民航基礎(chǔ)執(zhí)照考試題庫(kù)M8

1、C 1.絕對(duì)溫度的零度是 : -273F -273K-273C 32FC 2.空氣的組成為 : 78% 氮,20% 氫和 2% 其他氣體 90% 氧 ,6% 氮和 4%其他氣體78% 氮 ,21% 氧和 1%其他氣體 21% 氮， 78% 氧和 1%其他氣體B 3.流體的粘性系數(shù)與溫度之間的關(guān)系是：液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。 液體的粘性系數(shù)與溫度無(wú)關(guān)。氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低。C 4.在大氣層內(nèi)，大氣密度：在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。隨高度增加而增加。隨高度增加而減小。隨高度增加可能增加，也可能減小。B 5.大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)：隨高度增加而增

2、加。隨高度增加而減小。在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。隨高度增加也可能增加，也可能減小。B,C 6.指出影響空氣粘性力的主要因素：空氣清潔度速度梯度 空氣溫度相對(duì)濕度B 7.對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是：空氣密度正比于壓力和絕對(duì)溫度空氣密度正比于壓力，反比于絕對(duì)溫度 空氣密度反比于壓力，正比于絕對(duì)溫度空氣密度反比于壓力和絕對(duì)溫度C 8.對(duì)于音速， 如下說(shuō)法正確的是只要空氣密度大， 音速就大 只要空氣壓力大， 音速就大只要空氣溫度高，音速就大 只要空氣密度小，音速就大B 9.假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大：空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng)空氣密度小，起飛滑跑距離長(zhǎng)空氣密度大，起飛滑跑距離短空氣密度小，起飛

3、滑跑距離短D 10.一定體積的容器中， 空氣壓力與空氣密度和空氣溫度乘積成正比與空氣密度和空氣溫度乘積成反比 與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成反比與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比B,C12.對(duì)于露點(diǎn)溫度如下說(shuō)法正確的是溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高相對(duì)濕度達(dá)到 100%時(shí)的溫度是露點(diǎn)溫度 露點(diǎn)溫度下降，絕對(duì)濕度下降露點(diǎn)溫度下降，絕對(duì)溫度升高"A,B 13.對(duì)于音速， 如下說(shuō)法正確的是音速是空氣可壓縮性的標(biāo)志空氣音速高， 粘性就大音速是空氣壓力大小的標(biāo)志 空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志B 14.國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣物理參數(shù)的相互關(guān)系是：溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比體積不變時(shí)， 壓力和溫度成正比壓力不變

4、時(shí)，體積和溫度成反比密度不變時(shí)，壓力和溫度成反比B15.國(guó) 際標(biāo)準(zhǔn)大 氣規(guī)定海平面 的 大氣參數(shù)是 ：P=1013psiT=15o C =1.225kg/m3p=1013hPAT=15oC =1.225kg/m3p=1013hsiT=25oC =1.225kg/m3p=1013 hP AT=25o C =0.6601kg/m3A 16.在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系？與壓力成正比。 與壓力成反比。與壓力無(wú)關(guān)。與壓力的平方成正比。A 17.推算實(shí)際大氣情況下的飛行性能，將基于下列哪條基準(zhǔn)，對(duì)飛行手冊(cè)查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算？溫度偏差 壓力偏差密度偏差高度偏差B 18.一定質(zhì)量的完全氣體具

5、有下列特性：溫度不變時(shí)， 壓力與體積成正比體積不變時(shí)， 壓力和溫度成正比 壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比密度不變時(shí)，壓力溫度成反比B,C 19.音速隨大氣高度的變化情況是：隨高度增高而降低。 在對(duì)流層內(nèi)隨高度增高而降低。在平流層底層保持常數(shù)。 隨高增高而增大。A 20.從地球表面到外層空間，大氣層依次是：對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層對(duì)流層、平流層、電離層、中間層和散逸層對(duì)流層、中間層、平流層、電離層和散逸層對(duì)流層、平流層、中間層、散逸層和電離層D 21.對(duì)流層的高度，在地球中緯度地區(qū)約為：8 公里。 16 公里。 10公里。 11 公里。A 22.在對(duì)流層內(nèi)，空氣的溫度：隨高度增加而降

