟翼D:最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角C:簡單襟翼BD:分裂襟翼22.飛機(jī)離地面高度時(shí)，地面效應(yīng)的影響開始體現(xiàn)出來。A27.簡單襟翼靠來增大升力系數(shù)。A:低于兩個(gè)翼展A:增大機(jī)翼面積B:低于一個(gè)

8、翼展B:增大機(jī)翼臨界迎角C:低于半個(gè)翼展C:增大機(jī)翼彎度D:低于三個(gè)翼展D:延緩上表面氣流分離BC23.有利迎角是28.開縫襟翼靠來增大升力系數(shù)。A:最大氣動(dòng)效率對(duì)應(yīng)的迎角A:增大機(jī)翼彎度B:最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角B:增大機(jī)翼面積C:最小阻力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角C:增大機(jī)翼彎度和增大上翼面氣流速度D:最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角D:延緩氣流分離DC24.放下襟翼，飛機(jī)的升力將29.前緣縫翼用來A:減小A:增大著陸飛行時(shí)阻力B:先減小后增加B:增大巡航飛行時(shí)的升阻比C:不變C:增大巡航飛行時(shí)的升力D:增大D:延遲大迎角飛行時(shí)的氣流分離，增大臨界迎角DD簡答1 .解釋迎角的含義相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角，稱為

9、迎角。2 .說明流線、流管、流線譜的特點(diǎn)。流線的特點(diǎn)：該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線不可能相交，不可能分叉。流管的特點(diǎn)：流管表面是由流線所圍成，因此流體不能穿出或穿入流管表面。這樣，流管好像剛體管壁一樣把流體運(yùn)動(dòng)局限在流管之內(nèi)或流管之外。流線譜的特點(diǎn)：流線譜的形狀與流動(dòng)速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。3 .利用連續(xù)性定理說明流管截面積變化與氣

10、流速度變化的關(guān)系。當(dāng)流體流過流管時(shí)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量始終相等。因此，當(dāng)流管橫截面積減小時(shí)，流管收縮，流速增大；當(dāng)流管橫截面積增大時(shí)，流管擴(kuò)張，流速增大。4 .說明伯努利方程中各項(xiàng)參數(shù)的物理意義。并利用伯努利定理說明氣流速度變化與氣流壓強(qiáng)變化的關(guān)系。動(dòng)壓，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮?。總壓（全壓），它是?dòng)壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃?，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。氣流速度增加，動(dòng)壓增加，為了保持總壓不變，氣流壓強(qiáng)即靜壓必需減小。5 .解釋下列術(shù)語

11、（1）升力系數(shù)（2）壓力中心（1）升力系數(shù)與機(jī)翼形狀、機(jī)翼壓力分布有關(guān)，它綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。（2）機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心。6 .機(jī)翼的升力是如何產(chǎn)生的？利用翼型的壓力分布圖說明翼型各部分對(duì)升力的貢獻(xiàn)。在機(jī)翼上表面的壓強(qiáng)低于大氣壓，對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生吸力；在機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)高于大氣壓，對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生壓力。由上下表面的壓力差，產(chǎn)生了垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。7 .寫出飛機(jī)的升力公式，并說明公式各個(gè)參數(shù)的物理意義。飛機(jī)的升力系數(shù)，飛機(jī)的飛行動(dòng)壓，機(jī)翼的面積。LCC

12、飛機(jī)萌升力系數(shù)1Pp2飛機(jī)的飛行動(dòng)壓S機(jī)翼的面枳。8 .解釋下列術(shù)語（1）阻力系數(shù)（2）分離點(diǎn)（1）阻力系數(shù)與機(jī)翼形狀、機(jī)翼壓力分布有關(guān)，它綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)阻力的影響。（2）附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流，開始脫離物體表面的點(diǎn)稱為分離點(diǎn)。9 .附面層是如何形成的？附面層內(nèi)沿物面的法線方向氣流的速度和壓強(qiáng)變化各有何特點(diǎn)？空氣流過機(jī)翼時(shí)，由于空氣本身具有粘性，導(dǎo)致緊貼機(jī)翼表面的一層空氣的速度恒等于零，同時(shí)該層空氣又作用于其上一層空氣并使其減速。機(jī)翼表面對(duì)空氣的影響由于粘性的作用就這樣一層一層傳遞開去并逐漸減弱為零，從而形成的很薄的空氣流動(dòng)層，就好像粘在機(jī)翼表面一樣。附面層內(nèi)，沿機(jī)翼物面的

13、法線方向，氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度，并且速度呈拋物線型分布；而氣流壓強(qiáng)不發(fā)生變化，等于法線方向的主流壓強(qiáng)。10 .附面層氣流分離是如何產(chǎn)生的？渦流區(qū)的壓強(qiáng)有何特點(diǎn)？附面層分離的內(nèi)因是空氣具有粘性，外因是物體表面彎曲形成的逆壓梯度。在順壓梯度段，雖然附面層內(nèi)空氣粘性使氣流減速，但是順壓使得附面層內(nèi)氣流加速的影響更大，氣流仍然加速流動(dòng)；進(jìn)入逆壓梯度段以后，在粘性和逆壓共同作用下氣流減速并出現(xiàn)倒流。倒流而上的氣流與順流而下的氣流相遇后，使附面層氣流拱起并脫離機(jī)翼表面被主流卷走，于是形成大的漩渦使附面層氣流產(chǎn)生分離。渦流區(qū)內(nèi)各處的壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)的速度。11 .飛機(jī)

14、的摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力是如何產(chǎn)生的？由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力?？諝馀c飛機(jī)的接觸面積越大，摩擦阻力越大；飛機(jī)表面粗糙度越大，摩擦阻力越大。繞流飛機(jī)的氣流受粘性和逆壓梯度的影響，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離，形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而產(chǎn)生壓差阻力。飛機(jī)飛行時(shí)，迎角越大，氣流分離點(diǎn)越靠前，壓差阻力越大。當(dāng)氣流流過飛機(jī)的各個(gè)部件結(jié)合部時(shí)，如：機(jī)翼、機(jī)身；在結(jié)合部中段，由于機(jī)翼和機(jī)身表面都向外凸出，流管收縮，流速