6、低。隨高度增加而升高。隨高度增加保持不變。先是隨高度增加而升高，然后再隨高度增加而降低。A,D 23.現(xiàn)代民航各機(jī)一般巡航的大氣層是？對(duì)流層頂層 平流層頂層對(duì)流層底層 平流層底層A 24.對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是上下垂直于飛行方向的陣風(fēng)左右垂直于飛行方向的陣風(fēng)沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著飛行方向的陣風(fēng)A,C 25.對(duì)起飛降落安全性造成不利影響的是低空風(fēng)切變 穩(wěn)定的逆風(fēng)場(chǎng)垂直于跑道的側(cè)風(fēng)穩(wěn)定的上升氣流A,C,D26.影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是空氣的相對(duì)濕度空氣壓力空氣的溫差空氣污染物A,B,D28.云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是影響正常的目測(cè) 溫度低了造成機(jī)翼表面結(jié)冰增加阻力 積雨云會(huì)帶來(lái)

7、危害B 29.層流翼型的特點(diǎn)是前緣半徑大， 后部尖的水滴形 前緣半徑小， 最大厚度靠后前緣尖的菱形前后緣半徑大，中間平的板形C30.產(chǎn)生下洗是由于分離后出現(xiàn)旋渦的影響轉(zhuǎn)捩點(diǎn)后紊流的影響機(jī)翼上下表面存在壓力差的影響迎角過(guò)大失速的影響B(tài)31.氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化可由紊流變?yōu)閷恿骺捎蓪恿髯優(yōu)槲闪饕话悴话l(fā)生變化紊流、層流可交替變化C 32.在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向厚度基本不變厚度越來(lái)越薄厚度越來(lái)越厚厚度變化不定B 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)換點(diǎn)的位置：將隨著飛行速度的提高而后移將隨著飛行速度的提高而前移在飛行 M 數(shù)小于一定值時(shí)保持不變與飛行速度沒(méi)有關(guān)系B,D 3

8、4.在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)造成摩擦阻力增加壓差阻力增加升力增加 升力減小A,C 35.對(duì)于下洗流的影響， 下述說(shuō)法是否正確在空中， 上升時(shí)比巡航時(shí)下洗流影響大低速飛行， 在地面比在高空時(shí)下洗流影響大水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時(shí)受下洗流影響大在任何情況下，下洗流的影響都一樣 "A,C 36.關(guān)于附面層下列說(shuō)法哪些正確：層流附面層的厚度小于紊流附面層的厚度氣流雜亂無(wú)章，各層氣流相互混淆稱為層流附面層附面層的氣流各層不相混雜而成層流動(dòng)，稱為層流附面層層流附面層的流動(dòng)能量小于紊流附面層的流動(dòng)能量A,B,C37.氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)， 影響由層流變?yōu)槲闪鞯囊蛩厥强諝獾牧魉僭跈C(jī)翼表面流動(dòng)長(zhǎng)度

9、空氣溫度 空氣比重 .A,B,C38.下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)法是正確的？附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。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。所謂附面層就是一層薄薄的空氣層。附面層內(nèi)的流速保持不變。B,C,D39.亞音速空氣流速增加可有如下效果由層流變?yōu)槲闪鞯霓D(zhuǎn)捩點(diǎn)后移氣流分離點(diǎn)后移阻力增加 升力增加A,B,C,D 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)換點(diǎn)的位置：與空氣的溫度有關(guān)與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)與飛機(jī)的飛行速度有關(guān)與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)C41.當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)，已知其截面積 A1=3A2則其流速為：V1=9V2 V2=9

10、V1V2=3V1V1=3V2B 42.當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)，由伯努利定理可知：流速大的地方，靜壓大流速大的地方，靜壓小 流速大的地方，總壓大流速大的地方，總壓小。C 43.計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)？大氣壓力和速度空氣密度和阻力空氣密度和速度空氣密度和大氣壓B 44.利用風(fēng)洞吹風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是 連續(xù)性假設(shè)相對(duì)性原理牛頓原理熱力學(xué)定律D45.流管中空氣的動(dòng)壓僅與空氣速度平方成正比僅與空氣密度成正比與空氣速度和空氣密度成正比 與空氣速度平方和空氣密度成正比B 46.流體的連續(xù)性方程只適用于理想流動(dòng)。 適用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。只適用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。只適用于

11、可壓縮流體的穩(wěn)定管流。A 47.流體在管道中穩(wěn)定低速流動(dòng)時(shí)，如果管道由粗變細(xì)， 則流體的流速增大。 減小。 保持不變?？赡茉龃?，也可能減小。C 48.亞音速氣流流過(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化？速度增大，壓強(qiáng)增大。 速度降低，壓強(qiáng)下降。速度增加，壓強(qiáng)下落。速度降低，壓強(qiáng)增大。C49.在伯努利方程中，密度單位為千克/立方米，速度單位為米/秒，動(dòng)壓?jiǎn)挝粸楣锪?/平方米 水柱高牛頓 /平方米 磅/平方英寸D50.伯努利方程的使用條件是只要是理想的不可壓縮流體只要是理想的與外界無(wú)能量交換的流體只要是不可壓縮，且與外界無(wú)能量交換的流體必須是理想的、不可壓縮、且與外界無(wú)能量交換的流體B51.當(dāng)不可壓氣流

12、連續(xù)流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)，已知其截面積 A1=2A2=4A3則其靜壓為： P1=P2=P3 P1>P2>P3 P1<P2<P3 P1>P2>P3C 52.對(duì)低速氣流， 由伯努利方程可以得出流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也增加流管截面積減小， 空氣靜壓增加 流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓減小不能確定C 53.對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是流過(guò)各截面的氣流速度與截面積乘積不變流過(guò)各截面的體積流量相同 流過(guò)各截面的質(zhì)量流量相同流過(guò)各截面的氣體密度相同B 54.非定常流是指流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)相同流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間變化流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化

13、流場(chǎng)中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無(wú)關(guān)C 55.關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方向一致動(dòng)壓和靜都作用在任意方向動(dòng)壓作用在流體的流動(dòng)方向，靜壓作用在任意方向靜壓作用在流體的流動(dòng)方向，動(dòng)壓作用在任意方向A 56.流體的伯努力利定理：適用于不可壓縮的理想流體。適用于粘性的理想流體。適用于不可壓縮的粘性流體。適用于可壓縮和不可壓縮流體。A,D 57.伯努利方程適用于低速氣流高速氣流適用于各種速度的氣流不可壓縮流體B,C 58.下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的？總壓與靜壓之和 總壓與靜壓之差動(dòng)壓和速度的平方成正比 動(dòng)壓和速度成正比C 59.測(cè)量機(jī)翼的翼弦是從：左翼尖到右翼尖。機(jī)

14、身中心線到翼尖。前緣到后緣。最大上弧線到基線。B 60.機(jī)翼的安裝角是？翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角。翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾的銳角。翼弦與水平之間所夾的銳角。 機(jī)翼焦點(diǎn)線與機(jī)身軸線的夾角。D 61.機(jī)翼的展弦比是：展長(zhǎng)與機(jī)翼最大厚度之比。展長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比。展長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比。展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比。C 62.機(jī)翼前緣線與垂直機(jī)身中心線的平面之間的夾角稱為機(jī)翼的：安裝角。 上反角。 后掠角。 迎角。C 63.水平安定面的安裝角與機(jī)翼安裝角之差稱為？迎角。上反角?？v向上反角。 后掠角。B 64.翼型的最大厚度與弦長(zhǎng)的比值稱為：相對(duì)彎度。相對(duì)厚度。最大彎度。平均弦長(zhǎng)。A 65.翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比

15、值稱為相對(duì)彎度。相對(duì)厚度。最大厚度。平均弦長(zhǎng)。B 66.影響翼型性能的最主要的參數(shù)是：前緣和后緣。翼型的厚度和彎度。 彎度和前緣。 厚度和前緣。A 67.飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)的性能的重要參數(shù)，對(duì)于早期的低速飛機(jī)，校裝飛機(jī)外型是：增大安裝角叫內(nèi)洗，可以增加機(jī)翼升力增大安裝角叫內(nèi)洗，可以減小機(jī)翼升力增大安裝角叫外洗，可以減小機(jī)翼升力 增大安裝角叫外洗，可以增加機(jī)翼升力C 68.民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)相對(duì)厚度20% 到 30%相對(duì)厚度 5%到 10%相對(duì)厚度 10% 到 15% 相對(duì)厚度 15% 到 20%C 69.民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)最大厚度位置為10% 到 20%最大厚度位置為20% 到 3