15、加快，壓強(qiáng)降低；在結(jié)合部后段，由于機(jī)翼和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)張，流速減小，壓強(qiáng)增大；導(dǎo)致結(jié)合部逆壓梯度增大，促使氣流分離點(diǎn)前移，渦流區(qū)擴(kuò)大，產(chǎn)生額外的干擾阻力。結(jié)合部之間過渡越突兀，干擾阻力越大。12 .飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力是如何產(chǎn)生的？由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，使得機(jī)翼產(chǎn)生的升力方向向后偏移。升力在平行于相對(duì)氣流方向的分量，起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，這就是誘導(dǎo)阻力。13 .寫出飛機(jī)的阻力公式，并說明公式各個(gè)參數(shù)的物理意義。飛機(jī)的阻力系數(shù)，飛機(jī)的飛行動(dòng)壓，機(jī)翼的面積。D=CDpv2-SCD一飛機(jī)的茂力系數(shù)飛機(jī)的飛行動(dòng)壓S機(jī)翼的面積.14 .解釋下列術(shù)語（1）最小阻力迎角（2）臨界迎角（3）

16、升阻比（1）在飛機(jī)的升阻比曲線中，當(dāng)升阻比達(dá)到最大值時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角。（2）在飛機(jī)的升力系數(shù)曲線中，當(dāng)升力系數(shù)達(dá)到最大值時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。（3）相同迎角下，飛機(jī)的升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。15 .簡述升阻比隨迎角變化的規(guī)律。從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨近迎角,壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。16 .地面效應(yīng)是如何影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能的？飛機(jī)貼近地面飛行時(shí)，流經(jīng)機(jī)翼下表面的氣流受到地面的阻滯，流速減慢，壓強(qiáng)增大，形成所謂的氣墊現(xiàn)

17、象；而且地面的阻滯，使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，是上翼面前段的氣流加速，壓強(qiáng)降低，于是上下翼面的壓強(qiáng)差增大，升力系數(shù)增大。同時(shí)，由于地面的作用，使流過機(jī)翼的氣流下洗減弱，下洗角減小，誘導(dǎo)阻力減小，使飛機(jī)阻力系數(shù)減小。另外，由于地面效應(yīng)使下洗角減小，水平尾翼的有效迎角增大（負(fù)迎角絕對(duì)值減?。?，平尾產(chǎn)生向上的附加升力，對(duì)飛機(jī)重心形成附加的下俯力矩。17 .畫出飛機(jī)的升力系數(shù)曲線。說明升力系數(shù)隨迎角變化的原因。當(dāng)迎角小于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)迎角等于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大。當(dāng)迎角小于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進(jìn)入失速區(qū)。18 .畫出飛機(jī)的阻力

18、系數(shù)曲線。說明阻力系數(shù)隨迎角變化的原因ANGLEOFATTACK在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。19 .畫出飛機(jī)的極曲線，并在曲線上注明主要的氣動(dòng)性能參數(shù)。見附圖20 .簡述前緣縫翼、前緣襟翼、后緣簡單襟翼、開縫襟翼、后退開縫襟翼的增升原理。前緣縫翼打開時(shí)，一方面，下翼面的高壓氣流流過縫隙后，貼近上翼面流動(dòng)，給上翼面氣流補(bǔ)充了能量，降低了逆壓梯度，延緩氣流分離，達(dá)到增大升力系數(shù)和臨界迎角的目的；另一方

19、面，氣流從壓強(qiáng)較高的下翼面通過縫隙流向上翼面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，又具有減小升力系數(shù)的作用。超音速飛機(jī)一般采用前緣削尖，相對(duì)厚度小的薄機(jī)翼。在大迎角飛行時(shí)，機(jī)翼上表面就開始產(chǎn)生氣流分離，最大升力系數(shù)降低。如放下前緣襟翼，一方面可以減小前緣與相對(duì)氣流之間的夾角，使氣流能夠平順地沿上翼面流動(dòng)，延緩氣流分離；另一方面也增大了翼型彎度。這樣就使得最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。大迎角下放后緣簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。后緣開縫襟翼在下偏的同時(shí)進(jìn)行開縫，和簡單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，使最大升力系數(shù)增加更多，而臨界

20、迎角降低不多。后退開縫飛機(jī)的平衡性、單選1 .常規(guī)布局的飛機(jī)，機(jī)翼升力對(duì)飛機(jī)重心的力矩常為使飛機(jī)機(jī)頭的力矩。A:上仰B:下俯C:偏轉(zhuǎn)D:滾轉(zhuǎn)B2 .常規(guī)布局的飛機(jī)，平尾升力對(duì)飛機(jī)重心的力矩常為使飛機(jī)機(jī)頭的力矩。A:滾轉(zhuǎn)B:上仰C:下俯D:偏轉(zhuǎn)B3 .飛行中減小發(fā)動(dòng)機(jī)功率，由于機(jī)翼和螺旋槳的穩(wěn)定性、操作性下洗減弱，飛機(jī)會(huì)出現(xiàn)一定的傾向。A:左偏B:右偏C:上仰D:下俯D4 .平均空氣動(dòng)力弦指A:機(jī)翼沿展向各個(gè)翼型剖面的翼弦的幾何平均值B:與真實(shí)機(jī)翼面積相同的矩形機(jī)翼的翼弦C:假想的矩形機(jī)翼的翼弦，其面積、升力以及俯仰力矩特性都與原機(jī)翼相同D:與真實(shí)機(jī)翼翼展相同的矩形機(jī)翼的翼弦C5 .具有正靜安定

21、性的飛機(jī)，當(dāng)受到擾動(dòng)使平衡狀態(tài)變化后，有A:回到原平衡狀態(tài)的趨勢B:繼續(xù)偏離原平衡狀態(tài)的趨勢C:保持偏離后的平衡狀態(tài)D:不一定AC:橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)D:立軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)B13.操縱升降舵時(shí)，飛機(jī)將繞6.具有中立靜安定性的飛機(jī)，當(dāng)受到擾動(dòng)使平衡狀態(tài)變化后，有A:回到原平衡狀態(tài)的趨勢B:繼續(xù)偏離原平衡狀態(tài)的趨勢C:保持偏離后的平衡狀態(tài)的趨勢D:不一定CA:橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)B:縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)C:立軸的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)D:縱軸的俯仰運(yùn)動(dòng)A14.操縱方向舵時(shí)，飛機(jī)將繞A:橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)7.飛機(jī)從已建立的平衡狀態(tài)發(fā)生偏離，若，則飛機(jī)表現(xiàn)出正動(dòng)安定性。A:飛機(jī)振蕩的振幅減小使飛機(jī)回到原來的平衡狀態(tài)B:飛機(jī)振蕩的振幅持續(xù)增