16、5%最大厚度位置為 35% 到 50% 最大厚度位置為50% 到 65%B,D 70.大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn)展弦比 3到5 展弦比 7到81/4 弦線后掠角 10 到25 度 1/4 弦線后掠角 25到 35度A,B 71.具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩偏航力矩俯仰力矩不產(chǎn)生任何力矩A,B 72.具有上反角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生偏航力矩滾轉(zhuǎn)力矩俯仰力矩不產(chǎn)生任何力矩B 73.當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)：升力突然大大增加，而阻力迅速減小。升力突然大大降低，而阻力迅速增加。升力和阻力同時(shí)大大增加。升力和阻力同時(shí)大大減小。B 74.對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是：一個(gè)小的正迎角。一

17、個(gè)小的負(fù)迎角。臨界迎角。失速迎角。A 75.飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱為？零升迎角。失速迎角。臨界迎角。零迎角。B 76.飛機(jī)上的總空氣動(dòng)力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱為：全機(jī)重心。 全機(jī)的壓力中心。機(jī)體坐標(biāo)的原點(diǎn)。全機(jī)焦點(diǎn)。A 77.飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系？空氣密度成正比?？諝饷芏葻o(wú)關(guān)?？諝饷芏瘸煞幢取？諝饷芏鹊钠椒匠烧取 78.飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系？與空速成正比。與空速無(wú)關(guān)。 與空速的平方成正比。與空速的三次方成正比。A 79.飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是：與相對(duì)氣流速度垂直。與地面垂直。 與翼弦垂直。與機(jī)翼上表面垂直。A 80.飛機(jī)在平飛時(shí)，載重量越大其失速速度：越

18、大 越小 與重量無(wú)關(guān) 對(duì)應(yīng)的失速迎角愈大D 81.機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱為：機(jī)翼的安裝角。 機(jī)翼的上反角。縱向上反角。 迎角。A 82.當(dāng) ny（載荷系數(shù)）大于 1時(shí)，同構(gòu)成，同重量的飛機(jī)失速速度大于平飛失速速度失速速度小于平飛失速速度失速速度等于平飛失速速度兩種狀態(tài)下失速速度無(wú)法比較A 83.當(dāng)飛機(jī)減速至較小速度水平飛行時(shí)增大迎角以提高升力減小迎角以減小阻力保持迎角不變以防止失速使迎角為負(fù)以獲得較好的滑翔性能B 84.機(jī)翼的壓力中心？迎角改變時(shí)升為增量作用線與翼弦的交點(diǎn)翼弦與機(jī)翼空氣動(dòng)力作用線的交點(diǎn)翼弦與最大厚度線的交點(diǎn)。在翼弦的 1/4 處D 85.為了飛行安全，飛機(jī)飛行時(shí)的

19、升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到：最大升力系數(shù)和臨界迎角最大升力系數(shù)和小于臨界迎角的限定值小于最大升力系數(shù)的限定值和臨界迎角小于最大升力系數(shù)和臨界迎角的兩個(gè)限定值D 86.增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)參數(shù)？厚度和機(jī)翼面積翼弦長(zhǎng)度和展弦比彎度和翼展厚度和彎度A,D 87.對(duì)一般翼型來(lái)說(shuō)，下列說(shuō)法中，哪個(gè)是正確的？當(dāng)迎角為零時(shí)，升力不為零。正迎角時(shí)，上翼面的流線比下翼面上的流線疏。正迎角時(shí)，上翼面的流速小于下翼面的流速。正迎角時(shí)，上翼面處的流速大于下翼面處的流速。A,B,D 88.影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有？翼剖面形狀迎角 空氣密度 機(jī)翼平面形狀B 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？減小

20、摩擦阻力。 減小干擾阻力。 減小誘導(dǎo)阻力。減小壓差阻力。B 90.飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么因素有關(guān)？與大氣可壓縮性。與大氣的粘性、飛機(jī)表面狀況以及同氣流接觸的飛機(jī)表面面積。僅與大氣的溫度。 僅與大氣的密度。B 91.減小干擾阻力的主要措施是把機(jī)翼表面做的很光滑部件連接處采取整流措施把暴露的部件做成流線型采用翼尖小翼D 92.下列關(guān)于壓差阻力哪種說(shuō)法是正確的？物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小。物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無(wú)關(guān)。物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。A 93.下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)法是正確的？增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。把暴露在氣流中的所

21、有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。 提高飛機(jī)的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。D 94.下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的？干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。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。C 95.后緣襟翼完全放出后，在其他條件不變時(shí)， 機(jī)翼面積增大30% ，阻力系數(shù)增到原來(lái)的3倍則阻力增大到原來(lái)的 3.3 倍 阻力增大到原來(lái)的1.9倍 阻力增大到原來(lái)的3.9 倍 阻力增大到原來(lái)的 4.3倍C 96.翼尖小翼的功用是？減小摩擦阻力。減小壓差

22、阻力。 減小誘導(dǎo)阻力。減小干擾阻力。A,B 97.機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理：減輕翼梢旋渦減小氣流下洗速度保持層流附面層 減小附面層內(nèi)氣流流速的橫向梯度A,B 98.減少飛機(jī)摩擦阻力的措施？保持飛機(jī)表面光潔度采用層流翼型減小迎風(fēng)面積增大后掠角A,B,D99.氣流流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，產(chǎn)生的摩擦阻力：是在附面層中產(chǎn)生的其大小與附面層中流體的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)是伴隨升力而立生的阻力其大小與空氣的溫度有關(guān)D 100.隨著飛行速度的提高，下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的？誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力增大誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力減小誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力減小誘導(dǎo)阻力減小廢阻力增大A 101.表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比最大升

23、力系數(shù)下降， 阻力系數(shù)增大相同升力系數(shù)時(shí)其迎角減小 同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大相同迎角下升力系數(shù)，阻力系數(shù)都加大C 102.關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小最大升阻比時(shí)， 一定是達(dá)到臨界攻角 升阻比隨迎角的改變而改變機(jī)翼設(shè)計(jì)使升阻比不隨迎角變化而變化C 103.在相同飛行速度和迎角情況下，表面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力：大于基本翼型升力等于基本翼型升力小于基本翼型升力不確定D 104.飛機(jī)前緣結(jié)冰對(duì)飛行的主要影響增大了飛機(jī)重量， 使起飛困難 增大了飛行阻力， 使所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅增加增大了臨界攻角，使飛機(jī)易失速相同迎角，升力系數(shù)下降B,C,D105.下列關(guān)于升阻比

24、的哪種說(shuō)法是正確的？升力系數(shù)達(dá)到最大時(shí)，升阻比也達(dá)到最大升力和阻力之比升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加，升阻比成線性增加升阻比也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)A,C 106.極曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力系數(shù)的曲線曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù)從原點(diǎn)作極曲線的切線， 切線的斜率是最大升阻比的迎角值平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值 曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比C 107.比較而言哪種后緣襟翼增升效果大后退式襟翼分裂式襟翼 富勒襟翼開縫式襟翼B 108.采用空氣動(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼：小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開。大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開。大迎角下，前緣縫翼依靠

25、空氣動(dòng)力的壓力打開。小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開。B 109.飛行中操作擾流板伸出增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力阻擋氣流的流動(dòng)， 增大阻力增加飛機(jī)抬頭力矩輔助飛機(jī)爬開飛機(jī)爬升時(shí)補(bǔ)償機(jī)翼彎度以減小氣流分離B 110.機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層加速氣流流動(dòng)下降高度時(shí)產(chǎn)生渦流以減小升力產(chǎn)生的渦流使擾流板的使用效果加強(qiáng)B 111.簡(jiǎn)單襟翼的增升原理是：增大了機(jī)翼面積。增大了翼型的彎度。減少了翼型的阻力。增大了翼型與氣流的相對(duì)流速。A 112.克魯格襟翼位于？機(jī)翼根部的前緣機(jī)翼翼尖的前緣 機(jī)翼翼根的后緣機(jī)翼翼尖的后緣A 113.克魯格襟翼