22、大C:飛機(jī)振蕩的振幅不增大也不減小D:不一定AB:縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)C:立軸的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)D:橫軸的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)C15.向前推桿，飛機(jī)的迎角A:先減小后增大B:減小C:增大8.重心靠前，飛機(jī)的縱向安定性A:不受影響B(tài):減弱C:變強(qiáng)D:視情況而定CD:不變B16.蹬左舵，飛機(jī)垂尾產(chǎn)生的空氣動(dòng)力。A:向上B:向右C:向左9.上反角使飛機(jī)具有橫側(cè)安定性的原因是A:側(cè)滑時(shí)，上反角使側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的迎角減小，阻力減小B:側(cè)滑時(shí)，上反角使側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的迎角減小，升力減小C:側(cè)滑時(shí)，上反角使側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的迎角增大，升力增大D:側(cè)滑時(shí)，上反角使側(cè)滑另一側(cè)機(jī)翼的迎角增大，升力增大DD:向下B17 .偏轉(zhuǎn)副翼使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)，兩翼

23、的阻力是A:內(nèi)側(cè)副翼阻力大B:外側(cè)副翼阻力大C:相等D:不一定B18 .偏轉(zhuǎn)副翼使飛機(jī)左轉(zhuǎn)彎時(shí)，為修正逆偏轉(zhuǎn)的影10.飛機(jī)的方向安定性過強(qiáng)，而橫側(cè)安定性相對(duì)過弱，飛機(jī)容易出現(xiàn)A:滾轉(zhuǎn)困難B:轉(zhuǎn)彎困難C:飄擺（荷蘭滾D:螺旋不穩(wěn)定現(xiàn)象D響，應(yīng)A:向左蹬舵B:向右壓盤C:向右蹬舵D:向左壓盤A19.飛機(jī)的重心越靠前，相同飛機(jī)重量，相同飛機(jī)11.為了抑制飄擺，常采用哪種措施A:安裝渦流發(fā)生器B:安裝擾流板C:安裝翼刀D:偏航阻尼器D飛行速度的條件下，飛機(jī)的阻力A:越大B:越小C:不變D:不能確定A12.操縱副翼時(shí)，飛機(jī)將繞A:立軸的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)B:縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)20.飛機(jī)的重心位置偏左，在A:巡航飛行時(shí)

24、駕駛盤可能向左，也可能向右壓盤來維持橫向平衡B:巡航飛行時(shí)駕駛盤必須向左壓盤以維持橫向平衡C:巡航飛行時(shí)駕駛盤必須向右壓盤以維持橫向平衡D:以上都不對(duì)C簡答1、解釋下列術(shù)語平均空氣動(dòng)力弦平均空氣動(dòng)力弦是一個(gè)假想矩形機(jī)翼的翼弦。這個(gè)假想的矩形機(jī)翼的機(jī)翼面積、空氣動(dòng)力及俯仰力矩等特性都與原機(jī)翼相同。2、說明常規(guī)布局飛機(jī)獲得俯仰平衡的基本原理。一般常規(guī)布局的飛機(jī)，壓力中心在飛機(jī)重心之后，機(jī)翼升力對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生下附力矩；平尾迎角一般為負(fù)迎角，平尾負(fù)升力對(duì)重心形成上仰力矩，機(jī)翼力矩、平尾產(chǎn)生的俯仰力矩和拉力力矩之和為零，飛機(jī)就取得了俯仰平衡。3.解釋下列術(shù)語（1）靜穩(wěn)定性（2）動(dòng)穩(wěn)定性（3）焦點(diǎn)（4）側(cè)

25、滑（5）穩(wěn)定力矩（6）阻尼力矩（1）受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，稱為物體是靜穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定性研究物體受擾后的最初響應(yīng)問題。（2）擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態(tài)，稱物體是動(dòng)穩(wěn)定的。動(dòng)穩(wěn)定性研究物體受擾運(yùn)動(dòng)的時(shí)間響應(yīng)歷程問題。（3）飛機(jī)迎角改變時(shí)附加升力的著力點(diǎn)稱為焦點(diǎn)。（4）側(cè)滑是指相對(duì)氣流方向與飛機(jī)對(duì)稱面不一致的飛行狀態(tài)。（5）物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動(dòng)出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的、方向始終指向原平衡位置的力矩，稱為穩(wěn)定力矩。（6）物體受擾后的運(yùn)動(dòng)過程中，自動(dòng)出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的、方向始終與運(yùn)動(dòng)方向相反的力矩，稱為阻尼力矩。4

26、 .利用焦點(diǎn)與重心的位置關(guān)系說明飛機(jī)獲得俯仰穩(wěn)定性的原理。當(dāng)焦點(diǎn)位于重心之后時(shí)，如果有小擾動(dòng)使飛機(jī)迎角增加，則作用在焦點(diǎn)上的附加正升力對(duì)重心形成低頭力矩，使飛機(jī)有回到原平衡狀態(tài)的趨勢。反之，當(dāng)焦點(diǎn)位于重心之前時(shí)，飛機(jī)不具有俯仰穩(wěn)定性。5 .簡述機(jī)翼上反角、后掠角產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定性的原理。飛機(jī)受擾左滾，產(chǎn)生左側(cè)滑，左翼是前翼。由于上反角的原因，左翼的迎角大于右翼，升力大于右翼；由于后掠角的原因，左翼的有效相對(duì)氣流速度大于右翼，升力大于右翼。綜上所述，由于左翼升力大于右翼，所以飛機(jī)有向右滾轉(zhuǎn)回到原平衡狀態(tài)的趨勢。6 .簡述垂尾產(chǎn)生方向穩(wěn)定性的原理。飛機(jī)受擾左偏，產(chǎn)生右側(cè)滑，垂尾在右方來流的作用下，產(chǎn)生

27、向左的側(cè)力，對(duì)重心形成右偏力矩，使飛機(jī)有回到原平衡狀態(tài)的趨勢。7 .飄擺是什么原因造成的？簡述飄擺時(shí)飛機(jī)的動(dòng)態(tài)變化。飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性過強(qiáng)而方向穩(wěn)定性過弱，易產(chǎn)生飄擺。飛機(jī)受擾左傾斜-左側(cè)滑，若橫側(cè)穩(wěn)定性強(qiáng)-飛機(jī)迅速改平坡度；方向穩(wěn)定性弱-飛機(jī)左偏的速度慢，未等左側(cè)滑消除，飛機(jī)又帶右坡度-右側(cè)滑。8 .說明直線飛行中升降舵偏角與迎角、速度的關(guān)系。小速度、大迎角時(shí)，升降舵上偏；隨著速度增大，迎角減小，升降舵上偏角逐漸減小到零；再增大速度，升降舵轉(zhuǎn)為下偏，并逐漸增大下偏角。9 .在直線飛行中，為什么一個(gè)方向舵的位置對(duì)應(yīng)一個(gè)側(cè)滑角？在沒有側(cè)滑的直線飛行中，飛行員蹬舵產(chǎn)生的方向操縱力矩使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)形成側(cè)滑

28、，當(dāng)側(cè)滑引起的方向穩(wěn)定力矩與偏轉(zhuǎn)方向舵導(dǎo)致的方向操縱力矩相等時(shí)，側(cè)滑角保持不變。舵量越大，平衡操縱力矩需要的穩(wěn)定力矩就越大，側(cè)滑角也就越大。故直線飛行中，每個(gè)腳蹬位置，對(duì)應(yīng)一個(gè)側(cè)滑角。10 .在無側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)中，為什么一個(gè)副翼偏角對(duì)應(yīng)一個(gè)穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角速度？飛行員壓盤時(shí)，飛機(jī)在橫側(cè)操縱力矩作用下開始滾轉(zhuǎn)，由于無側(cè)滑，所以滾轉(zhuǎn)只產(chǎn)生橫側(cè)阻尼力矩；隨滾轉(zhuǎn)角速度的增大，橫側(cè)阻尼力矩逐漸增大，當(dāng)增大到與橫側(cè)操縱力矩平衡時(shí)，飛機(jī)保持一定的角速度滾轉(zhuǎn)。壓盤量越大，與之平衡的橫側(cè)阻尼力矩就越大，滾轉(zhuǎn)角速度越大。因此，無側(cè)滑時(shí)，一個(gè)壓盤位置（副翼偏角）對(duì)應(yīng)一個(gè)滾轉(zhuǎn)角速度。11 .飛機(jī)的方向操縱與橫側(cè)操縱有什么關(guān)系？

29、飛機(jī)的方向操縱性與橫側(cè)操縱性是耦合的，既相互聯(lián)系，又相互影響。例如，蹬左舵，機(jī)頭左偏，導(dǎo)致右側(cè)滑，側(cè)滑前翼升力大于側(cè)滑后翼升力（即橫側(cè)穩(wěn)定力矩），會(huì)使飛機(jī)左滾；壓左盤，飛機(jī)左滾，導(dǎo)致左側(cè)滑，垂尾附加側(cè)力（即方向穩(wěn)定力矩）會(huì)使機(jī)頭左偏。可見，只蹬舵，飛機(jī)不僅繞立軸偏轉(zhuǎn)，同時(shí)還會(huì)繞縱軸滾轉(zhuǎn)；只壓盤，飛機(jī)不僅繞縱軸滾轉(zhuǎn)，同時(shí)還會(huì)繞立軸偏轉(zhuǎn)。也就是說，無論蹬舵或壓盤，都能造成飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)。利用這種關(guān)系，在飛行操縱時(shí)盤舵可相互支援，以提高飛機(jī)的側(cè)向操縱性。12 .地面效應(yīng)怎樣影響飛機(jī)的操縱性？地面效應(yīng)會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生附加的下附力矩，主要影響飛機(jī)著陸時(shí)的操縱性。飛機(jī)接地時(shí)，迎角大，升降舵上偏角大；加之，地

30、面效應(yīng)使氣流下洗角減小，平尾負(fù)迎角減小，對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生附加下附力矩，保持同樣迎角，需要更大的升降舵上偏角和拉桿力。13 .調(diào)整片有哪些作用？1）減小乃至消失桿力2）輔助操縱14 .為什么要限制飛機(jī)重心位置？重心前移，所需升降舵上偏角增大（下偏角減?。枥瓧U力增大（推桿力減?。辉龃笸瑯佑?，所需的升降舵偏角增大；重心前移過多，所需升降舵上偏角越大，可能出現(xiàn)在著陸時(shí)拉桿到底也不能獲得所需迎角的情況，故需限制重心前限。重心后移，俯仰穩(wěn)定性變差，桿位移小，桿力變輕，俯仰操縱性增強(qiáng)，若后移過多，則導(dǎo)致飛機(jī)過于靈敏，難以控制；若重心移到焦點(diǎn)或焦點(diǎn)之后，飛機(jī)就喪失了俯仰穩(wěn)定性，因此飛機(jī)位置應(yīng)有一個(gè)后限。1

31、5 .簡述駕駛桿力的產(chǎn)生原理。下以拉桿力的產(chǎn)生為例說明。飛行員向后拉桿，升降舵向上偏一個(gè)角度，升降舵上產(chǎn)生一個(gè)向下的升力，對(duì)升降舵較鏈形成一個(gè)較鏈力矩，這個(gè)力矩迫使升降舵和桿回到中立位置，為保持升降舵和桿的位置不變,飛行員必須用一定的力拉桿，以平衡較鏈力矩的作用，這個(gè)力就是拉桿力。推桿力和蹬舵力的產(chǎn)生與此類似。單選1 .在等速的平直飛行中，作用于飛機(jī)上的四個(gè)力的關(guān)系是A:升力等于阻力，拉力等于重力B:升力等于拉力，阻力等于重力C:升力等于重力，拉力等于阻力D:升力等于重力，拉力略大于阻力C2 .飛機(jī)的總阻力最小時(shí)A:廢阻力小于誘導(dǎo)阻力B:廢阻力等于誘導(dǎo)阻力C:廢阻力大于誘導(dǎo)阻力D:不能確定B3