26、在使用中如何加大翼型彎度前緣部分下表面向前張開一個(gè)角度前緣部分向下偏轉(zhuǎn)前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出前緣部分下表面向內(nèi)凹入A 114.前緣縫翼的主要作用是？放出前緣縫翼， 可增大飛機(jī)的臨界迎角增大機(jī)翼升力減小阻力 改變機(jī)翼彎度A 115.失速楔的作用使機(jī)翼在其位置部分先失速使機(jī)翼在其位置部分不能失速使機(jī)翼上不產(chǎn)生氣流分離點(diǎn)，避免失速 使整個(gè)機(jī)翼迎角減小，避免失速B 116.翼刀的作用增加機(jī)翼翼面氣流的攻角減小氣流的橫向流動(dòng)造成的附面層加厚將氣流分割成不同流速的區(qū)域?qū)饬鞣指畛刹煌鲃?dòng)狀態(tài)的區(qū)域A 117.屬于減升裝置的輔助操縱面是：擾流板 副翼 前緣襟翼 后緣襟翼C 118.屬于增升裝置的輔助操縱

27、面是：擾流板 副翼 前緣襟翼減速板C,D 119.飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是提高飛機(jī)的操縱靈敏性。增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。增加飛機(jī)的升力。增大飛機(jī)的阻力。C 120.放出前緣縫翼的作用是？巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表面的氣流分離改善氣流在機(jī)翼前緣流動(dòng)， 減小阻力。 增加上翼面附面層的氣流流速增大機(jī)翼彎度，提高升力B 121.分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是：增大臨界迎角和最大升力系數(shù)增大升系數(shù)，減少臨界迎角臨界迎角增大臨界迎角增大，最大升力系數(shù)減小D 122.附面層吹除裝置的工作原理吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定在附面層下吹入氣流防止附面層與翼表面的摩擦在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚將氣流吹入附面層加速

28、附面層流動(dòng)，防止氣流分離B 123.后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小 應(yīng)使翼根先于翼尖失速，利于從失速狀態(tài)恢復(fù)調(diào)整兩側(cè)機(jī)翼同時(shí)失速，效果平均，利于采取恢復(fù)措施應(yīng)使機(jī)翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速D 124.前緣襟翼的作用是增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升，增加迎角提高機(jī)翼升力使壓力中心位置移動(dòng)而使飛機(jī)縱向平衡在起飛著陸時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)姿態(tài)增加翼型彎度，防止氣流在前緣分離A 125.前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)使用因消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)在前緣產(chǎn)生向前的氣動(dòng)力分量以抵消后緣襟翼產(chǎn)生的阻力前緣襟翼伸出遮擋氣流對(duì)后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞減緩氣流到達(dá)后緣

29、襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離。C 126.翼尖縫翼對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作用使氣流方向橫向偏移流向翼尖，造成副翼氣流流量加大增加操作效果增加向上方向氣流， 增大氣流厚度減小機(jī)翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動(dòng)力均衡B 127.正常操縱飛機(jī)向左盤旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確？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左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾流板不動(dòng)左機(jī)翼飛行擾流板不動(dòng)，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開左右機(jī)翼飛行擾流板都不動(dòng)。A,C,D 128.后退開縫式襟翼的增升原理是：增大機(jī)翼的面積增大機(jī)翼的相對(duì)厚度增大機(jī)翼的相對(duì)彎度 加速附面層氣流流動(dòng)C,D 129

30、.前緣縫翼的功用是？增大機(jī)翼的安裝角增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。 增大最大升力系數(shù)提高臨界迎角A,B 130.下列關(guān)于擾流板的敘述哪項(xiàng)說(shuō)法正確？擾流板可作為減速板縮短飛機(jī)滑跑距離可輔助副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱可代替副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱橫可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向配平D 131.超音速氣流經(jīng)過(guò)收縮管道后：速度增加，壓強(qiáng)增大。速度降低，壓強(qiáng)下降。速度增加，壓強(qiáng)下降。速度降低，壓強(qiáng)增大A 132.當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后：局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。局部激波首先出現(xiàn)在下翼面。只在上翼面出現(xiàn)局部激波。隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波向前移動(dòng)。B 133.飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是：擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中

31、心的同心圓。產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會(huì)受到擾動(dòng)。如果不考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足夠長(zhǎng)周圍的空氣都會(huì)受到擾動(dòng)。D 134.飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度：只取決于飛機(jī)的飛行速度 （空速）只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲僦蝗Q于飛機(jī)飛行的高度和飛機(jī)飛行的速度（空速）以及當(dāng)?shù)氐囊羲儆嘘P(guān)D 135.飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是：飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。在機(jī)翼上表面最大厚度點(diǎn)附近形成了等音速點(diǎn)。在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。機(jī)翼表面流場(chǎng)全部為超音速流場(chǎng)。B 136.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)保持不變。逐漸增加 . 逐漸減小。先增加后減小。D