32、 .在飛行高度高于標(biāo)準(zhǔn)海平面時(shí)，氣溫又較高，飛機(jī)的真速比表速A:相等B:小C:不能確定D:大D4 .螺旋槳飛機(jī)常以經(jīng)濟(jì)速度為界把平飛速度范圍分為兩個(gè)速度范圍，平飛最小速度到經(jīng)濟(jì)速度稱為A:第一速度范圍B:第二速度范圍C:巡航速度范圍D:有利速度范圍B5 .飛行中為了省油，在巡航飛行時(shí)，A:應(yīng)采用最大巡航速度巡航，以盡快到達(dá)目的地，減小巡航飛行時(shí)間以節(jié)約燃油B:應(yīng)選擇遠(yuǎn)程巡航方式或長航程巡航方式C:應(yīng)該選擇經(jīng)濟(jì)方式以節(jié)約燃油D:應(yīng)選擇最長續(xù)航時(shí)間方式C6 .在巡航飛行中遇到逆風(fēng)，考慮到節(jié)約燃油，應(yīng)該選用什么速度C:等于A:比正常巡航速度小一些的速度D:以上都不對(duì)B:比正常巡航速度大一些的速度CC

33、:保持速度不變D:先增大速度再減小12.上升中，逆風(fēng)使相同表速飛行的上升率，上升B角A:不變、增大7.在燃油一定和風(fēng)速不變的情況下，當(dāng)飛機(jī)在逆B:增大、減小風(fēng)中飛行時(shí)，為了增大平飛航程，應(yīng)該：C:減小、增大A:減小空速D:增大、增大B:增大空速AC:保持空速不變13.起飛后為了盡快到達(dá)某一指定的高度層，應(yīng)該D:以上均可采用什么方式爬升BA:最大爬升率B:最大爬升角8.上升時(shí)，需要額外的來維持飛機(jī)的上升。C:最大爬升速度A:拉力D:最大升力系數(shù)方式B:重力AC:升力D:向心力14.飛機(jī)總阻力最小的速度，提供AA:最短下滑距離B:最大升力9.最佳爬升角速度（Vx）一般在使用。C:最小下滑角A:起飛

34、越障后D:最大續(xù)航時(shí)間B:起飛越障中CC:巡航上升D:進(jìn)近中15.在從下降轉(zhuǎn)為平飛期間，迎角BA:增加，升力增加B:增加但升力不變10.最佳爬升率速度（Vy）一般在使用。C:增加但升力減小A:起飛越障后D:減小，升力減小B:起飛越障中AC:巡航上升D:進(jìn)近中16.在無風(fēng)或者零拉力條件下，飛機(jī)的滑翔比CA:大于升阻比B:小于升阻比11.在理論升限，最佳爬升角速度（Vx）最佳爬C:等于升阻比升率速度（Vy）。D:以上均有可能A:小于DB:大于簡答1 .解釋下列術(shù)語（1）指示空速（2）真速（3）平飛最大速度（4）平飛最小速度（5）最小阻力速度（6）最小功率速度（7）剩余拉力（8）剩余功率（1）指示空

35、速（亦稱指示表速）其縮寫形式為IASo指示空速是根據(jù)動(dòng)壓的大小換算而來的。空速表指針是根據(jù)所感受的動(dòng)壓轉(zhuǎn)動(dòng)的，空速表刻度則是按海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣的密度p。制定的。動(dòng)壓不變則指示空速不變。（2）真速是飛機(jī)相對(duì)于空氣的真實(shí)速度，以VT表示，其縮寫形式為TAS。由式計(jì)算出的（或由飛機(jī)上組合空速表細(xì)指針指示的空速）為真速。（3）平飛最大速度是指飛機(jī)在滿油門條件下保持平飛能達(dá)到的穩(wěn)定飛行速度。（4）平飛最小速度是指飛機(jī)平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度。（5）最小阻力速度是指平飛所需拉力最小的飛行速度。（6）最小功率速度是指平飛所需功率最小的速度。（7）剩余拉力是指同一速度下，飛機(jī)的可用拉力與平飛所需拉力之差。（8

36、）剩余功率是指同一速度下，飛機(jī)的可用功率與平飛所需功率之差。2 .說明指示空速與真速的區(qū)別和關(guān)系。當(dāng)外界空氣密度等于國際標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面密度值時(shí)，指示空速等于真空速。隨高度增加，相同指示空速條件下，真速會(huì)增大。3 .簡述平飛所需拉力（即平飛阻力）隨平飛速度變化的規(guī)律，并說明變化的原因隨著平飛速度的增大，平飛所需拉力先減小，隨后又增大。這是因?yàn)椋浩斤w速度增大，其對(duì)應(yīng)的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比增大，則平飛所需拉力減??；在小于有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比減小，則平飛所需拉力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛所需拉力最小。4 .飛行高度、飛行重量、氣溫對(duì)平飛最

37、大速度和平飛最小速度有何影響？隨飛行高度的增高，平飛最大指示空速將減小，平飛最大真速也將減?。黄斤w最小指示空速將增大，而平飛最小真速則增大更多。飛行重量增大，平飛最大指示空速和真速將減小，平飛最小指示空速將增大。氣溫增高，平飛最大速度減小。5 .飛機(jī)直線飛行時(shí)，如何操縱飛機(jī)加減速？飛機(jī)在平飛時(shí)改變速度的操縱方法是：要增大平飛速度，必須增大油門，并隨速度的增大相應(yīng)的向前推駕駛盤；要減小平飛速度，則必須減小油門，并隨速度的減小相應(yīng)的向后拉駕駛盤.此外，對(duì)于螺旋槳飛機(jī)還必須修正因加減油門而引起的螺旋槳副作用。6 .解釋下列術(shù)語（1）公里燃油消耗量（2）小時(shí)燃油消耗量（1）飛機(jī)相對(duì)地面飛行一公里所消耗

38、的燃油量，叫公里燃油消耗量。（2）小時(shí)燃油消耗量是指飛機(jī)空中飛行一小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油量。7 .解釋下列術(shù)語（1）上升梯度（2）上升率（3）陡升速度（4）快升速度（1）上升梯度是飛機(jī)上升高度與前進(jìn)的水平距離之比。（2）上升率是指飛機(jī)上升中單位時(shí)間所上升的高度。（3）與最大上升角和最大上升梯度相對(duì)應(yīng)的速度稱為陡升速度。（4）快升速度是指能獲得最大上升率的速度。8 .影響上升角和上升梯度的因素主要有哪些？怎樣才能獲得最大的上升角和上升梯度？1）飛行重量重量增加，上升角和上升梯度減小。當(dāng)起飛上升的上升梯度要求高，而飛機(jī)的上升梯度滿足不了要求時(shí)，應(yīng)減輕重量以達(dá)到要求。2）飛行高度同一指示空速上升，上

39、升角和上升梯度減小。3）氣溫氣溫增高，飛機(jī)的上升角和上升梯度減小。9.說明影響上升率大小的因素有哪些？怎樣才能獲得最大的上升率？1）飛行重量飛行重量增大則上升所需功率增大，剩余功率減小，飛機(jī)的上升率降低。相反，飛行重量減輕則上升率增大。2）飛行高度飛行高度增加，因?yàn)榭諝饷芏鹊慕档褪拱l(fā)動(dòng)機(jī)有效功率降低，可用功率降低；而飛機(jī)同一指示空速下的所需功率因真速的增大而增大，導(dǎo)致剩余功率隨高度增大而減小，上升率減小。3）氣溫氣溫增高，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率降低，上升所需功率增大，剩余功率減小，上升率減小。相反氣溫降低這上升率增大。10 .說明飛行重量、氣溫、風(fēng)對(duì)上升性能的影響。1）風(fēng)對(duì)上升性能的影響有風(fēng)的情況下，

40、飛機(jī)除了與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)外，還隨空氣一起相對(duì)地面移動(dòng)。止匕時(shí)，飛機(jī)的上升率、空速、迎角、仰角與無風(fēng)一樣，但飛機(jī)的地速卻發(fā)生了變化，飛機(jī)相對(duì)地面的上升軌跡發(fā)生了變化。順風(fēng)上升，上升角和上升梯度減??；逆風(fēng)上升，上升角和上升梯度增大。在垂直氣流中上升，上升角和上升率都要改變。在上升氣流中上升，上升角和上升率增大；在下降氣流中上升，上升角和上升率減小。2）重量和氣溫增加，會(huì)使飛機(jī)的上升梯度和上升率均減小，上升性能變差。11 .說明影響下降角大小的因素有哪些？在零拉力的情況下，怎樣才能獲得最小的下滑角？當(dāng)飛機(jī)拉力不為零下降時(shí)，飛機(jī)的下降角和下降距離不僅決定于升阻比，還決定于拉力和飛行重量。正拉力大則下降角

41、減小，下降距離增大。負(fù)拉力增大則下降角增大，下降距離縮短。零拉力下滑時(shí)，飛機(jī)下滑角的大小決定于飛機(jī)升阻比的大??；下降距離的大小決定于下降高度和升阻比的大小，在下降高度一定時(shí)，下降距離只決定于升阻比的大小。當(dāng)升阻比增大時(shí)，下降角減小，下降距離增長，以最小阻力速度下滑，飛機(jī)的升阻比最大，則下降角最小，下降距離最長。12 .說明飛行重量、氣溫、風(fēng)對(duì)下降性能的影響。1）飛行重量飛行重量增大，零拉力下滑時(shí)同迎角下的升阻比不變，下滑角不變，下滑距離不變，但由于下滑速度增大使下滑率增大。正拉力下降時(shí)，飛行重量增大，飛機(jī)的下降角和下降率都增大，下降距離縮短。2）氣溫氣溫增高，同迎角對(duì)應(yīng)的升阻比不變，故零拉力下

42、滑的下滑角不變，但氣溫增高使空氣密度減小，同指示空速的真速增大，下滑率增大。正拉力下降時(shí)，氣溫增高，下降角增大。3）風(fēng)順風(fēng)下降，下降角減小，下降距離增長，下降率不變；逆風(fēng)下降，下降角增大，下降距離縮短，下降率不變。上升氣流中下降，下降角和下降率都減小，下降距離增長；下降氣流中下降，下降角和下降率都增大，下降距離縮短。有風(fēng)時(shí)，最大下降距離將不在最小阻力速度獲得。順風(fēng)下降，適當(dāng)減小速度，增長下降時(shí)間，風(fēng)的影響增大，可以增長下降距離；逆風(fēng)下降，適當(dāng)增大速度則可以增長下降距離。盤旋單選1 .飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的向心力是A:飛機(jī)升力的水平分力B:方向舵上產(chǎn)生的氣動(dòng)力C:飛機(jī)的拉力D:飛機(jī)的重力第一分量A2 .轉(zhuǎn)彎

43、時(shí)，為保持高度，必須增大迎角以補(bǔ)償A:升力水平分量的減小B:機(jī)翼載荷的減小C:升力垂直分量的減小D:重力第一分量的減小C3 .飛機(jī)坡度增大，升力的垂直分量A:保持不變B:減小C:增大D:先減后增B4 .飛機(jī)坡度增大，升力的水平分量A:保持不變B:減小C:增大D:先增后減C5 .載荷因數(shù)是A:飛機(jī)承受的載荷（除重力外）與重力的比值B:飛機(jī)升力與阻力的比值C:飛機(jī)拉力與阻力的比值D:重力與升力的比值A(chǔ)6 .水平轉(zhuǎn)彎中，坡度增大，載荷因數(shù)A:保持不變B:增大C:減小D:先減小后增大B7 .飛機(jī)產(chǎn)生負(fù)向載荷時(shí)，飛行員會(huì)感覺到A:自己的重量與飛機(jī)平飛時(shí)相同B:自己的重量變重C:自己的重量變輕D:不能確定

44、C8 .飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)，飛行員會(huì)感到自己變重，原因是A:飛機(jī)重力大B:飛機(jī)速度大C:飛機(jī)的拉力大D:飛機(jī)承受了大于1G正過載D9 .轉(zhuǎn)彎時(shí)，為保持高度和空速，應(yīng)A:增大迎角和拉力B:增大迎角、減小拉力C:減小迎角、增大拉力D:減小迎角、減小拉力A10 .相同速度飛行，轉(zhuǎn)彎坡度越大，轉(zhuǎn)彎半徑A:越大B:越小C:不變D:不能確定B11 .左轉(zhuǎn)彎中，側(cè)滑儀小球向右偏，這是A:外側(cè)滑B:內(nèi)側(cè)滑C:協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎D:以上都不對(duì)A12 .在穩(wěn)定的直線飛行中，如果飛行員只蹬左舵，則飛機(jī)最終會(huì)出現(xiàn)A:內(nèi)側(cè)滑B:外側(cè)滑C:左側(cè)滑D:右側(cè)滑B13 .飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)，坡度有繼續(xù)增大的傾向，原因是A:轉(zhuǎn)彎外側(cè)阻力比內(nèi)側(cè)的大B:轉(zhuǎn)彎