32、137.關(guān)于飛機(jī)失速，下列說(shuō)法哪些是正確的？飛機(jī)失速是通過(guò)加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克服的飛行障礙。亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)大迎角失速。高亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)激波失速。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。D 138.空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱，是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱氣動(dòng)載荷使機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)生變形而產(chǎn)生的溫度升高在同溫層底部飛行時(shí)不存在是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。A 139.隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點(diǎn)位置：在跨音速飛行階段變化比較復(fù)雜。連續(xù)變化，從25% 后移到 50% 。連續(xù)變化，從 50% 前移到 25% 。 一直保持不變。C 140.為了使亞音

33、速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是：收縮流管。擴(kuò)張流管。先收縮后擴(kuò)張的流管。 先擴(kuò)張后收縮的流管。A 141.在激波后面：空氣的壓強(qiáng)突然增大?？諝獾膲簭?qiáng)突然減小、速度增大?？諝獾拿芏葴p小。空氣的溫度降低。B,C,D 142.飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱只會(huì)使機(jī)體表面的溫度升高。會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降。會(huì)影響無(wú)線電、航空儀表的工作。會(huì)使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。B,C 143.飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是：翼梢出現(xiàn)較強(qiáng)的旋渦，產(chǎn)生很大的誘導(dǎo)阻力。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。飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的附面層分離

34、。由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪?。A 144.從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對(duì)氣流流動(dòng)產(chǎn)生阻力？通過(guò)激波后空氣的溫度升高。通過(guò)激波后氣流的速度下降。通過(guò)激波后空氣的靜壓升高。通過(guò)激波后氣流的動(dòng)壓下降。B 145.飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面首先出現(xiàn)局部激波。 首先出現(xiàn)等音速點(diǎn)。 流場(chǎng)中形成局部超音速區(qū)。局部激波誘導(dǎo)附面層分離。B 146.激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是：局部激波前面超音速氣流壓力過(guò)大。氣流通過(guò)局部激波減速增壓形成逆壓梯度。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。局部激波后面的氣流壓力過(guò)小。A,C 147.當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界速度，

35、飛行阻力迅速增大的原因是：局部激波對(duì)氣流產(chǎn)生較大的波阻。 附面層由層流變?yōu)槲闪?，產(chǎn)生較大的摩擦阻力。局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的摩擦阻力。B,C 148.當(dāng)飛機(jī)飛行速度超過(guò)臨界速度之后，在機(jī)翼表面出現(xiàn)了局部激波：在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。局部激波是正激波。隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波向后移。在局部激波的后面仍為亞音速氣流，飛機(jī)仍處于亞音速飛行。A,B,D 149.對(duì)于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的" 高速翼剖面 " 。下列哪種說(shuō)法是正確的？相對(duì)厚度較小。對(duì)稱形或接近對(duì)稱形。前緣曲率半徑較大。最大厚度位

36、置靠近翼弦中間。B,C 150.飛機(jī)焦點(diǎn)的位置：隨迎角變化而改變。不隨迎角變化而改變。從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)后移。從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)前移。C,D 151.飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí)氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體表面的溫度升高，對(duì)座艙的溫度沒(méi)有影響。由于氣流具有的動(dòng)能過(guò)大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r(shí)，對(duì)機(jī)體表面進(jìn)行的氣動(dòng)加熱比較嚴(yán)重。由于氣動(dòng)加熱會(huì)使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。A,D 152.關(guān)于激波，下列說(shuō)法哪些正確？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。激波是強(qiáng)擾動(dòng)波， 在空氣中的傳播速度等于音速。激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。激波是超音速氣流流過(guò)帶有內(nèi)折角物體表面時(shí)，形成的強(qiáng)擾