45、外側(cè)升力比內(nèi)側(cè)的大C:轉(zhuǎn)彎外側(cè)阻力比內(nèi)側(cè)的小D:側(cè)滑導(dǎo)致B14 .飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)，內(nèi)外兩側(cè)機(jī)翼所受到的空氣動(dòng)力并不相等，原因是A:轉(zhuǎn)彎時(shí)，外側(cè)機(jī)翼的速度比內(nèi)側(cè)的大B:轉(zhuǎn)彎時(shí)，內(nèi)側(cè)機(jī)翼的速度比外側(cè)的大C:內(nèi)外側(cè)機(jī)翼的速度相同D:和內(nèi)外側(cè)機(jī)翼的速度大小無關(guān)A15 .正常盤旋中，如果出現(xiàn)內(nèi)側(cè)滑，飛機(jī)的高度會(huì)A:降低B:增加C:不變D:不能確定B16 .飛機(jī)在左轉(zhuǎn)彎過程中，轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀中的小球向右偏轉(zhuǎn)，則飛機(jī)出現(xiàn)A:內(nèi)側(cè)滑B:外側(cè)滑C:左側(cè)滑D:右側(cè)滑B17 .飛機(jī)在右轉(zhuǎn)彎過程中，轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀中的小球向左偏轉(zhuǎn)，為了消除側(cè)滑的影響，則飛行員應(yīng)A:蹬左舵B:蹬右舵C:向左壓盤D:向右壓盤A18 .在盤旋進(jìn)入階段，

46、螺旋槳副作用表現(xiàn)明顯的有A:進(jìn)動(dòng)、反作用力矩B:反作用力矩、滑流扭轉(zhuǎn)作用C:進(jìn)動(dòng)、滑流扭轉(zhuǎn)作用D:以上全部B19 .右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機(jī)，在進(jìn)行左轉(zhuǎn)彎時(shí)，比相等坡度的右轉(zhuǎn)彎所需的壓盤蹬舵量A:小B:大C:相等D:以上均有可能A簡答1 .正常盤旋時(shí)飛機(jī)所受的力有哪些?升力、重力、拉力和阻力。2 .解釋載荷因數(shù)的定義。載荷（除飛機(jī)本身重量以外的其它作用力，包括發(fā)動(dòng)機(jī)推力和氣動(dòng)力）與飛機(jī)重力的比值。通常指立軸方向的載荷與重力之比，也就是升力與重力之比。3 .飛機(jī)盤旋的載荷因數(shù)與坡度有何關(guān)系？載荷因數(shù)等于坡度的余弦的倒數(shù)，坡度越大，載荷因數(shù)越大。4 .盤旋所需速度與平飛所需速度的關(guān)系是什么？盤旋所需速度是相

47、同條件下平飛所需速度與過載的平方根的乘積。5 .解釋下列術(shù)語（1）內(nèi)側(cè)滑（2）外側(cè)滑（1）轉(zhuǎn)彎同方向的側(cè)滑稱為外側(cè)滑。（2）轉(zhuǎn)彎反方向的側(cè)滑稱為外側(cè)滑。6 .側(cè)滑的種類以及產(chǎn)生的原因。內(nèi)側(cè)滑，飛行軌跡偏離飛機(jī)的對(duì)稱面，從操縱上講主要是飛行員只壓盤或壓盤過多所引起。外側(cè)滑，飛機(jī)對(duì)稱面偏離飛行軌跡，從操縱上講主要是飛行員只蹬舵或舵量過大所造成的。7 .盤旋的改出階段中，飛機(jī)的各力及力矩是如何平衡的？改出盤旋首先需要消除向心力。為此，應(yīng)向盤旋的反方向壓盤，減小飛機(jī)坡度，減小向心力，使飛機(jī)逐漸改出盤旋；為了避免產(chǎn)生側(cè)滑，需要同時(shí)向盤旋的反方向蹬舵，逐漸制止飛機(jī)偏轉(zhuǎn)；飛機(jī)坡度減小，升力垂直分力逐漸增大，

48、為了保持高度不變，需逐漸向前頂桿，同時(shí)柔和收油門，保持速度不變。當(dāng)飛機(jī)接近平飛伏態(tài)時(shí)，將盤和舵回到中立位置。8 .外側(cè)滑時(shí)，飛機(jī)的高度會(huì)怎么變化？盤旋中坡度正常，蹬舵過多會(huì)產(chǎn)生外側(cè)滑，飛機(jī)產(chǎn)生向內(nèi)側(cè)的側(cè)力。側(cè)力的垂直分力使盤旋高度降低。9 .穩(wěn)定盤旋階段中進(jìn)動(dòng)作用會(huì)如何表現(xiàn)？穩(wěn)定盤旋中，飛機(jī)保持恒定的旋轉(zhuǎn)角速度，進(jìn)動(dòng)作用較明顯。在向右的盤旋中，進(jìn)動(dòng)作用使機(jī)頭垂直下移產(chǎn)生外側(cè)滑，增大坡度。因此，飛行員應(yīng)多回一些舵。向左盤旋則相反。起飛和著陸單選在強(qiáng)順側(cè)風(fēng)的條件下滑行時(shí)，駕駛盤應(yīng)操縱到什么位置A:風(fēng)從哪邊吹來，就向哪邊的反方向壓盤B:風(fēng)從哪邊吹來，就向哪邊壓盤C:中立位D:不能確定B2.前三點(diǎn)式飛

49、機(jī)和后三點(diǎn)式飛機(jī)在滑行時(shí)，哪一個(gè)具有自動(dòng)方向保持能力A:后三點(diǎn)B:前三點(diǎn)C:均有D:均沒有B3 .起飛滑跑中飛機(jī)的加速力隨速度增加而A:減小B:增加C:不變D:不能確定4 .起飛離地后上升到15米（50英尺）時(shí)飛機(jī)的速度不小于，以保證具有足夠的安全（機(jī)動(dòng)）裕度A:抬前輪速度B:起飛安全速度C:起飛決斷速度D:最小離地速度B5 .起飛距離是A:從速度為0開始加速滑跑到飛機(jī)離地上升到15米（50英尺），速度不小于起飛安全速度所經(jīng)過的水平距離B:從開始加速滑跑到飛機(jī)離地所經(jīng)過的距離C:從速度為0開始加速滑跑到飛機(jī)離地上升到15米（50英尺）所經(jīng)過的距離D:從速度為0開始加速滑跑到飛機(jī)離地上升到30米

50、（100英尺）所經(jīng)過的距離A6 .起飛重量越大，起飛距離A:越短B:越長C:與起飛重量無關(guān)D:有關(guān)系，但不能確定B7 .逆風(fēng)起飛可使起飛滑跑距離，離地速度（表速）A:減小、不變B:增加、減小C:減小、減小D:不變、減小A8 .起飛中使用的襟翼在允許的范圍內(nèi)，偏度越大，所需跑道長度A:越長B:越短C:與襟翼無關(guān)D:不能確定B9 .著陸時(shí)使用的襟翼偏度一般比起飛時(shí)使用的襟翼偏度A:大B:小C:不一定D:一樣A10 .在高溫高原機(jī)場著陸時(shí)使用的襟翼偏度越大，易使A:進(jìn)近中飛機(jī)不易下降高度B:相同表速的真速小，飛機(jī)易失速C:復(fù)飛爬升梯度過小，不利于飛行安全D:沒有影響11 .順風(fēng)起飛，飛機(jī)加速到抬前輪

51、速度的距離會(huì)A:增加B:減小C:不變D:以上都不對(duì)A12 .飛機(jī)在側(cè)風(fēng)中起飛滑跑時(shí)，為了保持滑跑方向不受風(fēng)的影響，應(yīng)當(dāng)A:壓上風(fēng)盤，抵上風(fēng)舵B:壓下風(fēng)盤，抵下風(fēng)舵C:壓上風(fēng)盤，抵下風(fēng)舵D:壓下風(fēng)盤，抵上風(fēng)舵C13 .在一條比正常跑道窄的跑道上著陸時(shí)，由于目視錯(cuò)覺，飛機(jī)將顯得A:高于實(shí)際高度，結(jié)果導(dǎo)致低于正常高度的進(jìn)近和拉平低B:高于實(shí)際高度，結(jié)果導(dǎo)致高于正常高度的進(jìn)近C:低于實(shí)際高度，結(jié)果導(dǎo)致高于正常高度的進(jìn)近D:沒有影響A14 .飛機(jī)降落前，進(jìn)入四轉(zhuǎn)彎越早，則改出四轉(zhuǎn)彎時(shí)的下滑角比正常情況下A:小B:大C:相等D:無法確定B15 .降落時(shí)，因飛機(jī)過跑道頭的速度較大，飛機(jī)將越過預(yù)定接地點(diǎn)接地，

52、形成A:目測近B:目測遠(yuǎn)C:目測低D:目測高D16 .相同情況下，飛機(jī)放襟翼的著陸距離比不放襟翼著陸的距離A:長B:短C:相等D:以上均有可能B17 .相同情況下，飛機(jī)在高原機(jī)場起飛的距離比普通機(jī)場的起飛距離A:短B:長C:相等D:可能短也可能長B簡答1 .解釋下列術(shù)語（1）抬前輪速度（VR）（2）起飛安全速度（V2）（3）起飛滑跑距離（4）起飛距離（1）起飛滑跑中飛機(jī)開始抬前輪的速度（2）飛機(jī)達(dá)到高于起飛表面50英尺時(shí)必須達(dá)到的最小速度（3）飛機(jī)從開始滑跑至離地之間的距離（4）飛機(jī)從開始滑跑至離地上升至50英尺所經(jīng)過的水平距離2 .請(qǐng)說明起飛過程中飛機(jī)各力及力距的變化及操縱原理。起飛分起飛滑

53、跑、抬前輪離地和初始上升三個(gè)階段1）起飛滑跑中，隨速度增大，拉力減小，氣動(dòng)阻力增大，摩擦阻力減小，總阻力增大，故加速力減小，加速度減小。為使飛機(jī)盡快增速，應(yīng)對(duì)準(zhǔn)跑道，連續(xù)而快速地加滿油門，然后松剎車開始滑跑，同時(shí)注意修正螺旋槳的副作用，保持好滑跑方向。2）為縮短滑跑距離，當(dāng)速度增大至抬前輪速度，應(yīng)柔和一致的向后帶桿抬起前輪；抬輪過程中，迎角增大，升力增大，飛機(jī)有繼續(xù)上仰趨勢，應(yīng)注意提前穩(wěn)桿，以使飛機(jī)穩(wěn)定在規(guī)定的離地姿態(tài)上。當(dāng)飛機(jī)增速至離地速度時(shí)，升力大于重力，飛機(jī)自行離地；離地后，機(jī)輪摩擦力消失，地面效應(yīng)減弱，機(jī)頭有上仰趨勢，應(yīng)向前迎桿以保持俯仰姿態(tài)。3）離地后，保持規(guī)定姿態(tài)，在剩余拉力的作用

54、下，飛機(jī)在上升的同時(shí)繼續(xù)增速，在50英尺處增速至大于起飛安全速度，至此起飛結(jié)束。3 .解釋下列術(shù)語（1）著陸參考速度（VREF（2）著陸滑跑距離（3）著陸距離（1）著陸參考速度是根據(jù)飛機(jī)著陸時(shí)應(yīng)保留的安全余量而確定的一個(gè)速度，其大小為著陸構(gòu)形失速速度的1.3倍。（2）飛機(jī)從接地到滑跑停止所經(jīng)過的距離（3）從高于跑道表面50英尺高度開始，下降接地滑跑直至完全停止運(yùn)動(dòng)所經(jīng)過的水平距離4 .著陸中常見偏差與修正方法著陸常見偏差有：拉高（低）、拉飄和跳躍修正方法：1）拉高（拉低）拉桿的份量和快慢必須與飛機(jī)當(dāng)時(shí)離地的高度、下沉的快慢和飛機(jī)的姿態(tài)相適應(yīng)。如果在2米以上高度形成平飄，且速度小，未能及時(shí)修正時(shí)，應(yīng)及時(shí)果斷復(fù)飛。若拉低應(yīng)適當(dāng)增大拉