37、動(dòng)波A,B 153.關(guān)于膨脹波，下列說(shuō)法哪些正確？當(dāng)超音速氣流流過(guò)擴(kuò)張流管時(shí)，通過(guò)膨脹波加速。膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。"超音速氣流通過(guò)膨脹波后，氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變"氣流流過(guò)帶有外折角的物體表面時(shí)，通過(guò)膨脹波加速。B,C 154.關(guān)于氣流加速， 下列說(shuō)法哪些正確？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。 氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分加速成為超音速氣流的在拉瓦爾噴管收縮部分得到加速的是亞音速氣流 氣流在拉瓦爾噴管的喉部達(dá)到超音速B,C 155.穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過(guò)管道剖面面積變大的地方：流速減小 流速增大壓強(qiáng)降低壓強(qiáng)增高A 156

38、.層流翼型的特點(diǎn)是前緣半徑比較小，最大厚度點(diǎn)靠后，它的作用是：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)。使上翼面氣流很快被加速，壓力分布比較平坦，可以提高臨界馬赫數(shù)。 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)。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)。A 157.對(duì)于后掠機(jī)翼而言：翼尖首先失速比翼根首先失速更有害翼根首先失速比翼尖首先失速更有害翼尖首先失速和翼根首先失速有害程度相等翼尖和翼根失速對(duì)飛行無(wú)影響B(tài) 158.飛機(jī)機(jī)翼采用相對(duì)厚度、相對(duì)彎度比較大的翼型是因?yàn)椋嚎梢詼p小波阻。得到比較大的升力系數(shù)。提高臨界馬赫數(shù)。使附面層保持層流狀

39、態(tài)。B 159.高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是：相對(duì)厚度比較小， 相對(duì)彎度比較大， 最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。B 160.后掠機(jī)翼接近臨界迎角時(shí)，下列說(shuō)法那一個(gè)正確？機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭上迎，迎角進(jìn)一步增大。機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。B 161.下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速：擾流版 翼刀和鋸齒型前緣整流片 前緣襟翼A,B

40、 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(diǎn)是：可以減小摩擦阻力。可以提高臨界馬赫數(shù)。可以減小干擾阻力。與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動(dòng)特性。A,C 163.對(duì)高速飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的主要要求是：提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。減小誘導(dǎo)阻力。 減小波阻。保持層流附面層。A,C 164.后掠機(jī)翼的失速特性不好是指：和翼根相比， 翼梢部位更容易發(fā)生附面層分離。和翼梢相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層分離。沿翼展方向氣流速度增加。翼根和翼梢部位同時(shí)產(chǎn)生附面層分離。A,D 165.下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù)？小展弦比機(jī)翼。 大展弦比機(jī)翼。平直機(jī)翼。后掠機(jī)翼。B 166.采用后掠機(jī)翼提高臨

41、界馬赫數(shù)的原因是：后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動(dòng)。經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。翼根處附面層的厚度比翼梢處附面層的厚度薄。形成了斜對(duì)氣流的激波。A 167.當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度是產(chǎn)生升力的有效速度。 在沿機(jī)翼表面流動(dòng)過(guò)程中，大小不發(fā)生變化。大于來(lái)流的速度。 會(huì)使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚。D 168.當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，平行機(jī)翼前緣的速度沿機(jī)翼展向流動(dòng)，使機(jī)翼翼梢部位附面層的厚度減小。被用來(lái)加速產(chǎn)生升力。小于來(lái)流的速度，所以臨界馬赫數(shù)提高了。使后掠機(jī)翼的失速特性不好。C 169.小展弦比機(jī)翼在改善飛機(jī)空氣動(dòng)力特性方面起的作用是：同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對(duì)厚度，加速上翼面流氣的速度，提高臨界馬赫數(shù)。同樣機(jī)翼面積的情況下，加大機(jī)翼的相對(duì)厚度，提高升力系數(shù)。 同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對(duì)厚度，減小波阻。同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的展長(zhǎng)，提高臨界馬赫數(shù)。B,D 170.超臨界翼型的特點(diǎn)是：上翼面氣流加速比較快， 所以它的臨界馬赫數(shù)比較大。一旦出現(xiàn)局部激波，激波的位置靠后，減小波阻。一旦出現(xiàn)局部激波，激波的強(qiáng)度比較大，減少波阻超臨界翼型的跨音速氣動(dòng)特性比層流翼型好。A,B 171.飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成為后掠機(jī)翼為了：提高臨界馬赫數(shù) 減小波阻 增加飛機(jī)升力